[发明专利]一种用于航天器的零膨胀点阵圆柱壳结构及其设计方法

说明书

一种用于航天器的零膨胀点阵圆柱壳结构及其设计方法，结构由“零膨胀”平面结构(5)卷曲形成圆柱形，“零膨胀”平面结构(5)由多个“零膨胀”胞元(4)在平面上进行空间平移并相互连接得到，“零膨胀”胞元(4)由四个相同的微结构(3)互成90度并在顶点处连接得到，而微结构(3)为由一个底边(1)和两个斜边(2)构成的三角形。设计时，选两种不同的金属材料分别作为底边(1)材料和斜边(2)材料，然后依次设计微结构(3)的几何尺寸、“零膨胀”点阵圆柱壳结构(6)的高度和直径、环向胞元数、高度方向胞元数、底边(1)长度、斜边(2)长度及截面形状，并采用有限元方法进行仿真，通过对底边(1)长度和斜边(2)长度的调整得到最终的设计方案。

技术领域

本发明属于机械领域，涉及一种用于航天器的圆柱壳结构及其设计方法，圆柱壳结构具备径向和高度方向同时“零膨胀”的特性，适用于航天器的相机或天线等有效载荷的支撑结构及空间在轨组装结构等。

背景技术

航天器通常采用轻质合金和复合材料来满足结构设计的刚度、强度等力学性能要求。目前，蜂窝夹层板已被广泛应用于航天器结构设计，而点阵结构则被认为是具有良好应用前景的新一代轻质材料。点阵结构设计顺应了材料设计、结构设计和功能设计为一体的协同优化设计理念，可针对航天器的力学或热学等具体功能开展设计。

航天器上相机和天线等有效载荷或者空间在轨组装航天器，一般要求结构具备低热膨胀性能，以降低热变形引起的有效载荷性能或航天器系统性能劣化，比如成像精度或定位精度降低等。通常，降低航天器结构热变形的途径主要有两种，一种是通过热控技术调控航天器的温度，使有效载荷的工作环境稳定在一定的温度范围内；另一种是材料或结构设计，使有效载荷自身结构及其支撑结构具备低的热膨胀系数。

通过目前已知的温度控制技术，可以使得航天器结构温度波动控制在±0.5℃；通过纤维增强复合等材料或结构设计可以使等效热膨胀系数达到0.5×10^-6/K量级，能够满足航天器有效载荷对于结构热变形的较高要求。但是，目前应用较多的纤维增强复合材料存在以下缺点：1)导热性能较差，不利于热控设备进行温控；2)具有吸湿性，造成基底材料自身或者纤维与基底粘接界面的性能劣化；3)工艺稳定性较差，材料性能分散。从而导致产品实际性能与设计值差异较大。

发明内容

本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供了一种基于双金属材料的点阵圆柱壳结构及其设计方法，该结构具备径向和高度方向同时“零膨胀”的特性，而且具备金属材料的工艺稳定性高、导热性能好的优点，利于温度控制，并且可利用增材制造技术制备，能够满足空间相机和天线等有效载荷对于高热稳定结构的设计需求。

本发明的技术解决方案是：一种用于航天器的零膨胀点阵圆柱壳结构，是一种由“零膨胀”平面结构卷曲形成的圆柱形，所述的“零膨胀”平面结构由多个“零膨胀”胞元在平面上进行空间平移并相互连接得到，所述的“零膨胀”胞元由四个相同的微结构互成90度并在顶点处连接得到，所述的微结构为由一个底边和两个斜边构成的三角形。

所述的底边和斜边分别选取两种不同的金属材料，热膨胀系数分别记为α₁和α₂，α₁≠α₂。

所述的底边的长度和斜边的长度之比为

所述的底边或者斜边的截面形状为圆形或矩形，截面等效半径

所述的“零膨胀”平面结构在所述圆柱形的圆周方向的“零膨胀”胞元数量为N_C，其中N_C为≥12的整数。

所述的“零膨胀”平面结构在所述圆柱形的高度方向的“零膨胀”胞元数量为其中H为所述圆柱形的高度，C为所述圆柱形的横截面周长。

一种用于航天器的零膨胀点阵圆柱壳结构设计方法，包括如下步骤：