閆法義 鄒 勇

(山東建筑大學機電工程學院1) 濟南 2501011) (山東大學熱科學與工程研究中心2) 濟南 2500612)

航天器發(fā)射費用極為昂貴,故在滿足航天器總體要求的前提下,研究如何減少航天器的質(zhì)量具有重要的現(xiàn)實意義[1-2].航天器的設計,包括材料的選取、組件造型、分析、校驗和測試等環(huán)節(jié)是一個復雜、反復的過程.保證可靠性的前提下減輕組件的質(zhì)量是航天器設計中遵循的重要努力目標[3].航天器在發(fā)射和運行時所受載荷工況較為復雜,不僅受慣性載荷作用,還受聲載荷、艙外運動載荷等的作用.因而,在航天器設計時需進行強度分析和屈曲分析以驗證各關(guān)鍵組件的安全和穩(wěn)定性,進而對其結(jié)構(gòu)進行優(yōu)化[4].阿爾法磁譜儀(AMS-02)是一項大型國際合作科學研究,將是人類送入宇宙空間的第一個大型科學儀器,其主要目標是精確測量高能宇宙線的能譜,尋找反物質(zhì)以及暗物質(zhì)等[5].本文以AMS-02的構(gòu)建為工程背景,基于大型有限元分析軟件MSC.Nastran對該航天器熱控制系統(tǒng)中支架這一關(guān)鍵受力部件進行結(jié)構(gòu)分析和優(yōu)化,以期實現(xiàn)減輕質(zhì)量的目標.

1 有限元模型的建立

1.1 模型

AMS-02熱控制系統(tǒng)為連續(xù)彈性體,其結(jié)構(gòu)分析在線彈性范圍內(nèi)進行,如圖1所示,AMS-02熱控制系統(tǒng)分RAM側(cè)和WAKE側(cè)兩部分.主要包括WAKE側(cè)散熱板、RAM側(cè)散熱板,以及安裝于其上的電子箱和與整體支架USS相連的支架(上、中、下).通過支架,該兩側(cè)熱控制部分被安裝于USS上.支架通過螺釘與電子箱、USS等連接,為剛性連接[6].AMS-02熱控制系統(tǒng)所受載荷集中施加在其支架上,支架為熱控制系統(tǒng)的關(guān)鍵受力部件.本文僅對WAKE側(cè)熱控制部分中支架進行研究,進而探討航天器關(guān)鍵受力部件的結(jié)構(gòu)分析與優(yōu)化方法.

圖1 AMS-02整體結(jié)構(gòu)簡圖

中支架的材料為AL 7075 T7351,彈性模量71 016 MPa,泊松比0.33,中支架劃分網(wǎng)格時,對于主要的受力部位(螺栓連接處)采用四邊形平板單元(quad),網(wǎng)格較密以保證計算精度;對于支撐梁采用簡單的梁單元(bar).

1.2 載荷

AMS-02要經(jīng)歷發(fā)射、在軌運行和著陸3種工況,因而要承受3種工況下載荷分別作用. AMS-02熱控制系統(tǒng)的計算載荷主要由系統(tǒng)慣性載荷,約束引起的強迫位移載荷,聲載荷和艙外運動載荷組成.

系統(tǒng)的慣性載荷根據(jù)整個AMS-02的有限元模型計算得到.強迫位移載荷是一種將假定的載荷作用于航空器二級結(jié)構(gòu)(如AMS-02熱控制系統(tǒng)散熱板)的方法.當AMS-02被發(fā)射時,必將產(chǎn)生較大的拉伸和旋轉(zhuǎn)位移,應計算強迫位移載荷對熱控制系統(tǒng)的作用.上述載荷可簡化為作用(拉或者壓)于熱控制系統(tǒng)和USS相連處的特定有限元模型節(jié)點上,從而求得相應的等效應力.根據(jù)NASA提供的熱控制系統(tǒng)沿慣性坐標系X,Y, Z方向的位移和繞其旋轉(zhuǎn)的弧度,可以計算得到強迫位移載荷.

在AMS-02發(fā)射時,強隨機噪聲產(chǎn)生共振引起聲載荷,并且它將添加到慣性載荷和強迫位移載荷上.在計算熱控制系統(tǒng)載荷時,第一,定義聲載荷作用的區(qū)域,除電子箱后區(qū)域的散熱板外,所有散熱板均為聲載荷作用區(qū)域.第二,計算該區(qū)域散熱板的質(zhì)量和慣性力.第三,計算聲載荷作用于上述區(qū)域的力(根據(jù)文獻[7],該力3倍于聲載荷作用區(qū)域的慣性力).最后,將第二、三所得力之和除以聲載荷作用區(qū)域的面積,可得作用于散熱板上的等效壓力,并將該壓力應用到有限元模型中.

艙外運動載荷僅為AMS-02在太空中繞軌道運行時,主要作用于熱控制系統(tǒng)外部結(jié)構(gòu)的載荷.艙外運動載荷主要分為出艙和意外碰撞兩種情況.出艙載荷垂直于熱控制系統(tǒng)的表面,大小為889.6 N;意外碰撞載荷則是隨機的,沿任意方向,大小為556 N[7].分別選擇電子箱側(cè)板,散熱板中心以及散熱板與電子箱相連的12個點作為運載載荷作用的位置進行計算.

根據(jù)波音公司提供的航天飛機發(fā)射和著陸受力函數(shù)模型,對AMS-02與航天飛機的飛行耦合進行了分析.分析目的是求得設計載荷系數(shù),分析結(jié)果如表1所列[8].設計載荷系數(shù)用沿坐標系3個坐標軸方向的重力加速度N(g)和角加速度R(rad/s2)表示.

在發(fā)射和著陸時,每種工況又包含64種子工況;在軌運行時則有12種子工況(即作用在WAKE側(cè)熱控制部分的12個不同部位的出艙運動載荷的工況).表1顯示了發(fā)射和著陸工況下的設計載荷系數(shù),其中1001～1064為發(fā)射工況, 2001～2064為著陸工況.

表1 發(fā)射和著陸工況下設計載荷系數(shù)

將上述140種載荷工況的設計載荷系數(shù)在有限元分析時分別予以加載,從而可求得中支架可能產(chǎn)生的最大應力.另外,AMS-02發(fā)射時,熱控制系統(tǒng)還受慣性載荷、強迫位移載荷和聲載荷作用;AMS-02著陸時,熱控制系統(tǒng)受慣性載荷、強迫位移載荷作用.將上述發(fā)射和著陸工況下熱控制系統(tǒng)的所受的載荷疊加到AMS-02熱控制系統(tǒng)的有限元模型上進行計算,求得極限工況下中支架所受的最大應力,進而進行安全校核和優(yōu)化設計.

2 計算結(jié)果及討論

根據(jù)文獻[8],熱控制系統(tǒng)組件的安全裕度(margin of safety,MoS)是評價其在實驗載荷作用下是否失效的標準,所有值必須為正.對于屈服強度,校驗標準為

對于極限強度,校驗標準為

在熱控制系統(tǒng)的組件沒有安全失效的情況下,其屈服強度安全系數(shù)為1.25,極限強度安全系數(shù)為2.0.材料AL7075 T7351的屈服強度298.2 MPa,極限強度369.4 MPa.

2.1 強度分析

WAKE側(cè)熱控制部分中支架板片單元應力云圖見圖2,最大von Mises應力為146 MPa.

圖2 WAKE側(cè)中支架von Mises應力云圖

表2所列為中支架的破壞形式和安全校核方法.

WAKE側(cè)熱控制部分中支架梁單元復合應力云圖見圖3,其最大值為176.5 MPa.

表2 強度破壞和屈服破壞校核方法

圖3 WAKE側(cè)中支架復合應力云圖

根據(jù)方程(1)、(2),可求得中支架的安全裕度,見表3.中支架的安全裕度都為正,不存在強度破壞問題.

表3 中支架強度校驗結(jié)果

2.2 屈曲分析

臨界屈曲應力為

式中：L為梁長度;E為材料彈性模量;I為梁截面最小轉(zhuǎn)動慣量;A為梁的截面積;C為固定系數(shù),當梁兩端鉸接時,C的值為1.圖2中顯示了需要校驗的位置梁1和梁2.

根據(jù)方程(4),可計算得到梁的臨界屈曲應力,計算結(jié)果見表4.

表4 中支架梁臨界屈曲應力計算結(jié)果

2.3 結(jié)構(gòu)優(yōu)化

以上強度校核結(jié)果表明,中支架的主要受力部位的安全裕度值大于0小于1,中支架不但是安全的,而且滿足航天器組件優(yōu)化準則.但是中支架的支撐梁所受應力較小,在其穩(wěn)定性很好地滿足要求前提下,其安全裕度值仍較大.因而,仍有優(yōu)化的空間.以中支架支撐梁的質(zhì)量最小為目標,優(yōu)化可以用以下數(shù)學模型來表示.

基于以上優(yōu)化目標和約束條件,應用軟件MSC.Nastran對中支架進行優(yōu)化.梁1截面尺寸由15 mm×20 mm優(yōu)化為13 mm×6 mm,梁2截面尺寸由15 mm×20 mm優(yōu)化為13 mm×13 mm.優(yōu)化前,中支架的總質(zhì)量為2.83 kg,優(yōu)化后的質(zhì)量為2.36 kg,總質(zhì)量下降了16.6%.中支架結(jié)構(gòu)優(yōu)化后,板片單元的最大Mises應力和最大復合應力仍位于連接螺栓的下緣,其大小分別為139 MPa和182 MPa.由上述校核方法,可計算得到其整體安全裕度仍大于0,中支架是安全的.

3 結(jié)束語

本文用有限元方法對AMS-02的WAKE側(cè)熱控制系統(tǒng)關(guān)鍵受力部件之一的中支架進行了強度分析和優(yōu)化設計.研究結(jié)果表明盡管目前的中支架不存在安全問題,但是由于梁受應力較小,具有較大的安全裕度.因此在安全裕度范圍內(nèi)對其進行了優(yōu)化,優(yōu)化結(jié)果表明在減輕質(zhì)量方面仍有很大的提升空間,最大可減輕16.6%的質(zhì)量,這對于航天部件具有很重要的意義.

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