本实用新型涉及立方星技术领域，特别是立方星整星结构构型设计。
背景技术：
近年来，立方星因具有开发成本低、研制周期短、且易于实现模块化标准化等特点获得了广泛关注，技术发展显著加速。利用立方星发射灵活的特点可快速构建分布式的空间体系，使空间快速组网及试验成为可能。
结构分系统作为立方星的主要承力部分，一方面要为其他分系统提供必要的安装接口，保证其具有足够安装强度与刚度以及良好的热环境；另一方面还要考虑到与发射分离装置的接口匹配关系，尤其是星体导轨与发射器导轨间的平行度关系，满足在轨发射要求。
目前已有种类繁多的立方星结构，包括国外商用卫星采用的拼接式导轨结构与国内科研机构研制的整体框架式结构。例如，由上海微小卫星工程中心和南京理工大学联合研制的三颗双单元立方星，为解决星体导轨与发射装置的平行度问题采用整体框架结构，但其设计存在如下缺陷：(1)框架结构采用整体加工，不仅提高了加工成本，而且会引入额外的加工变形，对导轨平行度带来不利影响；(2)要求内部骨架与电路板构成的整体模块与外框架形成间隙配合，安装精度要求高，操作性差；(3)结构框架与发射分离装置的舱门直接刚性接触，发射振动过程中会对星体结构产生较大冲击。
技术实现要素：
实用新型所要解决的技术问题
针对以上问题，本实用新型提供一种一体化导轨的立方星框架式结构，该实用新型具有抗振性能好、接口匹配性好、加工性好、装配简便的特点。
为实现上述目的，本实用新型采用如下技术方案。
(1)一种基于一体化导轨的立方星框架式结构，其特征在于，
包括主框架、端部支撑结构、内部加强框、上盖板、下盖板、减震球头以及层级间连接六角螺柱，
所述主框架为一体化结构，其与内部加强框的连接部分均设置有装配定位用的L型梁；
所述端部支撑结构嵌入装配到所述主框架的L型梁凹槽内；
所述上盖板和下盖板固定到所述端部支撑结构，为天线或电池阵的装配提供安装接口；
所述内部加强框安装到主框架，以边框上的L型梁作为装配定位，其上设置有卫星体装电池阵安装接口；
所述减震球头分别设置在主框架的支柱的一端；
所述六角螺柱进行层级电路板间的机械固定，并与卫星框架间紧密连接。
(2)在上述(1)所述的基于一体化导轨的立方星框架式结构中，所述主框架(1)的两侧支柱作为整星导轨使用。
(3)在上述(1)所述的基于一体化导轨的立方星框架式结构中，所述加强框之间及其与端部支撑结构之间的距离为立方星标准中规定的1U的长度或其整数倍。
(4)在上述(1)所述的基于一体化导轨的立方星框架式结构中，所述减震球头材质选用聚四氟乙烯、聚酰亚胺等非金属材料。
(5)在上述(1)所述的基于一体化导轨的立方星框架式结构中，所述端部支撑结构及加强框上开设多个绑线孔。
(6)在上述(1)所述的基于一体化导轨的立方星框架式结构中，在所述主框架的支柱上包括表面润滑剂层。
本实用新型与现有技术相比，由于主框架为一体化结构，能够确保卫星导轨间平行度满足分离机构发射要求，其与内部加强框架间连接部分均设置有L型梁作为装配定位使用，同时提高了整体边框的结构刚度；上下盖板固定到端部支撑结构，能够为天线或电池阵的装配提供安装接口；减震球头分别设置在主框架的支柱的一端，能够有效减轻卫星在分离装置中振动引起的冲击；六角螺柱用于层级电路板间的机械固定，与卫星框架间紧密连接，使得各电路板良好接地且与框架间形成良好热通路。
因此，本实用新型具有如下显著优点。
1)抗振性能好:减震球头的使用增大了卫星与分离发射装置间的结构阻尼，可减轻卫星振动过程中受到的冲击；
2)接口匹配性好：由于卫星导轨为一体化结构，因此可以保证导轨间的平行度，且导轨表面添加润滑剂可保证其不与发射器卡死，确保发射顺畅。
3)加工性好：由于主框架拆分为左右两部分，因此结构件加工量大为减少，缩短了加工周期，加工成本显著降低。
4)装配简便：本实用新型在组装过程中，可由下往上依次组装内部结构与电路板。层级结构间通过螺柱连接形成独立的模块组件，其装配精度可利用左右侧主框架上的L型装配定位梁进行检验。因此可极大降低由于装配引入的误差，提高整星装配后的精度。
附图说明
图1是本实用新型一种基于一体化导轨的立方星框架式结构示意图。
图2是本实用新型主框架结构示意图。
图3是本实用新型加强框结构示意图。
附图中标记分别为：
1、主框架；2、端部支撑结构；3、加强框；4、上盖板；5、下盖板；6、减震球头；7、层级间连接六角螺柱；8、L型梁；9、绑线孔。
具体实施方式
下面结合附图，对本实用新型进行详细说明。
结合图1～图3，本实用新型的一体化导轨的立方星框架式结构包括主框架(1)、端部支撑结构(2)、内部加强框(3)、上盖板(4)、下盖板(5)、减震球头(6)以及层级间连接六角螺柱(7)。
主框架(1)为一体化结构，其与内部加强框(3)的连接部分均设置有装配定位用的L型梁(8)。端部支撑结构(2)嵌入装配到主框架(1)的L型梁凹槽内。上盖板(4)和下盖板(5)固定到端部支撑结构(2)，为天线或电池阵的装配提供安装接口。内部加强框(3)安装到主框架(1)，以边框上的L型梁(8)作为装配定位，其上设置有卫星体装电池阵安装接口。减震球头(6)分别设置在主框架(1)的支柱的一端。六角螺柱(7)进行层级电路板间的机械固定，并与卫星框架间紧密连接。
由于主框架为一体化结构，其与内部加强框架的连接部分均设置有L型梁作为装配定位使用。端部支撑结构嵌入装配到主框架的L型梁凹槽内。上下盖板固定到端部支撑结构，能够为天线或电池阵的装配提供安装接口。内部加强框安装到主框架，以边框上的L型梁作为装配定位，其上设置有卫星体装电池阵安装接口。减震球头分别设置在主框架的支柱的一端。六角螺柱用于层级电路板间的机械固定，与卫星框架间紧密连接，使得各电路板良好接地且与框架间形成良好热通路。
减震球头选用聚四氟乙烯、聚酰亚胺等非金属材料，安装于主框架支柱端部。
端部支撑结构及加强框上开设一定数量的绑线孔，可为内部射频线缆提供绑线接口。
主框架支柱喷涂表面润滑剂而形成润滑剂层，能够有效降低其与发射分离装置导轨间的摩擦力。
以上实施例是为了说明本实用新型而举出的具体例子，本实用新型的保护范围以权利要求书记载为准。本领域技术人员知晓，在不超出本实用新型主旨的范围内，能够实施各种替换、变更。