某航天電子載荷抗力學環境仿真設計研究

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，是執行具體使命任務的關鍵設備。由于航天器主要通過運載火箭實現上行，而運載火箭在發射階段會對航天電子載荷產生較強的振動、沖擊等力學應力。因此，其抗力學環境能力直接關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環境下不失效及不被破壞，需要確保其結構設計滿足有關指標要求[1]，能夠承受發射階段的振動、沖擊等力學應力環境的考驗。

本文采用Ansys WorkBench軟件建立有限元模型，構建其力學仿真模型，進行模態分析、正弦振動、隨機振動、沖擊等工況下的力學分析，得到結構的固有頻率以及各工況下相應的最大應力、屈服極限和安全系數等，結果表明該電子載荷的結構設計滿足有關力學環境設計要求。通過仿真分析，可以有效提高設計效率、優化設計方案、先期發現設計缺陷，避免在實物檢驗環節才暴露問題，對航天電子載荷的抗力學環境結構設計有著重要的意義。

1 航天發射環境分析

根據該航天電子載荷所處環境變化情況進行任務分析，研判其可能經歷的任務環境和對應的工作方式，以確保載荷產品對全過程中各種工況的適應性。通過任務分析，該航天電子載荷從衛星發射準備到在軌運行終止，將經歷包括發射準備、發射、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境如表1所示。

表1 任務剖面表

由上述分析可知，該航天電子載荷在衛星發射階段，單機不加電，但在這個過程中載荷產品需要承受較強的振動、沖擊等力學應力環境的考驗。因此，本載荷產品抗力學環境設計主要滿足于發射階段的環境要求，應充分考慮整體結構和模塊安裝等因素，進行包括抗振動和沖擊在內的抗力學環境設計，提高載荷產品結構剛強度，滿足環境條件對抗振動和沖擊等結構力學性能的要求，以適應發射階段的工況[3]。

為驗證該載荷產品可滿足發射階段所要經受的振動沖擊等力學環境要求，用戶提出了振動沖擊相關檢驗試驗項目，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 沖擊響應譜試驗（Q=10）

2 抗力學環境總體設計

該航天電子載荷采用用戶定制的結構形式，由主控模塊A和主控模塊B兩個獨立模塊拼接組合而成，并通過互聯模塊進行信號互聯，整體采用兩側底部的安裝支腳與系統平臺安裝固定，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計過程中嚴格按照相關設計規范和標準要求，采取措施提高載荷產品抗力學環境能力，主要通過以下手段進行抗振隔沖設計：

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，減小安裝內應力；

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）坐標系設定

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

2）材料設定

表5顯示了建模中所用材料的力學參數。

表5 材料力學參數數據表

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幫助文檔或相關教程。

將該航天電子載荷模型根據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，去除不影響結構強度和剛度的倒角以及一些航插等安裝孔。內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格劃分模型。模型共包含400 834個節點，216 923個單元。

圖2 有限元模型示意圖

3.2 模態分析

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階固有頻計算結果，圖3顯示了機箱的前六階振型圖，4 000 Hz以內共包括67階模態。

圖3 第一至第六階振型圖

表6 模型前10階模態頻率表

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）計算結果

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

圖4 機箱諧響應應力云圖

3）結果評估

針對應力計算結果，采用公式（1）所示的安全系數公式評估強度安全。表7歸納了上述三種計算工況下安全系數?？梢?，三個方向的安全系數均大于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）計算結果

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

3）結果評估

針對應力計算結果，采用公式（1）所示的安全系數公式評估強度安全。表8歸納了上述三種計算工況下安全系數?？梢?，三個方向的安全系數均大于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

采用瞬態響應計算模塊，計算沖擊時域響應。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，在約束節點處施加該加速度場。計算設置時，應保證4 000 Hz以內所有振動模態均參與計算；設置時間步長為0.2 ms，計算時間長度為33 ms；各階模態阻尼比（MSC.Patran中為臨界阻尼比Crit.Damp）設置為0.025。

3）計算結果

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

圖6 時域最大von Mises應力

4）結果評估

針對應力計算結果，采用公式（2）所示的安全系數公式評估強度安全。表9歸納了上述三種計算工況下安全系數?？梢姡?個方向沖擊時的安全系數均大于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計算結果表

4 結果分析

通過以上仿真計算，得到各試驗條件下的最大應力及安全系數如表10所示。

表10 最大應力及安全系數匯總表

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

5 結束語

本文通過仿真建模、模態分析和對正弦振動、隨機振動、沖擊等工況下的力學分析，得到結構的固有頻率以及各工況下相應的最大應力、屈服極限和安全系數等，可以有效提高設計效率、優化設計方案、先期發現設計缺陷，避免在實物檢驗環節才暴露問題，對航天電子載荷的抗力學環境結構設計有著重要的意義。