朱興高 欒家輝 代永德

摘要：為研究空間驅(qū)動機構(gòu)在力學和熱學環(huán)境下的結(jié)構(gòu)強度，提出一種強度分析驗證方法。以太陽翼驅(qū)動機構(gòu)為例，在隨機振動載荷和熱載荷作用下，研究機構(gòu)強度設計是否滿足要求。利用HyperWorks和Abaqus構(gòu)建有限元模型，借助振動掃頻試驗數(shù)據(jù)完成模型的有效性驗證，開展隨機振動分析和熱學分析，并對分析結(jié)果進行合理性判斷。結(jié)果表明：應力強度最大值均在安全設計裕度內(nèi)，太陽翼驅(qū)動機構(gòu)結(jié)構(gòu)強度滿足設計要求。該驗證方法可有效指導產(chǎn)品設計、降低研制費用和縮短研制周期。

關(guān)鍵詞：太陽翼驅(qū)動機構(gòu);結(jié)構(gòu)強度;模型驗證;隨機振動;熱真空;熱循環(huán);有限元

中圖分類號：V414.1

文獻標志碼：B

文章編號：1006-0871（2019）02-0011-04

0?引?言

航天器在發(fā)射和在軌運行過程中經(jīng)歷劇烈的振動環(huán)境和熱學環(huán)境。隨機振動激勵來自于發(fā)動機的不穩(wěn)定燃燒引起的推力脈動和相關(guān)設備的不平衡旋轉(zhuǎn)導致的結(jié)構(gòu)振動等。[1-2]熱環(huán)境應力來自于空間外部熱流和航天器自帶的電機、導電環(huán)和其他帶熱源的部組件。隨機振動環(huán)境和熱學環(huán)境因素是航天產(chǎn)品設計開發(fā)過程中必須考慮的重要因素。在設計初期采用仿真方法開展結(jié)構(gòu)強度分析驗證，找到產(chǎn)品結(jié)構(gòu)的薄弱環(huán)節(jié)，有利于結(jié)構(gòu)的改進和優(yōu)化，縮短產(chǎn)品研發(fā)周期和降低生產(chǎn)成本。[3-4]

1?有限元模型構(gòu)建與驗證

1.1?模型驗證流程

太陽翼驅(qū)動機構(gòu)為典型空間機電結(jié)構(gòu)，存在多處螺栓連接，各個零部件使用特殊的航天材料，這些結(jié)構(gòu)特征導致分析模型的結(jié)構(gòu)阻尼和材料阻尼具有不確定性，在設計階段難以提供準確的模態(tài)阻尼參數(shù)。[5-7]因此，可以用模態(tài)阻尼參數(shù)驗證有限元模型的準確性。太陽翼驅(qū)動機構(gòu)結(jié)構(gòu)強度分析驗證流程見圖1。在驗證模型正確的基礎上，開展隨機振動分析和熱分析。仿真結(jié)果可以驗證結(jié)構(gòu)強度設計的合理性，同時可以指導測試的實施。

1.2?有限元模型

1.2.1?模型離散

太陽翼驅(qū)動機構(gòu)由主軸、前軸承組件（軸承和前軸承座）、后軸承組件（軸承和后軸承座）、電機組件（電機定子和電機轉(zhuǎn)子）、旋變組件（旋轉(zhuǎn)定子和旋轉(zhuǎn)轉(zhuǎn)子）、功率導電環(huán)組件（盤環(huán)體和上刷架盤）、信號導電環(huán)和結(jié)構(gòu)件（主殼體、后殼體、下刷架盤和后蓋）等組成。太陽翼驅(qū)動機構(gòu)的零部件結(jié)構(gòu)特征復雜，在HyperWorks中選取六面體單元將其離散為一系列單元，各單元在節(jié)點處相關(guān)聯(lián)。相鄰單元之間通過TIE連接方式模擬零部件之間的螺栓連接，傳遞力和力矩。太陽翼驅(qū)動機構(gòu)有2個連接法蘭：一個在產(chǎn)品的殼體上，與星體上的支架連接;另一個在太陽翼驅(qū)動機構(gòu)輸出軸端面上，與太陽翼根部鉸鏈連接。太陽翼驅(qū)動機構(gòu)會帶動太陽翼一同轉(zhuǎn)動，因此對太陽翼驅(qū)動機構(gòu)主殼體的12個螺栓孔進行全約束，添加材料特性參數(shù)，得到太陽翼驅(qū)動機構(gòu)的有限元模型，見圖2。

1.2.2?模型修正

對太陽翼驅(qū)動機構(gòu)進行特征級正弦掃頻試驗。以y方向為例，設定加速度為0.500g（g取9.8 m/s2），頻率范圍為10～2 000 Hz，得到太陽翼驅(qū)動機構(gòu)結(jié)構(gòu)y方向的基頻為318.6 Hz，對應的加速度響應為14.962g，放大因子Q=14.926g/0.500g=29.924。模態(tài)阻尼比與動態(tài)放大因子互為倒數(shù)，因此得到系統(tǒng)的模態(tài)阻尼比為0.033。

有限元模型需要根據(jù)試驗數(shù)據(jù)進行修正。對有限元模型進行y方向的正弦振動仿真分析，設定加速度為0.500g，頻率范圍為10～2 000 Hz，模態(tài)阻尼比為0.033，仿真計算得到太陽翼驅(qū)動機構(gòu)結(jié)構(gòu)y方向的基頻為310.0 Hz，加速度響應為14.592g。計算頻率響應點的誤差為2.70%，響應值的誤差為2.47%，都小于5.00%，在工程誤差允許范圍之內(nèi)，驗證構(gòu)建的有限元模型合理有效，可以開展后續(xù)的仿真計算。[8]

2?數(shù)字化仿真

2.1?隨機振動仿真分析

在太陽翼驅(qū)動機構(gòu)結(jié)構(gòu)設計過程中進行隨機振動仿真分析，能有效預測結(jié)構(gòu)關(guān)鍵部位在力學環(huán)境下的響應，為機構(gòu)順利通過力學環(huán)境試驗提供參考。[9-12]太陽翼驅(qū)動機構(gòu)隨機振動激勵載荷由力學環(huán)境試驗條件確定。隨機振動仿真分析條件見圖3。

太陽翼驅(qū)動機構(gòu)整體結(jié)構(gòu)關(guān)于xOy平面對稱，所以可以只研究結(jié)構(gòu)在x和y方向上的響應。太陽翼驅(qū)動機構(gòu)隨機振動仿真分析結(jié)果見表1，應力云圖和加速度響應曲線分別見圖4～7。

由以上分析可以看出：結(jié)構(gòu)最大應力出現(xiàn)在x方向，最大應力為59.43 MPa，小于材料的許用應力400 MPa，若取安全因數(shù)為6.73，則不會在峰值應力下發(fā)生破壞，滿足結(jié)構(gòu)強度要求。x方向為結(jié)構(gòu)加速度響應最大值的方向，加速度均方根為796.94 m/s2，加速度均方根放大倍率為6.35，小于10，在安全裕度范圍內(nèi)，說明結(jié)構(gòu)具有足夠高的剛度和強度，安全性好，在力學環(huán)境下結(jié)構(gòu)設計合理。

2.2?熱學仿真分析

熱學仿真分析主要針對太陽翼驅(qū)動機構(gòu)產(chǎn)品在熱循環(huán)和熱真空條件下的溫度分布情況進行分析。根據(jù)產(chǎn)品的鑒定級試驗條件，確定熱循環(huán)和熱真空下的溫度場曲線，分別見圖8和9。

熱循環(huán)下的熱分布和熱應力云圖分別見圖10和11。

由此可知：在施加熱循環(huán)條件下，太陽翼驅(qū)動機構(gòu)的最高溫度出現(xiàn)在盤環(huán)體上，最高溫度為245.6 ℃，最低溫度為148.5 ℃;高溫下的最大熱應力出現(xiàn)在旋變組件位置，大小為402.6 MPa，低溫下的最大熱應力出現(xiàn)在軸承座上，大小為372.5 MPa，均小于材料的許用應力，說明在熱循環(huán)下結(jié)構(gòu)設計合理。

熱真空下的熱分布和熱應力云圖分別見圖12和13。

在熱真空條件下，太陽翼驅(qū)動機構(gòu)的最高溫度和最大熱應力均出現(xiàn)在盤環(huán)體上：在70 ℃溫度場，機構(gòu)的最高溫度為268 ℃，最大熱應力為363.0 MPa;在-35 ℃溫度場，機構(gòu)的最高溫度為183 ℃，最大熱應力為262.1 MPa。熱真空條件下的最大熱應力均小于材料的許用應力，說明結(jié)構(gòu)設計合理。

3?結(jié)束語

提出一種結(jié)構(gòu)強度分析驗證方法，建立太陽翼驅(qū)動機構(gòu)的有限元模型，并通過試驗驗證其有效性。利用HyperWorks和Abaqus計算太陽翼驅(qū)動機構(gòu)在隨機振動環(huán)境和熱環(huán)境下的結(jié)構(gòu)強度，結(jié)果認為盤環(huán)體為強度薄弱環(huán)節(jié)，太陽翼驅(qū)動機構(gòu)結(jié)構(gòu)設計合理。該方法在產(chǎn)品設計前期節(jié)約時間和成本，為類似產(chǎn)品設計提供參考。建模精度在很大程度上取決于計算機性能和設計師的專業(yè)水平，有關(guān)模型更精確的驗證還需要更多的試驗數(shù)據(jù)支撐。

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（編輯?武曉英）