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申请/专利权人：南京理工大学

摘要：本发明公开了一种百公斤级微小卫星的主承力框架结构设计方法，这种百公斤级卫星借助四点固定式分离机构固定于运载火箭，包含常见的星载单机，并配置一个固体推进系统用于本卫星的在轨机动。本发明通过分析总装单机布局要求确定各个舱板的设计方式，将拓扑优化设计的舱板与常规设计的舱板相结合，设计了满足工况要求的一种百公斤级微小卫星的主承力框架结构。本发明创新点在于：通过合理的拓扑优化的舱板和常规设计的舱板相结合的设计，在满足各个工况条件的基础上，设计了一种易机加工、生产制作周期短、铝合金材质的轻型百公斤级微小卫星的主承力框架结构。

主权项：1.一种百公斤级微小卫星的主承力框架结构设计方法，其特征在于，步骤如下：步骤1，分析总装布局要求，结构坐标系方向与总体坐标系布局一致，+X方向为卫星在轨飞行方向，+Z方向为卫星在轨飞行对地方向，+Y由+X和+Z由右手法则确定；所述百公斤级微小卫星的主承力框架由7个舱板构成，分别为-X舱板（1）、+X舱板（2）、中X舱板（3）、-Y舱板（4）、+Y舱板（5）、-Z舱板（6）和+Z舱板（7）；+Y舱板（5）、-Z舱板（6）、-Y舱板（4）和+Z舱板（7）均为长方形，并沿顺时针方向围成两端开口的子框架，-X舱板（1）、中X舱板（3）和+X舱板（2）依次等间距设置在子框架内，其中-X舱板（1）和+X舱板（2）位于子框架的开口端；确定各舱板上的单机（8）情况，确定各舱板的设计方式：拓扑优化设计的-X舱板（1），以及常规设计的+X舱板（2）、中X舱板（3）、-Y舱板（4）、+Y舱板（5）、-Z舱板（6）和+Z舱板（7）；步骤2，建立整星有限元分析模型，进行空间变轨的力学条件加载，对主要承载固体推进系统的-X舱板（1）进行拓扑优化仿真分析，得到拓扑优化有限元分析结果；步骤3，参考拓扑优化有限元分析结果，对-X舱板（1）进行细化设计，设计原则为，细化后的-X舱板（1）的边界平整规则易加工，并且外包络大于拓扑优化分析结果模型；步骤4，对舱板（2~7）进行常规设计，对应每个单机（8），在其所在常规设计的舱板（2~7）上设计一个中空矩形区域作为单机（8）安装面，根据各单机（8）质量设计舱板边缘距离其对应单机（8）安装部位的间距，将各中空矩形区域连接以完成各舱板（2~7）的常规设计。

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