원래 이름 기록: 上海卫星工程研究所

本发明提供了一种嵌套式卫星结构，该结构包括平台舱结构、载荷舱结构以及定型工装。整星载荷部分从顶端嵌套在整星平台部分外侧。定型工装是上下、可重复拆装的两部分组成。在平台舱结构的单独组件状态下，采用定型工装进行固定顶板、隔板、底板相对位置，安装平台舱单机及设备，组成整体平台部分。在载荷舱结构的单独组件状态下，完成外侧载荷天线的安装和调试，组成整星载荷部分。定型工装能够从载荷舱桁架镂空处拆除或安装。本发明一方面可以降低整星高度、缩短有效载荷至星箭连接面的传力路径，提高整星结构承载能力，另外一方面可以实现平台舱和载荷舱同步、独立进行研制和试验、最后完成对接，实现并线操作、提高生产效率。

本发明提供了一种卫星承力筒内大型控制力矩陀螺群支架组合，支架本体组合包括多组支架本体，多组支架本体通过安装构成旋转对称体；支架本体组合设置在支架安装板上；支架加强框设置在支架本体组合上；加强撑杆设置在支架加强框与卫星承力筒之间，用于错开支架本体组合与卫星承力筒内的频率。支架本体分体式设计及整体化装配，解决卫星承力筒内安装大型控制力矩陀螺群困难的问题，同时在保证设计及提升整体刚度的前提下实现了支架组合轻量化和模块化。且通过在支架加强框上设计了加强撑杆，使得旋转对称体支架组合与卫星承力筒内频率错开，降低力矩陀螺本体的振动量级，避免对大型控制力矩陀螺产品造成损坏，满足在轨使用环境要求。

本发明提供了一种适用于工程实现的大型柔性附件热致振动分析方法及系统，包括：步骤S1：构建大型柔性附件的有限元模型，进而提取柔性特性参数；步骤S2：采集航天器在运行期间的温度变化工况，进而得到所述有限元模型的各个节点的时变温度场；步骤S3：基于各个节点的时变温度场，计算得到各个节点相应的时变热荷载；步骤S4：计算得到所述大型柔性附件的时变模态坐标；步骤S5：根据所述时变模态坐标与所述柔性特性参数，计算得到所述大型柔性附件的热致变形，进而分析并且输出大型柔性附件热致振动的特性分析结果。本发明提供的时变温度场的计算，考虑了航天器本体/柔性附件之间的相互遮挡、太阳电池阵驱动等因素的影响，更接近在轨实际状态。

本发明公开了一种基于产品配套的三维协同集成设计系统，该系统包括基于产品配套的布局设计、三维设计信息提取、设计审查分析及三维设计流程导航四个模块。布局设计模块通过连接上游配套设计系统，获取结构化产品配套清单以开展设计；三维设计信息提取模块用于获取并分发设备或整星模型的布局参数；设计审查分析模块从布局密度、电缆指标、产品干涉、质量均衡及设备极性等多方面对比指标，审查布局合理性；三维设计流程导航模块实现对卫星三维协同设计全流程的状态监控与过程记录。该系统显著提升了卫星布局设计的数据规范性、协同性与集成性，已在我国在轨航天器研制中得到实际应用验证。

本发明提供了一种绳系自旋空间微型导航系统及其构建方法，包括主星，设置有一个主信号源；多个子星，每个子星上均设置有辅信号源；柔性缆绳，用于连接主星与子星；收放机构，作用于柔性缆绳，用于实现子星的收放；主星上的主信号源与子星上的辅信号源共用同一个时间基准，且由主星提供基准时钟信号；主星上的主信号源与子星上的辅信号源同步对外广播导航信号，且主信号源与辅信号源之间的载波频率、波束范围、波束指向、天线形式均相同。本发明成本低且易于实现，通过采用绳系自旋设计，多个信号源共用星钟，信号传输链路几乎相同，因此辅助信号源的钟差、轨道位置误差、传输链路误差由多源变成同源，有效提高定位精度。