(19)中华 人民共和国 国家知识产权局 (12)发明 专利申请 (10)申请公布号 (43)申请公布日 (21)申请 号 202111363896.6 (22)申请日 2021.11.17 (71)申请人 南京理工大 学 地址 210094 江苏省南京市玄武区孝陵卫 200号 (72)发明人 廖文和　王源麟　杨海波　张翔　 (74)专利代理 机构 南京理工大 学专利中心 32203 代理人 朱沉雁 (51)Int.Cl. G06F 30/15(2020.01) G06F 30/17(2020.01) G06F 30/23(2020.01) G06F 119/14(2020.01) (54)发明名称 百公斤级微小卫星的主承力框架结构设计 方法 (57)摘要 本发明公开了一种百公斤级微小卫星的主 承力框架结构设计方法， 这种百公斤级卫星借助 四点固定式分离机构固定于运载火箭， 包含常见 的星载单机， 并配置一个固体推进系统用于本卫 星的在轨机动。 本发明通过分析总装 单机布局要 求确定各个舱板的设计方式， 将 拓扑优化设计的 舱板与常规 设计的舱板相结合， 设计了满足工况 要求的一种百公斤级微小卫星的主承力框架结 构。 本发明创新点在于： 通过合理的拓扑优化的 舱板和常规 设计的舱板相结合的设计， 在满足各 个工况条件的基础上， 设计了一种易机加工、 生 产制作周期短、 铝合金材质的轻型百公斤级微小 卫星的主 承力框架结构。 权利要求书2页 说明书4页 附图8页 CN 114091175 A 2022.02.25 CN 114091175 A 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。 4.根据权利要求3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4中， 对舱板 （2~7） 进行常规设计， 具体如下：权　利　要　求　书 1/2 页 2 CN 114091175 A 2步骤4.1， 分析各单机 （8） 的安装脚均分质量， 各单机 （8） 质量为 mn， 其中n = 1 ~ 22， 各 单机支撑柱个数 kn需要满足 mn/kn≤ 1.5kg， 否则需要和总体协商增加安装脚的个数以满足 条件； 步骤4.2， 设计各单机 （8） 在 各常规设计的舱板 （2~7） 对应的中空矩形安装面， 对于每个 中空矩形安装区域都包含 an、bn两个设计参数， 其中单机序号n  = 1 ~ 22，an为各单机 （8） 安 装脚外接四边形与舱板中空矩形安装区域外侧边缘的间距取值， bn为各单机 （8） 安装脚内 接四边形与舱板中空矩形安装区域内侧边 缘的间距取值； 若mn≤ 4kg， 则an取值为7~13mm，bn取值为5~10mm； 若mn≥ 4kg， 则an取值为10~15mm，bn 取值为7~13mm。 5.根据权利要求4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4中， 根据后续 强度仿真校核结果， 进行局部镂空进 行减重设计， 但为保留刚度， 需要 保证an > 3mm且bn > 3mm。 6.根据权利要求5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4中， 常规设计的舱板 （2~7） 设计需要避免舱内或舱外的各个单机 （8） 受力或悬臂， 以 降低各单机响应。权　利　要　求　书 2/2 页 3 CN 114091175 A 3