卫星结构板优化设计

陈有梅 余成锋

摘要：

利用MSC Patran对某板式卫星结构进行有限元建模，采用MSC Nastran对卫星进行模态分析，获取整星结构的模态参数，并与试验结果进行比对，验证有限元模型的正确性和准确度。在满足结构强度和刚度的约束条件下，对安装有效载荷单机的关键底板进行刚度和强度优化设计。优化前后结构的有限元仿真分析表明：优化设计可有效抑制载荷单机处的振动位移响应。

关键词：

微小卫星； 优化设计； 有限元分析； 模态参数； 动响应

中图分类号： V423.4

文献标志码： B

Optimization design for satellite structure plate

CHEN Youmei， YU Chengfeng

（Shanghai Engineering Center for Microsatellites， Shanghai 201120， China）

Abstract：

A finite element model of the plate satellite structure is created by MSC Patran， and its modal analysis is carried out by MSC Nastran. Modal parameters of whole satellite structure are obtained. Compared with the test results， the correctness and accuracy of the finite element model are verified. In order to meet the constraint conditions of structural strength and stiffness， the stiffness and strength optimization design of the key base plate of single machine with effective loading is carried out. It shows that the optimization design can effectively suppress the vibration displacement response of the single machine through the finite element simulation analysis of the structure before and after optimization.

Key words：

microsatellite； optimization design； finite element analysis； modal parameter； dynamic response

0 引 言

承受载荷和安装设备是卫星结构的主要功能。在航天器所承受的所有载荷中，运载发射过程中星箭界面的振动和冲击载荷无疑是对卫星结构的最大考验。据统计，过半的飞行器故障都是由振动和冲击造成的。对于板式卫星，结构板的刚度和强度直接影响卫星入轨后能否正常工作，因此，卫星结构板的优化设计对卫星的正常工作十分重要，与运载直接连接的卫星底板更是设计中的重中之重。卫星底板的优化设计一直是卫星结构设计人员关注的问题。[12]有限元理论的形成[3]和有限元软件在航天领域的大量使用已解决很多的实际问题，如卫星结构装配的力学问题[4]、卫星蜂窝板仿真问题[5]和卫星有效载荷的力学分析[67]等。目前，随着有限元软件包的不断发展和丰富，基于有限元软件的卫星零部件的优化设计已成为主要的优化设计途径。[810]

本文基于有限元分析对某型号卫星底板进行优化设计。利用MSC Patran建立卫星的有限元模型、采用MSC Nastran对卫星进行模态分析，并将分析结果与试验结果进行对比，验证有限元模型和分析方法的正确性和精确度；根据首次分析结果对卫星底板的预埋承力环进行优化设计，并对优化后的载荷安装板进行二次分析，以测点之间的传递效率为研究对象，将分析结果进行对比，验证优化效果。

1 整星有限元模型

利用MSC Patran对卫星进行有限元建模。采用4节点层合壳单元模拟铝蜂窝安装板，梁单元模拟承力框架结构，质量点单元模拟刚性较好的仪器设备。刚度与星体频率接近的仪器设备单独建立有限元模型；仪器安装板与主结构之间采用较密的螺栓连接，并简化成对应节点合并；在仪器设备连接部位的连接件节点间采用MPC刚性单元REB2模拟连接；星上线缆、结构附件等构件均不单独建模，分别以集中质量或分布非结构质量的形式加载到整体模型中。整星模型的建立基于以下原则：确保整星传力路径完整；确保典型载荷工况的计算实用性；结构件参数化；结构细节简化。整星有限元模型共有386 537个单元、429 997个节点。

2 有限元模型验证

局部调整非结构质量，确保所建模型的质量、质心与实测结果一致。初始设计得到的整星有限元模型1阶X向弯曲振动频率为32.0 Hz，试验测得的相同振型模态频率为32.9 Hz，误差為2.7%，主要模态计算结果见表1。数据表明，卫星前5阶模态频率的偏差均小于5%，证明模型准确可信。

3 底板局部结构的初始设计和分析

卫星底板采用蜂窝板结构，并在内部预埋承力环。底板尺寸为915.00 mm×930.00 mm×30.00 mm，表面为0.30 mm厚的铝蒙皮面板，蜂窝芯规格为4.00 mm×0.04 mm。蜂窝板的承力环预埋在底板的中心，其结构形式见图1。底板载荷单机安装点位置见图2，2个安装点安装螺钉孔在承力环上，其余4个安装点埋件单独埋在蜂窝板内。

对底板进行有限元建模，安装点位置见图3，其中：2个承力环上的安装点对应节点编号为63和76；其余4个埋件对应节点标号分别为43859、43872、59180807和59180810。

按照卫星坐标系分别对上述有限元模型进行5～200 Hz正弦扫频分析，扫频速率为2 oct/min。X、Y、Z向激励时，以节点63作为参考点，其余5个节点相对于节点63的相对位移（考虑相位信息）曲线分别见图4～6。由此可知，载荷单机安装界面的各安装点的动态位移不一致，承力环上的安装点位移较小，距离底板中心点较近的2个节点响应较大。载荷单机安装面的3个方向最大变形量分别为X向0.008 4 mm、Y向0.098 0 mm、Z向0.150 0 mm。在卫星受到Y向和Z向载荷激励时，载荷单机安装面的变形较严重。安装面变形不均匀主要由安装界面刚度不均匀引起。2个底板承力环上的安装脚刚度一致性较好，其余4个预埋在底板蜂窝内的安装脚刚度比承力环上的安装脚刚度弱。该方案设计在工程试验中经历X、Y、Z向正弦振动以及X、Y、Z向随机振动，由于位移过大导致疲劳破坏。试验结束后，测试载荷单机安装面的变形为0.2 mm，并引起载荷单机内部关键部位变形，导致载荷单机的功能受到影响。

4 底板局部结构优化设计

将6个安装脚组成平面的一致性作为优化目标，以加强筋的宽度和位置作为主要变量、底板的质量为次要变量对承力环进行优化设计。优化设计流程见图7。优化设计后的承力环结构形式见图8，载荷安装腳的位置与优化设计前保持一致。对优化后的载荷单机界面处20～200 Hz范围内的动态响应特性进行分析。在X、Y、Z向激励时，以节点63作为参考点，其他节点相对于节点63的相对位移曲线分别见图9～11。

5 数据对比分析

对底板预埋承力环进行优化设计后，整星模态计算分析结果表明：优化设计对整体结构特性没有影响，整星X向1阶模态频率为32.0 Hz，Y向1阶模态频率为33.2 Hz，Z向1阶模态频率为117.4 Hz。底板与载荷单机部位的局部模态频率有所提高。优化底板承力环，该局部频率提高2.0 Hz。

优化后载荷单机界面的最大相对变形量为X向0.006 7 mm、Y向0.033 0 mm、Z向0.090 0 mm，且所有频率下各安装点的相对位移均减小。以初始响应最大值出现的频率点作为参数，界面变形改善情况对比见图12～17，其中X、Y、Z单个方向频率分别为150、108和66 Hz。由此可知，载荷单机界面的变形条件有很大改善，符合载荷单机的安装要求。

6 试验验证

优化设计后进行力学试验的验证，分别布置测点0、1、2、3（见图18），测试4个测点的加速度和位移。测点1、2、3在X、Y、Z向相对测点0的位移分别见图19～21，载荷单机安装面的变形得到明显改善，相对变形量最大为0.08 mm。该优化设计方案在工程试验中经历X、Y、Z向正弦振动以及X、Y、Z

向随机振动，在试验结束后测得载荷单机安装面的变形均小于0.08 mm，表明其载荷性能稳定。

7 结束语

建立准确可信的卫星有限元模型，通过对卫星的有限元分析，完成卫星结构的局部刚度优化设计，对抑制载荷单机安装界面处的相对位移提出较优的设计方案。考核卫星经受动力学环境的能力，在卫星及其携带的仪器设备的方案设计阶段，分析其结构组件动力学环境，可提高设计可靠性。

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（编辑 付宇靓）