一種兼具衛(wèi)星艙板功能的相機承力板設計

范俊杰 呂秋鋒 寧曉周 靳利鋒 任海培

一種兼具衛(wèi)星艙板功能的相機承力板設計

范俊杰1,2呂秋鋒1,2寧曉周1,2靳利鋒1,2任海培1,2

（1北京空間機電研究所，北京 100094）（2 先進光學遙感技術北京市重點實驗室，北京 100094）

安裝承力板對于保證相機結構穩(wěn)定性、技術指標以及承受運輸?shù)桨l(fā)射階段的各種力學環(huán)境具有重要作用。隨著整星輕量化要求的提高，之前常用的單面承載構型已無法滿足目前對承力板多功能化的迫切需求。文章針對某型號光學相機任務需要，通過優(yōu)化整體成型的碳纖維加強框架布局，設計了一種兼具衛(wèi)星艙板功能的雙面承載相機承力板，提高整星的功能密度，降低整星質(zhì)量和體積。該承力板在保證輕量化的前提下滿足大長寬比（4∶1）和較高的穩(wěn)定性要求，不僅可以支撐多臺相機，還可以作為衛(wèi)星的艙板承載衛(wèi)星設備。有限元仿真和試驗驗證結果表明，承力板結構頻率>100Hz，位置關系穩(wěn)定性優(yōu)于2′，質(zhì)量比傳統(tǒng)承力板減小50%，可以滿足相機和衛(wèi)星的要求。

復合材料 相機承力板 有限元 空間相機

0 引言

近年來，隨著對地觀測衛(wèi)星的迅速發(fā)展，對空間遙感相機數(shù)據(jù)品質(zhì)的要求越來越高，為滿足大視場、高分辨率的要求，空間光學遙感相機的體積逐漸增加，質(zhì)量也越來越大，結構也更加復雜[1]。為了更好的配合衛(wèi)星向“小、輕、快、省”方向發(fā)展，研制機構采用了許多新的設計思路，如微電子機械技術、新型材料的應用、先進器件的選用以及一體化設計思想[2]。

傳統(tǒng)衛(wèi)星的設計一般采用平臺化構型，比如美國MMS衛(wèi)星平臺，結構如圖1所示[3]。此類衛(wèi)星有效載荷和衛(wèi)星平臺分開設計，一個衛(wèi)星平臺能適應不同種類的有效載荷，但這種設計方法的缺陷是衛(wèi)星質(zhì)量和體積均較大，結構布局設計不是最優(yōu)化，因此浪費了運載的空間和質(zhì)量，提高了發(fā)射成本。這種設計思路已經(jīng)不能滿足衛(wèi)星質(zhì)量小、體積小、功能集成度高的設計理念。

星載一體化逐漸成為現(xiàn)在的流行趨勢，將載荷結構與平臺結構有機結合，既發(fā)揮有效載荷的承力作用，同時也是衛(wèi)星平臺不可分割的一部分，同一個結構擔任兩種角色，不僅提高了衛(wèi)星結構的功能集成度，同時還減少了衛(wèi)星質(zhì)量，縮小了衛(wèi)星體積，有效降低了制造成本。法國Pleiades衛(wèi)星即是按此思路設計，其結構如圖2所示[3]。在這種一體化結構中載荷和平臺沒有明顯的界限，衛(wèi)星以載荷為中心，圍繞載荷進行布局，星上的一些設備直接安裝在載荷承力板上，極大提高了衛(wèi)星結構使用效率。

圖1 美國MMS衛(wèi)星平臺

圖2 Pleiades衛(wèi)星

本文結合某型號光學相機任務需要，基于星載一體化設計思想設計了一種兼具衛(wèi)星艙板功能的相機承力板。該承力板具有大長寬比以及雙面承載能力，由于長寬比越大，相對剛度會變差，加上雙面承載的要求，變形也會越大，造成設計難度呈幾何倍數(shù)的增長。對于精度要求高的衛(wèi)星系統(tǒng)，由于存在地面重力影響，為了保證地面與在軌指標的一致性，必須嚴格控制變形量，在適應衛(wèi)星結構的同時保證力學剛度。

1 衛(wèi)星平臺與相機承力板一體化設計

從結構方面考慮，相機承力板的復合功能有兩種型式——分離式和集成式，如圖3所示。其中分離式以相機承力板作為相機和衛(wèi)星的分界面，承力板安裝于星體艙板，其上安裝了所有光機組件、電子學設備和其余輔助設備[4]，這種構型的優(yōu)點是功能單一、獨立，研制過程只需考慮相機負載即可，缺點是會浪費衛(wèi)星整體空間；集成式是基于一體化設計思想，不嚴格區(qū)分相機承力板和衛(wèi)星艙板，承力板的雙面均可以安裝相機的光機組件、電子學設備，也可以安裝衛(wèi)星其他部組件，承力板兼具相機承力和衛(wèi)星艙板的功能，這種構型的優(yōu)點是減少了整星質(zhì)量和零部件數(shù)量，缺點是由于承力板變成了雙重承載，對其力學性能要求更加苛刻。

對于大視場相機來說，需要多臺相機共同合作才能完成任務，本文研究的型號中多臺相機要一字排開，并成一定的夾角，相機承力板需滿足較大的長寬比和承載。針對這種需求，提出了一種兼具衛(wèi)星艙板功能并滿足多臺相機承載的大長寬比承力板，根據(jù)指標要求對其結構進行了詳細設計和優(yōu)化，并對力學性能及穩(wěn)定性做了分析和試驗驗證。

圖3 承力板功能型式

2 集成式承力板結構設計

由于傳統(tǒng)的金屬材料承力板難以滿足空間光學遙感相機的輕量化及結構熱穩(wěn)定性要求[5-6]，碳纖維復合材料以其密度小、比強度和比剛度高等優(yōu)勢，在航天器結構上應用越來越多[7-8]。

本文中研究的相機承力板構型為平板結構，雙面負載，要求其同時具備相機承力板和整星主承力板功能，在衛(wèi)星發(fā)射階段需能承受更為惡劣的動力學條件。該承力板上安裝多臺光學遙感相機，需保證相機之間空間位置關系的穩(wěn)定性（任意兩臺相機夾角變化小于±2′），還要滿足與衛(wèi)星的連接強度，要求整體基頻>100Hz，振動前后頻漂<4%，承力板材料熱膨脹系數(shù)范圍在–1×10–6～1×10–6，在準靜態(tài)30n過載下，安全裕度>0.25，質(zhì)量<25kg，外輪廓為2 000mm×500mm×50mm。為了滿足衛(wèi)星總體要求順利完成任務，該承力板采用集成式復合材料設計。

復合材料承力板一般由上下面板、鋁蜂窩及加強框架組成。傳統(tǒng)的碳纖維鋁蜂窩復材板為了減少結構質(zhì)量和保證結構剛度，一般采用內(nèi)嵌加強框架的蜂窩夾層結構，加強框架由各種類型的接頭和管件組裝膠接而成[9-10]，當接頭和管件以及夾層中埋件較多時，安裝定位會比較困難，另外接頭和管件通過膠接連接，隨著接頭數(shù)量的增多，膠接處的風險也會增加[11]。

考慮到光學相機的任務需求，這種大長寬比的雙面承載結構還需保證多臺空間相機位置關系的穩(wěn)定，傳統(tǒng)的碳纖維鋁蜂窩復材板無法滿足設計要求，本文采用新型的整體內(nèi)嵌加強框架來保證整板結構剛度和局部連接點的連接強度，通過優(yōu)化加強框架的布局、壁厚，達到減小質(zhì)量并保證整體結構剛度的目標。

2.1 承力板結構設計

碳纖維鋁蜂窩復材承力板的整個研制流程如圖4所示[12-13]。研制難點主要為：大長寬比（4∶1）、雙面承載、穩(wěn)定性高以及質(zhì)量限制。這些難點互相影響，因為雙面承載及高穩(wěn)定性要求承力板具有足夠的剛度和強度，這就必須對加強框架進行補強，補強勢必會增加加強框架質(zhì)量，最終導致承力板總質(zhì)量的增加；而大長寬比會帶來較大變形量，尤其是沿長邊方向，影響穩(wěn)定性。因此，為了滿足整體要求，需要在保證長寬比的前提下，兼顧剛度、強度及質(zhì)量的要求。

綜上分析，承力板材料的選擇尤為重要。由于承力板為蜂窩夾層結構，為了保證剛度上下面板均采用高模量碳纖維/氰酸脂復合材料，中間夾層為鋁蜂窩。常見的高模量碳纖維材料性能參數(shù)見表1?？梢钥闯觯琈55J模量碳纖維具有較高的模量和熱導率以及較低的延伸率，綜合考慮其力學性能和熱物理性能等因素，本文承力板復合材料中選用M55J高模量碳纖維。

圖4 承力板研制流程

表1 碳纖維材料性能參數(shù)

Tab.1 Performance parameters of carbon fiber reinforced composites

由于遙感相機對結構熱穩(wěn)定性要求較高，對于樹脂基復合材料結構，溫度變化和吸濕均會對尺寸熱穩(wěn)定性產(chǎn)生影響，其中吸濕的影響更為顯著，復合材料的這些特性均由樹脂基體本身決定。常用的樹脂基復合材料有氰酸酯樹脂與環(huán)氧樹脂兩種，兩種材料參數(shù)對比見表2。可以看出，氰酸酯樹酯具有比較低的熱膨脹系數(shù)和吸濕率，較高的耐熱性以及良好的尺寸穩(wěn)定性。綜合考慮，碳纖維鋁蜂窩復材面板選擇氰酸酯樹脂作為樹脂基體[14]。

表2 氰酸酯樹脂與環(huán)氧樹脂的比較

Tab.2 The comparison of cyanate ester resin and epoxy resin

由于加強框架是影響承力板剛度最主要的因素，在整個承力板中其質(zhì)量占比最大，其性能優(yōu)劣直接決定了任務的成敗。傳統(tǒng)的加強框架由管件、接頭膠接而成[15]（如圖5所示），并通過埋件形式作為外部接口的安裝面，由于管件和接頭數(shù)量很多使得工作量很大，進而導致膠接間隙不能很好控制，膠接品質(zhì)得不到保證，可靠性會降低。埋件需要在管件上開口塞入管中（如圖6所示），使得管件與埋件尺寸配合較為困難，給安裝和定位帶來很大難度，當埋件較多時，工作量也會隨之增加。為了保證承力板的穩(wěn)定性要求，本文特別采用了“幾”字型加強框架作為整體結構（如圖7所示），與傳統(tǒng)加強框相比，這種構型可根據(jù)埋件分布位置自由改變截面尺寸，減少了大量的接頭及膠接，提高了可靠性和工作效率。從埋件安裝形式比較，傳統(tǒng)加強框架管件為封閉式，“幾”字型加強框架是開放式（見圖8），開放式的安裝更方便，位置精度更容易控制，大大減少了工作量。

圖5 傳統(tǒng)加強框架示意

圖6 傳統(tǒng)埋件安裝示意

圖7 新型加強框架示意

圖8 新型加強框架埋件安裝示意

框架結構的布局根據(jù)蜂窩夾層結構中埋件的位置及力學要求來確定，通過Hypermesh、MSC.Nastran等分析軟件對整體結構進行力學仿真，再依據(jù)力學分析及結構優(yōu)化結果確定加強框架最終結構形式。根據(jù)承力板上的載荷及與整星接口，首先對其進行接口和輪廓布局（如圖9所示，其中圓圈處為埋件位置），然后根據(jù)光學遙感器在衛(wèi)星上的安裝位置，確定“幾”字槽的路徑。由于“幾”字槽相當于加強框架的加強梁，通過增加“幾”字槽的密度來提高加強框架的總體剛度，具體路徑如圖10中虛線所示；將受力較大的設備安裝接口埋件放置在“幾”字槽內(nèi)來增加連接點的連接強度，并根據(jù)設備的位置布局調(diào)整“幾”字槽的高度；設備的安裝孔及安裝平面由各種金屬埋件提供，通過膠接成型工藝將各零部件組裝成一個整體結構。

圖9 承力板接口布局

圖10 承力板總體布局

由于上下面板和鋁蜂窩質(zhì)量已經(jīng)由外輪廓確定，為了滿足＜25kg的質(zhì)量要求，需在保證剛度的前提下對加強框架進行輕量化。加強框架的質(zhì)量由壁厚及傳遞路徑長短決定，由于傳遞路徑受安裝位置限定，可以通過改變“幾”字槽的密度來調(diào)整，本文重點研究采用優(yōu)化壁厚這種方式。

由頻率（）、剛度（）以及質(zhì)量（）的關系（=（2π）2可知，頻率和質(zhì)量越大，剛度越好。通過對承力板單板的仿真迭代，分析了加強框架不同壁厚下的質(zhì)量對應基頻的變化，優(yōu)化過程數(shù)據(jù)見表3，最終優(yōu)化出的整體成型碳纖維加強框架如圖11所示，整體鑲嵌在普通碳纖維面板/鋁蜂窩夾層結構板中。由表3可以看出：增加加強框架壁厚對結構頻率提高具有顯著效果，當壁厚從0.5mm增加至1mm，基頻增加了28Hz；當壁厚大于1mm時，隨壁厚的增加，質(zhì)量也相應增加，頻率提升效果減緩。綜合考慮承力板總質(zhì)量及剛度（分配到加強框架質(zhì)量為＜3kg），選用1mm壁厚方案[16]。

表3 承力板壁厚優(yōu)化過程數(shù)據(jù)

Tab.3 The natural frequencies of the camera bearing plate

圖11 加強框架結構示意

3 仿真分析

在MSC/Patran中建立相機承力板帶負載有限元模型，蜂窩板采用3節(jié)點復合材料板殼單元，加強框架采用2節(jié)點CBAR梁單元進行模擬，相機負載采用集中質(zhì)量點模擬，負載總質(zhì)量為110kg，通過RBE2剛性連接到相機承力板上，有限元模型見圖12，圖12中、向分別為承力板長、寬向，向為垂直板面方向。根據(jù)指標要求，主要對模態(tài)、穩(wěn)定性以及安全裕度進行了仿真計算。其中約束狀態(tài)下相機承力板模態(tài)分析結果表明，前3階固有頻率依次為109、112、127Hz，設計結果滿足整星大于100Hz要求。承力板一階振型見圖13。

在相機承力板、、三個方向分別施加過載30n，按Hoffman失效準則計算過載下的安全裕度，結果如圖14所示。計算分析發(fā)現(xiàn)，向施加過載時，最大應力119MPa，最小安全裕度2.38；向施加載荷時，最大應力67.8MPa，最小安全裕度3.37；向施加過載時，最大應力59MPa，最小安全裕度2.73。

圖12 相機承力板有限元模型

圖13 相機承力板1階模態(tài)

為了保證承力板上相機之間的穩(wěn)定性要求，在1n過載下對相機間夾角進行計算，4臺相機中每臺相機相同位置取2個點，根據(jù)兩點一線，并將線進行投影計算載荷施加前后的夾角，結果如表4所示?？梢钥闯鍪┘舆^載前后夾角變化最大為44″，滿足任意兩臺相機夾角變化小于±2′的要求。

表4 載荷施加前后相機間夾角

Tab.4 The change of angle between cameras with loads applied 單位：（°）

4 試驗驗證

某型號光學遙感相機應用本設計方法研制成品兩件，單件質(zhì)量為23.5kg，帶配重以總質(zhì)量140kg的狀態(tài)經(jīng)過驗收級振動試驗。試驗數(shù)據(jù)分析顯示相機承力板帶配重在、、向的一階整體模態(tài)頻率分別為110.8、107.8、108.8Hz，三向頻率均大于100Hz，因此相機各測量點響應曲線均與輸入曲線比較接近，基本無放大或者在100Hz附近開始有放大趨勢。振動前后各個測點特征曲線重合很好。三向驗收級隨機振動試驗中，各測點響應均方根加速度放大倍數(shù)均未超過4.5倍，均方根加速度響應小于30n。

對試驗過程進行總結和分析可以得出：相機承力板帶配重一階頻率為107.8Hz，與模態(tài)分析結果相近，振動前后出現(xiàn)最大約3%頻率漂移，滿足要求；振動后復測外形尺寸，相機設備安裝面位置及形位公差小于0.1mm；在不同配重位置粘貼立方棱鏡，經(jīng)測量立方棱鏡間的夾角變化最大為73″，小于±2′的總體要求，滿足空間穩(wěn)定性要求。后續(xù)成功通過了整星力學試驗，證明設計合理可行，能夠承受發(fā)射段力學環(huán)境，具有較好的穩(wěn)定性。

根據(jù)仿真和試驗結果，基頻、空間穩(wěn)定性均能滿足總體要求，如表5所示。在質(zhì)量方面，該集成式復合材料承力板質(zhì)量為23.5kg，相比傳統(tǒng)金屬材料承力板（質(zhì)量80kg）質(zhì)量減少約70%，相比分離式復合材料承力板（質(zhì)量47kg）質(zhì)量減少50%，減質(zhì)量效果顯著。

表5 仿真與試驗數(shù)據(jù)對比

Tab.5 Comparisons of simulation and experimental data

5 結束語

本文結合某型號任務需求，選用整體成型的碳纖維加強框架，通過優(yōu)化布局和壁厚，提升普通蜂窩夾層結構的剛度和強度，設計出一種兼具衛(wèi)星艙板功能的復合材料相機承力板。該承力板具有大長寬比、高穩(wěn)定性等特點，可以同時承載多臺相機，其力學性能有限元仿真分析、力學試驗驗證以及后續(xù)的整星力學試驗結果表明：該承力板基頻大于100Hz，位置穩(wěn)定性優(yōu)于2′，質(zhì)量小于設計指標（25kg），各指標均滿足總體設計要求，可以同時作為相機承力板和衛(wèi)星艙板。該承力板相對于傳統(tǒng)的分離式承力板，質(zhì)量減少了50%，與此同時還減少了零件數(shù)量，為后續(xù)相機載荷的星載一體化提供了一種設計思路。

[1] 郭疆, 邵明東, 王國良, 等. 空間遙感相機碳纖維機身結構設計[J]. 光學精密工程, 2012, 20(3): 571-578.

GUO Jiang, SHAO Mingdong, WANG Guoliang, et al. Design of Optical-mechanical Structure Made of CFC in Space Remote Sensing Camera[J]. Optics and Precision Engineering, 2012, 20(3): 571-578. (in Chinese)

[2] 谷松, 金光, 安源. 現(xiàn)代小衛(wèi)星一體化結構研究[C]//2008中國空間科學學會空間機電與空間光學專業(yè)委員會學術年會論文集, 2008.

GU Song, JIN Guang, AN Yuan. Research on the Integrated Structure of Modern Small Satellites[C]//Proceedings of the 2008 Annual Meeting of Space Electromechanical and Space Optics Committee, Chinese Society for Space Science, 2008.

[3] 謝曉光, 楊林. 對地觀測敏捷小衛(wèi)星星載一體化結構設計[J]. 紅外與激光工程, 2014, 43(S1): 53-58.

XIE Xiaoguang, YANG Lin. Spaceborne Integration Design of Smart Small Earth Observation Satellite Structure[J]. Infrared and Laser Engineering, 2014, 43(S1): 53-58. (in Chinese)

[4] 王彩琴, 徐彭梅. 某空間光譜儀高穩(wěn)定性光機結構設計[J]. 兵器裝備工程學報, 2017, 38(5): 147-150.

WANG Caiqin, XU Pengmei. High Opto-mechanical Stability Design of Space Spectrometer[J]. Journal of Ordnance Equipment Engineering, 2017, 38(5): 147-150. (in Chinese)

[5] 蔣權, 楊洪波, 李宗軒, 等. 光學小衛(wèi)星蜂窩主承力板的設計與測試[J]. 紅外與激光工程, 2016, 45(12): 1235001-1 -1235001-8.

JIANG Quan, YANG Hongbo, LI Zongxuan, et al. Design and Experiment of Honeycomb Sandwich Plate of Optical Small Satellite[J]. Infrared and Laser Engineering, 2016, 45(12): 1235001-1-1235001-8. (in Chinese)

[6] 章令暉, 陳萍. 復合材料在空間遙感器中的應用進展及關鍵問題[J]. 航空學報, 2015, 36(5): 1385-1400.

ZHANG Linghui, CHEN Ping. Application Progress of Composites in Space Remote Sensor and Its Key Problems[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2015, 36(5): 1385-1400. (in Chinese)

[7] 石文靜, 高峰, 柴洪友. 復合材料在航天器結構中的應用與展望[J]. 宇航材料工藝, 2019, 49(4): 1-6.

SHI Wenjing, GAO Feng, CHAI Hongyou. Application and Expectation of Composite in Spacecraft Structure[J]. Aerospace Materials & Technology, 2019, 49(4): 1-6. (in Chinese)

[8] 安源, 金光. 碳纖維復合材料在空間光學相機中的應用研究[J]. 材料導報, 2012, 26(11): 1-4.

AN Yuan , JIN Guang. Application of Carbon Fibre Reinforced Plastic for Space Optical Camera[J]. Materials Report, 2012, 26(11): 1-4. (in Chinese)

[9] 沃西源. 國外先進復合材料發(fā)展及其在衛(wèi)星結構中的應用[J]. 航天返回與遙感, 1994, 15(3): 53-62．

WO Xiyuan. Applications of Advanced Composites in Foreign Space Structure[J]. Spacecraft Recovery & Remote Sensing, 1994, 15(3): 53-62. (in Chinese)

[10] 沃西源, 涂彬, 夏英偉, 等. 復合材料膠接工藝和膠接接頭內(nèi)應力分析[J]. 航天返回與遙感, 2008, 29(1): 63-68.

WO Xiyuan, TU Bin, XIA Yingwei, et al. Technics and Internal Stress Analysis of Adhesive Bonding in Composite Material[J]. Spacecraft Recovery & Remote Sensing, 2008, 29(1): 63-68. (in Chinese)

[11] 趙伶豐, 白光明. 復合材料膠接接頭分析研究[J]. 航天器環(huán)境工程, 2007, 24(6): 393-396.

ZHAO Lingfeng, BAI Guangming. Analysis of Adhesive Bonded Composite Joints[J]. Spacecraft Environment Engineering, 2007, 24(6): 393-396. (in Chinese)

[12] 房海軍, 陳寧, 翟廣泉. 幾字型復合材料加強框架在空間高穩(wěn)板型結構中的應用[C]//第二十三屆全國空間探測學術交流會論文集, 2010.

FANG Haijun, CHEN Ning, ZHAI Guangquan. Application of Herringbone Composite Reinforced Frame in Space High Stability Plate Structure[C]//Proceedings of the 23rd National Symposium on Space Exploration, 2010. (in Chinese)

[13] 房海軍. 遙感相機復合材料底板的成型工藝研究[J]. 高科技纖維與應用, 2012, 37(6): 48-52.

FANG Haijun. Study on Process of the CFRP Motherboard in Remote Sensing Camera[J]. Hi-Tech Fiber & Application, 2012, 37(6): 48-52. (in Chinese)

[14] 寧曉周, 黃云, 孫東華, 等. 空間遙感器復合材料主承力相機承力板研制技術[J]. 航天制造技術, 2017, 6(3): 4-8.

NING Xiaozhou, HUANG Yun, SUN Donghua, et al. Study on Composite Material Main Force Baseplate in Space Remote Sensor[J]. Aerospace Manufacturing Technology, 2017, 6(3): 4-8. (in Chinese)

[15] 王曉潔, 梁國正, 張煒, 等. 氰酸酯樹脂在航空航天領域應用研究進展[J]. 材料導報, 2005, 19(5): 70-72.

WANG Xiaojie, LIANG Guozheng, ZHANG Wei, et al. Applications of Cyanate Ester Resin to Aircraft and Aerospace[J]. Materials Reports, 2005, 19(5): 70-72. (in Chinese)

[16] 張鐵亮, 丁運亮. 復合材料加筋壁板的結構布局優(yōu)化設計[J]. 南京航空航天大學學報, 2010, 42(1): 8-12.

ZHANG Tieliang, DING Yunliang. Structural Layout Optimization of Composite Stiffened Panel[J]. Journal of Nanjing University of Aeronautics & Astronautics, 2010, 42(1): 8-12. (in Chinese)

[17] 李威, 劉宏偉. 空間光學遙感器中碳纖維復合材料精密支撐構件的結構穩(wěn)定性[J]. 光學精密工程, 2008, 16(11): 2173-2179.

LI Wei, LIU Hongwei. Structure Stability of Precision Component Made of Carbon Fiber Composite in Space Optical Remote Sensor[J]. Optics and Precision Engineering, 2008, 16(11): 2173-2179. (in Chinese)

[18] 中國航空研究院. 復合材料結構設計手冊[M]. 北京: 航空工業(yè)出版社, 2001.

Chinese Aviation Academe. Design Handbook of Composites Constructure[M]. Beijing: Aviation Industry Press, 2001. (in Chinese)

[19] 張駿華, 盛祖銘, 孫繼同. 復合材料結構設計指南[M]. 北京: 中國宇航出版社, 1999.

ZHANG Junhua, SHENG Zuming, SUN Jitong. Design Guide of Composites Constructure[M]. Beijing: China Astronautic Publishing House, 1999. (in Chinese)

[20] 王家騏, 金光, 曲宏松, 等. 星載一體化初步構想與展望[J]. 光學精密工程, 2007, 10(15): 1-26.

WANG Jiaqi, JIN Guang, QU Hongsong, et al. Notion and Expectation of Conspectus of Incorporate Design of Satellite Platform and Payload[J]. Optics and Precision Engineering, 2007, 10(15): 1-26. (in Chinese)

[21] 謝曉光, 楊林. 對地觀測敏捷小衛(wèi)星星載一體化結構設計[J]. 紅外與激光工程 2014, 4(3): 53-58.

XIE Xiaoguang, YANG Lin. Spaceborne Integration Design of Smart Small Earth Observation Satellite Structure[J]. Infrared and Laser Engineering, 2014, 4(3): 53-58. (inChinese)

[22] 徐偉, 金光, 王家騏. 吉林一號輕型高分辨率遙感衛(wèi)星光學成像技術[J]. 光學精密工程, 2017, 725(8): 1969-1978.

XU Wei, JIN Guang, WANG Jiaqi. Optical Imaging Technology of JL-1 Lightweight High Resolution Multispectral Remote Sensing Satellite[J]. Optics and Precision Engineering, 2017, 725(8): 1969-1978. (inChinese)

[23] GIBSON L J, ASHBY M F. Cellular Solids Structure and Properties[M]. 2nd ed. Cambridge: Cambridge University Press, 1997.

[24] TAMIMOTO Y, NISHIWAKI T, SHIOMI T, et al. A Numerical Modeling for Eigenvibration Analysis of Honeycomb Sandwich Panels[J]. Composite Interfaces, 2001, 8(6): 393-402.

[25] KANG J H. Minimum Weight Design of Compressively Loaded Composite Plates and Stiffened Panels for Post Buckling Strength by Genetic Algorithm[J]. Composite Structure, 2005, 69: 239-246.

Design of a Bearing Plate with the Functions of Both Camera and Satellite Module

FAN Junjie1,2LYU Qiufeng1,2NING Xiaozhou1,2JIN Lifeng1,2REN Haipei1,2

（1 Beijing Institute of Space Mechanics & Electricity, Beijing 100094, China）（2 Key Laboratory for Advanced Optical Remote Sensing Technology of Beijing, Beijing 100094, China）

The bearing plate of space cameras is important to ensure the stability, technical index and withstand various complex mechanical environments from transport to launch process. With the increase of satellite lightweight, multi-function of the bearing plate is very urgent as the single-sided load plate can’t fulfill the demand. Through the optimization design of the whole formed carbon fiber reinforced frame, a kind of bearing plate for both satellite module and camera was designed in the paper. The function density of the whole satellite was improved and the entire star size and weight were reduced. It can satisfy the needs of large aspect ratio (4:1) and high stability under the premise of lightweight. As a cabin board supporting some satellite equipments, the bearing plate can support multiple cameras. Through the finite element analysis and experimental verification, the first modal frequency of the camera bearing plate is larger than 100Hz, with the stability less than 2′ and the weight decreases by 50% compared with the traditional bearing plate. The result of calculation shows that this design can meet the requirement for both satellite module and camera.

composite material; bearing plate of camera; finite element method; space camera

V414.3

A

1009-8518(2021)03-0088-10

10.3969/j.issn.1009-8518.2021.03.010

2020-04-08

民用航天十三五預研項目（D040401）；民用航天十三五三批（A0302）

范俊杰, 呂秋鋒, 寧曉周, 等. 一種兼具衛(wèi)星艙板功能的相機承力板設計[J]. 航天返回與遙感, 2021, 42(3): 88-97. FAN Junjie, LYU Qiufeng, NING Xiaozhou, et al. Design of a Bearing Plate with the Fuctions of Both Camera and Satellite Module[J]. Spacecraft Recovery & Remote Sensing, 2021, 42(3): 88-97. (in Chinese)

范俊杰，男，1985年生，2011年獲北方工業(yè)大學機械制造及自動化專業(yè)碩士學位，工程師，目前主要從事空間光學遙感相機光機結構設計工作。E-mail：fjj-8503@163.com。

（編輯：夏淑密）