劉敏娟，趙驥宇

(中國電子科技集團有限公司第十八研究所，天津 300384)

能源系統(tǒng)控制器是高空長航時太陽能無人機的重要組成部分，是保障其高效運行、充分發(fā)揮其功能的基礎。因此，保證能源系統(tǒng)控制器正常工作是決定太陽能無人機是否可行、能否長期可靠發(fā)揮效力的一個關鍵因素。能源系統(tǒng)控制器考慮減重一般采用碳纖維材料作為基板，在飛行狀態(tài)下，高頻振動會對碳纖維板的強度造成影響，碳纖維板一旦發(fā)生變形和斷裂，會對控制器模塊造成損壞。所以找到一種既能提高碳纖維基板強度，又能滿足質量和結構要求的設計十分必要。

本文以螺旋槳飛機典型振動環(huán)境下的能源系統(tǒng)控制器為研究對象，利用ANSYS 有限元分析軟件對控制器工況進行建模仿真，通過調整碳纖維板結構或安裝方式來提高整體基頻，確?？刂破鞴ぷ鳡顟B(tài)下的強度和可靠性，為無人飛行器能源系統(tǒng)控制器研發(fā)提供理論基礎。

1 原設計方案的仿真

連續(xù)結構理論上有無窮多的固有頻率，結構基頻是其中最小的固有頻率，結構基頻的高低決定了結構是否容易受到某種頻率外載荷的共振破壞。

無人飛行器常用能源控制器為三個MPPT 安裝在碳纖維基板上，如圖1 所示。此設計無共振破壞問題。為了提高結構穩(wěn)定性滿足總體需求，在常用碳纖維基板基礎上通過增加基板尺寸設計了安裝四個MPPT 安裝能源控制器的碳纖維基板(即此文中原設計)，如圖2 所示。此設計方案在使用過程中發(fā)生了頻率外載荷共振破壞。針對這種共振破壞使用ANSYS 有限元分析軟件對原設計方案中的控制器結構進行建模和模態(tài)分析，提取其六階頻率，如圖3 所示。其中基頻為46.462 Hz，與實際試驗測的基頻37 Hz 相對接近，建模參數設置合理?？刂破髡w結構前三階模態(tài)圖如圖4～6 所示。

圖1 常用能源控制器

圖2 發(fā)生共振破壞的原設計能源控制器

圖3 原方案六階頻率

圖4 第一階模態(tài)

圖5 第二階模態(tài)

圖6 第三階模態(tài)

2 加強筋改進方案

為提高整體基頻，設計兩條碳纖維蜂窩夾心梯形加強筋，加強筋分別粘在結構板兩側，其長寬相同分別為425 和10 mm，高度為8 mm(高度越高基頻越高)，見圖7。圖8 所示提取了六階頻率，基頻達到98.4 Hz，遠高于系統(tǒng)共振頻率60 Hz。

圖7 加強筋外形圖

圖8 提取振動頻率

根據螺旋槳飛機典型振動環(huán)境進行振動仿真，得到等效應力最大為7 MPa，位于四個安裝孔處，詳見圖9。圖10～圖12 給出X/Y/Z向的等效變形圖。

圖9 等效應力云圖

圖10 X向等效變形云圖

圖11 Y向等效變形云圖

圖12 Z向等效變形云圖

3 安裝孔改進方案

為提高整體基頻，對于長度為465 mm，厚度3 mm 的碳纖維板，原方案有四個安裝孔。可在碳纖維板上增加兩個安裝孔(見圖13)，提升整個產品的基頻(增加安裝孔需要調整電路板的位置)。基于該結構進行仿真，圖14 所示提取了六階頻率，基頻達到150.38 Hz，遠高于系統(tǒng)共振頻率60 Hz。

圖13 整體外形圖

圖14 提取振動頻率

根據螺旋槳飛機典型振動環(huán)境進行振動仿真，得到等效應力最大為11 MPa，位于中間兩個安裝孔處，詳見圖15。圖16～圖18 給出X/Y/Z向的等效變形圖。

圖15 等效應力云圖

圖16 X向等效變形云圖

圖17 Y向等效變形云圖

圖18 Z向等效變形云圖

4 結論

本文通過ANSYS 有限元分析軟件對控制器原設計方案和改進方案中的結構進行建模和模態(tài)分析，驗證了增加加強筋或安裝孔對碳纖維基板強度的顯著影響。結果表明：

(1)增加兩條炭纖維蜂窩夾心梯形加強筋可以使基頻增加至98.4 Hz，最大等效應力7 MPa，位于四個安裝孔處；

(2)基板中部增加兩個安裝孔可以使基頻增加至150.38 Hz，最大等效應力11 MPa，位于新增的兩個安裝孔處。