一种桁架式全挠性航天器结构平台的制作方法

本发明属于航天器结构设计技术领域，具体涉及一种桁架式全挠性航天器结构平台。

背景技术：

航天器又称空间飞行器、太空飞行器，主要包括人造地球卫星、空间探测器、货运飞船、载人飞船以及空间站等。传统航天器的结构平台多是采用“中心本体+两侧太阳翼”结构(例如我国的“东方红四号”通讯卫星、“嫦娥二号”探月卫星等)，或者“中心本体+单侧太阳翼”结构(例如我国的“风云三号”气象卫星)。这类航天器的本体为一类封闭式舱体结构，其刚度较大，在动力学分析中可视作刚体；而布置在本体两侧或单侧的太阳翼柔性较大，通常视为挠性附件结构。

随着现代大型航天器的技术性能向大容量、高功率的方向发展，航天器对系统能源提出了越来越强烈的需求。以具有代表性的一类电推进航天器为例，为满足任务需要，其对输入功率的要求达到了几十甚至上百、乃至数百千瓦的水平。按照每平方米200～300瓦的发电效率，这就意味着太阳翼的面积将要达到上百甚至数百平方米。对于如此巨大面积的太阳翼，如果仍然采用传统的航天器结构平台技术方案，其结构基频必然非常低(小于1hz甚至0.1hz)，这就不可避免地会与航天器姿态控制系统发生耦合，从而导致系统发生共振的危险。另一方面，从航天发射成本的角度考虑(每公斤载荷的成本达5千～1万美元)，希望现代航天器设计应尽可能地减轻质量，而在新材料技术没有取得跨越式突破发展的前提下，常规航天器结构平台的重量难以进一步有效降低。因此，传统的航天器结构平台方案难以克服由于超高功率需求而带来的超大面积太阳翼结构所具有的极低振动基频问题，不能同时很好地实现航天器系统的大尺寸、轻质量和高刚度。

技术实现要素：

本发明的主要目的是提供一种桁架式全挠性航天器结构平台，旨在解决现有的航天器结构平台方案不能很好地同时具备大尺寸、轻质量和高刚度等特性的问题。

为实现上述目的，本发明提出一种桁架式全挠性航天器结构平台，主要包括桁架结构和可展太阳电池阵两部分，所述桁架结构包括一个交汇节点舱和若干个桁架边，交汇节点舱将各条桁架边连接成整体，桁架边由若干个基本桁架结构单元拼接而成，可展太阳电池阵铺设在桁架结构的上方形成一个能够获取太阳光的平面。

优选的，所述基本桁架结构单元是由多根桁架杆和多个桁架节点连接而成的长方体状稳定结构。

优选的，所述交汇节点舱为一个在表面设置有舱板的基本桁架结构单元。

优选的，所述桁架结构由四条桁架边和处于中心的交汇节点舱构成，桁架结构呈十字型，而所述桁架式全挠性航天器结构的整体外形为正方形构型。

优选的，所述桁架结构由三条桁架边和处于中心的交汇节点舱构成，而所述桁架式全挠性航天器结构的整体外形为三角形构型。

优选的，所述桁架结构由五条桁架边和处于中心的交汇节点舱构成，而所述桁架式全挠性航天器结构的整体外形为正五边形构型。

优选的，所述桁架结构由八条桁架边和处于中心的交汇节点舱构成，桁架结构呈“米”字型，而所述桁架式全挠性航天器结构的整体外形为正八边形构型。

优选的，在所述桁架边的上方还设有矩形的贴装太阳电池阵。

优选的，航天器上搭载的各种设备载荷通过悬挂在桁架结构下方或者设置在基本桁架结构单元内部空腔的方式来实现安装。

与现有技术相比，本发明技术方案的有益效果主要体现在以下几个方面：

其一，本发明大幅提高了航天器结构系统的刚度。传统的航天器结构平台通常是采用在中心本体的两侧或者一侧通过支架连接太阳能电池阵的方案，而本发明中，太阳能电池阵直接铺设在作为主承力结构的桁架结构上方，太阳能电池阵与桁架结构连接成一个整体，且连接更加稳固，因而挠性的太阳能电池阵获得了更好的支撑，从而使得系统的刚度得到大幅提高。

其二，本发明还大大减轻了系统的质量，从而大大提高了系统的有效载荷比。由于本发明采用桁架结构作为主承力结构，桁架是一类轻质量且高承载能力的结构，因而也就大大缩减了航天器系统的质量，有利于提高系统的有效载荷比，使得更多的质量能够分配到载荷上，有利于增大航天任务的效能。

其三，本发明中，由于桁架结构采用数量众多的基本桁架结构单元拼接组合而成，因而平台系统具有良好的扩展性，可以根据需要灵活方便地组装成各种构型，以适应不同尺寸的航天器设计任务的需要。

其四，本发明还利于未来航天器在轨维修和在轨组装等任务的实施。传统的航天器结构平台多是结构不变、封闭完好的多面体，如四棱柱、六棱柱、圆柱体或圆锥体等，航天器整体结构较为复杂，难以实现内部有效载荷的在轨维修；而本发明采用的是由多个基本单元组合而成的桁架式结构，其内部为中空，因而非常便于在轨维修等任务的开展以及在轨组装等任务的实施。

此外，本发明还具有高承载、大功率、高散热、长寿命以及高可靠性等特点。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图示出的结构获得其他的附图。

图1为本发明所述桁架式全挠性航天器结构平台第一实施例的立体示意图；

图2为图1的正视图；

图3为图1的背视图；

图4为桁架结构的示意图；

图5为一种基本桁架结构单元的示意图；

图6为另一种基本桁架结构单元的示意图；

图7为设备悬挂在桁架外部的安装方式示意图；

图8为设备置于桁架内部空腔的安装方式示意图；

图9为第一实施例所示结构的有限元模型图。

图10为第一实施例所示结构的前两阶模态振型图，其中，图10(a)为第一阶振型，图10(b)为第二阶振型；

图11为本发明所述桁架式全挠性航天器结构平台的第二实施例；

图12为本发明所述桁架式全挠性航天器结构平台的第三实施例；

图13为本发明所述桁架式全挠性航天器结构平台的第四实施例。

本发明的附图标号说明：

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

本发明提出了一种桁架式全挠性航天器结构平台，采用可扩展式桁架结构作为航天器的主承力结构；太阳电池阵铺设在桁架结构的上方形成一个能够获取阳光的平面，从而为航天器提供所需的能源输入，同时太阳能电池阵还可为航天器上有遮阳需求的载荷或设备提供遮阳作用；桁架结构除上述支撑太阳电池阵的作用外，还作为航天器的承载结构，为航天器上搭载的设备载荷提供安装条件，各种设备载荷可以通过安装在基本桁架单元内部空腔或者悬挂在桁架结构下方的方式实现在航天器上的安装。

航天器太阳电池阵是一类典型的挠性结构，在研究分析时通常将航天器等效为“中心刚体+挠性附件”结构，但本发明有所不同，与传统的航天器平台相比，由于作为航天器主承力结构的桁架也是一类挠性结构，其挠性不可忽略，因此不能再认为是“中心刚体+挠性附件”结构，而是一种“挠性支撑桁架+挠性太阳电池阵”的结构，这里我们将其称为全挠性结构。

第一实施例

请参照图1、图2和图3，为本发明第一实施例的示意图。通常，太阳电池阵既可看作是航天器电源分系统的组成部分，也可看作是航天器结构机构分系统的组成部分。在本发明中，将太阳电池阵视为航天器结构机构分系统的组成，即太阳电池阵为航天器平台的一部分，因此，本发明所述桁架式全挠性航天器平台结构主要由桁架结构1和可展太阳电池阵2两部分构成。

本实施例中，设定任务目标为设计一个电功率不小于100千瓦的航天器。按照250瓦每平方米的太阳电池片发电效率初略计算，太阳电池阵的面积应不小于400平方米。

为实现该任务目标，将桁架结构1设计为一个由四条相同长度桁架边构成的“十”字型结构，各条桁架边在交汇节点舱11处相连接，相邻两条桁架边之间的夹角为90°；可展太阳电池阵2共设有四块，并设计成直角三角形构型，分别位于四条桁架边所形成的区域内，每一块太阳电池阵的两条边均与桁架结构1连接，各块太阳电池阵的尺寸均相同(这里我们定义在桁架上装有可展太阳电池阵的一侧为“桁架的上方”，反之为“桁架的下方”)。由此，桁架结构1和四块可展太阳电池阵2共同构成了一个整体外形为正方形的平台结构。为进一步增大可用太阳电池阵的面积，在四条桁架边上方还设有四块矩形的贴装太阳电池阵7。

按照上述构型方案，将桁架边的长度设计为13.5米、宽度设计为1米，这样可以计算得到：四块可展太阳电池阵2的总面积为0.5×13.5×13.5×4＝364.5平方米，而四块贴装太阳电池阵7的总面积为1×13.5×4＝54平方米，进而得到航天器的太阳能电池阵总面积为364.5+54＝418.5平方米，由此可见满足面积不小于400平方米的设计要求。

下面进一步阐述航天器的系统组成。

桁架结构1的结构示意图如图4所示，其作为本发明所述全挠性航天器结构平台的主承力结构，是本发明的重要组成。桁架结构1是由多个基本桁架结构单元12拼接组合而成的结构，具有良好的拓展性，即选择不同数量的基本桁架结构单元12来实现不同尺寸的桁架规模大小。基本桁架结构单元12可以有由多种形式，图5和图6给出了示例的两种形式。不管是何种形式，基本桁架结构单元12都可以认为是由多根桁架杆101和多个桁架节点102连接而成的长方体状稳定结构，不同形式主要表现在桁架杆101的拼接方式不同而已。桁架杆101可以是采用铝合金、钛合金或者碳纤维等材料制作而成的空心杆件，末端设有螺纹；桁架节点102可以是中空的小球体，表面开设有多个螺纹孔；而桁架杆101和桁架节点102之间可以采用螺纹方式连接。

除支撑可展太阳电池阵2和贴装太阳电池阵7外，桁架结构1还是用于安装航天器所需要搭载的设备载荷的结构平台。设备载荷的安装方式主要有两种，分别如图7和图8所示。图7示出了直接悬挂在桁架下方的安装方式，对于航天器上的一类载荷或设备，如燃料贮箱3和通信天线4等，可以采用这种安装方式。图8示出了设置于基本桁架结构单元内部空腔的安装方式，一些典型的舱内设备9(如电源管理单元、星载计算机、数据传输单元、飞轮、力矩陀螺等)适于采用这种安装方式。值得说明的是，采用图8所示这种安装方式时，可在基本桁架结构单元的六个面上设置舱板10，从而形成空腔并提供安装底座条件。当内部空腔体积不能满足个别舱内设备的安装需要时，可以采用两个或两个以上的基本桁架结构单元12来形成空腔以满足需要，只需去掉位于这些基本桁架结构单元12连接面上的桁架杆即可；当然，还可以单独增大一个基本桁架结构单元12的大小(例如增大该基本桁架结构单元的长度、宽度或者高度方向的尺寸)，而其它基本桁架结构单元12的大小保持不变，这对基本桁架结构单元之间的连接不会构成太大影响。

由于本发明中桁架结构1是由多个基本桁架结构单元12拼接组装而成，这样可以根据需要灵活地组装形成各种构型。同时，也可以通过调整基本桁架结构单元12的数量来增减航天器平台的规模，以满足不同尺寸航天器设计任务的需要，具有方便、快捷以及适应性好的优点。

此外，在桁架结构1的中心位置处，即各条桁架边的交汇处，设置有一个交汇节点舱11，该舱主要用于将各条桁架边的连接成整体，还可以同样用于安装一些舱内设备，值得注意的是，该交汇节点舱11也可以理解为一个在表面设置有舱板的基本桁架结构单元12，其尺寸可以与其它基本桁架结构单元12不同，也可以相同；而在桁架的外端，还设置有用于轨道保持和控制的轨控推力器5、以及用于姿态调整的姿控推力器6等。

为了表明本发明取得的技术效果，我们采用msc公司patran软件建立图1所示结构的有限元模型，所获得的结构有限元模型图如图9所示。假设桁架杆为外径12mm、内径8mm的空心圆管，且采用弹性模量为280gpa的碳纤维m40材料制作而成，而太阳电池阵的基板采用弹性模量为5gpa的聚酰亚胺薄膜材料制作，太阳电池片的质量面密度为1g/cm²，且仅考虑太阳电池片的质量贡献，采用msc公司nastran软件进行结构动力学仿真分析，得到结构的前两阶模态振型分别如图10(a)和图10(b)所示。从图10(a)可以看出，第一阶模态主要表现为桁架结构的振动；而第二阶模态主要为太阳电池阵的振动。同时，数值仿真得到结构的前两阶模态频率分别为0.264hz和0.309hz，由此可见，相比同样尺寸的传统航天器结构平台0.1hz左右的基频(即第一阶频率)，本发明所示的全挠性航天器结构平台的基频更高，这意味着其结构刚度更好。

此外，显而易见的是，由于本发明采用了桁架结构1作为航天器的主承力结构，相比传统的中心承力筒结构或者封闭式舱板结构，显然具有更轻的质量，这样就有效提高了航天器系统的有效载荷比，即在同样系统总质量的前提下，载荷质量占系统总质量的百分比更大。

第二实施例

图11示出了本发明的第二实施例。如图所示，桁架结构1由三条等长度的边构成，各边之间的夹角为120°，而可展太阳电池阵2共设有三块，分别位于三条桁架边所形成的区域内，每一块太阳电池阵的尺寸相同，且每一块太阳电池阵的两条边均与桁架结构1连接。由桁架结构1和三块可展太阳电池阵2所构成的全挠性航天器平台结构的整体外形呈等边三角形构型。

第三实施例

图12示出了本发明的第三实施例。如图所示，桁架结构1由五条等长度的边构成，各边之间的夹角为72°，而可展太阳电池阵2共设有五块，每一块太阳电池阵的尺寸相同，且每一块太阳电池阵的两条边均与桁架结构1相连接。由桁架结构1和五块可展太阳电池阵2所构成的全挠性航天器平台的整体外形呈正五边形构型。

第四实施例

图13示出了本发明的第四实施例。如图所示，桁架结构1呈现出“米”字型构型，由八条等长度的边构成，各边之间的夹角为45°，而可展太阳电池阵2共有八块，每一块太阳电池阵的尺寸相同，且每一块太阳电池阵的两条边均与桁架结构1连接。由桁架结构1和八块可展太阳电池阵2所构成的全挠性航天器平台的整体外形呈正八边形。

以上所述仅为本发明的优选实施例，并非因此限制本发明的专利范围，凡是在本发明的发明构思下，利用本发明说明书及附图内容所作的等效结构变换，或直接/间接运用在其他相关的技术领域均包括在本发明的专利保护范围内。