卫星结构设计与分析(上)
新型卫星结构设计技术_姚骏
新型卫星结构设计技术姚骏 崔伟 满孝颖 杜胜(上海卫星工程研究所,上海200240)摘要针对卫星总体对结构提出的轻量化、微变形、高精度等技术要求,文章提出了研制过程中的关键技术,分别从卫星结构构型的比较与优化策略、柱锥一体化的蜂窝夹层结构承力筒设计、面向空间环境热变形控制的结构材料优化、星敏感器的高精度保证技术等四个方面展开阐述。
最后,文章总结了卫星结构设计特点,给出了卫星结构研制的结果。
关键词结构 轻量化 精度 热变形卫星1 引言进入21世纪,在需求牵引和技术推动下,人造卫星技术持续快速发展,其应用更加广泛,影响和效益更加显著。
作为整个卫星的重要基础,卫星结构技术水平直接影响着卫星的综合性能[1]。
随着总体性能的攀升,卫星结构正向着轻量化、微变形、高精度的研究方向迈进。
某卫星是一颗设计质量为1350kg 的小型卫星,装载有展开式天线等有效载荷,依靠星敏感器进行姿态测量。
根据任务的需要,卫星总体对结构设计提出了结构质量比小于10%、展开式天线平面度热变形影响小于0.965m m 、星敏感器支架热变形小于30″、星敏感器安装精度变化小于30″等要求。
本文从该卫星结构的功能角度出发,介绍了其结构的组成,重点阐述了关键技术及其解决途径,总结了该卫星结构设计的特点,给出了该星结构的研制结果。
2 卫星结构组成本文所述的卫星构型采用分舱设计概念,将整星划分成平台舱(含推进舱和服务舱)和有效载荷舱。
卫星结构由主结构(平台舱结构、有效载荷舱结构)、次结构(展开式天线侧板安装框架、太阳电池阵安装框架)等部分组成,如图1所示。
(1)主结构卫星主结构尺寸为1420mm ×1420m m ×1750m m ,其中平台舱高度为1200mm ,有效载荷舱高度为550mm 。
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、底板、隔板、侧板等组成。
有效载荷舱采用箱板式结构,由底板、隔板、顶板、侧板等组成,隔板形成“╪”状。
薛梦轩-卫星结构设计与分析(上)
卫星结构设计
指在设计中结构和机构都必须始终遵循的基本原则，若不满足，可能会危及卫星任务的完成。
由运载火箭、卫星系统和星上其他分系统通过卫星系统下达的设计指标或要求。
结构材料时形成卫星结构和机构的基础。卫星结构与机构的性能 ，特别是卫星结构的性能在很大程度上取决于材料的性能。
卫星结构材料
对卫星结构材料的性能要求是多种多样的，以下仅说明较基本的、带普遍的材料性能要求，而更详细的或较特殊的要求，需要结合具体的结构或机构设计要求来规定。1 低密度要求；2 机械性能要求；3 物理性能要求；4 材料真空出气要求；5 制造工艺性能要求。
设备安装平台或壁板
夹层架构，挤压、机加或成形的梁
往往把部件装在刚度较大的轻型夹层壁板上
电缆支架和电接插件板
钣金件或冲压件
钣金件比机加件省钱，除非机加可以大大减少零件数目
卫星结构设计
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：
发动机不稳定燃烧、气动噪声和抖振、PO-GO现象、控制系统不稳定
级间动作
分离、级间点火
轨道运行
在轨动作
控制系统不稳定
返回
再入大气
启动噪声和抖振、气动稳定性
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。
结构动载荷分析：各飞行阶段卫星结构动力分析包括：1 发射阶段卫星/火箭联合动力分析；2 在轨运行阶段卫星本体动力分析；3 返回阶段返回舱动力分析。
航天器板式、杆系、承力筒结构设计3
火箭对接
✓
上端框。承力筒顶部的框，一般要与其他构件、其他设备
甚至其他舱段进行连接
✓
中框。承力筒中间部位的框，用来连接其他结构板
六、航天器承力结构设计
3. 承力筒结构
➢ 承力筒框设计
框的材料
✓
横向框。复合材料或铝合金
✓
对接框。必须用铝合金，以满足包带式连接分离机构和热
控等的要求
六、航天器承力结构设计
蒙皮临界应力分析
•
相邻框与相邻桁条之间的蒙皮可视为曲板，其长度大于宽度，因此可以
用长曲板的近似公式计算蒙皮的临界应力
,
= +
−
式中：R为壳体蒙皮曲率半径；t为蒙皮厚度；b为蒙皮曲板宽度；k，kc为修正系数；
E为蒙皮材料的弹性模量；ν为蒙皮材料的泊松比
可以采用碳／环氧复合材料
✓
如果航天器是分舱设计的，则上端框位于航天器的中部，
适宜采用铝合金
六、航天器承力结构设计
3. 承力筒结构
➢ 承力筒框设计
中框的设计
✓
铝合金材质，通过机械加工和板材滚弯成形而成
✓
碳／环氧复合材料，要有较大比例的45°层，局部铺设角筋
✓
可由两个半环拼接组成来方便装配
六、航天器承力结构设计
六、航天器承力结构设计
3. 承力筒结构
➢ 承力筒分析
桁条加筋壳式承力筒分析
✓
蒙皮临界应力分析
•
公式右边的第一项相当于光壳筒体的临界应力，修正系数kc按下列条件确定：
−
−
•
,
卫星结构设计与分析(上)
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
采用电磁分流阻尼的反作用飞轮隔振方法设计与分析
第 37 卷第 2 期2024 年2 月振 动 工 程 学 报Journal of Vibration EngineeringVol. 37 No. 2Feb. 2024采用电磁分流阻尼的反作用飞轮隔振方法设计与分析张涵，罗青（国防科技大学空天科学学院，湖南长沙 410073）摘要: 反作用飞轮是重要的卫星姿态控制执行机构，也是星上最主要的微振动源。
针对反作用飞轮转速范围宽的工作特点，本文提出采用六脚隔振装置结合电磁分流阻尼技术的隔振方法。
考虑陀螺效应的耦合作用，建立了反作用飞轮与隔振装置的一体化动力学模型。
通过理论分析和数值仿真，研究了陀螺效应对系统的模态、固有频率以及隔振性能的影响，并分析了关键参数对系统隔振性能的影响。
开展了隔振优化设计，对优化后的隔振性能进行分析，并对隔振装置中的单个隔振单元进行实验验证，验证了电磁分流阻尼和弹簧刚度对隔振性能的影响。
关键词: 微振动；隔振；反作用飞轮；电磁分流阻尼中图分类号: V414.3+3；TB535 文献标志码: A 文章编号: 1004-4523（2024）02-0247-11DOI： 10.16385/ki.issn.1004-4523.2024.02.007引言高精度观测航天器是世界各国航天领域争相发展的重要装备。
然而，在轨运行期间，航天器载荷的工作性能极易受到航天器平台上活动部件在工作时产生的微振动的干扰。
已有研究表明［1］，作为姿态控制执行机构的飞轮系统，是目前最主要的微振动扰动源。
目前，如何降低飞轮微振动扰动，进而保证航天器敏感载荷的安静工作环境已成为发展高精度航天器装备的关键技术之一［2⁃3］。
针对航天器飞轮微振动扰动问题，在不改变飞轮内部结构的前提下，国内外研究人员设计并研制了多种隔振装置。
按照结构形式，这些隔振装置总体上可以分为两大类：①基于折叠梁结构的隔振装置。
该技术最早由Kamesh等［4］提出。
它利用多段连续短梁，通过降低飞轮与航天器平台之间的安装刚度实现扰动隔离。
3.2太阳系的组成与结构教学设计浙教版科学七年级上册
浙教版七上科学§3.2太阳系的组成与结构教学设计课题 3.2太阳系的组成与结构单元三学科科学年级七上教材分析本课时为新浙教版七上第三章第1节《太阳的组成与结构》的第3课时内容，主要内容为行星及其卫星。
太阳系的行星包括八颗大行星、矮行星及小行星，有些行星有卫星；行星是恒星系中的不发光球体，卫星是行星系中的不发光球体，它们都能反射恒星的光而被观察到。
太阳系中八大行星的绕日运动都是有规律可循的；了解行星等天体的运动，为后续学习的自转和公转等知识点的学习，打下基础；也为宇宙结构层次的学习作也铺垫，所以本课时的学习是非常重要和必要的。
学习目标科学观念：了解八大行星的主要特点；了解矮行星、小行星、卫星、彗星、陨星等小天体的主要点；了解地球能蕴育生命的基本条件；科学思维：建构由太阳和围绕它运动的行星、小行星和彗星等小天体组成的太阳系模型；探究实践：通过阅读、图片、视频等方式了解八大行星及其他小天体的主要特点；态度责任：认识到收集、整理资料并进行交流、合作是一种的科学学习方式；意识到太阳系中天体的运动有规律，是可以逐渐被人们认识的。
重点八大行星和其他小天体的主要特点；难点行星及其卫星教学环节教师活动设计意图导入新课1、太阳黑子是太阳表面的区域；2、太阳黑子出现在太阳大气的层，耀斑和日珥出现在太阳大气的层；3、八大行星中离太阳最近的是，离太阳最远的是。
4、八大行星中，与地球相邻最近的两颗大行星是；导入新课讲授新课清晨，太阳即将升起前，东边天空中总会出现一颗亮星；而傍晚太阳落山后，也常会出现在西边天空中，你知道这是什么星吗？在我国古代，清晨从东方升起的那颗亮星被称为启明星，而在傍晚出现在西方的那颗亮星被称为长庚星。
这两颗星的亮度非常高，比夜空中的任何一颗星星看起来都要更加明亮。
事实上，启明星和长庚星并非是两颗星，而是出现在不同天区的同一颗星……金星。
金星是太阳系的八大行星中距地球最近的行星，肉眼就可观察到。
卫星夹层结构夹芯层力学性能分析与数值模拟
Ｎｕｍｅ ｉａ ｉ ｒｃ ｌｓｍｕｌ ｔｏ ｎａ ｙ ｉ ｎ ｈｅ ｒ ｔｃ ｌｃ ｌ ｕｌｔｏ ｅ ｕｌｓ ｓ ｗ ｈｅ ｆ ｒ ａ ｉ ｎ ａ ｌ ｓｓ ａ ｄ ｔ ｏ ｅ ｉａ ａｃ ａ ｉ ｎ ｒ ｓ ｔ ｈｏ ｔ ｏ ｍｕｌ ｓ ｏ ｑｕ ｖ ｌｎｔ ｅａ ｔｃ ｃ ｎ— ａ ｆｅ ｉ ａ ｅ ｌ ｓ ｉ ｏ ｓ ａ ｔ ｓｃ ｒ ｃ ，Ｓ ｓ ｔ ｒ ｖｉ ｅ ｔ ｏ ｅ ｉａ ａ ｉ ｏ ａ ｅ ｌｔ ｅｌ ｌ ｒｓ ｎｄ ｃ ｔ ｕ ｔ ｒ ｐ ｉ ｚ ｔｏ ｓｇｎ． ｔ ｎ ｓ ｉ ｏｒ ｅ ｔ Ｏ ａ ｏ ｐ ｏ ｄ ｈｅ ｒ ｔｃ ｌｂ ｓｓｆ ｒｓ ｔ ｌｉｅｃ ｌｕ ａ ａ ｗｉ ｈ ｓ ｒ ｃ ｕ ｅ ｏ ｔｍｉａ ｉ ｎ ｄｅ ｉ Ｋｅ ｗｏ ｄ ｓ ｎｄ ｃ ｔ ｕ ｔ ｒ ｏ ａ ｅ ｌｔ ｙ ｒｓ ａ ｗｉｈ ｓ ｒ ｃ ｕ ｅ ｆ ｒ ｓ ｔ ｌｉｅ； ｓ ａ ｔ ｎｕ ｅ ｉａ ｉ ｕｌｔｏ ｔ ｎ ｓ； ｍ ｒｃ １ｓｍ ａ ｉ ｎ ｈ ｎｅ ｃ ｍｂ ｓ ｎｄ ｃ ｔ ｕｃ ｕ ｅＳ ｃ ｒ ｅ ｕｉ ｌｎｔ ｅａ ｔｃ ｃ ｎ— ｏ ｙ ｏ ａ ｗｉｈ ｓ ｒ ｔ ｒ ｏ ｅ； ｑ ｖａ ｅ ｌ ｓ ｉ ｏ
ｓ ｄ ｉ ｈ ｓ ｒ ｔ ｅ ｏｒ ． Ａ ｎ ｌｏ ａ ｔ ｐｉａ ａ ｅ ｌｔ ａ ｗ ｉ ｈ ｓ ｒ ｃ ｕ ｅ ｉ ｈｏ ｅ ａ ｎ ａ ｐｌｃ ｔｏ ｔ ｎａ ｙ ｅ ａｎ ｗ ｃ ｔ ｕｃ ｕｒ ＇ ｃ ｅ ｓ ｄ ａ ｓ ｙ ｃ ｌｓ ｔ ｌｉｅｓ ｎｄ ｃ ｔ ｕ ｔ ｒ ｓ ｃ ｓ ｓａ ｐ ｉａ ｉｎ ｏ ａ ｌ ｚ ．
所 采用 的蜂 窝夹 芯进 行力 学性 能分 析 ， 导 出六 边 形 蜂 窝 夹芯 结 构 的 等效 弹 性 常 数 ； 选 取 某 型 推 并
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。
卫星总体方案设计
电源功率、蓄电池容量以及供电电压等
卫星姿轨控精度参数
控制精度和控制稳定度
着陆速度
返回式卫星，着陆速度参数。
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第 19 页
卫星总体方案设计 总体性能参数确定与分配
(1) 目标分辨率： (2) 成像幅宽： (3) 高程精度： (4) 目标定位精度：
概念设计
（Conceptual Design）
初步设计
（Preliminary Design）
详细设计 （Detail Design）
制造
2023/12/17
总 体 设 计
第5页
卫星总体方案设计
概述
A阶段(可行性论证阶段)：完成概念设计最佳 方案的选择、可行性验证、技术解决方法的定义。
要完成任务合理的卫星配置是什么？ 研制中有什么难点(重大成本、计划和技术问题)？ 应该做哪些主要的比较研究和分析？ 花费的成本是多少？ 需要多长时间？
三、卫星总体方案设计
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第1页
飞行器现代设计方法
卫星总体方案设计
3.1 概述
3.2 总体性能参数预算与分配
3.3 卫星轨道设计
3.4 卫星构型设计
3.5 卫星可靠性设计
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第2页
卫星总体方案设计
概述
所谓设计，便是创制某一产品之前的构思和体 现这一构思结果的过程
工程设计是指设计人员应用自然规律，通过分 析、综合和创造思维将设计要求（系统要求） 转化为一组能完整描述系统的参数（文档或图 纸）的活动过程
质量(kg)
备注
81.5 85.0 64.0 6.0
姿态敏感器和控制执行机构
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
小卫星模块化设计技术分析
小卫星模块化设计技术分析张科科;朱振才;夏磊【摘要】小卫星具有功能密度高、研制成本低、有效载荷种类多等特点,而传统的卫星设计方法都是根据具体任务对分系统进行定制化设计,导致设计出的卫星系统各异、接口形式多样、质量大、成本高,难以实现小卫星高性能、短周期和低成本的研制目标.文章针对小卫星的发展特点,结合应用实例,对美国、德国等研发的模块化小卫星的设计方法及关键技术,包括线性堆栈式分层模块化结构设计、即插即感知软件技术、标准化飞行器总线技术等进行分析和总结,并提出了我国模块化小卫星的设计建议,其中融入了通用化接口、标准化平台与部件等设计理念.【期刊名称】《航天器工程》【年(卷),期】2015(024)006【总页数】9页(P107-115)【关键词】小卫星;模块化设计;高性能;标准化【作者】张科科;朱振才;夏磊【作者单位】中国科学院上海微系统与信息技术研究所,上海 200030;上海微小卫星工程中心,上海201203;上海微小卫星工程中心,上海201203;上海微小卫星工程中心,上海201203【正文语种】中文【中图分类】V474小卫星具有功能密度高、研制成本低、有效载荷种类多、飞行任务灵活多样、性能指标千差万别的特点。
以卫星平台为核心的设计和研制模式，以及基于传统设计思路、依靠实物试验的研制方式及串行工作的管理模式，已经难以实现小卫星高性能、短周期、低成本的研制目标，因此需要适应小卫星技术特点的新的设计理念和方法。
卫星设计方法的演变可划分为三个阶段：第一阶段是由分系统直接组合构成，卫星的质量大、成本高、研制周期长。
第二阶段是设计一种公共平台来满足多个空间飞行任务的要求，即将航天器分为公用平台和有效载荷两大模块分别进行设计。
由于耦合度高，此种方案无法适应有效载荷和任务的多样性要求。
第三阶段是模块化设计，是在对卫星平台进行功能分析的基础上，划分并设计出一系列功能模块，通过模块的选择和组合构成不同的卫星平台来满足不同有效载荷的需求。
航天器板式、杆系、承力筒结构设计2
✓
具有较高的尺寸精度及精度维持性能
✓
具有较好的工艺性能
六、航天器承力结构设计
1. 板式结构
➢ 板式框架结构的设计
板式框架结构的类型
✓
梁截面构件（金属材料机加或者复合材料模压形成）拼接成形
✓
金属厚板材整体机加成形
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整体铸造成形
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复合材料铺设成形
六、航天器承力结构设计
1. 板式结构
➢ 板式框架结构的设计
六、航天器承力结构设计
1. 板式结构
➢ 蜂窝夹层板的连接设计
✓
蜂窝夹层板埋件类型与设计
预／后埋件的设计
六、航天器承力结构设计
1. 板式结构
➢ 蜂窝夹层板的连接设计
✓
埋件周围泡沫胶的充填尺寸
充填半径 。数值取决于埋件半径 、芯格边长 和埋件中心在芯格
中的位置，其平均值为
有孔芯格： pcp =1.002064 ＋0.940375 -0.7113
1. 板式结构
➢ 蜂窝夹层板的连接设计
✓
蜂窝夹层板埋件类型与设计
埋件：蜂窝夹层板在连接位置埋入的连接件。埋件通过连接件上的孔
或螺孔，采用螺钉实现蜂窝夹层板与其他结构件相连接能，保证蜂窝
夹层板的连接强度和刚度。
✓
根据埋件在蜂窝夹层板内胶接方式及时机的不同，可分为预埋件和后
埋件两种。
六、航天器承力结构设计
➢ 板式框架结构的设计
✓
板式框架结构的功能
作为分舱结构设计的构造基础，提供舱间的结构连接接口，从而使其
形成一个整体结构
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作为大型载荷设备支撑结构，保证大型载荷设备的安装刚度、强度及
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
4
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
3
2 1
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
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发射环境： ●起飞和地 面噪声 ●最大气动 载荷 ●稳态飞行 ●级间分离 ●整流罩分 离 ●星箭分离
轨道环境： ●真空 ●热辐射 ●带电粒子 辐射 ●紫外辐射 ●原子核分 子离子 ●微流星和 空间碎片
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
载荷载源荷：分析
●荷 ●源 ●卫稳热动源星态载力结载荷激构的载荷：载●●●热 动静荷载载载分荷荷荷类： 励●源主结构载荷设计 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
卫星结构设计 与分析
马佳 2019.01.02
目录
Contents
01
概论
02
技术基础
03
卫星结构
设计
04
05
06
卫星结构 卫星结构 卫星结构
材料
分析 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
结构构机概构论功
卫星结构和机
卫星构结概构和论机构的研制
程序 可行性论分 针析 对任 方务 案需中求的，难提点出突初出步攻方关案项设目想， 证阶段 方案阶段① ②方 初案 步设 设计 计和分析
③方案验证
④方案评审
研制程序
初样阶段 ①初样设计分析
②产品实现过程 ③制定验收规范 ④制定试验规范 ⑤鉴定试验 ⑥初样阶段评审
能
承受
紧固
载荷
连接
结构 功能
指向
释放
目标
机构
解锁
功能
提供 构型
安装 设备
展开位 置形状
部件 分离
卫星结构和机
结构构机概构设论计特点和原三化：通
尽量减则
小质量
用化、系 列化、组 合化
满足一
利用有
做到设计 “三化”
次使用
限容积
重视设计 综合性和 迭代性
继承现有 技术基础
保证高 度可靠
设计特 点
认真考虑
突出刚 经济性 度设计
设计 原则
保持最简 设计方案
适应空 间环境
充分考虑 工艺条件
强调设计 风险意识
卫星结构和机 卫星构结概构和论机构的分类
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 结 构连接 的设计 参数
设计接 口界面
绘制工 程图样
卫星结构设计
●概述
3
●卫星结构的工作
环境
●卫星结构的载荷
分析
●卫星结构的设计
要求
●卫星结构的方案
设计
●卫星结构的详细
卫星结构设计
卫星结构工 作环境
卫星 寿命
•地面制造 •发射阶段 •在轨运行阶段 •返回阶段
对应 环境
•地面环境 •发射环境 •轨道环境 •再入环境
卫星结构设计
卫星结构工
作环境
地面环境： ●地面自然 环境 ●制造 ●操作 ●储存 ●运输 ●地面试验
纤维多相对为脆性（承力）， 基体相对为韧性（保护、传 递）。
技术基础
结构有限元 卫星法的结构分析目前
主要采用有限元法，尤其 是主要结构部件和整个卫 星的结构分析。
有限元的基本思路是： 将连续体（场）离散为有 限数目互相连接的单元体 （场），并使单元体的特 性集合能够反映将连续体 （场）的整体特性。
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
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
技术基础
计算机辅助
设计方法
结构件的
计算机辅
卫
助造型
星
计 机构的计
算 算机辅助
机
辅
结构有限
助
元分析
制造一体 化
零件造型 装装配配品质 二设C析机检模换A维计构查型D工分和质程析图量几形分何交 建机模构的运动性 运动仿真 结果处理 装零配件结分构析的建 模C计A和算M运和模算后型处准理 备模型转换 数控编程 快速样件制造
正样阶段
①正样设计和正样分析 ②产品实现和验证
③出厂评审
技术基础
●概述
2
● 结构动力学
●复合材料学
●结构有限元法
●结构优化方法
●计算机辅助设计方
法
技术基础
概述
结构动 力学
有限元 法
技术基 础
复合材 料
结构优 化
技术基础
结构动力学
响应分析
参数识别
载荷识别
技术基础
单自由度系 统
0
0
技术基础
复合复材合料材力学料是力研究复合材料本身力学性质的学科，包 括对学材料刚度、强度等基本力学性能的分析。目前在卫星
结构中应用的复合材料一般为纤维复合材料，它具有严重 各向异性。
单向材料
层合材料
复合材料的铺层方式有4个要素：层数，各层纤维角，各 层厚度和各层排列顺序。
技术基础 求，则不希望在复合材料的 结构设计中出现拉弯耦合或 拉 料剪的耦铺学复合设效采合应用材，对料因称此 方力复式合设材计。
纤维复合材料的强度，包括 各跟纤维或纤维束的强度和 同一根纤维沿纤维方向的强 度分布，基体和纤维因裂纹 和缺陷所带来的影响等，具 有随机性质，因此采用统计 力学的方法可能会得到更好 的结果。
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 过 平衡方程 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 几何规划
卫星结构设计
卫星结构的 基设本计要求要求 强制要求
• 保证结构件 和整星的强 度和刚度
• 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。