随机振动环境下太阳翼驱动机构强度安全性设计分析研究

朱兴高 卿寿松 陈凤熹 栾家辉 刘庭伟



随机振动环境下太阳翼驱动机构强度安全性设计分析研究

朱兴高 卿寿松 陈凤熹 栾家辉 刘庭伟

（中国航天标准化研究所，北京 100071）

随机振动环境是航天器结构强度设计时考虑的主要因素，等效的准静态设计方法是航天器结构强度设计时采用的主要方法。在研究了用Miles公式法、试验规范法和全频段功率谱密度法计算峰值响应加速度的基本原理和处理方法的基础上，将直接影响航天器结构强度的随机振动载荷等效为准静态的设计载荷。以太阳翼驱动机构为例，采用Miles公式法进行了结构强度仿真计算，仿真结果表明，太阳翼驱动机构主壳体上十二个个螺栓孔边缘处的应力最大，且小于材料的许用应力，满足结构设计要求，为太阳翼驱动机构结构强度设计提供依据。

准静态载荷；太阳翼驱动机构；随机振动；强度设计

1 引言

快速发展的航天事业对航天器驱动机构提供了高可靠长寿命的设计要求，减小航天器的重量，缩短研制周期，提高产品可靠性是对型号研制的必然要求。发射阶段的载荷条件为航天器结构在整个寿命周期中最为恶劣的，主要体现在火箭整流罩外的启动及燃烧不稳定产生的随机振动载荷，载荷通过箭体结构传递到航天器结构上，这都对航天器的强度设计提出了更高的要求。在复杂振动环境下，航天器结构强度设计不足，会影响航天器的性能，甚至导致整个航天器发射失败，然而航天器结构强度设计过足量，就会导致整个航天器平台及其结构部件重量过大，使其发射成本大大增加。因此，随机振动载荷在发射阶段对航天器结构的强度设计影响很大，计算效率很低的传统随机振动算法，不能正确反映型号研制中碰到的实际问题，在设计初期进行简单的粗略计算是其普遍采用的方法，对航天器振动响应只是起到简单的预示等效，正确地给出航天器结构设计的合理载荷是设计初期的首要任务。在航天事业飞速发展的推动下，逐渐形成的航天器随机振动环境下的结构安全强度设计方法逐渐成为型号设计师关注的焦点，其基本原理是将随机振动载荷等效为准静态的设计载荷，而加速度峰值响应等效设计法就是航天领域以及其他行业现在采用的一种普遍方法，是缩短航天器设计周期的重要手段。

2 加速度峰值响应等效的设计法

加速度谱反应了航天器所经历的随机振动载荷，因此，随机振动的加速度响应峰值就为设计载荷所产生的加速度响应。其等效的表达式为：

假设随机振动加速度响应呈零均值的高斯分布，依据随机振动环境的特点，可采用准则计算其峰值，Miles公式法、试验规范法、全频段功率谱密度法等为峰值加速度响应的估算方法。

2.1 Miles公式法

具有单一主模态的系统可以采用Miles公式法，加速度均方根值响应为：

因此，随机振动加速度峰值为:

当结构系统不具有单一主模态时，可采用加权的Mile公式。

（4）

当随机激励的峰值与系统主频率非常接近时，Miles公式的计算结果过于保守，因此在航天器设计初期，Miles公式法为常用的加速度响应计算方法。

2.2 试验规范法

随机振动试验条件中的加速度均方根值乘以3，即得到峰值加速度为：

该方法能正确反映试验条件，其振动载荷不会有增大或减小，容易出现试验载荷过量或者不足的情况出现。

2.3 全频段功率谱密度法

用试验测量的加速度功率谱密度来表达随机振动峰值加速度载荷的方法，称为全频段功率谱法，可以假说20～2000Hz范围内的模态参量对于随机振动载荷有不同的贡献量，其表达式为：

3 太阳翼驱动机构结构强度仿真分析

3.1 SADM的三维模型

太阳翼驱动机构（Solar Array Driving Mechanism 简称SADM）由主轴、前轴承组件（轴承和前轴承座）、后轴承组件（轴承和后轴承座）、电机组件（电机定子和电机转子）、旋变组件（旋转定子和旋转转子）、功率导电环组件（盘环体、上刷架盘）、信号导电环和结构件（主壳体、后壳体、下刷架盘和后盖）等组成。利用三维建模软件构建SADM的三维模型图见图1。

图1 SADM的三维模型

3.2 SADM的有限元模型

SADM各零部件中电机组件、旋变组件和轴承为不锈钢；主轴和轴承座为钛合金；后盖、上刷架盘、下刷架盘、信号环、主壳体和后壳体为铝合金；盘环体为复合材料，各零部件的材料特性如表1所示。

表1 SADM各零部件材料特性

材料牌号弹性模量/MPa密度/kg·m-3泊松比许用强度/MPa 不锈钢9Cr182.06E577500.30980 钛合金TC41.09E544000.33895 铝合金2A127.1E428000.33420 复合材料聚酰亚胺5.03E313800.37400

图2 SADM的离散模型

SADM的零部件结构特征复杂，根据其结构特点选取六面体单元进行离散化处理，将其离散为一系列单元，各单元在节点处相联，相邻单元之间通过TIE连接方式模拟零部件之间的螺栓连接以此来传递力和力矩。模型共计416098个节点和315106个单元。SADM有两个连接法兰，一个在产品的壳体上，与星体上的支架连接；另一个在SADM输出轴端面，与太阳翼根铰连接，当SADM转动时，带动太阳翼一同转动，因此在SADM主壳体的12个螺栓孔进行全约束，SADM的有限元离散模型如图2所示。

以SADM的实际鉴定级随机振动试验最大载荷作为静力学仿真分析输入载荷。随机振动载荷和边界条件如表2所示。

表2 随机振动载荷和边界条件

载荷 鉴定级频率范围/Hz加速度功率谱密度总均方根加速度/m.s—2试验时间/min 10～100+3dB/oct128.1 2 100～6000.2g2/Hz 600～2000-9dB/oct 边界条件：SADM主壳体的12个螺栓孔进行全约束 载荷作用位置：整机整体；作用方向：X、Y、Z

对SADM进行特征级正弦扫频试验（以方向为例），加速度为0.5g（g表示重力加速度，数值为9.8m/s2），频率范围10～2000Hz，得到SADM结构方向的基频为318.6Hz，对应的加速度响应为14.962g，因此，放大因子为：。

航天器的“载荷系数”一般为加速度，“载荷系数”乘以相关航天器或其部件的质量可以求出其惯性力，也就是航天器所受的实际载荷，利用“准静态载荷”的概念来综合考虑航天器所受的各种载荷，主要有静态载荷和动态载荷，动态载荷一般为静态载荷乘以动态系数。根据加速度峰值响应等效的设计方法，获得随机振动峰值加速度，如表3所示。

表3 三种方法计算出的最大响应加速度

方法公式峰值加速度数值/m·s-2 Miles公式法1420.1 试验规范法904.83 全频段功率谱密度法1414.3

通过计算比较，可以看出用Miles公式法进行加速度峰值响应等效时，计算的峰值加速度最大，则用随机振动载荷等效为准静态的设计载荷时的设计裕度大，因此，本文采用此方法进行随机振动环境下结构强度安全设计。

3.3 SADM静力学结构仿真分析

对SADM进行了、、三个方向的结构强度计算，得到、、三个方向上零部件最大应力和最大变形，如表4所示。方向的加载为SADM零部件产生最大应力和变形的载荷方向，SADM的应力、变形云图如图5和图6所示。

表4 静力学仿真结果

加载方向最大应力vonmises最大变形total deformation 应力/MPa位置描述变形/mm位置描述 X89.38主壳体的螺栓孔0.07714后盖边缘处 Y100.4主壳体的螺栓孔0.7015后盖中心处 Z90.46主壳体的螺栓孔0.0771后盖边缘处

图5 Y方向的应力云图

图6 Y方向的变形云图

由以上分析结果可以看出，最大应力位置在SADM主壳体12个螺栓孔边缘处，最大应力为100.4MPa，最大应力小于材料的许用应力，满足材料度要求，最大变形量为0.7015mm，出现在SADM后盖中心处，变形量不大，在弹性范围内，满足设计要求，太阳翼驱动机构结构强度设计合理。

4 结束语

本文研究用Miles公式法、试验规范法和全频段功率谱密度法计算峰值响应加速度的基本原理和处理方法，以太阳翼驱动机构为例，对比了以这三种计算方法将影响航天器结构强度的随机振动载荷等效为准静态设计载荷的特点，采用Miles公式法进行结构强度设计更为合理。通过结构仿真计算结果可以看出，太阳翼驱动机构主壳体上十二个个螺栓孔边缘处的应力最大，且小于材料的许用应力，满足设计要求，为太阳翼驱动机构结构强度安全性设计提供了依据。

1 杨宝宁. 随机振动条件下设计载荷的确定方法[J]. 航天器工程，2006，15(3)：33～37

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6 朱兴高，顾亮，杨聪彬，等. 基于有限元法的某型履带结构强度分析[J]. 制造业自动化，2015(1)：44～46

7 李志来. 离轴三反空间相机外遮光罩组件的研制[J]. 光机电信息，2010，27(12)：99～103

Research on Strength Safety Design for Solar Array Driving Mechanism in Random Vibration Environment

Zhu Xinggao Qing Shousong Chen Fengxi Luan Jiahui Liu Tingwei

(China Astronautics Standards Institute, Beijing 100071)

The random vibration environment is the main factor in the structural strength designing for the spacecraft. The quasi-static design is the main method that used for structural strength during spacecraft designing. The principle and processing method of the Miles Formula Method, Test Specification Method and Full-band Power Spectral Density Method are researched to calculate the peak of response acceleration. The random vibration load, which will directly influence the quality of spacecraft structure, is converted into quasi-static design load. Taking the Solar Array Driving Mechanism as an example, the Miles Formula Method is used to calculate the structural strength. The simulation results show that the stresses of the six bolt holes on main shell of the Solar Array Driving Mechanism is the biggest, which is less than the allowable stress of the material. The design of Solar Array Driving Mechanism is reasonable, and provides a basis for structural strength of the Solar Array Driving Mechanism.

quasi-static load；solar array driving mechanism；random vibration；strength design

国防科工局技术基础（JSZL2015203B030）。

朱兴高（1984），博士后，机械可靠性专业；研究方向：空间驱动机构性能与可靠性一体化设计分析，结构仿真计算。

2017-05-04