[发明专利]百公斤级微小卫星的主承力框架结构设计方法

权利要求书

1.一种百公斤级微小卫星的主承力框架结构设计方法，其特征在于，步骤如下：

步骤1，分析总装布局要求，结构坐标系方向与总体坐标系布局一致，+X方向为卫星在轨飞行方向，+Z方向为卫星在轨飞行对地方向，+Y由+X和+Z由右手法则确定；

所述百公斤级微小卫星的主承力框架由7个舱板构成，分别为-X舱板（1）、+X舱板（2）、中X舱板（3）、-Y舱板（4）、+Y舱板（5）、-Z舱板（6）和+Z舱板（7）； +Y舱板（5）、-Z舱板（6）、-Y舱板（4）和+Z舱板（7）均为长方形，并沿顺时针方向围成两端开口的子框架，-X舱板（1）、中X舱板（3）和+X舱板（2）依次等间距设置在子框架内，其中-X舱板（1）和+X舱板（2）位于子框架的开口端；

确定各舱板上的单机（8）情况，确定各舱板的设计方式：拓扑优化设计的-X舱板（1），以及常规设计的+X舱板（2）、中X舱板（3）、-Y舱板（4）、+Y舱板（5）、-Z舱板（6）和+Z舱板（7）；

步骤2，建立整星有限元分析模型，进行空间变轨的力学条件加载，对主要承载固体推进系统的-X舱板（1）进行拓扑优化仿真分析，得到拓扑优化有限元分析结果；

步骤3，参考拓扑优化有限元分析结果，对-X舱板（1）进行细化设计，设计原则为，细化后的-X舱板（1）的边界平整规则易加工，并且外包络大于拓扑优化分析结果模型；

步骤4，对舱板（2~7）进行常规设计，对应每个单机（8），在其所在常规设计的舱板（2~7）上设计一个中空矩形区域作为单机（8）安装面，根据各单机（8）质量设计舱板边缘距离其对应单机（8）安装部位的间距，将各中空矩形区域连接以完成各舱板（2~7）的常规设计。

2.根据权利要求1所述的百公斤级微小卫星的主承力框架结构设计方法，其特征在于，在步骤1中，确定各舱板上的单机（8）情况，确定各舱板的设计方式，具体如下：

步骤1.1，确定整星框架尺寸：设卫星整体框架X向长度l = 880mm，Y向宽度w = 480mm，Z向高度h = 480mm，舱板设计的初始厚度t = 10mm；

步骤1.2，根据单机（8）与受力特征确定需拓扑优化的舱板；所述百公斤级微小卫星共包含22个单机（8），以“第n单机”表示，其中单机序号n = 1 ~ 22；根据各舱板上载有的单机个数i以及是否载有固体推进系统（9），来判定舱板设计属于拓扑优化设计还是常规结构设计，对于非分离机构面，且该面上单机（8）的个数i ≤ 2，载有固体推进系统（9）的-X舱板（1），选用拓扑优化进行舱板设计。

3.根据权利要求2所述的百公斤级微小卫星的主承力框架结构设计方法，其特征在于，在步骤2中，建立整星有限元分析模型，进行空间变轨的力学条件加载，对主要承载固体推进系统（9）的-X舱板（1）进行拓扑优化仿真分析，得到拓扑优化有限元分析结果，具体如下：

步骤2.1、建立整星有限元分析模型，对整星有限元分析模型进行网格划分，划分方法为：舱板与作为连接件的分离机构和支架均为六面体网格，将舱板均为两层网格；其余单机（8）采用自由离散的网格划分方式；

步骤2.2、加载力学环境：加载4g大小的+X方向加速度，由于有限元软件ANSYS-Workbench无法对惯性力进行拓扑优化分析，因此将惯性力分散至各个单机（8）和舱板（1~7），转换为静力分别进行加载；

步骤2.3，设置拓扑优化目标为保留30%~50%体积，并进行拓扑优化仿真，得到拓扑优化分析结果。