La reducción de masa es un objetivo de diseño primordial en el diseño estructural de satélites, ya que el costo de lanzamiento es proporcional a su masa total. El método de reducción de masa más comúnmente empleado actualmente es introducir estructuras de panal, con materiales compuestos calificados para el espacio como materiales de revestimiento, en el diseño estructural, especialmente para satélites con masas mayores. Sin embargo, la implementación eficiente de estos materiales requiere una experiencia significativa en sus procesos de diseño, análisis y fabricación; además, los costos de adquisición de materiales son altos, lo que aumenta los costos generales del programa. Así, el trabajo actual propone un enfoque alternativo de bajo costo a través del diseño e implementación de patrones de perforación metálica geométricamente definidos y paramétricamente definidos, fabricados por procesos estándar. Estos patrones incluyen cuatro formas geométricas (rombos, hexágonos, cuadrados y triángulos) implementadas en varios componentes de un diseño estructural para un satélite conceptual, con un espacio de diseño paramétrico definido por dos factores de escala y también dos variaciones de relación de aspecto. El cambio en la frecuencia natural fundamental de la estructura, como resultado de implementar cada forma de patrón y variación de parámetros, fue el criterio de selección, debido a su importancia durante el proceso de selección del lanzador. El mejor patrón entre las cuatro alternativas fue seleccionado, después de haber validado la metodología computacional mediante la implementación de análisis modal experimental en un modelo físico a escala reducida de un componente estructural de carga principal del diseño estructural. A partir de los hallazgos, se logró un porcentaje significativo de reducción de masa del 23.15%, utilizando el concepto de perforación propuesto, en la última iteración de diseño paramétrico en relación con el caso base sin perforar, manteniendo la misma frecuencia fundamental. También se realizó un análisis de carga dinámica, utilizando tanto el diseño base sin perforar como el diseño perforado finalizado, para verificar su capacidad de soportar cargas de lanzamiento realistas mediante la aplicación de cargas cuasi-estáticas. Los hallazgos muestran que el diseño perforado final superó al diseño base sin perforar con respecto a los desplazamientos máximos, las tensiones máximas de Von Mises y también el margen de seguridad calculado. Con estos resultados alentadores, el concepto de diseño perforado demostró que podría proporcionar una oportunidad para desarrollar diseños estructurales de satélites de bajo costo con masa reducida.