衛星結構板優化設計

陳有梅 余成鋒

摘要：

利用MSC Patran對某板式衛星結構進行有限元建模，采用MSC Nastran對衛星進行模態分析，獲取整星結構的模態參數，并與試驗結果進行比對，驗證有限元模型的正確性和準確度。在滿足結構強度和剛度的約束條件下，對安裝有效載荷單機的關鍵底板進行剛度和強度優化設計。優化前后結構的有限元仿真分析表明：優化設計可有效抑制載荷單機處的振動位移響應。

關鍵詞：

微小衛星； 優化設計； 有限元分析； 模態參數； 動響應

中圖分類號： V423.4

文獻標志碼： B

Optimization design for satellite structure plate

CHEN Youmei， YU Chengfeng

（Shanghai Engineering Center for Microsatellites， Shanghai 201120， China）

Abstract：

A finite element model of the plate satellite structure is created by MSC Patran， and its modal analysis is carried out by MSC Nastran. Modal parameters of whole satellite structure are obtained. Compared with the test results， the correctness and accuracy of the finite element model are verified. In order to meet the constraint conditions of structural strength and stiffness， the stiffness and strength optimization design of the key base plate of single machine with effective loading is carried out. It shows that the optimization design can effectively suppress the vibration displacement response of the single machine through the finite element simulation analysis of the structure before and after optimization.

Key words：

microsatellite； optimization design； finite element analysis； modal parameter； dynamic response

0 引 言

承受載荷和安裝設備是衛星結構的主要功能。在航天器所承受的所有載荷中，運載發射過程中星箭界面的振動和沖擊載荷無疑是對衛星結構的最大考驗。據統計，過半的飛行器故障都是由振動和沖擊造成的。對于板式衛星，結構板的剛度和強度直接影響衛星入軌后能否正常工作，因此，衛星結構板的優化設計對衛星的正常工作十分重要，與運載直接連接的衛星底板更是設計中的重中之重。衛星底板的優化設計一直是衛星結構設計人員關注的問題。[12]有限元理論的形成[3]和有限元軟件在航天領域的大量使用已解決很多的實際問題，如衛星結構裝配的力學問題[4]、衛星蜂窩板仿真問題[5]和衛星有效載荷的力學分析[67]等。目前，隨著有限元軟件包的不斷發展和豐富，基于有限元軟件的衛星零部件的優化設計已成為主要的優化設計途徑。[810]

本文基于有限元分析對某型號衛星底板進行優化設計。利用MSC Patran建立衛星的有限元模型、采用MSC Nastran對衛星進行模態分析，并將分析結果與試驗結果進行對比，驗證有限元模型和分析方法的正確性和精確度；根據首次分析結果對衛星底板的預埋承力環進行優化設計，并對優化后的載荷安裝板進行二次分析，以測點之間的傳遞效率為研究對象，將分析結果進行對比，驗證優化效果。

1 整星有限元模型

利用MSC Patran對衛星進行有限元建模。采用4節點層合殼單元模擬鋁蜂窩安裝板，梁單元模擬承力框架結構，質量點單元模擬剛性較好的儀器設備。剛度與星體頻率接近的儀器設備單獨建立有限元模型；儀器安裝板與主結構之間采用較密的螺栓連接，并簡化成對應節點合并；在儀器設備連接部位的連接件節點間采用MPC剛性單元REB2模擬連接；星上線纜、結構附件等構件均不單獨建模，分別以集中質量或分布非結構質量的形式加載到整體模型中。整星模型的建立基于以下原則：確保整星傳力路徑完整；確保典型載荷工況的計算實用性；結構件參數化；結構細節簡化。整星有限元模型共有386 537個單元、429 997個節點。

2 有限元模型驗證

局部調整非結構質量，確保所建模型的質量、質心與實測結果一致。初始設計得到的整星有限元模型1階X向彎曲振動頻率為32.0 Hz，試驗測得的相同振型模態頻率為32.9 Hz，誤差為2.7%，主要模態計算結果見表1。數據表明，衛星前5階模態頻率的偏差均小于5%，證明模型準確可信。

3 底板局部結構的初始設計和分析

衛星底板采用蜂窩板結構，并在內部預埋承力環。底板尺寸為915.00 mm×930.00 mm×30.00 mm，表面為0.30 mm厚的鋁蒙皮面板，蜂窩芯規格為4.00 mm×0.04 mm。蜂窩板的承力環預埋在底板的中心，其結構形式見圖1。底板載荷單機安裝點位置見圖2，2個安裝點安裝螺釘孔在承力環上，其余4個安裝點埋件單獨埋在蜂窩板內。

對底板進行有限元建模，安裝點位置見圖3，其中：2個承力環上的安裝點對應節點編號為63和76；其余4個埋件對應節點標號分別為43859、43872、59180807和59180810。

按照衛星坐標系分別對上述有限元模型進行5～200 Hz正弦掃頻分析，掃頻速率為2 oct/min。X、Y、Z向激勵時，以節點63作為參考點，其余5個節點相對于節點63的相對位移（考慮相位信息）曲線分別見圖4～6。由此可知，載荷單機安裝界面的各安裝點的動態位移不一致，承力環上的安裝點位移較小，距離底板中心點較近的2個節點響應較大。載荷單機安裝面的3個方向最大變形量分別為X向0.008 4 mm、Y向0.098 0 mm、Z向0.150 0 mm。在衛星受到Y向和Z向載荷激勵時，載荷單機安裝面的變形較嚴重。安裝面變形不均勻主要由安裝界面剛度不均勻引起。2個底板承力環上的安裝腳剛度一致性較好，其余4個預埋在底板蜂窩內的安裝腳剛度比承力環上的安裝腳剛度弱。該方案設計在工程試驗中經歷X、Y、Z向正弦振動以及X、Y、Z向隨機振動，由于位移過大導致疲勞破壞。試驗結束后，測試載荷單機安裝面的變形為0.2 mm，并引起載荷單機內部關鍵部位變形，導致載荷單機的功能受到影響。

4 底板局部結構優化設計

將6個安裝腳組成平面的一致性作為優化目標，以加強筋的寬度和位置作為主要變量、底板的質量為次要變量對承力環進行優化設計。優化設計流程見圖7。優化設計后的承力環結構形式見圖8，載荷安裝腳的位置與優化設計前保持一致。對優化后的載荷單機界面處20～200 Hz范圍內的動態響應特性進行分析。在X、Y、Z向激勵時，以節點63作為參考點，其他節點相對于節點63的相對位移曲線分別見圖9～11。

5 數據對比分析

對底板預埋承力環進行優化設計后，整星模態計算分析結果表明：優化設計對整體結構特性沒有影響，整星X向1階模態頻率為32.0 Hz，Y向1階模態頻率為33.2 Hz，Z向1階模態頻率為117.4 Hz。底板與載荷單機部位的局部模態頻率有所提高。優化底板承力環，該局部頻率提高2.0 Hz。

優化后載荷單機界面的最大相對變形量為X向0.006 7 mm、Y向0.033 0 mm、Z向0.090 0 mm，且所有頻率下各安裝點的相對位移均減小。以初始響應最大值出現的頻率點作為參數，界面變形改善情況對比見圖12～17，其中X、Y、Z單個方向頻率分別為150、108和66 Hz。由此可知，載荷單機界面的變形條件有很大改善，符合載荷單機的安裝要求。

6 試驗驗證

優化設計后進行力學試驗的驗證，分別布置測點0、1、2、3（見圖18），測試4個測點的加速度和位移。測點1、2、3在X、Y、Z向相對測點0的位移分別見圖19～21，載荷單機安裝面的變形得到明顯改善，相對變形量最大為0.08 mm。該優化設計方案在工程試驗中經歷X、Y、Z向正弦振動以及X、Y、Z

向隨機振動，在試驗結束后測得載荷單機安裝面的變形均小于0.08 mm，表明其載荷性能穩定。

7 結束語

建立準確可信的衛星有限元模型，通過對衛星的有限元分析，完成衛星結構的局部剛度優化設計，對抑制載荷單機安裝界面處的相對位移提出較優的設計方案。考核衛星經受動力學環境的能力，在衛星及其攜帶的儀器設備的方案設計階段，分析其結構組件動力學環境，可提高設計可靠性。

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（編輯 付宇靚）