史亮，賴臻泓，滿天樂，周星怡，田娜

（中國電子科技集團公司第五十二研究所，杭州 311121）

引言

近年來，全球范圍內(nèi)掀起了探索太空的熱潮，各國紛紛投入資源開展航天器的研制，航天電子載荷則是其重要組成部件，是執(zhí)行具體使命任務(wù)的關(guān)鍵設(shè)備。由于航天器主要通過運載火箭實現(xiàn)上行，而運載火箭在發(fā)射階段會對航天電子載荷產(chǎn)生較強的振動、沖擊等力學(xué)應(yīng)力。因此，其抗力學(xué)環(huán)境能力直接關(guān)系到航天器的正常工作甚至是飛行安全。為保證某航天電子載荷在嚴酷的力學(xué)環(huán)境下不失效及不被破壞，需要確保其結(jié)構(gòu)設(shè)計滿足有關(guān)指標要求[1]，能夠承受發(fā)射階段的振動、沖擊等力學(xué)應(yīng)力環(huán)境的考驗。

本文采用Ansys WorkBench軟件建立有限元模型，構(gòu)建其力學(xué)仿真模型，進行模態(tài)分析、正弦振動、隨機振動、沖擊等工況下的力學(xué)分析，得到結(jié)構(gòu)的固有頻率以及各工況下相應(yīng)的最大應(yīng)力、屈服極限和安全系數(shù)等，結(jié)果表明該電子載荷的結(jié)構(gòu)設(shè)計滿足有關(guān)力學(xué)環(huán)境設(shè)計要求。通過仿真分析，可以有效提高設(shè)計效率、優(yōu)化設(shè)計方案、先期發(fā)現(xiàn)設(shè)計缺陷，避免在實物檢驗環(huán)節(jié)才暴露問題，對航天電子載荷的抗力學(xué)環(huán)境結(jié)構(gòu)設(shè)計有著重要的意義。

1 航天發(fā)射環(huán)境分析

根據(jù)該航天電子載荷所處環(huán)境變化情況進行任務(wù)分析，研判其可能經(jīng)歷的任務(wù)環(huán)境和對應(yīng)的工作方式，以確保載荷產(chǎn)品對全過程中各種工況的適應(yīng)性。通過任務(wù)分析，該航天電子載荷從衛(wèi)星發(fā)射準備到在軌運行終止，將經(jīng)歷包括發(fā)射準備、發(fā)射、在軌測試、在軌工作四個主要階段[2]，各階段的工作方式及工作環(huán)境如表1所示。

表1 任務(wù)剖面表

由上述分析可知，該航天電子載荷在衛(wèi)星發(fā)射階段，單機不加電，但在這個過程中載荷產(chǎn)品需要承受較強的振動、沖擊等力學(xué)應(yīng)力環(huán)境的考驗。因此，本載荷產(chǎn)品抗力學(xué)環(huán)境設(shè)計主要滿足于發(fā)射階段的環(huán)境要求，應(yīng)充分考慮整體結(jié)構(gòu)和模塊安裝等因素，進行包括抗振動和沖擊在內(nèi)的抗力學(xué)環(huán)境設(shè)計，提高載荷產(chǎn)品結(jié)構(gòu)剛強度，滿足環(huán)境條件對抗振動和沖擊等結(jié)構(gòu)力學(xué)性能的要求，以適應(yīng)發(fā)射階段的工況[3]。

為驗證該載荷產(chǎn)品可滿足發(fā)射階段所要經(jīng)受的振動沖擊等力學(xué)環(huán)境要求，用戶提出了振動沖擊相關(guān)檢驗試驗項目，包括正弦振動試驗、隨機振動試驗、沖擊試驗等，具體試驗指標見表2～4。

表2 正弦振動試驗條件

表3 隨機振動試驗條件

表4 沖擊響應(yīng)譜試驗（Q=10）

2 抗力學(xué)環(huán)境總體設(shè)計

該航天電子載荷采用用戶定制的結(jié)構(gòu)形式，由主控模塊A和主控模塊B兩個獨立模塊拼接組合而成，并通過互聯(lián)模塊進行信號互聯(lián)，整體采用兩側(cè)底部的安裝支腳與系統(tǒng)平臺安裝固定，如圖1所示。

圖1 載荷整體外形效果圖

該航天電子載荷在設(shè)計過程中嚴格按照相關(guān)設(shè)計規(guī)范和標準要求，采取措施提高載荷產(chǎn)品抗力學(xué)環(huán)境能力，主要通過以下手段進行抗振隔沖設(shè)計：

1）模塊冷板采用厚度25 mm的鋁合金板材銑削加工而成，蓋板采用厚度不小于4 mm的鋁合金板材銑削加工而成，為降低模塊重量的同時保留一定密度的加強筋保證其整體強度；

2）印制板主體安裝在冷板和蓋板之間，并采用緊固件進行固定，嚴格控制螺釘間距，減小安裝內(nèi)應(yīng)力；

3）安裝集成塊、分離元器件的印制板上采取粘接加強或灌封等措施，以提高其剛度和阻尼，并對質(zhì)量大于5 g的器件進行單獨加固處理（機械固定、粘膠固定、局部灌封固定等）；

4）模塊使用的緊固件和電連接器都進行防松加固措施；

5）對于某些抗振能力較差的元器件，加絕緣減振襯墊局部減振。

3 仿真計算

3.1 仿真建模

1）坐標系設(shè)定

設(shè)定坐標原點為設(shè)備重心；X軸與設(shè)備左右向構(gòu)造水平線平行，+X向右；Y軸為設(shè)備前后向，+Y向前；Z軸為上下向，+Z向上。

2）材料設(shè)定

表5顯示了建模中所用材料的力學(xué)參數(shù)。

表5 材料力學(xué)參數(shù)數(shù)據(jù)表

3）有限元模型

采用Ansys WorkBench軟件建立有限元模型，以下分析也基于該軟件。詳細操作過程請參考PATRAN幫助文檔或相關(guān)教程。

將該航天電子載荷模型根據(jù)實際安裝情況安裝在機架上，在運算時同機箱一起進行計算，在仿真前對模型進行簡化，去除不影響結(jié)構(gòu)強度和剛度的倒角以及一些航插等安裝孔。內(nèi)部各零件相互之間連接采用Bond連接方式。圖2顯示了有限元模型簡化后的網(wǎng)格劃分模型。模型共包含400 834個節(jié)點，216 923個單元。

圖2 有限元模型示意圖

3.2 模態(tài)分析

利用Ansys WorkBench中的Analysus Systems模塊Modal計算有限元模型的固有頻率和振型，表6列出了前10階固有頻計算結(jié)果，圖3顯示了機箱的前六階振型圖，4 000 Hz以內(nèi)共包括67階模態(tài)。

圖3 第一至第六階振型圖

表6 模型前10階模態(tài)頻率表

可見，模型的第一階固有頻率為684.51 Hz。

3.3 正弦振動分析

1）振動加速度譜

正弦振動試驗條件如前表2所示。

2）計算結(jié)果

圖4顯示了載荷機箱X/Y/Z向的諧響應(yīng)應(yīng)力云圖?？梢?，X向的諧響應(yīng)應(yīng)力最大值約0.499 MPa，出現(xiàn)在機箱左右兩側(cè)與機架的連接位置；Y向的諧響應(yīng)應(yīng)力最大值約0.129 MPa，出現(xiàn)在機箱蓋板中部偏上側(cè)位置；Z向的諧響應(yīng)應(yīng)力最大值約1.633 MPa，出現(xiàn)在機箱蓋板中部偏下側(cè)位置。

圖4 機箱諧響應(yīng)應(yīng)力云圖

3）結(jié)果評估

針對應(yīng)力計算結(jié)果，采用公式（1）所示的安全系數(shù)公式評估強度安全。表7歸納了上述三種計算工況下安全系數(shù)?？梢?，三個方向的安全系數(shù)均大于1，滿足振動功能強度安全要求。

表7 正弦振動仿真分析安全系數(shù)表

3.4 隨機振動分析

1）隨機振動試驗條件

隨機振動試驗條件如前表3所示。

2）計算結(jié)果

圖5顯示了機箱X/Y/Z向的von Mises均方根應(yīng)力云圖?？梢?，X向的3倍均方根應(yīng)力最大值約1.727 MPa，出現(xiàn)在前面板與機架的連接位置；Y向的3倍均方根應(yīng)力最大值約0.502 MPa，出現(xiàn)在蓋板中部位置；Z向的3倍均方根應(yīng)力最大值約26.342 MPa，出現(xiàn)在蓋板中部位置。

3）結(jié)果評估

針對應(yīng)力計算結(jié)果，采用公式（1）所示的安全系數(shù)公式評估強度安全。表8歸納了上述三種計算工況下安全系數(shù)?？梢?，三個方向的安全系數(shù)均大于1，滿足振動功能強度安全要求。

表8 隨機振動仿真分析安全系數(shù)表

3.5 沖擊試驗

1）沖擊試驗條件

沖擊試驗條件見前表4。

2）分析過程

采用瞬態(tài)響應(yīng)計算模塊，計算沖擊時域響應(yīng)。X、Y、Z三個方向均要計算。在Details of “Random setting”中建立沖擊加速度時間歷程，在約束節(jié)點處施加該加速度場。計算設(shè)置時，應(yīng)保證4 000 Hz以內(nèi)所有振動模態(tài)均參與計算；設(shè)置時間步長為0.2 ms，計算時間長度為33 ms；各階模態(tài)阻尼比（MSC.Patran中為臨界阻尼比Crit.Damp）設(shè)置為0.025。

3）計算結(jié)果

提取應(yīng)力最大時刻的應(yīng)力計算結(jié)果，圖6顯示了X/Y/Z向沖擊下載荷von Mises應(yīng)力云圖?？梢姡琗向應(yīng)力最大值約30.481 MPa，出現(xiàn)在機箱與機架的連接位置；Y向應(yīng)力最大值約7.666 MPa，出現(xiàn)在蓋板中部偏上位置；Z向應(yīng)力最大值約98.903 MPa，出現(xiàn)在蓋板中部偏下位置。

圖6 時域最大von Mises應(yīng)力

4）結(jié)果評估

針對應(yīng)力計算結(jié)果，采用公式（2）所示的安全系數(shù)公式評估強度安全。表9歸納了上述三種計算工況下安全系數(shù)。可見，3個方向沖擊時的安全系數(shù)均大于1，滿足沖擊強度安全要求。

表9 功能性沖擊試驗仿真分析安全系數(shù)計算結(jié)果表

4 結(jié)果分析

通過以上仿真計算，得到各試驗條件下的最大應(yīng)力及安全系數(shù)如表10所示。

表10 最大應(yīng)力及安全系數(shù)匯總表

由上表可知，該航天電子載荷在所有方向上的振動、沖擊試驗安全系數(shù)均大于1，可以滿足強度安全要求。

5 結(jié)束語

本文通過仿真建模、模態(tài)分析和對正弦振動、隨機振動、沖擊等工況下的力學(xué)分析，得到結(jié)構(gòu)的固有頻率以及各工況下相應(yīng)的最大應(yīng)力、屈服極限和安全系數(shù)等，可以有效提高設(shè)計效率、優(yōu)化設(shè)計方案、先期發(fā)現(xiàn)設(shè)計缺陷，避免在實物檢驗環(huán)節(jié)才暴露問題，對航天電子載荷的抗力學(xué)環(huán)境結(jié)構(gòu)設(shè)計有著重要的意義。