球形构型的基础卫星平台

摘要

本发明提供一种球形构型的基础卫星平台，包括卫星结构主体、太阳电池阵、星外载荷设备、星内载荷设备和母板；其中，所述卫星结构主体为直径为D的球体构型，球体由五边形、六边形底板的球形框架上拼接而成。该构型具有确定的迎风面质比，所述太阳电池阵固定安装于所述卫星结构主体的外表面；所述星外载荷设备安装于所述卫星结构主体的外部，所述星内载荷设备和所述母板固定安装于所述卫星结构主体的腔体内部。优点为：(1)球形卫星拥有确定的迎风面质比，降低了卫星姿态控制的难度。(2)卫星采用任务结构一体化设计模式，极大限度提高星内空间利用率，具有重量轻、体积小、易安装装配、布局合理紧凑、力学性能好、可靠性高等诸多优点。

权利要求

1.一种球形构型的基础卫星平台，其特征在于，包括卫星结构主体、太阳电池阵、至少一个星外载荷设备、至少一个星内载荷设备和母板(6)；

其中，所述卫星结构主体为直径为D的标准球体构型，具有确定的迎风面质比，所述太阳电池阵固定安装于所述卫星结构主体的外表面；所述星外载荷设备安装于所述卫星结构主体的外部，所述星内载荷设备和所述母板(6)固定安装于所述卫星结构主体的腔体内部；

所述卫星结构主体采用铝合金材质，包括：上半球球体(1)、下半球球体(2)、中心承力环(4)和中心承力框架(5)；

其中，所述上半球球体(1)和所述下半球球体(2)上下相对对称设置；

所述中心承力框架(5)为带4个过渡角(5.1)的矩形结构，每个过渡角(5.1)的外侧设置有连接凸台(5.2)，所述中心承力框架(5)的顶面形状与所述母板(1)的形状一致，所述中心承力框架(5)的顶面固定安装所述母板(1)；

所述中心承力环(4)包括圆形承力环主体(4.1)，所述圆形承力环主体(4.1)的外径为D；所述圆形承力环主体(4.1)的外表面等间距安装有4个水平设置的支撑凸台(4.2)，用于与分离机构连接；所述圆形承力环主体(4.1)的内表面等间距安装有4个安装凹槽(4.3)，并且，每个安装凹槽(4.3)与对应的支撑凸台(4.2)反向设置；4个安装凹槽(4.3)与所述中心承力框架(5)的4个连接凸台(5.2)相匹配，将所述中心承力框架(5)置于所述中心承力环(4)的环内部，并使所述中心承力框架(5)的连接凸台(5.2)插入到对应的安装凹槽(4.3)中，实现将所述中心承力框架(5)固定安装到所述中心承力环(4)中；

将已固定安装母板的中心承力框架(5)置于所述下半球球体(2)的腔体中，并使所述中心承力环(4)被夹持固定在所述上半球球体(1)和所述下半球球体(2)之间，并且，所述中心承力环(4)为赤道面，即得到直径为D的标准球体；

在所述标准球体的外表面固定安装太阳电池阵；在所述中心承力环(4)的外表面和/或所述标准球体的每个球面的外表面固定安装所述星外载荷设备；在所述中心承力框架(5)和/或所述母板(1)上固定安装所述星内载荷设备，即组装得到标准球体构型的基础卫星平台；

球形构型的基础卫星平台的表面布置太阳电池片，具体布置方式为：

在球形卫星的腔体设置内接正n面体；n为自然数且n≥4；所述内接正n面体的每个顶点均与球形卫星的腔体壁接触；在内接正n面体的外表面选择若干个特征标志点，特征标志点和球形卫星球心的连接线的反向延长线与球形卫星外表面具有一个相交点，该相交点即为太阳电池片布置点；

或者

在球形卫星的外部设置外切正n面体；外切正n面体的每个面均与球形卫星相切；在外切正n面体的外表面选择若干个特征标志点，特征标志点和球形卫星球心的连接线与球形卫星外表面具有一个相交点，该相交点即为太阳电池片布置点。

2.根据权利要求1所述的球形构型的基础卫星平台，其特征在于，所述卫星结构主体为直径510mm的标准正球体，任意方向迎风面积为π×0.255m2。

3.根据权利要求1所述的球形构型的基础卫星平台，其特征在于，所述上半球球体(1)和所述下半球球体(2)为完全相同的结构，均包括半球框架(3.1)以及若干个不同形状的弧形底板(3.2)；所述半球框架(3.1)开设有若干个用于安装不同形状的弧形底板(3.2)的安装槽位，所述弧形底板(3.2)安装到对应的安装槽位，即拼装得到半球球体。

4.根据权利要求3所述的球形构型的基础卫星平台，其特征在于，所述半球框架(3.1)所设置的安装槽位的中部为通孔结构。

5.根据权利要求1所述的球形构型的基础卫星平台，其特征在于，所述中心承力框架(5)包括一体成形的框架主体(5.3)以及置于所述框架主体(5.3)内部的若干个横向分隔板(5.4)和纵向分隔板(5.5)，进而将所述框架主体(5.3)内腔分隔为若干个四周封闭上下开口的安装腔；所述安装腔用于安装所述星内载荷设备。

6.根据权利要求1所述的球形构型的基础卫星平台，其特征在于，所述母板(6)为厚度

2mm并进行加固的印制电路板，所述母板集成有主控电路以及与所述主控电路连接的若干个接插件接口，所述接插件接口用于与所述星内载荷设备连接。

7.根据权利要求1所述的球形构型的基础卫星平台，其特征在于，所述中心承力环(4)的相邻两个安装凹槽(4.3)之间还连接有斜拉加强筋(4.4)。

8.根据权利要求1所述的球形构型的基础卫星平台，其特征在于，所述星外载荷设备包括1个GPS天线、4个USB天线和2个ISM天线；

所述GPS天线、所述USB天线和所述ISM天线均安装到所述中心承力环(4)的环外，具体安装方式为：建立中心承力环体坐标系，其中，坐标原点为中心承力环几何中心，X、Z轴位于中心承力环平面内，Z轴为由原点垂直向下方向，X轴为由原点平行向左方向，Y轴垂直于中心承力环所在平面，与Z、X轴构成右手坐标系；

在卫星正常飞行时，X轴指向卫星前进方向，Z轴指向天底方向，Y轴指向轨道面法向；

则：GPS天线安装于所述中心承力环(4)靠近顶部的位置且指向天顶；2个USB天线和1个ISM天线安装于所述中心承力环(4)靠近底部的位置且指向天底，用于实现下行遥测、数传数据的下发和上行遥控指令的上传；另外2个USB天线和另外1个ISM天线安装于所述中心承力环(4)靠近顶部的位置且指向天顶，用于实现备份的作用，保证卫星在任意姿态下能够实现遥控遥测的功能。

说明书

球形构型的基础卫星平台

技术领域

[0001] 本发明属于航天技术领域，具体涉及一种球形构型的基础卫星平台。

背景技术

[0002] 传统的卫星平台构型主要包括立方体构型和圆柱体构型等。然而，在实现本发明的过程中，发明人发现，现有的各类构型的卫星平台，主要具有以下不足：

[0003] 为保证卫星探测任务精度要求，往往需要通过精确的姿态控制确保卫星的迎风面质比为定值，这样增加了卫星姿态控制的难度；另外，卫星在轨飞行时，会受到气动升力和侧向气动力作用，由于现有的各类构型的卫星平台均为非确定面质比卫星，因此，气动升力和侧向气动力作用会增加其受力的复杂性，且不易建模，影响任务探测精度。

发明内容

[0004] 针对现有技术存在的缺陷，本发明提供一种球形构型的基础卫星平台，可有效解决上述问题。

[0005] 本发明采用的技术方案如下：

[0006] 本发明提供一种球形构型的基础卫星平台，包括卫星结构主体、太阳电池阵、至少一个星外载荷设备、至少一个星内载荷设备和母板(6)；

[0007] 其中，所述卫星结构主体为直径为D的标准球体构型，具有确定的迎风面质比，所述太阳电池阵固定安装于所述卫星结构主体的外表面；所述星外载荷设备安装于所述卫星结构主体的外部，所述星内载荷设备和所述母板(6)固定安装于所述卫星结构主体的腔体内部。

[0008] 优选的，所述卫星结构主体为直径510mm的标准正球体，任意方向迎风面积为π×0.255m2。

[0009] 优选的，所述卫星结构主体采用铝合金材质，包括：上半球球体(1)、下半球球体(2)、中心承力环(4)和中心承力框架(5)；

[0010] 其中，所述上半球球体(1)和所述下半球球体(2)上下相对对称设置；

[0011] 所述中心承力框架(5)为带4个过渡角(5.1)的矩形结构，每个过渡角(5.1)的外侧设置有连接凸台(5.2)，所述中心承力框架(5)的顶面形状与所述母板(1)的形状一致，所述中心承力框架(5)的顶面固定安装所述母板(1)；

[0012] 所述中心承力环(4)包括圆形承力环主体(4.1)，所述圆形承力环主体(4.1)的外径为D；所述圆形承力环主体(4.1)的外表面等间距安装有4个水平设置的支撑凸台(4.2)，用于与分离机构连接；所述圆形承力环主体(4.1)的内表面等间距安装有4个安装凹槽(4.3)，并且，每个安装凹槽(4.3)与对应的支撑凸台(4.2)反向设置；4个安装凹槽(4.3)与所述中心承力框架(5)的4个连接凸台(5.2)相匹配，将所述中心承力框架(5)置于所述中心承力环(4)的环内部，并使所述中心承力框架(5)的连接凸台(5.2)插入到对应的安装凹槽(4.3)中，实现将所述中心承力框架(5)固定安装到所述中心承力环(4)中；

[0013] 将已固定安装母板的中心承力框架(5)置于所述下半球球体(2)的腔体中，并使所述中心承力环(4)被夹持固定在所述上半球球体(1)和所述下半球球体(2)之间，并且，所述中心承力环(4)为赤道面，即得到直径为D的标准球体；

[0014] 在所述标准球体的外表面固定安装太阳电池阵；在所述中心承力环(4)的外表面和/或所述标准球体的每个球面的外表面固定安装所述星外载荷设备；在所述中心承力框架(5)和/或所述母板(1)上固定安装所述星内载荷设备，即组装得到标准球体构型的基础卫星平台。

[0015] 优选的，所述上半球球体(1)和所述下半球球体(2)为完全相同的结构，均包括半球框架(3.1)以及若干个不同形状的弧形底板(3.2)；所述半球框架(3.1)开设有若干个用于安装不同形状的弧形底板(3.2)的安装槽位，所述弧形底板(3.2)安装到对应的安装槽位，即拼装得到半球球体。

[0016] 优选的，所述半球框架(3.1)所设置的安装槽位的中部为通孔结构。

[0017] 优选的，所述中心承力框架(5)包括一体成形的框架主体(5.3)以及置于所述框架主体(5.3)内部的若干个横向分隔板(5.4)和纵向分隔板(5.5)，进而将所述框架主体(5.3)内腔分隔为若干个四周封闭上下开口的安装腔；所述安装腔用于安装所述星内载荷设备。

[0018] 优选的，所述母板(6)为厚度2mm并进行加固的印制电路板，所述母板集成有主控电路以及与所述主控电路连接的若干个接插件接口，所述接插件接口用于与所述星内载荷设备连接。

[0019] 优选的，所述中心承力环(4)的相邻两个安装凹槽(4.3)之间还连接有斜拉加强筋(4.4)。

[0020] 优选的，所述星外载荷设备包括1个GPS天线、4个USB天线和2个ISM天线；

[0021] 所述GPS天线、所述USB天线和所述ISM天线均安装到所述中心承力环(4)的环外，具体安装方式为：

[0022] 建立中心承力环体坐标系，其中，坐标原点为中心承力环几何中心，X、Z轴位于中心承力环平面内，Z轴为由原点垂直向下方向，X轴为由原点平行向左方向，Y轴垂直于中心承力环所在平面，与Z、X轴构成右手坐标系；

[0023] 在卫星正常飞行时，X轴指向卫星前进方向，Z轴指向天底方向，Y轴指向轨道面法向；

[0024] 则：GPS天线安装于所述中心承力环(4)靠近顶部的位置且指向天顶；2个USB天线和1个ISM天线安装于所述中心承力环(4)靠近底部的位置且指向天底，用于实现下行遥测、数传数据的下发和上行遥控指令的上传；另外2个USB天线和另外1个ISM天线安装于所述中心承力环(4)靠近顶部的位置且指向天顶，用于实现备份的作用，保证卫星在任意姿态下能够实现遥控遥测的功能。

[0025] 本发明提供的球形构型的基础卫星平台具有以下优点：

[0026] (1)采用球形构型，球形表面由正五边形圆弧性底板和正六边形圆弧形底板拼接而成，可保证卫星在轨任意姿态飞行中拥有确定的迎风面质比，降低了卫星姿态控制的难度，同时，球形构型使卫星不会受到气动升力和侧向气动力作用，确保大气阻力始终与卫星速度方向相反，有利于大气参数测量。

[0027] (2)卫星采用任务结构一体化设计模式，球形构型本身可作为探测的敏感载荷，同时在星内载荷设计上极大限度提高星内空间利用率，具有重量轻、体积小、易安装装配、布局合理紧凑、力学性能好、可靠性高等诸多优点。

[0028] (3)该球形构型的基础卫星平台可作为多种卫星任务的基础卫星平台，卫星平台表面的正五边形底板与正六边形底板以及卫星平台内部母板具有可扩展、易替换等优势。

附图说明

[0029] 图1为本发明提供的球形构型的基础卫星平台的组装状态示意图；

[0030] 图2为本发明提供的球形构型的基础卫星平台的分解状态示意图；

[0031] 图3为本发明提供的半球框架的外部结构主视图；

[0032] 图4为本发明提供的半球框架的外部结构侧视图；

[0033] 图5为本发明提供的半球框架的内部结构侧视图；

[0034] 图6为本发明提供的半球框架安装弧形底板后得到的半球体外部结构主视图；

[0035] 图7为本发明提供的半球框架安装弧形底板后得到的半球体外部结构侧视图；

[0036] 图8为本发明提供的半球框架安装弧形底板后得到的半球体内部结构主视图；

[0037] 图9为本发明提供的正五边形弧形底板的结构示意图；

[0038] 图10为本发明提供的正六边形弧形底板的结构示意图；

[0039] 图11为本发明提供的中心承力框架的主视图；

[0040] 图12为本发明提供的中心承力框架的侧视图；

[0041] 图13为本发明提供的中心承力框架的俯视图；

[0042] 图14为本发明提供的中心承力框架安装载荷后的主视图；

[0043] 图15为本发明提供的中心承力框架安装载荷后的侧视图；

[0044] 图16为本发明提供的中心承力框架安装载荷后的俯视图；

[0045] 图17为本发明提供的中心承力框架安装载荷后的立体图；

[0046] 图18为本发明提供的母板的立体结构示意图；

[0047] 图19为本发明提供的母板的主视图；

[0048] 图20为本发明提供的母板装配到已安装载荷的中心承力框架后的侧视图；

[0049] 图21为本发明提供的中心承力环的结构示意图；其中，7代表GPS天线；8代表USB天线；9代表ISM天线；

[0050] 图22为本发明提供的基于球形构型的太阳敏感器的解算原理示意图；

[0051] 图23为本发明提供的基于球形构型的太阳敏感器的解算过程坐标系建立示意图。

具体实施方式

[0052] 以下结合附图对本发明进行详细说明：

[0053] 本发明提供一种球形构型的基础卫星平台，具有确定面质比结构，可作为相关科学探测卫星的基础性平台，参考图1和图2，具体包括卫星结构主体、太阳电池阵、至少一个星外载荷设备、至少一个星内载荷设备和母板6；

[0054] 其中，卫星结构主体为直径为D的标准球体构型，标准球体构型与由正五边形和正六边形拼接得到的足球构型相同，具有确定的迎风面质比，优选的，卫星结构主体为直径510mm的标准正球体，任意方向迎风面积为π×0.255m2。太阳电池阵固定安装于卫星结构主体的外表面，用于为星载设备供电；星外载荷设备安装于卫星结构主体的外部，星内载荷设备和母板6固定安装于卫星结构主体的腔体内部。

[0055] 由此可见，对于本发明提供的球形构型的基础卫星平台，与传统小卫星构型设计不同之处在于，采用了任务一体化设计模式，并且，该种构型可保证卫星在轨任意姿态飞行中拥有确定的迎风面质比，降低了卫星姿态控制的难度，同时，球形构型使卫星不会受到气动升力和侧向气动力作用，确保大气阻力始终与卫星速度方向相反，有利于大气参数测量。

[0056] 在上述基础之上，本发明人还对球形构型的基础卫星平台进行全方位设计，得到一种具有重量轻、体积小、布局合理紧凑、力学性能好等诸多优点的基础卫星平台。下面对基础卫星平台进行详细设计：

[0057] 球形构型的基础卫星平台的卫星结构主体采用铝合金材质，具体核心件包括：上半球球体1、下半球球体2、中心承力环4和中心承力框架5。其中，上半球球体1和下半球球体2上下相对对称设置；母板固定到中心承力框架5的表面，再将中心承力框架置于下半球球体2的腔体中，并使中心承力环4被夹持固定在上半球球体1和下半球球体2之间，并且，中心承力环4为赤道面，即得到直径为D的标准球体；

[0058] 在标准球体的外表面固定安装太阳电池阵；在中心承力环4的外表面和/或标准球体的每个球面的外表面固定安装星外载荷设备；在中心承力框架5和/或母板1上固定安装星内载荷设备，即组装得到标准球体构型的基础卫星平台。

[0059] 下面对涉及到的核心的上半球球体1、下半球球体2、中心承力环4、中心承力框架5和母板进行详细介绍：

[0060] (1)上下半球球体

[0061] 上半球球体1和下半球球体2上下相对对称设置；上半球球体1和下半球球体2为完全相同的结构，均包括半球框架3.1以及若干个不同形状的弧形底板3.2；参考图3-图5，为半球框架在不同视角下的结构示意图，半球框架3.1开设有若干个用于安装不同形状的弧形底板3.2的安装槽位，参考附图可以看出，在远离半球框架环形底面的区域，设置有若干个完整的正五边形安装槽位和正六边形安装槽位，在靠近半球框架环形底面的区域，为若干个半正五边形安装槽位和半正六边形安装槽位，需要与中心承力环和另一个半球框架的对应槽位对接，才能拼装为完整的正五边形球面和正六边形球面。此处所涉及到的半正五边形安装槽位和半正六边形安装槽位，只是代表其为正六边形安装槽位和正五边形安装槽位的一部分结构，并不是精确的正六边形安装槽位和正五边形安装槽位沿对称轴切割得到的结构，因为还涉及到中心承力环占用一小部分面积的球面。与安装槽位相对应，弧形底板也区域为完整的正五边形弧形底板、正六边形弧形底板、半正五边形弧形底板和半正六边形弧形底板，参考图9和图10，分别为完整的正五边形弧形底板和完整的正六边形弧形底板的结构示意图。对于正六边形弧形底板和正五边形弧形底板，半球框架3.1所设置的安装槽位的中部为通孔结构，方便安装于弧形底板外部的太阳电池阵和星外载荷设备的线缆通过通孔引入内部的母板，即：方便布线。另外，安装槽位中部为通孔结构，还可以降低整个卫星平台的质量。将弧形底板3.2安装到对应的安装槽位，即拼装得到半球球体，如图6-8所示，即为半球框架安装弧形底板后得到的半球体在不同视角下的结构示意图。

[0062] 对于半球球体外面的正五边形弧形底板与正六边形弧形底板，可作为外部太阳电池阵的安装底板，确保卫星在轨到光照期以任意姿态飞行时，均能保证星上部组件的电源供应；另外，根据任务的不同，正五边形弧形底板与正六边形弧形底板可作为星外载荷的安装底板，例如双频GPS天线，提升了卫星任务的扩展性与灵活性。

[0063] 卫星表面正五边形与正六边形底板外部弧所对应的弦长与卫星直径之间的关系如下式所示。

[0064]

[0065] 其中，L为卫星表面正六边形与正五边形底板外部弧长对应的弦长，D为卫星直径。因此，采用此种方式设计的卫星结构，其直径与弦长有唯一对应的关系。

[0066] 实际应用中，半球框架结构厚度5mm，弧形底板的有效厚度为3.5mm，这种结构设计，可有效减少宇宙射线辐射与单粒子效应的影响，同时，保证球体内星载组件的温度稳定。

[0067] 另外，为保证上下半球框架的整体力学特性，采用整块铝材料一体加工而成，球框外径510mm，内径480mm。这样设计的优势在于：一体化的加工可提升上下半球框的力学性能；同时对结构质量进行了优化设计，减轻了结构质量，单个半球框的质量约为2.4kg。半球框用于支撑表面正五边形底板与正六边形底板。正五边形底板与正六边形底板即可安装太阳电池阵，也可作为扩展组件的安装底板，例如，双频GPS微带天线安装于卫星靠近中间圆环的五边形底板上。

[0068] (2)中心承力框架

[0069] 参考图11-13，为中心承力框架在不同视角下的示意图；参考图14-17，为中心承力框架安装载荷后在不同视角下的示意图；中心承力框架5的材料可采用2A12-H112铝合金，中心承力框架为带4个过渡角5.1的矩形结构，每个过渡角5.1的外侧设置有连接凸台5.2。中心承力框架5的顶面形状与母板1的形状一致，中心承力框架5的顶面可通过M2螺钉固定安装母板1；参考图20，为母板装配到已安装载荷的中心承力框架后的侧视图；

[0070] 中心承力框架5包括一体成形的框架主体5.3以及置于框架主体5.3内部的若干个横向分隔板5.4和纵向分隔板5.5，进而将框架主体5.3内腔分隔为若干个四周封闭上下开口的安装腔；安装腔用于安装星内载荷设备。

[0071] 实际应用中，中心承力框架尺寸343mm×343mm×90mm，中心承力框架通过连接凸台与卫星中心承力环进行连接。中心承力框架同样使用整块铝材料一体加工而成，可以按照九宫格结构进行掏空设计，九宫格结构与形状根据星上各种组件进行设计，位于母板上的部组件可直接扣置于中心承力框架之中，这样设计的优势在于，中心承力框架内壁可起到一定的信号屏蔽作用，可降低工作组件之间的信号干扰，提升系统运行的稳定性；同时中心承力框架整体强度与刚度性能得到了提升，并减轻了质量。

[0072] 由于中心承力框架的支撑强度较大，因此，可将星内载荷中的质量较重的组件直接安装在中心承力框架上，例如，测控数传分系统中的USB微波网络，姿态确定与控制分系统中的偏置动量轮，电源分系统中的蓄电池与电源控制器。

[0073] (3)母板

[0074] 参考图18和图19，为母板的结构示意图；卫星母板为厚度2mm并进行加固的印制电路板，其与中心承力框架使用M2螺钉进行机械连接，其中，母板集成有主控电路以及与主控电路连接的若干个接插件接口，用于安装星上质量较轻的组件。例如有效载荷中的双频GPS接收机、单频GPS接收机；姿态确定与控制分系统中的磁强计、惯性导航组合、飞轮与磁力矩器的驱动电路；综合电子分系统中的星上计算机、姿控计算机；测控数传分系统中的USB测控数传一体机、ISM收发信机。

[0075] 这种将卫星绝大多数载荷通过接插件连接到同一块电路板上的方式，实现了卫星组件即插即用、可更换扩展的工作模式，增加了卫星任务的可扩展性与灵活性。

[0076] (4)中心承力环

[0077] 中心承力环4包括圆形承力环主体4.1，圆形承力环主体4.1的外径为D；圆形承力环主体4.1的外表面等间距安装有4个水平设置的支撑凸台4.2，用于与分离机构连接；圆形承力环主体4.1的内表面等间距安装有4个安装凹槽4.3，并且，每个安装凹槽4.3与对应的支撑凸台4.2反向设置；4个安装凹槽4.3与中心承力框架5的4个连接凸台5.2相匹配，将中心承力框架5置于中心承力环4的环内部，并使中心承力框架5的连接凸台5.2插入到对应的安装凹槽4.3中，实现将中心承力框架5固定安装到中心承力环4中；为加强中心承力环的机械强度，中心承力环4的相邻两个安装凹槽4.3之间还连接有斜拉加强筋4.4。

[0078] 实际应用中，中心承力环圆环外径510mm，同时与上下半球体、中心承力框架、分离机构相连接。

[0079] 星外载荷设备包括1个GPS天线、4个USB天线和2个ISM天线；GPS天线、USB天线和ISM天线均安装到中心承力环4的环外，中心承力环外表面安装四壁螺旋天线，天线的布置需要考虑天线在任务中的对天对地指向、相互之间的干扰与备份等问题。结合图21进行详细说明，具体安装方式为：

[0080] 建立中心承力环体坐标系，其中，坐标原点为中心承力环几何中心，X、Z轴位于中心承力环平面内，Z轴为由原点垂直向下方向，X轴为由原点平行向左方向，Y轴垂直于中心承力环所在平面，与Z、X轴构成右手坐标系；

[0081] 在卫星正常飞行时，X轴指向卫星前进方向，Z轴指向天底方向，Y轴指向轨道面法向；

[0082] 则：GPS天线安装于中心承力环4靠近顶部的位置且指向天顶，保证接收GPS卫星信号的强度；2个USB天线和1个ISM天线安装于中心承力环4靠近底部的位置且指向天底，用于实现下行遥测、数传数据的下发和上行遥控指令的上传；另外2个USB天线和另外1个ISM天线安装于中心承力环4靠近顶部的位置且指向天顶，用于实现备份的作用，保证卫星在任意姿态下能够实现遥控遥测的功能。

[0083] 可见，本发明提供的卫星结构主体，具有以下功能：1)承受载荷；2)安装设备；3)提供构型；4)与发射装置对接，为对接装置或功能模块提供标准机械接口。

[0084] 对于上述的卫星结构主体，配合安装卫星有效载荷分系统、电源分系统，姿态确定与控制分系统、综合电子分系统、测控数传分系统，其中，卫星有效载荷分系统、电源分系统、姿态确定与控制分系统、测控数传分系统位于卫星结构主体内部，各分系统之间以电接口、通信接口、射频接口，机械接口的方式进行连接，可最终形成探测卫星平台，进行各类探测任务，例如，进行大气和重力场联合探测等。

[0085] 本发明提供的球形构型的基础卫星平台，具有以下优点：

[0086] (1)采用球形构型，可保证卫星在轨任意姿态飞行中拥有确定的迎风面质比，降低了卫星姿态控制的难度，同时，球形构型使卫星不会受到气动升力和侧向气动力作用，确保大气阻力始终与卫星速度方向相反，有利于大气参数测量。

[0087] (2)采用任务结构一体化设计模式，极大限度提高星内空间利用率，具有重量轻、体积小、易安装装配、布局合理紧凑、力学性能好、可靠性高等诸多优点。

[0088] 另外，基于本发明提供的上述的球形构型的基础卫星平台，本发明还提供一种特定的基于球形构型的太阳敏感器，用于确定相对于卫星本体坐标系的太阳矢量方向。基于球形构型的太阳敏感器是指：在球卫星表面上按特定的布置方式布置若干个太阳电池片，通过测量不同方向太阳电池片的输出电流，得到各电池片法向与太阳入射光方向的角度，进而实现太阳矢量方向的解算，采用此种方法得到的太阳矢量方向具有精度高的优点。

[0089] 此外，采用本发明的太阳电池片布置方式，可以确保在卫星光照期，卫星在任意姿态时都能有大于3片的太阳电池片受晒。由于只需3片太阳电池片就能确定球卫星本体坐标系的太阳矢量方向，而当有大于3片太阳电池片受晒时，就能通过多测量信息的融合，提高太阳矢量方向的敏感精度。

[0090] 下面分别介绍太阳矢量方向解算以及太阳电池片布置方式这两大部分内容：

[0091] (一)太阳矢量方向解算

[0092] (1)参考图22，为太阳电池片敏感太阳入射角原理图，太阳电池片的电流信息与入射角满足以下的近似余弦关系：

[0093] I＝Imaxcosα   (1)

[0094] 其中，I为光电流，Imax为太阳光垂直入射时太阳电池片产生的最大光电流，α为太阳光线与太阳电池片敏感主轴的夹角；其中，太阳电池片敏感主轴即为电池片单位法向量。Imax随温度、电池片工作点变化。因此，通过采集光电流I的大小，就能反算得到α的大小。

[0095] (2)设卫星本体坐标系为O-XYZ，设在某一时刻某一姿态下，存在m个太阳电池片受晒；

[0096] 设太阳单位矢量为S，S在体坐标系下表示为(Sx，Sy，Sz)；设m个受晒太阳电池片的单位法向矢量分别为N1、N2、N3…Nm；由于受晒太阳电池片固连在体坐标上，因此N1、N2、N3…Nm为已知量；采集每一片受晒太阳电池片的输出电流，得到α1、α2、α3…αm；

[0097] cosα1＝N1·S

[0098] cosα2＝N2·S

[0099] 因此，得到：cosα3＝N3·S

[0100] cosαm＝Nm·S

[0101] 将上述公式表示成矩阵形式：

[0102]

[0103] 其中：

[0104]

[0105] 利用最小二乘法对上述公式进行变换，得到如下的太阳矢量最佳估计值计算公式：

[0106]

[0107] 将N1、N2、N3…Nm，α1、α2、α3…αm代入上式，得到太阳矢量最佳估计值S。

[0108] 此外，考虑存在光电流的非理想余弦特性、光电流的噪声起伏、光电流处理电路、AD采样非线性、温度测量不确定性以及地球反照光的影响，因此每片太阳电池片敏感的太阳角存在误差，将误差总量假设为均值为0、标准差为0.1的随机高斯白噪声，则光电余弦特性的修正量为cosαm+δm，其中δm为随机高斯白噪声，因此，得到以下公式：

[0109]

[0110] 将N1、N2、N3…Nm，α1、α2、α3…αm代入上式，得到最为精确的太阳矢量最佳估计值S。

[0111] (二)太阳电池片布置方法

[0112] 本发明中，太阳电池片布置于球形构型的卫星表面，具体布置方式为：

[0113] 在所述球形卫星的腔体设置内接正n面体；n为自然数且n≥4；所述内接正n面体的每个顶点均与所述球形卫星的腔体壁接触；在所述内接正n面体的外表面选择若干个特征标志点，特征标志点和球形卫星球心的连接线的反向延长线与球形卫星外表面具有一个相交点，该相交点即为太阳电池片布置点；

[0114] 或者

[0115] 在所述球形卫星的外部设置外切正n面体；所述外切正n面体的每个面均与所述球形卫星相切；在所述外切正n面体的外表面选择若干个特征标志点，特征标志点和球形卫星球心的连接线与球形卫星外表面具有一个相交点，该相交点即为太阳电池片布置点。

[0116] 实际应用中，特征标志点指内接正n面体或外切正n面体的顶点标志点、每个面的中心标志点和/或每条边的中点标志点。

[0117] 电池片布片是基于卫星球体结构进行设计的。在分析过程中，认为太阳电池片是分布在一个单位球体表面的点，而且没有面积和体积。在实际中，卫星结构为球体，而太阳电池片相对于卫星的体积和面积很小，故可以忽略。

[0118] 试验中，采样电路暂定为20路采样，故可认为布片数量不超过20片。电池片数量过少会导致精度太低，数量太多会产生大量数据，对于星载计算机来说运算量过大。考虑卫星为球体结构，故对于整个电池片的布片要求具有球对称性，即：从不同角度照射，有基本相同的接收光照能力。由此考虑到几何中的柏拉图正多面体。根据布片数量，基于正六面体、正八面体和正十二面体进行考虑，下面就这几种几何体进行逐一分析。

[0119] 此外，对于每种布片方式进行评价的方法为：分析过程中，主要基于蒙特卡洛方法进行误差分析，即：先设定一个太阳矢量给定值S，解出受照太阳电池片理论角度值，关系式为

[0120]

[0121] 再利用之前分析得到的单片太阳电池片误差，以高斯噪声的方式叠加到理论角度值上，得到一组角度值，模拟出受到误差干扰的结果，依下式反算出太阳矢量实验值：

[0122]

[0123] 将太阳矢量实验值与太阳矢量给定值S相比，从而得到误差值(角度)，该误差值即为相对太阳矢量的测量精度。在每种布片方式下，仅改变δ，进行100000次实验，得到统计的误差标准差即误差理论值，误差标准差即为统计得到的相对太阳矢量的精度，作为布片方式的主要评判指标。

[0124] 实施例一：正六面体布片分析

[0125] 正六面体即为立方体，其特征为：有6个面，每个面面积相等，形状完全相同；有8个顶点；有12条棱，每条棱长度相等。设正六面体为单位体积，即边长为1，则其内切球为单位球体。

[0126] 布置流程为，布置球形卫星的外切正六面体，特征标志点有以下两种选择方式：

[0127] (1)特征标志点的数量为14个，包括：正六面体的8个顶点标志点和6个面的中心标志点。

[0128] (2)特征标志点的数量为18个，包括：正六面体的12条边的中点标志点和6个面的中心标志点。

[0129] 方案一：

[0130] 8个顶点和6个面的面心作为特征标志点，共安装14个太阳电池片。14片太阳电池片的位置向径如下表所示：

[0131]

[0132]编号 位置矢量
1 1,0,0
2 ‐1,0,0
3 0,1,0
4 0,‐1,0
5 0,0,1
6 0,0,‐1
7 p,p,p
8 ‐p,p,p
9 p,‐p,p
10 ‐p,‐p,‐
11 p,p,‐p
12 p,‐p,‐p
13 ‐p,‐p,‐p
14 ‐p,p,‐p

[0133] 经验证，此种布片方式，至少能保证卫星在任意姿态下，至少有7个太阳电池片受照。多次试验其角度误差，得到标准差为1.54°。

[0134] 方案二

[0135] 12条边的中点和6面的面心作为特征标志点，共布置18个太阳电池片。位置向径如下表所示，其中

[0136]

[0137]编号 位置矢量
1 1,0,0
2 ‐1,0,0
3 0,1,0
4 0,‐1,0
5 0,0,1
6 0,0,‐1
7 0,‐q,q
8 0,‐q,‐q
9 q,q,0
10 q,‐q,0
11 q,0,‐q
12 q,0,q
13 ‐q,q,0
14 ‐q,‐q,0
15 ‐q,0,q
16 ‐q,0,‐q
17 0,q,q
18 0,q,‐q

[0138] 经验证，此种布片方式，至少能保证卫星在任意姿态下，至少有8个太阳电池片受照。多次试验其角度误差，得到标准差为1.49°。

[0139] 实施例二：正八面体布片分析

[0140] 正八面体，一种正多面体，也是一种正轴体，面为8个正三角形，八面体的对角面为正方形，共三个，并且两两垂直，有6个顶点，12个边，8个面。布置方法与上述类似，考虑对称性，选取12个边的中点和8个面的面心作为特征

[0141] 标志点，共布置20个电池片。20个电池片的位置向径如下表所示。其中[0142]

[0143]编号 位置矢量
1 q,q,0
2 q,‐q,0
3 q,0,‐q
4 q,0,q
5 ‐q,q,0
6 ‐q,‐q,0
7 ‐q,0,q
8 ‐q,0,‐q
9 0,q,q
10 0,q,‐q
11 0,‐q,q
12 0,‐q,‐q
13 p,p,p
14 ‐p,p,p
15 p,‐p,p
16 ‐p,‐p,‐
17 p,p,‐p
18 p,‐p,‐p
19 ‐p,‐p,‐p
20 ‐p,p,‐p

[0144] 经验证，此种布片方式，至少能保证卫星在任意姿态下，至少有8个太阳电池片受照。多次试验其角度误差，得到标准差为1.32°。

[0145] 实施例二：基于正十二面体的布片分析

[0146] 正十二面体(Pentagonal dodecahedron)是五个柏拉图立体之一，结晶学全称为正五角十二面体，共有20个顶点、30条边和12个面，而每一个面皆是正五边形。同前文所述，考虑对称性，选择20个顶点作为特征标志点，共布置20个电池片，位置向径如下图所示(为方便观察关系未单位化)，其中

[0147]

[0148]编号 X Y Z
1 1 1 1
2 1 ‐1 1
3 ‐1 ‐1 1
4 1 1 ‐1
5 ‐1 1 ‐1
6 1 ‐1 ‐1
7 ‐1 ‐1 ‐1
8 ‐1 1 1
9 r 0 1/r
10 r 0 ‐1/r
11 ‐r 0 1/r
12 ‐r 0 ‐1/r
13 1/r r 0
14 ‐1/r ‐r 0
15 1/r r 0
16 ‐1/r ‐r 0
17 0 1/r r
18 0 1/r ‐r
19 0 ‐1/r r
20 0 ‐1/r ‐r

[0149] 经验证，此种布片方式，至少能保证卫星在任意姿态下，至少有8个太阳电池片受照。多次试验其角度误差，得到标准差为1.46°。

[0150] 这种布片方式虽然精度没有正八面体式的精度高，但是其优势在于接受能力强，即任何情况下均可保证有8片接受太阳光，大部分情况下有9到10片可以接受，故冗余性比较好。

[0151] 本发明提供的基于球形构型的太阳敏感器及太阳矢量方向解算方法具有以下优点：

[0152] 确定了在球卫星表面布设多片太阳电池片的布设方法，采用此种布设方法，一方面，可确保在任意姿态下都能敏感到太阳矢量，降低对姿态控制的要求；另一方面，采用此种布设方法，再结合通光照期的多个太阳电池片敏感的电流信息，可得到高精度的太阳矢量方向。

[0153] 以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视本发明的保护范围。