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
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维普资讯
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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。
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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。