AMS-02航天器熱控系統(tǒng)結(jié)構(gòu)測(cè)試件結(jié)構(gòu)分析與優(yōu)化研究.pdf

1、隨著航空航天技術(shù)的發(fā)展，高效、經(jīng)濟(jì)、可靠地構(gòu)建航天器受到了越來(lái)越廣泛的重視。航天器的熱控制系統(tǒng)用以保證其組件在各自的溫度范圍內(nèi)運(yùn)行，因此熱控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)的好壞是航天器能否在太空中正常運(yùn)行的關(guān)鍵。本文以大型航天探測(cè)器阿爾法磁譜儀(Alpha Magnetic Spectrometer,AMS-02)的熱控制系統(tǒng)結(jié)構(gòu)為研究對(duì)象，以?xún)?yōu)化結(jié)構(gòu)與減輕重量為目標(biāo)，提出和完善了這類(lèi)航天探測(cè)器熱控制系統(tǒng)結(jié)構(gòu)分析和優(yōu)化的理論與方法，并進(jìn)行了試驗(yàn)研究。有限元

2、分析結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果吻合良好，驗(yàn)證了本文分析方法在優(yōu)化設(shè)計(jì)中的有效性，為同類(lèi)航天器熱控制系統(tǒng)的設(shè)計(jì)提供了可靠的工程依據(jù)。
　　 AMS-02熱控制系統(tǒng)共有兩套：飛行件和結(jié)構(gòu)測(cè)試件。飛行件是被安裝到國(guó)際空間站上的組件，包括RAM側(cè)和WAKE側(cè)兩部分，每側(cè)熱控制部分包括主散熱板、Tracker散熱板、支架、連接件和電子箱等。熱控制系統(tǒng)結(jié)構(gòu)測(cè)試件用來(lái)論證熱控制系統(tǒng)飛行件的設(shè)計(jì)、結(jié)構(gòu)分析、制造和裝配等關(guān)鍵技術(shù)，并通過(guò)測(cè)試對(duì)熱控制系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)

3、進(jìn)行校核驗(yàn)證。本文的主要研究?jī)?nèi)容如下：
　　 (1)熱控制系統(tǒng)結(jié)構(gòu)測(cè)試件的設(shè)計(jì)。本研究首先在保證AMS-02熱控制系統(tǒng)結(jié)構(gòu)測(cè)試件對(duì)飛行件的結(jié)構(gòu)分析和測(cè)試的等效性、滿(mǎn)足熱控制系統(tǒng)結(jié)構(gòu)測(cè)試件的結(jié)構(gòu)形式、基本尺寸和物理屬性等與飛行件保持一致和等效的前提下，對(duì)已有熱控制系統(tǒng)飛行件的設(shè)計(jì)進(jìn)行了簡(jiǎn)化，設(shè)計(jì)了其整個(gè)結(jié)構(gòu)測(cè)試件。物理屬性對(duì)比結(jié)果表明，結(jié)構(gòu)測(cè)試件和飛行件具有很好的一致性，確保了本文針對(duì)結(jié)構(gòu)測(cè)試件的分析、測(cè)試和優(yōu)化對(duì)飛行件的最終設(shè)計(jì)

4、能提供準(zhǔn)確、合理的參考和指導(dǎo)。
　　 (2)熱控制系統(tǒng)電子箱及散熱板的熱分析。選擇精度較高的Crank-Nicholson有限差分方法的隱式算法作為求解器，完成了AMS-02散熱板和電子箱的熱模擬計(jì)算。同時(shí)考慮減小散熱板的溫度梯度和控制質(zhì)量增加等因素，優(yōu)化了散熱板內(nèi)的熱管布置，解決了電子箱過(guò)熱的問(wèn)題，得到了極限冷工況和極限熱工況下熱控制系統(tǒng)在運(yùn)行和非運(yùn)行兩種狀態(tài)時(shí)的溫度分布，為隨后的熱控制系統(tǒng)結(jié)構(gòu)測(cè)試件的結(jié)構(gòu)分析和優(yōu)化打下了基礎(chǔ)

5、。
　　 (3)熱控制系統(tǒng)結(jié)構(gòu)測(cè)試件的模態(tài)分析。航天器要被運(yùn)載火箭發(fā)射到外太空，其自身固有的動(dòng)態(tài)特性是航天器動(dòng)態(tài)特性?xún)?yōu)化的基礎(chǔ)，也是判斷其固有頻率是否遠(yuǎn)離運(yùn)載工具固有頻率的依據(jù)。本研究分析了WAKE側(cè)和RAM側(cè)熱控制部分前11階模態(tài)特性，提供了各階固有頻率和有效質(zhì)量超過(guò)5％的模態(tài)振型。由模態(tài)分析結(jié)果可知，WAKE側(cè)和RAM側(cè)熱控制部分結(jié)構(gòu)測(cè)試件的固有頻率與其飛行件的固有頻率相差很小，這表明所設(shè)計(jì)的熱控制系統(tǒng)結(jié)構(gòu)測(cè)試件與飛行件的固

6、有振動(dòng)特性相近。RAM側(cè)熱控制系統(tǒng)結(jié)構(gòu)測(cè)試件與WAKE側(cè)熱控制部分結(jié)構(gòu)測(cè)試件的低階模態(tài)振型相似。兩側(cè)的一階振型主要是在主散熱板底部的一階彎曲，這主要是由于該處電子箱質(zhì)量較大，而連接電子箱的連接件較薄、剛性較差引起。第二階振型為底部主散熱板的整體扭擺，特別是在底部支架與整體支架相連約束處的散熱板和電子箱，局部振幅較大。第三階振型主要是主散熱板和上部電子箱的彎曲，與第一階振型的成因類(lèi)似。對(duì)于這些低階振型中振幅較大的區(qū)域，電子箱連接件的厚度應(yīng)

7、加大，以滿(mǎn)足剛度要求。另外，兩側(cè)Tracker散熱板整體扭擺變形較大。RAM側(cè)和WAKE側(cè)熱控制部分主散熱板分別從第5階和第4階模態(tài)振型起振幅逐漸降低，只是在局部有幅值較大的振動(dòng)變形。
　　 另外，AMS-02熱控制系統(tǒng)在生命周期內(nèi)將經(jīng)歷發(fā)射、在軌運(yùn)行和著陸三種工況下的載荷。本文利用AMS-02與運(yùn)載工具的載荷耦合分析結(jié)果，確定了其靜力學(xué)分析中的設(shè)計(jì)載荷系數(shù)。設(shè)計(jì)載荷系數(shù)用沿AMS-02坐標(biāo)系三個(gè)坐標(biāo)軸方向的重力加速度和角加速度

8、等效表示。
　　 (4)熱控制系統(tǒng)結(jié)構(gòu)測(cè)試件靜力學(xué)分析及其測(cè)試。利用載荷分析中得到的設(shè)計(jì)載荷，以MSC.NASTRAN中的線性靜力分析求解器對(duì)AMS-02熱控制系統(tǒng)結(jié)構(gòu)測(cè)試件進(jìn)行了靜力學(xué)分析。靜力學(xué)分析主要包括位移分析、強(qiáng)度分析、穩(wěn)定性分析以及裝配緊固件受力分析和安全校核。
　　 計(jì)算結(jié)果表明RAM側(cè)和WAKE側(cè)熱控制部分結(jié)構(gòu)測(cè)試件的最大位移發(fā)生在發(fā)射工況下主散熱板底部靠近下支架與AMS-02整體支架的連接處。這是由于該

9、處載荷較大且主散熱板的剛性較差，導(dǎo)致在發(fā)射工況下產(chǎn)生較大的位移。兩側(cè)結(jié)構(gòu)測(cè)試件除散熱板之外的其它部件的位移則較小，均在許用位移范圍之內(nèi)。
　　 基于第四強(qiáng)度理論，計(jì)算得到了熱控制系統(tǒng)結(jié)構(gòu)測(cè)試件各體單元、板片單元上的Von Mises應(yīng)力和桿單元的復(fù)合應(yīng)力。以安全裕度為結(jié)構(gòu)安全的評(píng)判準(zhǔn)則，對(duì)兩側(cè)熱控制部分結(jié)構(gòu)測(cè)試件關(guān)鍵受力部件進(jìn)行了安全校驗(yàn)，重新設(shè)計(jì)和校驗(yàn)了部分安全裕度小于O的部件。WAKE側(cè)熱控制部分整體失穩(wěn)的位置與RAM側(cè)整體

10、失穩(wěn)的位置相似，即與上支架相連的電子組件箱側(cè)板。兩側(cè)的整體失穩(wěn)安全裕度都大于O，不存在整體失穩(wěn)情況。對(duì)于可能發(fā)生局部失穩(wěn)的上支架、中支架和下支架，用有限元方法分析了其最小主應(yīng)力，與這些部件的臨界失穩(wěn)應(yīng)力對(duì)比，計(jì)算得到了其局部失穩(wěn)的安全裕度。計(jì)算結(jié)果表明這些部件的板和桿單元的所有安全裕度均大于O，不存在局部失穩(wěn)問(wèn)題。同時(shí)本論文提供了一種航天器結(jié)構(gòu)裝配緊固件連接的安全校核方法。通過(guò)分析施加于各類(lèi)緊固件的最大拉應(yīng)力與剪切應(yīng)力，按照緊固件校驗(yàn)程

11、序，計(jì)算了各類(lèi)緊固件連接的安全裕度。對(duì)于安全裕度小于0的緊固件，重新選擇了強(qiáng)度更大的緊固件并重新進(jìn)行了校核。校驗(yàn)結(jié)果表明：所有安全裕度均大于O，所有緊固件都是安全的。
　　 AMS-02熱控制系統(tǒng)結(jié)構(gòu)測(cè)試件及其它子系統(tǒng)集成裝配后進(jìn)行了靜力學(xué)測(cè)試，主要測(cè)量在等效飛行過(guò)程的載荷工況下產(chǎn)生的應(yīng)變和變形，驗(yàn)證所做結(jié)構(gòu)分析的精確性。靜力學(xué)測(cè)試結(jié)果表明：位移和應(yīng)變實(shí)測(cè)值和預(yù)測(cè)值吻合較好，靜力學(xué)測(cè)試結(jié)果驗(yàn)證了文中載荷耦合分析所得設(shè)計(jì)載荷的精確

12、性與靜力學(xué)分析方法的有效性。
　　 (5)熱控制系統(tǒng)結(jié)構(gòu)測(cè)試件的優(yōu)化。航天器發(fā)射費(fèi)用極其昂貴，減輕航天器的質(zhì)量具有重要的現(xiàn)實(shí)意義。本文對(duì)AMS-02熱控制系統(tǒng)結(jié)構(gòu)測(cè)試件中質(zhì)量較大的部件進(jìn)行了優(yōu)化，為飛行件的最終設(shè)計(jì)提供了指導(dǎo)?；贙uhn-Tucker條件為判據(jù)，以質(zhì)量最小為優(yōu)化目標(biāo)，以位移和強(qiáng)度要求為約束函數(shù)，構(gòu)造了拉格朗日函數(shù)，推導(dǎo)了電子箱板片的單元總厚度迭代公式并確定了收斂準(zhǔn)則。以Matlab高級(jí)語(yǔ)言和有限元分析軟件MSC

13、.NASTRAN開(kāi)發(fā)了電子箱板優(yōu)化程序。分別對(duì)RAM側(cè)熱控制部分和WAKE側(cè)熱控制部分結(jié)構(gòu)測(cè)試件電子箱板進(jìn)行了優(yōu)化，減重效果明顯。RAM側(cè)熱控制部分結(jié)構(gòu)測(cè)試件電子箱板的優(yōu)化程序經(jīng)過(guò)11次迭代收斂，質(zhì)量從最初設(shè)計(jì)的61.37kg下降到52.64kg，下降了14.2％。WAKE側(cè)熱控制部分結(jié)構(gòu)測(cè)試件電子箱板的優(yōu)化程序經(jīng)過(guò)12次迭代收斂，質(zhì)量從開(kāi)始設(shè)計(jì)的72.06kg下降到62.58kg，下降了13.2％。利用上述優(yōu)化程序?qū)λ膫€(gè)下支架的板片結(jié)