多功能结构技术是在现代小卫星技术飞速发展的情况下,而兴起的一种新的深空探测器设计方法。该技术由Lockheed Martin Astronautics率先提出,其设计思路是将卫星电子系统及其热控制全部集成到卫星结构壁板之中。采用该方法,取消了传统设计所需要的大量电缆、连接器等部件,从而在很大程度上减小了探测器的体积、质量,增加了探测器的有效载荷。本文主要研究了多功能结构技术在深空探测器中的应用。本文首先从多功能结构的概念入手,简要介绍了多功能结构的几项关键技术:多芯片模块技术、先进复合材料技术、无电缆连接技术、高密度电子封装技术、MFS热管理技术。并结合课题“微小型行星探测器系统技术”的要求,提出本文的研究目标。本文重点研究了蜂窝结构在多功能结构中的应用。讨论了在蜂窝结构中开设埋孔的技术。进而从宏观力学、复合材料力学的角度,对蜂窝夹层结构进行了理论分析,得出了蜂窝结构等效参数的推导方法。考虑到在蜂窝结构板上开设埋孔会引起应力集中的现象,所以还进行了对复合材料板应力集中问题的理论分析,得出了“带圆孔的复合材料层板”应力集中系数的表达式。然后还对多功能结构热控制问题进行了简要的分析。仿真工作,主要分析了在多功能结构板上开设埋孔的应力集中情况。首先分析了“碳蒙皮铝蜂窝”结构板应力分布情况,选择埋孔的大概位置。然后对埋孔开设的应力集中情况进行了分析。研究了不同形状、不同尺寸的孔对应力集中的影响。考虑到可能会开设多个埋孔的情况,因而对开两个孔的情况作了特别的分析,研究了孔间距对应力集中的影响。本文主要对上述仿真的结论作了总结。本文最后对多功能结构模型的设计过程进行了简要的介绍。该模型是经过简化处理的MFS模型,而不是真正意义的多功能结构,但是通过该模型的设计,足以体现多功能的设计理念。