航天單機力學設計分析

龍湛

（中國電子科技集團公司第二十九研究所，四川 成都 610036）

力學設計是單機設計的一個非常重要的方面。航天單機必須在滿足重量的前提下具有足夠的強度和合適的剛度，以便在經(jīng)受環(huán)境試驗、地面操作和飛行載荷作用時不發(fā)生破壞及有害變形，至少應具有規(guī)定的安全裕度。

1 概述

本文以某航天項目中某單機為分析對象，通過力學仿真分析，對這種結構形式進行設計驗證，結果表明該單機設計方案合理可行，并有一定的設計余量，可以滿足航天產(chǎn)品長壽命、高可靠的使用要求。

1.1 功能任務

本單機是電性能具體功能的執(zhí)行和實現(xiàn)部分。

1.2 組成

單機采樣模塊化設計，由模塊1、2、3、4、5組成，其外形簡圖如圖1所示。

圖1 外形簡圖

1.3 工作環(huán)境

單機工作于條件惡劣的航天使用環(huán)境，除火箭發(fā)射時的強烈振動和沖擊外，衛(wèi)星飛行時的外部宇宙射線、太陽輻射等都是其他工作平臺不會遇到的惡劣環(huán)境；另外航天設備不可維修的特殊性等諸多因素，都對產(chǎn)品可靠性提出了極高的要求。

1.4 工作模式

工作模式指系統(tǒng)按照一定的工作流程，執(zhí)行一系列指令，完成特定的功能，按要求輸出處理結果。

1.5 工作時間

在軌測試和運行階段，單機工作。其中在軌測試時間為XX小時，累計工作時間為XX小時。

2 設計要求

產(chǎn)品的結構設計應滿足強度和剛度要求，同時兼顧熱設計、EMC設計、輻射環(huán)境防護設計等要求，為元器件創(chuàng)造適宜的工作環(huán)境。

在對產(chǎn)品結構分析的基礎上，設計應盡量做到體積小、重量輕，且有足夠的安全裕度，在滿足使用要求情況下，結構材料應選用輕質(zhì)材料加工制造。

結構設計應經(jīng)過充分的結構力學分析和試驗驗證，證明結構設計滿足力學環(huán)境條件和接口要求。

2.1 產(chǎn)品機械特性

重量：≤12kg。

外形尺寸：320mm×203mm×205mm（本體尺寸，不包括支耳、電連接器）。

2.2 設計輸入條件

產(chǎn)品的力學環(huán)境條件：隨機振動試驗條件見表1。

表1 隨機振動試驗條件

2.3 抗力學環(huán)境設計要求

抗力學環(huán)境設計目的如下：

（1）合理布局和安裝元器件，改善元器件的力學環(huán)境；（2）通過力學分析，合理選擇印制電路板組裝件結構，滿足剛度與強度要求；（3）合理設計設備結構，在滿足剛度與強度要求下盡可能減輕重量；（4）設計與分析校核設備的連接強度，確保設備的可靠連接。

為滿足航天器電子設備抗力學環(huán)境設計要求，保證產(chǎn)品在航天力學環(huán)境下的可靠性，避免該產(chǎn)品發(fā)生與力學相關的質(zhì)量問題，在抗力學環(huán)境設計過程中，必須使產(chǎn)品滿足下述設計要求：（1）設備應做到體積小、重量輕，盡可能提高結構剛度、增大結構阻尼，設備的強度和剛度滿足抗力學的設計評估準則；（2）在滿足設備剛度要求的前提下，設備的PCB基頻盡可能與機箱的基頻錯開，錯開頻率一般應滿足倍頻律的要求，以避免動力耦合；（3）設備應盡可能做到通用化、模塊化、系列化；（4）結構材料應不影響電性能，真空放氣少，無污染或少污染，并且應無毒和不易燃。

因此，結構的設計過程中要從部件的強度、剛度、關鍵元器件振動加速度、可靠性要求、壽命要求以及可維修性要求分別加以考慮。

2.3.1 設備結構部件強度

設備結構部件在經(jīng)受準靜態(tài)載荷、正弦振動、隨機振動和沖擊中不發(fā)生破壞，其安全裕度至少大于0，如公式(1)所示。

式中，M為安全裕度；sf為安全系數(shù)，視不同的材料選取合理的量值；fσ圍毆許用破壞應力，MPa；SGEσ為等效使用應力，MPa。

2.3.2 設備結構部件剛度

（1）設備（含PCB）基頻。以航天器結構基頻的分配指標為依據(jù)進行PCB的剛度設計。通常在航天器上電子設備安裝結構（板）的局部一階頻率0f為一般不大于100Hz，為避免動力響應的耦合效應引起設備動力響應的疊加放大，通常要求設備（含PCB）基頻高于安裝結構的局部一階頻率，以倍頻律錯開。設備（含PCB）基頻一般應大于 02f，并應與元器件的關鍵諧振頻率錯開。

（2）PCB的變形。在承受力學載荷時，PCB的過分彎曲變形會造成元器件、引腳及其焊點的損傷與破壞。在設計中，在經(jīng)受準靜態(tài)、正弦振動、隨機振動和沖擊載荷時，應限制PCB 的變形量。

2.3.3 振動加速度

在動力載荷環(huán)境作用下關鍵元器件（如繼電器等）處的響應加速度應小于該元器件許用的加速度量值。

2.3.4 可靠性一體化設計要求

應以滿足電子設備的功能、性能、可靠性、耐環(huán)境適應能力等為目標，進行機、電、熱一體化設計。電子設備抗力學環(huán)境設計應當做到：滿足電子設備電性能對抗力學環(huán)境的要求；滿足熱設計和電磁兼容性設計的要求；滿足設備的抗輻照設計要求。

2.3.5 壽命要求

電子設備抗力學環(huán)境設計中所采用的（含固封、阻尼等）材料其壽命應不低于電子設備的設計壽命。

2.3.6 設備維修性要求

電子設備抗力學環(huán)境設計應考慮到設備調(diào)試及交付后的維修，應具有可維修性。

3 抗力學環(huán)境設計

抗力學環(huán)境設計作為電子設備設計的一部分，與電性能及功能設計、熱設計、電磁兼容性設計、空間環(huán)境適應性設計等并行或交叉進行。設計內(nèi)容主要包括元器件布局、器件安裝與固定、PCB的抗力學環(huán)境設計、結構設計、固封、抗力學環(huán)境設計分析。

下面將結合數(shù)字接收機的結構設計過程，進行詳細的闡述。

3.1 結構形式

單機采取模塊化設計，由6個模塊疊加組成，各模塊間通過螺釘連接，整個單機通過螺釘安裝到外部結構上。其基本組成如圖2所示。

圖2 結構構型

3.2 PCB的抗力學環(huán)境設計

印制電路板基材采用的是玻璃鋼。其物理性能參數(shù)如表2。

表2 印制板基材物理屬性

在滿足空間布局要求的前提下印制電路板的形狀力求簡單，優(yōu)選了長寬比例不大的長方形，印制電路板長寬尺寸越小則板的剛度越大。該結構中印制板均采用規(guī)則的長方形，長寬比為1.58。印制電路板的厚度設計考慮了所安裝元器件的重量、印制電路板外形尺寸，以及承受的力學載荷，此結構中印制板的厚度選為2mm。

為滿足與機箱連接的剛度、強度、阻尼和導熱要求，便于設備的電性能調(diào)試、測試和地面維修，PCB 與結構的安裝連接是利用螺釘來實現(xiàn)的，在整機裝配時，對螺釘進行固封。

3.3 結構設計

結構基材選用的是鋁合金2A12，該種基材具有質(zhì)輕、極限強度高、易加工的特點。其典型的物理屬性如表3。

表3 結構基材物理屬性

在設備結構類型的選擇上，由于模塊電源本身的外形尺寸和安裝屬性的要求，采用盒體式作為其結構形式。電源主結構包括底座、蓋板，印制板的固定用底座和連接柱實現(xiàn)。在設計時，充分考慮到各結構的強度、剛度，以及結構件之間的連接剛度和強度；同時，在滿足結構件之間有良好的導熱路徑，并滿足防輻射與電磁兼容性（EMC）的設計要求的前提下，充分考慮結構的輕量化和工藝性；另外，表面粗糙度、平面度和接地等要求也滿足建造規(guī)范的要求。

根據(jù)相關要求，機箱底座設有10個 5.4Φ 安裝孔，在底面上4個安裝孔距離為160mm和338mm；另外，根據(jù)建造規(guī)范的要求，在底座上有6個搭接孔，其距離為310mm×68mm。由于接收機二次電源屬于星上的發(fā)熱設備，為了滿足熱設計的要求，將機箱底座的底平面作為機箱的安裝面，機箱底面平面度要求不大于0.1mm/100mm×100mm。

3.4 固封

主結構件與PCB之間的連接螺釘用硅橡膠固封。機箱內(nèi)電纜在綁扎結節(jié)處用硅橡膠逐段固封，使其與壁板或支撐板粘牢。

3.5 可靠性、安全性、可維修性、互換性設計的落實情況

單機結構采用底座和上蓋的結構設計，電路采用雙層結構設計。這種結構具有可維修性好，電裝容易、方便，結構抗振性以及電磁兼容性好的特點。

4 設計驗證

進行設計驗證是為了對機、電、熱一體化協(xié)調(diào)設計的設備進行抗力學分析，以達到分析驗證設備結構的剛度、強度；分析預估關鍵元器件的動力響應；按試驗條件進行預分析，指導試驗的合理進行。進行設計驗證主要通過有限元分析的方法實現(xiàn)。其步驟是：建立分析模型；進行模態(tài)分析； 進行動力響應分析；判斷分析結果是否滿足設計要求。

4.1 分析模型的建立

電子設備的結構設計方案確定后，應進行模態(tài)分析和動態(tài)響應分析，根據(jù)其結果對設計進行初步的分析評價，改進設計。目前使用ANSYS有限元分析軟件對結構進行力學分析工作，下面是以SCX數(shù)字接收機B箱結構為分析對象，利用ANSYS軟件計算其在振動條件下的響應，并通過試驗驗證SCX數(shù)字接收機B結構設計方案，以滿足型號長壽命、高可靠的使用要求。

4.1.1 有限元模型的建立

機箱外本體尺寸320mm×203mm×205mm，重量為13kg。根據(jù)航天建造規(guī)范要求，在建立有限元模型時，機箱的邊界條件與其在整星中的安裝和搭接位置保持一致。機箱整體外觀呈六面方箱體，各部分通過螺釘緊密連接，在分析時被作為剛性連接，為運算方便和減少計算時間建立模型時做了適當?shù)暮喕喕瓌t如下：去掉殼體上尺寸較小的安裝孔、螺孔；忽略較小倒角，按照直角進行計算；對印制板和結構件根據(jù)輪廓尺寸和質(zhì)量將其等效為密度均勻的質(zhì)量塊處理。

在不影響分析結果的準確性的前提下盡量減少分析的單元數(shù)量，整個模型建立的基本要求是有限元模型和原產(chǎn)品在總質(zhì)量大小和總質(zhì)心位置一致。

按照試驗約束條件，對機箱固定安裝孔進行約束。

4.1.2 有限元數(shù)學模型

本文采用的分析坐標系定義：分機安裝面作為XY平面，其中Y方向垂直于模塊平面，有限元數(shù)學模型如圖3所示。

圖3 有限元數(shù)學模型

4.1.3 材料性能參數(shù)。

機箱結構部分金屬材料采用鋁合金2A12，印制板選用材料為環(huán)氧玻璃布板，其典型的材料特性見表4。

表4 材料特性

4.2 模態(tài)分析

根據(jù)振動理論，結構的低階模態(tài)對振動響應比較大，高階模態(tài)可以忽略不計。下面是在分析中提取的前6階的頻率，在ANSYS中設定約束后進行分析可得模態(tài)振型結果如表5所示。

由表5可知，機箱基頻為295Hz，滿足航天建造規(guī)范中對設備基頻的要求。

表5 模態(tài)振型結果

4.3 隨機振動響應分析

按照表1中列出的隨機振動試驗條件，利用ANSYS WORKBENCH的隨機振動分析模塊對機箱在隨機環(huán)境下的響應進行了分析。

（1）應力應變響應。機箱結構支撐件的應力響應。

①垂直安裝面方向（Z方向）。在Z方向加載時，分機結構支撐件的最大應力為104MPa，主要發(fā)生于底部安裝孔附近區(qū)域，如圖4所示。需要指出的是，應力云圖中顯示的最大應力僅分布于孔內(nèi)一點，周圍相鄰單元分布較小，應力過渡很快，可以判斷，此處為數(shù)值計算所帶來的奇異點，其顯示的應力分布可予以忽略，因此本文選取了較大區(qū)域內(nèi)的應力數(shù)值作為最大應力。以下其他兩個方向的應力結果分析也進行了同樣的處理。

圖4 應力響應云圖（Z方向加載）

②平行安裝面方向（X方向）。在X方向加載時，結構支撐件上的應力如圖5所示，最大應力為106MPa，仍然發(fā)生在底部安裝孔附近區(qū)域。

圖5 應力響應云圖（X方向加載）

③平行安裝面方向（Y方向）。在Y方向加載時，我們發(fā)現(xiàn)，結構支撐件上的最大應力達到了123MPa，大于其他兩個方向加載時的應力，最大應力仍處于底部安裝孔附近區(qū)域，如圖6所示。

圖6 應力響應云圖（Y方向加載）

（2）加速度響應。為了觀測機箱在隨機激勵下的加速度響應，我們選取了兩點進行數(shù)值計算，如圖7、圖8所示。

圖7 觀測點（加載點）

圖8 觀測點（遠端點）

加速度PSD曲線及其均方根值如表5所示。

4.4 設計結果分析及結論

隨機振動強度評估見表6所示。

表6 觀測點PSD曲線

表7 分機結構支撐件隨機振動評估

由表6可知，分機結構滿足航天建造規(guī)范中對安全裕度（金屬材料穩(wěn)定性安全裕度不低于0.25）的要求。

5 結語

本文依據(jù)航天單機結構設計的力學環(huán)境及其評估準則、可靠性要求、壽命要求、維修性要求，詳細闡述了數(shù)字接收機的結構構型設計、PCB布局設計、PCB安裝連接設計、機箱內(nèi)部固封設計，進行了結構設計合理性評估；為了驗證結構設計可靠性，進行了力學分析，其中包括模態(tài)分析、隨機振動響應分析，依據(jù)結果計算了機箱和印制板組件的安全裕度。通過結構設計方案制定、有限元分析模型的詳細的力學分析和試驗驗證，數(shù)字接收機結構設計方案合理可行，并有一定的設計余量，可以滿足型號長壽命、高可靠的使用要求。