薛梦轩-卫星结构设计与分析(下)

,卫星结构设计与分析（下）,汇报人：薛梦轩,目录,杆系结构,板式结构,密封舱结构,中心承力筒结构,目录,防热结构,太阳翼结构和机构,连接与分离结构,天线结构和机构,1,杆系结构,StructuresofBarSystem,1可作为卫星的主承力结构，承受和传递卫星上的主要载荷。,2可构成卫星的骨架结构，为有效载荷和其他分系统提供所需的安装空间、安装位置和安装方式。,3可作为卫星的非主承力结构，为某些特殊的有效载荷提供所需的刚性支撑。,4可作为重要设备的连接结构。,杆系结构,杆系结构功能,杆系结构是由若杆件及连接杆件的节点组成的，在航天工程中有广泛的应用，在航天器上具有重要功能，具体如下：,杆系结构,杆系结构材料选择,机械性能要求。强度高、模量高、质量小，采用比模量和比强度高的材料。,物理性能。杆系结构特别适合用于设计尺寸稳定高的空间架构，因此要选择线膨胀系数较小的材料。,制造工艺要求。要求其材料工艺性能好，便与制造。,耐空间环境要求。杆系结构所用材料应具有良好的空间环境稳定性。,杆系结构的性能很大程度取决于材料的性能，结合以下对于材料选择的主要要求，杆系结构常用的杆材有：铝合金、钛合金、碳纤维/环氧复合材料、凯夫拉纤维/环氧复合材料、金属基复合材料。,杆系结构,杆系结构的设计,杆系结构一般由一定的配置数目和配置方向的杆件连接后形成某种整体构形，确定一个较佳的整体构形是首要任务。,杆件主要形式主要为：金属挤压管、复合材料管、机加开口截面管、由板材整体机加的平面杆系结构。,一般杆系结构可采用胶接接头、螺接接头或螺接与胶接组合式接头及焊接接头。,卫星往往要求较高的结构效率，因此卫星上杆系结构优先采用“桁架”形式，杆系结构的设计可分为：整体构形设计、杆设计、接头设计。,杆系结构分析主要包括：求解内力、变形分系、稳定性分析以及动力分析。在分析之前要进行合理的简化，确定计算模型。,平面杆系结构中各杆件一般承受3项内力：轴力、力矩和剪力；空间杆系结构中各杆件一般承受6项内力：两个互相垂直的剪力、两个互相垂直的力矩、一个轴力和一个力矩。杆系结构既可作为卫星主结构（如自由号空间站的杆系结构和STARS望远镜的杆系结构）又可以作为次结构（如我国“资源二号”卫星的载荷舱）应用。,杆系结构,杆系结构分析及应用,2,板式结构,PlankFrame,板式结构,板式结构功能,在分舱构型的卫星中提供舱段之间的连接结构。,制成卫星上伸展的大型附件结构,提供星载设备的可靠安装。,维持卫星外部构型,构成整星结构，满足整形的强度、刚度和热防护等基本性能要求。,板式结构，特别是蜂窝夹层板的应用十分广泛，包括：可作为星体外壁结构，封闭星体构成卫星的轮廓；可构成星体板式构架或其他成立结构部件组合构成卫星的主承力结构；可用作大型附件的基本结构，如太阳翼的基板、大型可展开的平面阵天线的基板、抛物面天线的反射器等。,板式结构,板式结构应用,框架板式结构可作为舱段之间的过渡连接结构，并成为中心承力筒到板式箱体舱段之间的传力主结构件。,为了避免耦合效应和固化后引起翘曲变形，上下面板一般具有相同材料和相同厚度。常用材料有：铝合金、碳纤维、凯夫拉纤维、玻璃布复合材料。,胶黏剂分为板芯胶、芯与骨架原件黏接胶、芯子之间的拼接胶和埋件周围的灌注胶。,蜂窝芯子形状有正六边形、长方形等，通常采用正六边形。材料一般有铝蜂窝芯子和芳纶纸蜂窝芯子。,板式结构,蜂窝夹层板材料,蜂窝夹层板是典型的轻质结构件，它由面板、蜂窝芯子和胶层组成。,板式结构,板式结构破坏模式,表1蜂窝夹层结构的破坏模式,卫星蜂窝夹层板的连接接头形式分为板间连接接头、设备连接接头和集中力接头,设备与蜂窝板是通过板上埋件进行连接。蜂窝板内的埋件分为两类：预埋件和后埋件。,蜂窝夹层板与其他结构件的连接方式通常有两类：埋件直接连接法和连接角片连接法。,蜂窝夹层板的连接,板式结构,框架板式结构是通过组装梁构件、整体机械加工、铸造或模压复合而形成的整体结构，具有很高的强度、刚度，并且具有较大的尺寸。它既具有较高的整体强度、刚度性能，同时又具有较高的局部强度、刚度性能，并且便于操作，能适应多种机械接口。,框架板式结构,板式结构,框架板式结构功能与设计特点,结构形式,1钣金成型将金属板材通过模具形成角形、槽形及工字形登记本的梁构件，或直接选用型材，进行组装，形成框架板结构。,3整体铸造成形。,4用复合材料铺设成形。,2金属厚板材通过整体加工形成整体式框架板结构。,板式结构,框架板结构的形式主要有以下几种：,3,中心承力筒结构,CenterBearingCylinderStructure,壳结构体是卫星的一种重要结构形式，通常作为主承力结构。卫星上承力壳体结构主要采用圆柱和圆锥两种形式。,在卫星结构中，壳体主承力结构有两大类：一类是中心承力筒，它是一个筒形（圆柱、或圆柱与圆锥的组合）结构，位于卫星的中央，与运载火箭对接，是卫星上主要承载的机构件；另一类是舱段壳体，结构舱段壳体是一个独立的回转形结构，舱段内的其他结构及星载设备均在其内部进行连接和安装，其可承受卫星的全部或部分载荷。,中心承力筒结构,中心承力筒概念,承载整星主要载荷,提供卫星与运载火箭连接与分离的的接口,作为整星结构组装的核心部件,安装卫星上的部分设备,提供卫星设计和工艺的基准,提供服务舱或整星在地面组装、测试、试验、运输时的支撑面，以及卫星与地面支持设备的机械接口。,中心承力筒的功能主要有以下6点：,中心承力筒的功能,中心承力筒结构,中心承力筒结构形式,波纹壳。将光壳的筒壁沿轴向做成波纹而形成的一种结构形式。,蜂窝夹层壳。壳壁内外表面有强度和刚度较高但很薄得面板、里面为密度很低但高度尺寸较后的蜂窝芯子复合而成的一种结构形式。,桁条加筋壳。对薄壁光壳用轴向桁条进行加强形成的结构。,网格加筋结构。具有等边三角形、菱形等网格形式的密筋薄壁壳结构。,光壳结构。没有轴向和加强件的轴对称薄壁结构，也称硬壳结构。,中心承力筒结构,中心承力筒的构型首先要确定总体尺寸，筒体结构下端的直径由运载火箭的对接接口确定，上端直径尽可能与下端直径一致，使筒体结构成为一个圆柱筒，对设计和制造都比较有利。,桁条加筋中心承力筒构型设计,加筋壳的稳定性主要由桁条以及横向框来保证。横向框的数量和位置布局也是构型设计的主要内容。此外，筒体结构上除了用横向框作为连接件外，还可能需要一些其他的连接结构件。由于筒体结构内装有设备，有关管路或电缆需要穿越筒壁，微观察和操作方便，往往需要在筒体上开操作孔。,中心承力筒结构,1筒体蒙皮的设计蒙皮一般使用板材滚弯成形，再用大街片在接缝处进行拼接，形成一个圆筒，其设计尺寸包括筒体的直径、高度及蒙皮厚度。,4上端框设计在对强度和刚度要求不是很高时（顶端），可选用碳纤维/环氧树脂复合材料制作；在其需要承受连接载荷时（中间），宜选用铝合金。其设计方法可参照下端框。,2桁条的设计桁条在加筋壳中的作用主要有两点：一承受纵向拉压载荷；二是对蒙皮提供支持，使之有效地承受载荷。,3下端框设计下端框是卫星与运载火箭的重要机械接口界面，其配合部分尺寸已经形成了标准系列。,5中框设计当中心承力筒轴向尺寸较大时，需要设置中框以提高纵向桁条的临界应力，可用铝合金机加工和板材滚弯成形，也可用碳纤维/原阳树脂复合材料铺设成型。,6纵向连接角片设计纵向连接角片连接与承力筒轴线平行的结构板，通常用铝合金加工，承受剪力和局部弯矩载荷。,中心承力筒的基本构建设计,中心承力筒结构,中心承力筒的装配就是通过合理可行的方法将各基本构建组装在一起，实现筒体结构的整体构型。其具体目标有两个：一是整体结构及各个连接接口满足必要的尺寸精度；二是个连接环节满足连接强度的要求。,承力筒的主要装配尺寸精度有：筒体的垂直度；上端框与下端框的平行度、同轴度及高度尺寸公差；各连接中框与上端框的萍乡度及高度尺寸公差；各纵向连接角片的垂直度、与相关基准坐标面的对称度及尺寸公差；桁条的分布尺寸公差等。筒体结构装配中各机构通过机械连接或胶接连接的方法进行。,中心承力筒装配连接设计,中心承力筒结构,蜂窝夹层中心承力筒一般由以下零部件组成。,蜂窝夹层中心承力筒设计,1筒体：蜂窝夹层中心承力筒的主体。2下端框：用于与运载火箭及地面支持设备的对接。3上端框：视结构的具体构型，可能有，也可能没有。4中框：连接与承力筒面平行的结构板。5纵向连接件：连接与承力筒轴线平行的结构板。,蜂窝夹层中心承力筒设计,中心承力筒结构,筒体的组成、载荷筒体主要有夹层结构内外面板、蜂窝芯子以及用于连接的埋件组成。所承受载荷有：作用在筒体两端的轴向拉压载荷、横向剪切载荷及弯曲载荷等。,筒体的开口设计：筒体开始设计中，最普遍的办法是在开口处使用口框予以加强。为了保证结构的可靠性，需要进行足够的试验。,设计方法1）确定筒体结构的类型2）根据载荷情况、质量指标、研制进度以及成本等选择面板材料3）根据基频设计要求初步确定筒体蜂窝夹层结构面板最小4）根据卫星准静态力学环境进行静力分析以及初步动力响应分析5）对筒体进行稳定分析,蜂窝夹层中心承力筒体设计,中心承力筒结构,4,密封舱结构,CapsuleConstruction,密封、承载、提供内部仪器设备的布局空间、支撑和定位仪器设备、舱段对接、设计和工艺的基准、防尘隔热和接地等。,壳段、封顶、舱门、密封法兰,密封要求、质量要求、强度要求、刚度要求、可靠性要求、安装要求、对接要求、功能要求。,航天器的密封舱是指为了宇航员或舱内有效载荷等仪器设备的需要，在运行时需要维持一定压力的舱段，密封舱结构是密封舱的主要部件。以下对密封舱结构的功能、组成及设计要求做简单介绍：,密封舱结构,密封舱结构概述,结构形式：从外形来讲，密封舱壳体可采用球形、圆柱形、圆锥形或以上的混合形。,舱门设计：舱门需要有一定的强度和刚度。舱门与舱口之间，需要密封。一般舱门采用以下几种结构：半硬壳式结构、整体壁板结构和蜂窝夹层结构。,舱段连接设计：密封舱与其他舱段的连接，有可拆式和不可拆式两种连接方式。不可拆式常采用铆接方式连接，可拆式常采用螺接方式连接。,壳体材料选择：目前密封舱壳体主要选用铝合金和钛合金。最高工作温度不超过200时采用铝合金，超过200采用钛合金。,密封舱结构设计,密封舱结构,密封机理：根据接触面积间有无相对运动可将密封分为静密封和动密封。,密封形式：卫星常用的密封形式有密封圈（O形密封圈、b形密封圈、矩形密封圈和T形密封圈）、橡胶波纹管相机窗玻璃密封。,密封设计中的其他要求：1接口粗糙要求；2装配要求。,密封材料选择：目前航天器上的密封材料主要是橡胶。常用的橡胶有丁晴橡胶、室温硫化硅橡胶等。,密封设计,密封舱结构,密封舱设计的试验验证,力学试验：为考核设计方案是否正确，需要进行静动强度试验。静强度试验主要是水圧试验，动强度试验是振动响应试验。,热真空试验：密封舱结构一般不单独做热真空试验，而是参加全星热真空试验。,检漏试验：密封舱检漏试验的目的是评价与验证密封舱的漏率是否满足规定要求暴露密封材料、密封结构、加工及装配缺陷。,验收试验：为确保安全可靠，密封舱壳体在交付总装之前必须进行水压气密验收试验。,密封舱结构,5,防热结构,ThermalProtectionStructure,卫星方法结构设计的任务是，设计出能经受气动加热，防止返回舱发生过热和烧毁的结构。,防热结构中用于耗散气动热的材料层叫防热层，放热效果主要是由该材料层完成的。用以支撑防热层的结构成为防热层的背壁结构。,在总体设计规定的质量和被防护的本体允许的最高温度下，设计出能经受各种飞行环境的防热层。,任何返回式卫星在完成轨道飞行任务后，都将用返回舱携带着有效载荷重返地面。,防热结构,防热结构概述,机理与特点：吸热防热结构就是利用防热材料吸收大部分气动热的防热方法。设计时只要材料热容量够大，就能使传入结构的热量很小。,材料选择：选用比热容大、导热率大、热扩散系数大和耐温高的材料作为防热层，较为合格的材料有铍、氧化铍、铜和石墨等。,设计计算：利用求解方程计算出所选材料和选定厚度的本体结构和温度。若与设计值差得远，则重选厚度，直至符合设计要求。,防热结构,吸热防热结构的设计,机理：辐射防热结构就是利用耐高温并有高辐射特性的外表面，以辐射散热的方式对气动加热进行防护的结构。,典型辐射防热结构：1与高温气体接触的蒙皮，主要用以辐射散热；2隔热材料，将外蒙皮与内部结构隔开3被防护的航天器本体结构,设计计算：辐射防热设计与计算的主要任务是确定结构的温度、隔热材料的厚度。先建立物理模型，再用数学方法描述防热结构内的传热与能量平衡关系，求出温度分布，最后根据温度选用才来并确定性能指标。,防热结构,辐射防热结构的设计,机理：烧蚀材料在再入的热环境中发生烧蚀时，会发生一系列物理、化学反应，期间，材料质量消耗，但吸收了气动热。,典型的烧蚀材料：根据各类材料的集采，典型的烧蚀材料可分为四大类：塑料基烧蚀材料、橡胶基烧蚀材料、陶瓷基烧蚀材料和金属基烧蚀材料。,设计计算：根据烧蚀方程组的求解，即可在一直防热层厚度时求得防热层内温度分布，也可以根据允许最大背壁结构温升，通过多次迭代求得最小的防热层厚度。,防热结构,烧蚀防热结构的设计,6,太阳翼结构和机构,SolarWingStructureandMechanism,太阳电池可把空间轨道上的太阳光能转化成电能，具有功率大、寿命长、质量小、结构简单等一系列优点，很适合做卫星空间电源。目前，太阳电池阵可分为体装式太阳电池阵和展开式太阳电池阵两大类。,太阳翼结构与机构,太阳翼结构和机构,太阳翼概述,基板的构型设计：包括确定基板的外形尺寸和板上押斤点的数量和位置。,基板的结构设计：为减小基板质量和提高基板刚度，一般采用蜂窝夹层结构，目前以碳纤维复合材料应用最广。,连接架设计：连接架长度一般可取基板宽度的一半，最大高度应与基板高度保持一致。,太阳翼结构分析：其结构分析主要包括以下几个方面：折叠状态下太阳翼模态分析、正弦振动响应分析、噪声分析、静载分析；展开状态下太阳翼模态分析、冲击载荷分析；太阳翼强度校核分析。,太阳翼结构设计与分析,太阳翼结构和机构,太阳翼机构是卫星上的活动部件，它增加了卫星的复杂性和风险性，其主要包括压紧与释放机构和展开机构两部分。其中释放机构又可分为教练和绳索联动系统。,太阳翼机构设计与分析,太阳翼机构设计与分析,太阳翼结构和机构,太阳翼关键零部件性能测试：目的在于：为太阳翼设计和分析提供必要的数据，检验产品是否符合设计要求，以及检验产品的制造质量，包括外观、承载能力等。,太阳翼力学性能试验：包括噪声试验和振动试验，目的在于验证太阳翼结构的设计和分析，以及检验太阳翼产品的工艺一致性。由于采取的数学模型和原始参数与实际情形不同，因此有重要意义。,太阳翼展开试验：该试验是太阳翼最主要的试验，是关系到卫星任务成败的关键问题。其目的在于验证太阳翼在经受各种工作状态之后的展开性能及展开的可靠性。,太阳翼结构和机构设计试验验证,太阳翼结构和机构,7,天线结构与机构,AntennaStructureandMechanism,卫星天线是在自由空间中传播的无线电波与传输线中传输的电信号之间的转换器。具有两个基本功能：一是实现传输线与自由空间的阻抗匹配，二是实现电磁波向特定方向的辐射。,天线按增益高低分可分为高增益天线和低增益天线。按型式分可分为：线天线、喇叭天线、反射面天线和阵列天线。其中反射面天线和阵列天线一般尺寸较大、结构复杂具有较高的尺寸精度要求。,卫星天线的结构和机构必须满足一系列要求，主要包括：构型要求（电性能要求、视场要求）、机械接口要求、质量和质量特性要求、刚度要求、强度要求、适应空间环境要求（排气速率要求、高低温要求）、材料要求、可靠性要求和寿命要求等。,天线概述,天线结构与机构,天线结构和机构的方案设计首先要从分析用户要求开始，通过对需求分析与协调，确定天线的基本形式。接着进行天线构型设计，产生对天线的技术要求，通过初步分析对比，初步确定天线方案。,天线结构和机构的方案设计,天线结构和机构方案设计是一个迭代过程，不断权衡、取舍。最优的方案应具备易于实现、性能可靠、费用合理的基本特点。,天线结构与机构,由于天线结构和机构形式多种多样，其详细设计的内容好方法也不尽相同，用一种统一的方式进行论述是非常困难的；反之，针对每一种天线结构和机构形式进行论述不仅十分繁杂，又不可避免的会出现重复。,主要包括刚度分析和强度分析，其目的是验证天线结构对刚度要求及适应在和条件满足程度，一般采用有限元法进行。,与其他卫星部件一样，只有在适当的温度范围内天线才能正常、可靠的工作。天线结构机构热分析主要包括温度场分析和热应力、热变形分析。,机构动力学分析是对机构在外力作用下产生的响应进行计算机模拟的方法。将实际的机构通过模型化简为一系列由各种关节和约束力连接的刚性或柔性部件。,天线结构和机构的分析,天线结构与机构,8,连接与分离机构,ConnectandDisengageMechanisms,连接与分离机构是实现航天器本体和部件之间、舱段之间、航天器与运载火箭之间以及航天器之间的牢固连接又可按要求实现解锁与分离的装置。,连接分离机构主要有以下几种类型：机械连接与分离机构、电路连接与分离机构、气路与液路连接与分离机构。,连接面载荷条件、连接面机械接口参数、分离速度与分离姿态要求、密封要求、分离冲击环境要求、分离冲量要求、未然控制要求、连接与分离可靠性要求、连接与分离安全性要求。,连接与分离机构设计分为系统设计和机构设计。系统设计是依据给定输入条件进行分析计算，制定连接方案，计算分离推力，进行技术指标分配，提出设计要求，确定系统实验方案并通过试验验证系统设计正确性和合理性。,连接与分离机构,连接与分离机构概述,火工装置特点：利用装药的能量通过功能组件完成规定功能的