鎂合金蒙皮蜂窩板在衛星結構上的應用

周星馳 周徐斌 陶炯鳴 王智磊 劉興天

(上海衛星工程研究所，上海 201109)

鎂合金蒙皮蜂窩板在衛星結構上的應用

周星馳 周徐斌 陶炯鳴 王智磊 劉興天

(上海衛星工程研究所，上海 201109)

為了進一步降低衛星結構質量，采用鎂合金替代鋁合金成為新一代蜂窩結構蒙皮?；赗eissner剪切理論，探究蜂窩結構蒙皮材料變化對單板力學性能的影響?；赑atran-Nastran軟件分析并對比了使用鋁合金和鎂合金蒙皮蜂窩板結構的典型衛星平臺的力學性能。由于余量較大，提出減小面板厚度使結構進一步減重的可能性。試驗結果顯示，衛星在符合設計標準情況下最高減重達30.7%，因此鎂合金蒙皮蜂窩結構值得在衛星中推廣使用。

衛星；輕量化；鎂合金；蜂窩結構

1 引言

衛星質量每降低1 kg，相應的運載火箭質量可以降低200～300 kg[1]，這將極大降低衛星的發射成本。因此，在衛星結構設計中，一般會在滿足系統功能要求的前提下，盡可能降低結構質量。傳統鋁制蜂窩夾層結構正是輕量化設計中的典型構型。但是，衛星用鋁合金蜂窩板的面板厚度最低為0.3 mm，故即便有較大余量的情況下仍然不能做到進一步減重，這已經成為限制衛星進一步減重的關鍵因素。隨著航天技術的發展，衛星各項性能指標日益提高，對衛星結構提出了更加嚴苛的輕量化、高承載等要求，因此為了進一步降低衛星結構質量，開始為蜂窩結構尋找更輕、綜合性能更優的替代材料。

鎂合金是以鎂為主要原料的高性能輕型結構材料，其密度大約是鋁合金的2/3，比強度與牌號相關，部分鎂合金相對于鋁合金具有更高的比強度，如文獻[2]中指出常用鎂合金AZ91D比強度為138 MPa·cm3/g,高于鋁合金A380的116 MPa·cm3/g。除此之外鎂合金還具有更好的阻尼性能與優良導電、防電磁等性能[3]。鎂合金材料目前在衛星的支架類產品以及蜂窩夾層結構的預埋件[4]中已獲得廣泛應用，但作為蜂窩板面板材料的應用在衛星上尚無先例。

與鋁合金蜂窩板不同，現階段很少有針對鎂合金蒙皮蜂窩板的研究。目前，國內僅有大連交通大學對鎂合金蒙皮蜂窩板的制備與力學性能做了初步探索[5-7]，包括彎曲、壓縮性能和隔聲性能，主要通過實驗的手段進行的研究，并沒有運用到相應的工程背景中。

本文為了進一步滿足衛星輕量化的需求，提出用密度更輕的鎂合金替代鋁合金成為新一代蜂窩結構的面板，研究面板屬性更改后對單板及整星性能的影響，對鎂合金蒙皮蜂窩結構在衛星上的應用可行性作出分析。

2 單板力學性能分析

2.1基于Reissner剪切理論的剛度矩陣對比

對稱構造的正方形蜂窩結構板如圖1所示，其上下面板的厚度與材料均一致，幾何尺寸為：邊長L，面板厚度hf，芯層厚度hc。本文中，下標f表示面板屬性，下標c表示芯子屬性。

圖1 三明治夾芯結構示意圖Fig.1 Sandwich structure panel

基于Reissner剪切理論，在蜂窩芯層的橫向剪切模量相等[8]的前提條件下，三明治夾芯結構的拉壓剛度系數A、彎曲剛度系數D、橫向剪切剛度系數C[9]，有

(1)

式中：Ef與μf是面板材料的彈性模量與泊松比；Gc表示蜂窩芯層的橫向剪切模量；Mf表示面板的質量；ρf表示面板材料的密度。表1是鎂鋁合金性能對比表[10-12]，可知，鎂合金彈性模量比鋁合金低，由式(1)可知，幾何尺寸不變的情況下，僅更改面板的材料屬性，對橫向剪切剛度C沒有影響，面內拉壓剛度A與彎曲剛度D都一定程度上減小。

表1 鎂鋁合金性能對比

但是如果允許更改面板厚度，使得夾層結構質量不變前提下，根據表1知鎂合金與鋁合金的比剛度Ef/ρf基本可以認為相同，因此可以認為拉伸剛度A不變。但是由于鎂合金密度比鋁合金小，在保證夾層結構質量一定時，面板厚度hf增加，使得彎曲剛度D與剪切剛度C都有所增加，因此鎂合金替代鋁合金蒙皮在剛度屬性上存在優勢。

進一步，分別使鎂合金和鋁合金蒙皮蜂窩結構的拉伸剛度、彎曲剛度與剪切剛度相等，給出不同芯子厚度的鎂合金與鋁合金蒙皮質量比，如表2所示(鋁蒙皮蜂窩結構面板厚0.3 mm)。

表2 同剛度蜂窩板鎂鋁蒙皮質量比

結果顯示，拉伸剛度相等時，鎂鋁蒙皮的質量相等；但彎曲剛度與剪切剛度相等時，鎂蒙皮結構質量均較輕。因此單板結構在輕量化上存在優勢。

2.2基于Reissner剪切理論的模態對比

王盛春等[13]給出四邊簡支條件下基于Reissner理論的模態求解，基于此，并在蜂窩芯子橫向剪切模量相等的條件下，求得圖1所示蜂窩結構的基頻Ω1公式為

(2)

夾層結構尺寸不變，將面板材料由鋁合金改成鎂合金后，彎曲剛度D減小，剪切剛度C不變，顯然基頻會降低。

保證夾層結構質量一定，將式(1)代入式(2)得到

(3)

此時，Ω12隨著面板厚度hf增加而增大，而等重量的條件下，鎂合金的面板厚度更厚，所以基頻也更高。因此，等質量的前提條件下，使用鎂合金蒙皮的蜂窩結構模態頻率上仍然存在優勢。

基頻與芯子的規格存在較大關系，故本節不討論等基頻下鎂鋁合金蜂窩結構質量對比。

3 鎂鋁蒙皮箱式衛星仿真結果對比

3.1衛星結構介紹

衛星由7塊蜂窩板組成，是典型的箱體式結構。圖2為該箱體式衛星的有限元模型。本節坐標軸定義如下，坐標原點為與分離解鎖裝置相連結構板的一個頂點,X軸指向衛星飛行方向，Z軸指向衛星本體對地結構板，Y軸按照右手定則確定。各結構板主要參數見表3所示(其中芯材規格參數為鋁箔厚度/芯格邊長)，儀器設備安裝在各自結構板上。

圖2 衛星有限元模型Fig.2 Finite element model of satellite

各蜂窩結構板簡化為復合材料殼單元，各板中預埋梁材料T700，簡化為準各向同性復合材料梁單元；將各載荷單機包括太陽陣模型，采用集中質量點等效，通過多點約束(MPC)連接到星體模型上。星上其它儀器設備，如總體電路電纜、總裝直屬件等按非結構質量處理，分布于相應的結構板上?；赑atran-Nastran軟件完成衛星的模態、靜力與正弦掃描分析對比。

3.2質量特性對比

將7塊蜂窩板的蒙皮由鋁合金改為鎂合金后，質量特性對比見表4所示，此時整星結構減重18.6%(0.54 kg)。質心位置變化不大。

表4 質量特性對比

3.3模態對比分析

約束條件為星箭分離面固支，模態特性對比見表5所示，各個振型的模態頻率均減小，但仍符合設計要求。

表5 模態特性對比

3.4靜力對比分析

靜力分析中，設置橫向過載+7.5gn，縱向過載-18gn。(“+”表示壓縮；“-”表示拉伸，下同)

靜力分析對比見表6所示，有限元分析中，鋁合金的許用應力250 MPa，鎂合金許用應力220 MPa(分別為LY12CZ和AZ31-H24的屈服強度)，基于霍夫曼準則求解最小安全裕度。結果顯示鎂合金蒙皮模型的最大變形有所增加，最大應力卻有所減小，同時，最小安全裕度鎂合金略有提高。證明更換蒙皮材料后靜力分析仍符合設計需求。

表6 靜力分析對比

3.5正弦掃描對比分析

以星箭分離面幾何中心作為輸入點，正弦響應輸入條件見表7所示。臨界阻尼系數為0.05。

表7 衛星頻率響應輸入條件

以+Y板太陽陣測點響應為例，兩種模型的正弦響應對比見表8所示，曲線對比見圖3。

表8 典型測點正弦響應對比

結果顯示，鎂蒙皮模型出現明顯的頻率前移的現象。除了Z方向響應增大外，其余方向響應沒有明顯影響。兩種模型的最大應力均小于許用應力，鎂合金模型X與Z方向最大應力略微增加，Y方向卻大幅度減小。

圖3 典型測點正弦響應對比圖Fig.3 Diagram of sinusoidal response contrasts

4 衛星結構進一步減重探索

目前，衛星用鋁合金蜂窩板的面板厚度最低為0.3 mm，故即便有較大余量的情況下仍然不能做到進一步減重。更換為同尺寸鎂合金蒙皮后，該衛星減重已經很明顯，但是設計指標余量仍然較大。0.2 mm鎂蒙皮蜂窩板目前工藝不存在問題，只是成本太高，小規模生產已經實現。而且，國內外研究團隊正在努力降低其生產成本，所以本節基于Patran-Nastran軟件對使用0.2 mm鎂蒙皮蜂窩板的該衛星的模態與靜力做出仿真分析，以探討進一步減重的可能性。

衛星的仿真條件與第3節相同，仿真結果見表9所示，顯示此時衛星模態分析的頻率與靜力分析的最大應力均符合設計指標，而且減重30.7%(0.89 kg)。

表9 Mg-0.2模型仿真結果

5 結束語

本文對比了鎂鋁蒙皮蜂窩結構的力學特性，認為鎂蒙皮蜂窩結構無論是單板還是整星，在輕量化領域均有明顯的優勢。單板結構中，由于等質量時，鎂蒙皮蜂窩性能較優，因此等性能時，鎂蒙皮蜂窩結構質量也較輕。在整星對比中，對于有著較大設計余量的小衛星來說，如本文中的箱體式小衛星，將鋁面板材料更換為鎂合金后，減重為18.6%，進一步將鎂蒙皮厚度減小為0.2 mm時，衛星減重為30.7%，衛星仍符合設計指標。這將大大降低發射成本。因此，用鎂合金替代鋁合金成為新一代蜂窩結構的蒙皮可行，值得在此類小衛星中推廣使用。

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Applications of Magnesium Alloy Skin Honeycomb Sandwich Panel on Satellite

ZHOU Xingchi ZHOU Xubin TAO Jiongming WANG Zhilei LIU Xingtian

(Shanghai Institute of Satellite Engineering, Shanghai 201109, China)

To reduce the weight of the satellite further, magnesium alloy is considered to substitute aluminum alloy skin at aluminum honeycomb sandwich structure panel. The influence of material on the mechanical property of sandwich structure panel is analyzed based on Reissner theory. The mechanical properties of sandwich panel are tested and the mechanical properties of satellite used magnesium/aluminum alloy skin honeycomb sandwich panels are analyzed and compared based on Patran-Nastran software. Because of the margin design, the thickness of skin is considered to decrease so that the weight can be reduced further. The solutions show that the lightening of the satellite is as high as 30.7%，so the magnesium alloy skin honeycomb sandwich panel should be used widely on the satellite.

satellite；light weight；magnesium alloy；honeycomb structure

V414.6

A

10.3969/j.issn.1673-8748.2017.04.008

2017-06-22；

2017-07-28

國家自然科學基金(51505294)

周星馳，女，碩士研究生，研究方向航天器結構設計與研究。Email：zhouxingchi_mx@163.com。

(編輯：張小琳)