卫星结构设计与分析(上)
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【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.【期刊名称】《上海航天》【年(卷),期】2014(031)006【总页数】6页(P30-35)【关键词】微小卫星;结构设计;结构尺寸优化;结构材料优化【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】V423.40 引言因卫星在发射过程中承受极大的过载，且要求其携带的光学有效载荷有极高的指向精度，质量高效、尺寸稳定的主结构在成功发射卫星的过程中的作用十分重要，故卫星主结构须满足特定的强度和刚度约束条件，结构优化是卫星设计过程中实现这些目标必不可少的步骤［1－2］。
结构优化分为结构尺寸优化和结构材料优化，以往研究常采用结构尺寸优化获得最小重量或最大刚度，文献［3］采用序列二次规划法对卫星肼瓶支架的截面尺寸进行优化设计；文献［4］提出了一种新型的近似模型管理框架，对微小卫星主承力结构各部件尺寸进行多目标优化设计；方宝东等用Nastran软件对卫星的承力筒和太阳电池阵基板进行尺寸优化，实现了卫星结构优化设计的工程化。
除结构尺寸优化外，采用先进复合材料是减轻结构质量、提高尺寸稳定的有效措施，同时还可改善结构相应的力学性能。
卫星通信系统设计及卫星网络性能分析
卫星通信系统设计及卫星网络性能分析随着社会的不断发展，全球化的趋势不可避免地席卷全球，而卫星通信系统的设计和卫星网络性能分析也变得越来越重要。
卫星通信系统的设计需要考虑多方面因素，从信号传输到网络架构，都需要仔细设计和分析。
而卫星网络性能分析则需要考虑网络的带宽、时延、传输速率等因素，以保证网络的稳定和高效运行。
一、卫星通信系统设计1.1 信号传输在卫星通信系统中，信号传输是关键的一步。
由于在卫星通信中，信号需要从地球上的发射站传输到卫星上，再由卫星将信号传输到另一个发射站或用户终端。
因此，信号的传输速率和传输距离都是需要考虑的因素。
为了提高信号传输速率和传输距离，一些新的技术被引入到卫星通信系统中，如MIMO（Multiple-Input Multiple-Output）和差分QPSK（Quadrature Phase-Shift Keying）。
MIMO技术可同时利用多个天线发送和接收信号，有效提高了信号传输速率和抵抗信号干扰的能力。
而差分QPSK技术则可以保证信号传输稳定，避免可能出现的误码率和信号失真问题。
1.2 网络架构在卫星通信系统中，网络架构通常分为星形网络、环形网络和网格网络三种。
星形网络是指所有用户终端都连接到一个中央卫星上。
这种网络架构具有较好的可靠性和故障恢复能力，但同时也面临着数据传输速率有限和建设成本高等问题。
环形网络是指多颗卫星组成一个环型的星座，每个卫星都需要在自己的轨道上移动。
这种网络架构具有高带宽和高速率的特点，并且能够提供全球范围内的可用性。
但同时也面临着成本高和复杂度高等问题。
网格网络是指由地球上多个终端互相连接组成的网络。
这种网络架构丰富多样，可以满足不同的应用要求，并且具有良好的扩展能力。
但同时也面临着卫星的轨道要求高和建设成本高等问题。
1.3 其他问题卫星通信系统的设计还需要考虑其他问题，如发射功率的问题、信道编码的问题、协议分析的问题等。
其中，协议分析是需要重点考虑的因素，因为它影响着整个网络的稳定性和性能。
硬X射线调制望远镜(HXMT)天文卫星的结构分析
Ｓｔ ｕｃ ｕｒ ｎａ ｙｓ ｓ ｏｆｔ ａ ｄ － ａ ｏｄｕｌ ｔ ｏ ｒ ｔ ｅＡ ｌ ｉ ｈｅ Ｈ ｒ Ｘ Ｒ ｙｓ Ｍ ａ ｉ ｎ
Ｔ ｌｓｏ ｅ（ ｅｅｃ ｐ ＨＸＭＴ）Ｓ ｔｌｔ ａｅｌ ｅ ｉ
Ｍ Ａ Ｙｉ。 ＷＡＮＧ Ｓ ｅ ｇ Ｒ ・ ｈｎ。 ＥＮ ｉａ Ｗｅ ｉ。 ｊ
维普资讯
０５．１４２ ０／７２－４－５ ２４ ２／０７ ２（） ６０ ６ １
Ｃ ｉ． ． ｐｃ Ｓ ｉ 空间科学学报 ｈｎ Ｊ Ｓ ａｅ ｃ ．
ＭａＹ ， ａｇＳ ｅｇ Ｒ ｎＷｅ ｉ． ｔｕｔｒ ｎ ｌｓ ｆｈ ｒ － ｙ ｄ ｌ ｉｎＴ ｌ ｃｐ Ｈ ｉＷ ｎ ｈ ｎ ， ｅ ｉａ Ｓｒｃｕｅａ ａ ｉｏ ｅ ｊ ｙ ｓ ｔ ＨａｄＸ ｒ ｓ ａ Ｍｏ ｕａ ｏ ｅ ｓｏ ｅ（ ＸＭＴ） ａｅ ｉ ．Ｃ ｉ． － ｐ ｃ ｔ ｅ ｓｔｌｔ ｈｎ Ｊ Ｓ ａｅ ｌｅ Ｓ ｉ ２０ ， ７２： ４￣１０ ｃ． ０ ７ ２ （） １６ ５ ，
硬 Ｘ 射线调制望远镜 （ ＨＸＭＴ）
天文 卫 星 的结 构 分 析
马 毅 １ 王 生 。 任 维 佳 ， ２ ３
（ 中国科学 院空间科学 与应用研究中心 北京 １０８ ） ０００
（ 中国科学 院研究生院） 。 中国科学院光 电研究院） （
摘 要 根据 Ｈ ＸＭＴ 卫星的结构形式，建立卫星的有限元模型，进行静力、模态、频率响应计算，得出了最
大纵 向、最 大横 向过载联 合作用下卫星各组成部 分的最大应力值．对整星结构进行 了模态计算和频率响应 分析， 得 出了 １ ０Ｈｚ以内的模 态频率值．结合理论分析和 以往的设计经验 ，提 出了对该卫星结构 的合理改进建议． ０
关键词 卫星结构；模态分析；频率响应
太阳能卫星的结构设计与分析
太阳能卫星的结构设计与分析随着科技的不断发展，太阳能成为了一种新型的清洁能源。
在太阳能利用的各种技术中，太阳能卫星是一种非常有前途的应用方式。
太阳能卫星利用太阳能发电，是一种非常环保、高效、持续的电力源，可以广泛应用于各种领域，如通讯、导航、气象、科学研究等。
本文将探讨太阳能卫星的结构设计与分析。
一、太阳能卫星的结构设计太阳能卫星主要由太阳电池板、电子设备、存储设备、通信设备以及机械结构等部分组成。
其中，太阳电池板是太阳能卫星最为重要的组成部分。
其主要作用是从太阳辐射中吸收能量，将其转换为电能供卫星使用。
太阳电池板的设计需要满足以下要求：1. 高转换效率：太阳电池板的转换效率越高，太阳能利用效率就越高。
因此，在设计太阳电池板时，需要选择高转换效率的太阳电池。
2. 轻量化：卫星的重量越轻，其运行成本就越低。
因此，在设计太阳电池板的结构时，需要尽可能减少其重量。
3. 抗辐射能力：卫星在太空中会受到各种辐射的干扰，因此，太阳电池板需要具有一定的抗辐射能力，以保证其长期稳定运行。
4. 具有可靠性：太阳电池板需要具有较高的可靠性和耐用性，以面对卫星长期的运行环境。
在太阳电池板的设计中，需要注意以下几点：1. 充分利用太阳能：太阳电池板应该在最大限度地利用太阳辐射的情况下，能产生足够的电能以满足卫星的电能需求。
2. 结构应简单：太阳电池板的结构应该尽可能地简单。
不仅能够减小太阳电池板的重量，还能提高太阳电池板的可靠性。
3. 操作方便：为了便于太阳能卫星的维修和替换，太阳电池板的设计应该是易于操作的。
二、太阳能卫星的分析与应用太阳能卫星作为一种新型的清洁能源，其具有以下几点优势：1. 环保：相比于传统的燃油发电机，太阳能卫星没有任何排放，不仅能够减少环境污染，还能对环境造成更少的影响。
2. 高效：太阳能卫星的转换效率远高于传统的能源生产方式，其发电效率可以达到80%以上，同时可以对不同光谱范围的光线进行有效地利用，从而保证了其高效率的发电效果。
新型航天卫星结构设计与可靠性研究
新型航天卫星结构设计与可靠性研究近年来，随着科学技术的日新月异，人类对于探索宇宙的渴望也越来越强烈。
航天工程作为现代科学技术中的重要支柱之一，不断地为我们探索宇宙提供了无限可能。
而卫星则是航天工程中不可或缺的一环，可以为我们提供重要的地球观测数据、通讯和导航服务等。
然而，由于卫星在太空工作环境中的极端恶劣条件，其可靠性和使用寿命一直是制约其广泛应用的重要因素。
针对这一问题，越来越多的研究者开始探索新型卫星的结构设计和可靠性研究，以期在未来能够开发更加可靠、实用的卫星产品。
一、新型卫星的结构设计特点首先，新型卫星往往会采用轻质、高强度的材料，例如碳纤维增强复合材料、超轻锆酸盐等。
这种材料既可以保证卫星的强度、刚度和耐腐蚀性能，又可以减轻卫星的重量，使得卫星可以更加节能和灵活地进行机动。
其次，新型卫星的结构设计考虑了更多的智能化元素，例如可调节形态的主反射面、自适应机构等。
这些智能化元素不仅可以使卫星更加适应多样化的工作环境，还可以提高卫星的工作效率和数据采集精度。
另外，新型卫星通常还会采用模块化设计，即将卫星中复杂、独立的功能模块化，便于维护和升级。
这种设计可以提高卫星的可靠性和维修效率，减少运行成本。
二、新型卫星的可靠性研究除了结构设计方面，新型卫星的可靠性研究也是关键的一环。
其主要包括以下几个方面的工作：1. 空间环境下的材料研究。
在太空中，卫星会受到高能宇宙辐射、气体捕获、热变形等因素的影响，使其材料性能产生变化。
因此，研究卫星材料在太空环境下的变化规律和影响因素，对于提高卫星的可靠性至关重要。
2. 可靠性设计和测试。
在卫星设计阶段，应该充分考虑工艺和可靠性要求，尽可能地减小出错的机会。
而在卫星制造后，还需要进行多项可靠性测试和检测，以确保其符合设计标准和使用要求。
3. 可靠性分析和预测。
在卫星运行过程中，需要进行纵向分析和交叉分析，找出卫星可靠性的关键瓶颈，及时发现并排除隐患。
同时，还需要建立可靠性预测模型，预测卫星设备和系统的可靠性水平。
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
新型卫星结构设计技术
收稿 日期 ：２ ０ — ９ ２ 。收 修 改稿 Ｈ期 ：２ ０ １ ２ ０ ９０ — ３ ０ ９ １ ５
２１ ０ ０年 ６月
中 国 空 间 科 学 技 术
７ １
载荷 舱顶 板
载荷 舱
载 荷 舱隔板
载 荷舱侧 板
太 阳 电池阵 安装框 架 载 荷舱 底板
承 力 筒
平 台舱
点 ；用 ＭＳ ／ ｓｒｎ软件对 该模型 分别进 行 了整 星 的模 态分 析 ，结果 见 表 １ Ｃ Ｎａｔａ 。有 效 载荷 舱 两种 方 案 下 的模 态分析结 果均 能满足 总体要 求 ，但是 箱 板式 结 构质 量 比筒 式结 构 减少 １ ｋ ，且 同时能 满 ５ｇ
（ ）箱 板 式结构 ｂ 图 ２ 卫 星结构构型方案 图
１
主 里 窒 ！ 兰 堇 旦型 ！ 旦 根 据设计参 数 ，利用 ＭＳ ／ ａｒｎ软 件建立 了卫星 的有 限元 模 型 ，承力 筒简化 为复合 材料 壳单 Ｃ Ｐｔ ａ
元 ，结 构板简化 为复合 材料 板单 元 ，各 结构 板 之 间 、舱 段 隔板 与 承 力筒 之 间 的连 接 采用 单 元共 节
采 用 Ｍ５ Ｊ ６ 碳 纤 维 杆 。 ５一Ｋ
３ 主要 关 键 技 术
３ １ 卫星 结构构 型 的 比较 与优 化策 略 ． 目前 ，主承 力构 件 的方案 一般 可分 为承 力筒 式 、箱板 式 、桁架 式和 外壳 式 ４种形式 。其 中 ，箱
板 式和 桁架 式 的优 点 是很 突 出的 。据洛 克希 德 ・ 马丁 公 司专家 分析 ，箱 板式结 构 质量较 传统 的承 力
高 度 为 ５ ０ ｍ。 ５ｒ ａ
平台舱结 构分 为推进舱 和服 务舱 ，是 以承力 筒 为 主 ，并 与箱 板 式组 成 的混 合结 构 ，由承力 筒 、
薛梦轩-卫星结构设计与分析(上)
卫星结构设计
结构形式、材料和连接方式的选择
在选择结构类型时，同时也应考虑结构部件间的连接方式。结构 部件的链接主要采用机械紧固、焊接和胶接在选择时，要考虑到：
是分布载荷 在载荷传递上，较难将载荷 从桁架均匀地传递到壳体上
卫星结构形式
考虑到主结构的额各种应用要求及结构自身的连接要求后，再从 各种结构类别中进行比较和选择。
卫星结构设计
结构形式、材料和连接方式的选择
表3 常见次级结构形式
名称 太阳翼 基板
常见结构类型 基层结构，通常是平面
说明 太阳翼基板必须轻，弹药刚强到 足以承受加速度和噪声载荷
02
设计 要求
导出要求： 不同类型的结构和机构， 导出要求不同。主结构为： 1 结构变形；2 机械结构 3 可操作性。
强制要求： 主要分成3类：运载火箭系统对 卫星结构的设计约束；卫星系 统对结构的设计约束；任务环 境对结构和机构的设计约束。
卫星结构设计
卫星结构的方案设计
形成初步方案 完成各部件结构类型选择后，按卫星系 统构型和结构配置，确定结构部件间连 接方式，组成完整结构系统。
发射前
空运 陆运 水运 塔架待发状态 起飞
发射
上升 级间动作
轨道运行 返回
在轨动作 再入大气
卫星结构设计
卫星载荷分析
结构静载荷分析： 简单的静载荷可以直接 用材料力学、结构力学 等解析方法求部件在和。 复杂的可用数值法进行 内力分析。
02
载荷 分析
结构的综合载荷分析： 卫星在各种工作环境中， 可能会同时受到静力、动 力和热载荷源的联合作用， 再设计时，必须将这些载 荷进行综合。其中主要包 括主结构载荷分析与综合 和星载设备的载荷分析。
星载机箱结构设计及力学分析
星载机箱结构设计及力学分析高志巧【摘要】In order to enhance the reliability of spaceborneequipment,structural design was made for the spaceborne cabinet basedon the characters of spacecraft products.Adopting splicing enclosure,built-in 9 shielding box,it’s built-in one print.Mechanical analysis of shock response spectrum and random vibration at the design phase were carried out.The results showed that the strength of the equipment was sufficient, without crack and fracture,the structural form was validated reasonableand the structural strength was vali-dated reliable through mechanical experiments.%为提高星载设备可靠性，根据航天产品特点，采用拼接箱体，内装9个屏蔽盒，其上内装1个印制板，对某星载机箱进行结构设计。
对设备进行冲击响应谱和随机振动的力学分析，结果表明箱体强度满足要求，设备未出现裂纹、继裂问题。
力学试验验证了其结构合理，强度可靠。
【期刊名称】《郑州轻工业学院学报（自然科学版）》【年(卷),期】2013(000)006【总页数】4页(P63-66)【关键词】星载机箱结构设计;箱体力学强度;冲击响应谱;随机振动【作者】高志巧【作者单位】中国电子科技集团公司第 27 研究所，河南郑州 450047【正文语种】中文【中图分类】TN03随着卫星的应用和发展，对星载设备的可靠性、精确性以及使用寿命的要求越来越高［1］.对星载设备来说，振动常常会导致电子元器件的失效或损坏、电子线路的短路或断路、接插件松动等环境效应.在振动所引起的机械力作用下，当设备的固有频率与振动频率一致时，会引起共振［2］.由于机箱应用环境极为恶劣，在其结构设计上必须采取一系列的加固措施，尽量避免或减小由于高低温、振动冲击、电磁干扰等不利因素对电气性能造成的影响.机箱结构的力学分析对于提高产品的环境适应性起着举足轻重的作用，它不仅有助于在产品研发阶段寻找最优化的解决方案，而且能明显缩短产品研制周期、降低生产成本、确保产品质量，同时可产生显著的经济效益［3］.近年来，星载机箱的结构形式已基本确定.本文拟设计一个结构合理、满足质量、体积尽量小的星载机箱，并进行力学分析，以确保设备的高可靠性.1.1 机箱主结构及结构布局星载机箱的主结构为一拼接的箱体，内装9个屏蔽盒，每个屏蔽盒内装1个印制板，9个屏蔽盒的印制板固定于底部母板的插座上.母板固定于箱体底板上，箱体底板上部设计加强筋，母板与底板之间采用11个M3螺钉连接，以提高母板强度.机箱的一个侧面安装电连接器.该星载机箱的结构外形如图1所示.9个屏蔽盒包括2个电源模块，2个信息处理模块，5个光电接收模块，其内部结构布局如图2所示.质量较大的电源模块、信息处理模块布于箱体两侧.对称分布的结构形式振动时受力均匀，且质量大的模块靠近两侧，这个结构形式可提高箱体的整体结构强度［4］.机箱主结构件材料根据需要选用2A12铝合金.铝合金2A12具有较高的硬度和强度，且密度在金属材料中偏小，可保证结构件不变形，并且质量较轻［5］.1.2 箱体结构设计机箱的箱体采用拼接的方式组成.拼接处由螺钉螺装连接，星载螺钉选用航天局指定厂家生产的钛合金螺钉，并涂胶连接以增强其连接可靠性.机箱箱体的各个零件之间相互咬合:底板和盖板的基板厚度为3 mm，与机箱侧板贴合面内侧均设计有5 mm高的凸台，形成一周;机箱侧板之间，如图2所示，形成咬和结构.这种设计方法既确保箱体足够的强度，又保证机箱各个板块之间的缝隙非直通箱体内部，可滤去大部分波段的电磁波，增强其电磁屏蔽性能.箱体底面平坦，对粗糙度、平面度均有较高的要求，应保证箱体底面与舱内安装面接触良好，这有利于机箱整体散热.箱体底板面积较大，为保证箱体底面平面度和粗糙度，在底板加工时厚度保留正差，进行研磨保证零件平面度、粗糙度，并在箱体完成装备并胶粘固封完成后，对整个箱体的底面进行二次研磨，消除底板与其他侧板连接的螺钉产生的应力对底面平面度的影响.箱体除安装电连接的侧面和安装屏蔽盒导轨的侧面外，另2块侧面为提高其力学强度，设计加强筋，如图1所示.这2个侧面的加强筋保留在箱体外部，既提高力学强度，又增大箱体外部散热面积，且增强设备的美观性.1.3 屏蔽盒结构设计机箱屏蔽盒与箱体的导轨之间的固定方式为楔形锁紧机构.这种锁紧机构固定的方式常用于屏蔽盒或印制板的固定，其优点是可提高所固定件的强度，提高其抗振性能，且固定件拆卸方便.屏蔽盒内装印制板，电源模块和信息处理模块.内印制板尺寸为200 mm×130 mm×2 mm，印制板尺寸较大，只边缘固定时印制板中部振动时位移偏大，存在振动风险，故在屏蔽盒中间增加2个凸台固定印制板中部.屏蔽盒的底部和侧面为同一零件加工形成，非拼接盒体.屏蔽盒盖板与盒体螺装连接.这种结构形式力学性能强，且相对于拼接盒体，侧面与底面之间不存在缝隙，屏蔽盒的电磁屏蔽性能好.屏蔽盒盒体结构如图3所示.为提高印制板刚性，在元器件较少的电源板上安装一块铝板作为冷板，元器件通过导热绝缘垫与冷板接触并穿过印制板，在印制板背部焊接固定元器件管腿.这种形式既增加印制板强度，又有利于印制板上热耗较大的元器件散热.调试完成后，印制板元器件使用硅橡胶进行灌封.1.4 其他设计屏蔽盒通过6个凸耳与卫星安装面固定连接，安装孔径大小为5.5 mm，采用6个M5螺钉连接，凸耳形式如图1机箱机构外形图所示.机箱表面作黑色阳极氧化处理，提高其辐射和热交换率;底面与卫星载荷舱的安装面良好接触，提高导热效率;在机壳侧面开减轻槽，增加其侧面表面积，加强辐射散热［6］.对星载机箱进行力学分析，其力学试验包括模态分析、静力加速度、冲击响应谱、正弦振动、随机振动.模态分析是其他分析的先决条件，且可以通过模态分析确定结构的固有频率和固有振型，在6个安装孔上添加固定约束后，对机箱进行模态分析.其各阶模态见表1.动力分析中，冲击响应谱和随机振动产生的应力较大，其振动风险也较大，故对该星载机箱进行3个轴向的冲击响应谱和随机振动应力分析，其振动条件见表2(其中，每个轴向3次，试验持续时间≤20 ms)和表3(均方根加速度为12.81 Grms，持续时间为2 min).对星载机箱的模型进行简化，导入力学分析软件ANSYS，对6个安装孔添加固定约束，依次在X，Y，Z这3个轴向施加表2中载荷，进行冲击响应谱分析.计算结果见图4—图6.X向冲击作用下最大变形量为1.62 mm，最大应力为54.8 MPa;Y 向冲击作用下最大变形量为 0.67 mm，最大应力为180.1 MPa;Z向冲击作用下最大变形量为0.79 mm，最大应力为40.3 MPa，它们均小于铝合金的许用应力420 MPa，印制板的许用应力340 MPa，满足强度要求.对6个安装孔添加固定约束，依次在X，Y，Z这3个轴向施加表3中载荷，进行随机振动分析，计算结果见图7—图9.X向振动作用下最大变形量为0.67 mm，最大应力为23.5 MPa;Y向振动作用下最大变形量为0.23 mm，最大应力为61.9 MPa;Z向振动作用下最大变形量为 0.37 mm，最大应力为18.7 MPa.它们均小于铝合金的许用应力420 MPa，印制板的许用应力340 MPa，满足强度要求.对星载机箱做力学试验，设计其振动架.机箱通过6个安装孔固定于振动架上，振动架与振动台螺栓连接.振动架为25 mm厚铝板，上下2面加工平整，此种振动架用于正弦振动、随机振动.振动台分为水平振动台和竖直振动台，水平振动台用于X向、Y向振动试验，竖直振动台用于Z向振动试验.静力加速度、冲击响应谱所需振动架分为水平和竖直2种，水平振动架同为25 mm铝板，竖直振动架为常用的倒T型振动架，由铝板焊接成形，机箱悬挂安装.将振动架和设备固定于振动台面上，加载力学试验条件，进行力学试验.目前该星载机箱已通过所有力学试验，未出现裂纹、断裂等问题，设备工作正常，指标测试正常，这验证了其足够的力学可靠性.本文根据航天产品的特殊性，对星载机箱进行了结构设计和力学分析，所作的工作及结论如下:1)对星载机箱的主结构、箱体、屏蔽盒等进行了结构设计，并论述了所采用的结构形式的优点.2)对星载机箱进行了力学分析，分析类型包括冲击响应谱和随机振动各3个轴向方向，分析证明所设计的结构合理，满足强度要求.3)星载设备顺利通过了力学振动试验，验证了结构的可靠性.航天产品的不可维修性和恶劣的环境，对航天产品的可靠性提出了较高的要求.在航天产品的结构设计阶段，需进行全方面的设计研究，且进行力学分析，将力学分析结果与试验结果进行比较，从而为设计优化提供依据，今后要加强这方面的研究.【相关文献】［1］陈烈民.航天器结构与机构［M］.北京:中国科学技术出版社，2008.［2］范文杰.星载电子设备宽频随机振动响应分析［J］.电子机械工程，2010，26(4):5.［3］杨宇军.ANSYS动力学仿真技术在航天计算机机箱结构设计中的应用［J］.电子机械工程，2003，19(5):42.［4］李勇.星载信息处理机的热设计与分析［J］.郑州轻工业学院学报:自然科学版，2007，22(4):75.［5］曾斌.航天电子设备的结构设计［J］.电子机械工程，2008，24(5):5.［6］何菊.某星载电子设备结构设计简述［J］.中国科技信息，2010(5):45.。
多层卫星网络结构设计与分析
多层卫星网络结构设计与分析本文将探讨多层卫星网络结构设计的概念、方法、挑战和未来趋势。
随着空间技术的飞速发展，卫星网络逐渐成为信息传输的重要手段，而多层卫星网络结构是其中的核心部分。
在当今的信息化社会中，卫星网络作为信息传输的重要手段，已经得到了广泛的应用。
尤其在航天、军事等领域，卫星网络的作用更为突出。
然而，随着人们对信息传输需求量的不断增加，传统的卫星网络已经难以满足需求，因此，多层卫星网络结构应运而生。
多层卫星网络结构是指由多个卫星网络节点组成，具有高效信息传输能力的网络结构。
相比传统的卫星网络，它具有更高的信息传输速率、更低的传输延迟和更好的网络鲁棒性。
多层卫星网络结构的设计与实现，既可以满足人们日益增长的信息传输需求，也是未来卫星网络发展的重要方向。
多层卫星网络结构设计需要从多个方面考虑。
要选择合适的卫星网络节点。
节点数量、分布和质量都对网络性能产生重要影响。
同时，要考虑卫星网络的拓扑结构，包括星型结构、网状结构等。
还要考虑卫星网络的路由协议、通信协议和网络安全等问题。
具体设计过程中，需要结合实际情况进行整体优化。
在分析和讨论多层卫星网络结构设计时，我们需要注意以下几点。
多层卫星网络结构具有较高的复杂性和成本，因此在实际应用中需要权衡其性能与成本之间的关系。
多层卫星网络结构的可维护性和可扩展性也是需要考虑的问题。
虽然多层卫星网络结构具有许多优点，但是在某些特殊情况下，如星载设备故障或敌方攻击时，其性能可能会受到影响。
针对以上问题，未来的研究将更加注重优化设计、降低成本和提高网络的容错性能。
多层卫星网络结构作为未来卫星网络的重要发展方向，具有巨大的优势和潜力。
然而，它也面临着许多挑战和技术难题。
为了进一步推动多层卫星网络结构的发展和应用，未来的研究需要以下几个方面：1）优化设计：进一步降低多层卫星网络结构的复杂性和成本，提高其可靠性和稳定性。
2）技术创新：研发更高效、更稳定的通信协议和路由算法，以提升多层卫星网络的信息传输效率。
捕风一号卫星构型与结构优化设计
２０２０年第３８卷１２月增刊西北工业大学学报ＪｏｕｒｎａｌｏｆＮｏｒｔｈｗｅｓｔｅｒｎＰｏｌｙｔｅｃｈｎｉｃａｌＵｎｉｖｅｒｓｉｔｙＤｅｃ．Ｖｏｌ．３８２０２０Ｓｕｐｐｌｅｍｅｎｔ收稿日期：２０２０⁃０９⁃０１作者简介：单悌磊（１９８９ ），航天东方红卫星有限公司工程师，主要从事航天器机械总体设计研究㊂通信作者：白照广（１９６３ ），航天东方红卫星有限公司研究员，主要从事航天器总体设计研究㊂ｅ⁃ｍａｉｌ：ｂａｉｚｈａｏｇｕａｎｇ＠ｄｆｈｓａｔ．ｃｏｍ捕风一号卫星构型与结构优化设计单悌磊，白照广，陈寅昕，邸国栋，葛逸民，冯振伟（航天东方红卫星有限公司，北京㊀１０００９４）摘㊀要：根据捕风一号卫星的任务特点，对运载火箭㊁飞行姿态㊁设备布局㊁能源要求㊁总装测试等约束条件进行了需求分析，对卫星的总体构型进行了设计，优化了太阳翼安装形式，并最终确定了卫星的构型尺寸㊂之后依据构型设计结果，对主承力结构进行了详细设计，对主承力接头连接㊁结构减重进行了优化，并开展了力学分析与实验㊂结果表明捕风一号卫星具备高刚度和高强度的结构承载能力和良好的质量特性，并最终通过了运输环境㊁海上起竖及发射环境的考核验证，可为同类卫星的构型与结构设计提供参考㊂关㊀键㊀词：捕风一号卫星；构型；结构；优化设计中图分类号：Ｖ４２３㊀㊀㊀文献标识码：Ａ㊀㊀㊀文章编号：１０００⁃２７５８（２０２０）Ｓ０⁃０１４０⁃０６㊀㊀卫星构型设计是根据总体任务把卫星各个分系统及其仪器设备组合成一个内部和外部空间尺寸协调㊁保证卫星功能的实现㊁满足各分系统仪器设备安装要求㊁能经受运载火箭发射过程的力学环境㊁有利于卫星研制和有效载荷能力增长的卫星整体［１］㊂卫星结构设计是在构型设计基础上，进一步确定主结构形式和传力路径，并根据刚度分配㊁尺寸质量等要求选定结构材料㊁截面尺寸㊁零部件参数㊁结构连接参数等［２］㊂由于卫星构型决定了卫星结构的基本形式，因此结构设计师必须尽早地参与到构型设计工作中㊂对于微纳卫星而言，构型与结构设计耦合性更强，应该多加关注㊂捕风一号卫星由２颗技术状态完全一致的卫星组成，采用微纳卫星平台，单星质量约８０ｋｇ，有效载荷为ＧＮＳＳ⁃Ｒ微波遥感器，主要用于开展科学研究和遥感应用㊂卫星采用五百多公里的低倾角轨道，并由长征十一号运载火箭，采用海上移动平台，一箭双星发射入轨㊂本文根据捕风一号卫星任务需求，分析了运载火箭㊁飞行姿态㊁设备布局㊁能源要求㊁总装测试等约束条件［３⁃４］，对捕风一号卫星的总体构型和结构进行了详细设计，并对设计要素进行了优化，实现了高刚度和高强度的承载能力和良好的质量特性㊂设计结果最终通过了各项实验及海上发射的考核验证，各项指标均满足任务要求，可为同类卫星的构型与结构设计提供参考㊂１㊀任务需求分析１．１㊀卫星质量㊁包络㊁强度㊁刚度等需求捕风一号卫星选用长征十一号运载火箭，采用海上移动平台，一箭双星方式发射，对卫星质量㊁质心㊁包络㊁刚度㊁强度及安全性需求进行了分析，汇总如下：１）双星包络需求：＜Φ１４００ｍｍˑ１５００ｍｍ；２）双星质量需求：＜１６０ｋｇ；３）单星质心偏差需求：＜５ｍｍ；４）单星刚度需求：一阶横向ȡ２５Ｈｚ，一阶纵向ȡ５０Ｈｚ；５）环境条件需求：卫星要承受正弦㊁随机㊁冲击㊁噪声等力学条件，还要满足海上发射流程所带来的公路运输环境㊁海上运输环境㊁起竖过载环境及海增刊单悌磊，等：捕风一号卫星构型与结构优化设计上气象环境等；６）安全性需求：为了保证分离安全，卫星安装主轴与运载火箭纵轴夹角为３ʎ，并且双星最近间隙大于３０ｍｍ㊂１．２㊀飞行姿态需求卫星采用对地定向㊁三轴稳定控制方式，根据姿态控制部件以及数传天线等设备极性定义和布局要求，确定Ｘ轴（滚动轴）与飞行方向一致，Ｙ轴（俯仰轴）与轨道面法线方向一致，Ｚ轴（偏航轴）指向地面㊂１．３㊀有效载荷布局需求ＧＮＳＳ⁃Ｒ天线安装在对地面，要满足安装倾角要求，并保证视场无遮挡㊂直达辅助天线安装在对天面，保证视场无遮挡㊂上述视场中心以天线的几何中心为准㊂１．４㊀能源需求由于整星的长期功耗大㊁轨道光照不断变化等约束条件，电源分系统对星表电池片的需求面积为１．６ｍ２，太阳翼展开后与卫星纵轴夹角为１００ʎ㊂１．５㊀其它设备布局需求卫星共装载约７０台单机设备，构型与结构设计在满足刚度㊁强度要求下，还需考虑各单机设备的安装要求，如磁力矩器㊁磁强计㊁陀螺㊁动量轮㊁推力组件等设备的极性要求，星敏感器㊁太阳敏感器等设备的视场要求，锂离子蓄电池㊁电源分流板㊁ＤＣ⁃ＤＣ模块等设备的散热要求，以及其他设备的磁和ＥＭＣ要求等㊂１．６㊀总装和测试需求卫星构型设计应充分考虑卫星总装㊁起吊㊁翻转等可操作性，简化地面工装设备要求，使其具有良好的总装和测试开敞性，降低卫星总装操作难度和单机拆装难度，并尽量提高星体内部通透性和操作者可视范围㊂２㊀卫星构型优化设计与确定２．１㊀太阳翼安装形式优化由于卫星长期功耗高，能源需求大，因此要求太阳翼的面积尽量大㊂然而受运载整流罩包络的影响，进一步限制了卫星本体和太阳翼的尺寸㊂为了满足电池片布片面积需求，采用体装式太阳翼＋展开式太阳翼的组合形式开展设计㊂初步开展２种太阳翼的安装方案：方案１㊀太阳翼收拢时电池片朝向外侧，太阳翼展开方向为⁃Ｚ向，展开太阳翼对ʃＹ体装侧板有遮挡，为了弥补电池片面积不足，采用ʃＸ体装式太阳翼和ʃＹ展开式太阳翼的组合安装形式，具体见图１㊂图１㊀太阳翼安装形式（方案１）方案２㊀太阳翼收拢时电池片朝向内侧，太阳翼展开方向为＋Ｚ向，展开太阳翼对本体无遮挡，为了弥补电池片面积不足，采用ʃＸ，ʃＹ体装式太阳翼和ʃＹ展开式太阳翼的组合安装形式，具体见图２㊂图２㊀太阳翼安装形式（方案２）本文对２种太阳翼安装方案进行了对比，见表１㊂对比可知方案２具有以下优点：①整星发射状态纵向包络更小，有利于减小卫星结构的体积和质量；②整星发射状态纵向质心更低，有利于整星刚度的提高，尤其是卫星需要在厂房内与运载对接，然后随着运载水平运输至海上发射平台，因此整星质心越低，更能克服水平运输带来的风险；③展开太阳翼的尺寸更小㊁质量更小，更利于太阳翼平面度的保证；④展开太阳翼的基频更高，可以避免与整星频率的耦合㊂综上所述，无论是技术指标还是太阳翼研制可行性，方案２都更具优势，因此最终确定太阳翼展开１４１西㊀北㊀工㊀业㊀大㊀学㊀学㊀报第３８卷方向为＋Ｚ向，ʃＸ㊁ʃＹ体装式太阳翼和ʃＹ展开式太阳翼的组合安装形式，除去结构安装孔㊁设备穿舱孔㊁热控散热面等需求面积，有效太阳翼面积为１．８ｍ２，满足电源分系统１．６ｍ２使用要求㊂表１㊀２种太阳翼安装方案对比参数方案１方案２整星结构本体尺寸／ｍｍΦ８７５ˑ１０８０Φ９１０ˑ８５６发射纵向质心高度／ｍｍ５１０３７０展开太阳翼尺寸／ｍｍ１０００ˑ５１０８１４ˑ５７０展开太阳翼质量／ｋｇ２．８５２．４６展开太阳翼基频／Ｈｚ４０７７２．２㊀构型尺寸和质量的确定根据卫星总体约束条件及各分系统仪器设备的安装要求，综合考虑了机㊁电㊁热㊁指向及视场等相互之间的约束关系后，给出最终发射和飞行状态构型尺寸和质量，示意图见图３和图４：１）卫星本体：５２６ｍｍ（Ｘ）ˑ６２６ｍｍ（Ｙ）ˑ８５６ｍｍ（Ｚ）；２）卫星收拢尺寸：６５５ｍｍ（Ｘ）ˑ７０３ｍｍ（Ｙ）ˑ１０７５ｍｍ（Ｚ）（含天线和太阳翼）；３）双星发射状态最大包络：＜Φ１３９８ｍｍˑ１１００ｍｍ；４）太阳翼在轨展开跨度２２２８ｍｍ；５）双星发射质量１５８ｋｇ㊂图３㊀卫星发射状态尺寸图图４㊀卫星飞行状态尺寸图３㊀结构优化设计３．１㊀主结构的组成与确定通过对构型设计结果和各项约束条件分析，最终确定了采用 板框结合式 结构设计方案，即卫星本体采用铝蒙皮铝蜂窝板＋铝合金框架形式的主结构㊂通过选用成熟材料及加工工艺，进一步降低结构研制成本和生产周期［５］㊂主结构由底板㊁十字承力框架㊁上端承力框架㊁顶板组成主承力结构，ʃＸ侧板㊁ʃＹ侧板组成辅助承力结构㊂其中底板㊁顶板㊁侧板采用铝蒙皮铝蜂窝板，其余的框架结构采用铝合金框架㊂３．２㊀主承力连接点加强设计优化捕风一号卫星采用新研制的对接环，对接环下端面通过４个爆炸螺栓与运载适配器相连接，对接环上端面与底板连接，然后底板与十字框架连接，具体见图５㊂经过力学分析发现，十字框架与底板连接螺钉和埋件受力较大不能满足强度裕度设计要求㊂图５㊀对接环与底板和框架连接示意图为此开展了主承力连接点加强设计优化，在十字框架与底板㊁对接环连接处预埋４个主承力接头埋件，具体见图６㊂这样可以实现对接环与十字框图６㊀主承力接头埋件示意图２４１增刊单悌磊，等：捕风一号卫星构型与结构优化设计架的直接连接，不仅优化了传力路径，而且使得主承力连接点得到了加强㊂通过４处主承力接头连接，可以直接将振动力传递到框架结构上，提高了结构的承载能力㊂３．３㊀主结构减重优化设计由于受到运载能力约束，捕风一号卫星整星质量受限，这就要求结构质量占比越小越好㊂在主结构形式和尺寸确定的情况下，开展了结构质量优化设计，为结构整体减质约５ｋｇ，主要优化措施如下：１）对承力框架进行镂空设计，剔除非承载质量；在框架承载筋条上设计 Ｕ 形减轻槽，进一步降低框架质量；２）所有蜂窝板蒙皮厚度从原有的０．５ｍｍ优化为０．３ｍｍ，降低了蜂窝板蒙皮质量；３）对于ʃＸ侧板㊁ʃＹ侧板组成的辅助承力结构，开展铝蜂窝板厚度优化设计，这对于整星而言是个巨大挑战㊂因为ʃＸ侧板㊁ʃＹ侧板不仅起到辅助承力作用，还承载了体装式太阳电池片，结构板厚度越小，越容易产生相对变形，稍有不慎会导致电池片破裂㊂最终在保证体装太阳电池片安全情况下，铝蜂窝板整体厚度从原有１６ｍｍ，优化设计为１０ｍｍ㊂４㊀力学分析与验证４．１㊀分析模型建立将卫星主结构中底板㊁侧板㊁ʃＹ顶板等结构板处理为铝蒙皮＋铝蜂窝芯子的复合材料板壳单元；主承力框架用梁单元模拟；星上关键仪器设备均在其质心处简化为集中质量元，用刚性ＭＰＣ单元与结构板连接；整星模型的边界条件为对接环下端与运载连接的４个螺栓处固支约束㊂根据设计参数，利用ＭＳＣ／Ｐａｔｒａｎ软件建立了卫星有限元模型［６］，整星结构和 十字 框架有限元模型分别见图７所示㊂图７㊀整星结构和 十字 框架有限元模型４．２㊀模态分析与验证用ＭＳＣ／Ｎａｓｔｒａｎ软件对整星模型进行整星模态分析，得到卫星模态计算结果，一阶频率约６０Ｈｚ㊂然后卫星进行了专项力学实验，得到卫星整星的Ｙ向弯曲一阶频率为６１．３Ｈｚ，Ｘ向弯曲一阶频率为６９．５Ｈｚ，Ｚ向一阶频率为２５０．１Ｈｚ㊂从实验结果来看，结构设计满足运载对卫星的刚度要求，并且上述频率分析结果与力学实验结果基本吻合，证明了分析的正确性㊂５㊀主要技术特点捕风一号卫星构型和结构设计有以下特点：１）实现了电池片大面积需求和紧凑包络约束的相容性设计由于长征十一号运载火箭整流罩内部空间有限，并且卫星在整流罩内与纵轴夹角３ʎ安装，水平排列布局，进一步限制了卫星本体尺寸大小；然而卫星长期功耗较大，对于太阳翼贴片面积有着较大需求，这就要求卫星本体尽量大，造成了构型设计的矛盾和难点㊂通过不断优化构型布局，满足了卫星对电池片的大面积需求和运载对卫星的包络要求㊂２）整星结构具有高刚度的承载能力为了对比说明，定义卫星结构刚度质量因数＝基频／结构占整星质量比㊂通过对国内典型微纳卫星结构的刚度质量因数对比分析（见表２），可以发现捕风一号卫星结构的刚度质量因数其中是最高的，也就说明结构占整星质量比一致的情况下，捕风一号卫星的结构可以提供更高的刚度㊂表２㊀国内典型微纳卫星刚度质量因数比较卫星整星质量／ｋｇ结构占整星质量比／％基频／Ｈｚ结构刚度质量因数欧比特一号５３２５．３５３２．７１２９．０皮纳二号３０４１．９５４１．９９９．９微纳光学５９２４．７２３２．４１３１．０捕风一号７９３４．０６６１．３１８０．０３）卫星的质量特性较优，可控性较高通过对国内典型微纳卫星的横向质心偏离和惯量主轴与质心坐标系夹角情况对比分析（见表３），可以发现捕风一号卫星的横向质心的偏离是最小３４１西㊀北㊀工㊀业㊀大㊀学㊀学㊀报第３８卷的，有利于降低发射阶段的振动耦合响应，并且有利于降低星箭分离时卫星姿态角速度；捕风一号卫星的惯量主轴与质心坐标系最大夹角是其中最小的，可以降低在轨飞行过程的姿态耦合，有利于实现较高的姿态控制精度㊂表３㊀国内典型微纳卫星质量特性比较卫星横向质心Ｘ／ｍｍ横向质心Ｙ／ｍｍ纵向质心Ｚ／ｍｍ惯量主轴与质心坐标系最大夹角／（ʎ）欧比特一号３．３２－４．８５１８４．５２１３．８８皮纳二号２７．８９－２．３７２０８．５０９．９０微纳光学－７．７－２．１６１８３．３８６．４６捕风一号１．４４－１．２５３６８．５７４．４９４）实现了具有辅助承力结构功能属性的１０ｍｍ厚蜂窝板式体装太阳翼设计与验证作为具有辅助承力结构功能的体装式太阳翼，国内典型微小卫星皮纳二号采用铝合金的金属基板，质量密度比铝蒙皮铝蜂窝基板大；部分卫星体装式太阳翼虽然采用了铝蒙皮铝蜂窝基板，但厚度是１６ｍｍ㊂捕风一号卫星经优化设计，采用了１０ｍｍ厚度的铝蒙皮铝蜂窝基板㊂经过对比分析，捕风一号卫星体装式太阳翼基板是国内典型微小卫星中承载密度是最大的，不仅实现了整星结构的减重㊁体装太阳翼的安装保证，而且同时具备了结构辅助承力功能㊂６㊀结㊀论捕风一号卫星的构型设计是卫星完成任务的重要保证，直接影响卫星功能和性能的实现，卫星结构作为整星仪器设备载体，其设计合理性对实现卫星研制㊁降低成本㊁提升研制和发射效率具有重要作用，对于捕风一号类似的微纳卫星，二者耦合较强，本文进行了统一考虑㊂本文提出的捕风一号卫星构型与结构优化设计方法，不仅从技术层面有效解决了卫星的设计难题，很好的满足了卫星的各项要求，最终经过了卫星发射考核验证㊂并且主结构采用了大量铝合金框架，原材料成本低㊁易获得㊁易加工，为缩短研制周期㊁降低研制成本提供了工程保证，可为同类微纳卫星的构型与结构设计提供参考㊂参考文献：［１］㊀彭成荣．航天器总体设计［Ｍ］．北京：中国科学技术出版社，２０１１ＰＥＮＧＣｈｅｎｇｒｏｎｇ．ＴｈｅＳｙｓｔｅｍＤｅｓｉｇｎｏｆＳｐａｃｅｃｒａｆｔ［Ｍ］．Ｂｅｉｊｉｎｇ：ＳｃｉｅｎｃｅａｎｄＴｅｃｈｎｏｌｏｇｙｏｆＣｈｉｎａＰｒｅｓｓ，２０１１（ｉｎＣｈｉｎｅｓｅ）［２］㊀陈烈民．航天器结构与机构［Ｍ］．北京：中国科学技术出版社，２００８ＣＨＥＮＬｉｅｍｉｎ．ＳｐａｃｅｃｒａｆｔＳｔｒｕｃｔｕｒｅｓａｎｄＭｅｃｈａｎｉｓｍｓ［Ｍ］．Ｂｅｉｊｉｎｇ：ＳｃｉｅｎｃｅａｎｄＴｅｃｈｎｏｌｏｇｙｏｆＣｈｉｎａＰｒｅｓｓ，２００８（ｉｎＣｈｉｎｅｓｅ）［３］㊀刘冬妹，白照广．环境减灾⁃１Ａ㊁１Ｂ卫星总体构型布局设计与优化［Ｊ］．航天器工程，２００９，１８（６）：３１⁃３６ＬＩＵＤｏｎｇｍｅｉ，ＢＡＩＺｈａｏｇｕａｎｇ．ＤｅｓｉｇｎｏｆＣｏｎｆｉｇｕｒａｔｉｏｎａｎｄＬａｙｏｕｔｆｏｒＨＪ⁃１Ａ／１ＢＳａｔｅｌｌｉｔｅｓ［Ｊ］．ＳｐａｃｅｃｒａｆｔＥｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇ，２００９，１８（６）：３１⁃３６（ｉｎＣｈｉｎｅｓｅ）［４］㊀徐云飞，邸国栋，白照广，等．高分一号卫星总体构形布局设计与优化［Ｊ］．航天器工程，２０１４，２３（增刊）：３２⁃３５ＸＵＹｕｎｆｅｉ，ＤＩＧｕｏｄｏｎｇ，ＢＡＩＺｈａｏｇｕａｎｇ，ｅｔａｌ．ＤｅｓｉｇｎｏｆＣｏｎｆｉｇｕｒａｔｉｏｎａｎｄＬａｙｏｕｔｆｏｒＧＦ⁃１Ｓａｔｅｌｌｉｔｅ［Ｊ］．ＳｐａｃｅｃｒａｆｔＥｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇ，２０１４，２３（ｓｕｐｐｌ）：３２⁃３５（ｉｎＣｈｉｎｅｓｅ）［５］㊀陈寅昕，单悌磊，葛逸民，等．面向微纳卫星研制的桁架式构型与结构设计研究［Ｃ］ʊ中国航天科技集团公司科技委航天器总体技术专业组２０１７年学术研讨会，深圳：中国航天科技集团公司，２０１７：５０１⁃５０６ＣＨＥＮＹｉｎｘｉｎ，ＳＨＡＮＴｉｌｅｉ，ＧＥＹｉｍｉｎ，ｅｔａｌ．ＲｅｓｅａｒｃｈｏｎＴｒｕｓｓＣｏｎｆｉｇｕｒａｔｉｏｎａｎｄＳｔｒｕｃｔｕｒｅＤｅｓｉｇｎｆｏｒＭｉｃｒｏＳａｔｅｌｌｉｔｅＤｅｖｅｌｏｐｍｅｎｔ［Ｃ］ʊＳｙｍｐｏｓｉｕｍｏｆｔｈｅＳｙｓｔｅｍＴｅｃｈｎｏｌｏｇｙｏｆＳｐａｃｅｃｒａｆｔ，ＳｈｅｎＺｈｅｎ，２０１７：５０１⁃５０６（ｉｎＣｈｉｎｅｓｅ）［６］㊀马爱军，周传月，王旭．Ｐａｔｒａｎ和Ｎａｓｔｒａｎ有限元分析专业教程［Ｍ］．北京：清华大学出版社，２００５ＭＡＡｉｊｕｎ，ＺＨＯＵＣｈｕａｎｙｕｅ，ＷＡＮＧＸｕ．ＰａｔｒａｎａｎｄＮａｓｔｒａｎＦｉｎｉｔｅＥｌｅｍｅｎｔＡｎａｌｙｓｉｓ［Ｍ］．Ｂｅｉｊｉｎｇ：ＴｓｉｎｇｈｕａＵｎｉｖｅｒｓｉｔｙＰｒｅｓｓ，２００５（ｉｎＣｈｉｎｅｓｅ）４４１５４１增刊单悌磊，等：捕风一号卫星构型与结构优化设计ＯｐｔｉｍａｌＤｅｓｉｇｎｏｆＣｏｎｆｉｇｕｒａｔｉｏｎａｎｄＳｔｒｕｃｔｕｒｅｆｏｒＢＦ⁃１ＳａｔｅｌｌｉｔｅＳＨＡＮＴｉｌｅｉ，ＢＡＩＺｈａｏｇｕａｎｇ，ＣＨＥＮＹｉｎｘｉｎ，ＤＩＧｕｏｄｏｎｇ，ＧＥＹｉｍｉｎ，ＦＥＮＧＺｈｅｎｗｅｉ（ＤＦＨＳａｔｅｌｌｉｔｅＣｏ．，Ｌｔｄ，Ｂｅｉｊｉｎｇ１０００９４，Ｃｈｉｎａ）Ａｂｓｔｒａｃｔ：ＡｃｃｏｒｄｉｎｇｔｏｔｈｅｔｅｃｈｎｏｌｏｇｉｃａｌｒｅｑｕｉｒｅｍｅｎｔｓｏｆＢＦ⁃１ｓａｔｅｌｌｉｔｅｍｉｓｓｉｏｎ，ｔｈｅｓａｔｅｌｌｉｔｅｒｅｓｔｒａｉｎｔｃｏｎｄｉｔｉｏｎｏｆｌａｕｎｃｈｖｅｈｉｃｌｅ，ｆｌｉｇｈｔａｔｔｉｔｕｄｅ，ｅｑｕｉｐｍｅｎｔｌａｙｏｕｔ，ｅｎｅｒｇｙ，ａｓｓｅｍｂｌｙ⁃ｔｅｓｔａｒｅａｎａｌｙｚｅｄ．Ｔｈｅｃｏｎｆｉｇｕｒａｔｉｏｎａｎｄｌａｙｏｕｔｏｆｓａｔｅｌｌｉｔｅａｒｅｄｅｓｉｇｎｅｄａｎｄｔｈｅｓａｔｅｌｌｉｔｅｓｉｚｅｉｓｄｅｔｅｒｍｉｎｅｄｔｈｒｏｕｇｈｔｈｅｓｏｌａｒａｒｒａｙｏｐｔｉｍｉｚａｔｉｏｎ．Ｔｈｅｓｔｒｕｃｔｕｒｅｉｓｄｅｔａｉｌｅｄｄｅｓｉｇｎａｃｃｏｒｄｉｎｇｔｏｔｈｅｃｏｎｆｉｇｕｒａｔｉｏｎｒｅｓｕｌｔ，ａｎｄｔｈｅｍａｉｎｂｅａｒｉｎｇｅｍｂｅｄｍｅｎｔ，ｓｔｒｕｃｔｕｒｅｍａｓｓａｒｅｏｐｔｉｍｉｚｅｄ．Ｔｈｅｎｔｈｅｍｅｃｈａｎｉｃａｌａｎａｌｙｓｉｓａｎｄｖｅｒｉｆｉｃａｔｉｏｎａｒｅｃａｒｒｉｅｄｏｕｔ．Ｔｈｅｒｅｓｕｌｔｓｈｏｗｓｔｈａｔｔｈｅｈｉｇｈｓｔｉｆｆｎｅｓｓ，ｓｔｒｅｎｇｔｈａｎｄｇｏｏｄｑｕａｌｉｔｙｃｈａｒａｃｔｅｒｉｓｔｉｃｏｆｓａｔｅｌｌｉｔｅａｒｅａｃｈｉｅｖｅｄ，ａｎｄｈａｓｂｅｅｎｖａｌｉｄａｔｅｄｔｈｒｏｕｇｈｔｒａｎｓｐｏｒｔａｔｉｏｎａｎｄｌａｕｎｃｈｅｎｖｉｒｏｎｍｅｎｔｏｎｔｈｅｓｅａ．Ｔｈｉｓｐｒｏｖｉｄｅｓｔｈｅｒｅｆｅｒｅｎｃｅｔｏｔｈｅｓｉｍｉｌａｒｓａｔｅｌｌｉｔｅｃｏｎｆｉｇｕｒａｔｉｏｎａｎｄｓｔｒｕｃｔｕｒｅ．Ｋｅｙｗｏｒｄｓ：ＢＦ⁃１ｓａｔｅｌｌｉｔｅ；ｃｏｎｆｉｇｕｒａｔｉｏｎ；ｓｔｒｕｃｔｕｒｅ；ｏｐｔｉｍａｌｄｅｓｉｇｎ。
卫星结构设计与分析(上) ppt课件
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4.5 结构材料的应用和发展
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5.1 概述
1. 结构分析是卫星设计重要一环，也是验证设 计常用方法之一，节省研制时间和费用，还 可以指导试验。
2. 结构分析任务：对结构力学进行定量评价 3. 分析方法可分为解析解法和数值解法
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5.2 结构分析模型的建立
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5.3 结构静力分析
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5.4 结构模态分析
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5.4 结构模态分析
特征方程
复杂系统运动方程解耦过程
简支梁二阶振型变化
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5.5 结构动态响应分析
结构动态响应分的基本任务是研究结构在各类载 荷作用下的动力学特征：
1、结构频率响应分析 2、结构随机振动响应分析 3、结构噪声响应分析 4、结构瞬态响应分析 5、结构冲击响应分析
1、真空 2、热辐射 3、带电粒子辐射 4、紫外辐射 5、原子和分子粒子 6、微流星和空间碎片
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3.3 卫星结构载荷分析
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3.4 卫星结构的设计要求
基本要求
强制要求
导出要求
主要为结构件的强
度和刚度，以保证 结构稳定。
1、运载火箭系统对 卫星结构的约束
2、卫星系统对结构 的设计约束
3、任务环境对结构 和机构的设计约束
结构噪声响应分析主要依靠试验手段，理论研究还不成熟。理论研
究目前低频用有限元，高频用能量统计分析法（能量可以结合力学和声 学）。
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5.6 结构热形变及热应力分析
CubeSat立方星介绍
CubeSat立方星介绍1CubeSat概述CubeSat即立方星，是一个结构形状呈立方体的微小卫星。
这种卫星虽然重量轻体积小，但是能够搭载一定的空间实验载荷开展科学实验，并且价格低廉，目前已经成为一种国际化的微小卫星标准。
CubeSat标准最初是由加州理工大学和斯坦福大学的一个团队于1998年发起的，而第一次CubeSat发射是在2003年。
标准化大大方便了卫星的测试与发射，确保了技术延续性和成熟度，并极大并降低了成本，这对于大学这样的研究机构开展相关空间方面的研究是十分有利的，同时也能调动广大学生的创新意识，因此获得了高校和研究机构的广泛关注。
之后CubeSat如同雨后春笋般出现，至今已有几十颗成功发射。
CubeSat标准定义了卫星的标准尺寸，必要的机械结构以及通用的用于卫星释放的运载适配器装置（即星箭接口，每个装置中可以容纳3颗CubeSat卫星）等（/images/developers/cds_rev12.pdf）。
立方星以“U”进行划分，所谓1U即指一个标准单元（体积10×10×10cm3的立方体，重量约1kg）。
1kg重量中按如下方式分配：●结构500g●平台系统200g●电池100g●任务载荷＜200g立方星是模块化的架构，可以“U”为单位在一个轴或多个轴上扩展，形成2U、3U甚至更大的立方星。
目前发射最多的是3U构型的立方星。
常见的规格如下：表格1-1 1U和3U立方星常见规格及技术水平表格1-2 微小卫星规格划分根据微小卫星的分类，立方星属于纳星范畴。
我国首次参加的CubeSat项目是欧洲的QB50-CubeSat工程。
QB50工程由比利时冯卡门流体动力学研究所（VKI）联合欧空局（ESA）、陕西省微小卫星工程实验室（SELM）、荷兰代尔夫特理工大学等世界多个研究机构共同提出：采用50颗CubeSat组网，实现对目前人类尚未深入涉足的低层大气进行多点在轨测量，同时在星座中开展卫星再入大气层过程的一些相关研究。
薛梦轩-卫星结构设计与分析(下)
舱门设计： 舱门需要有一定的强度和刚 度。舱门与舱口之间，需要 密封。一般舱门采用以下几 种结构：半硬壳式结构、整 体壁板结构和蜂窝夹层结构。
壳体材料选择： 目前密封舱壳体主要选用铝 合金和钛合金。最高工作温 度不超过200℃时采用铝合 金，超过200℃采用钛合金。
舱段连接设计： 密封舱与其他舱段的连接， 有可拆式和不可拆式两种连 接方式。不可拆式常采用铆 接方式连接，可拆式常采用 螺接方式连接。
框架半结构作为卫星主城里结构
的一部分，承受着很大的载荷， 在满足一般设计要求上，还应满 足一些特殊设计要求： 1 不但具有较高的整体强度，并具
框架板式结构
分离的舱体结构形成为一个整体。 2 可作为大型设备支撑结构部件。 3 作为分离藏的接口界面。 4 作为分离的舱体在地面装配、 测试及运输的支撑界面，并承受 其中载荷舱的载荷
在卫星结构中，壳体主承力结构有两大类：一类是中心承力筒，它是一个筒形（圆柱、或圆柱与圆锥的组合）结构，位于卫星的中央，
与运载火箭对接，是卫星上主要承载的机构件；另一类是舱段壳体，结构舱段壳体是一个独立的回转形结构，舱段内的其他结构及星载设备 均在其内部进行连接和安装，其可承受卫星的全部或部分载荷。
中心承力筒结构
筒体的开口设计： 筒体开始设计中，最普遍的办 法是在开口处使用口框予以加 强。为了保证结构的可靠性， 需要进行足够的试验。
密封舱结构
Capsule Construction
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密封舱结构
密封舱结构概述
航天器的密封舱是指为了宇航员或舱内有效载荷等仪器设备 的需要，在运行时需要维持一定压力的舱段，密封舱结构是密封 舱的主要部件。以下对密封舱结构的功能、组成及设计要求做简
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卫星工程概论
计
设
计
总
分
体
反馈
系
详
统
细
详
设
优化
细
计
设
计
卫星型号的全任务周期 外部设计 概念研究 可行性方案 方案性设计 详细设计
软/硬件研制 总装/总测 靶场测试 发射入轨 在轨应用
卫星设计阶段
全部技术资料
反馈
卫星制造阶段
卫星整体及 系统软件
卫星进入空 间轨道
卫星发射阶段 卫星应用阶段
卫星总体设计的特点与要求
信息基准类
卫星上装载的为直接实现卫星在轨运行要完成 的特定任务的仪器、设备和分系统
有效载荷设计一般要求
对环境的适应性要求
力学环境 失重状态 真空状态 温度变化 空间辐射
质量、体积、功耗与可靠性要求 必须满足与卫星平台之间的特定关系 必须满足与应用系统之间的特定关系
卫星结构与机构
卫星结构 卫星机构
卫星结构的设计
设计要求
结构应以足够的强度和刚度来支持星上有效载荷和其他分 系统的正常工作
设计原则
必须有足够的供选用的设计变量 应保证所有各项设计要求的全面符合 强调品质意识和风险意识 满足设计要求的前提下考虑经济性 充分发挥分析计算的作用 尽量做到通用化、系列化、模块化
卫星机构的设计
设计要求
性力 可强 动 小电接环 可
姿态控制的任务
姿态确定 姿态控制
是研究卫星相对于某个基准的确定姿态方法。 这个基准可以是惯性基准或者人们所感兴趣的 某个基准
是卫星在规定或预先确定的方向上定向的过程， 它包括姿态稳定和姿态机动。姿态稳定是指使 姿态保持在指定方向，而姿态机动是指卫星从 一个姿态过渡到另一姿态的再定向过程
微型卫星系统的设计与研发
微型卫星系统的设计与研发在当前的科技发展趋势中，微型卫星的技术逐渐得到广泛关注和应用。
微型卫星系统是指卫星、地面站和地面处理系统等一系列卫星系统组成的一种卫星应用体系。
微型卫星相比于传统的大型卫星有着更为灵活、更为实用的特点。
本文将主要从微型卫星的设计和研发这两个方面来详细探讨。
一、微型卫星的设计微型卫星的设计是微型卫星系统的基础。
它决定着卫星的性能、稳定性以及适用环境等因素。
微型卫星的设计过程主要包括以下几个方面。
1、总体方案设计总体方案设计是微型卫星设计的基础。
首先需要根据任务需求进行可行性分析，确定卫星进行的具体任务。
然后根据任务需求确定微型卫星的基本参数，包括卫星的总质量、外形尺寸、成像分辨率、数据传输速率、预计寿命等。
在此基础上，设计出卫星的总体方案。
2、结构设计微型卫星所承载的各种载荷需要有一个支撑平台进行综合集成，因此在设计中需要考虑飞行器结构形式、材料和制造工艺等。
当前，微型卫星通常采用的结构形式为多面体结构或者立方体结构。
这种结构不仅美观，而且结构之间紧密相连，可以减少空间的浪费。
材料方面，需要选择质轻而高强度的材料，如碳纤维、玻璃钢、铝合金等。
制造工艺要求高精度，如钣金加工、数控加工、激光裁剪等。
3、电子设计微型卫星电子设计包括电源、控制、通讯、导航和探测等方面。
微型卫星的电子设计应本着精益求精的态度，选择合适的电子器材，并进行合理的布置。
在微型卫星的电源方面，需要考虑太阳电池、电池、太阳能电池板等各种电源的选用。
在控制方面，应当采用现代的控制系统，如PID控制、阻尼控制、磁力控制等。
在通讯方面，微型卫星通常采用放大器、天线、接收机和发送机等电子器材。
在导航和探测方面，需要根据具体情况选用恒星导航、GPS探测等器材。
4、载荷设计卫星的载荷设计决定了卫星的核心任务和性能。
载荷的应用范围也非常广泛，如气象、地质、土地测绘、海洋、农业、森林、城市规划等领域。
在载荷设计中，首先需要明确载荷的任务需求。
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马佳 2019.01.02
目录
Contents
01
概论
02
技术基础
03
卫星结构
设计
04
卫星结构
材料
05
卫星结构
分析
06
卫星结构
设计验证
卫星结构和机构概论
●卫星结构和机构的功能
1
● 卫星结构机构设计特点
●卫星结构机构分类
●卫星结构机构研制程序
卫星结构和机构概论
结构机构功能
承受 载荷
0.25
复合材料结构的安全裕度
强度
0.25
按首层破坏方式计
算
稳定性
0.30
卫星结构材料
●概述
4
●金属材料
●复合材料
●结构材料的选择
●结构材料的应用和发展
卫星结构材料
概述
材 料 的 工 作 环 境
减小卫星结构质量
较小的线膨胀系数，较高的 比热容，良好的额热导率
材料的总质量损失不大于1%， 收集挥发性冷凝物不大于 0.1%。
结构瞬态响应和冲击响应分析
由于结构瞬态响应和冲击响应对卫星的影响不是很严重，因 此在进行结构响应分析时可部分忽略。
卫星结构分析
结构热效应
热变 形
热辗 轧
热弹 性冲 击
热引 起的 结构 运动
热颤 振
热振 动
●热变形：由温度缓慢变化及其分 布的不均匀性导致的结构产生的准 静态变形 ●热弹性冲击：由温度突变导致卫 星上柔性结构产生的瞬态飞振荡运 动 ●热振动：由准静态变形和周期振 荡运动叠加而成 ●热颤振：是结构的热致非稳态振 动响应 ●热辗轧：伸展机构元件间的热黏 附—滑移运动可能导致结构的非线 性运动
通过模态分析可以定性预计星载设备环境 趋势。
04
05
用于结构故障诊断
利用结构故障前后的模型对比，找出卫星 结构故障。
卫星结构分析
结构动态响应分析
结构频率响应分析
卫星结构在基础正弦激励条件下的响应分析，把不同正弦频 率激励下所得到的响应分析结果绘成曲线，就可以得到频率 响应曲线。
结构随机振动响应分析
01
卫星结构方案选择的
卫星研制初期，除了满足功能质量等要求
重要手段
外，还需满足卫星模态要求。
02
卫星结构设计验证
结构模态分析在卫星研制的各个阶段都是
方法之一
设计验证的重要方法。
分配星仔设备支架刚度 利用整星模态分析，可以合理的分配星载
03
和星载设备固有频率
设备安装刚度和星载设备固有频率。
预计星载设备环境趋势
卫星结构材料
结构材料的选择
材料选择的原则： ●低密度 ●高强度/刚度 ●满足要求的物理性能 ●满足制造工艺的材料 ●材料成本 ●材料状态 ●供货条件 ●加工条件
复合材料的优点： ●低密度 ●高材料模量 ●很高的材料强度 ●材料的可设计性 ●材料的热稳定性 ●材料的制造性能 ●其他优良性能
卫星结构材料
卫星结构设计
卫星结构的设计要求
基本要求
• 保证结构件和整 星的强度和刚度
强制要求
• 运载火箭 • 卫星系统 • 任务环境
导出要求
• 结构变形 • 机械接口 • 可操作性 • 展开附件的刚度 • 支承结构的稳定
性 • 次级结构寿命 • 机构的润滑
基本要求是机 构结构设计中 必须始终遵循 的要求； 强制要求是由 卫星系统以及 其他系统所需 的设计要求； 导出要求是卫 星各分系统提 出的约束条件。
• 对传力路线和载荷而进行分析
板式结构
• 做为主承力结构，承受轴压、剪力和弯矩以及内压 载荷
壳体结构 • 分为薄壁加筋和蜂窝夹层
卫星结构分析
结构静力分析（有限元法）
分析结构的传力路径和承载特性，判断应力集中 部位。
应力分析
充分关注压应力和剪应力，受边界条件影响大。 稳定性分析
卫星结构分析
结构模态分析
卫星结构设计
卫星结构的方案设计
设计方案的比较和筛选 ●比较的参数 ●比较的方法
确定方案设计设计条件和基本构 型 ●构型设计 ●主结构方案设计要求的确定 ●次级结构方案设计要求的确定
形成初步方案 对结构进行初步设计和分析，确 定结构整体布局
选择结构形式和材料 ●结构形式的选择 ●结构材料的选择 ●结构连接方法的选择
结构优化设计 的数学命题包 括三个部分： ●设计变量 ●约束条件 ●目标函数
几何规划
技术基础
计算机辅助设计方法
结构件的计算机辅 助造型
卫
星
计 算
机构的计算机辅助
机
辅
助
结构有限元分析
制造一体化
零件造型 装配 装配品质检查 二维工程设计 CAD质量分析 模型和图形交换 机构分析几何建模 机构的运动性 运动仿真 结果处理
结构离散化
选择位移函数
有
分析单元力学特性
限
元
计算等效节点
分
析
建立整体平衡方程
过
程
应用条件求解方程
计算单元应力应变
技术基础
结构有限元法
结构力学元件
杆系结构 板式结构 壳体结构
结构有 限单元
杆单元 梁单元 板单元 壳单元
技术基础
结构优化方法
优化设计
数学规范法 解析法 准则法
线性规划 动态规划 非线性规划
再入环境： ●再入气动力和气 动热 ●返回冲击
卫星结构设计
卫星结构的载荷分析
载荷源： ●稳态载荷源 ●热载荷源 ●动力激励源
载荷分类： ●静载荷 ●热载荷 ●动载荷
卫星结构的载荷： ●主结构载荷设计 卫星的主结构收到的载荷在发射或返回阶段 最为严重，需考虑相应的环境进行主结构设 计 ●星载设备设计 低频瞬态载荷和随机振动进行合理的组合
低密度 要求
机械性 能要求
机械性 能要求
材料真 空出气 要求
制造工 艺要求
高弹性模量，高强度，良好 的韧性
材料可进行一次和二次加工， 可适应结构材料的要求，并 可进行检验。
卫星结构材料
金属材料
铝合金
低密度，良好的 导电导热性，成 本低廉，良好的
机加工性能
镁合金
比强度和比模 量较高，良好 的导电导热性， 可承受较大冲 击载荷，良好 的机加工性能
结构 功能
提供 构型
安装 设备
紧固 连接
指向
释放
目标
机构
解锁
功能
展开位 置形状
部件 分离
卫星结构和机构概论
结构机构设计特点和原则
满足一 次使用
保证高 度可靠
尽量减 小质量
设计特 点
适应空 间环境
利用有 限容积
突出刚 度设计
三化：通用化、系 列化、组合化
做到设计 “三化”
重视设计 综合性和 迭代性
认真考虑 经济性
强度验证 ●设计载荷的确定——考虑卫星在 制造和工作的所有载荷工况 ●安全系数和验证系数 ●安全裕度——评价结构的强度是 否满足要求
故障模式影响分析（FMEA） ●产品定义 ●故障模式 ●故障影响 ●提高设计可靠性的措施
金属材料结构的安全裕度
按材料屈服强度计算
0
按材料极限强度计算
0.15
按构件稳定性计算
随机振动不能用确定的函数来描述，但并不是毫无规律，它 具有统计学意义上的规律。随机振动可分为平稳随机振动和 非平稳随机振动。
结构噪声响应分析
噪声响应分析需要进行噪声试验，噪声试验的核心内容是考 核卫星承受噪声环境的能力并得到若干测点的加速度响应。 目前除试验手段外，尚无令人满意的理论分析方法，基本上 采用有限元分析和统计能量分析两种方法。
2
钛合金
比强度高，抗 腐蚀性能好， 良好的抗疲劳 性能以及高温
性能
3
铍
高比模量以及 较高的屈服强 度，高温机械 性能好，比热
容大
1
金属材料
4
卫星结构材料
复合材料
基体
复合材料
界面 增强纤维
复合材料的加工工艺
●手糊成型法 ●真空袋——烘箱成型法 ●真空袋——热压罐成型法 ●模压成型法 ●缠绕成型法 ●软膜成型法 ●树脂传递模塑
设计 原则
继承现有 技术基础
保持最简 设计方案
充分考虑 工艺条件
强调设计 风险意识
卫星结构和机构概论
卫星结构和机构的分类
结构 ●按照载荷分类 主结构和次结构 ●按照结构分类 承力结构、密封结构和防热 结构 ●按照部件形状分类 杆系结构、板式结构、壳体 结构
机构 ●压紧释放机构 ●展开机构 ●驱动机构 ●连接分离机构
卫星结构设计
卫星结构的详细设计
结构轮廓尺 寸和舱段尺 寸的确定
确定各结构 部件的设计 参数
进行故障模 式影响分析
设计迭代和 优化
结构设计的详细步骤
确定结构连 接的设计参 数
设计接口界 面
绘制工程图 样
提供相关的 文件
卫星结构设计
卫星结构的详细设计
复合材料的设计——根据层状复合 材料的性能保证材料的正确使用
卫星结构分析
结构静力分析
分析方法 ●应用解析法 ●有限元方法
研究范围 结构静力分析，主要研究卫星结 构在静载或准静载条件下的力学 行为，解决结构的静强度、刚度 和稳定性问题。
载荷条件： ●运载火箭部门提出的准静载条件 ●运输过程的准静态载荷 ●结构板的法向准静态载荷以及舱体内外压力载 荷 ●变轨机动载荷以及在轨热载荷 ●对返回式卫星，发射在载入过程存在热载荷等
纤维多相对为脆性（承力），基体相对为韧性（保 护、传递）。
层合复合材料的强度分析一般采用首层破坏强 度作为材料的破坏强度。