CN118372986A - 一种母星及子母卫星组合体 - Google Patents

Abstract

本发明涉及航天技术领域，公开一种母星及子母卫星组合体，该母星包括：星体和推进动力舱，所述推进动力舱与所述星体固定连接，并用于为所述星体提供推进动力；所述星体设有子星接口。上述母星的星体通过子星接口可以接入多个子星，该星体同时固定连接有推进动力舱，当母星与运载火箭分离后，可以携带子星在推进动力舱的推动下实现变轨，在进入预定轨道后再释放子星，形成卫星编队，以上过程，子星无需携带大量推进剂，从而，减小子星体积，同时简化子星结构。在不需要上面级的情况下，实现母星和子星的变轨。

Description

一种母星及子母卫星组合体

技术领域

本发明涉及航天技术领域，特别涉及一种母星及子母卫星组合体。

背景技术

卫星编队是指若干颗卫星组成一定的编队构型，编队中的每颗卫星相互协同工作、相互联系、共同实现科学试验、通信、侦察和导航等任务，整个星群构成一个超大的“虚拟卫星”或卫星网络系统。

卫星编队在对地观测、天文观测及深空探测等领域具有重要应用前景，是未来航天任务的关键技术。卫星编队飞行能够在近地轨道，为科学实验提供单颗卫星很难实现的数据采集。卫星编队可以完成一些单颗卫星不能胜任的任务，如立体观测等。

卫星星座是发射入轨能正常工作的卫星的集合，通常是由一些卫星环按一定的方式配置组成的一个卫星网。

轨道控制能力是卫星组成星座和编队的必备能力，用以实现卫星的轨道控制和轨道转移，这是依赖高效率微推进系统实现的。由于星座和编队微纳卫星数量较多且经常处于不同的轨道面，由运载直接送入轨道难度和成本都较高，这就需要卫星自身完成从漂移轨道到工作轨道的转移。

随着编队卫星自行升轨或进入深空轨道能力要求提高，需要大量推进剂推动卫星在轨机动，卫星进入任务轨道、初始编队飞行轨道构型建立，以及后来长期运行时航天器受到轨道摄动所需要保持编队构型，都需要大量消耗推进剂资源，因此，如何节省燃料和能源达到空间任务的要求是一个重要的研究课题。

目前，主要有两种形式，一种是卫星自行变轨，这要求星内有较大空间装配大容量推进剂贮箱，整星的体积有较大需求，一般情况下受一箭多星发射运载整流罩空间限制，卫星本体空间有限，在布局上导致贮箱尺寸受限，无法携带足够的推进剂，且每颗卫星均携带大容量推进剂自行变轨，会大幅增加单颗卫星的研制费用；另一种是运载火箭为卫星配备上面级动力舱，由上面级将各卫星送入预定任务轨道后，与卫星分离，但这种情况下运载火箭为卫星配备的上面级一般研制费用较高。

发明内容

本发明公开了一种母星及子母卫星组合体，用于在不设置上面级的情况下，使子星以较小的体积实现变轨。

为达到上述目的，本发明提供以下技术方案：

第一方面，提供一种母星，该母星包括：星体和推进动力舱，所述推进动力舱与所述星体固定连接，并用于为所述星体提供推进动力；所述星体设有子星接口。

上述母星的星体通过子星接口可以接入多个子星，该星体同时固定连接有推进动力舱，当母星与运载火箭分离后，可以携带子星在推进动力舱的推动下实现变轨，在进入预定轨道后再释放子星，形成卫星编队，以上过程，子星无需携带大量推进剂，从而，减小子星体积，同时简化子星结构。在不需要上面级的情况下，实现母星和子星的变轨。

可选地，所述推进动力舱设置于所述星体的外部空间，可以节省星体的星内布局空间和星体的体积。

可选地，所述推进动力舱连接于所述星体的尾部，避免星体对推进动力舱的喷射气流造成遮挡，不额外增加星体的横向上的尺寸。

可选地，所述推进动力舱包括推进剂贮箱、管路和推力器，所述推力器通过所述管路与所述推进剂贮箱连接，将推进剂贮箱、管路和推力器统一地封装在推进动力舱中，便于实现模块化的同时，避免推进剂贮箱、管路或推力器占用星体的内部空间。

可选地，当所述推进动力舱连接于所述星体的尾部时，所述推进动力舱还包括中心承力筒，所述中心承力筒的一端与所述星体的尾部固定连接；所述推力器位于所述中心承力筒远离所述星体的一侧；所述推进剂贮箱的数量为多个，至少部分所述推进剂贮箱环绕所述中心承力筒间隔设置。中心承力筒作为推进动力舱的核心承力构件，对推进剂贮箱、星体和推力器等起到有力支撑作用。

可选地，部分所述推进剂贮箱安装于所述中心承力筒内，以充分利于中心承力筒内的空间，提高空间利用率，允许母星携带更多推进剂。

可选地，所述推进动力舱还包括安装板、第一斜撑和第二斜撑，所述安装板套设于所述中心承力筒，且一侧通过所述第一斜撑与所述中心承力筒连接，另一侧通过所述第二斜撑与所述中心承力筒连接，以在两侧对安装板提供稳定支撑；所述推进剂贮箱贯穿所述安装板，并与所述安装板固定连接。

可选地，所述中心承力筒包括相互连接的圆柱段和圆锥段，所述圆锥段位于所述圆柱段远离所述星体的一端，圆锥段可以对安装板起到限位作用；所述推进动力舱还包括顶板，所述顶板套设于所述圆柱段远离所述圆锥段的一端，所述安装板位于所述圆柱段和所述圆锥段的连接处，所述第一斜撑支撑于所述顶板、所述安装板和所述圆柱段之间，所述第二斜撑支撑于所述安装板和所述圆锥段之间，圆锥段的坡度为第二斜撑提供了借力支点，并且，圆锥段的扩口结构为安装推力器提供了空间。

可选地，所述星体呈长方体状，所述推进动力舱连接于所述星体的安装面；与所述安装面相邻的四个表面中，两个相对的所述表面分别安装有太阳翼，另两个相对的所述表面设置多个所述子星接口，与所述安装面相对的表面设置多个所述子星接口。从而，充分且合理有效地利用星体的各个表面

可选地，所述子星接口包括机械接口和电气接口；其中，所述机械接口包括弹性分离组件以及连接分离组件，所述连接分离组件用于与对应的所述子星连接或分离，所述弹性分离组件用于为对应的所述子星提供远离所述星体的弹性驱动力，当需要子星与母星分离时，连接分离组件与子星由结合状态转变为分离状态，弹性分离组件将子星弹出，实现子星的释放；所述电气接口用于与所述子星电连接，用于与母星通信或者传输电能。

第二方面，提供一种子母卫星组合体，该子母卫星组合体包括子星和如上述任一技术方案所述的母星，所述子星连接于所述星体的子星接口。

在上述子母卫星组合体中，母星的星体通过子星接口可以接入多个子星，该星体同时固定连接有推进动力舱，当母星与运载火箭分离后，可以携带子星在推进动力舱的推动下实现变轨，在进入预定轨道后再释放子星，形成卫星编队，以上过程，子星无需携带大量推进剂，从而，减小子星体积，同时简化子星结构。在不需要上面级的情况下，实现母星和子星的变轨。

可选地，所述子星呈长条状，在所述星体的每个具有所述子星接口的表面中，多个所述子星依次平行设置，便于呈阵列式布置于母星的星体表面上。

附图说明

图1表示出本申请实施例提供的母星的结构示意图；

图2表示出图1中星体的爆炸图；

图3表示出图1中推进动力舱的内部结构示意图；

图4表示出图1中的一个机械接口的结构示意图；

图5表示出本申请实施例提供的子母卫星组合体当太阳翼处于折叠状态时的示意图；

图6表示出图5所示子母卫星组合体当太阳翼处于展开状态时的示意图；

图7表示出图5中的一个子星200处于的子太阳翼处于折叠状态时的示意图；

图8表示出图7所示子星200的子太阳翼处于展开状态时的示意图；

图9表示出本申请实施例提供的子母卫星组合体的一种示例编队飞行方案示意图。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

图1表示出本申请实施例提供的母星的结构示意图，图2表示出图1中星体的爆炸图，图3表示出图1中推进动力舱的内部结构示意图，结合图1至图3，本申请实施例提供的母星100包括：星体110和推进动力舱120，推进动力舱120与星体110固定连接，并用于为星体110提供推进动力；星体110设有子星接口。

上述母星100的星体110通过子星接口可以接入多个子星200，该星体110同时固定连接有推进动力舱120，当母星100与运载火箭分离后，可以携带子星200在推进动力舱120的推动下实现变轨，在进入预定轨道后再释放子星200，形成卫星编队，以上过程，子星200无需携带大量推进剂，从而，减小子星200体积，同时简化子星200结构。在不需要上面级的情况下，实现母星100和子星200的变轨，进入深空轨道工作。推进动力舱120统一为母星100和子星200提供变轨泊入预定工作轨道的动力。

具体地，若采用非编队飞行方式，装配推进动力舱120的母星可将子星200（参考图5和图6）分别送入各自预定轨道，进行分离释放，最后，推进动力舱120与主星一并进入主星预定轨道；若采用编队飞行方式，推进动力舱120可将子星200和母星的星体110一起送入预定轨道，将子星200依次分离释放，随后子星200与母星组成编队飞行状态执行任务。

母星装配子星后的子母卫星组合体可实现一箭多星发射，子星200由于不需要携带推进剂或者只需要携带少量推进剂，因此，单颗子星的研制费用降低，有利于从整体上降低子母卫星组合体的成本。

在一个具体的实施例中，推进动力舱120设置于星体110的外部空间，可以节省星体110的星内布局空间和星体110的体积。

在一个具体的实施例中，推进动力舱120连接于星体110的尾部，避免星体110对推进动力舱120的喷射气流造成遮挡，并且，推进动力舱120仅增加推进方向上的尺寸而不额外增加星体110的横向上的尺寸，有利于在火箭承力舱内的布置。

在一个具体的实施例中，推进动力舱120包括推进剂贮箱129、管路和推力器122，推力器122通过管路与推进剂贮箱129连接，以从推进剂贮箱129获得推进剂并对星体110进行推进。将推进剂贮箱129、管路和推力器122统一地封装在推进动力舱120中，而没有像相关技术方案中那样，将推进剂贮箱129、管路或推力器122安装于星体110中，便于实现模块化的同时，避免推进剂贮箱129、管路或推力器122占用星体110的内部空间。

在一个具体的实施例中，当推进动力舱120连接于星体110的尾部时，参考图3，推进动力舱120还包括中心承力筒125，中心承力筒125的一端与星体110的尾部固定连接，例如在中心承力筒125的头部位置通过法兰连接有对接环123，星体110的尾部通过法兰连接有连接环114，对接环123和连接环114通过螺栓连接，实现星体10和推进动力舱120的连接；推力器122位于中心承力筒125远离星体110的一侧，推力器122可以通过法兰盘和支撑杆等结构连接于中心承力筒125的尾端，推力器122产生的推力通过中心承力筒125将推力传递给星体110，中心承力筒125在传递推力时承受较大载荷；推进剂贮箱129的数量为多个，至少部分推进剂贮箱129环绕中心承力筒125间隔设置，例如，在图3中，4个推进剂贮箱129环绕中心承力筒125等间隔设置，以利于推进动力舱120的平衡。中心承力筒125作为推进动力舱120的核心承力构件，对推进剂贮箱129、星体110和推力器122等起到有力支撑作用，同时也是整个子母卫星组合体的核心承力构件，中心承力筒125可以选用由碳纤维蒙皮和铝合金蜂窝芯子组成的三明治结构复合材料，以保证整个子母卫星组合体的强度和刚度，满足运载对卫星的基频要求，同时经受在运载主动段的力学环境。

在一个具体的实施例中，部分推进剂贮箱129安装于中心承力筒125内，以充分利于中心承力筒125内的空间，提高空间利用率，允许母星携带更多推进剂。中心承力筒125中的推进剂贮箱129的数量可以是1个，也可以是2个以上，具体可以通过法兰安装于中心承力筒125内。

在一个具体的实施例中，推进动力舱120还包括安装板127、第一斜撑128a和第二斜撑128b，安装板127套设于中心承力筒125，可以是圆环形板或者其他环形板，且一侧通过第一斜撑128a与中心承力筒125连接，另一侧通过第二斜撑128b与中心承力筒125连接，以在两侧对安装板127提供稳定支撑，确保推进剂贮箱129能够被稳定地与中心承力筒125相对，其中，第一斜撑128a可以是支撑隔板，支撑隔板选用的材料可以是由碳纤维蒙皮（或铝合金蒙皮）和铝合金蜂窝芯子组成的三明治结构复合材料, 支撑隔板具体可以通过连接角片等结构进一步与中心承力筒125加固，第二斜撑128b可以是支撑框架，支撑框架选用的材料可以是高强度、高刚度的碳纤维（如M55J或T800）或钛合金（如TC4）。推进剂贮箱129贯穿安装板127，并与安装板127固定连接，具体可以通过法兰与安装板127固定连接。安装板127选用的材料可以是由碳纤维蒙皮和铝合金蜂窝芯子组成的三明治结构复合材料。

在一个具体的实施例中，中心承力筒125包括相互连接的圆柱段125a和圆锥段125b，圆锥段125b位于圆柱段125a远离星体110的一端；推进动力舱120还包括顶板126，顶板126套设于圆柱段125a远离圆锥段125b的一端，安装板127位于圆柱段125a和圆锥段125b的连接处，圆锥段125b可以对安装板127起到限位作用，顶板126选用的材料可以是由碳纤维蒙皮（或铝合金蒙皮）和铝合金蜂窝芯子组成的三明治结构复合材料，第一斜撑128a支撑于顶板126、安装板127和圆柱段125a之间，第二斜撑128b支撑于安装板127和圆锥段125b之间，圆锥段125b的坡度为第二斜撑128b提供了借力支点，并且，圆锥段125b的扩口结构为安装推力器122提供了空间。圆锥段125b远离圆柱段125a的端部边缘设有下裙124，下裙124选用材料可以是铝合金，下裙124用来与火箭连接。进一步的，推进动力舱外围整体包覆有热控隔热多层组件。顶板126、第一斜撑128a、第二斜撑128b和安装板127的外围还整体包覆有热控隔热多层组件121，而推力器122露在热控隔热多层组件121外部，热控隔热多层组件121围成的空间内还可以设有测控天线，用于实现测控，测控天线的数量可以是2台，也可以是别的数量。

在一个具体的实施例中，星体110呈长方体状，但应当理解，这里所指的“长方体状”可以不是严格的长方体，而是大致轮廓呈长方体。推进动力舱120连接于星体110的安装面（参考后文的-Z侧板111d外表面）；与安装面相邻的四个表面中，两个相对的表面（参考后文的+X侧板111a和-X侧板111b）分别安装有太阳翼130，另两个相对的表面（参考后文的+Y侧板111e和-Y侧板111f表面）设置多个子星接口，与安装面相对的表面（参考后文的+Z侧板111c表面）设置多个子星接口。从而，充分且合理有效地利用星体110的各个表面。

具体可以结合图1和图3，星体110整体可以采用复合材料板架式结构方案，包括+X侧板111a、-X侧板111b、+Y侧板111e、-Y侧板111f、+Z侧板111c和-Z侧板111d六个表面侧板，+X侧板111a和-X侧板111b沿X轴方向相对设置，+Y侧板111e和-Y侧板111f沿Y轴方向相对设置，+Z侧板111c和-Z侧板111d沿Z轴方向相对设置，碳纤维框架113（+X+Y框架、+X-Y框架、-X+Y框架、-X-Y框架、+Y框架和-Y框架共6件）和隔板112（+X隔板和-X隔板共2件）。此外，星体110还包括太阳电池阵结构与机构、太阳翼驱动机构及结构附件等。

母星主要包括卫星平台和有效载荷两部分。其中，有效载荷包括探测仪器、伸竿探测仪以及成像仪器。卫星平台涵盖了结构与机构分系统、热控分系统、姿轨控分系统、测控分系统、电源分系统、星务分系统、总体电路分系统和星间链路分系统。

其中，上述六个表面侧板和隔板112用于安装仪器设备及有效载荷。同时，四周侧板又对碳纤维框架113提供加强，提高抗剪刚度。碳纤维框架113和隔板112用于支撑侧板上大质量载荷和子星200等，隔板112提供部分仪器设备及有效载荷的安装界面。六个表面侧板和隔板112选用的材料可以是由碳纤维蒙皮（或铝合金蒙皮）和铝合金蜂窝芯子组成的三明治蜂窝板结构复合材料，蜂窝板内部可预埋铝合金和镁合金加强梁等整体埋件。碳纤维框架113选用的材料是由高刚度碳纤维如M55J编织而成的复合材料，框架内部预埋接口埋件。

示例性地，+X侧板111a和-X侧板111b分别安装1套太阳翼130，+Y侧板外侧安装有3台探测仪、1套伸竿探测仪、1台模拟太敏、1台数字太敏和4套子星200与微型星间分离机构（即后文的机械接口200a）组合体；-Y侧板111f表面安装有1台探测仪、1台成像仪、1套伸竿探测仪、1台数字太敏和2台测控天线；+Z侧板111c外侧安装有3台探测仪以及8套子星200与微型星间分离机构（即后文的机械接口200a）组合体；-Z侧板111d内侧安装有蓄电池组、电源控制器、星载计算机、3台动量轮、2台星敏感器和1台光纤陀螺，-Z侧板111d外侧安装有1根X向磁力矩器、1副对接环114，用于与推进动力舱120上端的对接环123连接；+X隔板上安装有1台接收机、1台发射机、1台光纤陀螺、1台动量轮和1根Z向磁力矩器；-X隔板上安装有2台USB应答机、1台载荷处理终端、1台姿控线路盒和1根Y向磁力矩器。

图4表示出图1中的一个机械接口的结构示意图，结合图1和图4，在一个具体的实施例中，子星接口包括机械接口200a和电气接口；其中，机械接口200a包括弹性分离组件f3以及连接分离组件f2，连接分离组件f2用于与对应的子星200连接或分离，弹性分离组件f3用于为对应的子星200提供远离星体110的弹性驱动力，当需要子星200与母星分离时，连接分离组件f2与子星200由结合状态转变为分离状态，弹性分离组件f3将子星200弹出，实现子星200的释放，弹性分离组件f3中，具体可以利用适量火药将与子星200的连接部分解锁，以实现分离；电气接口用于与子星电连接，用于与母星通信或者传输电能。连接分离组件f2和弹性分离组件f3可以直接连接于星体110表面，有利于简化结构，也可以通过底座f1安装于星体110表面，有利于模块化安装，装配快捷。

基于相同的发明构思，本申请实施例还提供一种子母卫星组合体。图5表示出本申请实施例提供的子母卫星组合体当太阳翼处于折叠状态时的示意图，图6表示出图5所示子母卫星组合体当太阳翼处于展开状态时的示意图，结合图5和图6，该子母卫星组合体包括子星200和前文实施例提供的母星100，子星200连接于星体110的子星接口。其中主载荷装备于母星上，副载荷分布装备于各个子星200上，实现载荷合理配置。子母卫星组合体的有益效果可以参考前文对母星100的相关效果分析。

图7表示出图5中的一个子星200处于的子太阳翼处于折叠状态时的示意图，图8表示出图7所示子星200的子太阳翼处于展开状态时的示意图，结合图7和图8，子星200呈长条状，在星体110的每个具有子星接口的表面中，多个子星200依次平行设置，便于呈阵列式布置于母星的星体110表面上。

具体地，子星200可以包括长方体形的子星体210以及设置于子星体210头部的半球形头部230，半球形头部230表面分布有多个探测器230a，子星体210表面分布有星间链路通信部件210a，用于组网，探测器230a和星间链路通信部件210a属于子星200的有效载荷，子星体210相对的两侧设有子太阳翼220，子星体210呈长方体形，有利于规整地在星体110表面排放，充分利用星体110表面面积。子200星与母星分离后，两翼轻薄式子太阳翼220通过低冲击的记忆合金锁紧装置展开，子星200可以采用金属板架式结构，结构金属板所选用的材料可以为铝合金，或者，可选用镁锂合金或镁铝合金，以实现子星200的重量有效降低。

子卫星通过四点式微型星间分离机构安装于母卫星的+Y、+Z面上，微 型星间分离机构结构如图6所示，微型星间分离机构被配置为底座、分离装置和分离弹簧，分离装置用于固连子卫星，分离弹簧用于分离装置解锁后将子卫星安全推出母星本体释放出去，分离机构留于母星本体上。进一步的，分离弹簧刚度参数由分离速度和子卫星重量决定，分离装置一般选用低冲击火工品、分离螺母或记忆合金胀断器；进一步的，分离装置底座所选用材料为镁合金或镁锂合金轻量化金属材料，进一步优化的，可将分离装置简化为仅涵盖四点分离装置和分离弹簧，直接安装在母星本体上，无需通过底座再与母星固连，以降低制造成本、重量，减少母星本体散热面遮挡。

图9表示出本申请实施例提供的子母卫星组合体的一种示例编队飞行方案示意图。参考图9，编队配置一个母星100，搭载较齐全的科学载荷配置，12颗微纳卫星（子星200），分为01组4颗微纳卫星（01A星、01B星、01C星和01D星），外围的02组4颗微纳卫星（02A星、02B星、02C星和02D星），再外围的03组4颗微纳星卫星（03A星、03B星、03C星和03D星）。编队飞行具备自适应编队构型调整能力: 母星100根据科学探测任务需求，发布编队构型调整指令，在地面不介入测控的情况下，对微纳卫星进行自主构型变换，调整为有利于科学研究的编队构型；微纳卫星之间间距和位型调整输入来自两个方面，一是任务目标的聚焦空间尺度的选择，二是主星测量提供的环境参数。

以上编队飞行方式，采用分布式载荷配置，子星200和母星100相配合，可以将大卫星（母星100）性能强、载荷配置齐全和小卫星（子星200）载荷配置灵活、成本低的优势充分结合，从而，实现消耗更少的系统资源（如质量、体积和功耗等）而输出更高的性能指标，实现研制成本、任务效率的均衡。

本申请实施例提供的子母卫星组合体的构型可以供缺少运载机械、电气接口资源配置的微小卫星使用，具有一定的适应性，可以提供一种新型的一箭多星发射方式，节省运载整流罩空间和运载适配器为搭载微小卫星新研的研制成本，可实现母星100携带子星200一并进入任务轨道，节约推进系统资源，也避免了因多颗卫星分离后各自自行变轨进入任务轨道过程中可能出现的碰撞、故障等风险；同时，推进动力舱120结构简洁，相较于运载为卫星配置的上面级，与运载侧耦合小，研制成本低。

显然，本领域的技术人员可以对本发明实施例进行各种改动和变型而不脱离本发明的精神和范围。这样，倘若本发明的这些修改和变型属于本发明权利要求及其等同技术的范围之内，则本发明也意图包含这些改动和变型在内。

Claims (10)

1.一种母星，其特征在于，包括：星体和推进动力舱，所述推进动力舱与所述星体固定连接，并用于为所述星体提供推进动力；

所述星体设有子星接口；

所述推进动力舱设置于所述星体的外部空间；

所述推进动力舱包括推进剂贮箱、管路和推力器，所述推力器通过所述管路与所述推进剂贮箱连接。

2.根据权利要求1所述的母星，其特征在于，所述推进动力舱连接于所述星体的尾部。

3.根据权利要求1所述的母星，其特征在于，当所述推进动力舱连接于所述星体的尾部时，所述推进动力舱还包括中心承力筒，所述中心承力筒的一端与所述星体的尾部固定连接；

所述推力器位于所述中心承力筒远离所述星体的一侧；

所述推进剂贮箱的数量为多个，至少部分所述推进剂贮箱环绕所述中心承力筒间隔设置。

4.根据权利要求3所述的母星，其特征在于，部分所述推进剂贮箱安装于所述中心承力筒内。

5.根据权利要求3所述的母星，其特征在于，所述推进动力舱还包括安装板、第一斜撑和第二斜撑，所述安装板套设于所述中心承力筒，且一侧通过所述第一斜撑与所述中心承力筒连接，另一侧通过所述第二斜撑与所述中心承力筒连接；

所述推进剂贮箱贯穿所述安装板，并与所述安装板固定连接。

6.根据权利要求5所述的母星，其特征在于，所述中心承力筒包括相互连接的圆柱段和圆锥段，所述圆锥段位于所述圆柱段远离所述星体的一端；

所述推进动力舱还包括顶板，所述顶板套设于所述圆柱段远离所述圆锥段的一端，所述安装板位于所述圆柱段和所述圆锥段的连接处，所述第一斜撑支撑于所述顶板、所述安装板和所述圆柱段之间，所述第二斜撑支撑于所述安装板和所述圆锥段之间。

7.根据权利要求2所述的母星，其特征在于，所述星体呈长方体状，所述推进动力舱连接于所述星体的安装面；

与所述安装面相邻的四个表面中，两个相对的所述表面分别安装有太阳翼，另两个相对的所述表面设置多个所述子星接口，与所述安装面相对的表面设置多个所述子星接口。

8.根据权利要求1所述的母星，其特征在于，所述子星接口包括机械接口和电气接口；其中，

所述机械接口包括弹性分离组件以及连接分离组件，所述连接分离组件用于与对应的所述子星连接或分离，所述弹性分离组件用于为对应的所述子星提供远离所述星体的弹性驱动力；

所述电气接口用于与所述子星电连接。

9.一种子母卫星组合体，其特征在于，包括子星和如权利要求1至8任一项所述的母星，所述子星连接于所述星体的子星接口。

10.根据权利要求9所述的子母卫星组合体，其特征在于，所述子星呈长条状，在所述星体的每个具有所述子星接口的表面中，多个所述子星依次平行设置。