CN109885971A - 基于三维点阵材料的卫星结构设计方法 - Google Patents

Abstract

本申请实施例提供一种基于三维点阵材料的卫星结构设计方法，涉及卫星设计技术领域。该方法包括：确定卫星的宏观构型设计参数；将所述宏观构型设计参数输入有限元建模软件，通过壳单元模拟点阵夹层板；将所述点阵夹层板的细观构型设计参数的取值范围输入有限元分析软件，确定所述壳单元的层状复合材料属性，通过所述有限元分析软件优化所述点阵夹层板的所述细观构型设计参数，以使所述卫星结构在固有频率约束条件下的结构重量最轻。通过对点阵胞元构型的结构设计参数的优化，增强了对应卫星的结构轻量化性能。

Description

基于三维点阵材料的卫星结构设计方法

技术领域

本申请涉及卫星设计领域，具体而言，涉及一种基于三维点阵材料的卫星结构设计方法。

背景技术

目前，现有的卫星结构，一般采用二维点阵材料(即蜂窝材料)，但由于其存在剪切强度低的缺点，在振动荷载作用下，卫星上设备连接处往往发生蜂窝芯子剪切破坏。为了克服二维点阵材料的缺点，近期，具有更高剪切强度的三维点阵材料被应用于轻量化卫星结构，实现了结构承载比性能的大幅提升。但由于现有技术一般采用体心立方点阵材料，这种材料存在等效密度低优势，但存在两个不足，一是点阵材料的变形模式为弯曲主导模式，材料比刚度与比强度性能较低；二是，点阵杆件与水平面的夹角角度较小，不满足激光选区熔化等增材制造技术高质量成形工艺的角度约束，导致制备出来的点阵杆件直径误差较大、表面粗糙度较大以及力学性能较差，因此现有三维点阵结构的实际性能与设计性能之间存在较大差异，造成结构安全隐患或者由于采用高设计裕度导致的结构重量增加，造成结构轻量化性能下降。

发明内容

有鉴于此，本申请实施例的目的在于提供一种基于三维点阵材料的卫星结构设计方法。

本申请实施例提供了一种基于三维点阵材料的卫星结构设计方法，包括：确定卫星的宏观构型设计参数；将所述宏观构型设计参数输入有限元建模软件，通过壳单元模拟点阵夹层板；将所述点阵夹层板的细观构型设计参数的取值范围输入有限元分析软件，确定所述壳单元的层状复合材料属性，通过所述有限元分析软件优化所述点阵夹层板的所述细观构型设计参数，以使所述卫星结构在固有频率约束条件下的结构重量最轻，所述固有频率约束条件为整星一阶固有频率需大于整星一阶固有频率约束值。

在上述实现过程中，通过有限元建模软件对点阵夹层板进行层状复合材料建模生成点阵夹层板的复合材料属性，能够基于不同的点阵胞元构型进行有限元建模获得适用于不同情形下的点阵夹层板结构，从而提高了其适用性。进一步地，在固有频率约束条件下，还通过有限元分析软件对点阵胞元构型的结构设计参数进行优化，使点阵夹层板在固有频率约束条件下的结构重量最轻，从而提高了卫星的结构轻量化性能。

进一步地，基于所述卫星对应的运载火箭的包络空间限制、所述卫星上的有效载荷设备布局约束、所述卫星的整星装配可实施性确定宏观构型设计参数，所述宏观构型设计参数包括组成所述卫星的结构板数量，结构板的相对位置关系以及所述结构板中每块结构板的面内尺寸。

在上述实现过程中，通过包络空间限制、有效载荷设备布局约束和整星装配可实施性等约束条件计算宏观构型设计参数，提高了本卫星结构设计方法的实用性和整体设计效率。

进一步地，通过集中质量单元模拟所述点阵夹层板需要连接的卫星设备并给定所述卫星设备的质量和转动惯量属性，采用弹簧单元模拟所述点阵夹层板之间及所述点阵夹层板与所述卫星设备之间的连接，并给定所述连接的刚度参数。

在上述实现过程中，采用集中质量单元对点阵夹层板之间的连接以及点阵夹层板与卫星设备之间的连接，并确定连接点对应的刚度参数，从而提高了点阵夹层板的承载可靠性。

进一步地，所述采用弹簧单元模拟所述点阵夹层板之间及所述点阵夹层板与所述卫星设备之间的连接，包括：采用弹簧单元模拟每两个点阵夹层板之间的连接点以及每个点阵夹层板与所述卫星设备之间的连接点，通过所述有限元分析软件确定位移约束条件和卫星发射振动条件作用下每个连接点各自的最大受力P；根据所述最大受力P设计连接点结构。

在上述实现过程中，通过有限元分析软件对连接点进行条件约束和受力分析，提高了点阵夹层板之间以及点阵夹层板与卫星设备之间的连接可靠性，进一步提高了结构强度性能。

进一步地，所述根据所述最大受力P设计连接点结构，包括：将所述连接点结构设置为中心为实体材料的点阵夹层结构；基于最大受力P，利用拉伸试验机获得每个连接点结构的单点拉伸载荷-位移曲线，基于所述单点拉伸载荷-位移曲线获得屈服荷载F；获得使每个连接点的屈服荷载F≥1.3P的连接点结构。

在上述实现过程中，基于位移约束条件和振动条件保证每个连接点的屈服荷载F≥1.3P，从而提高了点阵夹层板以及整星的强度性能。

进一步地，所述确定所述壳单元的层状复合材料属性，包括：在所述有限元分析软件中确定所述点阵夹层板的面板的厚度以及点阵材料的等效刚度，基于所述等效刚度和所述面板的厚度确定所述壳单元的层状复合材料属性。

在上述实现过程中，根据点阵材料的等效刚度确定层状复合材料属性，从而实现了基于固有频率约束的点阵材料优化，提升了卫星结构合理性，提高了卫星结构优化设计效率。

进一步地，在所述有限元分析软件中确定点阵材料的等效刚度，包括：基于所述点阵材料的母体材料属性和点阵胞元几何属性确定所述点阵材料中点阵胞元的等效刚度。

在上述实现过程中，通过母体材料属性和点阵胞元几何属性准确地计算出点阵胞元及点阵材料的等效刚度，从而能够对其抗剪切性能等结构刚度进行精确测算及调整，提高了卫星结构的刚度。

进一步地，所述母体材料属性包括母体材料弹性模量E，所述点阵胞元几何属性包括过所述点阵胞元中心的点阵杆件与水平面的夹角θ、所述点阵杆件的半径R、所述点阵胞元的高度H，所述基于所述点阵材料的母体材料属性和点阵胞元几何属性确定所述点阵材料中点阵胞元的等效刚度，包括：基于所述母体材料弹性模量E、所述点阵胞元中心的点阵杆件与水平面的夹角θ、所述点阵杆件的半径R、所述点阵胞元的高度H计算所述点阵材料的刚度矩阵，将所述刚度矩阵作为所述点阵材料中点阵胞元的等效刚度。

在上述实现过程中，基于母体材料弹性模量E、过所述点阵胞元中心的点阵杆件与水平面的夹角θ、点阵杆件的半径R、点阵胞元的高度H确定点阵材料的刚度，提高了点阵材料刚度的计算效率，从而能够提高基于固有频率约束的结构优化设计能力。

进一步地，所述细观构型设计参数包括所述母体材料弹性模量E、所述点阵胞元中心的点阵杆件与水平面的夹角θ、所述点阵杆件的半径R、所述点阵胞元的高度H、厚度变化参数n，所述通过所述有限元分析软件优化所述点阵夹层板的所述细观构型设计参数，包括：在所述固有频率约束条件下通过所述有限元分析软件优化所述点阵夹层板的细观构型设计参数θ、R、H、h、n，以使所述点阵夹层板的重量最小，其中，所述细观构型设计参数的取值范围可为45°≤θ≤65°，0.2mm≤R≤0.8mm，2mm≤H≤8mm，0.4mm≤h≤1.2mm，h为所述点阵夹层板的单侧面板厚度，n为正整数，即点阵夹层板厚度公式T＝nH中的厚度变化参数，T为所述点阵夹层板的整体厚度。

在上述实现过程中，在固有频率约束条件下采用有限元分析软件对结构设计参数θ、R、H、h、n进行优化，从而获得最优的轻量化性能。

本申请实施例还提供了一种点阵胞元构型，所述点阵胞元构型包括过点阵胞元中心的六根基本杆件和与所述基本杆件连接的第一支撑杆、第二支撑杆，所述点阵胞元构型相对于过所述点阵胞元中心的预设方向具有三重空间旋转对称性；所述六根基本杆件基于水平面对称设置，呈上下相对设置的每两个所述基本杆件的自由端之间连接有第一支撑杆，呈上下相对且对角设置的两个所述基本杆件的自由端之间连接有第二支撑杆，且每根所述基本杆件、所述第一支撑杆和所述第二支撑杆与水平面的夹角均大于等于45°；所述点阵胞元构型的刚度矩阵为：其中，

E为构成所述点阵胞元构型的母体材料弹性模量、θ为过所述点阵胞元中心的基本杆件与水平面的夹角、R为点阵杆件的截面半径、H为所述点阵胞元的高度。该点阵胞元的所有杆件与水平面的夹角均≥45°，因此在增材制造过程中无需增加支撑结构辅助成形，具有自支撑的优点、成形精度高、力学性能好，而且均有空间平移对称性，可以将点阵胞元无间隙地填充结构板。

本申请实施例还提供了一种点阵胞元构型，所述点阵胞元构型包括过点阵胞元中心的八根基本杆件和与所述基本杆件连接的第一支撑杆、第二支撑杆，所述点阵胞元构型相对于过所述点阵胞元中心的预设方向具有四重空间旋转对称性；所述八根基本杆件基于水平面对称设置，呈上下相对设置的每两个所述基本杆件的自由端之间连接有第一支撑杆，呈上下相对且对角设置的两个所述基本杆件的自由端之间连接有第二支撑杆，且每根所述基本杆件、所述第一支撑杆和所述第二支撑杆与水平面的夹角均大于等于45°；所述点阵胞元构型的刚度矩阵为：其中，

E为构成所述点阵胞元构型的母体材料弹性模量、θ为过所述点阵胞元中心的基本杆件与水平面的夹角、R为点阵杆件的截面半径、H为所述点阵胞元的高度。该点阵胞元的所有杆件与水平面的夹角均≥45°，因此在增材制造过程中无需增加支撑结构辅助成形，具有自支撑的优点、成形精度高、力学性能好，而且均有空间平移对称性，可以将点阵胞元无间隙地填充结构板。

本申请实施例还提供了一种点阵胞元构型，所述点阵胞元构型包括过点阵胞元中心的十二根基本杆件和与所述基本杆件连接的第一支撑杆、第二支撑杆，所述点阵胞元构型相对于过所述点阵胞元中心的预设方向具有六重空间旋转对称性；所述十二根基本杆件基于水平面对称设置，呈上下相对设置的每两个所述基本杆件的自由端之间连接有第一支撑杆，呈上下相对且对角设置的两个所述基本杆件的自由端之间连接有第二支撑杆，且每根所述基本杆件、所述第一支撑杆和所述第二支撑杆与水平面的夹角均大于等于45°；所述点阵胞元构型的刚度矩阵为：其中，

E为构成所述点阵胞元构型的母体材料弹性模量、θ为过所述点阵胞元中心的基本杆件与水平面的夹角、R为点阵杆件的截面半径、H为所述点阵胞元的高度。该点阵胞元的所有杆件与水平面的夹角均≥45°，因此在增材制造过程中无需增加支撑结构辅助成形，具有自支撑的优点、成形精度高、力学性能好，而且均有空间平移对称性，可以将点阵胞元无间隙地填充结构板。

附图说明

为了更清楚地说明本申请实施例的技术方案，下面将对本申请实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，应当理解，以下附图仅示出了本申请的某些实施例，因此不应被看作是对范围的限定，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获得其他相关的附图。

图1为本申请实施例提供的一种基于三维点阵材料的卫星结构设计方法的流程示意图；

图2a-2c分别为本申请实施例提供的一种三重对称性点阵胞元构型、四重对称性点阵胞元构型、六重对称性点阵胞元构型的结构示意图；

图3为本申请实施例提供的一种卫星结构增材制造的流程示意图。

图标：112-第一支撑杆；113-第二支撑杆；114-基本杆件。

具体实施方式

下面将结合本申请实施例中附图，对本申请实施例中的技术方案进行描述。

应注意到：相似的标号和字母在下面的附图中表示类似项，因此，一旦某一项在一个附图中被定义，则在随后的附图中不需要对其进行进一步定义和解释。同时，在本申请的描述中，术语“第一”、“第二”等仅用于区分描述，而不能理解为指示或暗示相对重要性。

第一实施例

如今具有高孔隙率的多孔材料是卫星结构轻量化的主要手段之一，点阵材料顺应了“材料-结构-功能”协同优化设计理念，被认为是最具潜力的下一代航天材料，因其高比刚度性能，常被用于轻量化卫星结构。但是本申请人发现，现有的卫星结构通常采用的二维点阵材料存在剪切强度低的缺点，目前常用的三维点阵材料通常为体心立方胞元，未充分考虑增材制造工艺约束(即要求所有杆件与水平面夹角大于40°)，导致产品实际性能与设计性能之间存在较大差异，而且不能充分发挥材料的承载能力，结构轻量化性能差。

为了解决上述问题，本申请第一实施例提供了一种基于三维点阵材料的卫星结构设计方法。应当理解的是，上述卫星结构设计方法的执行主体可以是计算机、智能终端、云处理器或其他具有计算功能的处理设备，在本申请实施例中，该执行主体可以是但不限于是用于点阵结构设计的计算机。请参考图1，图为本申请实施例提供的一种基于三维点阵材料的卫星结构设计方法的流程示意图。该卫星结构设计方法的步骤可以如下：

步骤S12：确定卫星的宏观构型设计参数。

本实施例中的宏观构型设计参数一般是指卫星结构板的宏观尺寸参数、数量参数以及几何构型参数等。该宏观构型设计参数可以包括卫星的结构板数量、结构板相对位置关系以及每块结构板的面内尺寸等。其中，面内尺寸包括结构板的构型选择(如圆形、方形等)、每块结构板的长度及宽度(圆形板对应为直径)等。可选地，若结构板中有开孔还包含开孔的尺寸。

步骤S14：将宏观构型设计参数输入有限元建模软件，通过壳单元模拟点阵夹层板。

有限元建模是进行有限元分析的计算模型，它为有限元计算提供所有必需的原始数据。建立有限元模型的过程称为有限元建模，它是整个有限元分析过程的关键，它的任务是将实际问题或设计方案抽象为能为数值计算提供所有输入数据的有限元模型，该模型定量反映了分析对象的几何、材料、载荷、约束等各个方面的特性，模型合理与否将直接影响计算结果的精度、计算时间的长短以及计算过程能否完成。

壳单元是有限元分析软件常用的模拟单元类型，相似的单元还可以有体单元、壳单元、梁单元、弹簧单元、集中质量单元等。所有单元本质上都是基于变分原理，通过插值函数将节点位移与单元内部应变联系都一起，再通过虚功原理或变分原理得到单元刚度与恢复力的计算公式。

其中，点阵夹层板具有高比刚度、高比强度、隔热、隔震、耐冲击和可设计性强等特点，在高速飞行器热防护结构等领域具有广阔的应用前景。可选地，本实施例中的点阵夹层板是点阵胞元构成的基本构造组件，由点阵夹层板合围形成卫星的基本结构。

步骤S16：将点阵夹层板的细观构型设计参数的取值范围输入有限元分析软件，确定壳单元的层状复合材料属性，通过有限元分析软件优化点阵夹层板的细观构型设计参数，以使卫星结构在固有频率约束条件下的结构重量最轻，固有频率约束条件为整星一阶固有频率需大于整星一阶固有频率约束值。

细观构型设计参数可以包括点阵夹层板的中点阵材料的母体材料弹性模量E、点阵胞元中心的点阵杆件与水平面的夹角θ、点阵杆件的半径R、点阵胞元的高度H、点阵材料的厚度变化参数n。

其中，本实施例采用的层状复合材料可以是点阵夹层板材料，其是由两层面板和面板之间的点阵夹层组成，点阵夹层板材料的制备方式有激光选区熔化成形法、熔模铸造法和编织法等。通过精心选择不同的金属材料，可使点阵夹层板材料在以下几个方面具有良好的性能：抗腐蚀性、抗磨性，韧性、硬度、强度、导热性、导电性以及成本等。本实施例中的层状复合材料属性可以包括厚度、刚度、强度等。

上述有限元分析(英文全称：Finite Element Analysis，英文缩写：FEA)指利用数学近似的方法对真实物理系统(几何和载荷工况)进行模拟，利用简单而又相互作用的元素(即单元)，从而用有限数量的未知量去逼近无限未知量的真实系统。本申请采用有限元分析方法对点阵胞元、点阵夹层板的物理系统进行模拟，从而基于其有限元分析结果进行结构设计参数的优化，提高轻量化程度。

本申请上述实施例中，通过有限元建模软件对点阵夹层板进行层状复合材料建模生成点阵夹层板的复合材料属性，能够基于不同的点阵胞元构型进行有限元建模获得适用于不同情形下的点阵夹层板结构，从而提高了其适用性。进一步地，在固有频率约束条件下，还通过有限元分析软件对点阵胞元构型的结构设计参数进行优化，使点阵夹层板在固有频率约束条件下的结构重量最轻，从而提高了卫星的结构轻量化性能。

针对步骤S12，确定卫星的宏观构型设计参数，具体可以包括：基于卫星对应的运载火箭的包络空间限制、卫星上的有效载荷设备布局约束、卫星的整星装配可实施性确定宏观构型设计参数，宏观构型设计参数包括组成卫星的结构板数量，结构板的相对位置关系以及结构板中每块结构板的面内尺寸。

下面对上述宏观结构设计参数的设计进行举例说明，例如运载火箭的包络空间限制为1×1×1m³、卫星上有效载荷主要为一台相机，其体积为直径350mm、高度500mm，重量为20kg，卫星上其它设备均小于5kg、体积较小，可灵活布局，综合宏观设计经验以及有限元分析软件基于上述相关数据的计算结果，可以将箱板式卫星结构设计为由6块结构板组成的正六面体构型，每块结构板的长度和宽度均为400mm，其中顶板在中心处留有直径为350mm的开孔，用于布置相机的遮光罩，考虑到整星装配可实施性，将正六面体结构的相对的2块侧板设计为独立的结构板，其余4块结构板设计为一体化结构，可通过增材制造技术进行一体化打印，该一体化结构与2块侧板在板边交界处通过间距为50mm的M5螺钉互连，卫星结构与运载火箭的接口为通过M5螺钉进行连接的底板的四个角点。

在上述实施例中，通过包络空间限制、有效载荷设备布局约束和整星装配可实施性等约束条件计算宏观构型设计参数，提高了本卫星结构设计方法的实用性和整体设计效率。

对于步骤S14，通过壳单元模拟点阵夹层板，具体可以包括：通过集中质量单元模拟点阵夹层板需要连接的卫星设备并给定卫星设备的质量和转动惯量属性，采用弹簧单元模拟点阵夹层板之间及点阵夹层板与卫星设备之间的连接，并给定连接的刚度参数。

集中质量单元是基于集中质量矩阵把单元分布的质量集中成质量块放在一个点上，质量块的体积为零，在结构动力响应分析中，采用集中质量单元可以节省计算量和计算时间。

步骤S14确定连接的刚度参数为点阵夹层板之间的连接点或点阵夹层板与卫星设备之间的连接刚度，其可以在有限元分析软件中采用常用的刚度计算公式进行计算。

可选地，在采用弹簧单元模拟点阵夹层板之间及点阵夹层板与卫星设备之间的连接时，给定的连接刚度参数可以包括三个平动刚度和三个转动刚度，同时对卫星结构与火箭接口处施加固支位移约束条件，并创建正弦振动和随机振动载荷工况。

在上述步骤中，采用集中质量单元对点阵夹层板之间的连接以及点阵夹层板与卫星设备之间的连接，并确定连接点对应的刚度参数，从而提高了点阵夹层板的承载可靠性。

可选地，对于步骤S14，采用弹簧单元模拟点阵夹层板之间及点阵夹层板与卫星设备之间的连接，可以具体包括：采用弹簧单元模拟每两个点阵夹层板之间的连接点以及每个点阵夹层板与卫星设备之间的连接点，通过有限元分析软件确定位移约束条件和卫星发射振动条件作用下每个连接点各自的最大受力P；根据最大受力P设计连接点结构。本步骤通过有限元分析软件对连接点进行条件约束和受力分析，提高了点阵夹层板之间以及点阵夹层板与卫星设备之间的连接可靠性，进一步提高了结构强度性能。

卫星在发射或其他运行情况下可能会受到外力拉伸或挤压，从而发生屈服现象，因此需要考虑连接点的屈服荷载，以保证微小卫星的稳定性和结构强度。其中，屈服荷载是材料发生屈服现象时的屈服极限，亦即抵抗微量塑性变形的应力，大于此极限的外力作用，将会使零件永久失效，无法恢复。如低碳钢的屈服极限为207MPa，当大于此极限的外力作用之下，零件将会产生永久变形，小于这个的，零件还会恢复原来的样子。

因此，上述步骤中根据最大受力P设计连接点结构，可以具体包括：将连接点结构设置为中心为实体材料的点阵夹层结构；基于最大受力P，利用拉伸试验机获得每个连接点结构的单点拉伸载荷-位移曲线，基于单点拉伸载荷-位移曲线获得屈服荷载F；获得使每个连接点的屈服荷载F≥1.3P的连接点结构。本步骤基于位移约束条件和振动条件保证每个连接点的屈服荷载F≥1.3P，从而提高了点阵夹层板以及整星的强度性能。

针对步骤S16，确定壳单元的层状复合材料属性，具体可以包括：在有限元分析软件中确定点阵夹层板的面板的厚度以及点阵材料的等效刚度，基于等效刚度和面板的厚度确定壳单元的层状复合材料属性。

可选地，本实施例中的点阵材料是由点阵胞元构成，点阵胞元借鉴晶体材料的基本特征，即是其内部结构的周期性，其原子排列可以通过空间的网点阵列来表示，这些空间网点称之为空间点阵，组成晶体的基本结构即最小重复单元为点阵胞元。点阵胞元的应用减少了材料的使用，有效帮助实现轻量化，因此其适用于卫星的结构设计。

为了获得点阵材料的等效刚度，需要确定点阵胞元的等效刚度，其具体步骤可以包括：基于点阵材料的母体材料属性和点阵胞元几何属性确定点阵材料中点阵胞元的等效刚度。其中，母体材料可以是但不限于是具有低密度属性的铝合金材料作为母体材料，其弹性模量68Gpa。

本实施例中输入的细观构型设计参数可以包括母体材料弹性模量E，点阵胞元几何属性包括过点阵胞元中心的点阵杆件与水平面的夹角θ、点阵杆件的半径R、点阵胞元的高度H。进一步地，通过有限元分析软件优化点阵夹层板的细观构型设计参数，可以包括：在固有频率约束条件下通过有限元分析软件优化点阵夹层板的细观构型设计参数θ、R、H、h、n，以使点阵夹层板的重量最小，其中，细观构型设计参数的取值范围可为45°≤θ≤65°，0.2mm≤R≤0.8mm，2mm≤H≤8mm，0.4mm≤h≤1.2mm，h为点阵夹层板的单侧面板厚度，n为正整数，即点阵夹层板厚度公式T＝nH中的厚度变化参数，T为点阵夹层板的整体厚度。

应当理解的是，由于卫星轻量化需求较高，因此本实施例中的点阵夹层板应当以最小的重量获取最大的结构刚度，本实施例中的点阵夹层板的两侧面板的每侧面板厚度h满足条件0.4mm≤h≤1.2mm，且T＝nH，n为正整数，H为点阵胞元的高度，可选地，n一般可以根据优化结果取1至3中的任意数值。

通过上述步骤，基于母体材料弹性模量E、过点阵胞元中心的点阵杆件与水平面的夹角θ、点阵杆件的半径R、点阵胞元的高度H确定点阵材料的刚度，提高了点阵材料刚度的计算效率，从而能够提高基于固有频率约束的结构优化设计能力；同时在固有频率约束条件下采用有限元分析软件对结构设计参数θ、R、H、h、n进行优化，从而获得最优的轻量化性能，以使卫星结构在固有频率约束条件下的结构重量最轻，固有频率约束条件为整星一阶固有频率需大于整星一阶固有频率约束值70Hz。

针对步骤S16，本实施例中要求所有点阵杆件与水平面夹角均大于或等于45°，以满足激光选区熔化等增材制造技术高质量成形工艺约束，以减小制备出来的点阵杆件直径误差、表面粗糙度并提高其力学性能，从而减少点阵结构的设计性能和实际性能的差距，有利于结构轻量化。

可选地，本实施例提供的点阵胞元构型使得点阵材料的变形模式为拉伸主导型，相比现有技术采用的弯曲主导型点阵材料，可大幅提升点阵材料的比刚度和比强度性能，而且此类胞元可以具有三重、四重或六重对称性，请参考图2a-2c，图2a、2b、2c分别示出了三重对称性点阵胞元构型、四重对称性点阵胞元构型、六重对称性点阵胞元构型的具体结构。根据晶体对称定理，此类胞元可以通过空间阵列排布，达到相邻胞元之间无间隙连接，从而填充满整个空间。

其中，三重点阵胞元构型包括过点阵胞元中心的六根基本杆件114和与基本杆件114连接的第一支撑杆112、第二支撑杆113，三重点阵胞元构型相对于过点阵胞元中心的预设方向具有三重空间旋转对称性。

三重点阵胞元构型的六根基本杆件114基于水平面对称设置，呈上下相对设置的每两个基本杆件114的自由端之间连接有第一支撑杆112，呈上下相对且对角设置的两个基本杆件114的自由端之间连接有第二支撑杆113，且每根基本杆件114、第一支撑杆112和第二支撑杆113与水平面的夹角均大于等于45°且小于等于65°。

四重点阵胞元构型包括过点阵胞元中心的八根基本杆件114和与基本杆件114连接的第一支撑杆112、第二支撑杆113，四重点阵胞元构型相对于过点阵胞元中心的预设方向具有四重空间旋转对称性。

四重点阵胞元构型的八根基本杆件114基于水平面对称设置，呈上下相对设置的每两个基本杆件114的自由端之间连接有第一支撑杆112，呈上下相对且对角设置的两个基本杆件114的自由端之间连接有第二支撑杆113，且每根基本杆件114、第一支撑杆112和第二支撑杆113与水平面的夹角均大于等于45°且小于等于65°。

六重点阵胞元构型包括过点阵胞元中心的十二根基本杆件114和与基本杆件114连接的第一支撑杆112、第二支撑杆113，六重点阵胞元构型相对于过点阵胞元中心的预设方向具有六重空间旋转对称性。

六重点阵胞元构型的十二根基本杆件114基于水平面对称设置，呈上下相对设置的每两个基本杆件114的自由端之间连接有第一支撑杆112，呈上下相对且对角设置的两个基本杆件114的自由端之间连接有第二支撑杆113，且每根基本杆件114、第一支撑杆112和第二支撑杆113与水平面的夹角均大于等于45°且小于等于65°。

应当理解的是，在本实施例中还需要分别基于三重对称性点阵胞元构型、四重对称性点阵胞元构型、六重对称性点阵胞元构型的特性计算三种点阵胞元的等效刚度，具体地，材料属性包括母体材料弹性模量E，几何属性包括过点阵胞元中心的点阵杆件与水平面的夹角θ、点阵杆件的半径R、点阵胞元的高度H，则“基于材料属性和几何属性确定点阵材料的等效刚度”包括：基于母体材料弹性模量E、过点阵胞元中心的点阵杆件与水平面的夹角θ、点阵杆件的半径R、点阵胞元的高度H计算点阵胞元构型的刚度矩阵，将刚度矩阵作为点阵胞元构型的等效刚度。

以三重对称性点阵胞元构型为例，其刚度矩阵为：其中，

若以四重对称性点阵胞元构型为例，其刚度矩阵为：其中，

若以六重对称性点阵胞元构型为例，其刚度矩阵为：其中，

应当理解的是，本实施例中涉及的有限元建模软件和有限元分析软件可以为分开的两个独立的软件，还可以是同时具有有限元建模和分析两种功能的同一个软件，例如Ansys、OptiStruct、Abaqus或Patran/Nastran等。

为了获得更稳定、实用的卫星结构，本实施例中获得的点阵夹层板和连接点结构可以用于建立增材制造所需的三维模型，基于增材制造方式制造点阵结构，从而使实体结构的成型尺寸和设计尺寸一致性更好，让实际性能更接近设计性能。

进一步地，为了获取该卫星结构，可以基于三维模型，对铝合金或钛合金进行激光熔化成形获得基于点阵材料的卫星结构；对卫星结构内部的未成形粉末进行清除；对卫星结构进行退火、冷却处理。

具体地，本实施例还可以包括增材制造三维模型生成步骤。请参考图3，图3为本申请实施例提供的一种卫星结构增材制造的流程示意图。该卫星结构设计方法在步骤S16之后还可以包括如下步骤：

步骤S22：基于卫星结构确定用于增材制造的三维模型。

上述步骤可以先生成点阵夹层板三维模型和每个连接点结构的三维模型，然后将二者进行合并，获得用于增材制造的整体的卫星结构的三维模型。

步骤S24：基于三维模型，对铝合金或钛合金进行激光选区熔化成形获得基于点阵材料成型的卫星结构。

本申请实施例可以通过激光选区熔化技术，对铝合金或钛合金等金属粉末进行激光熔化成形，工艺参数主要包括激光功率340W～380W、扫描速率1000mm/s～1500mm/s、填充线间距0.15mm～0.25mm和热能量密度1.00J/mm²～2.00J/mm²。

步骤S26：对卫星结构内部的未成形粉末进行清除。

本实施例中可以采用压缩气体吹出或酒精清洗等方式对结构内部未成形粉末进行清除。

步骤S28：对卫星结构进行退火、冷却处理。

本实施例中退火处理的升温速率可以为7℃/min～15℃/min，热处理温度为250℃～320℃，保温时间2～4小时。然后在空气中进行自然冷却，以降温降低卫星结构内部残余应力，提高结构韧性。

应当理解的是，上述增材制造步骤的执行主体可以是用于控制增材制造流水线的计算机、智能终端或其他处理设备。

综上所述，本申请实施例提供了一种基于三维点阵材料的卫星结构设计方法，包括：确定卫星的宏观构型设计参数；将宏观构型设计参数输入有限元建模软件，通过壳单元模拟点阵夹层板；将点阵夹层板的细观构型设计参数的取值范围输入有限元分析软件，确定壳单元的层状复合材料属性，通过有限元分析软件优化点阵夹层板的细观构型设计参数，以使卫星结构在固有频率约束条件下的结构重量最轻，固有频率约束条件为整星一阶固有频率需大于整星一阶固有频率约束值。

在上述实现过程中，通过有限元建模软件对点阵夹层板进行层状复合材料建模生成点阵夹层板的复合材料属性，能够基于不同的点阵胞元构型进行有限元建模获得适用于不同情形下的点阵夹层板结构，从而提高了其适用性。进一步地，在固有频率约束条件下，还通过有限元分析软件对点阵胞元构型的结构设计参数进行优化，使点阵夹层板在固有频率约束条件下的结构重量最轻，从而提高了卫星的结构轻量化性能。

在本申请所提供的几个实施例中，应该理解到，所揭露的装置和方法，也可以通过其它的方式实现。以上所描述的装置实施例仅仅是示意性的，例如，附图中的流程图和框图显示了根据本申请的多个实施例的装置、方法和计算机程序产品的可能实现的体系架构、功能和操作。在这点上，流程图或框图中的每个方框可以代表一个模块、程序段或代码的一部分，所述模块、程序段或代码的一部分包含一个或多个用于实现规定的逻辑功能的可执行指令。也应当注意，在有些作为替换的实现方式中，方框中所标注的功能也可以以不同于附图中所标注的顺序发生。例如，两个连续的方框实际上可以基本并行地执行，它们有时也可以按相反的顺序执行，这依所涉及的功能而定。也要注意的是，框图和/或流程图中的每个方框、以及框图和/或流程图中的方框的组合，可以用执行规定的功能或动作的专用的基于硬件的系统来实现，或者可以用专用硬件与计算机指令的组合来实现。

另外，在本申请各个实施例中的各功能模块可以集成在一起形成一个独立的部分，也可以是各个模块单独存在，也可以两个或两个以上模块集成形成一个独立的部分。

所述功能如果以软件功能模块的形式实现并作为独立的产品销售或使用时，可以存储在一个计算机可读取存储介质中。基于这样的理解，本申请的技术方案本质上或者说对现有技术做出贡献的部分或者该技术方案的部分可以以软件产品的形式体现出来，该计算机软件产品存储在一个存储介质中，包括若干指令用以使得一台计算机设备(可以是个人计算机，服务器，或者网络设备等)执行本申请各个实施例所述方法的全部或部分步骤。而前述的存储介质包括：U盘、移动硬盘、只读存储器(ROM，Read-Only Memory)、随机存取存储器(RAM，Random Access Memory)、磁碟或者光盘等各种可以存储程序代码的介质。

以上所述仅为本申请的实施例而已，并不用于限制本申请的保护范围，对于本领域的技术人员来说，本申请可以有各种更改和变化。凡在本申请的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本申请的保护范围之内。应注意到：相似的标号和字母在下面的附图中表示类似项，因此，一旦某一项在一个附图中被定义，则在随后的附图中不需要对其进行进一步定义和解释。

以上所述，仅为本申请的具体实施方式，但本申请的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本申请揭露的技术范围内，可轻易想到变化或替换，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应所述以权利要求的保护范围为准。

需要说明的是，在本文中，诸如第一和第二等之类的关系术语仅仅用来将一个实体或者操作与另一个实体或操作区分开来，而不一定要求或者暗示这些实体或操作之间存在任何这种实际的关系或者顺序。而且，术语“包括”、“包含”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的过程、方法、物品或者设备不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其他要素，或者是还包括为这种过程、方法、物品或者设备所固有的要素。在没有更多限制的情况下，由语句“包括一个……”限定的要素，并不排除在包括所述要素的过程、方法、物品或者设备中还存在另外的相同要素。

Claims (12)

1.一种基于三维点阵材料的卫星结构设计方法，其特征在于，所述方法包括：

确定卫星的宏观构型设计参数；

将所述宏观构型设计参数输入有限元建模软件，通过壳单元模拟点阵夹层板；

将所述点阵夹层板的细观构型设计参数的取值范围输入有限元分析软件，确定所述壳单元的层状复合材料属性，通过所述有限元分析软件优化所述点阵夹层板的所述细观构型设计参数，以使所述卫星结构在固有频率约束条件下的结构重量最轻，所述固有频率约束条件为整星一阶固有频率需大于整星一阶固有频率约束值。

2.根据权利要求1所述的基于三维点阵材料的卫星结构设计方法，其特征在于，所述确定卫星的宏观构型设计参数，包括：

基于所述卫星对应的运载火箭的包络空间限制、所述卫星上的有效载荷设备布局约束、所述卫星的整星装配可实施性确定宏观构型设计参数，所述宏观构型设计参数包括组成所述卫星的结构板数量，结构板的相对位置关系以及所述结构板中每块结构板的面内尺寸。

3.根据权利要求1所述的基于三维点阵材料的卫星结构设计方法，其特征在于，所述通过壳单元模拟点阵夹层板，包括：

通过集中质量单元模拟所述点阵夹层板需要连接的卫星设备并给定所述卫星设备的质量和转动惯量属性，采用弹簧单元模拟所述点阵夹层板之间及所述点阵夹层板与所述卫星设备之间的连接，并给定所述连接的刚度参数。

4.根据权利要求3所述的基于三维点阵材料的卫星结构设计方法，其特征在于，所述采用弹簧单元模拟所述点阵夹层板之间及所述点阵夹层板与所述卫星设备之间的连接，包括：

采用弹簧单元模拟每两个点阵夹层板之间的连接点以及每个点阵夹层板与所述卫星设备之间的连接点，通过所述有限元分析软件确定位移约束条件和卫星发射振动条件作用下每个连接点各自的最大受力P；

根据所述最大受力P设计连接点结构。

5.根据权利要求4所述的基于三维点阵材料的卫星结构设计方法，其特征在于，所述根据所述最大受力P设计连接点结构，包括：

将所述连接点结构设置为中心为实体材料的点阵夹层结构；

基于最大受力P，利用拉伸试验机获得每个连接点结构的单点拉伸载荷-位移曲线，基于所述单点拉伸载荷-位移曲线获得屈服荷载F；

获得使每个连接点的屈服荷载F≥1.3P的连接点结构。

6.根据权利要求1所述的基于三维点阵材料的卫星结构设计方法，其特征在于，所述确定所述壳单元的层状复合材料属性，包括：

在所述有限元分析软件中确定所述点阵夹层板的面板的厚度以及点阵材料的等效刚度，基于所述等效刚度和所述面板的厚度确定所述壳单元的层状复合材料属性。

7.根据权利要求6所述的基于三维点阵材料的卫星结构设计方法，其特征在于，在所述有限元分析软件中确定点阵材料的等效刚度，包括：

基于所述点阵材料的母体材料属性和点阵胞元几何属性确定所述点阵材料中点阵胞元的等效刚度。

8.根据权利要求7所述的基于三维点阵材料的卫星结构设计方法，其特征在于，所述母体材料属性包括母体材料弹性模量E，所述点阵胞元几何属性包括过所述点阵胞元中心的点阵杆件与水平面的夹角θ、所述点阵杆件的半径R、所述点阵胞元的高度H，所述基于所述点阵材料的母体材料属性和点阵胞元几何属性确定所述点阵材料中点阵胞元的等效刚度，包括：

基于所述母体材料弹性模量E、所述点阵胞元中心的点阵杆件与水平面的夹角θ、所述点阵杆件的半径R、所述点阵胞元的高度H计算所述点阵材料的刚度矩阵，将所述刚度矩阵作为所述点阵材料中点阵胞元的等效刚度。

9.根据权利要求8所述的基于三维点阵材料的卫星结构设计方法，其特征在于，所述细观构型设计参数包括所述母体材料弹性模量E、所述点阵胞元中心的点阵杆件与水平面的夹角θ、所述点阵杆件的半径R、所述点阵胞元的高度H、厚度变化参数n，所述通过所述有限元分析软件优化所述点阵夹层板的所述细观构型设计参数，包括：

在所述固有频率约束条件下通过所述有限元分析软件优化所述点阵夹层板的细观构型设计参数θ、R、H、h、n，以使所述点阵夹层板的重量最小，其中，所述细观构型设计参数的取值范围可为45°≤θ≤65°，0.2mm≤R≤0.8mm，2mm≤H≤8mm，0.4mm≤h≤1.2mm，h为所述点阵夹层板的单侧面板厚度，n为正整数，即点阵夹层板厚度公式T＝nH中的厚度变化参数，T为所述点阵夹层板的整体厚度。

10.一种点阵胞元，其特征在于，所述点阵胞元包括过点阵胞元中心的六根基本杆件和与所述基本杆件连接的第一支撑杆、第二支撑杆，所述点阵胞元相对于过所述点阵胞元中心的预设方向具有三重空间旋转对称性；

所述六根基本杆件基于水平面对称设置，呈上下相对设置的每两个所述基本杆件的自由端之间连接有第一支撑杆，呈上下相对且对角设置的两个所述基本杆件的自由端之间连接有第二支撑杆，且每根所述基本杆件、所述第一支撑杆和所述第二支撑杆与水平面的夹角均大于等于45°；

所述点阵胞元的刚度矩阵为：其中， E为构成所述点阵胞元的母体材料弹性模量、θ为过所述点阵胞元中心的基本杆件与水平面的夹角、R为点阵杆件的截面半径、H为所述点阵胞元的高度。

11.一种点阵胞元，其特征在于，所述点阵胞元包括过点阵胞元中心的八根基本杆件和与所述基本杆件连接的第一支撑杆、第二支撑杆，所述点阵胞元相对于过所述点阵胞元中心的预设方向具有四重空间旋转对称性；

所述八根基本杆件基于水平面对称设置，呈上下相对设置的每两个所述基本杆件的自由端之间连接有第一支撑杆，呈上下相对且对角设置的两个所述基本杆件的自由端之间连接有第二支撑杆，且每根所述基本杆件、所述第一支撑杆和所述第二支撑杆与水平面的夹角均大于等于45°；

所述点阵胞元的刚度矩阵为：其中， E为构成所述点阵胞元的母体材料弹性模量、θ为过所述点阵胞元中心的基本杆件与水平面的夹角、R为点阵杆件的截面半径、H为所述点阵胞元的高度。

12.一种点阵胞元，其特征在于，所述点阵胞元包括过点阵胞元中心的十二根基本杆件和与所述基本杆件连接的第一支撑杆、第二支撑杆，所述点阵胞相对于过所述点阵胞元中心的预设方向具有六重空间旋转对称性；

所述十二根基本杆件基于水平面对称设置，呈上下相对设置的每两个所述基本杆件的自由端之间连接有第一支撑杆，呈上下相对且对角设置的两个所述基本杆件的自由端之间连接有第二支撑杆，且每根所述基本杆件、所述第一支撑杆和所述第二支撑杆与水平面的夹角均大于等于45°；

所述点阵胞元的刚度矩阵为：其中， E为构成所述点阵胞元的母体材料弹性模量、θ为过所述点阵胞元中心的基本杆件与水平面的夹角、R为点阵杆件的截面半径、H为所述点阵胞元的高度。