一体化桁架式小卫星主承力结构及设计优化方法

摘要

本发明属于航天器结构设计技术领域，本发明公开了一种一体化桁架式小卫星主承力结构及设计优化方法，一体化桁架式小卫星主承力结构包括中板、桁架式支撑结构和底板，所述中板和底板两者相互平行布置作为卫星负载的安装承载结构，所述中板和底板之间通过桁架式支撑结构相连，所述底板远离桁架式支撑结构的一侧设有用于连接与运载火箭对接的对接机构。本发明相比与传统的小卫星主承力结构，不仅提高了卫星结构的整体支承刚度，提升了结构稳定性，减小了结构系统的质量，增大了小卫星内部的空间体积，提升了卫星内部的空间使用效率。此外，本发明还能够提供良好的安装支撑点，以适应卫星总装、以及整星电缆复杂走线对安装点的需求。

说明书

技术领域

本发明属于航天器结构设计，具体涉及一种一体化桁架式小卫星主承力结构及设计优化方法。

背景技术

主承力结构用于承受整个卫星的主要载荷并提供卫星足够的横向、纵向与扭转刚度。一方面为相机载荷、姿态控制分系统的相关设备等提供安装接口，保证足够安装精度要求；另一方面，向下提供与运载火箭对接的机械接口。

既有卫星平台的主承力结构一般为承力筒、箱板式，或者承力筒与箱板式组合的形式。小卫星单机设备台数相对较多，在整星质量和体积的等限制条件下，若直接借用既有的主承力结构形式，不仅使得卫星整体质量将偏大，达不到运载对卫星的质量要求，且导致星内可用空间严重不足，星上设备无法进行合理布置与安装。因此，需建立一种新型卫星主承力结构设计，为相机载荷等敏感设备提供稳定支撑和良好安装特性，同时能够提升星内空间利用效率，满足推进剂贮箱、星上计算机等其它星上设备的安装需求。

发明内容

本发明要解决的技术问题是：克服现有技术的不足，本发明提供了一种一体化桁架式小卫星主承力结构及设计优化方法，本发明能够在保证整星足够支撑刚度的前提下，充分利用桁架式支撑结构本身镂空的结构特点，有效提升星内设备安装空间利用率，满足星上设备安装、星上电缆走线总装以及整星质量限制等方面的要求。

为了解决上述技术问题，本发明所采用的技术方案是：

一种一体化桁架式小卫星主承力结构，包括中板、桁架式支撑结构和底板，所述中板和底板两者相互平行布置作为卫星负载的安装承载机构，所述中板和底板之间通过桁架式支撑结构相连，所述底板远离桁架式支撑结构的一侧设有用于连接与运载火箭对接的对接机构。

可选地，所述中板和底板的中部均设有同轴布置的中心通孔，所述桁架式支撑结构包括多组支撑单元，所述多组支撑单元围绕中心通孔呈中心对称布置于中板和底板两者之间。

可选地，所述桁架式支撑结构的每一组支撑单元包括倾斜布置的一组桁架杆，所述一组桁架杆一端相互连接并与底板连接固定、另一端分别与中板上的不同连接点连接固定。

可选地，所述底板中均设有多个底板预埋件，所述底板预埋件的一端与每一组桁架杆共同连接、另一端与对接机构相连。

可选地，所述中板中设有预埋加强环形框和多个中板预埋件，每一组桁架杆中的桁架杆分别与预埋加强环形框或多个中板预埋件相连。

可选地，所述对接机构为圆锥管状结构，且外侧口径比内侧口径大。

可选地，所述卫星负载中的推进剂贮箱安装在底板上且位于桁架式支撑结构的内部，所述卫星负载中的星载计算机、磁悬浮飞轮、路由管理单机、电源管理单机分别安装在底板的四角且位于桁架式支撑结构的外部；所述卫星负载中的光纤陀螺、相机载荷、星敏感器安装在中板上。

可选地，所述光纤陀螺、相机载荷、星敏感器分别安装在预埋加强环形框上。

本发明还提供一种卫星，包括相互连接的卫星负载和主承力结构，所述主承力结构为所述的一体化桁架式小卫星主承力结构。

本发明还提供一种所述的一体化桁架式小卫星主承力结构的设计优化方法，包括：

S1）确定待设计优化参数，包括：对接机构的高度h和倒锥角α，桁架杆的杆长l、杆的外径r

S2）在桁架杆的长度范围内生成多组待设计优化参数；

S3）针对每一组待设计优化参数，利用有限元方法建立主承力结构中对接机构、底板、桁架杆和中板的结构分析模型的函数表达式如下式所示：

上式中，

其中，下标

S4）在满足底板预埋件连接点处的强度、对接机构连接点处强度、中板与桁架连接点处强度的约束条件下，选择固有频率最优的一组待设计优化参数，作为最优设计方案输出。

与现有技术相比，本发明技术方案的有益效果主要体现在以下几个方面：

其一，本发明中板和底板两者相互平行布置作为卫星负载的安装承载机构，中板和底板之间通过桁架式支撑结构相连，底板远离桁架式支撑结构的一侧设有用于连接与运载火箭对接的对接机构，相对于既有的主承力结构形式，通过桁架式支撑结构将整星与运载连接、整星结构支撑，以及星内设备安装一体化，有效实现了卫星主承力结构中力学载荷传递的连续性，改善了结构的支撑刚度，避免了底板发生剪切破坏的风险，提升了整星结构可靠性和载荷安装面的结构稳定性。

其二，本发明通过桁架式支撑结构，在满足运载对整星包络尺寸的前提要求下，在有限的星内空间下，实现了推进剂贮箱、大质量单机及其他各类设备的安装需求。

其三，本发明利用桁架式支撑结构的镂空结构的特点，为星内设备的电缆布局提供了走线通道和固定安装点，提升了总装操作的便利性。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图示出的结构获得其他的附图。

图1为本发明实施例的主视结构示意图。

图2为本发明实施例的立体分解结构示意图。

图3为本发明实施例安装卫星负载后的立体分解结构示意图。

图4为本发明实施例中底板上的卫星负载的安装布局结构图。

图5为本发明实施例中的中板上的卫星负载的安装布局结构图。

图6为本发明实施例中桁架式支撑结构、对接机构的连接立体结构示意图。

图7为本发明实施例中桁架式支撑结构、对接机构的连接局部剖视结构示意图。

图8为本发明实施例中桁架式支撑结构、预埋加强环形框的连接立体结构示意图。

图9为本发明实施例中预埋加强环形框、相机负载的连接局部剖视结构示意图。

图10为本发明实施例中相关参数的标注示意图。

图11为当卫星侧面舱板数量为4时的主承力结构的拓扑构型的俯视图。

图12为当卫星侧面舱板数量为5时的主承力结构的拓扑构型的俯视图。

图13为当卫星侧面舱板数量为6时的主承力结构的拓扑构型的俯视图。

图14为发明实施例中卫星主承力结构的应力分布云图。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

如图1和图2所示，本实施例一体化桁架式小卫星主承力结构包括中板1、桁架式支撑结构3和底板5，所述中板1和底板5两者相互平行布置作为卫星负载的安装承载机构，所述中板1和底板5之间通过桁架式支撑结构3相连，所述底板5远离桁架式支撑结构3的一侧设有用于连接与运载火箭对接的对接机构6。

本实施例中，中板1为铝面板铝蜂窝芯平板结构。

如图1和图2所示，桁架式支撑结构3的每一组支撑单元包括倾斜布置的一组桁架杆，所述一组桁架杆一端相互连接并与底板5连接固定、另一端分别与中板1上的不同连接点连接固定。本实施例的桁架式支撑结构3包括4组支撑单元，一共12根桁架杆，桁架杆的材料为碳纤维复合材料，桁架杆下端与底板5连接，桁架杆上端与中板1连接；作为一种可选的实施方式，桁架式支撑结构3的桁架杆采用碳纤维复合材料制成，采用碳纤维复合材料M55J/环氧树脂缠绕成型，外径φ30mm，壁厚2mm，具备高强度和高刚度，内部空心，以减轻质量。

如图1和图2所示，中板1和底板5的中部均设有同轴布置的中心通孔，桁架式支撑结构3包括多组支撑单元，多组支撑单元围绕中心通孔呈中心对称布置于中板1和底板5两者之间。中心通孔可减轻质量，同时为星内设备在星内电缆的布局提供走线通道。

如图3所示，本实施例中的中板1为矩形板。

如图3所示，本实施例中底板5为矩形板。

如图3、图4和图5所示，卫星负载中的推进剂贮箱11安装在底板5上且位于桁架式支撑结构3的内部，所述卫星负载中的星载计算机7、磁悬浮飞轮8、路由管理单机9、电源管理单机10分别安装在底板5的四角且位于桁架式支撑结构3的外部；所述卫星负载中的光纤陀螺13、相机载荷14、星敏感器安装在中板1上。参见图5，作为一种可选的实施方式，本实施例中的星敏感器分别包括第一星敏感器12、第二星敏感器15和第三星敏感器16，毫无疑问，星敏感器的数量可以根据需要进行设置。本实施例中，星载计算机7、推进剂贮箱11等部分设备电缆在桁架式支撑结构3的桁架杆上固定安装。

如图3、图6和图7所示，底板5中均设有多个底板预埋件4，所述底板预埋件4的一端与每一组桁架杆共同连接、另一端与对接机构6相连，同时满足了刚度、强度、稳定性支撑等方面要求，可实现对桁架式支撑结构3、对接机构6的高稳定安装。进一步地，中板1中设有预埋加强环形框2和多个中板预埋件，每一组桁架杆中的桁架杆分别与预埋加强环形框2或多个中板预埋件相连。

本实施例中，底板5为铝面板铝蜂窝芯平板结构；底板预埋件4的材料为铝合金，数量总共4个，底板预埋件4分别设计有对接环6连接孔和桁架3连接孔。作为一种可选的实施方式，底板预埋件4采用多个单独的接头设计形式，在底板5平面的分度圆尺寸与对接机构6上端接口相同，接头下方设计有螺钉安装孔，以实现底板预埋件4与对接机构6的固定连接；接头上方设计有螺钉安装孔，以实现底板预埋件4与桁架式支撑结构3的桁架杆的固定连接。

如图3、图8和图9所示，中板1中设有预埋加强环形框2，光纤陀螺13、相机载荷14、星敏感器分别与预埋加强环形框2相互连接，同时满足了刚度、强度、稳定性支撑等方面要求，实现了光纤陀螺13、相机载荷14、星敏感器等敏感设备高稳定安装。本实施例中加强环形框2的材料为铝合金，数量总共1个，位于中板1的几何中心位置，加强环形框2分别上方设计有桁架式支撑结构3的连接孔，下方设计有相机载荷14的连接孔。

如图8所示，桁架式支撑结构3分别与预埋加强环形框2以及中板1的本体相连。本实施例中，12根桁架杆中，其中8根桁架杆与预埋加强环形框2连接，剩余的4根桁架杆与中板1的本体相连。作为一种可选的实施方式，预埋加强环形框2为轻量化设计的一体化环形铝框，具有整体性好、结构变形一致性好等特点，上方设计有螺钉安装孔，为对结构变形敏感的相机载荷提供安装面；预埋加强环形框2和底板预埋件4均设计有螺钉安装孔，以实现与桁架式支撑结构3的接头的固定连接；中板1四周设计有螺钉安装孔，为侧板提供安装接口。

如图3、图7和图8所示，对接机构6圆锥管状结构，且外侧口径比内侧口径大。本实施例中，对接机构6的材料为高强度硬铝合金，安装在底板5上，位于星体外侧，为卫星与运载火箭对接的机械接口；对接机构6的外侧口径为660mm，为国际标准660型对接环接口尺寸；内侧口径为外径为470mm，可实现与底板5内部的底板预埋件4进行连接；

本实施例主承力结构的包络尺寸为1192mm×966mm×1397mm，通过对桁架式支撑结构3的材料和结构尺寸的不同设计以适应不同的承载需求，承载能力为1t。

此外，本实施例还提供一种卫星，包括相互连接的卫星负载和主承力结构，该主承力结构为前述的一体化桁架式小卫星主承力结构。

本实施例中，底板5上预埋件数量与对接机构6连接，设连接点数量为N，N一般取3～6，一般根据卫星构形的实际侧面舱板的数量确定，保证每个连接点能够提供与侧面舱板连接的支撑点；如图10所示，底板5上预埋件的分度圆半径为R，与对接机构6的高度h、倒锥角度α有关，其中对接机构6的高度70mm≤h≤120mm，-15°≤α≤15°，N个底板5预埋件在分度圆R上均布；根据承力结构连续性原则，对接机构6为标准接口，下端接口半径为Rs，则R=Rs-h tanα。根据承力结构连续性原则，中间预埋加强环框半径同样为r，与相机载荷的安装面半径相同；设在中间预埋加强环框上的连接点数量与对接机构6连接点数量一致，为N，分度圆半径为r，N个连接点在加强环框上均布，并与底板5预埋件连接均布角相位相差β=π/N。图11为当卫星侧面舱板数量为4时的主承力结构的拓扑构型的俯视图，此时N=4；图12为当卫星侧面舱板数量为5时的主承力结构的拓扑构型的俯视图，此时N=5；图13为当卫星侧面舱板数量为6时的主承力结构的拓扑构型的俯视图，此时N=6。设在每个连接点出的支撑杆数量为M，M≥3，一般取M=3，桁架结构的支撑杆数量总数为N×M根。

为了保证承力结构的连续性，要求对接机构6、底板5的底板预埋件4、桁架杆和中板1预埋件在物理结构直接连接。因此，针对这一原则，本实施例还提供一体化桁架式小卫星主承力结构的设计优化方法，包括：

S1）确定待设计优化参数，包括：对接机构6的高度h和倒锥角α，桁架杆的杆长l、杆的外径r

S2）在桁架杆的长度范围内生成多组待设计优化参数；

S3）针对每一组待设计优化参数，利用有限元方法建立主承力结构中对接机构6、底板5、桁架杆和中板1的结构分析模型的函数表达式如下式所示：

上式中，

其中，下标

S4）在满足底板预埋件4连接点处的强度、对接机构6连接点处强度、中板与桁架连接点处强度的约束条件下，选择固有频率最优的一组待设计优化参数，作为最优设计方案输出。

本实施例一体化桁架式小卫星主承力结构决定整个卫星的整体刚度及固有频率，在卫星结构设计中整体刚度和固有频率，定义优化目标为主承受力结构的刚度和固有频率；约束条件考虑连接点处的强度、对接机构6处连接强度，以及杆长范围受限于中板1和底板5之间的高度H；利用结构分析模型，分别计算结构的在给定外部静力载荷条件下的应力分布，以及结构的横向、纵向和扭转固有频率；根据底板预埋件连接点处、对接机构6处的应力情况，分析是否满足强度要求；在满足强度要求的前提下，采用优化计算方法求取对接机构6的高度h、倒锥角α、杆长l、杆的外径r

需要说明的是，在本申请的描述中，需要理解的事，术语“上”、“下”、“四周”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本申请和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本申请的限制。

以上所述仅为本发明的优选实施例，并非因此限制本发明的专利范围，凡是在本发明的发明构思下，利用本发明说明书及附图内容所作的等效结构变换，或直接/间接运用在其他相关的技术领域均包括在本发明的专利保护范围内。