内置紧固件1U双件式立方星结构设计

　　在微纳卫星研发领域，1U规格的立方星是当前高校、商业航天团队开展技术验证、空间载荷搭载的主流构型之一，这类卫星的结构设计直接决定了整星的装配效率、力学耐受能力与载荷适配空间，本次涉及的双件式立方星结构，核心围绕内置紧固件的集成思路展开，区别于传统外置拉杆的连接方案，从装配逻辑上优化了整星的安装流程。

　　从实际应用场景来看，这类结构主要适配低轨短周期的空间探测、技术验证任务，可搭载小型遥感载荷、空间环境探测传感器、星间通信试验模块等，在搭载火箭发射阶段，需要承受起飞段的随机振动、过载冲击，入轨后则要面对高低温交变、空间辐照的服役环境，因此结构的连接可靠性、材料选型都需要匹配对应的工况要求。该结构采用AlSi10Mg材料适配DMLS金属3D打印工艺，整体质量控制在134.51克，在保证结构刚度的前提下尽可能压缩结构自重，为载荷预留更多的质量配额，这也是微纳卫星结构设计的核心原则之一——结构分系统的质量占比越低，可分配给有效载荷、电源、姿控等分系统的质量空间就越充足。

　　设计思路上，这套结构放弃了传统立方星常用的四根外置长拉杆贯穿连接的方案，将紧固件集成在结构本体内部，一方面减少了外置零件带来的外表面凸起，避免对太阳能电池板的贴装、星外敏感器的安装造成干涉，另一方面也简化了装配流程，操作人员不需要从端部穿设长拉杆，仅通过内置的连接点位即可完成上下舱段、侧板与主框架的拼接，装配过程中不需要额外设计拉杆的防松结构，因为内置连接点的配合间隙可以通过打印精度直接控制，配合对应的防松处理即可满足发射段的力学要求。结构内部预留了标准的1U立方星安装边界，整星外轮廓严格遵循1U立方星的通用尺寸规范，可适配通用的立方星分离机构，不需要针对分离接口做单独定制，这一点对于商业航天任务来说尤为重要，能够直接降低搭载适配的成本与周期。

　　结构的侧板区域预留了太阳能电池板的安装位，贴装面的平面度通过打印工艺的后处理保证，不需要额外做机加工找平即可满足电池片的贴装要求，侧板上的走线槽也在结构打印时一体成型，避免了后续走线时额外粘贴走线槽带来的额外质量与脱落风险。主框架的端部预留了飞行计算机板、电源板的安装螺孔，孔位间距遵循立方星载板的通用安装标准，用户可以根据自身的任务需求更换不同功能的板卡，不需要对主结构做二次打孔加工，结构上预留的自定义安装区域，允许用户根据载荷需求加装小型相机、天线展开机构、姿控飞轮等组件，安装面的厚度经过仿真校核，可满足常规小型载荷的安装刚度要求。

　　结构设计阶段已经通过随机振动仿真验证，对应发射段的力学载荷条件下，结构的应力水平均在材料许用范围内，连接点位没有出现应力集中的问题，分离弹簧的安装位也集成在结构内部，入轨后分离弹簧可提供稳定的分离推力，保证卫星与分离机构可靠解锁，不会出现卡滞的问题。需要注意的是，太阳能电池板、飞行计算机板这类外购件的选型与安装指引，配套有对应的说明文档，结构本身仅提供安装接口与力学承载能力，用户可根据自身任务的轨道高度、任务周期选择对应耐辐照、耐温等级的板卡与电池片，不需要修改主结构的核心尺寸。

　　从装配流程来看，这套双件式结构的主框架分为两个主体部件，拼接时通过内置的定位止口保证同轴度，紧固件锁紧后即可形成完整的主承力框架，之后依次安装各层功能板卡、侧板、太阳能电池板、分离弹簧即可完成整星的总装，总装流程相比传统拉杆式结构可缩短约三分之一的装配时间，对于学生团队、快速响应的航天任务来说，能够有效压缩整星的研制周期。结构的外表面没有多余的凸起结构，贴装太阳能电池板时可以最大化利用侧板的表面积，提升整星的受晒面积，进而提升电源系统的发电功率，为星载设备提供更充足的电力供应。