本发明涉及一种适用于光学载荷的微小卫星结构，尤其适用于50～100kg光学载荷的微小卫星，属于微小卫星载荷配装结构技术领域。
背景技术：
微小卫星结构相比传统卫星，具有空间小、设备多、密度大、集成度高的特点，光学载荷微小卫星由于光路设计的空间需求，星内设备密度更大。同时光学载荷与整星重量比值较大，载荷较为集中。
目前，微小卫星(如cubesat等)一般采用金属桁架式结构，使用金属板提供设备安装面，在适当部位进行镂空减重，形成单个桁架，几个桁架结构组合到一起形成整星金属桁架式结构。这种设计利用了金属桁架结构设计上较为简单，且金属材料为各向同性材料，不易发生局部失稳等优点。但这种结构同时具有设备安装面少，材料密度较大的问题。此外，当某个结构安装面设备数量较多时，既要考虑设备安装接口和散热面要求，又要考虑减重镂空设计，导致设计难度增加，也会进一步加大结构质量和设计复杂度。
技术实现要素：
本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，本发明提供了一种适用于光学载荷的微小卫星结构，通过底板、中板、顶板、侧板、支架、隔框、底板加强埋件、对接环和载荷的配合，缩短了光学载荷的传力路径，优化了整星的结构布局，弥补了传统微小卫星桁架结构零件集中和质量较大的缺陷。
本发明的技术解决方案是：
一种适用于光学载荷的微小卫星结构，包括底板、中板、顶板、侧板、支架、隔框、底板加强埋件、对接环和载荷；底板、中板、顶板和侧板均采用矩形板状结构，底板内预埋用于补强结构的底板加强埋件，底板上表面安装用于支撑载荷的支架，底板下表面安装对接环；中板和顶板上均设有用于穿设载荷的通孔；底板、中板和顶板相互平行且边缘均与四块侧板垂直固连，形成一个盒式构型；底板与中板之间安装有若干个用于加强刚度的隔框。
在上述的一种适用于光学载荷的微小卫星结构中，所述底板、中板、顶板和侧板均为蜂窝板，支架、隔框、底板加强埋件和对接环均采用金属材料。
在上述的一种适用于光学载荷的微小卫星结构中，所述底板、中板和顶板均与侧板螺纹连接，中板和顶板的中心均设有用于穿设载荷的通孔。
在上述的一种适用于光学载荷的微小卫星结构中，所述支架为钛合金框架，支架与底板螺纹连接；支架顶面与中板螺纹连接，支架中部设有用于配装载荷的平台，支架侧面布设有若干个减重孔，支架顶面设有用于安装螺钉的螺孔。
在上述的一种适用于光学载荷的微小卫星结构中，所述支架顶面设有用于和中板配装定位的销孔。
在上述的一种适用于光学载荷的微小卫星结构中，所述隔框为矩形框架，隔框沿对角线设有加强筋，隔框端面设有用于配装的支脚。
在上述的一种适用于光学载荷的微小卫星结构中，所述隔框布设在底板与中板之间，用于提高底板与中板的连接刚度。
在上述的一种适用于光学载荷的微小卫星结构中，所述底板加强埋件采用井字梁结构；底板加强埋件的八个端头中，每两个端头与一块侧板螺纹连接。
在上述的一种适用于光学载荷的微小卫星结构中，所述支架和对接环均通过底板加强埋件与底板螺纹连接。
在上述的一种适用于光学载荷的微小卫星结构中，所述载荷为圆柱状光学载荷，载荷的重量范围设为10～20kg。
本发明与现有技术相比的有益效果是：
【1】本发明采用蜂窝板结构，设备布置较为自由，不受设备减重镂空设计的影响，便于整星构型布局设计；而且以光学载荷为中心进行设计，其余设备围绕其进行布置，可以使光学载荷位于整星中心，力学条件较好。
【2】本发明通过支架、隔框和井字梁型底板加强埋件承受集中载荷，并直接与对接环连接，最大程度的缩短了传力路径，减少了集中载荷的影响。
【3】本发明整体结构紧凑，适用于多种工作环境，使用寿命相对较长，在复杂工况下依然能够良好运转，具有适用范围广的特点，具备良好的市场应用前景。
附图说明
附图用来提供对本发明的进一步理解，构成
本技术：
的一部分，本发明的实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。在附图中：
图1为本发明的结构示意图
图2为底板、支架和隔框的结构图
图3为本发明的应用示意图
其中：1底板；2中板；3顶板；4侧板；5支架；6隔框；7底板加强埋件；8对接环；9载荷；
具体实施方式
为使本发明的方案更加明了，下面结合附图说明和具体实施例对本发明作进一步描述：
如图1～3所示，一种适用于光学载荷的微小卫星结构，包括底板1、中板2、顶板3、侧板4、支架5、隔框6、底板加强埋件7、对接环8和载荷9；底板1、中板2、顶板3和侧板4均采用矩形板状结构，底板1内预埋用于补强结构的底板加强埋件7，底板1上表面安装用于支撑载荷9的支架5，底板1下表面安装对接环8；中板2和顶板3上均设有用于穿设载荷9的通孔；底板1、中板2和顶板3相互平行且边缘均与四块侧板4垂直固连，形成一个盒式构型；底板1与中板2之间安装有若干个用于加强刚度的隔框6。
优选的，底板1、中板2、顶板3和侧板4均为蜂窝板，支架5、隔框6、底板加强埋件7和对接环8均采用金属材料。
优选的，底板1、中板2和顶板3均与侧板4螺纹连接，中板2和顶板3的中心均设有用于穿设载荷9的通孔。
优选的，支架5为钛合金框架，支架5与底板1螺纹连接；支架5顶面与中板2螺纹连接，支架5中部设有用于配装载荷9的平台，支架5侧面布设有若干个减重孔，支架5顶面设有用于安装螺钉的螺孔。
优选的，支架5顶面设有用于和中板2配装定位的销孔。
优选的，隔框6为矩形框架，隔框6沿对角线设有加强筋，隔框6端面设有用于配装的支脚。
优选的，隔框6布设在底板1与中板2之间，用于提高底板1与中板2的连接刚度。
优选的，底板加强埋件7采用井字梁结构；底板加强埋件7的八个端头中，每两个端头与一块侧板4螺纹连接。
优选的，支架5和对接环8均通过底板加强埋件7与底板1螺纹连接，支架5、底板加强埋件7、对接环8与底板1一起组成稳定的传力结构。
优选的，载荷9为圆柱状光学载荷，载荷9的重量范围设为10～20kg。
本发明的工作原理是：
在微小卫星处于发射阶段或工作状态时，载荷9承受的应力通过支架5、底板1、隔框6和底板加强埋件7的配合，直接传递至对接环9，即可有效减少集中载荷9的影响。
本发明说明书中未详细描述的内容为本领域技术人员公知技术。