CN106599420B - 一种用于航天器的零膨胀点阵圆柱壳结构及其设计方法 - Google Patents

Abstract

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。

Description

一种用于航天器的零膨胀点阵圆柱壳结构及其设计方法

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：

a.选取两种不同的航天器结构金属材料，分别作为底边材料和斜边材料，其热膨胀系数分别为α₁和α₂，其中α₁≠α₂；

b.设计微结构的几何尺寸，使底边材料和斜边材料的长度之比为

c.设计“零膨胀”点阵圆柱壳结构(6)的高度H和直径D，得到“零膨胀”点阵圆柱壳结构(6)的周长为C＝πD；

d.设计“零膨胀”点阵圆柱壳结构(6)的环向胞元数N_C；

e.设计“零膨胀”点阵圆柱壳结构(6)的高度方向胞元数

f.设计底边长度和斜边长度分别为和

g.设计底边和斜边的截面形状为圆形或矩形，使截面等效半径

h.采用有限元方法对一体化成形设计方案进行数值计算，计算温度载荷引起的“零膨胀”点阵圆柱壳结构(6)的径向和高度方向位移，以及径向和高度方向的等效热膨胀系数；

i.根据有限元计算结果，判断设计方案是否满足技术指标要求，若不满足，则对方案中底边和斜边的长度之比进行精细调整，得到满足要求的“零膨胀”点阵圆柱壳结构(6)。

所述的对方案中底边和斜边的长度之比进行精细调整的方法为：如果计算的热膨胀系数偏大，则增大底边和斜边的长度之比，如果计算的热膨胀系数偏小，则减小底边和斜边的长度之比。

本发明与现有技术相比的优点在于：本发明方法选用两种热膨胀系数不同的金属材料，通过力学和对称性设计，首次实现了圆柱壳结构的双向“零膨胀”优异特性，该圆柱壳可通过增材制造金属制备工艺进行制备，工艺稳定性高，克服了传统复合材料“零膨胀”产品性能参数离散性大的缺点，而且金属材料具备良好的导热性，便于航天器中的热控设备进行温度控制。该圆柱壳结构可以一体化成形，避免传统结构的连接弊端，如焊接残余应力造成的连接部位强度和疲劳寿命下降。该创新设计方法在航天器相机和天线等有效载荷的支撑结构，以及空间在轨组装结构方面具有良好的应用前景。

附图说明

图1为本发明“零膨胀”点阵圆柱壳结构的组成示意图；

图2为本发明用于航天器的“零膨胀”点阵圆柱壳结构设计方法流程图。

图中：1-底边；2-斜边；3-微结构；4-“零膨胀”胞元；5-“零膨胀”平面结构；6-“零膨胀”点阵圆柱壳结构。

具体实施方式

如图1所示，本发明这种用于航天器的“零膨胀”点阵圆柱壳结构，首先包括底边1和斜边2，由底边1和两个斜边2组成微结构3，由微结构3绕顶点按四重旋转对称性排布形成“零膨胀”胞元4，由“零膨胀”胞元4进行空间平移形成“零膨胀”平面结构5，最后再由“零膨胀”平面结构5卷曲形成“零膨胀”点阵圆柱壳结构6。

当航天器上的有效载荷支撑结构或空间在轨组装结构所处温度升高时，“零膨胀”点阵圆柱壳结构6中的底边1的材料发生热膨胀，导致微结构3的顶点位置下降；而斜边2的材料在温度升高时引起微结构3的顶点位置升高；当底边1材料和斜边2材料的性能和几何参数按照本发明所提供的方法进行设计时，就可以实现“零膨胀”点阵圆柱壳结构6的径向和高度方向双向“零膨胀”特性。

具体的，一种用于航天器的“零膨胀”点阵圆柱壳结构设计方法，流程如图2所示，包括以下步骤：

a.选取两种不同的航天器结构金属材料，分别作为底边1材料和斜边2材料，其热膨胀系数分别为α₁和α₂，其中α₁≠α₂；

b.设计微结构3的几何尺寸，使底边材料1和斜边材料2的长度之比为该公式是通过对微结构(由1根底边材料杆和2根斜边材料杆在3个节点进行铰接而成，3根杆的截面面积相等)进行热变形理论推导，得到其在高度方向的热膨胀系数为令其等于0，从而得到底边材料1和斜边材料2的长度之比为这里为了简化推导，进行了节点铰接的理论假设，但最终设计方案在节点处一体化成形，二者之间的差异可根据有限元计算结果修正底边材料和斜边材料长度之比，得以消除。

c.设计“零膨胀”点阵圆柱壳结构6的理想尺寸：高度H和直径D，则“零膨胀”点阵圆柱壳结构6的周长为C＝πD；由于该圆柱壳由零膨胀胞元组合而成，所以其高度和环向周长必须为单个胞元长度的整数倍，所以最终设计出的“零膨胀”点阵圆柱壳结构6的实际尺寸会与理想尺寸存在一个偏差，该偏差可以通过设计更小尺寸的胞元来减小。

d.设计“零膨胀”点阵圆柱壳结构6的环向胞元数N_C，使其满足为≥12的整数；这里对环向胞元数的限制是为了保证圆柱壳的双向热膨胀系数与平面“零膨胀”胞元热膨胀系数之间的差异小于5％。N_C取值越大，误差越小。

e.计算“零膨胀”点阵圆柱壳结构6的高度方向胞元数其中C/N_C为“零膨胀”胞元的长度，为高度除以单个胞元的长度，因为高度方向胞元数必须为整数，这里进行取整运算，

f.设计底边1长度和斜边2长度分别为和

g.设计底边1和斜边2的截面形状为圆形或矩形，使截面等效半径小于或等于微结构3的最小边长的五分之一，即

h.采用有限元方法对零膨胀圆柱壳进行数值计算，计算温度载荷引起的“零膨胀”点阵圆柱壳结构6的径向和高度方向位移，以及径向和高度方向的等效热膨胀系数；

i.根据有限元计算结果，判断设计方案是否满足“零膨胀”设计技术指标要求，若不满足，则对方案中底边1和斜边2的长度之比进行精细调整，得到满足要求的最终设计方案；这里，如果计算的热膨胀系数偏大，则增大底边1和斜边2的长度之比，如果计算的热膨胀系数偏小，则减小底边1和斜边2的长度之比。

j.采用增材制造技术或其它精密制造技术对最终设计方案进行制造及加工处理。

实施例

参考图1，在航天器轻质结构材料中选取铝合金和钛合金，分别作为底边1材料和斜边2材料，其室温下的热膨胀系数分别为α₁＝24.7×10^-6/℃和α₂＝8.8×10^-6/℃，弹性模量分别为66.7Gpa和110.0Gpa；

根据本发明所提供的设计及方法，微结构3的底边材料1和斜边材料2的长度之比为：

设计圆柱壳的高度H＝400.000mm，直径D＝318.310mm，则圆柱壳的周长为C＝1000.000mm；

设计圆柱壳的环向胞元数N_C＝100，则圆柱壳的高度方向胞元数为

根据本发明提100供的设计方法，底边材料和斜边材料的长度分别为

设计底边1和斜边3的截面形状为圆形，截面半径为r＝0.500mm；

采用有限元计算方法对设计方案进行温度载荷作用下的热膨胀变形计算。模型的位移边界条件为底层“零膨胀”胞元中心点的固支约束。当温度从22℃升高至23℃时，点阵圆柱壳所有节点的径向和高度方向位移分别为0.136μm和0.280μm，而顶层“零膨胀”胞元中心点的径向和高度方向最大位移分别为0.094μm和0.190μm，胞元中心点可作为与相机等有效载荷的连接点，由此计算得到该“零膨胀”点阵圆柱壳的径向和高度方向等效热膨胀系数分别为5.9×10^-7/℃和4.7×10^-7/℃。

当以上结果满足设计技术指标要求时，采用增材制造技术对设计方案进行3D打印，若不满足要求，需要对设计方案中的几何参数进行精细调整，以达到设计技术要求。在该实施例中，若对底边1材料和斜边2材料的长度之比进行进一步的精细调整，即增大底边1和斜边2的长度之比，可使得径向和高度方向等效热膨胀系数同时低于1×10^-7/℃。

最终采用增材制造技术或其它精密制造技术进行一体化成形。

本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。

Claims (5)

1.一种用于航天器的零膨胀点阵圆柱壳结构，其特征在于：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；所述的底边或者斜边的截面形状为圆形或矩形，截面等效半径L₁和L₂分别为所述三角形底边的长度和斜边的长度；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。

2.根据权利要求1所述的一种用于航天器的零膨胀点阵圆柱壳结构，其特征在于：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。

3.根据权利要求2所述的一种用于航天器的零膨胀点阵圆柱壳结构，其特征在于：所述的底边的长度和斜边的长度之比为

4.一种用于航天器的零膨胀点阵圆柱壳结构设计方法，其特征在于包括如下步骤：

a.选取两种不同的航天器结构金属材料，分别作为底边材料和斜边材料，其热膨胀系数分别为α₁和α₂，其中α₁≠α₂；

b.设计微结构的几何尺寸，使底边和斜边的长度之比为

c.设计零膨胀点阵圆柱壳结构的高度H和直径D，得到零膨胀点阵圆柱壳结构的周长为C＝πD；

d.设计零膨胀点阵圆柱壳结构的环向胞元数N_C；所述的N_C为≥12的整数；

e.设计零膨胀点阵圆柱壳结构的高度方向胞元数

f.设计底边长度和斜边长度分别为和

g.设计底边和斜边的截面形状为圆形或矩形，使截面等效半径

h.采用有限元方法对一体化成形设计方案进行数值计算，计算温度载荷引起的零膨胀点阵圆柱壳结构的径向和高度方向位移，以及径向和高度方向的等效热膨胀系数；

i.根据有限元计算结果，判断设计方案是否满足技术指标要求，若不满足，则对方案中底边和斜边的长度之比进行精细调整，得到满足要求的零膨胀点阵圆柱壳结构。

5.根据权利要求4所述的一种用于航天器的零膨胀点阵圆柱壳结构设计方法，其特征在于：所述的对方案中底边和斜边的长度之比进行精细调整的方法为：如果计算的径向和高度方向的等效热膨胀系数偏大，则增大底边和斜边的长度之比，如果计算的径向和高度方向的等效热膨胀系数偏小，则减小底边和斜边的长度之比。