某航天电子载荷抗力学环境仿真设计研究.pdf

EnvironmentalTesting环境试验某航天电子载荷抗力学环境仿真设计研究史亮，赖臻泓，满天乐，周星怡，田娜（中国电子科技集团公司第五十二研究所，杭州31112 1）摘要：航天电子载荷是卫星等航天器的重要组成部件，其在发射阶段会受到较强的振动、冲击等力学应力。为保证航天电子载荷在严酷的力学环境下不失效及不被破坏，文中采用AnsysWorkBench软件建立有限元模型，构建其力学仿真模型，进行模态分析、正弦振动、随机振动、冲击等工况下的力学分析，得到结构的固有频率以及各工况下相应的最大应力、屈服极限和安全系数等，该仿真设计方法对航天电子载荷的抗力学环境结构设计有着重要的意义。关键词：航天；电子载荷；抗力学环境；仿真设计中图分类号：TN876.7文献标识码：A文章编号：10 0 4-7 2 0 4(2 0 2 3)0 6-0 0 11-0 6Research on Simulation Design of A Aerospace Electronic Payload ResistanceEnvironmentSHI Liang,LAI Zheng-hong,MAN Tian-le,ZHOU Xing-yi,TIAN Na(China Electronics Technology Group Corporation No 52 Research Institute,Hangzhou 311121)Abstract:Aerospace electronic payloads are important components of spacecraft,and they are subjectedto strong mechanical stresses such as vibration and impact during the launch phase.In order to ensurethat aerospace electronic payloads do not fail in harsh mechanical environments,Ansys WorkBenchsoftware is used to establish a finite element model and its mechanical simulation model.Mechanicalanalysis is conducted under modal analysis,sinusoidal vibration,random vibration,impact and otherworking conditions,and the natural frequency of the structure,as well as the corresponding maximumstress,yield limit,and safety factor under each working condition,are obtained,This simulationanalysis has important significance for the design of the resistance environment structure of aerospaceelectronic payloads.Keywords:aerospace;electronic payload;resistance environment;simulation design引言近年来，全球范围内掀起了探索太空的热潮，各国纷纷投人资源开展航天器的研制，航天电子载荷则是其重要组成部件，是执行具体使命任务的关键设备。由于航天器主要通过运载火箭实现上行，而运载火箭在发射阶段会对航天电子载荷产生较强的振动、冲击等力学应力。因此，其抗力学环境能力直接关系到航天器的正常工作甚至是飞行安全。为保证某航天电子载荷在严酷的力学环境下不失效及不被破坏，需要确保其结构设计满足有关指标要求，能够承受发射阶段的振动、冲击等力学应力环境的考验。本文采用AnsysWorkBench软件建立有限元模型，构建其力学仿真模型，进行模态分析、正弦振动、随机振动、冲击等工况下的力学分析，得到结构的固有频率2023 年 6 月/June 2023 11环境试验检/EnvironmentalTesting以及各工况下相应的最大应力、屈服极限和安全系数等，结果表明该电子载荷的结构设计满足有关力学环境设计要求。通过仿真分析，可以有效提高设计效率、优化设计方案、先期发现设计缺陷，避免在实物检验环节才暴露问题，对航天电子载荷的抗力学环境结构设计有着重要的意义。1航天发射环境分析根据该航天电子载荷所处环境变化情况进行任务分析，研判其可能经历的任务环境和对应的工作方式，以确保载荷产品对全过程中各种工况的适应性。通过任务分析，该航天电子载荷从卫星发射准备到在轨运行终止，将经历包括发射准备、发射、在轨测试、在轨工作四个主要阶段，各阶段的工作方式及工作环境如表1所示。由上述分析可知，该航天电子载荷在卫星发射阶段，单机不加电，但在这个过程中载荷产品需要承受较强的振动、冲击等力学应力环境的考验。因此，本载荷产品抗力学环境设计主要满足于发射阶段的环境要求，应充分考虑整体结构和模块安装等因素，进行包括抗振动和冲击在内的抗力学环境设计，提高载荷产品结构刚强度，满足环境条件对抗振动和冲击等结构力学性能的要求，以适应发射阶段的工况。为验证该载荷产品可满足发射阶段所要经受的振动冲击等力学环境要求，用户提出了振动冲击相关检验试验项目，包括正弦振动试验、随机振动试验、冲击试验等，具体试验指标见表2 4。2抗力学环境总体设计该航天电子载荷采用用户定制的结构形式，由主控模块A和主控模块B两个独立模块拼接组合而成，并通过互联模块进行信号互联，整体采用两侧底部的安装支脚与系统平台安装固定，如图1所示。该航天电子载荷在设计过程中严格按照相关设计规范和标准要求，采取措施提高载荷产品抗力学环境能力，主要通过以下手段进行抗振隔冲设计：表1任务剖面表序号任务阶段工作方式按规定进行性1发射准备2发射3在轨测试4在轨工作表2 正弦振动试验条件频率范围验收级(1020)Hz6.25 mm(0-P)(20100)Hz10g扫描率4oct/min加载方向表3随机振动试验条件频率范围验收级(10100)Hz+6 dB/oct(100800)Hz0.1 g/Hz(8002000)Hz-15dB/oct总均方根值9.64Grms加载时间1min加载方向表4冲击响应谱试验（Q=10）试验项目(100600)Hz频率范围(6004000)Hz加载方向每个轴向冲击次数1）模块冷板采用厚度2 5mm的铝合金板材铣削加工而成，盖板采用厚度不小于4mm的铝合金板材铣削加工而成，为降低模块重量的同时保留一定密度的加强筋保证其整体强度；2）印制板主体安装在冷板和盖板之间，并采用紧固工作环境发射场现场实验室条件能检查不工作工作工作振动幅值准鉴定级8.13 mm(0-P)10 mm(0-P)13g16g4oct/min2 oct/min三个轴向功率谱密度准鉴定级+6dB/oct0.16 g*/Hz-15dB/oct12.19Grms1min三个轴向验收级准鉴定级鉴定级6dB/oct700g1 000g1.000g三个轴向11振动、冲击、低真空真空、热、辐射、单粒子真空、热、辐射、单粒子鉴定级鉴定级+6 dB/oct0.25 g/Hz-15 dB/oct15.24 Grms2min212环境技术/Environmental TechnologyEnvironmentalTesting环境试验表5材料力学参数数据表零部件机箱、面板定位销、松不脱螺钉材料牌号5A05316L弹性模量E(MPa)70000195000泊松比密度p（t/m m)0.332.651090.37.98109屈服极限0 0.2（MPa)130177强度极限0（MPa)315480件进行固定，严格控制螺钉间距，减小安装内应力；3）安装集成块、分离元器件的印制板上采取粘接加强或灌封等措施，以提高其刚度和阻尼，并对质量大于5g的器件进行单独加固处理（机械固定、粘胶固定、局部灌封固定等）；4）模块使用的紧固件和电连接器都进行防松加固措施；5）对于某些抗振能力较差的元器件，加绝缘减振衬垫局部减振。3仿真计算3.1仿真建模1）坐标系设定设定坐标原点为设备重心；X轴与设备左右向构造水平线平行，+X向右；Y轴为设备前后向，+Y向前；Z轴为上下向，+Z向上。2）材料设定表5显示了建模中所用材料的力学参数。3）有限元模型采用AnsysWorkBench软件建立有限元模型，以下分析也基于该软件。详细操作过程请参考PATRAN帮助文档或相关教程。将该航天电子载荷模型根据实际安装情况安装在机架上，在运算时同机箱一起进行计算，在仿真前对模型进行简化，去除不影响结构强度和刚度的倒角以及一些航插等安装孔。内部各零件相互之间连接采用Bond连接方式。图2 显示了有限元模型简化后的网格划分模型。模型共包含40 0 8 34个节点，2 16 92 3个单元。3.2模态分析利用AnsysWorkBench中的Analysus Systems模块对外接口主控模块B主控模块A图1载荷整体外形效果图0.00100.00(mm)50.00图2 有限元模型示意图表6 模型前10 阶模态频率表阶次频率(Hz)1684.5121210.131278.841308.151308.4ANSYSR15.0阶次频率(Hz)61 372.171422.581427.391459101 470.12023年6 月/June 202313环境试验拉/EnvironmentalTestingModal计算有限元模型的固有频率和振型，表6 列出了前10 阶固有频计算结果，图3显示了机箱的前六阶振型图，40 0 0 Hz以内共包括6 7 阶模态。可见，模型的第一阶固有频率为6 8 4.51Hz。3.3正弦振动分析1）振动加速度谱正弦振动试验条件如前表2 所示。2）计算结果图4显示了载荷机箱X/YIZ向的谐响应应力云图。B:ModalType:Totai DeformationTotal DeformationFrequency.684.51HzUnitmm201:8-5-29:16:24199.35Max179.41159.48139.54119.6199.67479.73959.80439.8719.935OMin可见，X向的谐响应应力最大值约0.499MPa，出现在机箱左右两侧与机架的连接位置；Y向的谐响应应力最大值约0.12 9MPa，出现在机箱盖板中部偏上侧位置；Z向的谐响应应力最大值约1.6 33MPa，出现在机箱盖板中部偏下侧位置。3）结果评估针对应力计算结果，采用公式（1）所示的安全系数公式评估强度安全。表7 归纳了上述三种计算工况下安全系数。可见，三个方向的安全系数均大于1，满足振B:ModalANSYSType Total DefomationTotalDeformation2R15.0Frequency.1210.1HzUnit:mm2018-5-2916:24183.02Max162.68142.35122.01101.6881.34161.00640.6720.335OMinANSYSB:ModalTotal Deformation3R15.0Type:Total DeformallonFrequency.1278.8HzUnit:mm2018-5-29:16:24189.97Max168.87147.76126.65105.5484.43363.32542.21721.108OMinANSYSR15.00.00(a)第一阶振型图B:ModalTotal Deformation.4Type:Total DeformallonFrequency.1308:1HzUnitmm2018-5-2916:24254.79Max226.48198:17169.86141.55113:2484.92956.61928.31OMin100.00(mm)50.000.00(b）第二阶振型图B:ModalANSYSTotalDeformation5Tpe:TotalDeformationR15.0Frequency:1308.4HzUnit:mr2018-5-2916:25212.84Max189.2165.55141.9118:2594.59870.94847.29923.649OMin100.00:(mm)50.000.00(c）第三阶振型图ANSYSB:ModalTotal Deformation6R15.0Type:-Total DeformationFrequency.13721Hz2018-5-2916:25Unit:mm183.61Max163.21142.81122.4110281.60461.20340.80220.401OMin100.00(mm)50.00ANSYSR15.00.00(d)第四阶振型图D:HarmonicResponseEquivalentVvon-Mises）St r e s s-箱体盖板-转控板调试口盖板-调试口盖板-模快盖板模块底摄Type:Equivalentvon-Mises)StressFrequency.100,HzSweeping Phase:o.:UnitMPa2018-5-29:18:430.49941Max0.443920.388440.332950.277470.221980.16650.055530.111014.5321e-5Min100.00(mm)50.000.00(e）第五阶振型图图3第一至第六阶振型图D:HarmonicResponseEealeuroonise）s t e s 童体盖板：转换板调式口盖板-调式口盖板-模块盖板-模块鼻板用印制DType:Equivalent(von-Mises)Stressrequency.100.HzSweeping Phase:o.:UnitMPa2018-5-29.19:150.12919Max0.114840.100480.0861280.0717750.0574210.0430680.0143610.0287147.538e-6Min100.00(mm)50.000.0050.00(f）第六阶振型图Eauralentaonmises)sres：精件盖板-转撞板：调式口盖板;调式口盖板模块盖板模块席摄目制场印带D:HarmonicResponseType;Equivalent(von-Mises)StressR15.0Frequency.100,HzSweeping Phase:.-Unit:MPa2018-5-29.19:481.6331Max1.45171.27031.08890.907550.726170.54480.363420.182040.00066536Min100.00(mm)R15.0(a)X向(b)Y向图4机箱谐响应应力云图(c)Z向14环境技术/Environmental TechnologyETestingnvironmental环境试验动功能强度安全要求。n=130RMS3.4随机振动分析1）随机振动试验条件随机振动试验条件如前表3所示。2）计算结果图5显示了机箱X/Y/Z向的vonMises均方根应力云图。可见，X向的3倍均方根应力最大值约1.7 2 7 MPa，出现在前面板与机架的连接位置；Y向的3倍均方根应力最大值约0.50 2 MPa，出现在盖板中部位置；Z向的3倍均方根应力最大值约2 6.342 MPa，出现在盖板中部位置。3）结果评估针对应力计算结果，采用公式（1）所示的安全系数公式评估强度安全。表8 归纳了上述三种计算工况下安全系数。可见，三个方向的安全系数均大于1，满足振动功能强度安全要求。01n=30RMS3.5冲击试验1）冲击试验条件表7 正弦振动仿真分析安全系数表O RMS30RMS屈服极限分析工况危险部位(MPa)X机壳0.166Y盖板0.0430.129盖板0.5441.633冲击试验条件见前表4。(1)2）分析过程采用瞬态响应计算模块，计算冲击时域响应。X、Y、Z三个方向均要计算。在Details of“Random setting”中建立冲击加速度时间历程，在约束节点处施加该加速度场。计算设置时，应保证40 0 0 Hz以内所有振动模态均参与计算；设置时间步长为0.2 ms，计算时间长度为33ms；各阶模态阻尼比（MSC.Patran中为临界阻尼比Crit.Damp）设置为0.0 2 5。3）计算结果提取应力最大时刻的应力计算结果，图6 显示了X/Y/Z向冲击下载荷vonMises应力云图。可见，X向应力最大值约30.48 1MPa，出现在机箱与机架的连接位置；Y向应力最大值约7.6 6 6 MPa，出现在盖板中部偏上位置；Z向应力最大值约98.90 3MPa，出现在盖板中部偏下位置。4）结果评估针对应力计算结果，采用公式（2）所示的安全系数公式评估强度安全。表9归纳了上述三种计算工况下安（2)全系数。可见，3个方向冲击时的安全系数均大于1，满足冲击强度安全要求。表8 随机振动仿真分析安全系数表O RMS30RMS屈服极限安全系数分析工况危险部位(MPa)(MPa)0.499130130130安全系数(MPa)(MPa)260.52X1007.75Y79.61Z(MPa)机壳0.5761.727盖板0.1670.502盖板8.7826.34213013013075.28258.964.94Type:EqulvalentStreEaoralemstes箱体盖板-转接板-调试口盖板：调试口盖板-模快盖板-模块底板B印制质前调Type:Equivalent StressScaleFactorValue:3SigmaR15.0Probabllty.99.73%Unit MPaTime:02018-5-29.16:091.7266 Max1.53481.3431.15120.959360.767550.575740.383940.192130.00032563MimEreai S高体盖板-转接板-调式口盖板:调式口盖板、块盖板:模块底核B:印制低时孕底板ScaleFactorValue:3SigmaType.EquivalentStressScaleFactorValue:3sigmaR15.Probabilty.99.73%Probabilty.99.73%Unit:MPaUnit:MPaTime:0TIime:02018-5-2916:232018-5-2915:5426.342Max0.50245Max0.446630.390820.3350.279180.223360.167550.111730.0559129.4096e-5MinR15.023.41620.4917.5641463711.7118.78515.8592.93280.0066798 Min(a)X向(b)Y向图5vonMises均方根应力(c)Z向2023年6 月/June 202315环境试验拉/EnvironmentalTestingC:TransientStructuralEguseutlonmsea)sree.糖盖板-转接板-调试口盖板-调式口盖板-模块盖板-模块降病对Type.Equvalent(von-Mises)StressUnitMPaTime:2.e-0022018-5-29.16:5130.481Max27.09523.70820.32216.93513.54910.1626.77573.38920.0027312MinTranshatStructuralEsurletoarmsea)stes-糖体盖板-转接板-调试口盖板-调试口盖板-模块盖板-模块降抗甲Type:Equlvalent(von-Mises)StressR15UnitMPaTime.2.e-0022018-5-29.16:457.8665Max6.99256.11855.24454.37053.49652.62251.74850.874510.00050511Min:TransisientStructuralType.Equlvalent(von-Mises)StressR1UnitMPaTime:2.e-0022018-5-2916:3798.903Max87.91876.93365.94854.96343.97832.99322.00911:0240.038662MinR15.0(a)X向(b)Y向图6 时域最大vonMises应力(c)Z向参考文献：1吴文志，程林，张平，等.某星载雷达电子设备的刚强度有限元分表9功能性冲击试验仿真分析安全系数计算结果表分析工况部位X机壳30.481Y盖板7.666Z盖板98.903表10 最大应力及安全系数汇总表试验条件方向最大应力(MPa)X向0.499正弦振动Y向Z向X向随机振动Y向Z向X向冲击Y向2向7=1max4结果分析通过以上仿真计算，得到各试验条件下的最大应力及安全系数如表10 所示。由上表可知，该航天电子载荷在所有方向上的振动、冲击试验安全系数均大于1，可以满足强度安全要求。5结束语本文通过仿真建模、模态分析和对正弦振动、随机最大应力屈服极限安全系数(MPa)(MPa)130130130安全系数位置260.52机壳0.1291007.751.63379.611.72775.280.502258.9626.3424.9430.4814.267.66616.9698.9031.31振动、冲击等工况下的力学分析，得到结构的固有频率4.26以及各工况下相应的最大应力、屈服极限和安全系数等，16.96可以有效提高设计效率、优化设计方案、先期发现设计1.31缺陷，避免在实物检验环节才暴露问题，对航天电子载荷的抗力学环境结构设计有着重要的意义。盖板盖板机壳盖板盖板机壳盖板盖板(3)析J.电子机械工程，2 0 16(6):56-59.2刘树斌，闻月娇，王志成某星载电子设备的动态响应分析J机电产品开发与创新，2 0 14,2 7(4):10 6-10 7.3吴孟武，黄春江某星载电子设备的力学仿真分析J.电子机械工程,2 0 15,31(4):49-56.作者简介：史亮（198 3.4-），男，本科，高级工程师，主要研究方向：从事特种电子装备结构与加固技术研究、综合计划及项目管理工作。赖臻泓（198 9.6-），男，本科，工程师，主要研究方向：从事特种电子装备综合管理工作。满天乐（198 9.3-），男，本科，工程师，主要研究方向：从事特种电子装备综合管理工作。周星怡（1997.6-），女，本科，助理工程师，主要研究方向：从事特种电子装备技术研究及科技管理工作。田娜（1991.4-），女，硕士，工程师，主要研究方向：从事特种电子装备技术研究及科技管理工作。16环境技术/Environmental Technology