本技术涉及一种零热膨胀卫星承载结构,属于航天技术领域。该结构由多个胞元组成,胞元由四梁构成,梁通过立方块连接。梁分为直杆段和圆弧形曲杆段,曲杆段由凹侧第一曲杆部和凸侧第二曲杆部构成,第二曲杆部热膨胀系数高于第一曲杆部。曲杆段弦长与梁长比为0.4~0.8,圆心角0°~140°。四梁中两梁曲杆段向外凸,另两梁向内凸。该结构在空间环境中具有优异的热尺寸稳定性。
背景技术
随着航空航天科学技术的快速发展,对航天飞行器的结构与材料的服役性能提出了更高的要求。例如,在轨运行的卫星会承受200摄氏度以上的交变高低温影响,由交变高低温引起的热变形会严重影响卫星的运行精度。
为了保证卫星承载结构在空间环境中的热尺寸稳定性,需要根据服役环境条件设计星载热控器件和低热膨胀刚性支撑结构。
实现思路