空間特性模擬的微小飛行器結構設計與動特性分析

楊自鵬 彭慧蓮 劉敏 張群 楊勇 林宏

空間特性模擬的微小飛行器結構設計與動特性分析

楊自鵬1彭慧蓮1劉敏2張群1楊勇1林宏1

（1北京宇航系統(tǒng)工程研究所，北京 100076；2 首都航天機械有限公司，北京 100076)

為研究空間碎片等非合作目標的可見光、紅外及運動規(guī)律等空間特性，一般通過微小飛行器進行模擬，因此，對微小飛行器結構設計提出了小發(fā)射尺寸、大展開面積、輕質、高承載等技術需求。本文基于立方星架構思想，進行了空間特性模擬微小飛行器的結構方案設計。在分析衛(wèi)星構型設計特點的基礎上，結合設計要求、發(fā)射的重量及空間限制等約束，提出了艙段模塊化、尺寸系列化堆疊式構型研制方案。通過三維建模設計和有限元分析，開展了多U微小飛行器的結構方案設計與動特性分析。結果表明結構方案合理、強度剛度滿足指標要求，可作為結構優(yōu)化及地面試驗環(huán)境條件制定的依據。

特性模擬；立方星；多U微小飛行器；結構方案；有限元分析

0 引言

隨著人類太空開發(fā)和探索活動的增多，空間碎片潛在的威脅和其軍事利用價值日益受到國際上各航天強國的密切關注，紛紛投入大量的人力、物力、財力進行了大量有關空間碎片的研究工作。其中一個研究方向是空間碎片特性研究，它對空間碎片的探測、航天器的防護和碎片減緩等問題的研究起著重要技術支撐的作用。為配合開展空間碎片目標識別、控制及回收演示試驗，采用合作目標的方式進行空間碎片熱特性、光學特性[1]及運動特性的模擬。這就要求合作目標具備近距離小尺寸、遠距離大尺寸、主動加熱及飛行姿態(tài)等模擬的能力，同時還應滿足搭載發(fā)射的可靠性、安全性、包絡及質量等要求。針對合作目標空間碎片特性模擬的的研究，可通過搭載不同載荷的微小衛(wèi)星進行實現，結構設計實現尺寸、重量等指標，電氣系統(tǒng)通過主動加熱及姿態(tài)控制等實現紅外、運動規(guī)律等指標。微小衛(wèi)星技術是當今空間技術、微機械技術、微電子技術、計算機技術、光學技術及遙感技術高度綜合的結晶[2]。微小衛(wèi)星具有成本低、研制周期短、發(fā)射靈活等優(yōu)點，在商業(yè)航天的推動下，微小衛(wèi)星在空間中的業(yè)務應用日趨成熟。其中，以立方星為主的微納衛(wèi)星，成為航天技術的熱點。立方星是一種小型化的衛(wèi)星，結構簡單，1U立方星外形尺寸為10cm×10cm×10cm[3]，根據任務的需要，也可將1U立方星擴展為2U、3U甚至多U。在充分繼承傳統(tǒng)衛(wèi)星構型特點的基礎上，基于立方星架構思想，通過三維建模進行空間碎片特性模擬的多U微小飛行器的結構方案設計，最后利用有限元分析軟件開展微小飛行器的強度剛度校核和動特性分析，以驗證結構方案的合理性，并為后續(xù)開展地面試驗環(huán)境條件的制定提供參考。

1 微小衛(wèi)星構型種類及特點

衛(wèi)星結構的主要作用是承受地面運輸、發(fā)射和空間運行的力學和熱載荷環(huán)境，為有效載荷、儀器設備等提供安裝基礎，與運載火箭連接等。因此，衛(wèi)星結構必須具有足夠的剛度和強度，在經得住不同力學環(huán)境的情況下[4]，還能保證外形尺寸及儀器設備的安裝精度[5-6]。目前國內外衛(wèi)星的構型方式主要有中心承力筒式、箱板式、構架式等[7]。

1.1 承力筒式結構

此類構型衛(wèi)星由中央承力筒和周維縱橫交錯框組成，承力筒是衛(wèi)星主傳力結構及核心部件，也在其內安裝大尺寸推進劑貯箱。具有承載能力強、承力均勻、力學性能好、空間利用率高等優(yōu)點；但也存在功能密度低、筒內封閉、加工復雜、裝配及操作性差的缺陷。由于承力筒式構型多應用在大中型衛(wèi)星中，因此微小衛(wèi)星一般不宜采用此構型。

1.2 箱板式結構

一般由鋁面板蜂窩夾層板或單層板、加筋板、連接件等組裝而成，具有結構形式及連接關系簡單，傳力路線短、承力均勻、提供較大安裝平面等優(yōu)點；缺點是穩(wěn)定性差、抗彎剛度低、無單獨承力結構、裝配復雜、成本高等。

1.3 構架式結構

構架式結構是由機械加工或通過加工的梁構件通過螺接或焊接等方式組裝而成的一種結構形式，其結構的優(yōu)點是結構剛度高、傳力路徑短且直接、擴展性強、功能密度及模塊化程度高、容易分艙設計、成本低等[8]。但存在抗扭轉性能差、連接處載荷比較集中。

考慮成本、工藝方案、裝配便利性、模塊化程度及可擴展性、輕量化及可靠性等方面因素，對比箱板式及構架式兩種構型特點，綜合立方星彈射筒發(fā)射方式，本文用于空間特性模擬的多U微小飛行器選用艙段模塊化的構架式構型。

2 結構總體方案

2.1 總體要求

根據技術指標要求，多U微小飛行器的質量要求不大于23kg，在軌狀態(tài)時結構質量占整個飛行器的比例不大于35%。搭載發(fā)射階段尺寸不大于310mm×310mm×310mm，近距離特性模擬面積不小于0.07m2，遠距離特性模擬面積不小于近距離特性模擬尺寸的5倍，結合彈射筒分離方案確定的包絡要求見圖1。根據姿態(tài)控制要求，在軌狀態(tài)質心在微小衛(wèi)星縱向軸線附近，要求橫向質心偏差小于1.5mm，慣性積應盡量小。微小飛行器能夠承受地面運輸、發(fā)射和空間運行的力學載荷環(huán)境要求，且整星頻率應避免與運載火箭產生過大的低頻耦合效應，一階振動頻率大于150Hz。

圖1 包絡要求

Fig.1 Envelope requirements

2.2 結構設計思路

與火箭發(fā)射的主載荷相比，多U微小飛行器結構在搭載運載火箭發(fā)射升空時，要經歷過載、振動等惡劣的力學環(huán)境，在軌道運行時要經受高低溫、空間粒子等嚴酷的空間環(huán)境，因此結構設計思路也有所不同，具體為

a) 為降低火箭發(fā)射時動載荷對結構及安裝設備的影響，一般以剛度為指標[9]，以強度為校核條件的剛度設計；

b) 結構設計時應該對各項設計要求進行綜合、折中協調，保證所有的設計要求全面符合；

c)為盡可能的縮短研制周期、減小試驗成本和降低設計風險，結構設計時充分繼承、借鑒經歷過飛行考核、較為成熟的設計技術；

d) 為降低生產成本，在滿足功能、性能要求的情況下，結構應進行簡潔設計，即采用簡單的構型、盡可能少的零件，通過模塊化、系列化實現組裝；

e) 為降低成本，此小飛行器以火箭搭載的方式進行發(fā)射，發(fā)射成本與搭載飛行器的重量一般成正比關系，限于重量限制，需進行結構輕量化設計；

f) 為兼顧有效載荷的功能需要及發(fā)射空間限制，需對有限的空間進行合理、充分的利用。

2.3 結構設計方案

根據微小衛(wèi)星結構設計及任務需求，進行空間特性模擬多U微小飛行器的結構設計。飛行器采用模塊化設計思路，根據單機、載荷結構尺寸、特殊設備安裝要求進行適應性設計，對儀器設備合理布局，滿足質量特性的要求。飛行器每個艙段結構采用7075鋁合金進行整體銑削加工，每個艙段之間通過錐套及錐孔實現定位，經上下端面外翻框連接螺栓實現緊固并承受橫向載荷，多U微小飛行器外形尺寸為：300mm×300mm ×300mm，收攏及特性模擬展開狀態(tài)見圖2。飛行器主體結構理論外形尺寸為：280mm×280mm ×300mm，采用分艙式布局，由電源艙、控制艙、載荷艙及折疊展開板組成，見圖3，三個艙段模塊化設計，高度尺寸系列化。其中電源艙高度為100mm，主要用來安裝鋰離子電池組、電源控制器、磁力矩器、測控天線及溫度傳感器等；控制艙是電源艙與載荷艙的過渡艙，高度為80mm，主要用來安裝三軸陀螺、GPS接收機及天線、任務管理組合、反作用飛輪、測控設備等；載荷艙高度為120mm，用于安裝CCD相機、紅外探測器、目標識別設備等載荷及分離信號開關。展開板理論尺寸為：300mm×300mm×10mm，展開狀態(tài)形成較大面積用于在軌遠距離空間特性模擬。

圖2 多U微小飛行器總體示意圖（收攏及展開狀態(tài)）

Fig.2 Overall diagram of multi-U micro-aerospace

圖3 飛行器本體結構布局

2.4 質量特性計算

根據儀器設備布局方案，在Creo中對每個零件進行材料屬性設置，對所有儀器設備進行質量、質心位置及轉動慣量賦值，最后通過設置展開板的裝配角度（0°展開狀態(tài)和90°收攏狀態(tài)）對整個小飛行器起飛狀態(tài)及在軌展開狀態(tài)分別進行質量特性（質量、質心及轉動慣量）計算，見表4。結果表明

a) 通過計算得到多U微小飛行器總質量為21.5kg，其中結構質量為7.15kg，占總質量的33.2%，滿足不超過35%的要求；

b) 橫向質心偏差均在1.5mm以內，結構布局較合理，滿足質心控制要求；

c)慣性積比主慣量小近兩個數量級，滿足慣性積的要求，有利于小飛行器的在軌姿態(tài)控制。

表1 多U微小飛行器質量特性計算結果

3 靜力分析及動特性分析

3.1 有限元模型簡介

利用Creo軟件構建整個飛行器結構實體裝配模型，按照多U微小飛行器工作狀態(tài)，在MSC.Patran中建立展開板收攏和展開兩種狀態(tài)的有限元模型，見圖4，其結構通過Tetmesh(Tet10)實體單元模擬。參數設置為，材料為鋁合金，彈性模量E=68GPa，泊松比ν=0.3。

有限元模型簡化有如下幾點考慮[10-11]

a) 艙內的儀器設備以非結構質量附在主結構上；

b) 收攏狀態(tài)時，由于展開板緊貼于小飛行器本體，對結構的模態(tài)、振型影響較小，因此該狀態(tài)不對展開板進行建模，其質量以非結構質量附在主結構上，其模型總質量約22kg，見圖4 a)；

c) 展開狀態(tài)時，假定展開板與本體的連接為理想剛化模型，采用共節(jié)點方式建模，其模型總質量約22kg，見圖4 b)。

圖4 收攏和展開狀態(tài)有限元模型

3.2 結構靜力分析

多U微小飛行器在發(fā)射階段要承受惡劣的載荷環(huán)境，根據運載火箭的載荷環(huán)境，縱向7.25g，橫向1.25g，最大過載作為輸入，取1.5倍安全系數。本文通過MSC patran中有限元靜力分析計算，飛行器底部固支，設計載荷條件下的變形、應變和應力分布云圖，如圖5、圖6所示，可知

a) 最大合成位移為4.27×10-5m，位于飛行器頂部中心位置，位移分布從中心向四周近乎圓形減小；

b) 最大應變值為1.27×10-4，位于飛行器底部固支處；

c) 最大Von Mises應力值為10MPa，位于飛行器底部固支處，遠小于材料屈服強度，可作為結構高效承載優(yōu)化設計的依據。

圖5 固支收攏狀態(tài)變形和應變分布云圖

圖6 固支收攏狀態(tài)Mises應力分布云圖

3.3 動特性分析

3.3.1自由展開狀態(tài)

多U微小飛行器經彈射筒分離，在軌完成近距離未展開空間特性模擬后，將一直作為遠距離大尺寸空間特性模擬目標，此時展開板呈展開狀態(tài)，因此，模態(tài)分析時自由狀態(tài)主要考慮展開狀態(tài)的模態(tài)振型。經有限元計算可知，飛行器前6階頻率為零，表明有限元模型的連接關系正確，分析了前50階模態(tài)未出現飛行器整體模態(tài)，均為展開板局部振型，飛行器的前幾階主要振型見圖7a)～d)。

3.3.2收攏固支狀態(tài)

考慮到飛行狀態(tài)，飛行器在發(fā)射階段收攏放置在彈射筒內，底部的4個凸面與彈射筒彈簧推板接觸，頂部支撐塊與艙門接觸。與彈射筒沒有采用螺紋連接，為簡化接觸摩擦建模、為保證飛行安全，模態(tài)分析邊界可采用底部固支的偏保守方法，可確保分析結果具有較大的裕度。模態(tài)分析時按飛行器底部固支狀態(tài)進行邊界簡化等效，頂部支撐處施加均布壓力39215Pa。

由于振動能量主要來源于低頻模態(tài)，因此分析主要考慮小飛行器前10階模態(tài)。經有限元計算可知，固支狀態(tài)下，飛行器整體一階橫向為400Hz，滿足整體基頻大于150Hz的要求，其中整體橫向、扭轉及縱向模態(tài)分析見圖8和表2。

圖7 飛行器自由展開狀態(tài)主要振型

表2 前10階模態(tài)(固支狀態(tài))

4 結論

本文基于立方星架構思想，進行了用于空間特性模擬的微小飛行器結構方案設計。基于飛行器艙段模塊化的構型特點，結合各方面設計約束，通過結構三維建模、靜力和動特性有限元分析，獲得了初步質量特性，強度、剛度滿足設計要求，可作為后續(xù)小飛行器結構優(yōu)化的依據和地面環(huán)境試驗條件制定的參考。后續(xù)可將結構效率提升、接觸邊界的連接精確建模作為研究目標，開展輕質高承載結構優(yōu)化設計、邊界條件精細化有限元分析，解決邊界等效差異，釋放余量實現結構高效承載及優(yōu)化。

[1] 李雅男, 孫曉兵, 喬延利, 等.空間目標光學特性模擬實驗研究[J].應用光學, 2009, 30(6):895-899.[Li Yanan, Sun Xiaobing, Qiao Yanli, et al.Experiment of optical characteristic simulation of space target[J].Journal of Applied Optics, 2009, 30 (6): 895- 899.]

[2] 李奇峰, 陳昌亞, 謝亞楠, 等.天基微小衛(wèi)星平臺初步研究[J].航天標準化, 2006(1): 36-40.[Li Qifeng, Chen Changya, Xie Yanan, et al.Preliminary study on space-based microsatellite platform[J].Aerospace Standardization, 2006(1): 36-40.]

[3] 李亮.南理工一號立方星被動熱控設計及其試驗研究[D].南京理工大學, 2016.

[4] 方勃, 丁勇, 張業(yè)偉, 等.微小衛(wèi)星結構設計方法[J].沈陽航空航天大學學報, 2013, 30(5): 37-41.[Fang Bo, Ding Yong, Zhang Yewei, et al.Microsatel-lite structure design method [J].Journal of Shenyang Aerospace University, 2013, 30(5): 37-41.]

[5] 陳昌亞, 王德禹.集主承力結構與大容量儲箱支架于一體的衛(wèi)星主承力筒結構研究[J].空間科學學報, 2005, 25(2): 149-153.[Chen Changya, Wang Deyu.The research on main satellite bobbin cylinder incorporated with main heary structure and bracket of large-volume tank[J].Chinese Journal of Space Science, 2005, 25(2): 149-153.]

[6] 吳妙章, 王建月, 李瑞杰, 等.小衛(wèi)星艙體結構粘彈性阻尼減振優(yōu)化設計[J].強度與環(huán)境, 2015, 42(5): 27-34.[Wu Miaozhang, Wang Jianyue, Li Ruijie, et al.Multi-objective design optimization of viscoelastic damping structures for small satellite applications[J].Structure & Environment engineering, 2015, 42(5): 27-34.]

[7] 陳靖.天巡一號微小衛(wèi)星正樣星結構設計與力學環(huán)境試驗研究[D].南京航空航天大學, 2012.

[8] 肖偉, 陳忠貴, 錢志英.一箭多星發(fā)射直接入軌的衛(wèi)星構型研究[J].航天器工程, 2012, 21(1):43-47.[Xiao Wei, Chen Zhonggui, Qian Zhiying.Study on satellite configuration for one vehicle with Multi-satellites[J].Spacecraft Engineering, 2012, 21(1): 43-47.]

[9] 姜姝羽.微納衛(wèi)星結構設計及其沖擊響應特性研究[D].中國科學院大學, 2016.

[10] 洪良友, 賈亮, 吳艷紅, 等.航天結構動力學模型修正方法研究[J].強度與環(huán)境, 2015, 42(1): 23-30.[Hong Liangyou, Jia Liang, Wu Yanhong, et al.Re-search on systemic method of dynamic model updating concerning aerospace structural[J].Structure & Environment engineering, 2015, 42(1): 23-30.]

[11] 徐衛(wèi)秀, 王淑范, 楊帆, 等.考慮螺紋細節(jié)的螺栓預緊過程仿真分析研究[J].宇航總體技術, 2018, 2(5):50-56.[Xu Weixiu, Wang Shufan, Yang Fan, et al.Study of bolt pre-tightening process based on simulation with thread Details[J].Astronautical Systems Engineering Technology, 2018, 2(5): 50-56.]

Structural Design and Dynamic Characteristics Analysis of Micro-Aerospace for Space Feature Simulation

YANG Zi-peng1PENG Hui-lian1LIU Min2ZHANG Qun1YANG Yong1LIN Hong1

(1 Beijing Institute of Astronautical Systems Engineering, Beijing 100076, China; 2 Beijing Aerospace Ares Technology Co.,Ltd., Beijing 100076, China)

In order to study space feature of visible light, infrared and motion laws of non-cooperative targets such as space debris, it is generally simulated by a micro-aerospace.Therefore, technical requirements are put forward for micro-aerospace structure design in small launch size, large expansion area, light weight, high load bearing and other aspects.Based on the idea of cube sat architecture, the structural scheme of space feature simulation micro-aerospace is designed in this paper.By analyzing the characteristics of satellite configuration design, combined with the constraints of design requirements, launch weight and space constraints, the development scheme of stacked configuration with modular cabin and serialized size is proposed.The structural scheme design and dynamic characteristic analysis of multi-U micro-aerospace are carried out through three-dimensional modeling design and finite element analysis.The analysis results show that the structural scheme is reasonable.At the same time, the strength and stiffness meet the task requirements, which can be used as the basis for structural optimization and ground test environmental conditions.

Feature simulation; Cube sat; Multi-U micro-aerospace; Structural scheme; Finite element analysis

V423.9

A

1006-3919(2021)06-0039-06

10.19447/j.cnki.11-1773/v.2021.06.006

2021-05-27；

2021-08-12

航天系統(tǒng)部專用技術（30506050301）

楊自鵬（1987—），男，高級工程師，碩士，研究方向：空間飛行器設計；（100076）北京9200信箱10分箱43號.