随着航天技术的发展,卫星设计向着更可靠更精密的方向发展。由于受到太空轨道热辐射影响,飞行器往往受热产生热变形,为了实现航天器有效载荷正常运作,需要设计出某个方向“零膨胀”的卫星外结构。针对制作工艺参数会在区间波动分布的特点,对碳纤维蜂窝板为主结构的卫星结构进行稳健设计就成为设计“零膨胀”卫星的关键步骤。本文通过GRACE卫星为背景建立了简化版的卫星外结构模型,通过灵敏度分析等方法探索了设计参数中由于波动影响蜂窝板最大变形的几个参数;通过使用不同的智能优化算法找到更符合本模型的优化解;通过蒙特卡罗模拟进行抽样验证,得到变形结果直方图并利用其统计指标判断稳定性。在对蜂窝板结构参数影响灵敏度分析方面,使用试验设计的方法来进行卫星最大变形贡献率的研究。根据大量的调研并结合本次课题的具体情境,使用正交数组的方式进行试验设计,通过试验设计得到那些贡献度高的参数。在蜂窝板零膨胀设计参数优化方面,构造了以不同热场为目标函数的多目标函数,分别使用遗传算法、自适应模拟退火算法、粒子群算法进行全局优化。在这其中,对比三种方法下解的优劣,得到在该模型下算法的适用程度。在结构尺寸稳定性设计方面,充分对优化求解之后的结果进行圆整处理,将圆整值带入蒙特卡罗模拟模型中得到变形结果直方图。在上千次的抽样后进行样本指标研究,通过对比研究了:改善设计参数对稳定性的影响;胶黏剂参数改变对稳定性的影响;利用不同优化算法求解得到的设计解对稳定性的影响。