基于有限元的太陽翼驅動機構結構強度分析驗證

朱興高 欒家輝 代永德

摘要：為研究空間驅動機構在力學和熱學環境下的結構強度，提出一種強度分析驗證方法。以太陽翼驅動機構為例，在隨機振動載荷和熱載荷作用下，研究機構強度設計是否滿足要求。利用HyperWorks和Abaqus構建有限元模型，借助振動掃頻試驗數據完成模型的有效性驗證，開展隨機振動分析和熱學分析，并對分析結果進行合理性判斷。結果表明：應力強度最大值均在安全設計裕度內，太陽翼驅動機構結構強度滿足設計要求。該驗證方法可有效指導產品設計、降低研制費用和縮短研制周期。

關鍵詞：太陽翼驅動機構;結構強度;模型驗證;隨機振動;熱真空;熱循環;有限元

中圖分類號：V414.1

文獻標志碼：B

文章編號：1006-0871（2019）02-0011-04

0?引?言

航天器在發射和在軌運行過程中經歷劇烈的振動環境和熱學環境。隨機振動激勵來自于發動機的不穩定燃燒引起的推力脈動和相關設備的不平衡旋轉導致的結構振動等。[1-2]熱環境應力來自于空間外部熱流和航天器自帶的電機、導電環和其他帶熱源的部組件。隨機振動環境和熱學環境因素是航天產品設計開發過程中必須考慮的重要因素。在設計初期采用仿真方法開展結構強度分析驗證，找到產品結構的薄弱環節，有利于結構的改進和優化，縮短產品研發周期和降低生產成本。[3-4]

1?有限元模型構建與驗證

1.1?模型驗證流程

太陽翼驅動機構為典型空間機電結構，存在多處螺栓連接，各個零部件使用特殊的航天材料，這些結構特征導致分析模型的結構阻尼和材料阻尼具有不確定性，在設計階段難以提供準確的模態阻尼參數。[5-7]因此，可以用模態阻尼參數驗證有限元模型的準確性。太陽翼驅動機構結構強度分析驗證流程見圖1。在驗證模型正確的基礎上，開展隨機振動分析和熱分析。仿真結果可以驗證結構強度設計的合理性，同時可以指導測試的實施。

1.2?有限元模型

1.2.1?模型離散

太陽翼驅動機構由主軸、前軸承組件（軸承和前軸承座）、后軸承組件（軸承和后軸承座）、電機組件（電機定子和電機轉子）、旋變組件（旋轉定子和旋轉轉子）、功率導電環組件（盤環體和上刷架盤）、信號導電環和結構件（主殼體、后殼體、下刷架盤和后蓋）等組成。太陽翼驅動機構的零部件結構特征復雜，在HyperWorks中選取六面體單元將其離散為一系列單元，各單元在節點處相關聯。相鄰單元之間通過TIE連接方式模擬零部件之間的螺栓連接，傳遞力和力矩。太陽翼驅動機構有2個連接法蘭：一個在產品的殼體上，與星體上的支架連接;另一個在太陽翼驅動機構輸出軸端面上，與太陽翼根部鉸鏈連接。太陽翼驅動機構會帶動太陽翼一同轉動，因此對太陽翼驅動機構主殼體的12個螺栓孔進行全約束，添加材料特性參數，得到太陽翼驅動機構的有限元模型，見圖2。

1.2.2?模型修正

對太陽翼驅動機構進行特征級正弦掃頻試驗。以y方向為例，設定加速度為0.500g（g取9.8 m/s2），頻率范圍為10～2 000 Hz，得到太陽翼驅動機構結構y方向的基頻為318.6 Hz，對應的加速度響應為14.962g，放大因子Q=14.926g/0.500g=29.924。模態阻尼比與動態放大因子互為倒數，因此得到系統的模態阻尼比為0.033。

有限元模型需要根據試驗數據進行修正。對有限元模型進行y方向的正弦振動仿真分析，設定加速度為0.500g，頻率范圍為10～2 000 Hz，模態阻尼比為0.033，仿真計算得到太陽翼驅動機構結構y方向的基頻為310.0 Hz，加速度響應為14.592g。計算頻率響應點的誤差為2.70%，響應值的誤差為2.47%，都小于5.00%，在工程誤差允許范圍之內，驗證構建的有限元模型合理有效，可以開展后續的仿真計算。[8]

2?數字化仿真

2.1?隨機振動仿真分析

在太陽翼驅動機構結構設計過程中進行隨機振動仿真分析，能有效預測結構關鍵部位在力學環境下的響應，為機構順利通過力學環境試驗提供參考。[9-12]太陽翼驅動機構隨機振動激勵載荷由力學環境試驗條件確定。隨機振動仿真分析條件見圖3。

太陽翼驅動機構整體結構關于xOy平面對稱，所以可以只研究結構在x和y方向上的響應。太陽翼驅動機構隨機振動仿真分析結果見表1，應力云圖和加速度響應曲線分別見圖4～7。

由以上分析可以看出：結構最大應力出現在x方向，最大應力為59.43 MPa，小于材料的許用應力400 MPa，若取安全因數為6.73，則不會在峰值應力下發生破壞，滿足結構強度要求。x方向為結構加速度響應最大值的方向，加速度均方根為796.94 m/s2，加速度均方根放大倍率為6.35，小于10，在安全裕度范圍內，說明結構具有足夠高的剛度和強度，安全性好，在力學環境下結構設計合理。

2.2?熱學仿真分析

熱學仿真分析主要針對太陽翼驅動機構產品在熱循環和熱真空條件下的溫度分布情況進行分析。根據產品的鑒定級試驗條件，確定熱循環和熱真空下的溫度場曲線，分別見圖8和9。

熱循環下的熱分布和熱應力云圖分別見圖10和11。

由此可知：在施加熱循環條件下，太陽翼驅動機構的最高溫度出現在盤環體上，最高溫度為245.6 ℃，最低溫度為148.5 ℃;高溫下的最大熱應力出現在旋變組件位置，大小為402.6 MPa，低溫下的最大熱應力出現在軸承座上，大小為372.5 MPa，均小于材料的許用應力，說明在熱循環下結構設計合理。

熱真空下的熱分布和熱應力云圖分別見圖12和13。

在熱真空條件下，太陽翼驅動機構的最高溫度和最大熱應力均出現在盤環體上：在70 ℃溫度場，機構的最高溫度為268 ℃，最大熱應力為363.0 MPa;在-35 ℃溫度場，機構的最高溫度為183 ℃，最大熱應力為262.1 MPa。熱真空條件下的最大熱應力均小于材料的許用應力，說明結構設計合理。

3?結束語

提出一種結構強度分析驗證方法，建立太陽翼驅動機構的有限元模型，并通過試驗驗證其有效性。利用HyperWorks和Abaqus計算太陽翼驅動機構在隨機振動環境和熱環境下的結構強度，結果認為盤環體為強度薄弱環節，太陽翼驅動機構結構設計合理。該方法在產品設計前期節約時間和成本，為類似產品設計提供參考。建模精度在很大程度上取決于計算機性能和設計師的專業水平，有關模型更精確的驗證還需要更多的試驗數據支撐。

參考文獻：

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（編輯?武曉英）