[发明专利]卫星用多功能承力结构及其装配方法

权利要求书

1.一种卫星用多功能承力结构，其特征在于，主要由综合电子模块(1)、GNC模块及其支撑框架(2)组成，所述综合电子模块包括五块逐层堆叠起来的单板，所述支撑框架包括底板(3)和侧板(4，6，9，10)共五块单板，所述GNC模块包括一台三轴集成微飞轮(7)、三台单轴微飞轮(5)、一台微机械陀螺(8)和一块GNC控制计算机单板(11)，所述GNC控制计算机单板(11)安装在所述综合电子模块最上层，所述三轴集成微飞轮(7)、单轴微飞轮(5)、微机械陀螺(8)、GNC控制计算机单板(11)连接在所述支撑框架底板(3)上。

2.根据权利要求1所述的卫星用多功能承力结构，其特征在于，所述综合电子模块的单板外壳材料选用轻质高强度的镁锂合金。

3.根据权利要求1所述的卫星用多功能承力结构，其特征在于，所述支撑框架的底板和侧板外壳材料选用轻质高强度的镁锂合金。

4.根据权利要求1所述的卫星用多功能承力结构，其特征在于，所述GNC控制计算机单板(11)外壳材料选用轻质高强度的镁锂合金。

5.根据权利要求1所述的卫星用多功能承力结构，其特征在于，所述GNC模块的三轴集成微飞轮采用无外壳设计，由一个框架直接将三个微飞轮集成，并与支撑框架底板连接；单轴微飞轮采用框架式外壳设计，并与支撑框架底板连接；微机械陀螺固定在支撑框架底板上。

6.根据权利要求1所述的卫星用多功能承力结构，其特征在于，所述综合电子模块由4块外形尺寸均为220mm×200mm×25mm的单板(13、14、15、16)和一块外形尺寸均220mm×200mm×22mm的单板(12)逐层堆叠装配，所述支撑框架由两块外形尺寸为121mm×200mm×3mm的侧板(4、9)和两块外形尺寸为121mm×214mm×3mm的侧板(6、10)以及一块外形尺寸为220mm×200mm×11mm的底板(3)装配而成，支撑框架底板(3)与GNC控制计算机单板(11)相连，GNC控制计算机单板(11)的外形尺寸为220mm×200mm×34mm。

7.根据权利要求1所述的卫星用多功能承力结构的装配方法，其特征在于，装配过程如下：

步骤一，综合电子模块单板(16)与综合电子模块单板(15)组装；

步骤二，在步骤一的基础上，安装综合电子模块单板(14)；

步骤三，在步骤二的基础上，安装综合电子模块单板(13)；

步骤四，在步骤三的基础上，安装综合电子模块单板(12)；

由此形成综合电子模块(1)；

步骤五，在步骤四的基础上，安装GNC控制计算机单板(11)；

步骤六，在步骤五的基础上，安装支撑框架底板(3)；

步骤七，在步骤六的基础上，安装一台三轴微飞轮(7)；

步骤八，在步骤七的基础上，安装三台单轴微飞轮(5)；

步骤九，在步骤八的基础上，安装微机械陀螺(8)；

步骤十，在步骤九的基础上，安装支撑框侧板(9)；

步骤十一，在步骤十的基础上，安装支撑框侧板(4)；

步骤十二，在步骤十一的基础上，安装支撑框侧板(6)；

步骤十三，在步骤十二的基础上，安装支撑框侧板(10)；

由此形成GNC模块及其支撑框架(2)

步骤十四，拧紧所有的安装螺钉和螺栓，完成多功能承力结构的装配。