立方体卫星以体积小、成本低、研制周期短等优点受到越来越广泛的关注,但立方体卫星的高度集成化、模块化设计对于结构热控系统提出了更高要求。降低结构质量、提高结构强度、增加有效载荷比重是结构分系统设计的关键;而由于立方体卫星存在高热流密度和低热惯性的特点,迫切需要高效率、高可靠的热控分系统。本文使用低密度、高强度、高模量、低热膨胀系数的碳纤维复合材料代替铝合金材料,进行基于碳纤维复合材料的立方体卫星结构热控一体化设计。本文主要研究内容为:1.研究碳纤维复合材料的结构力学性能和成型工艺,设计碳纤维复合材料立方星承力结构;依据复合材料层合理论对碳纤维复合材料的铺层方案进行设计,铺层数为8层,经优化后铺层角度及铺层顺序选为[0,45,90,-45]s。2.完成整星设计及设备布局;结合国内外的卫星热设计经验,基于卫星在轨热状态和复合材料传热性能,使用较少的绝热设计方法进行被动热控方案设计。3.使用NX软件建立热分析模型,对轨道外热流进行计算;随后进行整星稳态分析以及瞬态分析,分析结果表明星上的部件均满足各自的温度要求。4.对整星结构进行刚度分析、强度校核以及动态响应分析。通过Hypermesh建立整星有限元模型,使用MSC.Nastran进行静力分析、模态分析、正弦激励频率响应和随机振动响应分析。计算结果表明结构强度和刚度非常高,验证了结构设计的合理性。5.为准备下一步的实验验证,根据立方体卫星的结构要求,依次完成模具设计、复合材料结构一次成型、样机装配。