一种零热膨胀减隔振集成的卫星承载结构、卫星

本发明涉及航空飞行器，尤其涉及一种零热膨胀减隔振集成的卫星承载结构、卫星。

背景技术：

1、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。在轨运行过程中，巨大温度差异也会导致星载相机支架舱发生剧烈的热变形，从而降低成像精度。

2、相关技术中，航空航天等领域的结构和材料经常需要在复杂的环境中使用。例如，高超音速防护系统在处理温度和压力变化时面临振动和噪声的挑战。现有卫星等航天器的承载结构难以在空间环境中保持热尺寸稳定性和减隔振特性。

技术实现思路

1、本发明的目的在于提供一种零热膨胀减隔振集成的卫星承载结构、卫星，以解决卫星结构在空间环境中难以保持热尺寸稳定性和减隔振特性的技术问题。

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膨胀减隔振集成的卫星承载结构，同时具有压扭性能和零热膨胀性能，所述卫星承载结构包括多个胞元结构，所述胞元结构包括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；

4、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；

5、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。

6、根据本发明的至少一个实施方式，所述零热膨胀性能是指所述胞元结构在第一方向上具有零膨胀的热变形，所述第一方向是指：从一个所述框架结构到另一个所述框架结构的分布方向。

7、根据本发明的至少一个实施方式，各个所述曲型杆的扭转方向一致是指，所述胞元结构在第一方向上受压时，各个所述曲型杆的扭转方向一致。

8、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。

9、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。

10、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。

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的取值范围为12×10-6℃-1～24×10-6℃-1。

12、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。

13、根据本发明的至少一个实施方式，所述直杆采用5a02型铝合金、1cr18ni9型不锈钢、alsi10mg型铝合金或2b50型铝合金中的一种制备而成。

14、根据本发明的至少一个实施方式，所述曲型杆采用invar合金或1cr13型不锈钢制备而成。

15、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。

16、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。

17、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。

18、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。

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

20、所述胞元结构的宽度为两个所述直杆的长度之和；

21、所述胞元结构的高度方向与所述第一方向一致。

22、根据本发明的至少一个实施方式，当所述胞元结构在第一方向上的应变为30%，所述胞元结构整体的扭转角度的取值范围为43.54°～77.95°。

23、根据本发明的至少一个实施方式，所述胞元结构的零热膨胀性能的温度的取值范围为0℃～150℃。

24、根据本发明的至少一个实施方式，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，所述第二方向垂直于所述第一方向。

25、第二方面，本发明还提供一种卫星，包括第一方面所述的卫星承载结构。

26、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。

27、本发明示例性实施例的零热膨胀减隔振集成的卫星承载结构，同时具有压扭性能和零热膨胀性能，具体地，卫星承载结构包括多个胞元结构，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，该种胞元结构的几何结构还可以实现第一方向上的零热膨胀，具体地，当空间温度产生变化时，由于胞元结构中的n个直杆之间两两约束，且直杆的热膨胀系数大于曲型杆的热膨胀系数，两个框架结构的直杆的热膨胀变形会使得胞元结构的高度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。基于此，胞元结构可以实现在高度方向上零膨胀的热变形，从而使得该胞元结构形成的卫星承载结构，在空间环境中同时具有热尺寸稳定性和减隔振特性。

技术特征：

1.一种零热膨胀减隔振集成的卫星承载结构，其特征在于，同时具有压扭性能和零热膨胀性能，所述卫星承载结构包括多个胞元结构，所述胞元结构包括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；

2.根据权利要求1所述的卫星承载结构，其特征在于，所述零热膨胀性能是指所述胞元结构在第一方向上具有零膨胀的热变形。

3.根据权利要求1所述的卫星承载结构，其特征在于，各个所述曲型杆的扭转方向一致是指，所述胞元结构在第一方向上受压时，各个所述曲型杆的扭转方向一致。

4.根据权利要求1所述的卫星承载结构，其特征在于，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。

5.根据权利要求1所述的卫星承载结构，其特征在于，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。

6.根据权利要求1所述的卫星承载结构，其特征在于，所述直杆的热膨胀系数的取值范围为12×10-6℃-1～24×10-6℃-1。

7.根据权利要求1所述的卫星承载结构，其特征在于，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。

8.根据权利要求1所述的卫星承载结构，其特征在于，所述直杆采用5a02型铝合金、1cr18ni9型不锈钢、alsi10mg型铝合金或2b50型铝合金中的一种制备而成；和/或，

9.根据权利要求1所述的卫星承载结构，其特征在于，所述曲型杆为s型或蛇形弯折的杆。

10.一种卫星，其特征在于，包括权利要求1-9任一项所述的卫星承载结构。

技术总结本发明提供了一种零热膨胀减隔振集成的卫星承载结构、卫星，涉及航空飞行器技术领域。卫星承载结构包括多个胞元结构，该胞元结构同时具有压扭性能和零热膨胀性能，胞元结构包括N个曲型杆以及相对设置的两个框架结构，框架结构包括N个直杆，每个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；同一框架结构中，各个直杆的第一端相连接，每个直杆的第二端为自由端；不同框架结构中的直杆一一相对，每个曲型杆的一端与一个框架结构中的直杆的第二端相连，另一端与另一个框架结构中相对的直杆相邻的另一直杆的第二端相连，并且沿着各个曲型杆的分布周向，各个曲型杆扭转方向一致。该卫星承载结构同时具有热尺寸稳定性和减隔振特性。技术研发人员：陶然,李哲宇,周胜,祁俊峰,罗俊荣受保护的技术使用者：北京理工大学技术研发日：技术公布日：2024/6/5