一种遥感微小卫星

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一种遥感微小卫星
申请号	CN201810294714.6	申请日	2018-04-04	公开(公告)号	CN108674692A	公开(公告)日	2018-10-19
申请人	南京理工大学;			发明人	张翔; 胡豪斌; 梁振华; 马海宁; 陆正亮; 邓寒玉; 刘幸川; 刘磊;
摘要	本发明公开了一种遥感微小卫星，包括层叠式的平台结构、第一体装太阳帆板、第二体装太阳帆板、第一展开式太阳能帆板、第二展开式太阳能帆板、载荷相机、载荷框、底板、电池阵支架、散热板、电子舱散热板、四个天线、四个合页和两个热刀支架。本发明采用层叠式平台结构，装配简单，结构强度高；各层电路盒相互独立，降低了电磁干扰；载荷框满足有效载荷相机的安装；整星主结构力学强度满足要求；配备有星箭分离装置安装接口，同时考虑了热控器件的实施空间及接口，提高了可靠性与使用灵活性。目前已有的遥感微小卫星还无法满足对于大型相机载荷的承载能力，且功能集成度不高，卫星平台互换性不够强，生产成本和周期较长。
权利要求	1.一种遥感微小卫星，其特征在于：包括层叠式的平台结构（5）、第一体装太阳帆板（2）、第二体装太阳帆板（4）、第一展开式太阳能帆板（1）、第二展开式太阳能帆板（3）、载荷相机（7）、载荷框（8）、底板（9）、电池阵支架（12）、散热板（13）、电子舱散热板（14）、四个天线（6）、四个合页（10）和两个热刀支架（11）；载荷框（8）固定在平台结构（5）底部，载荷相机（7）固定在载荷框（8）内；底板（9）固定在载荷框（8）底部；电池阵支架（12）位于所述平台结构（5）的-Z向侧面，第一体装太阳帆板（2）固定在电池阵支架（12）上，第二体装太阳帆板（4）固定在平台结构（5）顶面，第一展开式太阳能帆板（1）、第二展开式太阳能帆板（3）利用合页（10）对称固定在电池阵支架（12）两侧；四个天线（6）固定在平台结构（5）的+Z向侧面；两个热刀支架（11）沿Y轴对称固定在平台结构（5）的两侧；散热板（13）固定在平台结构（5）的+Y向侧面；电子舱散热板（14）固定在散热板（13）上。 2.根据权利要求1所述的遥感微小卫星，其特征在于：所述平台结构（5）包括第一层电路盒（501）、第二层电路盒（502）、第三层电路盒（503）、第四层电路盒（504）、第五层电路盒（505）和顶盖（506），自下向上依次层叠连接五层电路盒及顶盖，组成卫星平台结构；平台结构（5）还包括两个第一盖板（507）和第二盖板（508），所述第一层电路盒（501）侧壁上设有两个第一开口，第二层电路盒（502）侧壁上设有两个第二开口，第三层电路盒（503）的侧壁上设有两个第三开口，第五层电路盒（505）侧壁上设有一个第五开口，第一开口、第二开口、第三开口和第五开口在同一个竖直平面上，两个第一盖板（507）将第一开口、第二开口和第三开口盖住，第二盖板（508）将第五开口盖住；第二盖板（508）的中心线与任意一个第一盖板（507）的中心线重合，载荷框（8）固定在第一层电路盒（501）底面。 3.根据权利要求1或2所述的遥感微小卫星，其特征在于：所述载荷框（8）包括第一相机固定框（801）、第二相机固定框（802）和四根加强筋（803），第一相机固定框（801）和第二相机固定框（802）平行对称固定在第一层电路盒（501）底面，四根加强筋（803）对称平行分布在第一相机固定框（801）和第二相机固定框（802）之间，构成框架，底板（9）固定在第一相机固定框（801）和第二相机固定框（802）的底面。
说明书全文	一种遥感微小卫星技术领域 [0001] 本发明属于微小卫星技术领域，具体是一种遥感微小卫星。背景技术 [0002] 20世纪80年代以来，随着微电子、微机械、精密加工、轻型材料以及高效能源等技术的迅速性发展，促进了卫星上所需仪器设备的小型化，现代卫星技术正朝着“周期更短、成本更低、体积更小、灵活性更强”的方向发展，微小卫星的研制正在世界上蓬勃兴起。目前美国、德国、英国、日本等国都成功研发了小卫星平台及星座。瑞典、丹麦、韩国、西班牙、以色列、巴西、南非等国家也都以研制小卫星为切入点，发展自己的空间能力。1961年11月1日，美国宇航局发射重67.5公斤形状像一个小矩形盒子的MS-1通信卫星，但是入轨失败。此后美国NASA、SDIS、DARPA以及一些大学和公司，相继研制了一系列的小卫星：NASA成功研制了小卫星XSS-11（重100 kg），用于展示使用微小卫星进行扩展邻近操作的关键技术。美国国防部于1991年成功发射了重75 kg的第一颗军用小卫星LOSAT-X，其主要任务是使用多光谱成像包和宽视野星形摄像机进行遥感。美国也成功发射了多个微小卫星星座。2009年成立的Skybox公司，计划通过24星星座实现全球覆盖，卫星重约91 kg。 [0003] 根据卫星的重量以及卫星研发所依据的技术含量，可将微小卫星分为五大类，分类一般为：小型卫星（100-500kg）、微型卫星（10-100kg）、纳米卫星（1-10kg）、皮卫星（0.1-1kg）、飞卫星（<0.1kg）。 [0004] 微小卫星具有的优点：①体积小，重量轻，功能密度高；②结构简单、设计研制及开发周期短、制造要求条件不高；③研制及发射成本低，系统投资少；④功能扩展性强。可搭载的载荷类型多，如载荷电路板、相机设备等，更为实用；⑤单颗微小卫星廉价，更适合于发射多颗以实现卫星的星座、编队飞行等模式，完成一般大卫星难以完成或成本过高的空间任务。 [0005] 主承力结构是卫星结构中的核心，其主要形式有：（1）中心承力筒式结构，如中国与巴西联合研制的资源一号卫星、美国SLL公司的FS-1300卫星平台所采用的主承力结构；（2）杆系结构，如自由号国际空间站、“哈勃空间望远镜”等大型航天器所采用的主承力结构；（3）箱形板式结构，如美国洛克希德•马丁公司的A2100卫星平台、日本ETS6卫星平台为蜂窝夹层板组成的箱形结构。 [0006] 国内外微小卫星设计实例：（1）XSS-11是美国空军研究实验室（AFRL）与NASA合作的微小卫星系列中的一颗其卫星结构主体是尺寸约为一个小型洗衣机大小的盒子，分成了多层，包含推进剂罐、载荷舱及多个分系统。平台三轴稳定，卫星总重量约为145 kg。（2）2011年5月26日，委内瑞拉发射了第一个遥感卫星VRSS-1，主体尺寸：1530mm×1510mm× 2160mm，可扩展的微小卫星总线质量为200-400 kg。平台和有效载荷模块由几个水平和垂直面板组成，用于安装仪器并支撑负载。每个面板都为蜂窝夹层结构。推进模块由壳体，推进剂舱的支架和支架杆组成。（3）KOMPSAT-3A是韩国第一台具有两个成像系统的地球观测/红外卫星。卫星结构由一个分多层的六边形平台和一个托载光学载荷系统的圆柱形对地支架组成。从后到前，卫星由与发射器接口的航天器适配器、推进模块、设备模块和载荷模块组成。卫星的质量在1100公斤以下，直径为2.0米，高3.5米。 [0007] 卫星构型布局设计的任务就是要满足有效载荷设备的安装和指向要求，满足卫星各分系统设备的指向与安装要求，同时整星要具备良好的刚度特性，尽可能减小整星结构占比，减小转动惯量以提高机动性能。卫星还要求具备总装可操作性、具备足够的太阳电池阵面积以满足能源需求。 [0008] 目前已有的微小卫星主承力结构多采用舱板式，这种传统的构型布局方式存在以下问题：结构重量占整星比重较大，约为15%；整星转动惯量大，不利于卫星在轨快速机动；设备安装空间小，总装操作性差；两叠展开式太阳帆板的设计、安装、地面展开过程复杂；整星包络尺寸大，星内空间利用率低。因此，传统的构型布局方式不能够实现卫星快速总装、轻量化、快速机动的任务需求，还无法满足对于大型相机载荷的承载能力，且功能集成度不高，卫星平台互换性不够强，生产成本和周期较长。发明内容 [0009] 本发明的目的在于提供一种遥感微小卫星，综合考虑主载荷相机机械接口、卫星主结构形式、太阳帆板安装布局、电子设备安装布局等因素并进行综合优化设计，能够在满足有效载荷及平台设备安装布局要求的基础上，具有功能集成度高、生产周期短、成本低、总装操作性好、通用性强等优点。 [0010] 实现本发明目的的技术解决方案为：一种遥感微小卫星，包括层叠式的平台结构、第一体装太阳帆板、第二体装太阳帆板、第一展开式太阳能帆板、第二展开式太阳能帆板、载荷相机、载荷框、底板、电池阵支架、散热板、电子舱散热板、四个天线、四个合页和两个热刀支架；载荷框固定在平台结构底部，载荷相机固定在载荷框内；底板固定在载荷框底部；电池阵支架位于所述平台结构的-Z向侧面，第一体装太阳帆板固定在电池阵支架上，第二体装太阳帆板固定在平台结构顶面，第一展开式太阳能帆板、第二展开式太阳能帆板利用合页对称固定在电池阵支架两侧；四个天线固定在平台结构的+Z向侧面；两个热刀支架沿Y轴对称固定在平台结构的两侧；散热板固定在平台结构的+Y向侧面；电子舱散热板固定在散热板上。 [0011] 所述平台结构包括第一层电路盒、第二层电路盒、第三层电路盒、第四层电路盒、第五层电路盒和顶盖，自下向上依次层叠连接五层电路盒及顶盖，组成卫星平台结构；平台结构还包括两个第一盖板和第二盖板，所述第一层电路盒侧壁上设有两个第一开口，第二层电路盒侧壁上设有两个第二开口，第三层电路盒的侧壁上设有两个第三开口，第五层电路盒侧壁上设有一个第五开口，第一开口、第二开口、第三开口和第五开口在同一个竖直平面上，两个第一盖板将第一开口、第二开口和第三开口盖住，第二盖板将第五开口盖住；第二盖板的中心线与任意一个第一盖板的中心线重合，载荷框固定在第一层电路盒底面。 [0012] 所述载荷框包括第一相机固定框、第二相机固定框和四根加强筋，第一相机固定框和第二相机固定框平行对称固定在第一层电路盒底面，四根加强筋对称平行分布在第一相机固定框和第二相机固定框之间，构成框架，底板固定在第一相机固定框和第二相机固定框的底面。 [0013] 本发明与现有技术相比，其显著优点在于：（1）本发明功能集成度高，只需要五个电路盒即可容纳平台的大部分部组件模块。 [0014] （2）本发明平台结构与载荷框相互独立，组装与拆卸方便快捷。 [0015] （3）本发明内部结构简单，可靠性好，加工成本低，实用性强，符合微小卫星低成本、快速响应、短周期的设计理念。 [0016] （4）本发明能够很好地兼容遥感相机载荷，尤其适用于承载体积大、重量大、对安装精度和稳定性要求较高的载荷。 [0017] （5）本发明灵活性强，载荷框通过对载荷的适配性修改，可搭载多种相机或其他载荷，通用性较高。 [0018] （6）本发明采用了合页，有效提供大面积的太阳能电池阵，为载荷提供较大功率。 [0019] （7）本发明的结构完整性好，整体抗冲击抗振动能力强，可确保微小卫星的正常工作。 [0020] （8）本发明中的底板与星箭分离装置配合，可保证星箭分离顺畅。 [0021] （9）本发明中的散热板作为整星背阴面散热面，喷热控涂层后高效散热。附图说明 [0022] 图1为本发明一种遥感微小卫星的整体结构示意图。 [0023] 图2为本发明一种遥感微小卫星的整体结构侧视图。 [0024] 图3为本发明一种遥感微小卫星的待发射状态整体布局示意图。 [0025] 图4为本发明一种遥感微小卫星中的平台结构示意图。 [0026] 图5为本发明一种遥感微小卫星中的载荷框示意图。 [0027] 图6为本发明一种遥感微小卫星中的第一层电路盒示意图。 [0028] 图7为本发明一种遥感微小卫星中的第二层电路盒示意图。 [0029] 图8为本发明一种遥感微小卫星中的第四层电路盒示意图。 [0030] 图9为本发明一种遥感微小卫星中的第五层电路盒示意图。 [0031] 图10为本发明一种遥感微小卫星中的底板示意图。 [0032] 图11为本发明一种遥感微小卫星中的电池阵支架示意图。具体实施方式 [0033]下面结合附图对本发明作进一步详细描述。 [0034] 原点O设置于相机镜筒轴向与第一体装电池阵2的交点，沿镜筒伸出方向为+Z方向，沿平台结构指向载荷框方向为+X方向，利用右手法则确定Y方向。以下所述+Z向（为Z轴正方向）。 [0035] 结合图1至图11，本发明为一种遥感微小卫星，包括层叠式的平台结构5、第一体装太阳帆板2、第二体装太阳帆板4、第一展开式太阳能帆板1、第二展开式太阳能帆板3、载荷相机7、载荷框8、底板9、电池阵支架12、散热板13、电子舱散热板14、四个天线6、四个合页10和两个热刀支架11。 [0036] 载荷框8固定在平台结构5底部，载荷相机7固定在载荷框8内；底板9固定在载荷框8底部；电池阵支架12位于所述平台结构5的-Z向侧面，第一体装太阳帆板2固定在电池阵支架12上，第二体装太阳帆板4固定在平台结构5顶面，第一展开式太阳能帆板1、第二展开式太阳能帆板3利用合页10对称固定在电池阵支架12两侧；四个天线6固定在平台结构5的+Z向侧面；两个热刀支架11沿Y轴对称固定在平台结构5的两侧；散热板13固定在平台结构5的+Y向侧面；电子舱散热板14固定在散热板13上。 [0037] 结合图4，所述平台结构5包括第一层电路盒501、第二层电路盒502、第三层电路盒503、第四层电路盒504、第五层电路盒505和顶盖506，自下向上依次层叠连接五层电路盒及顶盖，组成卫星平台结构；平台结构5还包括两个第一盖板507和第二盖板508，所述第一层电路盒501侧壁上设有两个第一开口，第二层电路盒502侧壁上设有两个第二开口，第三层电路盒503的侧壁上设有两个第三开口，第五层电路盒505侧壁上设有一个第五开口，第一开口、第二开口、第三开口和第五开口在同一个竖直平面上，两个第一盖板507将第一开口、第二开口和第三开口盖住，第二盖板508将第五开口盖住；第二盖板508的中心线与任意一个第一盖板507的中心线重合。两个天线6设置在第五层电路盒505上的+Z向侧面，另两个天线6设置在第一层电路盒501的+Z向侧面。载荷框8固定在第一层电路盒501底面。 [0038] 结合图5，所述载荷框8包括第一相机固定框801、第二相机固定框802和四根加强筋803，第一相机固定框801和第二相机固定框802平行对称固定在第一层电路盒501底面，四根加强筋803对称平行分布在第一相机固定框801和第二相机固定框802之间，构成框架，底板9固定在第一相机固定框801和第二相机固定框802的底面。 [0039] 结合图6，第一层电路盒501为顶面敞开的盒装结构，底面设置有用于连接第一相机固定框8-1和第二相机固定框8-2的八个螺纹孔，顶面设有用于连接第二层电路盒502的六个通孔，顶面四个角有凹台设计，与第二层电路盒502底面的四个凸台相配合，可限制其水平相对运动。其四个角及前后两个外侧壁中间部位设有凹孔，用于螺钉的固定。其右侧壁设有安装天线的通孔。其内部设有隔板，隔板与电路盒侧壁形成两个大凹槽与小凹槽，大凹槽内底面设有螺纹孔凸台用于安装电路板，两个大凹槽之间的隔板设有用于走线的开口，小凹槽内设有开孔用于走线，小凹槽与大凹槽之间的隔板设有可安装接插件的开口。 [0040] 结合图7，第二层电路盒502为顶面敞开的盒装结构，底面设置有用于连接第一层电路盒501的六个螺纹孔，顶面设有用于连接第三层电路盒503的六个通孔，顶面四个角有凹台设计，与第三层电路盒503底面的四个凸台相配合，底面四个角有凸台设计，与第一层电路盒501底面的四个凹台相配合，可限制其水平相对运动。其四个角及前后两个外侧壁中间部位设有凹孔，用于螺钉的固定。其内部设有隔板，隔板与电路盒侧壁形成两个大凹槽与小凹槽，大凹槽内底面设有螺纹孔凸台用于安装电路板，小凹槽内设有开孔用于走线，小凹槽与大凹槽之间的隔板设有可安装接插件的开口。 [0041] 第三层电路盒503为顶面敞开的盒装结构，底面设置有用于连接第二层电路盒502的六个螺纹孔，顶面设有用于连接第四层电路盒504的六个通孔，顶面四个角有凹台设计，与第四层电路盒504底面的四个凸台相配合，底面四个角有凸台设计，与第二层电路盒502底面的四个凹台相配合，可限制其水平相对运动。其四个角及前后两个外侧壁中间部位设有凹孔，用于螺钉的固定。其内部设有隔板，隔板与电路盒侧壁形成两个大凹槽与小凹槽，大凹槽内底面设有螺纹孔凸台用于安装电路板，小凹槽内设有开孔用于走线，小凹槽与大凹槽之间的隔板设有可安装接插件的开口。 [0042] 结合图8，第四层电路盒504为顶面敞开的盒装结构，底面设置有用于连接第三层电路盒503的六个螺纹孔，顶面设有用于连接第五层电路盒505的六个通孔，顶面四个角有凹台设计，与第五层电路盒505底面的四个凸台相配合，底面四个角有凸台设计，与第三层电路盒503底面的四个凹台相配合，可限制其水平相对运动。其四个角及前后两个外侧壁中间部位设有凹孔，用于螺钉的固定。其内部设有隔板，隔板与电路盒侧壁形成三个个大凹槽与两个小凹槽，大凹槽内底面设有螺纹孔凸台或通孔用于安装电路板，一个小凹槽内底面设有通孔用于安装磁棒，一个小凹槽内设有开孔用于走线。 [0043] 结合图9，第五层电路盒505为顶面底面皆敞开的盒装结构，底面设置有用于连接第四层电路盒504的六个螺纹孔，顶面设有用于连接顶盖506的六个螺纹孔，底面四个角有凸台设计，与第四层电路盒4底面的四个凹台相配合，可限制其水平相对运动。其四个角及前后两个外侧壁中间部位设有凹孔，用于螺钉的固定。其右侧壁设有安装天线的通孔。其内部设有隔板，隔板与电路盒侧壁形成三个个大凹槽与三个小凹槽，凹槽之间的隔板设有用于走线的开口。 [0044] 顶盖506为一块板，设有用于连接第五层电路盒505的六个通孔及用于连接体装太阳电池阵基板的四个螺纹孔凸台，还设有用于走线的开口。 [0045] 结合图10，底板9为一块板，设置有用于连接第一相机固定框8-1和第二相机固定框8-2的八个螺纹孔，用于安装分离开关的螺纹孔凸台，用于穿过钛杆及抗剪切销的通孔，另设有减重槽及减重孔。 [0046] 结合图11，电池阵支架12为一块板，设置有用于连接第一体装电池阵2的六个螺纹孔，用于安装四个合页10的八个通孔和四个凹槽，用于安装于平台结构5和载荷框8的六个通孔和三个U型槽，另设有减重槽及减重孔。实施例 [0047] 本发明为一种遥感微小卫星，包括层叠式的平台结构5、第一体装太阳帆板2、第二体装太阳帆板4、第一展开式太阳能帆板1、第二展开式太阳能帆板3、载荷相机7、载荷框8、底板9、电池阵支架12、散热板13、电子舱散热板14、四个天线6、四个合页10和两个热刀支架11。 [0048] 载荷框8通过八个螺钉固定在平台结构5底部，并用聚酰亚胺隔热垫片隔开，载荷相机7通过十二个螺钉固定在载荷框8内，并用聚酰亚胺隔热垫片隔开；底板9通过八个螺钉固定在载荷框8底部，并用聚酰亚胺隔热垫片隔开；电池阵支架12通过九个螺钉固定在所述平台结构5的-Z向侧面，并用聚酰亚胺隔热垫片隔开，第一体装太阳帆板2通过六个螺钉固定在电池阵支架12上；第二体装太阳帆板4通过四个螺钉固定在平台结构5顶面，并用聚酰亚胺隔热垫片隔开；第一展开式太阳能帆板1、第二展开式太阳能帆板3通过合页10对称固定在电池阵支架12两侧；四个天线6分别通过两个螺钉固定在平台结构5的+Z向侧面；两个热刀支架11沿Y轴分别通过两个螺钉对称固定在平台结构5的两侧，并用聚酰亚胺隔热垫片隔开；散热板13通过螺钉固定在平台结构5的+Y向侧面；电子舱散热板14通过螺钉固定在散热板13上。 [0049] 所述平台结构5包括第一层电路盒501、第二层电路盒502、第三层电路盒503、第四层电路盒504、第五层电路盒505和顶盖506，自下向上依次层叠通过螺钉固定连接五层电路盒及顶盖，组成卫星平台结构；平台结构5还包括两个第一盖板507和第二盖板508，所述第一层电路盒501侧壁上设有两个第一开口，第二层电路盒502侧壁上设有两个第二开口，第三层电路盒503的侧壁上设有两个第三开口，第五层电路盒505侧壁上设有一个第五开口，第一开口、第二开口、第三开口和第五开口在同一个竖直平面上，两个第一盖板507将第一开口、第二开口和第三开口盖住，第二盖板508将第五开口盖住；第二盖板508的中心线与任意一个第一盖板507的中心线重合。两个天线6设置在第五层电路盒505上的+Z向侧面，另两个天线6设置在第一层电路盒501的+Z向侧面。载荷框8通过八个螺钉固定在第一层电路盒501底面。 [0050] 所述载荷框8包括第一相机固定框801、第二相机固定框802和四根加强筋803，第一相机固定框801和第二相机固定框802平行对称固定在第一层电路盒501底面，四根加强筋803对称平行分布在第一相机固定框801和第二相机固定框802之间，通过八个螺钉固定，构成框架，底板9通过八个螺钉固定在第一相机固定框801和第二相机固定框802的底面。 [0051] 第一层电路盒501为顶面敞开的盒装结构，底面设置有用于连接第一相机固定框8-1和第二相机固定框8-2的八个螺纹孔，顶面设有用于连接第二层电路盒502的六个通孔，顶面四个角有凹台设计，与第二层电路盒502底面的四个凸台相配合，可限制其水平相对运动。其四个角及前后两个外侧壁中间部位设有凹孔，用于螺钉的固定。其右侧壁设有安装天线的通孔。其内部设有隔板，隔板与电路盒侧壁形成两个大凹槽与小凹槽，大凹槽内底面设有螺纹孔凸台用于安装电路板，两个大凹槽之间的隔板设有用于走线的开口，小凹槽内设有开孔用于走线，小凹槽与大凹槽之间的隔板设有可安装接插件的开口。 [0052] 第二层电路盒502为顶面敞开的盒装结构，底面设置有用于连接第一层电路盒501的六个螺纹孔，顶面设有用于连接第三层电路盒503的六个通孔，顶面四个角有凹台设计，与第三层电路盒503底面的四个凸台相配合，底面四个角有凸台设计，与第一层电路盒501底面的四个凹台相配合，可限制其水平相对运动。其四个角及前后两个外侧壁中间部位设有凹孔，用于螺钉的固定。其内部设有隔板，隔板与电路盒侧壁形成两个大凹槽与小凹槽，大凹槽内底面设有螺纹孔凸台用于安装电路板，小凹槽内设有开孔用于走线，小凹槽与大凹槽之间的隔板设有可安装接插件的开口。 [0053] 第三层电路盒503为顶面敞开的盒装结构，底面设置有用于连接第二层电路盒502的六个螺纹孔，顶面设有用于连接第四层电路盒504的六个通孔，顶面四个角有凹台设计，与第四层电路盒504底面的四个凸台相配合，底面四个角有凸台设计，与第二层电路盒502底面的四个凹台相配合，可限制其水平相对运动。其四个角及前后两个外侧壁中间部位设有凹孔，用于螺钉的固定。其内部设有隔板，隔板与电路盒侧壁形成两个大凹槽与小凹槽，大凹槽内底面设有螺纹孔凸台用于安装电路板，小凹槽内设有开孔用于走线，小凹槽与大凹槽之间的隔板设有可安装接插件的开口。 [0054] 第四层电路盒504为顶面敞开的盒装结构，底面设置有用于连接第三层电路盒503的六个螺纹孔，顶面设有用于连接第五层电路盒505的六个通孔，顶面四个角有凹台设计，与第五层电路盒505底面的四个凸台相配合，底面四个角有凸台设计，与第三层电路盒503底面的四个凹台相配合，可限制其水平相对运动。其四个角及前后两个外侧壁中间部位设有凹孔，用于螺钉的固定。其内部设有隔板，隔板与电路盒侧壁形成三个个大凹槽与两个小凹槽，大凹槽内底面设有螺纹孔凸台或通孔用于安装电路板，一个小凹槽内底面设有通孔用于安装磁棒，一个小凹槽内设有开孔用于走线。 [0055] 第五层电路盒505为顶面底面皆敞开的盒装结构，底面设置有用于连接第四层电路盒504的六个螺纹孔，顶面设有用于连接顶盖506的六个螺纹孔，底面四个角有凸台设计，与第四层电路盒4底面的四个凹台相配合，可限制其水平相对运动。其四个角及前后两个外侧壁中间部位设有凹孔，用于螺钉的固定。其右侧壁设有安装天线的通孔。其内部设有隔板，隔板与电路盒侧壁形成三个个大凹槽与三个小凹槽，凹槽之间的隔板设有用于走线的开口。 [0056] 顶盖506为一块板，设有用于连接第五层电路盒505的六个通孔及用于连接体装太阳电池阵基板的四个螺纹孔凸台，还设有用于走线的开口。 [0057] 底板9为一块板，设置有用于连接第一相机固定框8-1和第二相机固定框8-2的八个螺纹孔，用于安装分离开关的螺纹孔凸台，用于穿过钛杆及抗剪切销的通孔，另设有减重槽及减重孔。 [0058] 电池阵支架12为一块板，设置有用于连接第一体装电池阵2的六个螺纹孔，用于安装四个合页10的八个通孔和四个凹槽，用于安装于平台结构5和载荷框8的六个通孔和三个U型槽，另设有减重槽及减重孔。