具体实施方式

为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，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，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。通常在此处附图中描述和示出的本发明实施例的组件可以采用各种不同的配置来布置和设计。

因此，以下对在附图中提供的本发明的实施例的详细描述并非旨在限制要求保护的本发明的范围，而是仅仅表示本发明的选定实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作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。

应注意到：相似的标号和字母在下面的附图中表示类似项，因此，一旦某一项在一个附图中被定义，则在随后的附图中不需要对其进行进一步定义和解释。

在本发明的描述中，需要说明的是，术语“中心”、“上”、“下”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，或者是该发明产品使用时惯常摆放的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。此外，术语“第一”、“第二”、“第三”等仅用于区分描述，而不能理解为指示或暗示相对重要性。

此外，术语“水平”、“竖直”、“悬垂”等术语并不表示要求部件绝对水平或悬垂，而是可以稍微倾斜。如“水平”仅仅是指其方向相对“竖直”而言更加水平，并不是表示该结构一定要完全水平，而是可以稍微倾斜。

在本发明的描述中，还需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“设置”、“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

下面结合附图，对本发明的一些实施方式作详细说明。在不冲突的情况下，下述的实施例及实施例中的特征可以相互组合。

实施例

本实施例提供一种箱板框架组合式卫星构型；请参照图1-图6，图1和图2为本实施例提供的箱板框架组合式卫星构型的结构示意图，其中，图1所示的两个展开帆板处于展开状态，图2所示的两个展开帆板处于折叠状态；图3为箱板框架组合式卫星构型的未显示帆板的结构示意图，图4为图3所示的箱板框架组合式卫星构型的主视图，图5为图4所示的箱板框架组合式卫星构型的A-A向剖视图，图6为箱板框架组合式卫星构型的结构示意图，图中隐藏了平台箱体的两个侧板以及隐藏了载荷板。

本实施例提供的箱板框架组合式卫星构型，适用于多种载荷类型的卫星结构，例如可用于50kg至200kg级卫星，也即箱板框架组合式卫星构型承受卫星的载荷为50kg-200kg。

参见图1-图6所示，该箱板框架组合式卫星构型，包括平台舱100、载荷舱200和帆板300；载荷舱200位于平台舱100的顶部。

平台舱100包括平台箱体110和平台框架结构120；载荷舱200包括载荷板210、载荷框架结构220和载荷桁架结构230。载荷舱200采用框架与桁架结合的敞开式结构，可在给载荷留有足够空间的同时大幅减小重量。

平台框架结构120设置在平台箱体110的内部，且平台框架结构120的底部与平台箱体110连接，平台框架结构120的顶部与载荷板210连接；可选地，平台框架结构120的底部与平台箱体110通过螺钉、铆钉或焊接等方式连接；可选地，平台框架结构120的顶部与载荷板210通过螺钉、铆钉或焊接等方式连接。

载荷框架结构220的外侧面与帆板300连接。载荷框架结构220的内侧面与载荷桁架结构230连接；可选地，载荷框架结构220与载荷桁架结构230通过螺钉、铆钉或焊接等方式连接。

载荷框架结构220和载荷桁架结构230均与载荷板210的顶部连接；可选地，载荷框架结构220和载荷桁架结构230分别与载荷板210通过螺钉、铆钉或焊接等方式连接。

平台箱体110的底部连接有对接环400。通过对接环400，以便于卫星与火箭连接。

可选地，对接环400的材质为铝合金或者碳纤维材料。

本实施例中所述箱板框架组合式卫星构型，包括平台舱100、载荷舱200和帆板300；通过平台舱100采用平台箱体110和平台框架结构120相结合的方式，可以将内部设备安装在平台箱体110内，具有载荷集中、力学性能好、所占空间小等优点；采用平台框架结构120可在一定程度上减小平台舱100的重量、降低平台舱100的成本、缩短平台舱100的加工周期，尤其适用于小型遥感卫星；通过载荷舱200采用载荷板210、载荷框架结构220和载荷桁架结构230相结合的方式，可无需针对载荷尺寸变化而重新设计构型，可作为通用化平台，且可有效降低结构质量；通过帆板300安装在载荷框架结构220的外侧面，由于载荷框架结构220为镂空形式，有利于帆板300散热，避免传统结构对帆板300背面遮挡，导致其局部温度过高的问题。因此，该箱板框架组合式卫星构型，通过平台舱100与载荷舱200相结合，在一定程度上提高了通用性能、可满足不同的定制化需求，进而能够适用于多种载荷类型的卫星。

由于卫星功能日益增多，工作时长加长，对星上能源要求也随之提高，传统方案采用多折展开机构来增加展开帆板面积，或者增大体装帆板面积来满足能源需求。采用多折展开机构来增加展开帆板面积以增加帆板面积，或者采用增大体装帆板面积以增加帆板面积，可保证帆板对日时长，满足卫星对能源的需求，但是会导致帆板温度增加；现有的结构对帆板300背面遮挡，导致其局部温度过高、散热困难，给电池阵性能及卫星热控带来极大难度。本实施例中所述箱板框架组合式卫星构型，通过采用载荷框架结构220，有效解决了帆板300的散热问题。

本实施例中所述箱板框架组合式卫星构型，可有效缩小横向尺寸，增加纵向尺寸，因此可充分利用运载整流罩内部空间，适用于一箭多星发射。

参见图6所示，本实施例的可选方案中，平台箱体110包括底板111和四个侧板112；四个侧板112围接成矩柱形，且四个侧板112的底部均与底板111固定连接；可选地，内部设备安装于底板111之上，具有载荷集中、力学性能好、所占空间小等优点。

平台框架结构120包括角框121；相邻两个侧板112之间连接有角框121，且角框121的底部与底板111固定连接，角框121的顶部与载荷板210固定连接。

可选地，平台框架结构120还包括内框122；内框122的侧面与侧板112固定连接；通过采用内框122、角框121及薄的侧板112代替传统蜂窝板舱板组合结构，尤其是采用内框122、角框121及薄的侧板112的纯金属结构形式代替传统蜂窝板舱板组合结构，可在一定程度上减小重量、降低成本、缩短加工周期；该结构适用于小型遥感卫星。所述箱板框架组合式卫星构型，通过内框122及角框121起到辅助承载作用，可将载荷舱200的负载传递至底板111，最终汇至对接环400。

内框122的底部与底板111固定连接，内框122的顶部与载荷板210固定连接。由于内框122采用镂空式结构，可方便电缆布局及绑扎，无需另设置穿线孔及电缆支架，简化结构。

本实施例的可选方案中，内框122为矩形框或者其它形状；可选地，矩形框中间设置有加强筋，以加强内框122的强度。

本实施例的可选方案中，内框122的材质为铝合金或者碳纤维材料，或者其他材料。

本实施例的可选方案中，内框122与侧板112通过螺钉连接，或者通过其他方式连接，例如铆接、焊接和粘接等。

本实施例的可选方案中，内框122的底部与底板111通过螺钉连接，或者通过其他方式连接，例如铆接、焊接和粘接等。

可选地，内框122的顶部与载荷板210通过螺钉连接，或者通过其他方式连接，例如铆接、焊接和粘接等。

本实施例的可选方案中，角框121为矩形型材、三角形型材或者圆柱形型材，或者其他材料。

本实施例的可选方案中，角框121的材质为铝合金或者碳纤维材料，或者其他材料。

本实施例的可选方案中，角框121与侧板112通过螺钉连接，或者通过其他方式连接，例如铆接、焊接和粘接等。

本实施例的可选方案中，角框121的底部与底板111通过螺钉连接，或者通过其他方式连接，例如铆接、焊接和粘接等。

可选地，角框121的顶部与载荷板210通过螺钉连接，或者通过其他方式连接，例如铆接、焊接和粘接等。

本实施例的可选方案中，底板111采用碳纤维蒙皮或者铝蒙皮的蜂窝板，或者采用其他材料。

本实施例的可选方案中，底板111内部设置有预埋梁和/或封边梁；也即底板111内部设置有预埋梁，或者底板111内部设置有封边梁，或者底板111内部设置有预埋梁和封边梁。通过预埋梁或封边梁，以提高底板111的强度。通过底板111可为多数平台设备提供安装面。

本实施例的可选方案中，侧板112采用铝合金板或者碳纤维材料板，或者其他板式结构。

参见图3所示，本实施例的可选方案中，载荷框架结构220包括载荷支撑框221和两个载荷边框222；载荷支撑框221的底部和两个载荷边框222的底部均与载荷板210固定连接；通过载荷支撑框221和两个载荷边框222形成半包围开放式结构，可无需针对载荷尺寸变化而重新设计构型，可作为通用化平台，且有效降低载荷框架结构220质量。

两个载荷边框222分别与载荷支撑框221的两侧固定连接。

载荷支撑框221的外侧面与帆板300连接；体装帆板310安装在载荷支撑框221的外侧面，由于载荷支撑框221为镂空形式，有利于帆板300的散热，尤其利于体装帆板的散热，可有效避免传统结构对帆板300背面遮挡而导致其局部温度过高的问题。

参见图3所示，本实施例的可选方案中，载荷框架结构220还包括载荷顶板223；载荷支撑框221的顶部和两个载荷边框222的顶部均与载荷顶板223固定连接。

载荷桁架结构230包括两个撑杆231；撑杆231的顶部与载荷顶板223固定连接，撑杆231的底部与载荷板210固定连接。为保证载荷舱200的整体刚度，设计两根撑杆231，对载荷顶板223加以辅助支撑。可选地，撑杆231为斜杆。

本实施例的可选方案中，撑杆231采用工字梁结构，或者其他结构。

本实施例的可选方案中，撑杆231的材质为铝合金或者碳纤维材料，或者其他材料。

本实施例的可选方案中，载荷顶板223和载荷板210分别与撑杆231通过螺钉连接，或者通过其他方式连接，例如铆接、焊接和粘接等。

本实施例的可选方案中，载荷顶板223和载荷板210分别与载荷支撑框221通过螺钉连接，或者通过其他方式连接，例如铆接、焊接和粘接等。

本实施例的可选方案中，载荷顶板223和载荷板210分别与载荷边框222通过螺钉连接，或者通过其他方式连接，例如铆接、焊接和粘接等。

本实施例中，载荷支撑框221、载荷边框222和载荷顶板223构成载荷舱200的主体，并安装于载荷板210之上，可为帆板300及部分舱外设备提供安装接口。

本实施例的可选方案中，载荷板210采用碳纤维蒙皮或者铝蒙皮的蜂窝板，或者采用其他材料。

本实施例的可选方案中，载荷板210内部设置有预埋梁和/或封边梁，也即，载荷板210内部设置有预埋梁，或者载荷板210内部设置有封边梁，或者载荷板210内部设置有预埋梁和封边梁。通过预埋梁或封边梁，以提高载荷板210的强度。通过载荷板210，可为载荷提供安装接口。

本实施例的可选方案中，载荷支撑框221、载荷边框222和载荷顶板223均采用铝合金或者碳纤维材料，或者采用其他材料。

参见图1和图2所示，本实施例的可选方案中，帆板300包括体装帆板310和两个展开帆板320；体装帆板310与载荷框架结构220的外侧面连接；展开帆板320可根据不同卫星能源需求而选择是否保留。此外，体装帆板310尺寸可与卫星本体尺寸一致，满足卫星日常在轨工作能源需求，大幅度提高可靠性。

展开帆板320与载荷框架结构220连接，且展开帆板320伸出载荷框架结构220。

两个展开帆板320关于体装帆板310对称设置。

本实施例的帆板300，可以体装帆板310为主，展开帆板320为辅，增加箱板框架组合式卫星构型的可靠性，且通过镂空的载荷框架结构220解决体装帆板310温度过高的问题。

参见图1和图2所示，本实施例的可选方案中，展开帆板320与载荷框架结构220铰接，且展开帆板320能够从载荷框架结构220的一个侧面翻折到另一侧面。通过展开帆板320能够翻折，以能够减少箱板框架组合式卫星构型的体积，还可以满足卫星的能源需求。

参见图1-图6所示，本实施例的可选方案中，载荷板210设置有安装接口；通过安装接口，以便于箱板框架组合式卫星构型连接其他设备。

可选地，载荷板210的中部设置有通孔；通过通孔，既可以匹配不同构型的光学载荷，还可以减轻箱板框架组合式卫星构型质量。

本实施例的可选方案中，平台箱体110设置有安装接口，以便于箱板框架组合式卫星构型连接其他设备。

以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。