硬X射线调制望远镜卫星结构设计与验证

张晓莉 闫亮 钱志英

(北京空间飞行器总体设计部,北京 100094)

硬X射线调制望远镜(HXMT)卫星是基于资源二号卫星平台的我国首颗大型天文卫星,其有效载荷为中科院高能所创新研制的硬X射线调制望远镜,望远镜总质量达970 kg,安置于卫星顶端,是目前资源二号平台卫星中质量最大的有效载荷,因此对卫星结构的局部承载能力要求更高;6组动量轮集中安装在动量轮安装支架,引起动量轮安装支架的动态特性改变,对振动环境下动量轮的动力学响应产生很大影响;为满足硬X射线调制望远镜的热控要求而设计的遮阳板,由于其面积大、高悬臂等安装特性,导致其刚度低而容易产生频率耦合及动力学环境下的较大变形。

本文结合上述总体构型及有效载荷的特点,针对结构的设计难点,开展了整星结构主传力路径设计,望远镜安装连接设计,大面积、高悬臂遮阳板结构设计,高刚度一体化动量轮安装支架结构设计等工作,并最终通过了整星力学仿真分析、地面试验及在轨飞行试验的验证。

1 结构技术特点

HXMT卫星结构组成如图1所示。其结构功能、性能等方面虽然与资源二号平台卫星基本相同,但是由于总体构型及有效载荷的较大差异,使其结构设计存在以下特点,需要在卫星结构研制过程中进行重点设计和验证。

(1)卫星结构需要为有效载荷硬X射线调制望远镜提供良好的主传力路径,设计合理的连接方式,以确保其安装强度和刚度,从而为有效载荷提供良好的力学环境。[1]

(2)动量轮安装支架的一体化设计以及与承力筒的安装连接设计,均需要充分考虑其在动力学环境下的适应性,避免频率耦合和局部连接强度不足。

(3)遮阳板结构的安装既不能妨碍有效载荷安装,又要悬臂在星体之外很大面积,因此其连接方式的设计一方面要保证拆卸方便,另一方面也要保证其刚度、强度。[2]

图1 整星结构组成Fig.1 Composition of HXMT structure

2 结构设计与验证

2.1 有效载荷安装及主传力路径设计与验证

卫星结构与望远镜的连接接口设置在载荷舱顶部,要求平台结构提供40个连接孔及2个定位销。望远镜底座连接接口如图2所示。

图2 望远镜与平台结构接口示意图Fig.2 Interface between telescope and structure

HXMT卫星结构设计的基本原则之一就是为有效载荷提供最直接、简短的主传力路径,确保整星结构的强度和刚度,从而为有效载荷提供良好的力学环境。因此,为了更好、更优地实现有效载荷硬X射线空间望远镜的安装,在方案论证和设计阶段,载荷舱结构设计突破资源二号卫星平台以往的金属构架＋箱板式结构构型,采用了全新的承力筒＋箱板式的构型。为了实现载荷舱承力筒与有效载荷硬X射线空间望远镜、服务舱之间的传力连续,载荷舱承力筒设计为倒锥壳结构,起到承上启下的作用。载荷舱承力筒结构如图3所示。[3]

图3 载荷舱承力筒示意图Fig.3 Cylinder of payload module

载荷舱承力筒、服务舱承力筒和对接段构成了HXMT卫星的主传力路径。在发射状态下,占整星质量35%的硬X调制望远镜所产生的载荷均匀、直接地通过主传力路径传递到星箭连接面,有效避免了单点承受载荷过大而引起的局部加强设计等问题。

通过MSC/Patran、Nastran有限元分析软件进行整星力学仿真,结果表明:

(1)运载准静态载荷环境下,对应望远镜安装部位的载荷舱承力筒上框最大应力139 MPa,安全裕度1.58,蒙皮最大应力71.9 MPa,安全裕度10.7,满足设计规范要求。

(2)运载主动段发射环境下,对应望远镜安装部位的最大响应与试验值比对情况见表1。结果表明,望远镜安装部位的响应特性分析值与试验值基本吻合。

表1 望远镜安装部位最大响应Table 1 Maximum response of the telescope interface

整星振动试验结果表明:X向正弦振动试验中望远镜安装面的响应为2.4 gn(验收级),Y向正弦振动试验中望远镜安装面的响应为2.4gn(下凹至1/3验收级),Z向正弦振动试验中望远镜安装面的响应为2.1gn(下凹至1/3验收级),均未超出单机验收级振动试验条件,通过整星力学环境试验考核。

2.2 动量轮支架一体化设计与验证

与资源二号卫星平台将动量轮分散安装于服务舱顶板的方式不同,HXMT卫星将6组动量轮集中安装在服务舱承力筒内部,并通过动量轮安装支架实现多组动量轮的一体化安装。因此,动量轮安装支架的设计及安装方式均需要重新进行设计与验证。

HXMT卫星动量轮安装支架设计采用铸镁件机加的形式,为了提高动量轮安装支架与动量轮组合体的整体刚度,在服务舱承力筒连接中框与动量轮安装支架之间除了通过安装座连接之外,还在承力筒上框与动量轮安装支架之间设置4根长度可调整的动量轮支架拉杆[4]。

动量轮安装支架设计示意如图4所示,动量轮安装支架的连接如图5所示。

图4 动量轮安装支架示意图Fig.4 Bracket of momentum wheels

图5 动量轮安装支架与承力筒的连接Fig.5 Connections between cylinder and bracket of momentum wheels

为获得动量轮安装支架及动量轮组合体的动态响应特性,在初样结构研制阶段,设计并开展了动量轮安装支架和动量轮组合体的低量级振动试验。振动试验结果如下。

(1)在X向加载时,沿－Y方向直接安装到动量轮安装支架上的动量轮响应放大较大,针对动量轮组合体的整体输入,动量轮响应放大倍数为19倍左右(17.2gn),动量轮安装面的放大倍数为13.2倍(11.9gn)。

(2)在Y向加载时,沿＋Y和＋Z方向直接安装到动量轮安装支架上的动量轮响应放大较大,针对动量轮组合体的整体输入,动量轮响应放大倍数为20.9倍左右(18.8 gn),动量轮安装面的放大倍数为6.7倍(6gn)。

通过对试验数据的分析,可以推断得出结论:这两处直接安装的动量轮及其安装点的响应放大主要是由于动量轮安装支架上对应安装位置的工字梁截面抗扭转性能较弱而引起。为此,对动量轮安装支架上对应两个直接安装的动量轮安装位置进行抗扭加强设计:①沿－Y方向直接安装的动量轮安装处进行了工字梁截面的翼板宽度渐变设计;②沿＋Y和＋Z方向直接安装的动量轮安装处增加纵向加强斜筋。动量轮安装支架加强设计如图6所示。

图6 动量轮安装支架加强设计Fig.6 Enhanced design for bracket of momentum wheels

整星力学仿真结果表明:由于动量轮安装支架加强设计仅针对支架自身设计,因此在整星主频处的响应基本无变化,但在动量轮安装支架局部频率处的响应量值相对降低5%～20%。整星振动试验结果表明:X向正弦振动试验中,动量轮安装支架上6个动量轮安装位置响应为4gn;Y向正弦振动试验中,6个动量轮安装位置响应为6.8 gn;Z向正弦振动试验中6个动量轮安装位置响应为3gn。均未超出单机验收级振动试验条件,顺利通过整星力学环境试验考核。

2.3 大面积、高悬臂遮阳板设计与验证

HXMT对温度有特别严格的要求,需要在载荷舱顶部设计一个用于遮挡阳光、减小有效载荷热流的遮阳板。遮阳板尺寸为2100 mm×1500 mm(沿高度方向悬臂出星体外1500 mm),为了避免与有效载荷的安装空间干涉,其与星体结构的连接不能采用连续支撑的方式。

在方案设计阶段,遮阳板采用轻量化的铝面板、铝蜂窝夹层结构形式,连接设计采用连接角盒＋4组撑杆连接的形式,模态分析表明:遮阳板基频27 Hz,与整星横向基频完全避开。遮阳板方案设计如图7所示。

图7 遮阳板方案设计Fig.7 Preliminary design of sun visor

在初样设计阶段,为了满足有效载荷视场需求,在遮阳板上方中心600 mm×300 mm范围内,需要向星体外凸出至少20 mm。因此在上述方案设计的基础上,遮阳板顶部增加了大开口＋铝合金机加件进行连接。模态分析结果表明:遮阳板基频17 Hz,与整星横向基频非常接近,存在频率耦合后动力学响应异常放大的风险。遮阳板初样阶段的原始设计如图8所示[5]。

导致遮阳板基频低的因素有两个:①遮阳板的边界支撑条件差。作为2100 mm×1500 mm的薄壁结构,除底边与星体顶板连接外,仅通过4根复合材料撑杆进行点式支撑。②遮阳板顶部安装的1.4 kg铝合金机加件,使其顶部出现了明显的集中质量,从而导致基频下降约10 Hz。

图8 遮阳板初样的原始设计Fig.8 Critical design of sun visor

遮阳板的响应特性与其结构形式、边界条件和阻尼特性相关。作为悬臂结构,可以采用增加支撑或者提高阻尼的方法来降低其加速度响应。由于星上空间限制,增加遮阳板支撑来改善其边界条件,从而提高其基频并降低响应的方案难于实施;另一方面,提高遮阳板阻尼最有效的措施是进行约束阻尼处理(更换复合材料所提供的阻尼相对有限),而对于薄壁结构的遮阳板,进行任何的阻尼处理都会增加其自身质量,从而导致其基频的进一步降低[6]。

因此,在遮阳板初样设计阶段,共考虑了以下3种改进设计方案,详见表2。

遮阳板各种设计方案的模态分析结果见表3。分析结果表明:改进方案3可以将遮阳板本体基频由17.8 Hz提高到32.5 Hz,与整星横向基频完全避开。

振动条件下,遮阳板顶部的位移响应见表4。分析结果表明:改进方案3可以显著降低遮阳板位移,遮阳板位移响应降低到原来的27.6%。

由于遮阳板基频较低,振动环境下的变形很容易引起其强度不足而发生破坏。因此在进行力学分析时,将振动环境下遮阳板本体在基频处的变形作为强制位移,施加到遮阳板上来进行其在振动环境下的强度校核分析。表5中给出了遮阳板的应力及最小安全裕度。分析结果表明:改进方案3可以有效提高面板的局部失稳临界应力,在鉴定级环境条件下,遮阳板最小安全裕度提高为2.39。

表2 初样阶段遮阳板各种设计方案Table 2 Multiple design of the sun visor

表3 遮阳板各种设计方案基频Table 3 Frequencies and mode of sun visor

表4 遮阳板加速度及位移响应Table 4 Response of sun visor

表5 遮阳板应力及安全裕度Table 5 Stress and safety margin of sun visor

经过上述各项性能比对后,遮阳板设计采用改进方案3。整星振动试验响应结果表明:X向正弦振动试验中遮阳板最大响应29gn,Y向正弦振动试验中遮阳板最大响应6.5gn,Z向正弦振动试验中遮阳板最大响应为31.3gn,顺利通过整星力学环境试验考核。

3 结束语

HXMT卫星结构设计针对有效载荷及总体构型特点展开,以满足有效载荷功能、性能要求为核心,尤其是满足安装刚度要求、精度要求、遮阳板设计要求等。

(1)通过整星主传力设计来保证有效载荷的高精度、高刚度要求。充分考虑整星主传力路径的简、短、直接性,保证以较少的结构代价,取得较优的结构占比、载干比(载干比＝有效载荷质量/(整星质量－燃料质量))。HXMT卫星结构占比仅为10%,整星载干比达39%。

(2)通过刚度解耦来保证大面积、高悬臂遮阳板的性能要求。在关注连接强度的同时,通过刚度设计实现其与整星结构的刚度解耦,有效减小其动力学响应及位移变形。

力学仿真分析、地面试验及在轨飞行验证结果表明:HXMT卫星结构设计在刚度、强度方面满足有效载荷和运载的要求;动量轮安装一体化设计有效降低了动量轮安装处的动力学响应;大面积、高悬臂遮阳板设计成功解决了其与整星刚度耦合的问题。

参考文献(References)

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[6]薛鹏程,李晖,常永乐,等．悬臂边界下纤维增强复合薄板固有频率计算及验证[J]．航空动力学报,2016,31(7):1754-1760 Xue Pengcheng,Li Hui,Chang Yongle,et al．Natural frequency calculation and validation of fiber reinforced composite thin plate under cantilever boundary[J]．Journal of Aerospace Power,2016,31(7):1754-1760(in Chinese)