衛(wèi)星夾層結構分析與結構設計研究.pdf

1、隨著航天器功能的不斷增加，工藝、材料與分析手段的不斷改進和發(fā)展，總體上看，航天器結構逐步復雜化、輕量化、柔性化、大型化。本文針對衛(wèi)星結構設計中的若干技術問題，主要進行了以下幾方面的研究工作：
　　 蜂窩夾層結構在衛(wèi)星結構中得到廣泛的應用。在對蜂窩夾層結構進行有限元分析時，要對其進行等效處理，采取等效方法的合理性將直接影響計算結果的準確性。采用Reissner理論、Hoff理論和三明治夾芯板理論三種不同的等效方法建立有限元模型，分

2、別進行靜力分析和模態(tài)分析，并將每種等效方法的計算結果與實體單元建立模型的計算結果在不同載荷工況下，從位移大小、應力水平和頻率大小三個方面進行了分析比較。結果表明采用三明治夾芯板理論對蜂窩夾層結構進行等效要優(yōu)于其他兩種等效理論。
　　 基于有限元法進一步研究蜂窩夾層結構的穩(wěn)定性問題。蜂窩夾層結構隨面板厚度的逐漸變化會出現(xiàn)不同的屈曲現(xiàn)象。針對連續(xù)芯層有限元模型，求出不同面板厚度時結構的屈曲因子，并與經驗失穩(wěn)公式預測值進行對比，兩種方

3、法的結果基本吻合。建立考慮芯層幾何特征的有限元模型，進行屈曲分析并研究芯層幾何參數(shù)對結構穩(wěn)定性的影響。介紹了一種局部屈曲現(xiàn)象--蜂窩壁屈曲，提出了相應的失穩(wěn)預測分析方法，并與三維有限元分析結果進行比較，以驗證該方法的正確性。對承受多軸慣性載荷的蜂窩夾層承力筒結構進行穩(wěn)定性分析，通過改變面板厚度和縱橫慣性載荷比，得到一系列有限元解，給出了相關的多軸慣性載荷相關方程。該方程能夠指導夾層承力筒結構設計，有一定的工程應用價值。
　　 各

4、結構之間連接剛度的設計與關鍵連接部位的等效處理，決定著結構是否滿足設計要求和有限元模型的精度。文中針對航天器推進劑貯箱并列放置于中心承力筒內的結構布局形式，采用在貯箱支架內是否預埋金屬加強框的方法來改變貯箱支架的剛度和強度，通過比較四種不同貯箱支架結構設計方案的優(yōu)劣，研究了貯箱支架剛度和強度的安裝方式，提出了推進劑貯箱系統(tǒng)安裝的“上弱下強”設計準則。并結合結構布局的特點，為了滿足設計要求，對推進劑貯箱支架結構進行了改進設計。
　　

5、 同時，歸類總結衛(wèi)星結構的主要連接方式，并對衛(wèi)星關鍵連接部位的等效處理方法進行了研究。分別采用MPC(Multi Point Constraints)法、Beam元法、Bush元法和Fastener。元法四種方法模擬關鍵部位的螺栓連接建立整星有限元模型，對其進行了模態(tài)分析和靜力分析，分析了每種建模方法的優(yōu)劣。
　　 針對有附加結構的衛(wèi)星天線桁架結構，提出了一種實現(xiàn)結構多目標優(yōu)化的綜合設計方法。首先，探討附加結構剛度對桁架結構動

6、力學特性的影響，以便建立精確的有限元模型，為進行優(yōu)化設計奠定基礎。之后，交替采用代理模型方法和人機交互方式進行結構拓撲構型設計，其中代理模型是采用優(yōu)化拉丁超立方法進行試驗設計，結合徑向基函數(shù)近似方法生成的。最后，應用NSGA-Ⅱ全局優(yōu)化方法實現(xiàn)以重量最小和頻率最大的多目標優(yōu)化分析，并根據(jù)分層圖(不考慮設計偏好和考慮設計偏好兩種)定量可視化地從Pareto前端和Pareto最優(yōu)解集中篩選最優(yōu)設計方案。方法有利于提高設計效率，降低全局優(yōu)化的

7、復雜度，同時能夠得到滿足設計要求的設計方案，適用于多目標結構優(yōu)化設計。
　　 最后，為了有效地確定航天器結構設計和試驗驗證所需要的振動環(huán)境，需要通過星箭耦合分析給出星箭分離面的載荷響應。根據(jù)航天器結構的動力學特性，利用等效模型代替復雜的有限元模型進行星箭耦合設計分析。等效模型由一系列的單自由度質量塊彈簧元構成，并根據(jù)模態(tài)有效質量的概念，給出了等效模型中各參數(shù)的計算方法。以某衛(wèi)星為例，分別采用等效模型和復雜有限元模型兩種方法進行星