零热变形异质异构卫星承载结构制备方法、卫星承载结构

本发明涉及航天飞行器，尤其涉及一种零热变形异质异构卫星承载结构制备方法、卫星承载结构。

背景技术：

1、航天飞行器，例如卫星在发射过程中，要经受一系列严酷的环境考验，引起星体内部主次结构的共振响应，并引起局部动力响应，造成结构损伤或局部失稳。另外，在太空中工作的人造卫星也要经受住200℃以上的温差。由温差引起的热变形不仅会对结构的稳定造成负面影响，还会引起结构的失效。

2、相关技术中，超材料是指微结构材料，其有效性能主要由微结构几何形状控制，而不依赖于传统的基础材料控制。超材料可用于热尺寸稳定性和减振性要求高的卫星承载结构中。但是，在传统的制备方法中，通过激光焊接或拼装方式进行连接，力学性能差。

技术实现思路

1、本发明的目的在于提供一种零热变形异质异构卫星承载结构制备方法、卫星承载结构，以解决卫星承载结构成品力学性能差的技术问题。

2、为了实现上述目的，本发明提供如下技术方案：

3、第一方面，本发明提供一种零热变形异质异构卫星承载结构制备方法，所述卫星承载结构包括子胞元结构，所述制备方法包括：

4、构建子胞元结构模型并对所述子胞元结构模型进行空间阵列，得到第一阵列结构模型；其中，所述子胞元结构包括n个曲型杆以及相对设置的两个框架结构，所述框架结构包括n个直杆，每个所述直杆具有相对的第一端和第二端，其中，n为大于或等于4的偶数；同一所述框架结构中，各个所述直杆的所述第一端相连接，每个所述直杆的所述第二端为自由端；不同所述框架结构中的所述直杆一一相对，每个所述曲型杆的一端与一个所述框架结构中的所述直杆的第二端相连，另一端与另一个所述框架结构中相对的所述直杆相邻的另一所述直杆的第二端相连，并且沿着各个所述曲型杆的分布方向，各个所述曲型杆扭转方向一致；其中，所述直杆与所述曲型杆的制备材料不同；

5、选择相应的材料，依据所述子胞元结构模型及所述第一阵列结构模型基于增材制造工艺进行制作，得到同时具有压扭性能和零热膨胀性能的卫星承载结构。

6、根据本发明的至少一个实施方式，所述构建子胞元结构模型并对所述子胞元结构模型进行空间阵列，得到第一阵列结构模型，包括：

7、沿着第一方向，多个所述子胞元结构层叠在一起形成子胞元结构组，多个所述子胞元结构组沿着第二方向间隔阵列分布得到所述第一阵列结构模型，所述第二方向垂直于所述第一方向；

8、所述第一方向是指：同一所述子胞元结构中从一个所述框架结构到另一个所述框架结构的分布方向。

9、根据本发明的至少一个实施方式，所述选择相应的材料，依据所述子胞元结构模型及所述第一阵列结构模型基于增材制造工艺进行制作，得到同时具有压扭性能和零热膨胀性能的卫星承载结构，包括：

10、所述增材制造采用激光选区熔化工艺，对相应材料粉末成型。

11、根据本发明的至少一个实施方式，所述直杆的热膨胀系数与所述曲型杆的热膨胀系数之比的取值范围为（2～15）：1。

12、根据本发明的至少一个实施方式，所述直杆的材质为5a02型铝合金、1cr18ni9型不锈钢、alsi10mg型铝合金或2b50型铝合金中的一种。

13、根据本发明的至少一个实施方式，所述曲型杆的材质为invar合金或1cr13型不锈钢。

14、第二方面，本发明还提供一种零热变形异质异构卫星承载结构制备方法，所述卫星承载结构包括胞元结构，所述制备方法包括：

15、构建两个互为镜像的子胞元结构得到胞元结构模型，并对所述胞元结构模型进行空间阵列，得到第二阵列结构模型；所述子胞元结构包括n个曲型杆以及相对设置的两个框架结构，所述框架结构包括n个直杆，每个所述直杆具有相对的第一端和第二端，其中，n为大于或等于4的偶数；同一所述框架结构中，各个所述直杆的所述第一端相连接，每个所述直杆的所述第二端为自由端；同一所述子胞元结构，不同所述框架结构中的所述直杆一一相对，每个所述曲型杆的一端与一个所述框架结构中的所述直杆的第二端相连，另一端与另一个所述框架结构中相对的所述直杆相邻的另一所述直杆的第二端相连；

16、选择相应的材料，依据所述胞元结构模型及所述第二阵列结构模型基于增材制造工艺进行制作，得到同时具有压扭性能和零热膨胀性能的卫星承载结构。

17、根据本发明的至少一个实施方式，两个所述子胞元结构中相应的框架结构相连，当所述胞元结构在第一方向上受压时，两个所述子胞元结构中相连的框架结构相对于两个所述子胞元结构中相互远离的框架结构扭转，并且两个所述子胞元结构中相互远离的框架结构之间不扭转；

18、所述第一方向是指：同一所述子胞元结构中从一个所述框架结构到另一个所述框架结构的分布方向。

19、根据本发明的至少一个实施方式，所述构建两个互为镜像的子胞元结构得到胞元结构模型，并对所述胞元结构模型进行空间阵列，得到第二阵列结构模型，包括：

20、沿着所述第一方向，多个所述胞元结构层叠在一起形成胞元结构组，多个所述胞元结构组沿着第二方向间隔阵列分布得到所述第二阵列结构模型，所述第二方向垂直于所述第一方向。

21、根据本发明的至少一个实施方式，同一所述子胞元结构中，沿着各个所述曲型杆的分布方向，各个所述曲型杆的扭转方向一致。

22、根据本发明的至少一个实施方式，所述零热膨胀是指所述胞元结构在第一方向上具有零膨胀的热变形。

23、根据本发明的至少一个实施方式，同一所述框架结构中，各个所述直杆沿着所述框架结构的周向均匀分布。

24、根据本发明的至少一个实施方式，所述直杆的热膨胀系数大于所述曲型杆的热膨胀系数。

25、根据本发明的至少一个实施方式，所述直杆的热膨胀系数的取值范围为12×10-6℃-1～24×10-6℃-1。

26、根据本发明的至少一个实施方式，所述曲型杆的热膨胀系数的取值范围为1.2×10-6℃-1～10.7×10-6℃-1。

27、根据本发明的至少一个实施方式，所述曲型杆为s型或蛇形弯折的杆。

28、根据本发明的至少一个实施方式，所述曲型杆具有曲线型中心线，所述曲线型中心线为b样条曲线。

29、根据本发明的至少一个实施方式，所述曲型杆的横截面的形状为圆形、正多边形中的一种。

30、根据本发明的至少一个实施方式，所述直杆的横截面的形状为矩形、圆形或正多边形中的一种。

31、根据本发明的至少一个实施方式，所述子胞元结构的宽高比的取值范围为1~1.6，其中，

32、所述子胞元结构的宽度为两个所述直杆的长度之和；

33、所述子胞元结构的高度方向与所述第一方向一致。

34、第三方面，本发明还提供一种卫星承载结构，采用第一方面所述的制备方法制备而成；或，

35、采用第二方面所述的制备方法制备而成。

36、本发明示例性实施例中提供的一个或多个技术方案中，至少可实现如下有益效果之一。

37、本发明示例性实施例的零热变形异质异构卫星承载结构制备方法，可以得到同时具有压扭性能和零热膨胀性能的卫星承载结构，具体地，子胞元结构包括n个曲型杆以及相对设置的两个框架结构，每个框架结构包括n个直杆， n个直杆一端相连，另一端为自由端形成框架结构；两个框架结构的直杆一一相对，每个曲型杆连接在两个不同框架结构的直杆的自由端，同一曲型杆连接的并非一一相对的两个直杆，而是一个框架结构中的一个直杆与另一个框架结构中相对的直杆的相邻直杆。由于各个曲型杆的扭转方向一致，也就是各个曲型杆呈手性特征，当子胞元结构受到压缩时，两个框架结构将压缩变形转化为扭转变形从而消耗能量，达到缓冲吸能的效果。同时，子胞元结构的几何结构还可以实现某一方向上的零热膨胀，具体地，当空间温度产生变化时，由于子胞元结构中的2n个直杆之间两两约束，两个框架结构的直杆的热膨胀变形会使得子胞元结构的高度h减小，而曲型杆的热膨胀会致使胞元高度h增大，因此，胞元结构的高度方向上的变形效果是上述两种膨胀变形相互协调的结果。

38、进一步地，通过选择相应的材料根据子胞元结构模型及第一阵列结构模型，通过增材制造可以将卫星承载结构一体成型，相对于现有制备方法，工艺过程简单，制备的卫星承载结构力学性能稳定。该卫星承载结构在空间环境中同时具有热尺寸稳定性和减隔振特性。