CN118124824A - 一种零热膨胀减隔振集成的卫星承载结构、卫星 - Google Patents
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Abstract
本发明提供了一种零热膨胀减隔振集成的卫星承载结构、卫星，涉及航空飞行器技术领域。卫星承载结构包括多个胞元结构，该胞元结构同时具有压扭性能和零热膨胀性能，胞元结构包括N个曲型杆以及相对设置的两个框架结构，框架结构包括N个直杆，每个直杆具有相对的第一端和第二端，其中，N为大于或等于4的偶数；同一框架结构中，各个直杆的第一端相连接，每个直杆的第二端为自由端；不同框架结构中的直杆一一相对，每个曲型杆的一端与一个框架结构中的直杆的第二端相连，另一端与另一个框架结构中相对的直杆相邻的另一直杆的第二端相连，并且沿着各个曲型杆的分布周向，各个曲型杆扭转方向一致。该卫星承载结构同时具有热尺寸稳定性和减隔振特性。
Description
技术领域
本发明涉及航空飞行器技术领域，尤其涉及一种零热膨胀减隔振集成的卫星承载结构、卫星。
背景技术
卫星在发射过程中，要经受一系列严酷的环境考验，引起星体内部主次结构的共振响应，并引起局部动力响应，造成结构损伤或局部失稳。另外，在太空中工作的人造卫星也要经受住200℃以上的温差。由温差引起的热变形不仅会对结构的稳定造成负面影响，还会引起结构的失效。在轨运行过程中，巨大温度差异也会导致星载相机支架舱发生剧烈的热变形，从而降低成像精度。
相关技术中，航空航天等领域的结构和材料经常需要在复杂的环境中使用。例如，高超音速防护***在处理温度和压力变化时面临振动和噪声的挑战。现有卫星等航天器的承载结构难以在空间环境中保持热尺寸稳定性和减隔振特性。
发明内容
本发明的目的在于提供一种零热膨胀减隔振集成的卫星承载结构、卫星，以解决卫星结构在空间环境中难以保持热尺寸稳定性和减隔振特性的技术问题。
为了实现上述目的，本发明提供如下技术方案：
第一方面，本发明提供一种零热膨胀减隔振集成的卫星承载结构，同时具有压扭性能和零热膨胀性能，所述卫星承载结构包括多个胞元结构，所述胞元结构包括N个曲型杆以及相对设置的两个框架结构，所述框架结构包括N个直杆，每个所述直杆具有相对的第一端和第二端，其中，N为大于或等于4的偶数；
同一所述框架结构中，各个所述直杆的所述第一端相连接，每个所述直杆的所述第二端为自由端；
不同所述框架结构中的所述直杆一一相对，每个所述曲型杆的一端与一个所述框架结构中的所述直杆的第二端相连，另一端与另一个所述框架结构中相对的所述直杆相邻的另一所述直杆的第二端相连，并且沿着各个所述曲型杆的分布方向，各个所述曲型杆扭转方向一致。
根据本发明的至少一个实施方式，所述零热膨胀性能是指所述胞元结构在第一方向上具有零膨胀的热变形，所述第一方向是指：从一个所述框架结构到另一个所述框架结构的分布方向。
根据本发明的至少一个实施方式，各个所述曲型杆的扭转方向一致是指，所述胞元结构在第一方向上受压时，各个所述曲型杆的扭转方向一致。
根据本发明的至少一个实施方式，同一所述框架结构中，各个所述直杆沿着所述框架结构的周向均匀分布。
根据本发明的至少一个实施方式，所述直杆的热膨胀系数大于所述曲型杆的热膨胀系数。
根据本发明的至少一个实施方式，所述直杆的热膨胀系数与所述曲型杆的热膨胀系数之比的取值范围为（2～15）：1。
根据本发明的至少一个实施方式，所述直杆的热膨胀系数的取值范围为12×10-6℃-1～24×10-6℃-1。
根据本发明的至少一个实施方式，所述曲型杆的热膨胀系数的取值范围为1.2×10-6℃-1～10.7×10-6℃-1。
根据本发明的至少一个实施方式，所述直杆采用5A02型铝合金、1Cr18Ni9型不锈钢、AlSi10Mg型铝合金或2B50型铝合金中的一种制备而成。
根据本发明的至少一个实施方式，所述曲型杆采用Invar合金或1Cr13型不锈钢制备而成。
根据本发明的至少一个实施方式，所述曲型杆为S型或蛇形弯折的杆。
根据本发明的至少一个实施方式，所述曲型杆具有曲线型中心线，所述曲线型中心线为B样条曲线。
根据本发明的至少一个实施方式，所述曲型杆的横截面的形状为圆形、正多边形中的一种。
根据本发明的至少一个实施方式，所述直杆的横截面的形状为矩形、圆形或正多边形中的一种。
根据本发明的至少一个实施方式，所述胞元结构的宽高比的取值范围为1~1.6，其中，
所述胞元结构的宽度为两个所述直杆的长度之和；
所述胞元结构的高度方向与所述第一方向一致。
根据本发明的至少一个实施方式，当所述胞元结构在第一方向上的应变为30%，所述胞元结构整体的扭转角度的取值范围为43.54°～77.95°。
根据本发明的至少一个实施方式，所述胞元结构的零热膨胀性能的温度的取值范围为0℃～150℃。
根据本发明的至少一个实施方式，沿着所述第一方向，多个所述胞元结构层叠在一起形成胞元结构组，多个所述胞元结构组沿着第二方向间隔阵列分布，所述第二方向垂直于所述第一方向。
第二方面，本发明还提供一种卫星，包括第一方面所述的卫星承载结构。
本发明示例性实施例中提供的一个或多个技术方案中，至少可实现如下有益效果之一。
本发明示例性实施例的零热膨胀减隔振集成的卫星承载结构，同时具有压扭性能和零热膨胀性能，具体地，卫星承载结构包括多个胞元结构，胞元结构包括N个曲型杆以及相对设置的两个框架结构，每个框架结构包括N个直杆， N个直杆一端相连，另一端为自由端形成框架结构；两个框架结构的直杆一一相对，每个曲型杆连接在两个不同框架结构的直杆的自由端，同一曲型杆连接的并非一一相对的两个直杆，而是一个框架结构中的一个直杆与另一个框架结构中相对的直杆的相邻直杆，由于各个曲型杆的扭转方向一致，也就是各个曲型杆呈手性特征。当胞元结构受到压缩时，两个框架结构将压缩变形转化为扭转变形从而消耗能量，达到缓冲吸能的效果。同时，该种胞元结构的几何结构还可以实现第一方向上的零热膨胀，具体地，当空间温度产生变化时，由于胞元结构中的N个直杆之间两两约束，且直杆的热膨胀系数大于曲型杆的热膨胀系数，两个框架结构的直杆的热膨胀变形会使得胞元结构的高度H减小，而曲型杆的热膨胀会致使胞元高度H增大，因此，胞元结构的高度方向上的变形效果是上述两种膨胀变形相互协调的结果。基于此，胞元结构可以实现在高度方向上零膨胀的热变形，从而使得该胞元结构形成的卫星承载结构，在空间环境中同时具有热尺寸稳定性和减隔振特性。
附图说明
附图示出了本发明的示例性实施方式，并与其说明一起用于解释本发明的原理，其中包括了这些附图以提供对本发明的进一步理解，并且附图包括在本说明书中并构成本说明书的一部分；
图1是根据本发明的实施方式的卫星承载结构中胞元结构的轴测结构示意图；
图2是根据本发明的实施方式的卫星承载结构中胞元结构的主视结构示意图；
图3是根据本发明的实施方式的卫星承载结构中胞元结构的热膨胀系数调控原理示意图；
图4是实施例1中的卫星承载结构中胞元结构宽高比与热膨胀系数关系图；
图5是实施例2中的卫星承载结构中胞元结构宽高比与热膨胀系数关系图；
图6是实施例1中的卫星承载结构中胞元结构宽高比与扭转角度关系图；
图7是实施例2中的卫星承载结构中胞元结构宽高比与扭转角度关系图。
附图标记：10、直杆；20、曲型杆。
具体实施方式
为了使本发明所要解决的技术问题、技术方案及有益效果更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本发明进行进一步详细说明。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。
航天器在发射过程中，要经受一系列严酷的环境考验。这种环境会不断地干扰卫星，引起星体内部主次结构的共振响应，并引起局部动力响应，造成结构损伤或局部失稳。传统的减振降噪技术主要包括阻尼减振、吸能减振、吸振器减振等，这些方法大多是利用材料本身的属性来达到减振降噪效果。而超材料性能主要由微结构几何形状控制，而不依赖于传统的基础材料控制，通过功能单元自组织、自适应实现结构减振降噪。
进一步地，在太空中工作的人造卫星要经受住200摄氏度以上的温差。由温差引起的热变形不仅会对结构的稳定造成负面影响，还会引起结构的失效。在轨运行过程中，巨大温度差异也会导致星载相机支架舱发生剧烈的热变形，从而降低成像精度。对于卫星而言，相关技术中的材料难以同时兼具热尺寸稳定性和减隔振特性。
针对上述问题，本发明示例性实施例提供的卫星承载结构中的胞元结构通过两个框架结构以及通过N个曲型杆进行连接，当该结构受到高度方向的作用力时，曲型杆不仅能连接结构、传递力和力矩，还可以改变结构整体的变形模式，胞元结构的曲型杆的手性特征可将材料的压缩变形转化为扭转变形从而消耗能量，达到缓冲吸能的效果。同时，该结构中两个框架结构的直杆的热膨胀变形会使得胞元结构的高度H减小，而曲型杆的热膨胀会致使胞元高度H增大，通过二者的调控可以实现高度方向上的零热膨胀。
需要说明的是，本发明示例性实施例提供的卫星承载结构可以用于卫星，也可以用于其它严酷环境中应用的航天器、航空器、高超音速防护***等在处理温度和压力变化时面临振动和噪声的设备。
图1是根据本发明的实施方式的卫星承载结构中胞元结构的轴测结构示意图；图2是根据本发明的实施方式的卫星承载结构中胞元结构的主视结构示意图。如图1和图2所示，本发明示例性实施例提供的卫星承载结构，由多个胞元结构形成，同时具有压扭性能和零热膨胀性能，胞元结构包括N个曲型杆20以及相对设置的两个框架结构，框架结构包括N个直杆10，每个直杆10具有相对的第一端和第二端，其中，N为大于或等于4的整数；同一框架结构中，各个直杆10的第一端相连接，每个直杆10的第二端为自由端；不同框架结构中的直杆10一一相对，每个曲型杆20的一端与一个框架结构中的直杆10的第二端相连，另一端与另一个框架结构中相对的直杆10相邻的另一直杆10的第二端相连，并且沿着各个曲型杆20的分布周向，各个曲型杆20扭转方向一致。
实际应用中，每个框架结构中包括4个或以上的直杆10，曲型杆20的数量也包括4个或以上。下文以每个框架结构的直杆10数量4个，胞元结构的曲型杆20数量4个为例进行阐述，该数量不应理解为对本发明的限制。
同一框架结构中，4个直杆10的第一端均连接在一起，第二端则为自由端，4个直杆10呈十字交叉状，也即两个直杆10同轴线，另两个直杆10也同轴线。同一框架结构中的4个直杆10均平行于同一参考平面，两个框架结构相对设置，也即两个框架结构相互平行，且平行于参考平面。不同框架结构中的直杆10一一相对设置，曲型杆20的两端并不连接在一一相对的直杆10的第二端，而是连接在不同框架结构中相对直杆10中的一个，以及相对直杆10中另一个的相邻直杆10的第二端。4个曲型杆20沿着周向依次分布呈手性特征，当整个胞元结构受压时，4个曲型杆20沿着周向顺时针或逆时针的同一方向发生扭转，也即一个框架结构相对于另一个框架结构顺时针发生扭转，或逆时针发生扭转。
如图2所示，第一方向是指：从一个框架结构到另一个框架结构的分布方向。上述的零热膨胀性能是指胞元结构在第一方向上具有零膨胀的热变形，也即胞元结构在第一方向上具有热尺寸稳定性，从而解决了因巨大的温度波动造成的对结构产生不利影响的问题。
上述各个曲型杆20的扭转方向一致是指，胞元结构在第一方向上受压时，各个曲型杆20沿着周向的扭转方向均为顺时针或逆时针。
在一些实施方式中，同一框架结构中，各个直杆10沿着框架结构的周向均匀分布。
举例来说，当N=4时，同一框架结构中，4个直杆10中相邻两个直杆10的夹角为90°；当N=6时，同一框架结构中，4个直杆10中相邻两个直杆10的夹角为60°。
示例性地，直杆10的热膨胀系数大于曲型杆20的热膨胀系数。当空间温度产生变化时，胞元结构的8个直杆10之间两两约束，各个直杆10的热膨胀变形会使得胞元结构的高度H减小，而曲型杆20的热膨胀会使得胞元结构的高度H增大，因此胞元结构在高度方向（第一方向）上的变形效果是上述两种膨胀变形相互协调的结果，从而可以达到零热膨胀的热变形效果。
图3是根据本发明的实施方式的卫星承载结构中胞元结构的热膨胀系数调控原理示意图。如图3所示，（a）为在正常温度状态下单胞模型，通过对直杆10材料和曲型杆20材料的调控，也即调控二者的热膨胀系数，可以在第一方向上实现如图3所示（b）中的正热膨胀、（c）负热膨胀，以及（d）的零热膨胀，也即温度变化时，第一方向上的尺寸稳定不变。
例如，当直杆10的热膨胀系数与曲型杆20的热膨胀系数之比的取值范围为（2～15）：1时，整个胞元结构在第一方向上可以为零热膨胀。可选地，直杆10的热膨胀系数与曲型杆20的热膨胀系数之比的取值范围为（4～13）：1，优选为（6～9）：1。
示例性地，直杆10的热膨胀系数的取值范围可以为12×10-6℃-1～24×10-6℃-1。曲型杆20的热膨胀系数的取值范围可以为1.2×10-6℃-1～10.7×10-6℃-1。
示例性地，制备胞元结构的材料种类，直杆10可以采用5A02型铝合金、1Cr18Ni9型不锈钢、AlSi10Mg型铝合金或2B50型铝合金中的一种制备而成；曲型杆20采用Invar合金或1Cr13型不锈钢制备而成。其中，Invar（因瓦合金）也叫不胀钢，其平均膨胀系数一般为1.5×10-6℃-1，含镍在36%是达到0.877×10-6℃-1，且在室温－80℃~100℃时均不发生变化。
示例性地，曲型杆20为S型或蛇形弯折的杆，其具有曲线型中心线，曲线型中心线为B样条曲线。B样条曲线由一系列的控制点和基函数组成，其具有局部控制的特点以便曲型杆20设计时的成型，每个控制点的影响范围是有限的，只影响附近的曲线段，这使得对曲线进行局部修改变得容易。进一步地，通过调整控制点的位置和权重，可以改变曲线的形状和曲率，实现各种复杂的曲线设计，其还可以实现不同阶数的连续性，如G0（位置连续）、G1（一阶导数连续）、G2（二阶导数连续）等。
通过上述为S型或蛇形弯折的曲型杆20，当胞元结构在第一方向上受到压缩时，曲型杆20不仅能连接两个框架结构、传递力和力矩，还可以改变胞元结构整体的变形模式，同一胞元结构中各个曲型杆20的手性特征分布可将胞元结构的压缩变形转化为扭转变形。曲型杆20在受压时通过弹性弯曲变形吸收轻微冲击时的能量，而在大冲击时则依赖将结构整体角度的进行扭转从而进行吸能。曲型杆20沿周向手性分布的特点，在扭转变形过程中表现出良好的力学性能，使得胞元结构在第一方向受压缩时，由于压扭耦合效应的存在，框架结构的扭转使得曲型杆20受到拉伸，该拉伸主导结构相对于弯曲主导结构的力学性能更好。
示例性地，曲型杆20的横截面的形状可以为圆形、正多边形中的一种。直杆10的横截面的形状为矩形、圆形或正多边形中的一种。
在一些实施方式中，卫星承载结构中的胞元结构的宽高比的取值范围为1~1.6，其中，胞元结构的宽度为两个直杆10的长度之和；胞元结构的高度方向与第一方向一致。以N=4为例，胞元结构的长度和宽度相同，均为两个直杆10的长度之和，高度为两个框架结构在第一方向上的距离。在胞元结构的宽高比为1~1.6时，胞元结构在第一方向上30%应变下，整体具有43.54°～77.95°的扭转角度，表明该胞元结构具有良好的吸能效果，扭转角度越大，压扭特性越高，吸振效果越好。基于此，胞元结构的独特几何结构以及采用异质材料的直杆10和曲型杆20，使得该异质点阵结构在实现零膨胀的同时具备显著的压扭特性（吸能效果）。
示例性地，卫星承载结构中胞元结构的零热膨胀性能的温度的范围可以为0℃～150℃。
实施例1
卫星承载结构中胞元结构的高度为H，宽度为A，宽高比K=A/H，N=4，直杆10（横截面为方形）截面边长为a1，直杆10的杨氏模量为E1，热膨胀系数为α1；曲型杆20（横截面为圆形）截面半径为d2，杨氏模量为E2，热膨胀系数为α2。
使用数值模拟软件Abaqus对胞元结构进行热膨胀性能的验证。所用单元为solid实体单元，划分三维实体网格类型为C3D20R单元，全局种子大小0.3mm。直杆10使用杨氏模量E1=70Gpa，热膨胀系数α1=1.5×10-5℃-1的AlSi10Mg型铝合金；曲型杆20使用杨氏模量E2=144Gpa，热膨胀系数α2=1.5×10-6℃-1的4j36型因瓦合金。胞元结构宽高比K取1～1.6，初始温度为0℃，温度改变量T=150℃。
图4是实施例1中的卫星承载结构中胞元结构宽高比与热膨胀系数关系图。如图4所示，卫星承载结构中胞元结构宽高比K取1～1.6时具有良好的零热膨胀特性，而在胞元结构宽高比K为1.5时，接近绝对的零热膨胀。
图6是实施例1中的卫星承载结构中胞元结构宽高比与扭转角度关系图。如图6所示，该胞元结构的在30%第一方向应变下具有44.08°～77.95°的扭转角度。表明该胞元结构在异质点阵结构简单的基础上，在零膨胀特性的同时，达到高效减振的效果。
实施例2
卫星承载结构中胞元结构的高度为H，宽度为A，宽高比K=A/H，N=4，直杆10（横截面为方形）截面边长为a1，直杆10的杨氏模量为E1，热膨胀系数为α1；曲型杆20（横截面为圆形）截面半径为d2，杨氏模量为E2，热膨胀系数为α2。
使用数值模拟软件Abaqus对胞元结构进行热膨胀性能的验证。所用单元为solid实体单元，划分网格类型为C3D20R，全局种子大小0.3mm（过大影响精度，过小计算复杂）。直杆10使用杨氏模量E1=72Gpa，热膨胀系数α1=2.4×10-5℃-1的2B50型铝合金；曲型杆20使用杨氏模量E2=144Gpa，热膨胀系数α2=1.5×10-6℃-1的4j36型因瓦合金。胞元结构宽高比K取1～1.6，初始温度为0℃，温度改变量T=150℃。
图5是实施例2中的卫星承载结构中胞元结构宽高比与热膨胀系数关系图。如图5所示，卫星承载结构中胞元结构宽高比K取1～1.6时具有良好的零热膨胀特性，而在胞元结构宽高比K为1.2时，接近绝对的零热膨胀。
图7是实施例2中的卫星承载结构中胞元结构宽高比与扭转角度关系图，如图7所示，该胞元结构的在30%第一方向应变下具有43.54°～77.84°的扭转角度。表明该胞元结构在异质点阵结构简单的基础上，在零膨胀特性的同时，达到高效减振的效果。
本发明示例性实施例还提供一种超结构，包括多个上述胞元结构。
示例性地，沿着第一方向，多个胞元结构层叠在一起形成胞元结构组，多个胞元结构组沿着第二方向间隔阵列分布，第二方向垂直于第一方向。也即沿着Z向多个胞元结构层叠在一起形成胞元结构组，在XY平面上，多个胞元结构组间隔阵列分布形成上述超结构。
本发明示例性实施例还提供一种卫星，包括上述的卫星承载结构。
卫星相对于现有技术所具有的优势与上述的增材制造的卫星承载结构所具有的优势相同，在此不再赘述。
本领域的技术人员应当理解，上述实施方式仅仅是为了清楚地说明本发明，而并非是对本发明的范围进行限定。对于所属领域的技术人员而言，在上述公开的基础上还可以做出其它变化或变型，并且这些变化或变型仍处于本发明的范围内。
Claims (10)
1.一种零热膨胀减隔振集成的卫星承载结构，其特征在于，同时具有压扭性能和零热膨胀性能，所述卫星承载结构包括多个胞元结构，所述胞元结构包括N个曲型杆以及相对设置的两个框架结构，所述框架结构包括N个直杆，每个所述直杆具有相对的第一端和第二端，其中，N为大于或等于4的偶数；
同一所述框架结构中，各个所述直杆的所述第一端相连接，每个所述直杆的所述第二端为自由端；
不同所述框架结构中的所述直杆一一相对，每个所述曲型杆的一端与一个所述框架结构中的所述直杆的第二端相连，另一端与另一个所述框架结构中相对的所述直杆相邻的另一所述直杆的第二端相连，并且沿着各个所述曲型杆的分布方向，各个所述曲型杆扭转方向一致；
所述直杆的热膨胀系数大于所述曲型杆的热膨胀系数；
所述胞元结构的宽高比的取值范围为1~1.6，其中，所述胞元结构的宽度为两个所述直杆的长度之和；所述胞元结构的高度方向为第一方向，所述第一方向是指：从一个所述框架结构到另一个所述框架结构的分布方向。
2.根据权利要求1所述的卫星承载结构，其特征在于，所述零热膨胀性能是指所述胞元结构在第一方向上具有零膨胀的热变形。
3.根据权利要求1所述的卫星承载结构，其特征在于，各个所述曲型杆的扭转方向一致是指，所述胞元结构在第一方向上受压时，各个所述曲型杆的扭转方向一致。
4.根据权利要求1所述的卫星承载结构，其特征在于，同一所述框架结构中，各个所述直杆沿着所述框架结构的周向均匀分布。
5.根据权利要求1所述的卫星承载结构，其特征在于，所述直杆的热膨胀系数与所述曲型杆的热膨胀系数之比的取值范围为（2～15）：1。
6.根据权利要求1所述的卫星承载结构，其特征在于，所述直杆的热膨胀系数的取值范围为12×10-6℃-1～24×10-6℃-1。
7.根据权利要求1所述的卫星承载结构，其特征在于，所述曲型杆的热膨胀系数的取值范围为1.2×10-6℃-1～10.7×10-6℃-1。
8.根据权利要求1所述的卫星承载结构，其特征在于，所述直杆采用5A02型铝合金、1Cr18Ni9型不锈钢、AlSi10Mg型铝合金或2B50型铝合金中的一种制备而成；和/或，
所述曲型杆采用Invar合金或1Cr13型不锈钢制备而成。
9.根据权利要求1所述的卫星承载结构，其特征在于，所述曲型杆为S型或蛇形弯折的杆。
10.一种卫星，其特征在于，包括权利要求1-9任一项所述的卫星承载结构。
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| CN202410571548.5A CN118124824B (zh) | 2024-05-10 | 2024-05-10 | 一种零热膨胀减隔振集成的卫星承载结构、卫星 |
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2024
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Patent Citations (8)
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