一种无机蜂窝夹层结构的多尺度轻质-高承载设计方法

1.本发明涉及复合材料与结构技术领域，尤其是涉及一种无机蜂窝夹层结构的多尺度轻质-高承载设计方法。


背景技术：

2.空间科学技术的发展，新一代天文望远镜、空间相机和卫星等高分辨率航天器面临分辨率的提升和尺寸的增大，对它们的承载平台结构提出了更高要求。一方面，高分辨率要求结构具备超高稳定特性，即在温度和湿度作用下满足“双近零膨胀”变形，又需要在辐照、交变温度等空间环境下化学稳定，不发生裂解、放气等质损问题。另一方面，为了提高承载能力，并降低冗余质量和经济成本，需要提升结构自身的刚度、强度和轻量化水平。
3.新型无机蜂窝夹层结构继承了无机复合材料的高力学性能和极低的热、湿膨胀系数，同时发挥了蜂窝夹层结构的高比强度、高比刚度和轻质优势，从而能够满足光机结构对超高稳定性、轻量化和高承载的要求。但目前，在蜂窝夹芯结构的传统性能评估方法中，性能预测模型缺乏对无机蜂窝的编织结构、复合材料的各向异性特性和损伤机理的描述，也缺乏从轻质和高承载两个方面对综合性能的分析，难以满足无机蜂窝夹芯结构的设计和优化需求。因此，面向新一代高分辨率航天器对承载平台结构的严苛需求，亟需开展对新型超高稳定轻量化结构的设计和研究。


技术实现要素：

4.本发明的目的是提供一种无机蜂窝夹层结构的多尺度轻质-高承载设计方法，以提高无机蜂窝夹层结构的设计水平，显著降低冗余质量并降低成本，推动无机蜂窝夹层结构在下一代高辨率航天器承载平台上的转化和应用。
5.为实现上述目的，本发明提供了一种无机蜂窝夹层结构的多尺度轻质-高承载设计方法，包括以下步骤：
6.s1、提出面向高分辨率航天器光机结构的无机蜂窝夹层结构；
7.s2、考虑无机蜂窝夹层结构材料的各向异性特征、细观尺度和宏观尺度不同的损伤模式，建立包含损伤机制的多尺度力学模型，所述包含损伤机制的多尺度力学模型包括建立的包含各项异性特征的细观尺度和宏观尺度损伤模型；
8.s3、提出面向无机蜂窝夹层结构的多尺度信息传递策略；
9.s4、针对新型高分辨率航天器对光机结构的轻质-高承载一体化严苛性能要求，建立编织工艺与参数、基体缺陷、宏细观几何特征参数变化与夹层结构性能衰减之间的内在关联。
10.优选的，在步骤s1中，所述无机蜂窝夹层结构的蜂窝芯和面板采用无机复合材料，所述无机复合材料为碳纤维增强复合材料。
11.优选的，在步骤s2中，所述细观尺度结构是基于蜂窝夹层结构所用无机复合材料的周期性结构和真实编织路径，选取用于表征蜂窝夹层无机材料宏观特性的代表性体积单
元，代表性体积单元包括纤维和基体，根据所选取的代表性体积单元，建立相应的细观单胞模型。
12.优选的，在步骤s2中，所述细观尺度损伤模型，采用基于应变的连续损伤公式来表征纱线和基体的失效模式，纱线和基体在不同方向上的失效准则可表示为：
[0013][0014][0015][0016][0017][0018][0019]
反映纱线和基体的损伤演化方程为：
[0020][0021][0022][0023][0024][0025][0026]
式中：ε
11
、ε
22
、ε
33
、ε
12
、ε
13
和ε
23
为应变分量，下标y和m分别代表纱线和基体，c
ij
(i,j＝1,2,3)为刚度矩阵分量，和(i＝1,2,3)代表纱线的拉伸和压缩失效应变，ε
m,t
和ε
m,c
为基体的拉伸和压缩失效应变，和为剪切失效应变，lc为单元特征长度，gf和gm分别为纤维和基体的断裂能。
[0027]
优选的，在步骤s2中，所述宏观尺度失效准则选用hashin失效准则，包括六种失效模式：
[0028]
经纱拉伸失效(σ
11
≥0)：
[0029][0030]
经纱压缩失效(σ
11
＜0)：
[0031][0032]
纬纱拉伸失效(σ
22
≥0)：
[0033][0034]
纬纱压缩失效(σ
22
＜0)：
[0035][0036]
基体拉伸失效(σ
33
≥0)：
[0037][0038]
基体压缩失效(σ
33
＜0)：
[0039][0040]
式中，x、y和z为复合材料在x、y和z方向的强度，下标t和c分别代表拉伸和压缩，σ
11
、σ
22
、σ
33
、τ
13
和τ
23
代表应力分量，s
13
和s
23
为剪切强度。
[0041]
优选的，在步骤s3中，所述实现细观尺度和宏观尺度模型之间的信息传递，细观尺度通过输入纤维和基体的材料参数，对rve模型进行有限元分析，得到无机复合材料的力学特性；宏观尺度通过输入由细观尺度得到的材料性质，对蜂窝夹层结构的力学特性进行有限元分析。
[0042]
优选的，在步骤s3中，所述多尺度信息传递策略的步骤如下：
[0043]
(1)基于无机蜂窝夹层结构的μ-ct扫描图像，提取无机复合材料的编织路径和几何特征，建立单层和双层蜂窝壁的rve模型，并编写包含纱线各向异性本构模型、损伤模型和基体各向同性本构模型、损伤模型的细观尺度模型求解仿真代码；
[0044]
(2)通过对rve模型施加周期性边界条件和不同方向的位移载荷，并通过编写的细观尺度模型求解仿真代码进行仿真分析，预测单层和双层蜂窝壁材料的力学特性和损伤模式；
[0045]
(3)建立无机蜂窝夹层结构宏观有限元模型，编写包含无机蜂窝夹层结构本构模型和损伤模型的宏观尺度模型求解仿真代码，施加边界条件和位移荷载，并运行所编写的
宏观尺度模型求解仿真代码，以获得无机蜂窝夹层结构的力学性能和失效模式。
[0046]
优选的，在步骤s4中，采用上述有限元模拟和多尺度分析方法，实现对无机材料体系和蜂窝夹层结构体系的综合性能分析，给出综合性能最佳的无机蜂窝夹层结构设计方案，建立编织工艺、编织参数、基体缺陷、宏细观几何特征参数变化与夹层结构力学性能和等效密度之间的内在关联。
[0047]
优选的，在步骤s4中，针对新型高分辨率航天器对光机结构轻量化-高承载的多功能需求，对设计的无机蜂窝夹层结构进行评价，寻找满足需求的最优材料和结构体系，其步骤如下：
[0048]
(1)通过改变编织结构和编织参数实现材料体系调控，寻找力学性能最优的材料体系；
[0049]
(2)通过调控蜂窝胞元几何参数和面板参数，提升结构轻量化性能和承载能力；
[0050]
(3)阐明无机蜂窝夹层结构的轻量化-高承载竞争机制，分析不同设计参数下无机蜂窝夹层结构的轻质-高力学性能协同性能。
[0051]
因此，本发明采用上述一种无机蜂窝夹层结构的多尺度轻质-高承载设计方法，以综合评价无机蜂窝夹层结构的设计水平，显著降低冗余质量并降低成本，推动无机蜂窝夹层结构在下一代高辨率航天器承载平台上的转化和应用。
[0052]
下面通过附图和实施例，对本发明的技术方案做进一步的详细描述。
附图说明
[0053]
图1为本发明一种无机蜂窝夹层结构的多尺度轻质-高承载设计方法的流程图；
[0054]
图2为碳/碳蜂窝夹层结构的多尺度几何模型；
[0055]
图3为碳/碳蜂窝夹层结构有限元模型；
[0056]
图4为不同蜂窝芯边长下，碳/碳蜂窝夹层结构的面外压缩结果图；
[0057]
图5为不同蜂窝芯厚度下，碳/碳蜂窝夹层结构的面外压缩结果图。
具体实施方式
[0058]
以下通过附图和实施例对本发明的技术方案作进一步说明。
[0059]
除非另外定义，本发明使用的技术术语或者科学术语应当为本发明所属领域内具有一般技能的人士所理解的通常意义。
[0060]
对于本领域技术人员而言，显然本发明不限于上述示范性实施例的细节，而且在不背离本发明的主旨或基本特征的情况下，能够以其它的具体形式实现本发明。因此，无论从哪一点来看，均应将实施例看作是示范性的，而且是非限制性的，本发明的范围由所附权利要求而不是上述说明限定，因此旨在将落在权利要求的等同要件的含义和范围内的所有变化囊括在本发明内，不应将权利要求中的任何附图标记视为限制所涉及的权利要求。
[0061]
此外，应当理解，虽然本说明书按照实施方式加以描述，但并非每个实施方式仅包含一个独立的技术方案，说明书的这种叙述方式仅仅是为清楚起见，本领域技术人员应当将说明书作为一个整体，各实施例中的技术方案也可以经适当组合，形成本领域技术人员可以理解的其它实施方式。这些其它实施方式也涵盖在本发明的保护范围内。
[0062]
还应当理解，以上所述的具体实施例仅用于解释本发明，本发明的保护范围并不
限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，根据本发明的技术方案及其发明构思加以等同替换或改变，都应涵盖在本发明/发明的保护范围之内。
[0063]
对于相关领域普通技术人员已知的技术、方法和设备可能不作为详细讨论，但在适当情况下，所述技术、方法和设备应当被视为说明书的一部分。
[0064]
本发明说明书中引用的现有技术文献所公开的内容整体均通过引用并入本发明中，并且因此是本发明公开内容的一部分。
[0065]
实施例一
[0066]
如图所示，本发明提供了一种无机蜂窝夹层结构的多尺度轻质-高承载设计方法，提出面向高分辨率航天器光机结构的无机蜂窝夹层结构，无机蜂窝夹层结构的蜂窝芯和面板采用无机复合材料，无机复合材料包括但不限于碳/碳、碳/碳化硅等碳纤维增强复合材料。以碳/碳蜂窝夹层结构为例，即采用二维平织编织碳/碳复合材料作为蜂窝芯的材料。为了评价碳/碳蜂窝夹层结构的轻质-承载协同性能，该实施例提出碳/碳蜂窝夹层结构力学性能多尺度分析方案，通过改变关键制造工艺参数：蜂窝壁厚度和边长，实现无机蜂窝夹层结构多尺度轻质-高承载协同设计。
[0067]
首先，为了观察蜂窝芯中碳/碳复合材料的真实细观结构，图2展示了蜂窝芯不同角度拍摄的μ-ct图像。根据μ-ct图像，提取碳/碳复合材料的编织路径和几何特征，分别建立单层和双层蜂窝壁的细观尺度代表性体积单元模型。
[0068]
考虑碳/碳蜂窝夹层结构材料的各向异性特征、细观尺度和宏观尺度不同的损伤模式，建立包含损伤机制的多尺度力学模型，即建立包含各项异性特征的细观尺度和宏观尺度损伤模型；
[0069]
考虑细观尺度和宏观尺度不同的损伤模型。其中，细观尺度结构是基于蜂窝夹层结构所用碳/碳复合材料的周期性结构和真实编织路径，选取用于表征蜂窝夹层无机材料宏观特性的代表性体积单元(rve)，代表性体积单元包括纤维和基体。根据所选取的代表性体积单元，建立相应的细观单胞模型。
[0070]
为了建立细观尺度损伤模型，采用基于应变的连续损伤公式来表征纱线和基体的失效模式。纱线和基体在不同方向上的失效准则可表示为：
[0071][0072][0073][0074]
[0075][0076][0077]
反映纱线和基体的损伤演化方程为：
[0078][0079][0080][0081][0082][0083][0084]
式中：ε
11
、ε
22
、ε
33
、ε
12
、ε
13
和ε
23
为应变分量，下标y和m分别代表纱线和基体，c
ij
(i,j＝1,2,3)为刚度矩阵分量，和(i＝1,2,3)代表纱线的拉伸和压缩失效应变，ε
m,t
和ε
m,c
为基体的拉伸和压缩失效应变，和为剪切失效应变，lc为单元特征长度，gf和gm分别为纤维和基体的断裂能。
[0085]
基于hashin-失效准则建立宏观尺度损伤模型，包括六种失效模式：
[0086]
经纱拉伸失效(σ
11
≥0)：
[0087][0088]
经纱压缩失效(σ
11
＜0)：
[0089][0090]
纬纱拉伸失效(σ
22
≥0)：
[0091][0092]
纬纱压缩失效(σ
22
＜0)：
[0093][0094]
基体拉伸失效(σ
33
≥0)：
[0095][0096]
基体压缩失效(σ
33
＜0)：
[0097][0098]
式中，x、y和z为复合材料在x、y和z方向的强度，下标t和c分别代表拉伸和压缩，σ
11
、σ
22
、σ
33
、τ
13
和τ
23
代表应力分量，s
13
和s
23
为剪切强度。
[0099]
提出面向碳/碳蜂窝夹层结构的多尺度信息传递策略，为了实现细观尺度和宏观尺度模型之间的信息传递，细观尺度通过输入碳纤维和碳基体的材料参数，对rve模型进行有限元分析，得到碳/碳复合材料的力学特性；宏观尺度通过输入由细观尺度得到的材料性质，对蜂窝夹层结构的力学特性进行有限元分析。跨尺度信息传递过程具体步骤如下：
[0100]
(1)基于碳/碳蜂窝夹层结构的μ-ct扫描图像，提取碳/碳复合材料的编织路径和几何特征，建立单层和双层蜂窝壁的rve模型，并编写包含纱线各向异性本构模型、损伤模型和基体各向同性本构模型、损伤模型的细观尺度模型求解仿真代码；
[0101]
(2)通过对rve模型施加周期性边界条件和不同方向的位移载荷，并通过编写的细观尺度模型求解仿真代码进行仿真分析，预测单层和双层蜂窝壁材料的力学特性和损伤模式；
[0102]
(3)建立碳/碳蜂窝夹层结构宏观有限元模型，编写包含碳/碳蜂窝夹层结构本构模型和损伤模型的宏观尺度模型求解仿真代码，施加边界条件和位移荷载，并运行所编写的宏观尺度模型求解仿真代码，以获得碳/碳蜂窝夹层结构的力学性能和失效模式。
[0103]
针对新型高分辨率航天器对光机结构的轻质-高承载一体化严苛性能要求，采用上述有限元模拟和多尺度分析方法，实现对无机材料体系和蜂窝夹层结构体系的综合性能分析，给出综合性能最佳的无机蜂窝夹层结构设计方案，建立编织工艺、编织参数、基体缺陷、宏细观几何特征等参数变化与夹层结构力学性能和等效密度之间的内在关联。
[0104]
针对新型高分辨率航天器对光机结构轻量化-高承载的多功能需求，对设计的无机蜂窝夹层结构进行评价，寻找满足需求的最优材料和结构体系：(1)通过改变编织结构和编织参数实现材料体系调控，寻找力学性能最优的材料体系；(2)通过调控蜂窝胞元几何参数和面板参数，提升结构轻量化性能和承载能力；(3)阐明无机蜂窝夹层结构的轻量化-高承载竞争机制，分析不同设计参数下无机蜂窝夹层结构的轻质-高力学性能协同性能。
[0105]
在该实施例中，对碳/碳蜂窝夹层结构施加面外压缩载荷进行有限元模拟，有限元模型如图3所示。调控蜂窝壁厚和边长，分析碳/碳蜂窝夹层结构的力学性能，在此基础上，综合评价碳/碳蜂窝夹层结构轻质-高承载协同性能。
[0106]
图4给出了不同蜂窝芯边长l＝2.5mm、5mm、7.5mm、10mm和12.5mm对碳/碳蜂窝夹层结构面外压缩性能的影响，其中蜂窝芯厚度t＝0.3mm，蜂窝芯高度hc＝10mm。可以发现，随
着蜂窝芯边长的增加，结构的模量和强度减小，比刚度和比强度增大。雷达图绘制了不同蜂窝芯边长对碳/碳蜂窝夹层结构综合力学性能的影响。包络面积越大，综合力学性能越好。显然，当蜂窝芯边长越小，结构等效密度越大，比刚度和比强度越低。这说明结构的承重能力较差，且不具备轻质特性。相反，当蜂窝芯边长越大，结构的模量和强度越低，不利于提高结构的承载能力。因此，考虑到结构应具有先进的轻质和承载综合性能，蜂窝芯长度的最佳设计范围为l＝5mm～7.5mm。
[0107]
图5给出不同蜂窝芯厚度t＝0.2mm、0.3mm、0.4mm、0.5mm和0.6mm对碳/碳蜂窝夹层结构面外压缩性能影响，其中蜂窝芯边长l＝7.5mm。随着蜂窝芯厚度的增加，蜂窝芯与面板的接触面积增大，碳/碳蜂窝夹层结构的模量和强度增大，比刚度和比强度降低。雷达图绘制了不同蜂窝芯厚度对碳/碳蜂窝夹层结构综合力学性能的影响。蜂窝芯厚度越大，结构等效密度越大，比刚度和比强度越低；蜂窝芯厚度减小，结构强度和模量降低。因此，考虑到结构应具有先进的轻质和承载综合性能，蜂窝芯厚度的最佳设计范围为t＝0.3mm～0.4mm。
[0108]
由上述分析可知，通过调控蜂窝芯边长和壁厚，可实现碳/碳蜂窝夹层结构轻质-高承载协同性能。
[0109]
因此，本发明采用上述一种无机蜂窝夹层结构的多尺度轻质-高承载设计方法，以提高无机蜂窝夹层结构的设计水平，显著降低冗余质量并降低成本，推动无机蜂窝夹层结构在下一代高辨率航天器承载平台上的转化和应用。
[0110]
最后应说明的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案而非对其进行限制，尽管参照较佳实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对本发明的技术方案进行修改或者等同替换，而这些修改或者等同替换亦不能使修改后的技术方案脱离本发明技术方案的精神和范围。

技术特征：
1.一种无机蜂窝夹层结构的多尺度轻质-高承载设计方法，其特征在于：包括以下步骤：s1、提出面向高分辨率航天器光机结构的无机蜂窝夹层结构；s2、考虑无机蜂窝夹层结构材料的各向异性特征、细观尺度和宏观尺度不同的损伤模式，建立包含损伤机制的多尺度力学模型，所述包含损伤机制的多尺度力学模型包括建立的包含各项异性特征的细观尺度和宏观尺度损伤模型；s3、提出面向无机蜂窝夹层结构的多尺度信息传递策略；s4、针对新型高分辨率航天器对光机结构的轻质-高承载一体化严苛性能要求，建立编织工艺与参数、基体缺陷、宏细观几何特征参数变化与夹层结构性能衰减之间的内在关联。2.根据权利要求1所述的一种无机蜂窝夹层结构的多尺度轻质-高承载设计方法，其特征在于：在步骤s1中，所述无机蜂窝夹层结构的蜂窝芯和面板采用无机复合材料，所述无机复合材料为碳纤维增强复合材料。3.根据权利要求1所述的一种无机蜂窝夹层结构的多尺度轻质-高承载设计方法，其特征在于：在步骤s2中，所述细观尺度结构是基于蜂窝夹层结构所用无机复合材料的周期性结构和真实编织路径，选取用于表征蜂窝夹层无机材料宏观特性的代表性体积单元，代表性体积单元包括纤维和基体，根据所选取的代表性体积单元，建立相应的细观单胞模型。4.根据权利要求1所述的一种无机蜂窝夹层结构的多尺度轻质-高承载设计方法，其特征在于：在步骤s2中，所述细观尺度损伤模型，采用基于应变的连续损伤公式来表征纱线和基体的失效模式，纱线和基体在不同方向上的失效准则可表示为：基体的失效模式，纱线和基体在不同方向上的失效准则可表示为：基体的失效模式，纱线和基体在不同方向上的失效准则可表示为：基体的失效模式，纱线和基体在不同方向上的失效准则可表示为：基体的失效模式，纱线和基体在不同方向上的失效准则可表示为：基体的失效模式，纱线和基体在不同方向上的失效准则可表示为：反映纱线和基体的损伤演化方程为：
式中：ε
11
、ε
22
、ε
33
、ε
12
、ε
13
和ε
23
为应变分量，下标y和m分别代表纱线和基体，c
ij
(i,j＝1,2,3)为刚度矩阵分量，和代表纱线的拉伸和压缩失效应变，ε
m,t
和ε
m,c
为基体的拉伸和压缩失效应变，和为剪切失效应变，l
c
为单元特征长度，g
f
和g
m
分别为纤维和基体的断裂能。5.根据权利要求1所述的一种无机蜂窝夹层结构的多尺度轻质-高承载设计方法，其特征在于：在步骤s2中，所述宏观尺度失效准则选用hashin失效准则，包括六种失效模式：经纱拉伸失效(σ
11
≥0)：经纱压缩失效(σ
11
＜0)：纬纱拉伸失效(σ
22
≥0)：纬纱压缩失效(σ
22
＜0)：基体拉伸失效(σ
33
≥0)：基体压缩失效(σ
33
＜0)：
式中，x、y和z为复合材料在x、y和z方向的强度，下标t和c分别代表拉伸和压缩，σ
11
、σ
22
、σ
33
、τ
13
和τ
23
代表应力分量，s
13
和s
23
为剪切强度。6.根据权利要求1所述的一种无机蜂窝夹层结构的多尺度轻质-高承载设计方法，其特征在于：在步骤s3中，所述实现细观尺度和宏观尺度模型之间的信息传递，细观尺度通过输入纤维和基体的材料参数，对rve模型进行有限元分析，得到无机复合材料的力学特性；宏观尺度通过输入由细观尺度得到的材料性质，对蜂窝夹层结构的力学特性进行有限元分析。7.根据权利要求1所述的一种无机蜂窝夹层结构的多尺度轻质-高承载设计方法，其特征在于：在步骤s3中，所述多尺度信息传递策略的步骤如下：(1)基于无机蜂窝夹层结构的μ-ct扫描图像，提取无机复合材料的编织路径和几何特征，建立单层和双层蜂窝壁的rve模型，并编写包含纱线各向异性本构模型、损伤模型和基体各向同性本构模型、损伤模型的细观尺度模型求解仿真代码；(2)通过对rve模型施加周期性边界条件和不同方向的位移载荷，并通过编写的细观尺度模型求解仿真代码进行仿真分析，预测单层和双层蜂窝壁材料的力学特性和损伤模式；(3)建立无机蜂窝夹层结构宏观有限元模型，编写包含无机蜂窝夹层结构本构模型和损伤模型的宏观尺度模型求解仿真代码，施加边界条件和位移荷载，并运行所编写的宏观尺度模型求解仿真代码，以获得无机蜂窝夹层结构的力学性能和失效模式。8.根据权利要求1所述的一种无机蜂窝夹层结构的多尺度轻质-高承载设计方法，其特征在于：在步骤s4中，采用上述有限元模拟和多尺度分析方法，实现对无机材料体系和蜂窝夹层结构体系的综合性能分析，给出综合性能最佳的无机蜂窝夹层结构设计方案，建立编织工艺、编织参数、基体缺陷、宏细观几何特征参数变化与夹层结构力学性能和等效密度之间的内在关联。9.根据权利要求1所述的一种无机蜂窝夹层结构的多尺度轻质-高承载设计方法，其特征在于：在步骤s4中，针对新型高分辨率航天器对光机结构轻量化-高承载的多功能需求，对设计的无机蜂窝夹层结构进行评价，寻找满足需求的最优材料和结构体系，其步骤如下：(1)通过改变编织结构和编织参数实现材料体系调控，寻找力学性能最优的材料体系；(2)通过调控蜂窝胞元几何参数和面板参数，提升结构轻量化性能和承载能力；(3)阐明无机蜂窝夹层结构的轻量化-高承载竞争机制，分析不同设计参数下无机蜂窝夹层结构的轻质-高力学性能协同性能。

技术总结
本发明公开了一种无机蜂窝夹层结构的多尺度轻质-高承载设计方法，包括以下步骤：提出面向高分辨率航天器光机结构的无机蜂窝夹层结构；考虑无机蜂窝夹层结构材料的各向异性特征、细观尺度和宏观尺度不同的损伤模式；提出面向无机蜂窝夹层结构的多尺度信息传递策略；建立编织工艺与参数、基体缺陷、宏细观几何特征参数变化与夹层结构性能衰减之间的内在关联。本发明采用上述的一种无机蜂窝夹层结构的多尺度轻质-高承载设计方法，以提高无机蜂窝夹层结构的设计水平，显著降低冗余质量并降低成本，推动无机蜂窝夹层结构在下一代高辨率航天器承载平台上的转化和应用。天器承载平台上的转化和应用。天器承载平台上的转化和应用。


技术研发人员：李玮洁 张中伟 郭立佳 杜东海 王洪翠
受保护的技术使用者：北京理工大学
技术研发日：2023.05.06
技术公布日：2023/8/6