本发明属于卫星结构设计，具体地，涉及一种嵌套式卫星结构，尤其是平台舱结构嵌入安装在载荷舱结构内部的结构设计构型及装配方法。
背景技术：
1、随着航天技术的快速发展，星载sar天线越来越多地应用到卫星上。sar天线全尺寸状态下无法适应运载整流罩包络要求，一般采用收拢的方式安装于卫星载荷舱结构外侧。载荷舱结构通常会采用以桁架为主承力结构、板式结构为辅助承力结构的多层混合结构作为承载结构，确保既满足卫星主动段期间刚度要求和动响应控制要求，又便于天线布局和机械结构的安装。
2、公告号为cn107331940b的发明专利公开了一种适应星载大阵面天线h型安装的反对称高刚度混合结构，其包括桁架和板式结构两部分且整体呈反对称的多层构型形式，混合结构又称之为“有效载荷舱结构”。从原文“下层板中心圆环区域上下两面均存在刚性连接关系”，合理推测该有效载荷舱结构是安装在平台舱结构顶部，实现两者串联构型。
3、公告号为cn108820263b的发明专利公开了一种混合嵌套分层阶梯式卫星平台构型，该卫星平台构型为推进服务舱和载荷舱通过规则和异形舱板搭接实现的混合嵌套分层的封闭舱体阶梯式卫星平台构型，该构型是保证下部的推进服务舱本体不变，增加上部的载荷舱部分对地布局空间，属于串联结构形式，无两舱嵌套的设计方式。
4、公告号为cn113443171b的发明专利公开了一种采用内舱的双星串联构型，主要是一箭多星的运载布局方式，与卫星结构设计具有明显的差异。
5、公告号为cn114537709b的发明专利公开了一种载荷嵌入式安装卫星平台构型及其组装方法，卫星平台载荷安装在所述服务上下舱组合体的侧面，卫星平台载荷的部分或全部嵌入到服务上下舱组合体的内部，该方法同样可以满足运载整流罩包络要求，且不改变推进服务舱本体固有包络和成熟的卫星构型。该方法适用于光学遥感类载荷。
6、公告号为cn113753263b的发明专利提到一种堆叠卫星发射结构，是多个结构组件采用压紧释放装置进行串联构成整体。各个组件的高度受限，难以适应折叠状态下的雷达载荷卫星。
7、此外，公开号为cn116552807a的发明专利中，采用堆叠式串联构型，高度冗余且不涉及嵌套式设计。而公开号为cn118928807a的发明专利则是将嵌入舱内置于通信舱，依赖热管预埋和机械臂精密对接，但空间利用率低、总装难度高。
8、目前没有发现同本发明类似技术的说明或报道，也尚未收集到类似的资料。因此，基于现有技术中存在的缺陷，本专利旨在提供一种嵌套式卫星结构，以有效克服上述问题。
技术实现思路
1、针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种嵌套式卫星结构。
2、根据本发明提供的一种嵌套式卫星结构，包括：平台舱结构1、载荷舱结构2以及定型工装3；
3、平台舱结构1能够嵌入式安装在载荷舱结构2内部；
4、定型工装3主要由上下可重复拆装的两部分组成，能够在平台舱结构1独立装配时为其提供固定支撑，并为平台舱结构1与载荷舱结构2的分舱与合舱提供结构支撑。
5、优选地，平台舱结构1包括顶板11、隔板12、底板13、平台舱桁架14，顶板11、隔板12、底板13由上而下设置在平台舱桁架14；
6、载荷舱结构2包括载荷舱桁架21、连接桁条22，连接桁条22设置在载荷舱桁架21。
7、优选地，平台舱结构1和载荷舱结构2能够分别独立进行装配测试。
8、优选地，当平台舱结构1为单独组件时，整体为开敞状态，易于安装、测试平台舱单机及设备，形成整星平台部分；
9、定型工装3能够将顶板11、隔板12、底板13之间的位置固定。
10、优选地，当载荷舱结构2为单独组件时，能够完成外侧载荷天线的安装和调试，组成整星载荷部分；
11、载荷舱结构2底部接头呈非封闭状态，采用工艺连杆15保持四处接头之间的位置精度。
12、优选地，当整星合舱时，整星载荷部分从顶端嵌套在整星平台部分外侧，载荷舱结构2的四角与平台舱桁架14连接，载荷舱结构2的连接桁条22与顶板11连接，隔板12中部与载荷舱结构2接头连接；
13、在嵌套式装入整星载荷部分后，从载荷舱桁架21镂空处拆除定型工装3。
14、优选地，当整星分舱时，从载荷舱桁架21镂空处装入定型工装3，断开平台舱结构1与载荷舱结构2之间的连接，整星载荷部分整体从外侧脱离整星平台部分。
15、优选地，连接桁条22分别与载荷舱结构2、顶板11采用竖直方向的载荷舱结构连接腰孔23、水平方向的顶板连接腰孔16，适配装配误差。
16、优选地，载荷舱结构2的竖杆为载荷舱天线提供安装点，且与平台舱结构1的竖杆同轴，为载荷天线提供力学刚度。
17、根据本发明提供的一种航天器，包括所述的嵌套式卫星结构。
18、与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：
19、1、本发明采用载荷舱结构嵌套式安装在平台舱结构外侧，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。
20、2、本发明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。
21、3、本发明通过可重复拆装的定型工装的设计，一方面在装配阶段用于固定平台舱结构的位置，另一方面在星体合舱后、分舱前分别通过载荷舱桁架镂空处拆除、安装定型工装，显著提高了卫星的研制效率、生产灵活性以及可维护性。
22、4、本发明腰孔设计适应装配误差，减少了装配过程中修锉零件的工序，提高了装配效率和质量。
1.一种嵌套式卫星结构，其特征在于，包括：平台舱结构（1）、载荷舱结构（2）以及定型工装（3）；
2.根据权利要求1所述的嵌套式卫星结构，其特征在于，平台舱结构（1）包括顶板（11）、隔板（12）、底板（13）、平台舱桁架（14），顶板（11）、隔板（12）、底板（13）由上而下设置在平台舱桁架（14）；
3.根据权利要求2所述的嵌套式卫星结构，其特征在于，平台舱结构（1）和载荷舱结构（2）能够分别独立进行装配测试。
4.根据权利要求3所述的嵌套式卫星结构，其特征在于，当平台舱结构（1）为单独组件时，整体为开敞状态，易于安装、测试平台舱单机及设备，形成整星平台部分；
5.根据权利要求3所述的嵌套式卫星结构，其特征在于，当载荷舱结构（2）为单独组件时，能够完成外侧载荷天线的安装和调试，组成整星载荷部分；
6.根据权利要求2所述的嵌套式卫星结构，其特征在于，当整星合舱时，整星载荷部分从顶端嵌套在整星平台部分外侧，载荷舱结构（2）的四角与平台舱桁架（14）连接，载荷舱结构（2）的连接桁条（22）与顶板（11）连接，隔板（12）中部与载荷舱结构（2）接头连接；
7.根据权利要求2所述的嵌套式卫星结构，其特征在于，当整星分舱时，从载荷舱桁架（21）镂空处装入定型工装（3），断开平台舱结构（1）与载荷舱结构（2）之间的连接，整星载荷部分整体从外侧脱离整星平台部分。
8.根据权利要求2所述的嵌套式卫星结构，其特征在于，连接桁条（22）分别与载荷舱结构（2）、顶板（11）采用竖直方向的载荷舱结构连接腰孔（23）、水平方向的顶板连接腰孔（16），适配装配误差。
9.根据权利要求1所述的嵌套式卫星结构，其特征在于，载荷舱结构（2）的竖杆为载荷舱天线提供安装点，且与平台舱结构（1）的竖杆同轴，为载荷天线提供力学刚度。
10.一种航天器，其特征在于，包括权利要求1至9中任一项所述的嵌套式卫星结构。