兼具高共振频率和热失配零翘曲的超结构及其确定方法与流程

本发明涉及航天器高精度有效载荷与航天器结构之间的连接结构，尤其涉及异质结构的热失配变形释放结构中，兼具高共振频率和热失配零翘曲的超结构及其确定方法。

背景技术：

合成孔径雷达、光学相机、星敏感器等有效载荷是航天器实现天基定标与测量、空间科学与探测等功能的主要手段，其在空间轨道运行时，受太阳照射角度的影响，温度会在一定范围内变化。为了实现高分辨率测量、成像与监视，高性能有效载荷对航天器结构的热变形提出了苛刻的要求。有效载荷与航天器结构选材往往不同，构成异质结构，在温度变化时，由于两种材料的热变形不匹配，将产生翘曲变形，影响微波或光学遥感成像精度，或者影响天线指向精度。为了降低热变形，现有技术一般从材料和结构两个尺度进行设计：在材料尺度通过合金材料或复合材料技术实现热变形近零膨胀；在结构尺度通过结构设计实现热变形相互抵消或者热变形柔性释放。然而，现有材料尺度的技术方案，导致材料脆性、高密度、各向异性或者制造工艺复杂等缺点，而现有结构尺度的技术方案，存在结构固有频率过低，无法满足火箭发射对航天器结构最小固有频率要求，尤其是对于近百公斤量级或更重的有效载荷，还需要设计额外的压紧机构，用于提高发射时的固有频率，但压紧机构大大增加了结构重量成本，压紧机构的引入还导致系统可靠性降低。

技术实现要素：

为至少在一定程度上克服现有技术中的上述问题，本发明提供一种兼具高共振频率和热失配零翘曲的超结构及其确定方法，基于本发明提供的超结构，在温度变化时的翘曲变形接近于零，而且具有高的一阶共振频率的特性，满足航天器结构在轨尺寸稳定性和发射高刚度的使用要求。

第一方面，本发明提出了一种兼具高共振频率和热失配零翘曲的超结构确定方法，该超结构用于异质结构中待连接结构的连接，包括：多级微结构；每一级微结构包括多个微结构单元；所述多级微结构由外向内分布，各级微结构具有自相似特征每级微结构在面内形成的包络线与异质结构的面内外形轮廓线均具有几何相似关系，该超结构确定方法包括如下步骤：：

步骤1)、建立有限元分析模型，所述有限元分析模型为包括第一结构板、第二结构板，以及刚性连接于所述第一结构板和所述第二结构板之间的超结构的模型；在该模型中，所述第二结构板与有效载荷刚性连接；

其中，第一结构板的材料热膨胀系数为α1，第二结构板的材料热膨胀系数为α2，且α1≥α2；

第一结构板和第二结构板在面内方向的内切圆直径分别记为d1和d2，且dmin＝min(d1,d2)；

所述超结构中，微结构单元厚度的初始设计值为：

t1＝min(3dmin/1000，d)，d为预先设定的厚度；

微结构单元宽度和高度的比值预先设定为w＝t1/0.075，h＝t1/0.015；

微结构单元相邻环向间距dθ＝1.25w；

微结构单元径向层级数的初始设计值n1＝10；

步骤2)、根据超结构使用时的位移约束情况，施加位移边界条件，进行模态计算，获得一阶固有频率f1；

步骤3)、根据在轨温度工况，施加温度场载荷，进行惯性释放设置，进行热变形计算，获得第二结构板的法向翘曲变形v1；

步骤4)、将模态计算结果和热变形计算结果分别与一阶固有频率约束值f0和结构翘曲约束值v0进行比较，若f1>f0，且v1<v0，则超结构设计参数满足使用需求，超结构的构型设计方案完成；否则，进行步骤i、j或k；

i.若f1≤f0，且v1<v0，则增大微结构单元厚度，按t2＝1.1t1，t3＝1.1t2，...进行迭代，直至满足f1>f0，且v1<v0；否则，进行步骤k；

j.若f1>f0，且v1≥v0，则减小微结构单元厚度，按t2＝0.9t1，t3＝0.9t2，...进行迭代，直至满足f1>f0，且v1<v0；否则，进行步骤k；

k，增大微结构单元层级数量，按n2＝n1+1，n3＝n2+1，...进行迭代，直至f1>1.3f0或1.5f0，然后减小微结构单元厚度，按t2＝0.9t1、t3＝0.9t2进行迭代，直至满足f1>f0，且v1<v0。

优选地，上述超结构确定方法中，d＝0.3mm。

第二方面，本发明还提供了一种根据上述超结构确定方法确定的超结构。

优选地，上述超结构中，在所述微结构中，所述多个微结构单元的最小刚度方向沿着热变形方向排布。

优选地，上述超结构中，所述每级微结构在面内形成的包络线形状为三角形、矩形、六边形、梯形、平行四边形或圆形。

第三方面，本发明还提供了一种异质结构，包括：第一结构板，第二结构板；刚性连接于所述第一结构板和所述第二结构板之间的如上所述的超结构；所述第二结构板还与有效载荷刚性连接；所述第一结构板的膨胀系数大于所述第二结构板的膨胀系数。

进一步地，上述异质结构中，所述第一结构板为第一合金板；所述第二结构板为第二合金板。

进一步地，上述异质结构中，所述第一合金板为铝合金；所述第二合金板为因瓦合金。

本发明与现有技术相比的优点在于：通过具有多层级微结构单元的超结构设计，实现了振动高刚度和热失配变形近零翘曲，其一阶固有频率和热变形翘曲量能够满足大多数卫星等航天器有效载荷与结构连接的使用需要，体现在如下三个方面：

1)通过对微结构单元厚度在1个量级的调节，实现了结构翘曲变形在3个量级的调控，即当微结构单元厚度在1.1mm～0.1mm范围调节时，可实现法向翘曲变形从134.4μm至0.1μm范围的调控；

2)本发明实现了一阶固有频率从100hz至26hz的调控，能够满足常见有效载荷对热失配翘曲变形和运载火箭发射段结构一阶固有频率的要求；

3)本发明实现了热失配应力均低于50mpa，远小于铝合金材料的屈服强度160mpa，不存在热失配强度失效风险。

本发明中的超结构可通过金属粉末的激光选区熔化成形工艺进行制备，因为具有内部开放的几何特性，能够保证未成形粉末在后处理阶段易于清除，具有增材制造一体化成形和便于后处理的工艺优势。该超结构设计方法能够满足航天器雷达、相机和天线等有效载荷与航天器结构之间连接结构设计需要，具有良好的应用前景。

应当理解的是，以上的一般描述和后文的细节描述仅是示例性和解释性的，并不能限制本发明。

附图说明

此处的附图被并入说明书中并构成本说明书的一部分，示出了符合本发明的实施例，并与说明书一起用于解释本发明的原理。

图1为本发明兼具高共振频率和热失配零翘曲的超结构实施例中，微结构单元示意图；

图2为本发明兼具高共振频率和热失配零翘曲的超结构实施例中，微结构单元多层级自相似布局示意图；

图3为本发明异质结构及其连接关系示意图；

图4为本发明热失配翘曲变形与微结构单元厚度之间的关系；

图5为本发明一阶固有频率与微结构单元厚度之间的关系；

图6为本发明热失配应力与微结构单元厚度之间的关系；

图7为本发明兼具高共振频率和热失配零翘曲的超结构确定方法实施例的步骤流程图。

具体实施方式

应当理解，此处所描述的具体实施例仅仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。

在更加详细地讨论示例性实施例之前应当提到的是，一些示例性实施例被这里所公开的具体结构和功能细节仅仅是代表性的，并且是用于描述本发明的示例性实施例的目的。但是本发明可以通过许多替换形式来具体实现，并且不应当被解释成仅仅受限于这里所阐述的实施例。

应当理解的是，虽然在这里可能使用了术语“第一”、“第二”等等来描述各个单元，但是这些单元不应当受这些术语限制。使用这些术语仅仅是为了将一个单元与另一个单元进行区分。举例来说，在不背离示例性实施例的范围的情况下，第一单元可以被称为第二单元，并且类似地第二单元可以被称为第一单元。这里所使用的术语“和/或”包括其中一个或更多所列出的相关联项目的任意和所有组合。

这里所使用的术语仅仅是为了描述具体实施例而不意图限制示例性实施例。除非上下文明确地另有所指，否则这里所使用的单数形式“一个”、“一项”还意图包括复数。还应当理解的是，这里所使用的术语“包括”和/或“包含”规定所陈述的特征、整数、步骤、操作、单元和/或组件的存在，而不排除存在或添加一个或更多其他特征、整数、步骤、操作、单元、组件和/或其组合。

本发明实施例的解决方案是：通过设计具有刚度各项异性的微结构单元，并且将微结构单元的最小刚度方向沿着热变形方向排布，使得任一局部的热变形方向刚度低，但在垂直于热变形的两个正交方向上刚度高，通过设计具有自相似特征的多层级微结构布局，提高结构整体刚度，使得结构同时具有热变形释放功能和高共振频率性能。

下面结合图1至图7，对本发明兼具高共振频率和热失配零翘曲的超结构确定方法实施例的进行说明。

在说明超结构的确定步骤之前，首先对超结构进行说明。该实施例中的超结构用于异质结构的连接，包括：多个微结构单元；所述微结构单元的分布具有多级自相似特征，由外向内分为多级，每级微结构在面内形成的包络线与异质结构的面内外形轮廓线均具有几何相似关系。微结构单元为薄片形状，如图1所示，微结构单元1的宽度、高度和厚度分别为w、h、和t，其中，t/w≤0.075，且t/h≤0.015。并且，超结构内微结构单元的分布具有多级自相似特征，如图2所示，用俯视图示意，短线代表微结构单元，由外向内分为多级，每级微结构在面内的包络线与结构的面内外形轮廓线均具有几何相似关系，多级微结构单元的分布参数包括微结构单元的环向间距dθ和层级数n，其中dθ≥w，n≥10。从图2可以看出，每级微结构在面内形成的包络线形状为三角形2、矩形3、六边形4、梯形5、平行四边形6或圆形7等其他几何形状。

参照图3，图3为异质结构及其连接关系示意图，异质结构包括：第一结构板，第二结构板；刚性连接于所述第一结构板和所述第二结构板之间的如上所述的超结构；所述第二结构板还与有效载荷8刚性连接；所述第一结构板的膨胀系数大于所述第二结构板的膨胀系数。

在异质结构中，所述第一结构板和第二结构板都是合金板，例如，第一合金板为铝合金，第二合金板为因瓦合金。

参照图7，图7示出了兼具高共振频率和热失配零翘曲的超结构确定方法实施例，该方法是基于上述的异质结构的。包括以下步骤：

a、将第一结构板(结构板a)和第二结构板(结构板b)的材料热膨胀系数分别记为α1和α2，其中α1≥α2；

b、由高热膨胀系数材料和低热膨胀系数材料构成的结构板在面内方向的内切圆直径分别记为d1和d2，将其较小值记为dmin＝min(d1,d2)，作为待连接结构8的特征尺寸。

c、微结构单元厚度的初始设计值为t1＝min(3dmin/1000,0.3mm)，微结构单元宽度和高度的设计值为w＝t1/0.075，h＝t1/0.015；

d、微结构单元环向参数设计值dθ＝1.25w和径向层级数的初始设计值n1＝10；

e、建立有限元模型，包括待连接结构、有效载荷和“高共振频率-热失配零翘曲”超结构，为了提高计算效率，有效载荷通过零维质量单元进行模拟，微结构单元采用壳单元进行模拟，待连接结构采用壳单元或体单元进行模拟；

f、根据结构使用时的位移约束情况，施加位移边界条件，进行模态计算，获得一阶固有频率f1；

g、根据在轨温度工况，施加温度场载荷，进行惯性释放设置，进行热变形计算，获得第二结构板的法向翘曲变形v1；

h、将模态计算结果和热变形计算结果分别与一阶固有频率约束值f0和结构翘曲约束值v0进行比较，若f1>f0，且v1<v0，则超结构设计参数满足使用需求，超结构的构型设计方案完成；否则，进行步骤i、j或k；

i、若f1≤f0，且v1<v0，则增大微结构单元厚度，按t2＝1.1t1，t3＝1.1t2，...进行迭代，直至满足f1>f0，且v1<v0；否则，进行步骤k；

j、若f1>f0，且v1≥v0，则减小微结构单元厚度，按t2＝0.9t1，t3＝0.9t2，...进行迭代，直至满足f1>f0，且v1<v0；否则，进行步骤k；

k、否则，增大微结构单元层级数量，按n2＝n1+1，n3＝n2+1，...进行迭代，直至f1>1.3f0或1.5f0，然后减小微结构单元厚度，按t2＝0.9t1、t3＝0.9t2进行迭代，直至满足f1>f0，且v1<v0。

上述在一个更为具体的实施例中，两种不同材质的第一结构板和第二结构板均为圆形板，其直径均为1m，厚度均为10mm，第一结构板为铝合金，第二结构板为因瓦合金，第二结构板与有效载荷刚性连接，有效载荷的质量为200kg，质心高度距离第二结构板上表面0.5m。本发明兼具高共振频率和热失配零翘曲的超结构介于第一结构板和第二结构板之间，与第一结构板和第二结构板均为刚性连接，微结构单元在面内方向的分布如图2中的-7所示，短线代表微结构单元，由外向内分为多级，每级微结构在面内的包络线与结构的面内外形轮廓线均为几何相似关系，微结构单元的环向间距dθ＝5mm，径向层级数n＝10。微结构单元为薄片状，如图1所示，其宽度、高度和厚度分别为w＝4mm、h＝20mm、和t＝0.1mm。微结构单元1的材料为铝合金。

当该结构所处环境温度升高10℃时，由于铝合金材料的热膨胀系数α1＝2.47×10^-5/℃，远远大于因瓦合金的热膨胀系数α2＝1.0×10^-6/℃，第一结构板产生的热变形量远大于第二结构板产生的热变形量，二者趋向于产生热失配翘曲变形；但由于任意位移微结构单元的最小刚度方向与热变形方向均一致，因此第一结构板的热变形将被超结构中的微结构单元的弯曲变形所释放掉，形成了从第一结构板至第二结构板的热变形松弛效应，导致第一结构板的热变形几乎不会传递至第二结构板，从而达到了异质结构零翘曲变形的效果。另一方面，由于微结构单元在垂直于热变形的两个正交方向上刚度高，因此结构整体共振频率高。

综上：本实施例通过具有多层级微结构单元的超结构设计，实现了振动高刚度和热失配变形近零翘曲，其一阶固有频率和热变形翘曲量能够满足大多数卫星等航天器有效载荷与结构连接的使用需要，而且该方法通过对微结构单元厚度在1个量级的调节，实现了结构翘曲变形在3个量级的调控，即当微结构单元厚度在1.1mm～0.1mm范围调节时，可实现法向翘曲变形从134.4μm至0.1μm范围的调控，如图4所示，以及一阶固有频率从100hz至26hz的调控，如图5所示，能够满足常见有效载荷对热失配翘曲变形和运载火箭发射段结构一阶固有频率的要求，且热失配应力均低于50mpa，如图6所示，远小于铝合金材料的屈服强度160mpa，不存在热失配强度失效风险。通过本实施例确定的超结构，可通过金属粉末的激光选区熔化成形工艺进行制备，因为具有内部开放的几何特性，能够保证未成形粉末在后处理阶段易于清除，具有增材制造一体化成形和便于后处理的工艺优势。该超结构设计方法能够满足航天器雷达、相机和天线等有效载荷与航天器结构之间连接结构设计需要，具有良好的应用前景。

在一个更为具体的实施例中，图3所示的异质结构中，两种材质的第一结构板和第二结构板均为圆形板，其直径为d1＝d2＝1m，厚度均为10mm，第一结构板为铝合金，第二结构板为因瓦合金，第二结构板与有效载荷刚性连接，有效载荷的质量为200kg，质心高度距离第二结构板上表面0.5m。“高共振频率-热失配零翘曲”超结构介于第一结构板和第二结构板之间，与第一结构板和第二结构板均为刚性连接。

构成第一结构板和第二结构板的铝合金和因瓦合金材料的热膨胀系数分别为α1＝2.47×10^-5/℃和α2＝1.0×10^-6/℃；

异质结构的特征尺寸为dmin＝min(d1,d2)＝1m；

微结构单元厚度的初始设计值为t1＝min(3dmin/1000,0.3mm)＝0.3mm，微结构单元宽度和高度的设计值为w＝t1/0.075＝4mm，h＝t1/0.015＝20mm；

微结构单元环向参数设计值dθ＝1.25w＝5mm，径向层级数的初始设计值n1＝10；

采用patran软件，建立整个系统的有限元模型，其中第一结构板和第二结构板用壳单元进行模拟，有效载荷采用零维质量单元进行模拟，“高共振频率-热失配零翘曲”超结构中的微结构单元采用壳单元进行模拟；赋予第一结构板铝合金材料属性，包括热膨胀系数α1＝2.47×10^-5/℃、弹性模量e1＝70gpa和泊松比p2＝0.30；赋予第二结构板因瓦合金材料属性，包括热膨胀系数α2＝1.0×10^-6/℃、弹性模量e2＝110gpa和泊松比p2＝0.29；材料的初始温度设置为20℃。

采用patran软件，对有限元模型中第一结构板边缘3mm内的节点施加固支边界条件，采用nastran软件进行模态计算，获得系统的一阶固有频率f1＝46hz；

采用patran软件，施加均匀的温度场载荷30℃，进行惯性释放设置，采用nastran软件进行热变形计算，获得有效载荷结构板的法向翘曲变形v1＝3μm；

将通过有限元计算得到的一阶固有频率和热变形翘曲量分别与一阶固有频率约束值f0和热变形翘曲量约束值v0进行比较，发现f1＝46hz>f0＝20hz，但v1＝3μm>v0＝1μm，热变形翘曲量不满足使用需求，进行步骤j；

减小微结构单元厚度，按t2＝0.9t1，t3＝0.9t2进行迭代，发现当t4＝0.2mm时，满足f1＝38hz>f0＝20hz，且v1＝0.9μm<v0＝1μm。

至此，本实施例的超结构的相关参数确定完毕。采用因瓦合金激光选区熔化成形技术对第二结构板进行增材制造，然后采用铝合金激光选区熔化成形技术对第一结构板和超结构进行增材制造，形成“第二结构板-超结构-第一结构板”一体化结构。由于本发明中的超结构具有内部开放的几何特性，能够保证未成形粉末在后处理阶段易于清除，具有良好的工艺可实现性。

在本说明书的描述中，参考术语“一个实施例”、“一些实施例”、“示例”、“具体示例”、或“一些示例”等的描述意指结合该实施例或示例描述的具体特征、结构、材料或者特点包含于本发明的至少一个实施例或示例中。在本说明书中，对上述术语的示意性表述不一定指的是相同的实施例或示例。而且，描述的具体特征、结构、材料或者特点可以在任何的一个或多个实施例或示例中以合适的方式结合。

尽管上面已经示出和描述了本发明的实施例，可以理解的是，上述实施例是示例性的，不能理解为对本发明的限制，本领域的普通技术人员在本发明的范围内可以对上述实施例进行变化、修改、替换和变型。