某星载雷达电子设备的刚强度有限元分析*

吴文志，程 林，张 平，彭 超，王志海

(中国电子科技集团公司第三十八研究所， 安徽 合肥 230088)

某星载雷达电子设备的刚强度有限元分析*

吴文志，程 林，张 平，彭 超，王志海

(中国电子科技集团公司第三十八研究所， 安徽 合肥 230088)

星载电子设备是卫星雷达的重要部件，其结构刚度与强度直接关系到卫星雷达的性能。为保证某星载电子设备在严酷的力学环境下不失效及不被破坏，文中采用通用大型有限元分析软件ABAQUS建立其力学仿真模型，进行了模态分析和加速度过载、正弦振动及随机振动等工况下的力学分析，得到了结构的固有频率和振型以及各工况下相应的结构强度、刚度响应和安全裕度数据。结果表明，该电子设备的结构设计满足星载环境设计要求。该仿真分析对星载电子设备的结构设计有着重要的意义。

星载电子设备；有限元分析；刚强度；加速度过载；随机振动

引 言

星载电子设备在加工、装调、运输、发射和入轨等过程中，需承受各种复杂、严苛的力学环境作用，如加速度、噪声、冲击及振动等[1]。严苛的力学环境会导致电子元器件受损或失效、电子线路短路或断路和接插件松动等环境效应，严重影响卫星雷达的安全性和可靠性[2]。因此，力学环境对卫星电子设备工作可靠性的影响不容忽视，已引起广泛关注[3-6]。

在产品研制过程中，要准确评估寿命周期内在各种力学环境作用下的结构刚强度响应，就需在地面开展静加速度、正弦振动、随机振动(噪声)及瞬态冲击等环境鉴定试验[1]。随着有限元仿真技术的发展，在产品研制过程中，通过仿真手段预示结构关键环节的应力响应特性，确认结构的合理性，为结构参数的最终确定提供理论依据和指导，可显著减少试验次数，提高研制效率，缩短研制周期，降低研制费用。

本文阐述了某星载电子设备经历的力学环境，并采用通用大型有限元分析软件ABAQUS建立了对应的力学仿真模型。应用该仿真模型，对结构进行了模

态分析，并对其在加速度过载、正弦振动及随机振动等各种工况下的结构刚强度进行了系统分析。结果表明，该电子设备的结构设计满足星载环境设计要求。

1 星载电子设备的几何结构及力学环境条件

1.1 几何结构

该星载电子设备主要由机箱壳体、顶板、底板、侧板以及内部支撑件等组成，其三维模型如图1所示。整个设备通过6个安装孔固定在卫星安装平台上。

图1 星载电子设备的三维结构示意图

1.2 力学环境条件

根据星载产品力学环境适应性要求，该结构需承受加速度过载、随机振动及正弦振动等力学环境作用而不会失效，不被破坏。该星载电子设备所对应的鉴定级的力学试验条件见表1～表3。

表1 星载电子设备加速度过载试验条件

表2 星载电子设备正弦振动试验条件

表3 星载电子设备随机振动试验条件

2 星载电子设备有限元模型的建立

根据该星载电子设备的具体结构形式，对其模型进行了一定程度的简化处理：去掉尺寸较小的孔、圆角以及倒角。采用专业的前处理软件HyperMesh对简化后的几何模型进行网格划分，如图2所示。整个有限元模型由106 224个节点和229 687个单元组成，所用的单元均为体单元，螺钉连接用RBE2单元模拟。该结构所采用的材料均为铝合金2A12，其杨氏模量为70 GPa，泊松比为0.3，密度为2 780 kg/m3。计算时，6个安装孔位置完全固定。

图2 星载电子设备的有限元模型

3 星载电子设备模态仿真分析

模态分析是结构动力学分析的基础, 其目的是确定结构的固有频率和固有振型，其结果对动力学分析及优化设计有较大的实用价值[7]。本文在ABAQUS中采用Lanczos方法计算了该结构在约束模态下各阶的固有频率及振型。该电子设备前6阶的固有频率见表4，对应的振型如图3所示。

表4 星载电子设备前6阶固有频率 Hz

阶数123456频率618．5764．9817．2973．4990．81076．3

图3 星载电子设备前6阶模态振型图

从图3可知，在约束模态下，第1、3、6阶模态振型的最大变形均发生在星载电子设备的顶板上；第2、4阶模态振型的最大变形发生在星载电子设备的底板上。这主要是由于顶板和底板是该电子设备较为薄弱的部位。其中，第1、3、6阶模态振型分别为顶板的1弯、2弯及3弯；第2、4阶模态振型分别为底板的1弯和2弯。从表4可知，在约束模态下，结构的基频均大于600 Hz，远高于正弦振动条件下最高的扫频频率(100 Hz)，有效地避开了外部工作激励频率，该星载电子设备不会产生共振现象。

4 星载电子设备加速度过载仿真分析

加速度过载试验所给的载荷维持时间较长，而且其变化符合线性规律，不具有周期性。仿真分析直接采用静力分析的方法进行。该星载电子设备在加速度过载作用下的结构刚强度响应如图4所示。

图4 加速度过载下星载电子设备刚强度响应

从图4可知，在X、Y、Z三轴向加速度过载作用下，结构的最大应力分别为1.07 MPa、1.75 MPa和2.45MPa，均出现在安装孔处；最大变形分别为2.23e-3 mm、3.26e-3 mm及9.38e-3 mm，分别出现在侧板中心处、顶板中心处和顶板中心处。

安全裕度定义为

式中：σs为最大许用应力，这里取铝合金的屈服极限270 MPa；σmax为计算得到的最大应力；f为安全系数，本文取1.5。

将数据带入上式可得在X、Y、Z三轴向加速度过载作用下的结构安全裕度，分别为[MS]X≥167> 0、[MS]Y≥ 101> 0和[MS]Z≥72>0。这表明该电子设备的结构设计满足加速度过载环境要求。

5 星载电子设备正弦振动仿真分析

正弦振动分析是用来计算结构在稳态振动激励下响应的方法。在正弦振动分析中,激励载荷在频域中以显式方式定义，对应于每一个加载频率，外载荷都是已知的[1]。外载荷可以是力，也可以是强迫运动(位移、速度或加速度)。本文基于模态分析的结果，采用谐响应分析的方法进行正弦振动仿真分析。在表2所给的输入条件中，外载荷分别为加速度及位移，因此在进行仿真计算时，需分段进行谐响应分析。

计算结果显示，在100 Hz时，结构的刚强度响应最大，此时结构承受的力学环境最为恶劣。图5为该星载电子设备在X、Y、Z三轴向正弦振动载荷作用下的结构受力及变形情况(对应的频率为100 Hz)。

图5 正弦振动下星载电子设备的刚强度响应

从图5可知，在X、Y、Z三轴向正弦振动载荷作用下，结构的最大应力分别为1.3MPa、2.1MPa和2.9MPa，均出现在安装孔处；最大变形分别为2.63e-3mm、4.03e-3 mm及1.13e-3 mm，分别出现在侧板中心处、顶板中心处和顶板中心处。对应的安全裕度分别为[MS]X≥137> 0、[MS]Y≥ 84> 0和[MS]Z≥61>0，结构设计满足正弦振动环境要求。

6 星载电子设备随机振动仿真分析

在模态分析的基础上，运用模态叠加法，取临界阻尼比0.03，以表3所示的试验条件作为载荷输入，计算天线在X、Y、Z向随机振动激励下的响应。图6为3个方向的1σ应力和1σ变形云图。

图6 随机振动下星载电子设备的刚强度响应

从图6可知，在X、Y、Z三向随机载荷作用下，结构的最大1σ应力分别为2.8 MPa、7.4 MPa和14.3 MPa，分别位于侧板与壳体连接处、顶板处和安装孔处；对应1σ变形分别为8.19e-3mm、1.48e-2mm及6.21e-2 mm，分别位于侧板中心处、顶板中心处和顶板中心处。对应X、Y、Z三向的最大3σ应力分别为8.4 MPa、22.2 MPa和42.9 MPa，最大3σ变形分别为2.46e-2 mm、4.44e-2 mm及0.19 mm。比较上述数据发现，在Z向随机振动激励下，结构受力及变形明显大于X向和Y向，这是由于星载电子设备在Z向的刚强度最弱。在Z向随机振动激励下，结构的安全裕度为MS≥3.2>0，结构设计满足随机振动环境要求。

7 结束语

本文研究了某星载电子设备在不同力学环境下的

结构刚强度响应。首先阐述了该结构所经历的力学环境；之后采用有限元分析，对该星载电子设备的模态进行了分析，得到了其频率及振型；最后对其进行了加速度过载、正弦振动及随机振动等工况下的力学分析，得到了相应的结构强度、刚度响应和安全裕度数据。结果表明，该电子设备的结构设计满足星载力学环境的设计要求。该有限元分析结果对星载电子设备的结构设计有着重要的意义，可显著降低研制成本， 缩短研制周期。

[1] 向树红. 航天器力学环境试验技术[M]. 北京: 中国科学技术出版社, 2010.

[2] 徐福祥. 卫星工程概论[M]. 北京: 中国宇航出版社, 2004.

[3] 李宗轩. 主反射镜组件柔性环节随机振动响应分析与试验[J]. 红外与激光工程, 2014, 43(6): 101-107.

[4] 王长武. 星载雷达天线结构动态特性研究[J]. 现代雷达, 2008, 30(5): 119-122.

[5] 刘树斌, 闻月娇, 王志成. 某星载电子设备的动态响应分析[J]. 机电产品开发与创新, 2014, 27(4): 106-107.

[6] 吴孟武, 黄春江. 某星载电子设备的力学仿真分析[J]. 电子机械工程, 2015, 31(4): 49-56.

[7] 范文杰. 星载电子设备宽频随机振动响应分析[J]. 电子机械工程, 2010, 26(4): 5-8.

吴文志(1984-)，男，博士，工程师，主要从事星载电子设备结构优化设计工作。

Finite Element Analysis for Stiffness and Strength ofElectronic Equipment of a Space-borne Radar

WU Wen-zhi，CHENG Lin，ZHANG Ping，PENG Chao，WANG Zhi-hai

(The38thResearchInstituteofCETC,Hefei230088,China)

The space-borne electronic equipment is the key component of the space-borne radar. Its stiffness and strength have direct effect on the performances of the space-borne radar. In this paper, to ensure that the electronic equipment of a space-borne radar works effectively and is not damaged under the severe environment, the mechanical simulation model of the electronic equipment is established by ABAQUS software. Based on the mechanical model, the modal analysis and mechanical analysis under the acceleration overload, the sinusoidal vibration and the random vibration are conducted. The natural frequency, vibration modes and the corresponding stiffness & strength response data and the safe margin data are obtained. The result shows that the structure design of the electronic equipment satisfies the requirement. The finite element analysis is significant to the structure design of the space-borne electronic equipment.

space-borne electronic equipment; finite element analysis; stiffness and strength; accelerationoverload; random vibration

2016-01-03

V243

A

1008-5300(2016)03-0056-04