卫星产业是当今世界最具挑战性的高科技领域之一。卫星由于占用太空资源较大、制造及发射成本较高的原因,逐渐往小型化方向发展。微纳卫星尺寸较小,结构复杂程度较高,利用传统制造方法加工难度较大。另外,微纳卫星的结构基本都是采用实体材料,密度较大。因此,本文采用激光选区熔化技术制造点阵结构材料,用新型点阵结构材料替代传统材料,降低微纳卫星的加工难度和发射成本。首先,分析了四种常用类型的点阵结构,从致密度和力学性能对比选出了顶点结构作为本文的研究类型。为了预测点阵结构杆径尺寸对性能的影响,设计了数值模拟的方法,对点阵结构单个支柱进行尺寸和力学分析。利用数值模拟的方法,本文研究了支柱纵横比对致密度、弹性模量以及初始坍塌强度的影响。相比之前的研究,本文的数值模拟结果更加贴近实际情况,特别是大纵横比范围,预测效果更佳。然后,从成形性和力学性能方面,分析了目前应用在航天领域的几种典型材料。为了研究分层厚度对激光选区熔化AlSi10Mg铝合金性能的影响,对国内自主研发的AlSi10Mg铝合金粉末进行了正交实验。选择激光功率和扫描速度的正交实验组合,成型了不同分层厚度的一批试样。为了选择出最佳成型参数,从致密度、微观组织和力学性能等方面进行了研究。研究发现,分层厚度为50μm时,致密度大于99%,粗糙度小于9μm,硬度平均值达到136.075HV,拉强度为368MPa,构筑速率大约为之前的1.5倍。实验说明,在保持性能相当的情况下,大大提升了制造效率。最后,利用激光选区熔化技术制造了点阵结构,并进行了点阵结构尺寸精度和性能方面的研究。本文为了选择点阵结构的杆径尺寸,探索了不同杆径点阵结构的成形性,并对成型出的点阵结构进行了尺寸精度、微观形貌和力学性能等方面的表征。实验表明,点阵结构和单杆的尺寸精度都比较高。杆径1000μm的粗糙度最小、致密度大于50%、硬度值平均值为137.188HV、压缩性能达到155MPa。另外,本文进行了单杆支柱的成型和拉伸实验,得到了弹性模量用于数值模拟。设计了点阵结构的拉伸试样并进行了测试,得到了点阵结构拉伸性能与杆径的关系。