CN116119026A - 一种卫星设计方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供一种用于卫星的模块单元，包括壳体、至少一个标准接口以及管理模块。其中，标准接口设置于所述表面，包括用于提供供电传输通电接口、用于实现数据交互及通信的通信模块、以及实现不同模块单元之间的物理连接的磁吸模块。管理模块设置于壳体的内部，包括与通电接口可通信地连接的节点自识别芯片，其用于识别与所述模块单元连接的其他模块单元、无线模块，用于传输各模块单元内部的备份数据、锂电模块，与磁吸模块电连接，用于为模块单元提供基本用电、电源管理模块，用于对模块单元的电源使用进行管理，并且提供5V内电；以及电磁解锁模块，与磁吸模块可通信地连接，用于管理模块单元的各个标准接口的磁吸模块。

Description

一种卫星设计方法

技术领域

本发明涉及航空航天技术领域，特别涉及一种用于卫星的模块单元。

背景技术

随着卫星技术的不断发展，单颗卫星所能实现的功能越来越多。为了实现更多的功能，卫星中配置的子系统或功能模块数量随之增加，卫星的结构更为复杂，而为了满足发射条件，各模块或子系统的布局至关重要，因此，这就导致卫星研制成本及周期不断增加。为了降低卫星的研制周期，实现卫星结构的快速布局，模块化的设计方式越来越多地应用于卫星研发中心。例如，专利CN106628253提供了一种椎柱式模块化卫星平台架构，其在卫星的各个模块上设置了标准接口，通过自有配置各种模块实现卫星系统的设计。又例如专利CN106516161提供了一种魔方式的模块化卫星，其借鉴魔方结构搭建卫星系统，将航天器的各分系统划分成物理及功能独立的功能模块，并单独组装在一个魔方块中，且任一魔方块中均采用标准化的机电接口、热控接口及数据接口。

上述两种卫星结构虽然能够快速实现卫星的设计，但其所采用的模块单元的标准接口固定设置于指定面上，且模块单元之间的连接较为复杂，这就使得通过所述模块单元只能搭建特定形态的卫星，同时，全部的装配过程必须在地面完成。

发明内容

针对现有技术中的部分或全部问题，本发明提供一种用于卫星的模块单元，包括：

壳体；

至少一个标准接口，设置于所述壳体表面，包括：

通电接口，用于提供供电传输；

通信模块，用于实现数据交互及通信；以及

磁吸模块，用于实现不同模块单元之间的物理连接；以及

管理模块，设置于所述壳体的内部，包括：

节点自识别芯片，与所述通电接口可通信地连接，用于识别与所述模块单元连接的其他模块单元；

无线模块，用于各模块单元内部的备份数据传输；

锂电模块，与所述磁吸模块电连接，用于为模块单元提供基本用电；

电源管理模块，用于对所述模块单元的电源使用进行管理，并且提供5V内电；以及

电磁解锁模块，与所述磁吸模块可通信地连接，用于管理所述模块单元的各个标准接口的磁吸模块。

进一步地，所述通电接口包括：

顶针，设置于壳体表面，且可伸缩；以及

弹片，与所述管理模块电连接，且对应于所述顶针设置，所述顶针内缩后与所述弹片接触。

进一步地，所述通信模块包括数据接口，所述数据接口支持LVDS协议。

进一步地，所述磁吸模块包括若干个交替间隔布置的正磁极及负磁极。

进一步地，所述正磁极及负磁极形成一个圆环，且所述通信模块及通电接口位于所述圆环内部。

进一步地，所述数据接口包括2个环状数据接口。

进一步地，所述模块单元为立方体，所述标准接口设置于所述立方体的任意表面的中心处。

进一步地，所述管理模块为板卡形式，所述节点自识别芯片、无线模块、锂电模块、电源管理模块、以及电磁解锁模块集成于同一板卡上。

进一步地，所述模块单元还包括转台，其设置于所述模块单元的内部，所述标准接口通过传动机构连接至所述转台的转轴，使得其能够跟随转台转动。

进一步地，所述转台包括一维电机。

本发明提供的一种用于卫星的模块单元，为标准结构，通过在其内部安装相应的模块或器件，任一所述模块单元能够独立执行卫星平台的一个或多个功能，例如任务规划、能源分配、姿控、卫星推进等，不同功能的模块单元可形成卫星产品库，在设计卫星时，根据任务及需求选择不同的模块单元进行装配。此外，所述模块单元采用磁吸附连接，使得采用所述模块单元进行卫星的装配操作更为简单，既可在地面进行装配，亦可通过操作机器人等设备在轨实现装配，一方面提高了卫星装配效率，另一方面极大地提高了卫星的在轨可扩展性，并提供了卫星在轨延寿的可能。

附图说明

为进一步阐明本发明的各实施例的以上和其它优点和特征，将参考附图来呈现本发明的各实施例的更具体的描述。可以理解，这些附图只描绘本发明的典型实施例，因此将不被认为是对其范围的限制。在附图中，为了清楚明了，相同或相应的部件将用相同或类似的标记表示。

图1示出本发明一个实施例的一种可在轨模块化组装与重构的细胞卫星；

图2a-2c分别示出本发明其他实施例中的细胞卫星的结构示意图；

图3示出本发明一个实施例的一种用于细胞卫星的细胞单元的结构示意图；

图4示出本发明一个实施例的综合电子单元的结构示意图；

图5示出本发明一个实施例的能源单元的结构示意图；

图6示出本发明一个实施例的推进单元的结构示意图；

图7a-7c分别示出本发明多个实施例的姿控单元的结构示意图；

图8示出本发明一个实施例的三轴旋转单元的结构示意图；

图9示出本发明一个实施例的太阳翼与所述三轴旋转单元的连接示意图；

图10示出本发明一个实施例的板式单元的结构示意图；以及

图11示出本发明一个实施例的板式单元与模块单元的连接示意图。

具体实施方式

以下的描述中，参考各实施例对本发明进行描述。然而，本领域的技术人员将认识到可在没有一个或多个特定细节的情况下或者与其它替换和/或附加方法、材料或组件一起实施各实施例。在其它情形中，未示出或未详细描述公知的结构、材料或操作以免模糊本发明的发明点。类似地，为了解释的目的，阐述了特定数量、材料和配置，以便提供对本发明的实施例的全面理解。然而，本发明并不限于这些特定细节。此外，应理解附图中示出的各实施例是说明性表示且不一定按正确比例绘制。

在本说明书中，对“一个实施例”或“该实施例”的引用意味着结合该实施例描述的特定特征、结构或特性被包括在本发明的至少一个实施例中。在本说明书各处中出现的短语“在一个实施例中”并不一定全部指代同一实施例。

需要说明的是，本发明的实施例以特定顺序对工艺步骤进行描述，然而这只是为了阐述该具体实施例，而不是限定各步骤的先后顺序。相反，在本发明的不同实施例中，可根据工艺的调节来调整各步骤的先后顺序。

为实现卫星的长期在轨维护和持续升级能力，本发明提供一种用于卫星的模块单元，所述模块单元也可称为细胞单元，其可组成细胞卫星，所述细胞卫星在操作机器人的配合下，能够实现在轨模块化组装与重构，其中，所述操作机器人可安装于所述细胞单元表面，以进行细胞卫星的装配。所述细胞单元具备统一的形态及相应标准接口，在其上通过配置不同的器件或模块，使得任一所述细胞单元能够独立执行卫星平台的一个或多个功能，例如任务规划、能源分配、姿控、卫星推进等，不同功能的细胞单元可形成卫星产品库，在设计卫星时，根据任务及需求选择不同的细胞单元进行装配。借助所述操作机器人，所述卫星的装配可在地面进行，也可在太空中进行。下面结合实施例附图，对本发明的方案做进一步描述。

在本发明中，所述“第一表面”是指细胞单元壳体的外表面，以及所述“第二表面”是指细胞单元壳体的内表面。

图1示出本发明一个实施例的一种可在轨模块化组装与重构的细胞卫星。如图1所示，一种可在轨模块化组装与重构的细胞卫星，包括主体结构001以及太阳翼002，其中，所述主体结构001包括若干个细胞单元101，所述细胞单元101通过标准接口连接并实现通信。在本发明的实施例中，所述细胞单元的排列方式并未限定，也就是说，所述主体结构的形状没有限制，可根据其包含的细胞单元的数量及功能设置。例如，各细胞单元可以排成一列；又例如，各细胞单元可以排成多列，且每列包含的细胞单元数量可以相同或不同；再例如，各细胞单元可以组合为多层结构，且任意一层所包含的细胞单元数量可以相同或不同，图2a-2c分别示出本发明其他实施例的细胞卫星的结构示意图，应当理解的是，在实际应用中，所述细胞卫星包含的细胞单元数量，以及装配方式可以与图1、图2a-2c中所示实施例不同。所述太阳翼设置于所述主体结构001的两侧，通过标准接口与所述细胞单元连接并实现通信。在本发明的一个实施例中，所述细胞卫星还包括贴片热控模块，所述贴片热控模块设置于所述细胞单元的表面，用于细胞单元散热。

在本发明的又一个实施例中，所述细胞卫星还包括贴片天线1300，所述贴片天线通过标准接口与细胞单元连接，用于实现无线电传播功能。在本发明的一个实施例中，所述细胞单元为立方体结构，包括壳体、至少一个标准接口以及管理模块，其中，所述标准接口可设置于所述壳体的任意一侧的第一表面，所述标准接口用于承担机械连接、通信连接、供电等作用，所述管理模块设置于细胞单元内部。图3示出本发明一个实施例的一种用于细胞卫星的细胞单元的结构示意图。如图3所示，所述标准接口包括通电接口311、通信模块312以及磁吸模块，其中：

所述通电接口311，其包括顶针及弹片，其中，所述弹片设置于所述标准接口内部，与所述管理模块302连接，所述顶针对应于所述弹片的位置设置，当两个细胞单元连接后，顶针内缩，与所述弹片接触，进而与所述管理模块连通，以实现模块身份、就位状态的识别以及提供供电传输；

所述通信模块312包括数据接口，在本发明的一个实施例中，所述数据接口包括2个环状数据接口，且其采用LVDS协议实现数据交互及通信；以及

所述磁吸模块包括正磁极以及负磁极，用于各细胞单元之间的机械连接，在本发明的一个实施例中，如图3所示，所述正磁极331与所述负磁极332交替间隔布置，形成圆环形状的磁吸模块，围绕在所述通信模块312的外部。

在本发明的一个实施例中，所述标准接口还可以与电机通过传动装置连接，进而使得所述标准接口可沿壳体轴线转动。

所述管理模块302设置于所述细胞单元的内部，包括：

节点自识别芯片321，与所述通电接口311可通信地连接，用于识别管理协调连接的其他细胞单元；

无线模块322，用于各细胞单元内部的备份数据传输；

锂电模块323，与所述磁吸模块电连接，用于为细胞单元提供基本用电，以保证无外接能源情况下，所述细胞单元内部的基本用电和电磁接口用电需求；

电源管理模块324，用于对所述细胞单元的电源使用进行管理，并且提供5V内电；以及

电磁解锁模块325，与所述磁吸模块可通信地连接，主要用于管理所述细胞单元的各个标准接口的磁吸模块，进而控制细胞单元与其他细胞单元的机械连接。

在本发明的一个实施例中，所述管理模块的各模块及芯片集成于标准板卡上，通过插槽的方式插入在所述细胞单元内部。

应当理解的是，根据不同细胞单元的功能不同，所述管理模块中还可根据需求增加相应的模块或器件，以实现更多的功能。

在本发明的实施例中，所述细胞卫星的主体结构中所包含的细胞单元通常包括：综合电子单元、能源单元、推进单元、姿控单元以及三轴旋转单元。

所述综合电子单元用于控制整星的信息处理与交互，各分系统算法实现，能源调配，GNSS信号接收与处理，功能进化升级，细胞星重组路径规划等任务。所述综合电子单元为所述细胞卫星在轨扩展和重构的核心部件，也是软件任务规划以及数据处理的主体，因此，所述综合电子单元的各面均设置有标准接口，即其各面均可与其他细胞单元进行连接。所述综合电子单元是在细胞卫星装配过程中需要优先装配的一个细胞单元。所述综合电子单元采用插卡形式，具体而言，将各功能模块制成同一标准的板卡形式，插入到综合电子单元的壳体内。图4示出本发明一个实施例的综合电子单元的结构示意图，如图4所示，在本发明的实施例中，所述综合电子单元包括但不限于：

星务计算机401，用于收集数据计算，分发控制指令；

存储模块402，用来存储星务计算机计算数据、载荷数据等；

数据处理模块403，用于对星上采集数据进行分析与集中计算；

测控应答机404，用于负责遥测、测距、测速及时差测量功能；

GNSS接收机405，其作为独立单元，以PCB与综合电子系统的PCB连接，置于综合电子系统箱内部，除天线接口外，其余信号属于综合电子系统机箱内部信号；以及

数传发射机406，为控制器与终端设备速度传感器的通信中转设备。

通过在所述细胞单元内加装蓄电池组，可形成能源单元。所述能源单元用于整星的能源供应，图5示出本发明一个实施例的能源单元的结构示意图，如图5所示，在本发明的实施例中，所述能源单元包括蓄电池组501。其中，所述蓄电池组501由若干电池成组配制而成，具体的电池数量可根据卫星实际需求配置，在本发明的一个实施例中，所述电池优先布置于靠近壳体的一侧，随着电池数量的增多，逐渐向中心布置。所述蓄电池组501在在轨运行期间与安全模式期间，释放电能，对星上设备供电。通过细胞单元管理模块中的电源管理模块可实现对一次电源的管理和二次电源供配电，其中，所述一次电源管理是指对所述能源单元的电源管理，以及所述二次电源供配电是指对卫星其他单元或模块的供配电管理。所述电源管理模块包括对蓄电池组充放电的控制、电源分系统所需接口。

通过在所述细胞单元表面加装推力器，以及在其内部设置燃料储箱，可形成推进单元。所述推进单元用于负责整星的推进变轨功能，图6示出本发明一个实施例的推进单元的结构示意图，如图6所示，在本发明的实施例中，所述推进单元包括推力器601以及燃料储箱602。在本发明的一个实施例中，所述推力器601包括四个，其布置于所述推进单元一侧壳体的第一表面，且所述推力器601可在一定角度内自由转动，为卫星提供推力，以用于轨道维持和姿态调控。所述燃料储箱602布置于所述推进单元的内部，用于储存相应的燃料，为所述推力器供能。为更好地为细胞卫星提供推进力，所述推进单元优选设置于所述细胞卫星的最外层，且安装有推力器的一侧垂直于飞行方向设置。

通过在所述细胞单元内部加装动量轮、磁力矩器、星敏感器以及三轴陀螺仪等器件，可形成姿控单元。所述姿控单元用于调整卫星的整星姿态。在一颗卫星中可包含一个或多个姿控单元，且所述多个姿控单元可进行三轴正交组合，以实现三自由度的控制能力。所述姿控单元包括动量轮701、磁力矩器702、星敏感器703以及三轴陀螺仪704。其中，所述动量轮701安装于所述姿控单元内部，用于控制卫星姿态，以保持系统角动量一定。所述磁力矩器702安装于姿控单元内部，可与其所处地磁场相互作用，进而产生磁控力矩，用以对卫星进行姿态控制或动量轮卸载管理。所述星敏感器703设置于所述姿控单元的内部上，但其感光部分通过壳体上的通孔露出于壳体表面，所述星敏感器703可通过敏感恒星辐射来测定卫星相对于天球坐标系的三轴姿态，并输出给所述综合电子单元，确定姿态调整方案。所述三轴陀螺仪704安装于所述姿控单元的内部，用于感知卫星自身姿态变化情况，并将相关数据传输给所述综合电子单元，形成调姿方案。在发明的实施例中，所述动量轮701、磁力矩器702、星敏感器703以及三轴陀螺仪704的数量可根据实际需求设置，图7a-7c分别示出本发明多个实施例的姿控单元的结构示意图。如图7a所示，在本发明的一个实施例中，所述姿控单元包括一个动量轮701,以及一个磁力矩器702，其中，所述动量轮701安装于所述姿控单元的一侧壳体的第二表面的中心处，以及所述磁力矩器702设置于所述姿控单元的另一侧壳体的第二表面的边沿处，在该实施例中，所述姿控单元的六面壳体均可采用标准接口代替。如图7b所示，在本发明的又一个实施例中，所述姿控单元包括一个动量轮701、一个磁力矩器702、一个星敏感器703以及一个三轴陀螺仪704，由于对应于所述星敏感器703的感光部分的壳体上需要设置通孔，因此，在该实施例中，所述姿控单元安装所述星敏感器703的一侧通常不可采用所述标准接口替代。为满足对动量轮需求较大的卫星任务，在本发明的实施例中，可在卫星上安装若干如图7a及7b所示的姿控单元，并将其进行三轴正交组合，进而实现三自由度控制能力。图7c示出本发明再一个实施例中的姿控单元的结构示意图，在该实施例中，所述姿控单元包括三个动量轮701，三个磁力矩器702，一个星敏感器703以及一个三轴陀螺仪704，所述三个动量轮701以及三个磁力矩器702按照三轴部署，使得姿控单元可以实现全姿控模块集成，能够满足对姿控能力要求较弱的卫星设计。

通过在细胞单元内部设置一维转台，使得细胞单元的标准接口能够转动，即可形成旋转单元，若在三个正交方向上分别设置一个一维转台，则可形成三轴旋转单元。所述三轴旋转单元例如可用于安装太阳翼，其能够满足不同方向的转动需求。图8示出本发明一个实施例的三轴旋转单元的结构示意图，如图8所示，在本发明的实施例中，所述三轴旋转单元包括三个一维转台，所述一维转台设置于所述三轴旋转单元的内部，且分布在三个正交的方向上。任一所述一维转台包括电机8011以及传动机构8012，所述传动机构8012的一端与所述电机8011的转轴连接，另一端则与所述标准接口连接，使得所述标准接口能够在所述电机801的带动下转动。图9示出本发明一个实施例的太阳翼与所述三轴旋转单元的连接示意图。如图9所示，所述太阳翼包括标准接口901以及帆板902。其中，所述标准接口901与细胞单元的标准接口结构相同，可通过磁吸附的方式与所述三轴旋转单元机械连接，进而通过通信模块及通电接口进行通信及供电。为减小发射时体积，在本发明的一个实施例中，所述帆板902采用可折叠式帆板，其在发射时处于折叠状态，运行时展开，所述可折叠式帆板例如可以包括多个电池板，且任意所述电池板均通过可旋转的方式与相邻的电池板连接。

所述细胞单元的标准接口还可用于连接操作机器人、太阳翼、贴片太阳能模块、隔热组件、散热组件、贴片天线等部件，所述操作机器人、太阳翼、贴片太阳能模块、隔热组件、散热组件、贴片天线均包含标准接口。其中，所述贴片太阳能模块、隔热组件、散热组件、贴片天线的结构如图10所示，其与所述细胞单元的连接如图11所示，如图所示，所述贴片太阳能模块、隔热组件、散热组件、贴片天线均为板式单元，且其第二面设置有标准接口，用于与细胞单元上的标准接口通过磁吸附的方式机械连接，所述办事单元的第一面则根据相应地设置有太阳能片、隔热材料、散热材料或阵列天线，进而形成贴片太阳能模块、隔热组件、散热组件、贴片天线。为了便于拆装，在本发明的一个实施例中，所述板式单元的第一面还设置有把手1303，所述把手1303可有多个，并优选设置于所述板式单元的两端。

如前所述的细胞单元所组成的细胞卫星，由于其各模块及单元均可在轨进行装配，这就使得所述卫星系统具备在轨可重构功能，在卫星发射后，综合电子单元可以接收地面任务指令，然后控制操作机器人，在轨替换各种细胞单元和/或载荷，基于原有卫星平台，可以替换、增加、删减相应细胞单元，在轨扩展卫星任务，实现卫星系统的在轨重构、扩展功能。此外，所述细胞卫星的各个细胞单元可以在地面装配形成卫星，作为整体发射，也可单独发射，在太空中完成装配。

下面以最小单元的细胞卫星为例，介绍细胞卫星在轨装配的过程，其中，所述最小单元的细胞卫星包括综合电子单元、推进单元、能源单元、姿控单元、太阳翼以及贴片天线，其装配包括：

首先，通过操作机器人抓取推进单元至所述综合电子单元的第一侧，所述综合电子单元内置的节点自识别芯片识别到推进单元后，传输指令至综合电子单元靠近所述推进单元一侧的标准接口，与此同时，推进单元内置的节点自识别芯片同样识别到综合电子单元后，传输指令至推进单元靠近所述综合电子单元一侧的标准接口；

接下来，两个标准接口进行机械对接，此时，电磁解锁模块接收直流电指令，开启电磁锁锁紧状态，将综合电子单元与推进单元连接起来；

接下来，按照前述步骤类似的方式，将能源单元连接至综合电子单元的第二侧，所述第二侧优选为与第一侧相对的一侧，完成对接后，综合电子单元可对能源单元进行控制，进而实现任务调配以及能源调配；

接下来，按照前述步骤类似的方式，将两个姿控细胞分别连接至所述综合电子单元的第三侧以及第四侧，并将贴片天线连接至能源单元的一侧，其中，所述姿控细胞相对于与所述综合电子单元连接一侧的标准接口与姿控细胞内部的电机连接，使得所述标准接口能够沿该侧壳体的轴线转动；以及

最后，将太阳翼连接至与电机连接的标准接口上，使得其能够根据卫星姿态、位置实时调整角度，进行储能。

细胞卫星整星入轨后，综合电子单元将根据最初的任务指令，对各个细胞单元进行任务分配，以及能源单元将对各个细胞单元进行能源分配，各细胞单元上电后，接收到任务即开始启动正常工作。如前所述，在本发明的实施例中，能源及任务分配、以及数据传输过程均通过各细胞单元表面的标准接口完成，所述标准接口既是细胞单元间的关键承力结构，也是细胞单元间用来传输供电、信息、机械、导热、数据的通用接口。

尽管上文描述了本发明的各实施例，但是，应该理解，它们只是作为示例来呈现的，而不作为限制。对于相关领域的技术人员显而易见的是，可以对其做出各种组合、变型和改变而不背离本发明的精神和范围。因此，此处所公开的本发明的宽度和范围不应被上述所公开的示例性实施例所限制，而应当仅根据所附权利要求书及其等同替换来定义。

Claims (10)

1.一种卫星设计方法，其特征在于，根据所需的卫星功能，从卫星产品库中选取不同功能的细胞单元进行装配，其中所述细胞单元具备统一的形态，且包括：

壳体；

至少一个标准接口，设置于所述壳体表面，包括：

通电接口，其被配置为能够提供供电传输；

通信模块，其被配置为能够实现数据交互及通信；以及

磁吸模块，其被配置为能够实现不同模块单元之间的物理连接；

管理模块，设置于所述壳体的内部，包括：

节点自识别芯片，与所述通电接口可通信地连接，且被配置为能够识别与所述模块单元连接的其他模块单元；

无线模块，其被配置为能够传输各模块单元内部的备份数据；

锂电模块，与所述磁吸模块电连接，且被配置为能够为模块单元提供基本用电；

电源管理模块，其被配置为能够对所述模块单元的电源使用进行管理，并且提供5V内电；以及

电磁解锁模块，与所述磁吸模块可通信地连接，且被配置为能够管理所述模块单元的各个标准接口的磁吸模块；以及

不同的功能器件或模块，配置于模块单元内，以使得任一细胞单元均可独立执行卫星平台的一个或多个功能，根据任务及需求选择不同的细胞单元进行装配以得到不同的卫星。

2.如权利要求1所述的卫星设计方法，其特征在于，所述通电接口包括：

顶针，设置于壳体表面，且可伸缩；以及

弹片，与所述管理模块电连接，且对应于所述顶针设置，所述顶针内缩后与所述弹片接触。

3.如权利要求1所述的卫星设计方法，其特征在于，所述通信模块包括数据接口，且所述数据接口支持LVDS协议。

4.如权利要求1所述的卫星设计方法，其特征在于，所述磁吸模块包括若干个交替间隔布置的正磁极及负磁极。

5.如权利要求4所述的卫星设计方法，其特征在于，所述正磁极及负磁极形成一个圆环，且所述通信模块及通电接口位于所述圆环内部。

6.如权利要求3所述的卫星设计方法，其特征在于，所述数据接口包括2个环状数据接口，且所述数据接口支持LVDS协议。

7.如权利要求1所述的卫星设计方法，其特征在于，所述模块单元为立方体，所述标准接口设置于所述立方体的任意表面的中心处。

8.如权利要求1所述的卫星设计方法，其特征在于，所述管理模块为板卡形式，所述节点自识别芯片、无线模块、锂电模块、电源管理模块、以及电磁解锁模块集成于同一板卡上。

9.如权利要求1所述的卫星设计方法，其特征在于，所述模块单元还包括转台，其设置于所述模块单元的内部，所述标准接口被配置为能够通过传动机构连接至所述转台的转轴，跟随转台转动。

10.如权利要求9所述的卫星设计方法，其特征在于，所述转台包括一维电机。

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