一种综合力‑电功能的多功能航天结构一体化设计方法与流程

本发明属于航天器多功能结构技术领域，具体涉及一种综合力-电功能的多功能航天结构一体化设计方法。

背景技术：

传统的航天器设计方法中，结构系统与电源系统是分别进行单独设计，设计完毕后再到航天器平台上进行组装，这种设计方式给航天器带来了较多的冗余重量和体积。

随着航天技术的快速发展，现代航天器对结构轻量化和功能集成化提出了明确而迫切的需求。为了适应这种发展需求与趋势，急需发展一种新的多功能航天结构一体化设计方法，将电源、数据处理、热控或推进等独立功能单元与结构系统进行一体化综合设计，以实现结构、功能与材料的一体化成型，从而消除传统结构大量冗余的重量和体积，提高航天器系统平台的载荷/质量比、功能/结构比等，增大航天器内部的可利用空间，以携带更多的有效载荷，同时有效降低发射成本，延长航天器寿命，拓展航天器功能，提升航天器性能等。

截止目前，还没有关于综合力-电功能的多功能航天结构一体化设计方法的公开报道。

技术实现要素：

针对现代航天器的结构轻量化和功能集成化需求，本发明提出一种综合力-电功能的多功能航天结构一体化设计方法，通过将结构系统与电源系统进行一体化综合设计，实现结构承载、减振、电源供/蓄电等多功能的融合，即力与电的有机融合，从而提高航天器的载荷/质量比和功能/结构比。

本发明一方面从结构系统所要求的承载能力及减振降噪能力出发，提出结构总体设计方案以及具体结构参数要求，并对电池组设计提出约束条件(包括电池组的结构形式、质量、刚度以及其它结构要求等)，将之作为电池组设计验证与迭代修改的验证标准；另一方面从电源系统所要求的电学性能出发，提出电池组总体设计方案以及单体电池设计方案，并对支撑结构提出约束条件(包括导热性、稳固性、绝缘性以及其它热机电要求等)，作为结构设计验证与迭代修改的验证标准；在设计过程中，通过迭代、匹配等方式协调结构与电池组之间的耦合效应及相互约束关系，以全面实现力-电功能一体化的设计目标。具体技术方案如下：

一种综合力-电功能的多功能航天结构一体化设计方法，该方法包括三个部分，分别为：结构设计、电池组设计和约束匹配模块设计；

所述结构设计的具体步骤为：

(S11)对多功能航天结构进行结构总体方案设计；从多功能航天结构的结构构型、几何尺寸、安装方式、质量分布方面进行设计；

(S12)对多功能航天结构进行结构参数设计；在所述结构总体方案设计的基础上，对结构频率、几何参数、结构强度、结构刚度和材料特性参数进行设计；

(S13)提出对电池组设计的约束条件，作为电池组设计验证与迭代修改的验证标准；

所述电池组设计的具体步骤为：

(S21)对电池组总体方案进行设计，包括电池组电性能设计和电池组结构设计两部分；所述电池组电性能设计是以电源系统的电性能指标为依据，从电池组的总电压、总容量、串并方式、能量密度、充电体制、放电体制方面对电池组进行总体方案设计；所述电池组结构设计是从电池组的结构构型、包络尺寸、内部布局、结构质量、支撑方式、绝缘措施和导热策略方面进行设计；

(S22)对单体电池电芯进行设计，包括电芯电性能设计和电芯结构设计两部分；所述电芯电性能设计在电池组电性能设计的基础上，对单体电压、单体内阻、单体容量、放电深度及循环寿命进行设计；所述电芯结构设计是在电池组结构设计的基础上，对电芯的内部构造、材料选型、叠层方式和密封手段进行详细设计；

(S23)提出对结构设计的约束条件，作为结构设计验证与迭代修改的验证标准；

所述约束匹配模块设计的具体方法为：

根据结构与电池组两者之间的关系，设计构型约束、外形约束、重量约束、频率约束、稳固性能、绝缘性能和散热性能约束等限制条件，并依据步骤(S13)与步骤(S23)更新相关约束条件，用于检验结构设计和电池组设计是否满足要求的标准；

对初步设计出来的多功能航天结构分别进行结构设计验证、电池组设计验证，并根据验证结果对结构设计、电池组设计进行匹配、迭代和修改，直至满足多功能航天器结构功能要求。

具体地，所述结构设计验证的具体过程为：根据电池组设计提出的约束条件，逐条验证结构设计的合理性；若所有约束条件均满足，则完成结构设计；若不满足约束条件，则对结构总体方案设计和结构参数设计进行迭代修改；在修改过程中，优先修改对结构整体设计影响较小的结构参数；只有当修改结构参数不能满足约束条件时，才会对结构总体方案设计进行修改。

具体地，所述电池组设计验证的具体过程为：根据结构设计提出的约束条件，逐条验证电池组设计的合理性；若所有验证条件均满足，则确定电池组设计；若不满足验证条件，则对电池组总体方案设计和单体电池电芯设计进行修改；在修改过程中，优先修改单体电池电芯设计；在单体电池电芯设计修改中按照先局部参数，后材料选型，再到内部构造的优先级顺序依次修改；当修改单体电池电芯设计不能满足约束条件时，才对电池组总体方案设计进行修改。

具体地，所述结构设计、电池组设计的迭代和修改均采用递进迭代方式进行设计修改；首先通过较大修改步长的迭代计算，确定满足约束条件的初步改进设计方案；在此基础上，缩小修改步长，在参数取值附近搜索最优的改进设计方案。

具体地，还包括对多功能航天结构的外观与内部构造进行一体化设计的步骤，具体内容包括：内部线缆布局规划、连接方式选择、接口位置优化，使得最终设计出来的多功能航天结构外观形状规则整齐、接口位置合理，便于安装和模块化应用。

具体地，所述结构构型为方形板状结构；

所述几何尺寸依据包络约束进行确定；

所述安装方式为将多功能航天结构作为一个封闭的整体结构，在厚度方向增加上、下盖板；所述上、下盖板通过框架与多功能航天结构连接成一体，并通过螺钉连接方式将框架结构与卫星本体牢固连接；

所述质量分布设计内容为将大部分结构质量分布到电池组上，以减少框架和弹性支撑的质量比例。

具体地，所述结构频率指的是多功能航天结构系统的反共振频率f_v：

其中，m_p表示电池组的质量，m_k表示框架的质量，k_t表示弹性支撑的刚度，k_k表示框架的刚度；

所述几何参数包括框架、弹性支撑和电池组的几何尺寸；

所述结构强度设计为结构内部弹性支撑所承受应力应满足许用应力要求：

式中：σ_t为弹性支撑应力，为弹性支撑应力的许用值，a_p表示弹性支撑加速度大小，l_t、t_t分别表示弹性支撑的长、厚尺寸；

所述材料特性参数设计包括绝缘参数、导热系数、阻尼系数。

具体地，所述总电压取值范围为33V～45.6V；

所述总容量取值为10Ah；

所述能量密度要求不小于170Wh/kg；

所述充电体制规定为：电池在充电过程中采用先以2A的充电电流进行恒流充电，当单节电池电压达到4.2V后再转入恒压充电，充电的功耗不大于280W；

所述放电体制规定为：放电电流I_p和放电时间t_p需要满足如下限定条件：

其中：W_p为放电功率；η_p为放电深度，U_p表示电池组电压，C_p表示电池组电容量，变量顶部增加横线“-”表示该物理量设计要求的许用值。

具体地，所述支撑方式采用高分子弹性材料制成的弹性支撑结构作为连接件，对电池组进行弹性约束支撑；

所述绝缘措施采用以下4种方法中任一种，(1)采用铝塑复合膜对全固态聚合物锂电池单体电池进行密封；(2)采用绝缘性的有机硅凝胶对电池组进行灌封；(3)采用复合材料电池盒对电池组进行封装，电池组地线与多功能航天结构连通后又进行高阻接地设计，与航天器的地进行隔离；(4)采用绝缘的弹性支撑将电池组与框架进行连接；

所述导热策略利用弹性支撑进行散热。

采用本发明的有益效果是：本发明改变了结构系统与能源系统分别单独设计的传统方法，将两者进行一体化综合考虑，可作为一种航天器结构设计方法直接指导多功能航天结构的研制。本发明能够优化航天器结构设计流程，缩短航天结构的设计、制造和部装周期，降低航天器研制费用和发射成本，大幅扩展航天器的功能，有利于实现航天器结构的快速组装、即插即用和航天结构的模块化设计。

附图说明

图1为本发明提出的多功能航天结构一体化设计方法流程示意图；

图2为一种综合力-电功能的多功能航天结构示意图；

图3为电池组的串联和并联连接方式示意图；

图4为单体电池在厚度方向叠层方式示意图。

具体实施方式

下面结合附图对本发明的技术方案做进一步解释说明。

图1是本发明所提出的多功能航天结构一体化设计方法流程示意图。图2是应用本发明所述一体化设计方法来设计的一种综合力-电功能的多功能航天结构，作为本发明的一个具体实施例。该多功能航天结构主要由电池组、弹性支撑和框架组成，其中，电池组作为电源，采用聚合物固态锂离子电池组构成，具有供电与蓄电的功能；弹性支撑采用高分子弹性材料制成，起结构减振和支撑作用；框架为主要的承力部件，具有结构承载功能。通过将电池组以弹性约束的方式嵌入到结构内部，使该结构实现了承载、供/蓄电、减振等多功能高度融为一体。下面结合图1所示的本发明所述一体化设计方法流程示意图，来阐述应用本发明对上述多功能航天结构展开具体设计的过程。

本发明方法包括三个部分，分别为：结构设计、电池组设计和约束匹配模块设计；

结构设计，包括结构总体方案设计(1)和结构参数设计(2)；

所述结构总体方案设计根据多功能航天结构在火箭发射段提出的承载和减振要求，分别从结构构型(1-1)、几何尺寸(1-2)、安装方式(1-3)和质量分布(1-4)等方面对多功能航天结构的整体方案进行设计。在结构总体方案设计过程中，除考虑力学性能外，电池组设计也会对结构设计提出许多热、机、电等方面的约束，如电池组支撑结构的导电性、稳固性和散热性要求等。因此在结构设计中，既要实现力学性能指标，同时还要协调电池组设计提出的约束条件(见图1中的“约束匹配模块(5)”)。

(1-1)结构构型：将多功能航天结构用作一种卫星舱壁，则要求其面内尺寸远大于厚度方向的尺寸，因此将结构的整体构型选定为方形的板状。

(1-2)几何尺寸：根据包络约束(外形约束)，确定多功能航天结构整体在长l_s、宽w_s、厚t_s三个方向的几何尺寸。

(1-3)安装方式：为将多功能航天结构作为一个封闭的整体结构，如图2所示，在厚度方向，即z方向上，增加轮廓大小与框架外包络完全相同的上、下盖板。上、下盖板均分别通过螺钉连接方式固定到框架结构上，这样就使得电池组与弹性支撑位于一个由框架和上、下盖板形成的封闭空腔内，同时多功能航天结构也就形成了一个整体的、高度较小的方形板状结构(其高度尺寸主要取决于电池组的高度)，它可以通过刚度较强的螺钉连接方式牢固安装到卫星本体的舱壁结构上。

(1-4)质量分布：为提高减振效果和电池组容量，需将大部分结构质量分布到电池组结构上，减少框架和弹性支撑的质量比例。多功能航天结构的整体质量可以分解为：

式中：在变量顶部增加横线“-”表示该物理量设计要求的许用值(下同)；m_s为多功能航天结构的质量；m_p为电池组的质量；m_k为单根框架的重量；m_t为单个弹性支撑的质量；ρ_k和ρ_t分别为框架和弹性支撑的材料密度，l_k、w_k、t_k分别表示单根框架的长、宽、厚尺寸，l_t、w_t、t_t分别表示弹性支撑的长、宽、厚尺寸。

电池组的质量进一步表示为：

在结构总体方案设计(1)的基础上，对结构的强度、刚度、质量和阻尼参数等进行合理设计，如图1所示。其中弹性支撑刚度特性明显小于框架结构，是结构系统承载的薄弱环节，需要重点设计。

(2-1)结构频率：在发射过程中，卫星结构要承受较大的冲击载荷，因此，在多功能航天结构内部需要采用反共振设计思路，以减小内部电池组的振动幅度。将弹性支撑视为具有一定刚度的弹簧，而将电池组视为具有一定质量的振子，通过合理设计电池组的质量来达到反共振设计目的。电池组的运动恢复力用于抵消作用在卫星上的冲击载荷，从而起到减振效果；弹性支撑用作连接电池组与框架的连接结构，起到传递载荷和调节刚度的作用。

设电池组的质量为m_p，框架的质量为m_k，弹性支撑的刚度为k_t，框架的刚度为k_k，为实现减振效果，设计的多功能航天结构系统的反共振频率为：

式中：f_v为系统反共振频率。

(2-2)几何参数：在多功能航天结构整体几何尺寸的基础上，进一步对结构各组成的具体尺寸展开设计，主要包括框架、弹性支撑和电池组的几何尺寸。框架、弹性支撑和电池组的厚度尺寸均接近多功能航天结构的厚度。框架结构的长度与多功能航天结构的面内包络尺寸一致。然而，为给电池组设计提供充足的空间，框架的宽度w_k和弹性支撑的长l_t、宽w_t尺寸均明显小于电池组尺寸，由结构配合关系可知，电池组的尺寸满足如下关系：

式中：l、w和t分别为x、y和z方向尺寸，即长度、宽度和厚度，下标s、k、t和p分别代表多功能航天结构、框架、弹性支撑和电池组，例如l_p表示电池组的长度。

(2-3)结构强度：在火箭发射主动段，卫星结构要承受较大的振动和冲击载荷，因此，所设计的结构需要具备足够的强度以适应恶劣的力学环境，以致不会发生结构破坏。设多功能航天结构承受的最大加速度大小为a_p，则要求在加速度过载工况下，结构内部弹性支撑所承受应力应满足许用应力要求：

式中：σ_t为弹性支撑应力，为许用弹性支撑应力。

(2-4)结构刚度：在加速度过载的要求下，设加速度大小为a_p，则面内弹性支撑的变形为：

式中：Δw_e为弹性支撑在承力方向上的变形；m_p为电池组质量；k_t为弹性支撑刚度系数；E_t为弹性支撑弹性模量。此外，要求电池组刚度k_p显著大于弹性支撑刚度k_t，l_t和t_t分别表示弹性支撑的长度和厚度，既对电池组设计提出如下约束条件：

(2-5)材料特性参数：为使所设计的多功能航天结构能够很好地满足航天应用需求，还要求所采用材料的绝缘参数、导热系数、阻尼系数等材料特性参数满足设计需求。

绝缘参数：电池组为一类带电结构，为达到良好的绝缘效果，弹性支撑应用选择绝缘电阻应大于50MΩ(兆欧)的材料制作。

导热系数：为确保结构具有良好的散热性能，要求弹性支撑的导热系数大于0.2W/m·℃(瓦/米·摄氏度)。

阻尼系数：通过振动系统理论可知，弹性支撑的材料损耗因子越大，越有利于结构减振，因此可选取损耗因子为0.2的硅橡胶材料制作弹性支撑达到增大系统阻尼的目的。

电池组设计包括电池组总体方案设计和单体电池电芯进行设计，具体步骤为：

电池组总体方案设计(3)包括电池组电性能设计(3A)和电池组结构设计(3B)两部分。

电池组电性能设计(3A)根据设计要求明确多功能航天结构的电池性能指标，从电池组的总电压(3A-1)、总容量(3A-2)、串并方式(3A-3)、能量密度(3A-4)、充电体制(3A-5)、放电体制(3A-6)等方面出发对电池组进行总体方案设计。

(3A-1)总电压：根据航天器上用电负载的具体需求，确定电池组的总电压。本实施例中工作总电压选为33V～45.6V(伏)。

(3A-2)总容量：电池容量是一定条件下电池放出的电量，它也根据用电负载的需求进行确定。本实施例中总容量选为10Ah(安时)，Ah为电池容量单位。

(3A-3)串并方式：电池组内部划分n_d个单体电池以满足电池组的电压和电容量指标，各单体电池之间，可以采用并联、串联或者两者组合的方式进行连接。

对于如图3(a)所示的串联连接方式，此时的电池组电压U_p应为：

式中：U_d为单体电池平均放电电压。单体电池个数n_d和单体电池电容量C_d应分别为：

对于如图3(b)所示的并联连接方式，此时的电池组电容量为：

对应的单体电池个数n_d和单体电池平均放电电压U_d分别为：

本实施例中，采用11个额定电压为3.7V的单体电池以串联连接方式组成电池组，以满足电池组额定电压为40.7V的电压设计要求。

(3A-4)能量密度：电池能量密度表示电池的平均单位质量所释放出的电能。本实施例中，电池能量密度(电池总电量除电池总质量)要求不小于170Wh/kg，Wh/kg为能量密度单位，实施例中可选用聚合物固态锂离子电池。

(3A-5)充电体制：电池在充电过程中采用先以2A的充电电流进行恒流充电，当单节电池电压达到4.2V后再转入恒压充电，充电的功耗不大于280W。

(3A-6)放电体制：为了满足放电功率W_p和放电深度η_p等放电性能要求，需要对电池的放电体制进行设计。具体要求放电电流I_p和放电时间t_p需要满足如下限定条件：

其中：W_p为放电功率；η_p为放电深度，表示许用放电功率，表示许用放电深度。

电池组结构设计(3B)从电池组的结构构型(3B-1)、包络尺寸(3B-2)、内部布局(3B-3)、结构质量(3B-4)、支撑方式(3B-5)、绝缘措施(3B-6)和导热策略(3B-7)等方面进行结构相关设计。

(3B-1)电池组的结构构型：本实施例中，组成电池组的各单体电池完全相同，因此可沿着电池组长度、宽度和厚度方向布局。设定沿长度、宽度和厚度方向布置的单体电池数量分别为n_l、n_w和n_t，根据以上规定可以得到单体电池尺寸与电池组尺寸之间的对应关系：

式中：l_d、w_d和t_d分别为单体电池的长度、宽度和高度。

(3B-2)包络尺寸：电池组结构尺寸与电池组体积比容量成反比关系。因此根据电池组体积比容量，可以得到结构尺寸的限定条件如下：

式中：w_pv为电池组体积比容量，表示许用电池组体积比容量。在满足电池组体积比容量要求的同时，电池组尺寸还应满足式(4)给出的结构几何尺寸要求。

(3B-3)内部布局：根据所确定的电池组串并方式，决定每个电池在电池组内部的布局方式。本实施例中，采用11个单体电池进行串联，其布局采用双层叠放的方式：将11个电池分为两层叠放，下层6个，上层5个，上层剩余的1个空间可用于电池组连接电缆的布线。

此外，在设计过程中，还对多功能航天结构的外观与内部构造进行一体化设计，包括：内部线缆布局规划、连接方式选择、接口位置优化等，使得最终设计出来的多功能航天结构外观形状规则整齐、接口位置合理，便于安装和模块化应用。

(3B-4)结构质量：电池组的质量特性不仅与电池组的能量密度密切相关，同时还是影响多功能航天结构系统固有频率的重要因素，如下式所示：

式中：w_pm为电池组能量密度；f_s为系统固有频率。

在设计中还需要协调力学和电学两方面性能的约束，对式(16)进行整理得到电池组质量设计的限定条件：

式中，m_p为电池组的质量，U_p和C_p分别为电池组的电压和容量，k_t为弹性支撑的刚度，w_pm为电池组能量密度，f_s为结构实际固有频率，而为电池组能量密度的许用值，为结构固有频率许用值。

(3B-5)支撑方式：为实现结构内部的减振，并保护电池组不受到破坏。本实施例采用一种由高分子弹性材料制成的弹性支撑结构作为连接件，对电池组进行弹性约束支撑。

(3B-6)绝缘措施：电池组为一类带电设备，本实施例中，主要采用如下途径对其进行绝缘：(1)采用铝塑复合膜对全固态聚合物锂电池单体电池进行密封，电池的外壳不导电；(2)采用绝缘性的有机硅凝胶对电池组进行灌封；(3)采用复合材料电池盒对电池组进行封装，电池组地线与多功能航天结构连通后又进行高阻接地设计，与航天器的地进行隔离；(4)采用绝缘的弹性支撑将电池组与框架进行连接。

(3B-7)导热策略：需要采用一定的方法对电池组工作过程产生的大量热量予以散除。本实施例中利用弹性支撑进行散热。

所述单体电池电芯设计(4)包括电芯电性能设计(4A)和电芯结构设计(4B)两部分。

其中，电芯结构设计(4B)是在电池组结构设计(3B)的基础上，对电芯的内部构造(4B-1)、材料选型(4B-2)、叠层方式(4B-3)和密封手段(4B-4)等进行详细设计。

(4B-1)内部构造：本实施例选用锂离子电池作为基本储能单元：电池表面粘贴铝塑膜，用于保护电池内部结构，即沿厚度方向铝塑膜层数为2；电池内部由薄膜状材料沿厚度方向周期性叠加而成(如图4所示)，在每个周期内部按照正集流体、正极膜、隔膜、负极膜、负集流体、负极膜、隔膜、正极膜顺序依次叠加，并在端部增加一层正集流体以保证电池充放电过程顺利进行。每层材料面内长度和宽度相同，近似等于单体电池长度和宽度尺寸。每个电池铺层周期数为n_c，各种材料的层数可以表示为：

式中：n_z、n_f、n_zj、n_fj、n_g和n_l分别为正极膜层数、负极膜层数、正集流体层数、负集流体层数、隔膜层数和铝塑膜层数。

(4B-2)材料选型：电压是电池正极和负极材料的固有属性，只能通过改变正负极材料体系的方式来改变。本实施例中，为满足单体电池平均放电电压为3.7V的设计要求，选择钴酸锂-石墨体系，其平均放电电压在3.6V到3.7V之间。其中，正、负集流体材料分别为铝和铜；正极膜由正极储能材料(钴酸锂)、正极导电剂(乙炔碳黑)和正极粘结剂(偏氟乙烯均聚物)组合而成，三种材料的密度参数分别为ρ_zc、ρ_zd和ρ_zz，按照σ_zc：σ_zd：σ_zz质量比例混合，混合后的正极膜质量密度ρ_z为：

类似地，负极膜由储能材料(石墨)、负极导电剂(超导碳黑)和负极粘结剂(偏氟乙烯与含氟乙烯基单体的共聚物)组合而成，三种材料的密度参数分别为ρ_fc、ρ_fd和ρ_fz，按照σ_fc：σ_fd：σ_fz质量比例混合后的负极膜质量密度ρ_f为：

隔膜由聚合物和附加材料(二氧化硅)组成，两种材料的密度参数分别为ρ_gj和ρ_gf，按照σ_gj：σ_gf的质量比例混合后的隔膜质量密度ρ_g为：

(4B-3)叠层方式：本实施例中，锂离子电池的内部采用叠层构造，由隔膜、正极片、负极片等多层组成。其中，正极是采用钴酸锂材料(LiCoO2)、磷酸铁锂(LiFePO4)和三元材料(NCA、NCM)等主要活性材料与导电剂(乙炔碳黑、超导碳黑、石墨等)、粘合剂(偏氟乙烯均聚物或者偏氟乙烯与含氟乙烯基单体的共聚物)合成膏状，成膜，然后双面热复合在带孔的铝箔(集流体)上，通过烘干、碾压、激光切片后制备成正极片；负极是采用炭材料(石墨)为主要活性材料与导电剂(乙炔碳黑、超导碳黑)、粘合剂(偏氟乙烯均聚物或者偏氟乙烯与含氟乙烯基单体的共聚物)合成膏状，成膜，双面热复合在铜箔(集流体)上，通过烘干、碾压、激光切片制备成负极片；所述隔膜主体是采用偏氟乙烯均聚物或者偏氟乙烯与含氟乙烯基单体的共聚物制成；冲切后的正极片上预留光边，不涂布活性物质，作为正极耳引出，用于焊接由铝合金材料制成的正极耳片；同样，冲切后的负极片上预留光边，不涂布活性物质，作为负极耳引出，用于焊接由镍铜合金材料制成的负极耳片。冲切后的电极片使用电极表面清粉碾压设备，可以保证极片周边毛刺处于可接受范围，同时保证电极表面无粉尘，降低电芯短路的几率。

(4B-4)密封手段：单体电池的外壳表面包覆铝塑复合保护膜，以进行保护处理。

电芯电性能设计(4A)是在电池组电性能设计(3A)的基础上，对单体电压(4A-1)、单体内阻(4A-2)、单体容量(4A-3)、放电深度(4A-4)以及循环寿命(4A-5)等进行合理设计。

单体电压(4A-1)：由于本实施例中单体电池之间采用串联方式连接，因此单体电池的电压为电池的总电压除以电池的数量，其值需要根据具体的应用场合来进行选定。本实施例中单体电池电压选为3.7V。

单体内阻(4A-2)：单体电池内阻是电池在工作时电流流过电池内部所受到的阻力，主要由电极材料、隔膜电阻等组成，与电池的尺寸、结构、装配等有关。本实施例中要求单体电池内阻小于50mΩ(毫欧)。

单体容量(4A-3)：单体电池的电容量参数取决于正极和负极储能材料的质量，并且两者储能材料质量还需满足单体电池整体质量约束。正极膜和负极膜能量密度ω_z和ω_f分别为：

式中：w_zc和w_fc分别为正、负极储能材料的能量密度，σ_zc和σ_fc分别为正极膜和负极膜的质量比例系数。

为满足电池电容量C_d要求，正极膜和负极膜质量m_z和m_f应具有如下关系：

上式中正极膜和负极膜质量为：

其中：m_z和m_f为正、负极膜总质量；t_z和t_f为正、负极膜厚度。此外，为满足电池质量要求，要求内部结构参数满足如下结构设计要求：

式中，m表示质量，n表示层数，t表示厚度，而下标z、f、zj、fj、g和l分别代表正极膜、负极膜、正集流体、负集流体、隔膜层和铝塑膜，例如m_zj、n_zj和t_zj为正集流体质量、正集流体层数和正集流体厚度。

进一步将式(20)和式(21)进行整理得到：

式中，w_zc和w_fc分别为正、负极储能材料的能量密度，σ_zc和σ_fc分别为正极膜和负极膜的质量比例系数，n_f为负极膜层数，l_d和w_d分别为单体电池的长度和宽度，n_d为单体电池个数，为电池组容量许用值，ρ_z、ρ_f、ρ_zj、ρ_fj、ρ_g和ρ_l分别为正极膜、负极膜、正集流体、负集流体、隔膜和铝塑膜的质量密度，ρ_k和ρ_t分别为框架和弹性支撑的材料密度，l_k、w_k和t_k分别为框架的长度、宽度和厚度，l_t、w_t和t_t分别为弹性支撑的长度、宽度和厚度，m_s为多功能航天结构质量的许用值。

式(22)为电池内部结构参数对电池组设计和结构设计的影响关系。设计过程中选定一组初始设计参数基础上，通过循环配对修改各参数取值。若所满足式(22)要求，则确定电池组设计方案；若不满足验证条件则需要对电池组方案设计和电池参数设计进行修改。在修改过程中，为了尽可能小的改变电池组设计，优先修改对电池组整体设计影响较小的电池参数。在电池参数修改中按照先局部参数，后材料选型，再到内部构造的优先级顺序依次修改。当修改单体电池参数不能满足约束条件时，方可对电池组方案设计进行修改。在修改方法方面，与结构设计修改相同，采用前述递进迭代方式进行修改。

放电深度(4A-4)：放电深度是电池使用过程中，电池放出的容量占额定容量的百分比。本实施例中，总电量为40.7V(伏)×10Ah(安时)＝407Wh(瓦时)，选择放电时间为30～72min(分钟)，此时放电电量最大为327Wh(瓦时)，放电深度约为327Wh÷407Wh×100％＝76％。

循环寿命(4A-5)：锂离子电池在完全充电后完全放电，循环进行，直到容量衰减为初始容量的75％，此时的循环次数即为该锂离子电池之循环寿命。循环寿命与锂离子电池充放电条件、锂离子电池内阻结构和材料性能等有关。本实施例中，锂电池的循环寿命设计为不低于1000次。

约束匹配模块(5)是检验结构设计和电池组设计是否满足要求的标准。约束匹配模块(5)主要包括构型约束(5-1)、外形约束(5-2)、重量约束(5-3)、频率约束(5-4)、稳固性能(5-5)、绝缘性能(5-6)和散热性能(5-7)等各种约束限制条件。

在结构设计过程中，在初步确定电池组刚度和质量、弹性支撑弹性模量和尺寸等结构参数的基础上，进一步将电池组设计提出的支撑结构导电系数、刚度系数和传热系数要求作为结构设计约束，分别与对应的物理量进行比较，逐条验证结构设计的合理性。若所有约束条件均满足，则完成结构设计；若不满足验证条件，则需要对结构总体方案设计(1)和结构参数设计(2)进行迭代修改。在修改过程中，为了尽可能减小对结构设计的改变，优先修改对结构整体设计影响较小的结构参数；只有当修改结构参数不能满足约束条件时，才会对结构总体方案设计(1)进行改进设计。

在电池组设计方案验证过程中，根据结构设计提出的约束条件，逐条验证电池组设计的合理性；若所有验证条件均满足，则确定电池组设计方案；若不满足验证条件，则对电池组总体方案设计(3)和单体电池电芯设计(4)进行修改；在修改过程中，为了尽可能小的改变电池组设计，优先修改单体电池设计；在单体电池修改设计中按照先局部参数，后材料选型，再到内部构造的优先级顺序依次修改；当修改单体电池电芯设计(4)不能满足约束条件时，方可对电池组总体方案设计(3)进行修改。

在修改方法方面，采用递进迭代方式进行修改。首先通过较大修改步长迭代计算，确定可以满足约束条件的初步改进设计方案；在此基础上，缩小修改步长，在参数取值附近搜索最优的改进设计方案。

当设计完毕后(即：发明内容中步骤(S11)和(S12)、步骤(S21)和(S22)设计的结构)，一方面检验从力学性能角度出发的结构力学设计结果是否满足电学性能要求，另一方面检验从电学性能角度出发的电性能设计结果是否满足结构性能要求。只有当多功能结构设计方案同时通过结构设计验证和电池组设计验证，即约束匹配模块(5)中所有的约束条件同时得到满足，这样所得到的设计结果才是满足承载能力、减振性能及电池组电性能的力-电功能一体化设计结果。

按照以上步骤设计，并通过所有迭代验证的多功能结构一体化设计方案可以满足承载能力、减振性能及电池组电性能等多功能要求。

利用本发明所述一体化设计方法设计了一种“电能与力学环境管理多功能结构”(详见专利申请，申请号：201610307086.1)，把承载、减振和蓄能等功能单元与卫星结构平台有机融合，充分发挥多功能结构一体化设计和制造技术的优势，使卫星性能更优：(1)消除了传统卫星大量冗余重量和体积，提升了卫星有效载荷比，提高了卫星的工作效能；(2)增大了卫星燃料比重，延长了卫星的工作寿命；(3)加快了卫星设计和制造速度，缩短了卫星的研制周期；(4)缩减了卫星加工和测试费用，降低了卫星研制和发射成本；(5)有效增强了卫星对振动、温度和电磁等复杂空间环境的适应性。

由此可见，本发明改变了结构与能源分别单独设计的传统方法，将两者一体化考虑，优化了设计流程，为航天器结构设计提供了新方法，可以直接指导多功能结构研制，明显缩短航天器的设计、制造和部装周期，降低航天器研制成本和发射成本，并有利于实现航天器结构的快速组装、即插即用和航天结构的模块化设计。利用本发明所设计的多功能航天结构应用于航天工程，可以显著减轻航天器重量、增加载荷比、延长寿命、拓展航天器的功能。

本领域技术人员将清楚本发明的范围不限制于以上讨论的示例，有可能对其进行若干改变和修改，而不脱离所附权利要求书限定的本发明的范围。尽管己经在附图和说明书中详细图示和描述了本发明，但这样的说明和描述仅是说明或示意性的，而非限制性的。本发明并不限于所公开的实施例。在权利要求书中，术语“包括”不排除其他步骤或元素，而不定冠词“一个”或“一种”不排除多个。在彼此不同的从属权利要求中引用的某些措施的事实不意味着这些措施的组合不能被有利地使用。权利要求书中的任何参考标记不构成对本发明的范围的限制。