一种减隔振零热膨胀航天飞行器承载结构、航天飞行器

本发明涉及航天飞行器，尤其涉及一种减隔振零热膨胀航天飞行器承载结构、航天飞行器。

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，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。现有航天飞行器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减隔振零热膨胀航天飞行器承载结构、航天飞行器，以解决航天飞行器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，本发明提供一种减隔振零热膨胀航天飞行器承载结构，所述航天飞行器承载结构包括胞元结构，所述胞元结构包括两个互为镜像的子胞元结构，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、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；

6、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；

7、所述第一方向是指：从一个所述子胞元结构到另一个所述子胞元结构的分布方向。

8、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。

9、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。

10、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。

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大于所述曲型杆的热膨胀系数。

12、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。

13、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。

14、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。

15、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。

16、根据本发明的至少一个实施方式，所述曲型杆采用invar合金、1cr13型不锈钢或4j33型陶瓷材料中的一种制备而成。

17、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。

18、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。

19、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。

20、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。

21、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，

22、所述子胞元结构的宽度为两个所述直杆的长度之和；

23、所述子胞元结构的高度方向与所述第一方向一致。

24、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%时，所述胞元结构整体的扭转角度的取值范围为33.95°～77.95°。

25、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℃。

26、根据本发明的至少一个实施方式，所述胞元结构为一体成型结构。

27、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。

28、第二方面，本发明还提供一种航天飞行器，包括第一方面所述的航天飞行器承载结构。

29、根据本发明的至少一个实施方式，所述航天飞行器包括星载相机支架舱，所述星载相机支架舱由所述航天飞行器承载结构形成。

30、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。

31、本发明示例性实施例减隔振零热膨胀航天飞行器承载结构，同时具有压扭性能和零热膨胀性能，具体地，航天飞行器承载结构包括胞元结构，胞元结构包括两个互为镜像的子胞元结构。每个子胞元结构包括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个直杆一端均相连，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。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，该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，两个框架结构中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子胞元高度h增大，因此，子胞元结构在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。

32、进一步地，当两个子胞元结构中相应的框架结构相连且二者互为镜像形成胞元结构时，在胞元结构的第一方向上受压的情况下，两个子胞元结构中相连的框架结构相对于两端的框架结构发生扭转，而位于两端的框架结构相对不扭转，整个胞元结构稳定性高。由此可知，两个子胞元结构均具有零热膨胀的基础上，该胞元结构在第一方向上也具有零热膨胀性，同时，中间的框架结构进行扭转，而两端的框架结构不扭转，吸能减振效果好。基于此，由胞元结构形成的航天飞行器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：

1.一种减隔振零热膨胀航天飞行器承载结构，其特征在于，所述航天飞行器承载结构包括胞元结构，所述胞元结构包括两个互为镜像的子胞元结构，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所述的航天飞行器承载结构，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。

3.根据权利要求1所述的航天飞行器承载结构，其特征在于，所述曲型杆的横截面的形状为圆形、正多边形中的一种。

4.根据权利要求1所述的航天飞行器承载结构，其特征在于，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。

5.根据权利要求1所述的航天飞行器承载结构，其特征在于，当所述胞元结构在第一方向上的应变为30%时，所述胞元结构整体的扭转角度的取值范围为33.95°～77.95°。

6.根据权利要求1所述的航天飞行器承载结构，其特征在于，所述胞元结构的零热膨胀性能的温度的取值范围为0℃～150℃。

7.根据权利要求1所述的航天飞行器承载结构，其特征在于，所述胞元结构为一体成型结构。

8.根据权利要求7所述的航天飞行器承载结构，其特征在于，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。

9.一种航天飞行器，其特征在于，包括权利要求1-7任一项所述的航天飞行器承载结构。

10.根据权利要求9所述的航天飞行器，其特征在于，所述航天飞行器包括星载相机支架舱，所述星载相机支架舱由所述航天飞行器承载结构形成。

技术总结本发明提供了减隔振零热膨胀航天飞行器承载结构、航天飞行器，涉及航天飞行器技术领域。该航天飞行器承载结构中的胞元结构包括两个互为镜像的子胞元结构，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，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；同一子胞元结构，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；两个子胞元结构中相连的框架结构相对于两个子胞元结构中相互远离的框架结构扭转。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