一种卫星载荷舱结构的制作方法

本发明涉及一种桁架式大承载、适应大型载荷部件大跨度多点分散布局的卫星载荷舱结构，属于航天器结构技术领域。

背景技术：

卫星主结构用于安装星上有效载荷及相应仪器设备，承受卫星在地面研制、发射及在轨运行段的各种力学载荷。根据结构形式不同，常见的卫星主结构主要包括板筒式、箱板式及桁架式，而国内现有卫星主结构绝大多数均为板筒式或箱板式。桁架式主结构是以若干桁架杆系结构作为主承力结构，桁架杆系结构提供舱段结构连接接口以及主要载荷部件连接接口，同时采用蜂窝夹层板进行辅助支撑，由蜂窝夹层板提供其他仪器设备的安装接口。国外已报道的桁架式卫星主结构主要包括bss601平台、gem平台、bss702平台、mms多用途平台等。国内采用桁架式主结构的航天器主要包括已成功发射的嫦娥三号着陆器，正在研制的东方红五号卫星平台、嫦娥五号着陆器等。

具体到卫星载荷舱结构，同样分为板筒式、箱板式及桁架式等三种结构形式。当载荷舱需要满足星上大型载荷部件通过大跨度、多个分散安装点进行安装并且星体一侧同时需要满足大型载荷部件的收拢安装(即设计较大避让开口)等特殊要求时，采用板筒式或箱板式结构将难以实现。这是因为，若采用板筒式主结构，尽管易于承受均匀载荷及保证卫星基频，但对于载荷接口的适应性较差，且无法满足星体一侧设计较大避让开口(如开口大小占星体尺寸一半)的要求；若采用箱板式主结构，其主承力结构局部强度低，两板交叉处或板与对接环连接处会产生应力集中，需要在载荷集中的部位进行特殊设计来分散载荷，且星体一侧设计较大避让开口将导致传力路径设计及相应加强设计极为复杂。对于桁架式主结构，由于其传递集中载荷能力强、传力直接、局部强度高、接口适应性强、布局设计灵活以及易于实现整舱模块化研制等优点，成为适应上述特殊要求的载荷舱主结构形式的首选。

技术实现要素：

本发明提供了一种桁架式大承载、适应大型载荷部件大跨度多点分散布局的卫星载荷舱主结构，解决了以下技术问题：解决了星上大型载荷部件的大跨度、多点分散布局所带来的复杂传力设计与大承载设计难题；解决了星体一侧需要满足大型天线载荷部件的收拢安装(即设计较大避让开口)的结构构型设计难题；解决了桁架式结构装配工艺性复杂的问题，且适应载荷舱单舱结构部装及总装，满足载荷舱模块化研制。

为实现上述目的，本发明采用如下技术方案：

一种卫星载荷舱结构，包括主体结构和桁架支撑结构，所述主体结构包括顶板、底板和设置在所述顶板和底板之间的多个侧支撑板，所述桁架支撑结构包括多根桁架杆和多个接头，所述多个接头与所述顶板或底板连接，每个所述接头上至少固定有两根所述桁架杆，所述多根桁架杆通过所述接头连接成一体结构。

在一可选实施例中，所述顶板设有缺口，呈凹字结构，所述多个侧支撑板包括第一侧支撑板，所述第一侧支撑板为凹字结构，所述顶板和所述第一侧支撑板连接，且开口连通，所述多个接头中包括两个第一接头，所述两个第一接头分别位于所述顶板与所述第一侧支撑板连接的两个顶角处，设置在所述顶板上的其他各接头对称设置，对称轴为所述两个顶角连线的水平垂直中线，位于所述底板上的多个接头对称设置，对称中心为所述底板的几何中心。

在一可选实施例中，所述多个侧支撑板还包括与所述第一侧支撑板相对设置的第二侧支撑板，所述主体结构内还设有中部支撑板，所述多个接头中还包括至少三个第二接头和至少三个第三接头，所述第二接头设置在所述中部支撑板与所述顶板的连接位置，所述第三接头设置在所述中部支撑板与所述第二侧支撑板之间。

在一可选实施例中，所述多个接头中还包括至少两个第四接头，所述第四接头位于所述中部支撑板与所述底板的连接位置，所述中部支撑板为蜂窝夹层板，所述多根桁架杆包括一根第一桁架杆和四根第二桁架杆，所述第一桁架杆通过所述第二接头固定，所述第一桁架杆位于所述中部支撑板的夹层内，所述第二桁架杆一端通过所述第二接头固定另一端通过所述第四接头固定，所述第二桁架杆也位于所述中部支撑板的夹层内。

在一可选实施例中，所述第一侧支撑板为蜂窝夹层结构，所述多个接头中还包括两个第五接头，所述第五接头位于所述第一侧支撑板与所述底板的连接位置，所述多根桁架杆包括两根第三桁架杆，所述第三桁架杆一端通过所述第一接头连接、另一端通过所述第五接头连接，所述第三桁架杆位于所述第一侧支撑板的夹层内。

在一可选实施例中，所述多个接头中还包括第一第六接头和第二第六接头，所述第一第六接头和第二第六接头位于所述第二侧支撑板与所述底板的连接位置，所述多个桁架杆中包括两根第四桁架杆和两根第五桁架杆，所述两根第四桁架杆一端分别通过相邻的两个所述第三接头固定、另一端通过所述第一第六接头固定，所述两根第五桁架杆一端分别通过相邻的两个所述第三接头固定、另一端通过所述第二第六接头固定。

在一可选实施例中，所述主体结构还包括第一内隔板和第二内隔板，所述第一内隔板和第二内隔板均为蜂窝夹层结构；所述第一内隔板位于所述第四桁架杆和所述第二侧支撑板之间，且一个所述第四桁架杆位于所述第一内隔板的夹层内；所述第二内隔板位于所述第五桁架杆和所述第二侧支撑板之间，且一个所述第五桁架杆位于所述第二内隔板的夹层内。

在一可选实施例中，所述多根桁架杆还包括两根第六桁架杆，所述第六桁架杆一端与三个所述第二接头中的位于两侧的一个第二接头连接，另一端与所述第五接头连接。

在一可选实施例中，所述多根桁架杆还包括两根第七桁架杆，所述第七桁架杆一端与三个所述第二接头中的位于两侧的一个第二接头连接，另一端与所述第六接头连接。

在一可选实施例中，所述多根桁架杆还包括六根第八桁架杆，所述第八桁架杆通过与所述顶板连接的接头固定。

与现有技术相比，本发明具有以下有益效果：

(1)实现了星上大型载荷部件通过大跨度、多个分散安装点进行安装，顶部大型载荷部件的载荷高效地通过主承力桁架结构传递至至底部桁架接头，进而传递至卫星平台结构；同时，由于桁架支撑结构主传力路径的最短设计，省去了众多不必要的结构设计，极大地节省了结构重量；

(2)本发明实施例提供的桁架支撑结构，实现了星体一侧需要满足大型载荷部件的收拢安装(即设计较大避让开口)的结构构型设计需求。由于主承力桁架支撑结构构型极大的灵活性，大型载荷部件安装点位置与数量以及大型载荷部件收拢安装的避让开口均可根据实际任务需要进行适应性设计；

(3)通过桁架杆结构、接头结构与蜂窝夹层板连接关系的合理设计，实现了大型复杂桁架式结构的装配工艺可行；

(4)由于本发明所提供的载荷舱结构具有明确的舱段结构连接接口，且载荷舱具有良好的单舱独立承力功能，因此可实现载荷舱单舱部装及单舱总装，满足载荷舱模块化研制需求。

附图说明

图1为本发明实施例提供的载荷舱结构(正常放置状态)示意图；

图2为本发明实施例提供的载荷舱结构(底板朝上状态)结构示

意图；

图3为图1对应的分解图；

图4为本发明实施例提供的典型载荷状态的整星概貌示意图；

图5为本发明实施例提供的桁架支撑结构示意图。

具体实施方式

下面结合附图对本发明做进一步说明。

参见图1-3，本发明实施例提供了一种卫星载荷舱结构，包括主体结构和桁架支撑结构，参照图1所示坐标系，主体结构包括顶板34、底板1和设置在所述顶板和底板之间的多个侧支撑板，所述桁架结构包括多根桁架杆和多个接头，所述多个接头设置在所述顶板或底板上的安装孔内，每个所述接头上至少固定有两根所述桁架杆，所述多根桁架杆通过所述接头连接成一体结构。

具体地，本发明实施例中，多个接头中有一部分设置在顶板34上，另一部分设置在底板1上，顶板34和底板1上均设有用于安装接头的螺纹通孔或圆孔等形式的安装孔，其中底板1由于与卫星的公用平台连接，安装在底板1上的接头还用于连接舱段结构口，因此底板1上的安装孔的位置根据舱段结构上的连接接口的位置确定；桁架杆包括多种类型，其中一类两端均通过顶板34上的接头固定，另一类一端通过顶板34上的接头固定另一端通过底板1上的接头固定，桁架杆和接头的数量、位置可以根据具体承重情况设计；

具体地，本发明实施例中，主体结构优选由蜂窝夹层板构成的装载结构；

本发明实施例提供的卫星载荷结构，通过设计成主体结构与桁架结构相结合的方式，具有如下有益效果：

(1)实现了星上大型载荷部件通过大跨度、多个分散安装点进行安装，顶部大型载荷部件顺利通过主承力桁架结构至底部桁架接头的高效传力，进而传递至卫星平台结构；同时，由于桁架支撑结构直接连接天线安装点和结构平台主承力点，使得主传力路径最短，省去了众多不必要的结构设计，极大地节省了结构重量；

(2)本发明实施例提供的桁架支撑结构，实现了星体一侧需要满足大型载荷部件的收拢安装(即设计较大避让开口)的结构构型设计需求；由于主承力桁架支撑结构构型极大的灵活性，大型载荷部件安装点位置与数量以及大型载荷部件收拢安装的避让开口均可根据实际任务需要进行适应性设计；

(3)通过桁架杆结构、接头结构与蜂窝夹层板连接关系的合理设计，实现了大型复杂桁架式结构的装配工艺可行；

(4)由于本发明所提供的载荷舱结构具有明确的舱段结构连接接口，且载荷舱具有良好的单舱独立承力功能，因此可实现载荷舱单舱部装及单舱总装，满足载荷舱模块化研制需求。

在本发明的一可选实施例中，参见图1和图3，顶板34设有缺口，呈凹字结构，所述多个侧支撑板包括第一侧支撑板(如图3所示的+x侧板26)，所述第一侧支撑板为凹字结构，顶板34和第一侧支撑板连接，且开口连通，所述多个接头中包括两个第一接头，所述两个第一接头分别位于顶板34与第一侧支撑板连接的两个顶角处，设置在顶板34上的其他各接头对称设置，对称轴为所述两个顶角连线的水平垂直中线，位于底板1上的多个接头对称设置，对称中心为所述底板的几何中心。

参见图3，通过将顶板34和与其连接的第一侧支撑板设计成凹字形结构，为安装天线提供了避让口，便于大尺寸天线的安装；同时，通过将两个第一接头设置在两个顶角位置，使大尺寸天线与载荷连接点跨度增大，这对于天线结构以及载荷舱结构的传力设计均为有利；通过对称设置其他接头，便于对称设置桁架杆，使整个载荷舱受力均匀。

进一步地，所述多个侧支撑板还包括与所述第一侧支撑板相对设置的第二侧支撑板(如图3所示的-x侧板27)，所述主体结构内还设有中部支撑板2，为便于天线的安装，本发明实施例中中部支撑板2设置在顶板34的“凹形”内侧边缘位置处，以提供较大的天线布置及其安装操作空间，所述多个接头中还包括至少三个第二接头和至少三个第三接头，所述第二接头设置在中部支撑板2与顶板34的连接位置，所述第三接头设置在中部支撑板2与第二侧支撑板之间。通过设置中部支撑板，并在中部支撑板2处设置接头，提高了整个支撑结构的承载能力，便于大尺寸天线在质心设计与卫星质心设计尽量靠近舱体中心位置状态下最高效的传递天线安装点载荷。本发明实施例中，第三接头距第二侧支撑板的距离不大于第二侧支撑板与中部支撑板2之间距离的三分之一，这样有利于天线大跨度连接设计从而实现载荷舱结构的高效承载。

具体地，所述多个接头中还包括至少两个第四接头，所述第四接头位于中部支撑板2与底板1的连接位置，中部支撑板2为蜂窝夹层板，所述多根桁架杆包括一根第一桁架杆(如图5中9所示)和四根第二桁架杆(如图5中10、11、12、13所示)，所述第一桁架杆通过所述第二接头固定，所述第一桁架杆位于中部支撑板2的夹层内，所述第二桁架杆一端通过所述第二接头固定另一端通过所述第四接头固定，所述第二桁架杆也位于所述中部支撑板的夹层内。

具体地，第一侧支撑板为蜂窝夹层结构，所述多个接头中还包括两个第五接头，所述第五接头位于所述第一侧支撑板与底板1的连接位置，所述多根桁架杆包括两根第三桁架杆(如图5中5、6所示)，所述第三桁架杆一端通过所述第一接头连接另一端通过所述第五接头连接，所述第三桁架杆位于所述第一侧支撑板的夹层内。通过将桁架杆设置在蜂窝夹层结构内，节省了安装桁架杆的空间，提高了载荷舱结构的空间利用率。

具体地，所述多个接头中还包括第一第六接头和第二第六接头，所述第一第六接头和第二第六接头位于所述第二侧支撑板与底板1的连接位置，所述多个桁架杆中包括第一第四桁架杆(如图5中19所示)、第二第四桁架杆(如图5中25所示)、第一第五桁架杆(如图5中15所示)及第二第五桁架杆(如图5中18所示)，本发明实施例中，三个第三接头呈一字排列，两根第四桁架杆一端分别通过左侧的两个第三接头固定，另一端通过所述第一第六接头固定，两根第五桁架杆一端分别通过右侧的两个第三接头固定，另一端通过所述第二第六接头固定，第一第四桁架杆和第二侧支撑板之间设有第一内隔板(如图3所示的-x-y隔板4)，所述第一内隔板为蜂窝夹层结构，第一第四桁架杆位于所述第一内隔板的夹层内，第二第五桁架杆和第二侧支撑板之间设有第二内隔板(如图3所示的-x+y隔板3)，所述第二内隔板为蜂窝夹层结构，第二第五桁架杆位于所述第二内隔板的夹层内。通过设置内隔板，并将桁架杆设置在内支隔板的夹层内，不仅可以实现第三接头载荷直接传递至第六接头，还可传递部分横向载荷至第二支撑板。

具体地，为便于桁架杆与夹层结构固定连接，以及提高夹层结构的承载力，本发明实施例中位于夹层内的所述桁架杆的截面为矩形。

所述多根桁架杆还包括两根第六桁架杆(如图5所示的7，8)和两根第七桁架(如图5中14、16所示)；所述第六桁架杆一端与三个所述第二接头中的位于两侧的一个第二接头连接，另一端与所述第五接头连接；所述第七桁架杆一端与三个所述第二接头中的位于两侧的一个第二接头连接，另一端与所述第六接头连接。

所述多根桁架杆还包括六根第八桁架杆(如图5中21、23、17、24、18、20所示)，所述第八桁架杆通过与顶板1连接的接头(第一接头、第二接头及第三接头)固定。本发明实施例中，六根第八桁架杆紧贴顶板1的下表面设置。

具体地，所述第一桁架杆的截面为u型，便于在其u型槽埋置埋件，通过埋件上的接口设计，实现中部支撑板2与顶板34的连接。

具体地，参见图5，所述第一接头上设有螺纹接口，用于与大尺寸天线连接，螺纹接口均设置有凸台，其凸出于顶板34表面，通过组合加工所有顶部接头(包括第一接头、第二接头、第三接头)的凸台上端面，实现其作为载荷舱顶部基准面；第一接头通过安装面及其螺纹接口设计，用于第一接头与第一侧支撑板26及其内部的第三桁架杆的连接、第一接头与一个第三侧支撑板的连接、第一接头与第九桁架杆(如图5所示的顶杆20及21)的连接。

具体地，所述第二接头设有螺纹接口，用于与大尺寸天线连接，螺纹接口均设置有凸台，其凸出于顶板34表面，通过组合加工所有顶部接头(包括第一接头、第二接头、第三接头)的凸台上端面，实现其作为载荷舱顶部基准面；第二接头通过安装面及其螺纹接口设计，用于第二接头与中部支撑板26及其内部的第一桁架杆(如图5所示的9)连接、第二接头与中部支撑板26及其内部的第二桁架杆(图5所示的10、11、12、13)的连接、第二接头与第六桁架杆(图5所示的7和8)的连接、第二接头与第七桁架杆(图5所示的14和16)的连接、第二接头与第八桁架杆(如图5所示的20、21、22、23)的连接；

所述第三接头上设有螺纹接口，用于与大尺寸天线连接，螺纹接口均设置有凸台，其凸出于顶板34表面，通过组合加工所有顶部接头(包括第一接头、第二接头、第三接头)的凸台上端面，实现其作为载荷舱顶部基准面；第一接头通过安装面及其螺纹接口设计，用于第三接头与第一支撑板3、第二内支撑板4及其内部的第四桁架杆18、第五桁架杆19的连接，第三接头与第九桁架杆(如图5所示的17、18、23、24)的连接；所述的第一接头及第三接头依据跨度最大准则对角设计2处定位销钉接口，与螺纹接口一致设置有凸台并进行组合加工设计。

具体地，所述第四接头通过安装接口与中部支撑板2、两个第三侧支撑板(如图3所示的28和29)、底板1连接，所述第四接头同时设有两舱连接接口；所述第五接头通过安装接口与第一侧支撑板26及其内部的两根第三桁架杆(图5所示的5和6)、两根第六桁架杆(图5所示的7和8)及底板1的连接，所述第四接头还设有两舱连接接口；第六接头通过安装接口与第二侧支撑板27、第一及第二内支撑板(如图3所示的3和4)及其内部的第四及第五桁架杆(图5所示的18和19)、两根第八桁架杆(如图5所示的14和16所示)、两根第七桁架杆(如图5所示的15和25所示)及底板1的连接，第六接头同时设有两舱连接接口。

具体地，底板1为蜂窝夹层结构，底板1设有侧板安装接口，用于与各侧支撑板(第一、第二及第三侧支撑板)连接；底板1设有接头安装接口，用于与位于底板1上的各接头(第四、第五及第六接头)连接；底板1上还设有过孔以辅助实现第四、第五及第六接头的两舱接口功能，底板1下部位于第四、第五及第六接头的两舱接口位置设计有凸台，通过凸台面组合加工实现凸台面作为载荷舱底部基准面；底板1在实现上述连接基础上，对多余结构进行去除减重设计，形成框形结构。

以下为本发明的一具体实施例：

参见图1-5，本发明实施例提供了一种载荷舱结构，本发明实施例中，桁架支撑结构共包括21件桁架杆，其中9件桁架杆与主体结构上的蜂窝夹层板整体设计成梁板复合结构(桁架杆与蜂窝夹层板一体化设计，具体可参考国防专利“航天器用梁板复合结构板，专利号zl200810076383.5”)，所述载荷舱结构包括中部支撑板2(预埋1件顶部的u形截面的第一横杆9、4件纵向的矩形截面的第一倾斜杆10、第二倾斜杆11、第三倾斜杆12、第四倾斜杆13)、+x侧板26(预埋2件纵向的矩形截面的第五倾斜杆5、第六倾斜杆6)、-x+y隔板3(预埋1件纵向的矩形截面的第七倾斜杆18)及-x-y隔板4(预埋1件纵向的矩形截面的第八倾斜杆19)；其余12件桁架杆为独立设计，其中位于+x侧有2件圆形截面的桁架杆(分别为+x+y杆7、+x-y杆8)，位于-x侧有4件圆形截面的桁架杆(分别为+x+y外杆14、+x-y外杆16、+x+y内杆15、+x-y内杆17)，位于顶部有6件工字形截面的桁架杆(分别为+x+y顶杆20、+x-y顶杆21、-x+y顶斜杆22、-x-y顶斜杆23、-x+y顶直杆24、-x-y顶直杆25)。为实现桁架杆与桁架接头的连接，圆形杆桁架杆端部通过胶接金属小接头、u形和矩形桁架杆通过胶接金属小垫块，工字形桁架杆与桁架接头采用重叠搭接通过螺钉实现连接。

除中部支撑板2、+x侧板26、-x+y隔板3及-x-y隔板4等4块梁板复合结构外，载荷舱结构还包括9块常规蜂窝夹层板，分别为底板1、顶板34、-x侧板27、+y侧板28、-y侧板29、+x+y内侧板30、+x-y内侧板31、+x+y水平板32、+x-y水平板33，其中中部支撑板2、+x侧板26、+x+y内侧板30、+x-y内侧板31、+x+y水平板32、+x-y水平板33构成一处舱体大开口，用于大型载荷部件的收拢安装。

载荷舱顶部有8处桁架接头(参见图1和图3)，是卫星大型载荷舱部件的安装点。桁架接头均采用金属材料机加而成，安装接口局部设计安装凸台，所有安装接口连接孔及凸台顶面采取组合加工，凸台顶面为载荷舱顶部基准面，同时也是大型载荷部件安装时的贴合面。顶部桁架接头中，有3处位于中部支撑板2顶端，2处位于+x侧板26上位于±y侧的顶部，2处位于-x+y隔板3及-x-y隔板4上位于+x侧的顶部，1处位于-x+y隔板3及-x-y隔板4顶部中心位置；底部桁架接头中，由2处位于+x侧、2处位于-x侧、1处与+y侧、1处位于-y侧。

顶部桁架接头连接关系包括：(1)3处位于中部支撑板2顶端的桁架接头与中部支撑板2通过销钉进行连接，2处位于+x侧板26上位于±y侧的顶部的桁架接头与+x侧板26通过销钉进行连接，2处位于-x+y隔板3及-x-y隔板4上位于+x侧的顶部的桁架接头分别与-x+y隔板3及-x-y隔板4通过销钉进行连接；(2)位于中部支撑板2顶端+y及-y侧的2处桁架接头与4件顶部桁架杆(包括+x+y顶杆20、+x-y顶杆21、-x+y顶斜杆22、-x-y顶斜杆23)通过螺钉进行连接，2处位于-x+y隔板3及-x-y隔板4上位于+x侧的顶部的桁架接头分别与-x+y顶斜杆22、-x-y顶斜杆23、-x+y顶直杆24、-x-y顶直杆25通过螺钉进行连接，1处位于-x+y隔板3及-x-y隔板4顶部中心位置的桁架接头通过螺钉与-x+y顶直杆24、-x-y顶直杆26进行连接；(3)位于中部支撑板2顶端的3处桁架接头，其+x侧分别与+x+y杆7、+x-y杆8相通过销钉进行连接，其-x侧分别与+x+y外杆14、+x-y外杆16相通过销钉进行连接；(4)位于-x+y隔板及-x-y隔板顶部中心位置的1处桁架接头分别与+x+y内杆15、+x-y内杆17通过销钉进行连接；(5)所有顶部桁架接头与顶板34通过螺钉进行连接，顶板位于桁架顶部接头处设计避让开口，同时顶板34与所有顶部桁架杆(包括+x+y顶杆20、+x-y顶杆21、-x+y顶斜杆22、-x-y顶斜杆23、-x+y顶直杆24、-x-y顶直杆25)均通过螺钉进行连接。

载荷舱底部有6处桁架接头(如图2所示)，是各桁架杆位于载荷舱底部的交汇点的连接结构，同时是载荷舱与卫星平台的结构连接点。底部6处桁架接头与底板一起共同提供载荷舱与卫星平台的结构连接接口，其中底部桁架接头提供销钉及螺钉连接接口，底板除提供销钉及螺钉连接接口外，还提供载荷舱与卫星平台连接的贴合面。底板与桁架底部接头连接，以提升载荷舱主结构底部的整体刚度，同时底板上两舱接口埋块设计凸台，所有凸台底面采取组合加工以保证共面精度，凸台底面作为载荷舱底部基准面，并作为载荷舱与卫星平台对接时的贴合面。底部桁架接头中，2处位于+x侧底部，2处位于-x侧底部，1处位于+y侧底部，1处位于-y侧底部。

底部桁架接头连接关系包括：(1)位于+y侧及-y侧底部的2处桁架接头与中部支撑板2通过销钉进行连接，另外再通过螺钉分别与+y侧板28、-y侧板29进行连接；(2)位于+x侧的2处桁架接头分别与+x侧板26、+x+y杆7、+x-y杆8通过销钉进行连接；(3)位于-x侧的2处桁架接头分别与-x侧的4件桁架杆(包括+x+y外杆14、+x-y外杆16、+x+y内杆15、+x-y内杆17)、-x+y隔板3及-x-y隔板4通过销钉进行连接，另外，再通过螺钉与-x侧板27进行连接。

为便于总装实施，载荷舱结构装配过程中，+x侧板26、-x侧板27、+x+y内侧板30、+x-y内侧板31、+x+y水平板32、+x-y水平板33为可重复拆装，故其与桁架杆系及桁架接头连接环节均不做封胶处理，其余上述所述连接环节均做封胶处理。

蜂窝夹层板上与桁架接头连接的局部区域根据实际承载情况进行加强，涉及到外贴加强面板的蜂窝夹层板有中部支撑板2、-x+y隔板3及-x-y隔板4、+x侧板26、-x侧板27，其中中部支撑板2在桁架接头连接局部同时采用局部蜂窝芯子加密方式进行加强的。此外，蜂窝夹层板上提供星上常规次级结构(包括太阳翼等)及各类仪器设备的安装接口。

载荷舱+x+y水平板32、+x-y水平板33分别采用+x+y角片36及+x-y角片37与+x+y杆7、+x-y杆8进行辅助连接，结构装配过程中，+x+y角片36及+x-y角片37试装到位后即与+x+y杆7、+x-y杆8封胶处理，且通过外贴碳布进行包裹加强。

为实现载荷舱主结构起吊，可利用桁架顶部接头(共8处，见图4)的大型载荷部件安装接口，也可利用±x侧的整星起吊接口进行起吊。其中，+x侧整星起吊直接利用+x侧桁架杆与+x侧桁架顶部接头连接接口实现起吊，+x侧起吊载荷直接通过桁架支撑结构传递；-x侧整星起吊利用角条35，起吊时直接吊点处与-x侧板27、角条35及-x+y隔板3及-x-y隔板4连为一体，最终一部分起吊载荷通过-x侧板27传递至底部桁架接头，另一部分起吊载荷通过-x+y隔板3及-x-y隔板4的内埋桁架杆传递至底部桁架接头。

本发明未详细说明部分属于本领域技术人员公知常识。所述的具体实施例仅是对本发明精神作举例说明。本发明所属技术领域的人员可以对所述的具体实施例做不同的修改或补充或采用类似的方式代替，但不偏离本发明的精神或者超越所附权利要求书所定义的范围。

本发明未详细说明部分属于本领域技术人员公知常识。