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.。
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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。