光学小卫星主载荷承力结构的多工况优化设计
一种新型航天器有效载荷承力结构的优化分析
ｂ ａ ｔ ｃｕ ｅｏ ｅｌａ ・ ｅ ｒ ｇｓ ｕ ｔ ｒｓｉ ａ ｎ ｈ ｖ ｈｃｅ ｓｅ ｔｂｉｈ ｄａ ｄ ｔｅｌａ － ｅ ｒ ｇｃ ｐ ｂｌ ｅ ｆ ｏ ｔ ｃｕ ｅ ｅ ｅ ｓ ｕ ｔｒ ｆｔ ｄ・ ａｉ ｔ ｃｕ ｅ ｎｌｕ ｃ ｅ ｌｓｉ ｓａ ｌ ｅ ｏ ｄ－ ａｉ ａ ａ ｉ ｔ ｓｏ ｔ ｓ ｕ ｔｒｓａ ｍ ｒ ｈ ｏ ｂ ｎ ｒ ｉ ｓ ｎ ｈ ｂ ｎ ｉ ｉ ｂｈ ｒ ｒ
系结构的有限元计算模型 ，并对 其进行 了承载 能力计 算分析 。根据计 算结 果，对 两种结构 的承 力性能进行比较 ，得 出 “ 女” 字梁的承载性能优于 “ 井” 字梁的结论 。在综合考虑承 载能力和减少质量 的Ｍ
出合 理 的解 释 。
－ ，对 “ Ｊ ： 女” 字梁替 代 “ 井”字 梁的方案给
ｃ ｌｕａ ｄｂ ｎｔ ｅ ｍｅ ｔ ｔｏ Ｆ Ｍ） ｄｉ ｏｔ ｇｃ ｎａ ｔ ｏ ｄｔ ｎ ． ｙｔｅ ａｃ ｌｔ ａ ｅ ， ｅｌａ — ｅ ｒ ｇｃ ｐ ｂｌ ｉｓ ｆ ａｃ ｌ ｅ ｙｆ ｉ ｌ ｎ ｈ ｄ（ Ｅ ａ ｔ ｉ ｅ ｅ ｍｅ ｎ ｍｐ ｒ ｎ ｏ ｔ ｎ ｉ ｏ ｓ Ｂ ｌ ｕａ ｄ ｖ ｕ ｓ ｔ ｄｂ ａｉ ａ ａ ｉｔ ｉ ｃｃ ｉ ｈ ｃ ｅ ｌ ｈ ｏ ｎ ｉｅ ｏ
Ｏ 引 言
航 天器 有效 载 荷承 力 结 构是 指把 卫星 、 飞行 器 等 有 效载 荷和 航 天运 载器 连 接 在一 起 的承 力 结构 ，通 过 该结 构 向有 效载 荷 传 力 ，达 到承 载 有效 载 荷 的 目的 。 有效 载 荷承 力 结构 、附属 舱 体 以及 内部 安 装 的分 离姿 态调 整 动力 系统 称 为分 离 投放 舱 ，属 于航 天运 载 器 的
航天工程结构的优化设计与分析
Ｅ Ｉ Ｐ ｄｔ ｔｅ ｉＢ ＿ｍ ｄｔｒ ｅ口 ｌ ｃ ｄ ｌ 帅 ｅｔ
时又要承受低振幅的扰动。 因此 ，卫星结构重量的降低 程度 以 及精确结构的稳定度 ，对于整个卫星设计 重量有着决定性 的影
响 ，是 卫星成功 与否的关键 。传统 的计 算机辅 助设 计／ 分析工 具只是帮助设计者辨识哪些区域 满足 应力要 求，那些 区域应 力 过大 ，从而帮助设计者提高设计质量。但是 ，当设计 变量和约
ｚ ，单 击 右键 ，选 择 “ｎｅｔ ｔ ｒｌｔｏ ｓ １ ｉｓ ｒ ｏ ｅａ ｉｎ”在 关 系 中插 入 第
一
一
、
前 言
个齿轮的参数 ，如 图ｌ ａ 示 ，其表示形式为 “ ｌＯ １所 Ｚ ：“。同
卫星研 制是一 项高成本 、高技 术、高投入 、高风 险的系
理 ，选择Ｍ ｔ Ｃ Ｄ ａ ｈ Ａ 分析特征 中第一个齿轮 的参数Ｍ ＿ ｌ Ｃ ｚ ，单击 统 工程 。设计重量的降低 以及设计周期的缩短 成为卫星 研制过
束过 多，设计要求考虑结构动力学的时候 ，这种人工设计方法 变得越来越困难 ，有时甚至是不可能的。这个时候 借助 于计算
ａ 零件 参数插 入 ） ｂ 分析 特征参数插入 ）
机的优化设计方法便显得十分必要 了。 国外汽 车工业从 ２ 世纪 ９ 年代初 就已经 开始 了这 方面 的 ０ Ｏ
真正做到计算校核与三维设计一体化 ，提高 了设计效率。 由于篇幅有限 ，本文 只介绍 了Ｍ ｔ Ｃ Ｄ ｒ／Ｎ Ｉ Ｅ Ｒ ａ ｈ Ａ 与Ｐ ｏＥ Ｇ Ｎ Ｅ 集
成的设计思路 ，研究者还可 以将 ＰｏＥ Ｇ Ｎ Ｅ 的ｍ ｔｏ 分析 、 ｒ／Ｎ Ｉ Ｅ Ｒ ｏ ｉｎ
卫星结构板优化设计
第27卷第3期2018年6月计算机辅助工程C om p u ter Aided EngineeringV ol.27 N o.3J u n. 2018文章编号：1006 - 0871(2018)03-0054-05D O I：10. 13340/j. cae. 2018. 03.012卫星结构板优化设计陈有梅，余成锋(上海微小卫星工程中心，上海201120)摘要：利用MSCPatran对某板式卫星结构进行有限元建模，采用MSCNastran对卫星进行模态分析，获取整星结构的模态参数，并与试验结果进行比对，验证有限元模型的正确性和准确度。
在满足结构强度和刚度的约束条件下，对安装有效载荷单机的关键底板进行刚度和强度优化设计。
优化前后结构的有限元仿真分析表明：优化设计可有效抑制载荷单机处的振动位移响应。
关键词：微小卫星；优化设计；有限元分析；模态参数；动响应中图分类号：V423.4 文献标志码：BOptimization design for satellite structure pl^teCHEN Youmei，YU Chengfeng(S h a n g h a i E n g in e e r in g C e n te r fo r M ic ro s a te llite s,S h a n g h a i201120，C h in a)Abstract：A finite elem ent m odel of tlie plate satellite stru ctu re i s created by M S C P a n alysis is carried o u t b y M S C N astran.M odal p ara m eters of w hole satellite s tru ctu re are obtained.C om pared w ith th e te s t results，th e correctn ess a n d accu racy o f th e finite elem ent m odel a re v order to m eet th e co n stra in t con d ition s of s tru ctu ra l s tre n g th a n d stiffness，th e stiffn ess a n d stren g thoptim ization design of th e key b ase plate of single m ach in e w ith effective loading is th a t th e op tim ization design can effectively su p p re s s th e vibration displacem ent resp on se of th e sin glem ach in e th ro u gh th e finite elem ent sim u lation a n alysis of tlie stru ctu re b efore a n d after optim iza Key words：m icrosatellite;optim ization d esign%finite elem ent analysis;m odal p dyn am ic resp on se0引S承受载荷和安装设备是卫星结构的主要功能。
一种光学成像类小卫星功耗预算与能源平衡分析方法[发明专利]
![一种光学成像类小卫星功耗预算与能源平衡分析方法[发明专利]](https://img.taocdn.com/s3/m/0d8ae91d443610661ed9ad51f01dc281e53a568a.png)
(19)中华人民共和国国家知识产权局(12)发明专利申请(10)申请公布号 (43)申请公布日 (21)申请号 201810213514.3(22)申请日 2018.03.15(71)申请人 长沙天玖卫星科技有限公司地址 410000 湖南省长沙市高新开发区尖山路39号长沙中电软件园总部大楼A1394室(72)发明人 高玉东 曾国强 刘源 范再 (74)专利代理机构 长沙国科天河知识产权代理有限公司 43225代理人 董惠文(51)Int.Cl.G06F 17/50(2006.01)(54)发明名称一种光学成像类小卫星功耗预算与能源平衡分析方法(57)摘要本发明提供一种光学成像类小卫星功耗预算与能源平衡分析方法，先结合用户使用要求，自定义计算单个工作模式下的卫星功耗值；然后，根据卫星工作模式，按照单轨工作状态合理考虑功耗值，计算卫星单轨总能耗；根据不同电池阵的选型和设计裕量，接着计算满足能源平衡要求的太阳电池阵参数，包括太阳电池阵单轨最小能量、太阳电池阵最小功率、太阳电池阵最小有效面积、太阳电池阵最小设计面积、考虑裕量后的太阳电池阵设计面积、考虑裕量后的太阳电池阵有效面积、考虑裕量后的太阳电池阵功率、考虑裕量后太阳电池阵单轨能量；最后，计算锂电池组的能量需求，并进行电池选型。
该方法结合卫星的实际使用模式，合理的完成整星能源满足程度分析。
权利要求书2页 说明书5页 附图1页CN 108460218 A 2018.08.28C N 108460218A1.一种光学成像类小卫星功耗预算与能源平衡分析方法，其特征在于，包括以下步骤：第一步、卫星功耗预算；给定待设计的光学成像类小卫星，根据设计任务需求给定卫星的轨道周期T0；针对给定的光学成像类小卫星，用户自定义卫星的各种工作模式，并且定义各种工作模式下，卫星上的各耗能设备的工作状态以及各单个工作模式下卫星的工作时间；接下来根据用户输入的卫星的各种工作模式以及各工作模式下卫星的工作时间，计算输出卫星的各种工作模式下的卫星功耗值，包括稳态常值功耗、峰值功耗、用户自定义的卫星功耗、卫星的单轨总能耗；第二步，卫星能量平衡分析与电源系统分析；即计算太阳电池阵单轨能量、太阳电池阵功率、太阳电池阵有效面积、太阳电池阵设计面积以及蓄电池的能量需求，并进行对应的太阳电池阵和蓄电池的选型。
基于平台和载荷一体化敏捷光学卫星结构设计研究
卫 星 。敏捷 光 学卫 星 与高 分 辨 率 遥 感 仪 器 结 合 ， 借 助整 星敏 捷 姿 态 机 动 的性 能 ，可 实 现空 间 高分 辨 率快 速成 像 ，实 现 包 括 同 轨 多 条 带拼 接 成 像 和 同轨立 体成 像 等多种 模 式成 像 ，提高 载荷 利用 率 。
提高卫 星 的敏 捷性 能 主要有 两 种方 法 ： ａ）一 是配 置大 输 出力 矩 的 控 制执 行 机 构 ］， 提 高 卫星 的姿 态 机 动 性 能 ，如 采 用 使 用 大 力矩 动 量 轮 或控 制力 矩陀 螺 ； ｂ）二 是从 设计 上减 小卫 星 的 固有 惯 量 ，缩 小 整 星 尺寸并 使 质 量 相 对集 中 ，在 此 基 础 上 优 化 整
孙 伟 ， 钱 勇 ， 李 文峰 ， 陈 占胜
（１．上 海卫 星 工程 研究 所 ，上 海 ２０１１０９；２．上海 航 天技 术研 究 院 ，上海 ２Ｏ１１Ｏ９）
摘 要 ：在 分析 国 内外敏 捷 光 学卫 星发展 现状 的 基础 上 ，设计 了基 于 平 台和 载荷 一 体化 卫
Ａｂｓｔｒａｃｔ：Ｂａｓｅｄ ｏｎ ｃｕｒｒｅｎｔ ｒｅｓｅａｒｃｈ ｓｔａｔｕｓ ｏｆ ａｇｉｌｅ ｏｐｔｉｃａｌ ｓａｔｅｌｌｉｔｅ， ｔｈｅ ｉｎｏｓｃｕｌａｔｉｎｇ ｓｔｒｕｃｔｕｒｅ ｏｆ ｉｎｔｅｇｒａｔｅｄ ｓａｔｅｌｌｉｔｅ ｂａｓｅｄ ｏｎ ｐｌａｔｆｏｒｍ ａｎｄ ｌｏａｄ ｉｎｔｅｇｒａｔｉｏｎ ｉｓ ｄｅｓｉｇｎｅｄ， ａｎｄ ｉｔｓ ｍｅｃｈａｎｉｃａｌ ｐｅｒｆｏｒｍａｎｃｅ ｕｓｉｎｇ ｆｉｎｉｔｅ ｅｌｅｍｅｎｔ ａｎａｌｙｓｉｓ ｓｏｆｔｗａｒｅ ｉｓ ｖｅｒｉｆｉｅｄ． Ａｓ ａ ｒｅｓｕｌｔ，ｔｈｅ ｓｔｒｕｃｔｕｒｅ ｍ ｅｃｈａｎｉｃａｌ ｐｅｒｆｏｒｍ ａｎｃｅ ｏｆ ｐｌａｔｆｏｒｍ ａｎｄ ｌｏａｄ ｉｎｔｅｇｒａｔｉｏｎ ｉｓ ｅｘｃｅｌｌｅｎｔ； ｔｈｅ ｓａｔｅｌｌｉｔｅ ｈａｓ ａ ｓｍ ａｌｌ ｉｎｅｒｔｉａ ａｎｄ ｎｉｃｅ ｃａｐａｂｉｌｉｔｙ ｏｆ ａｔｔｉｔｕｄｅ ｍａｎｅｕｖｅｒ．
小型卫星的设计与制造
小型卫星的设计与制造小型卫星的设计与制造是现代航天技术中一个重要的领域，它通过利用先进的材料、电子技术和计算机技术来实现对地球的观测、通信和科学研究等多个领域的应用。
本文将详细介绍小型卫星的设计与制造过程，包括构造设计、电子系统、通信与控制等方面。
首先，小型卫星的设计与制造需要考虑到卫星的构造设计。
通常，小型卫星由多个功能模块组成，包括卫星平台、载荷模块和能源模块。
卫星平台是卫星的基本结构，它由机械结构和导热系统组成，以提供对地球的观测和通信所需的稳定性和可靠性。
载荷模块是卫星的主要功能单元，主要用于对地球的观测和科学研究。
能源模块则用于提供卫星所需的电能，通常采用太阳能电池板和锂电池等。
其次，小型卫星的设计与制造还需要考虑到卫星的电子系统。
电子系统是卫星的核心部分，用于控制和管理卫星的各种功能。
其中，卫星的通信系统采用无线电技术，用于与地面站进行通信。
卫星的通信系统通常包括功放器、天线和调制解调器等。
卫星的控制系统则是用于控制卫星的姿态和轨道，通常采用陀螺仪、推进器和姿态控制器等设备。
最后，小型卫星的设计与制造还需要考虑到卫星的通信与控制。
卫星的通信与控制是卫星运行的关键环节，它包括对卫星的遥控和监测等操作。
通常，卫星的通信与控制系统由地面站和卫星组成，地面站负责对卫星进行遥控和监测，而卫星则负责接收地面指令，并进行相应的动作。
综上所述，小型卫星的设计与制造需要考虑到构造设计、电子系统、通信与控制等多个方面。
通过合理的设计与制造，可以实现对地球的观测、通信和科学研究等多个领域的应用，并推动航天技术的发展。
航天器结构力学分析与优化设计
航天器结构力学分析与优化设计1. 引言航天器的结构力学分析与优化设计是航天领域中不可或缺的重要环节。
航天器的结构力学分析可以为设计者提供详细的结构载荷和响应情况，进而优化设计，提高航天器的安全性、可靠性和性能。
本文将探讨航天器结构力学分析的基本原理、常用方法和优化设计的关键问题。
2. 航天器结构力学分析的基本原理航天器结构力学分析的基本原理是建立力学模型，通过力学方程求解结构载荷和响应。
首先，需要进行结构的静力学分析，考虑静力平衡条件，确定结构受力情况；其次，进行动力学分析，研究结构的振动特性和响应，以及动载荷对结构的影响；最后，进行疲劳分析和断裂力学分析，评估结构的寿命和破坏准则。
3. 航天器结构力学分析的常用方法在航天器结构力学分析中，常用的方法包括有限元分析、模态分析、应力分析等。
有限元分析是基于数值方法的一种有效手段，将结构划分为多个单元，通过求解有限元方程得到结构的应力和位移分布，以及结构的强度和刚度等信息。
模态分析研究结构的固有特性，包括固有频率、振型等，为后续动力学分析提供基础。
应力分析研究结构在载荷作用下的应力分布，评估结构的安全性和可靠性。
4. 优化设计的关键问题航天器结构力学分析与优化设计紧密联系，优化设计的关键问题包括结构拓扑优化、参数优化和多目标优化。
结构拓扑优化是指通过改变结构的拓扑形态，来提高结构的性能。
常用的方法包括拓扑优化算法、级联灵敏度分析等。
参数优化是指通过改变结构的尺寸和材料等参数，来提高结构的性能。
常用的方法包括参数灵敏度分析、变量插值等。
多目标优化是指在同时考虑多个性能指标的情况下，寻找最优解。
常用的方法包括多目标遗传算法、多目标粒子群优化算法等。
5. 实例分析以某型号航天器的结构力学分析和优化设计为例，通过有限元分析得到了结构的应力、位移和振动响应等信息。
通过拓扑优化算法，优化结构形态，改善结构的强度和刚度。
通过参数优化算法，调整结构的尺寸和材料，提高结构的载荷承受能力。
面向航天快速发射的光学载荷设计与制造
第29卷第3期2021年3月Vol.29No.3Mar.2021光学精密工程Optics and Precision Engineering面向航天快速发射的光学载荷设计与制造徐思华，于新辰*（西昌卫星发射中心，四川西昌615000）摘要：为系统地介绍面向航天快速发射的微纳卫星光学载荷设计与制造过程，从光学原理设计出发，以折反式光学相机为研究对象，主要介绍光学元件的结构设计、力学分析、加工及检测过程，最终得到500km对地极限分辨率为3.1m的光学载荷。
研制结果表明，通过合理的光机结构设计，并选取单点金刚石车削、磁流变修形以及计算机控制光学表面成形加工等工艺，能够满足航天快发技术对于光学卫星载荷短研制周期、高性能、轻质量、小体积以及低成本的技术要求，为研制同类型相机和进一步提高航天快发技术提供了参考。
关键词：航天快速发射；光学载荷；设计与制造；光机一体化中图分类号：V19文献标识码：A doi：10.37188/OPE.20212903.0513Design and manufacture of micro-nano satellite optical payloadfor aerospace rapid launchXU Si-hua，YU Xin-chen*（Xichang Satellite Launch Center，Xichang615000，China）*Corresponding author，E-mail：yxcpp@Abstract：This study focuses on the design and fabrication of a catadioptric optical camera used in rapid-launch aerospace systems.We first introduce the optical design principles followed by the structural de⁃sign，mechanical analysis，processing，and inspection process of the optical components.Finally，an opti⁃cal payload with a resolution of3.1m to500km is obtained.The results show that the follow-up develop⁃ment process can be greatly simplified through reasonable optical principles and opto-mechanical structural design.Optical components that meet the accuracy requirements can be quickly processed using single-point diamond turning（SPDT），magneto-rheological finishing（MRF），and computer-controlled optical surfacing（CCOS）.The above methods can fulfil the technical requirements of rapid-launch aerospace technology for optical satellite payloads；the methods are quick，highly efficient，lightweight，and econom⁃ical.This article provides a reference for the development of the same type of camera and the improvement of rapid-launch aerospace technology.Key words：aerospace rapid launch；optical payload；design and manufacturing；opto-mechanical inte⁃grated design文章编号1004-924X（2021）03-0513-11收稿日期：2020-07-29；修订日期：2020-08-21.基金项目：国防基础科研科学挑战专题（No.TZ2018006）第29卷光学精密工程1引言随着小卫星、运载火箭等技术的不断发展，航天快发技术日趋成熟，并成为了战争制胜的关键技术之一［1-2］。
27144978_环境减灾光学小卫星测试有效性保证研究
１
１ 测试含义与剖析
首先 深 入 理 解 测 试 的 内 在 含 义,测 试 可 理 解 为
标模式,许多模 式 之 间 还 相 互 关 联. 在 整 星 测 试 阶
测量性能、试验功能两种含义.性能需要测量,功能
工作模式、定标模式进行多次覆盖性测试.
段,共有工作模式 测 试 项 目 １７ 项,需 对 在 轨 使 用 的
系统在使用过程中所起的作用,与使用环境、使用方
展大系统间的测试.
需要试验.性能是系统特有品性、能力,是系统固有
法密切相 关,需 要 专 用 的 信 号 模 拟 源 和 测 量 设 备.
其确认往往是试用范畴,属试验活动,讲究可实现性
(正确性).如相机 成 像 幅 宽 是 功 能 体 现,它 是 由 相
类不可测项 目 及 控 制 要 求,探 索 了 基 于 早 期 问 题 暴
性,星上如遥测参数.
露的测试时间目标 策 略,通 过 总 结 提 出 了 传 统 卫 星
１
２ 测试在卫星系统工程中的地位和作用
所有人造系统都是通过工程过程来实现的.对
出厂前测试 １００h 无故 障 目 标 和 出 厂 前 测 试 １０００h
测试有效性保证工作研究与实践.通过实践探索测
定或描述系统和设备有关信号可控制程度的一种设
试覆盖性、定义不可测试项目规范,扩展了测试覆盖
计特性,星上如 控 制 指 令. 测 试 观 察 性 是 确 定 或 描
性概念.文章研究了测试覆盖性分析方法,提出了三
述系统和 设 备 有 关 信 号 可 观 测 程 度 的 一 种 设 计 特
来定义.
件级进行.
做复算.
(
２)面向型号研制全过程的确认覆盖,包括卫星
某微小卫星结构轻量化设计研究
某微小卫星结构轻量化设计研究
陈靖;张翔;陈卫东
【期刊名称】《上海航天》
【年(卷),期】2014(031)006
【摘要】对某对地观测微小卫星初样星的结构优化进行了研究.建立了该卫星的有限元模型,对卫星的主承力结构进行了结构尺寸和材料优化,结果表明结构尺寸优化在满足整星有足够静、动态特性的前提下使总质量减少了5.66 kg,占结构总质量的28.3％;用碳纤维/环氧树脂复合材料替换原铝合金材料使整星质量减轻6.55 kg,占结构总质量的32.75％,并满足相应的力学性能,两种结构优化方案均使初样微小卫星结构质量显著降低.用模态分析与静力分析验证了优化后整星满足规定的刚度与强度要求,其优化过程与结果为同类微小卫星结构设计提供了参考.
【总页数】6页(P30-35)
【作者】陈靖;张翔;陈卫东
【作者单位】南京航空航天大学机电学院,江苏南京210016;南京航空航天大学高新技术研究院,江苏南京210016;南京航空航天大学高新技术研究院,江苏南京210016
【正文语种】中文
【中图分类】V423.4
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1.矿用带式输送机传动滚筒结构轻量化设计研究 [J], 常远
2.机械臂结构轻量化设计研究 [J], 张华
3.机械臂结构轻量化设计研究 [J], 张华
4.多材料结构汽车车身的轻量化设计研究 [J], 田萌
5.铝合金车体的轻量化结构设计研究 [J], 沈旭奎;计梦男;苏强;韩绍华;史英礼因版权原因，仅展示原文概要，查看原文内容请购买。
对地观测微小卫星主承力结构的优化设计与试验
对地观测微小卫星主承力结构的优化设计与试验魏磊;金光;谢晓光;张雷;杨林【期刊名称】《光学精密工程》【年(卷),期】2015(023)011【摘要】为降低对地观测小卫星单机安装点加速度响应均方根值,提出了一种使加速度响应均方根值最小化的微小卫星主承力结构拓扑优化方法.首先对整星方案进行了有限元分析,分析显示整星Z向某些单机安装点的随机振动加速度响应均方根值过大.对系统进行了灵敏度分析,确定了卫星主承力结构底板是影响随机振动加速度响应均方根值大小的关键因素.以卫星单机安装点的加速度响应均方根值为目标函数,以体积作为优化的约束条件,应用连续体结构拓扑优化思想对卫星有限元模型进行拓扑优化设计,得到了一种单机安装点加速度响应均方根值满足指标要求的卫星主承力结构.最后,通过有限元分析与振动试验,证明了本文所设计的小卫星主承力结构力学性能参数均满足设计要求,其中整星的星敏感器、蓄电池、电源控制器等关键器件安装点的加速度响应均方根值相比优化前分别降低了23.3％、10.6％、11.3％,得到的结果验证了本文优化方法的有效性.【总页数】9页(P3183-3191)【作者】魏磊;金光;谢晓光;张雷;杨林【作者单位】中国科学院长春光学精密机械与物理研究所小卫星技术国家地方联合工程研究中心,吉林长春130033;中国科学院大学,北京100039;中国科学院长春光学精密机械与物理研究所小卫星技术国家地方联合工程研究中心,吉林长春130033;中国科学院长春光学精密机械与物理研究所小卫星技术国家地方联合工程研究中心,吉林长春130033;中国科学院长春光学精密机械与物理研究所小卫星技术国家地方联合工程研究中心,吉林长春130033;中国科学院长春光学精密机械与物理研究所小卫星技术国家地方联合工程研究中心,吉林长春130033【正文语种】中文【中图分类】V423.4【相关文献】1.大载荷下空间桁架结构主承力用碳/环氧推力管的重量优化设计 [J], 彭超义;杜刚;曾竟成;肖加余2.一种轻型直升机复合材料主承力管梁的强度分析与试验验证 [J], 陈静3.集主承力结构与大容量储箱支架于一体的卫星主承力筒结构研究 [J], 陈昌亚;王德禹4.基于碳纤维复合材料的空间相机高比刚度主承力板优化设计 [J], 安源;贾学志;张雷;金光5.姿轨控动力系统复合材料主承力结构的设计与试验 [J], 姜丹丹;任建军;刘佳鑫因版权原因，仅展示原文概要，查看原文内容请购买。
空间微型光学载荷主结构优化设计
空间微型光学载荷主结构优化设计
邢艳秋
【期刊名称】《电光与控制》
【年(卷),期】2018(025)010
【摘要】针对某空间微型光学载荷主结构质量过重、地面重力变形过大以及基频太低的问题,提出以质量最小、随机加速度响应RMS值为目标,基频、变形为约束条件,推导出多目标拓扑优化的表达公式,建立优化数学模型,并对光学载荷主结构进行拓扑优化设计.对优化后的主结构进行工程分析,结果表明,优化后的主结构质量较小,基频较高,变形和随机振动响应较小.最后对主结构和其上端安装的光学载荷进行了力学试验,并对试验后的设备进行了性能检测,结果满足总体指标,证明了所设计的主结构具有良好的性能,同时该主结构优化方法有效可行.
【总页数】4页(P104-107)
【作者】邢艳秋
【作者单位】吉林工业职业技术学院机电与智能技术学院,吉林吉林132013【正文语种】中文
【中图分类】V414.19
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1.轴压载荷下的运载火箭主结构构型优化设计 [J], 冀宾;李昊;史立涛;韩涵;张修科
2.大型光学载荷次镜调整机构优化设计及误差分配 [J], 韩春杨;徐振邦;吴清文;贺帅;于阳
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中文题目为某小卫星主结构刚度优化设计及验证
中文题目为某小卫星主结构刚度优化设计及验证你好，关于某小卫星主结构刚度优化设计及验证方面的问题，我可以提供以下信息：
针对小卫星主结构的刚度问题，可以采用优化设计的方法进行改善。
具体来说，可以通过有限元分析（FEA）等工具，对主结构进行模拟，得到其在不同载荷下的应力、变形等数据，再根据这些数据进行刚度优化设计。
在优化设计过程中，可以考虑采用多种方法，如拓扑优化、参数化设计等。
其中，拓扑优化可以通过改变结构的形状和布局等方式，实现降低结构重量、提高刚度等目标；而参数化设计则可以通过调整结构的材料、尺寸等参数，来达到相应的设计目标。
完成刚度优化设计后，需要进行验证。
常见的验证方法包括静态试验、疲劳试验等。
静态试验可以检验结构在静态载荷下的性能表现，疲劳试验则可以模拟结构在长期使用过程中的疲劳破坏情况。
以上是我对某小卫星主结构刚度优化设计及验证方面的简要介绍，希望能对您有所帮助。
如果您有其他问题或需要更详细的信息，欢迎随时向我提出。
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２ ． Ｕｎ ｉ ｖ ｅ ｒ ｓ ｉ ｔ ｙ ｏ ｆ Ｃ ｈ ｉ ｎ ｅ ｓ ｅ Ａ ｃ ａ ｄ ｅ ｍｙ ｏ ｆ Ｓ ｃ ｉ ｅ ｎ ｃ ｅ ｓ ，Ｂ ｅ ｉ ｊ ｉ ｎ ｇ １ ０ ０ ０ ４ ９ ， Ｃ ｈ ｉ ｎ ａ ；
３ ， Ｃ ｈ ｎｇ ａ Ｇ ｕ ｎｇ ａ Ｓ ａ ｔ ｅ ｌ ｌ ｉ ｔ ｅ Ｔ ｅ ｃ ｈ ｎ ｏ ｌ ｏ ｇ ｙ Ｃ ｏ ． Ｌ Ｔ Ｄ，Ｃ ｈ ｎｇ ａ ｃ ｈ ｕ ｎ １ ３ ０ ０ ３ ３ ， Ｃｈ ｉ ｎ ａ ）
Ｔａ ｎ Ｌｕ ｙ ａ ｎ ｇ 一 ，Ｗ ａ ｎ ｇ Ｄｏ ｎ ｇ ，Ｌｉ Ｌｉ ｎ ，Ｇｕ Ｓ ｏ ｎ ｇ 一 ，Ｋ ｏ ｎ ｇ Ｌｉ ｎ ＇ 。
（ １ ． Ｃｈ ａ ｎ ｇ ｃ ｈ ｕ ｎ Ｉ ｎ ｓ ｔ ｉ ｔ ｕ ｔ ｅ ｏ ｆ Ｏｐ ｔ ｉ ｃ ｓ ，Ｆ ｉ ｎ ｅ Ｍｅ ｃ ｈ ａ ｎ ｉ ｃ ｓ ａ ｎ ｄ Ｐ ｈ ｙ ｓ ｉ ｃ ｓ ， Ｃ ｈ ｉ ｎ ｅ ｓ ｅ Ａｃ ａ ｄ ｅ ｍｙ ｏ ｆ Ｓ ｃ ｉ ｅ ｎ ｃ ｅ ｓ ， Ｃｈ ａ ｎ ｇ ｃ ｈ ｕ ｎ １ ３ ０ ０ ３ ３ ， Ｃ ｉｎ ｈ ａ
摘 要 ： 为 了降低 光 学 小卫 星相机 次镜 上 的随机 响 应 ， 提 出了一种 蜂 窝 夹层板 结 构 的优化 设 计 方法 。
对 小卫 星光 学栽 设 计 。 首先 ， 以整 星一 阶频 率 不低 于 ４ ０ Ｈ ｚ为优
化 目标 ， 对蜂 窝芯子 密度进 行优 化 ， 根 据三 明 治 夹心理论 ， 推 导计 算 了蜂 窝芯 子等 效力 学参数 。然后 ， 以次镜 的随机 响应 为优 化 目标 ， 对蜂 窝夹层板 的碳 纤维 面板进行 铺 层优 化设 计 ， 得到 最优 铺层 顺序 为 ［ ０ ／ ４ ５ ／ ９ ０ ／ 一 ４ ５ ］ ， 总厚 度 为 ０ ． ８ ｍｍ。根 据 以上 计 算得 出蜂 窝芯 子及 碳 纤 面板 等 效 参数 ， 对 整 星进 行 分
析 。最后 ， 开展 了整 星振 动 试验 ， 测 量 了整 星模 态和 响应 ， 对试 验 数据 进行 采 集。结 果表 明 ： 整 星模 态
为４ ２ ． ２ Ｈ ｚ ， 次镜 最大 随机 响应 为 ｌ １ ． １ 譬 ， 均在 合理 范 围之 内， 满足 了组件 力 学要 求 。 关键 词 ：光 学载荷 ； 蜂 窝 夹层板 ； 三 明 治 夹心理 论 ； 碳 纤 维面板 ； 铺层 优 化 ； 随机 响应
第４ ６卷 第 ｌ ２期
Ｖｏ １ ． ４６ ＮＯ． １ ２
红 外 与 激 光 工 程
Ｉ ｎ ｆ ｒ ａ ｒ ｅ ｄ ａ ｎ ｄ Ｌａ ｓ ｅ ｒ Ｅ ｎ ￣ ｉ ｎ ｅ ｅ ｒ ｉ ｎ
２ ０ １ ７年 １ ２月
Ｄｅ ｃ ． ２ ０ １ ７
光 学 小 卫 星主 载 荷 承 力 结构 的 多 工 况 优 化 设 计
ｓ ａ ｔ ｅ ｌ ｌ ｉ ｔ ｅ ｗｅ ｒ ｅ ｏ ｐ ｔ ｉ ｍｉ ｚ ｅ ｄ． Ｆ ｉ ｒ ｓ ｔ ｌ ｙ， ｔ ｈｅ ｓ ａ ｔ ｅ ｌ ｌ ｉ ｔ ｅ Ｓ ｆ ｕｎ ｄ ａ ｍｅ ｎ ａｌ ｔ ｆ ｒｅ ｑ ｕ ｅ ｎ ｃ ｙ ｗａ ｓ ｇ ｒ ｅ ａ ｔ ｅ ｒ ｔ ｈａ ｎ ４ ０ Ｈ ｚ ａ ｓ ｔ ｈｅ ｏ ｐ ｔ ｉ ｉ ｚ ｍ ａ ｔ ｉ ｏ ｎ ｇ ｏ ａ ｌ ，ｏ ｐ ｉｍ ｔ ｉ ｚ ａ ｉ ｔ ｏ ｎ ｄ ｅ ｓ ｉ ｇ ｎ ｏ ｆ ｔ ｈｅ ｈ ｏ ｎ ｅ ｙ ｃ ｏ ｍｂ ｃ ｏ ｒ ｅ ｄ ｅ ｎ ｓ ｉ ｔ ｙ ｗａ ｓ ｃ ａ ｒ ｒ ｉ ｅ ｄ ｏ ｕ ｔ ． Ｂｅ ｓ ｉ ｄ ｅ ｓ ，ｔ ｈｅ
中图分 类号 ： Ｖ ４ ３ ２ ． ３ 文 献 标 志 码 ：Ａ Ｄｏ Ｉ ：ｌ ０ ． ３ ７ ８ ８ ／ Ｉ Ｒ Ｌ Ａ ２ ０ １ ７ ４ ６ ． １ ２ １ ８ ０ ０ ４
Ｍｕ ｌ ｔ ｉ －ｃ ｏ ｎ ｄ ｉ ｔ ｉ ｏ ｎ ｏ ｐ ｔ ｉ ｍｉ ｚ ａ ｔ ｉ ｏ ｎ ｄ ｅ ｓ ｉ ｇ ｎ ｏ ｆ ｍａ ｉ ｎ ｌ ｏ ａ ｄ ｂ ｅ ａ ｒ ｉ ｎ ｇ ｓ ｔ ｒ ｕ ｃ ｔ ｕ ｒ ｅ ｏ ｆ ｏ ｐｔ ｉ ｃ ａ ｌ ｓ ｍａ ｌ ｌ ｓ ａ ｔ ｅ ｌ ｌ ｉ ｔ ｅ
谭 陆洋 一 ， 王 栋１ ， ３ ， 李 林１ ， ２ ， 谷 松１ ， ３ ， 孔 林 ， ３
（ １ ．中国科 学院长春 光 学精 密机械 与 物理研 究所 ， 吉林 长春 １ ３ ０ ０ ３ ３ ；
２ ．中国科 学 院大 学 ， 北京 １ ０ ０ ０ ４ ９ ；３ ． 长光 卫星技 术 有 限公 司 ， 吉林 长春 １ ３ ０ ０ ３ ３ ）
Ａｂ ｓ ｔ ｒ ａ ｃ ｔ ：Ｉ ｎ ｏ ｒ ｄ ｅ ｒ ｔ ｏ ｒ ｅ ｄ ｕｃ ｅ ｔ ｈ ｅ ｒ ａ ｎ ｄ ｏ ｍ ｖ ｉ ｂ ｒ ａ ｉ ｔ ｏ ｎ ｒ ｅ ｓ ｐ ｏ ｎ ｓ ｅ ｏ ｆ ｈｅ ｔ ｓ ｅ ｃ ｏ ｎ ｄａ ｒ ｙ ｍｉ ｒ ｒ ｏ ｒ ｏ ｆ ｈｅ ｔ ｏ ｐ ｉｃ ｔ ａ ｌ ｃ ａ ｍｅ ｒ ａ ，ａ ｎ ｅ ｗ ｍ ｅ ｔ ｈ ｏ ｄ ｗａ ｓ ｐ ｒ ｅ ｓ ｅ ｎ ｔ ｅ ｄ ｔ ｏ ｏ ｐ ｔ ｉ ｍｉ ｚ ｅ ｔ ｈｅ ｈ ｏ ｎ ｅ ｙ ｃ ｏ ｍｂ ｓ ａ ｎ ｄ ｗｉ ｃ ｈ ｐ ｌ ａ ｔ ｅ．Ｗ ｉ ｈ ｔ ｔ ｈ ｉ ｓ ｍｅ ｔ ｈ ｏ ｄ，ｔ ｈｅ ｓ ｔ ｒ ｕ ｃ ｔ ｕ ｒ ｅ ｐ ａ ｒ ｍ ｅ ａ ｔ ｅ ｒ ｓ ｏ ｎ ｈｅ ｔ ｈ ｏ ｎ ｅ ｙ ｃ ｏ ｍｂ ｃ ｏ ｒ ｅ ａ ｎ ｄ ｈｅ ｔ ｐ ｎｅ ａ ｌ ｓ ｏ ｆ ｂ ｅ ａ ｒ ｉ ｎ ｇ ｈｏ ｎ ｅ ｙ ｃ ｏ ｍｂ ｐ ｌ ａ ｔ ｅ ｏ ｆ ｈｅ ｔ ｏ ｐ ｉ ｔ ｃ ａ ｌ ｐ ａ ｙ ｌ ｏ ａ ｄ ｏ ｆ ｈｅ ｔ