卫星结构设计与分析(上)--李建辉.pptx

卫卫星结结构设计设计 与分析（上 ） 汇报人：李建辉 2018年9月7日 目录录 第一章 概论论 第二章技术术基础础 第三章 卫卫星结结构基础础 第四章卫卫星结结构材料 第五章卫卫星结结构分析 第六章 卫卫星结结构设计设计 的验证验证 第一章 概论论 1.1 概念与范畴 1.2 卫卫星结结构和机构的功能 1.3 卫卫星结结构和机构的特点和原 则则 1.4 卫卫星结结构和机构的分类类 1.5 卫卫星结结构和机构的研制程序 1.6 技术术的发发展和展望 1.1 概论 卫星 结构 卫星 机构 卫卫星机械分系统统 1、设计设计 2、制造 3、试验试验 1.2 卫星结构和机构功能 卫星 结构 卫星 机构 承受 载荷 安装 设备 提供 构型 互相分 离 承受或 解锁 紧固或 链接 展开位 置及形 状 指向规 定目标 1.3 卫星结构和机构设计的特点和原则 设计特点 尽量减少质量 利用有限容积 突出刚性设计 适应空间环境 保证高度可靠 满足一次使用 设计的综合性和 迭代性 设计原则 继承现有设计基 础 保持简单设计 设计风险 意识 设计的工艺条件 设计的经济性 1.4 卫星结构和机构分类 粒子探测器卫星探月LCROSS二级载荷适应器 1.4 卫星机构分类 功能划分 1、压紧与释放机构 2、展开机构 3、驱动机构 4、连接于分离机构 NASA发展高级太阳能池阵 1.5 卫星结构和机构的研制程序 综 合 分 析 方 案 设 想 提 出 攻 关 项 目 方案设计方案验证方案评审 关键技术攻关 初步设计和分析 零部件制造、验收及产品装配 正样分析 正样设计 出厂评审 验收试验 初样设计 制定试验规 范 初样分析 设计评审 初样产品装配 零部件制造 零部件验收 鉴定实验 初样阶段评审 制 定 验 收 规 范 可行性论证 方案阶段 初样阶段 正样阶段 1.6 卫星结构和机构技术的发展和展望 卫星结构技术 本体技术 可展开附件 防热结构 新型结构 卫星机构技术 压紧释 放、展开驱动 连接与分离机构 新型机构 新需求、新技术术 新材料、复合材料的 应应用 新设计设计 理念和分析方 法的应应用 第二章 技术术基础础 2.1 概述 2.2 结结构动动力学 2.3 复合材料力学 2.4 结结构有限元法 2.5 结结构优优化方法 2.6计计算机辅辅助设计设计 2.1 概述 结构 力学 复合材 料力学 有限 元法 结构 优化 结构热 效应和 热变形 可靠性理论、热 力学理论等等 2.2 结构动力学 结构动力学三要素：系统（结构）、输入（激励）、输 出（响应） 系统分类：线性和非线性，保守和非保守系统 结构动力学基本方法：分析和实验 结构动力学方程：连续系统偏微分和集中参数常微分方 程 分析与求解：理论分析、数值分析和综合技术等 2.2 结构动力学 单自由度系 统的自由振 动 无阻尼自由振动 有阻尼自由振动 单自由度的 受迫振动 简谐激振 周期激振 任意激振 多自由度系 统的振动 方程建立 基本概念 固有频率和固有模态的特性 多自由度系统的振动 方程建立 拉格朗日 数目与自由度相同 计算系统动能与势能 基本概念 特征方程 固有模态 归一模态 钢体模态 固有频率和固 有模态 模态正交性刚度矩阵K与质量矩阵M 展开定理包括位移和能量展开 特征值有序性特征值排列 特征值隔离定理 2.3 复合材料力学 合材料力学是研究复合材料本身力学 性质的学科。一般为纤维增强，是一种比较特 殊的不均匀的各项异性材料。 单向材料 层合材料 复合材料力学 1、微观观复合材料 力学 2、宏观观复合材料 力学 2.3 复合材料力学 层层合复合材料刚刚 度分析 为避免拉弯耦合或者拉剪偶尔，通常对称铺设 层层合复合材料硬度 分析 不是单纯线 性相加，以首层破坏为破坏强度，或者 以末层破坏加以安全系数 2.4 结构有限元法 有限元的核心一是求PDE(偏微分方程)的近似解 ，二是离散化(discretization)。 有限元方程的建立 结构离散化 虚 位 移 原 理 有 限 元 基 本 方 程 线 弹 性 有 限 元 方 程 分析单元力学性 能 计算等效节点 建立整体结构平衡方程 应用位移边界条 件 计算单元应变及应力 选择位移方程 有限元法分析过程 2.4 结构有限元法 弹簧元 板单元 体单元 梁单元 壳单元 杆单元 2.5 结构优化方法 数学规划法是运用数学规划和优选法区寻 求设计变量的最优解。 结构优化法 最优化设计 的数学命题 设计变 量 约束条件 目标函数 最优化方法 数值迭代方 法 点列收敛柯西准则 终止准则，理论值 与近似值 最优化算法 无约束优化 有约束优化 1、直接法2、转换 成无约束法 优化算法分为：梯度下降学派和牛顿法学派 2.6 计算机辅助方法 结构分析能力排名：1、ABAQUS、ADINA、MSC、ANSYS 体分析能力排名：1、ANSYS、ADINA、MSC、ABAQUS 耦合分析能力排名：1、ADINA、ANSYS、MSC、ABAQUS 性价比排名：最好的是ADINA，其次ABAQUS、再次ANSYS、最后MSC 由于NASA的关系，MSC在航空和军工行业具有一定优势。 CAD计算机辅助几何造型 CAE 运动学分析 结构有限元分析 CAM结构设计/制造一体化 第三章 卫卫星结结构设计设计 3.1 概述 3.2 卫卫星结结构的工作环环境 3.3 卫卫星结结构的载载荷 3.4 卫卫星结结构的设计设计 要求 3.5 卫卫星结结构的设计设计 方案 3.6 卫卫星结结构的详细设计详细设计 3.2 卫星结构的工作环境 地面环境 再入环境再轨环境 发射环境 1、起飞和地面噪声 2、最大气动载 荷 3、稳态飞 行 4、级间 分离 5、整流罩分离 6、星箭分离 1、真空 2、热辐 射 3、带电 粒子辐射 4、紫外辐射 5、原子和分子粒子 6、微流星和空间碎片 1、再入气动力和气动热 2、返回冲击 1、地面自然环境 2、制造 3、操作 4、储存 5、运输 6、地面试验 3.3 卫星结构载荷分析 载荷源 稳态载 荷源静载荷 热载荷源热载荷 动力激励源动载荷 结构静载荷分析 结构的综合载荷分析 结构动载荷分析 载荷分析循环与载 荷验证 3.4 卫星结构的设计要求 基本要求强制要求导出要求 主要为结构件的强 度和刚度，以保证 结构稳定。 1、运载火箭系统对 卫星结构的约束 2、卫星系统对结 构 的设计约 束 3、任务环境对结构 和机构的设计约 束 不同类型的结构与机 构，导出要求也不一 致 1、结构变形 2、机械接口 3、可操作性 4、构型刚度 5、疲劳寿命 6、机构润滑等 3.5 卫星结构的方案设计 确定方案设计条 件和基本构型 选择结 构形式和 材料 形成初步方案 设计方案的比较 和筛选 构型设 计 主结构 方案设 计要求 确定 次结构 方案设 计要求 确定 结构形 式的选 择 结构材 料的选 择 结构连 接方法 的选择 比较的 参数 比较的 方法 3.6 卫星结构的详细设计 结构轮廓和舱段尺寸 确定各结构部件设计参数 确定连接设计参数 设计接口界面 进行故障模式影响分析 设计迭代和优化 绘制工程图样 提供相关文件 详细设计步骤 复合材料结合实际层 合复合材料性能 强度验证 设计载 荷确定 安全系数和验证系数 安全裕度 故障模式影响 分析 提高设计可靠性 结构优化设计 的应用 建模 结构优化计算 对优化结构分析 设计灵敏度分析 3.6 卫星结构的详细设计 安全系数 安全裕度 第四 章卫卫星结结构材料 4.1 概述 4.2 金属材料 4.3 复合材料 4.4 结结构材料的选择选择 4.5 结结构材料的应应用和发发展 4.1 概述 结构材 料重要 性 结构材 料的工 作环境 对对材料的性能要求 低密度要求质量小 机械性能要求强度高、刚度大、韧性好 物理性能要求 高比热、低膨胀系数、高热 导 材料真空出气 要求 损失大于1%，收集不大于 0.1% 制造工艺要求产品可适应，可检验 4.2 金属材料 铝铝合金镁镁合金钛钛合金铍铍 应用特点 应用最广泛， 最廉价，可形 成氧化膜 密度最小，易 被腐蚀 比强度很高， 抗腐蚀，支撑 力强 适合精细构件 ，有毒 物理性能 熔点低，膨胀 系数高，比热 较高 熔点低，膨胀 系数高， 熔点高，膨胀 系数小， 熔点较高，比 热高，膨胀系 数小 机械性能 比强度，比模 量高 比强度，比模 量高 比强度高，弹 性模量低，耐 磨性差 机械性能佳， 高比模量，高 比强度，呈脆 性 制造工艺易加工易加工复杂复杂 4.3 复合材料 卫星用纤维增 强复合材料 增强体碳纤维、玻璃纤维 基体环氧树脂类 界面层传递载 荷 复合材料性能 根据采用增强体、基体以及加工方式 差异较大 各向异性，优良的机械物理性能、加 工性能差 4.3 复合材料 碳/环氧复合材料 4.4 结构材料的选择 复合材料相对于金属材料 优点： 1、很低的材料密度 2、很高的比模量 3、很高的强度 4、颗设计性高 5、热稳定性好，颗设计成 零膨胀 6、其他如腐蚀性等特点 缺点： 1、横向层间性能差 2、韧性差 3、二次加工差 4、耐热耐湿性能差 5、材料成本贵 6、密封性能差 4.5 结构材料的应用和发展 特殊性能金属间化 合物 新型增强体纤维 新型树脂基体 新型金属基复合材 料 第五章 卫卫星结结构分析 5.1 概述 5.2 结结构分析模型的建立 5.3 结结构静力分析 5.4 结结构模态态分析 5.5 结结构动态动态 响应应分析 5.6 结结构热热形变变及热应热应 力分析 5.1 概述 1. 结构分析是卫星设计重要一环，也是验证 设计常用方法之一，节省研制时间和费用， 还可以指导试验 。 2. 结构分析任务：对结构力学进行定量评价 3. 分析方法可分为解析解法和数值解法 5.2 结构分析模型的建立 建模需要考虑的问题 结构理想化 结构传力路径 有限元分析类型的选择和单元网格划分 单元特性的准备 边界条件的确定 载荷条件的确定 分析模型 质量特性 自由模态检验 刚度检查 5.3 结构静力分析 主要任务 解决卫星结构的静强度。刚度 和稳定性问题 确定结构静力的 载荷条件 解析法的应用 研制初期根据结构传力路线设 计结构形式可用方便的解析法 有限元法的应用 建立有限元基本方程 应力分析 稳定性分析 5.4 结构模态分析 模态固有特性、系统的固有频率和对应 振型 目的和作用 卫星结构方案选择 的重要手段 卫星结构设计 的验证 方法之一 分配星载设计 ，避免频率相近，形成共振 预计 星载设备环 境 用于结构故障诊断 模态分析方法 利用刚度矩阵和质量矩阵求解得到模态频 率及 振型，也是求解特征的方法 模态特征分析 模态有效质量分析 模态动 能势能分析 5.4 结构模态分析 简支梁二阶振型变化复杂系统运动方程解耦过程 特征方程 5.5 结构动态响应分析 结构动态响应分的基本任务是研究结构在各类 载荷作用下的动力学特征： 1、结构频率响应分析 2、结构随机振动响应分析 3、结构噪声响应分析 4、结构瞬态响应分析 5、结构冲击响应分析 结构噪声响应分析主要依靠试验 手段，理论研究还不成熟。理论研 究目前低频用有限元，高频用能量统计 分析法（能量可以结合力学和 声学）。 5.6 结构热形变及热应力分析 温度能够引起材料性能改变，也就影响结构性能，导致产 生热变形和热应力。因为结构改变不太影响结构热传递，热和结构 问题可以解耦分开研究。 热效应影响结 构 1热变 形 2热弹 力冲击 3热振动 4热颤动 5热结 构失稳 UG有限元温度场下热变形值 第六章 卫卫星结结构设计设计 的验证验证 6.1 概述 6.2 结构设计验证 的方法 6.3 结构设计验证计 划 6.4 结构静强度验证 6.5 结构动力特性的验证 6.2 结构设计验证的方法 卫星的结构设计需要满足若干要求及约束条件，但最 基本的是满足结构的静力特性和动力特性要求。针对于风险和 费用的矛盾，引入可接受的折中验证方法。 1 2 3 4 分析验证 检验验证 类比验证 试验验证 方案设计初期比较重要 ，根据经验充分考虑合 理性 是对产品图样技术 条件的验证，也可 以直接对产品进行 检验 与分析相结合，类比一个结 构与另一个结构相似，而另 一个已经经过验证 ，从而 降低技术风险 且节省研制 经费和时间。 1、研制试验 2、鉴定试验 3、验收试验 4、有效性试验 6.3 结构设计的验证计划 产产品设计设计 要求验证验证 方法备备注 分析检验试 验 类比 整个卫星 质量 固有频率 动态包络 卫星本体机 构 质量 强度 寿命 机械接口 太阳翼 质量 强度 寿命 可靠性 1、前言 2、设计 要求的简 要说明，包括基本 要求和导出要求 3、环境条件的简 要说明 4、验证 方法 5、验证 准则 6、参考资料和引用 文件 验证计验证计 划是经过综经过综 合考虑虑技术术、进进度、经费经费 以及产产品质质保管理制 定的一个合理有效的验证计验证计 划。 6.4 结构静强度的验证 方案设计阶 段 初样研制阶段 初样结 构静强