空间特性模拟的微小飞行器结构设计与动特性分析

杨自鹏 彭慧莲 刘敏 张群 杨勇 林宏

空间特性模拟的微小飞行器结构设计与动特性分析

杨自鹏1彭慧莲1刘敏2张群1杨勇1林宏1

（1北京宇航系统工程研究所，北京 100076；2 首都航天机械有限公司，北京 100076)

为研究空间碎片等非合作目标的可见光、红外及运动规律等空间特性，一般通过微小飞行器进行模拟，因此，对微小飞行器结构设计提出了小发射尺寸、大展开面积、轻质、高承载等技术需求。本文基于立方星架构思想，进行了空间特性模拟微小飞行器的结构方案设计。在分析卫星构型设计特点的基础上，结合设计要求、发射的重量及空间限制等约束，提出了舱段模块化、尺寸系列化堆叠式构型研制方案。通过三维建模设计和有限元分析，开展了多U微小飞行器的结构方案设计与动特性分析。结果表明结构方案合理、强度刚度满足指标要求，可作为结构优化及地面试验环境条件制定的依据。

特性模拟；立方星；多U微小飞行器；结构方案；有限元分析

0 引言

随着人类太空开发和探索活动的增多，空间碎片潜在的威胁和其军事利用价值日益受到国际上各航天强国的密切关注，纷纷投入大量的人力、物力、财力进行了大量有关空间碎片的研究工作。其中一个研究方向是空间碎片特性研究，它对空间碎片的探测、航天器的防护和碎片减缓等问题的研究起着重要技术支撑的作用。为配合开展空间碎片目标识别、控制及回收演示试验，采用合作目标的方式进行空间碎片热特性、光学特性[1]及运动特性的模拟。这就要求合作目标具备近距离小尺寸、远距离大尺寸、主动加热及飞行姿态等模拟的能力，同时还应满足搭载发射的可靠性、安全性、包络及质量等要求。针对合作目标空间碎片特性模拟的的研究，可通过搭载不同载荷的微小卫星进行实现，结构设计实现尺寸、重量等指标，电气系统通过主动加热及姿态控制等实现红外、运动规律等指标。微小卫星技术是当今空间技术、微机械技术、微电子技术、计算机技术、光学技术及遥感技术高度综合的结晶[2]。微小卫星具有成本低、研制周期短、发射灵活等优点，在商业航天的推动下，微小卫星在空间中的业务应用日趋成熟。其中，以立方星为主的微纳卫星，成为航天技术的热点。立方星是一种小型化的卫星，结构简单，1U立方星外形尺寸为10cm×10cm×10cm[3]，根据任务的需要，也可将1U立方星扩展为2U、3U甚至多U。在充分继承传统卫星构型特点的基础上，基于立方星架构思想，通过三维建模进行空间碎片特性模拟的多U微小飞行器的结构方案设计，最后利用有限元分析软件开展微小飞行器的强度刚度校核和动特性分析，以验证结构方案的合理性，并为后续开展地面试验环境条件的制定提供参考。

1 微小卫星构型种类及特点

卫星结构的主要作用是承受地面运输、发射和空间运行的力学和热载荷环境，为有效载荷、仪器设备等提供安装基础，与运载火箭连接等。因此，卫星结构必须具有足够的刚度和强度，在经得住不同力学环境的情况下[4]，还能保证外形尺寸及仪器设备的安装精度[5-6]。目前国内外卫星的构型方式主要有中心承力筒式、箱板式、构架式等[7]。

1.1 承力筒式结构

此类构型卫星由中央承力筒和周维纵横交错框组成，承力筒是卫星主传力结构及核心部件，也在其内安装大尺寸推进剂贮箱。具有承载能力强、承力均匀、力学性能好、空间利用率高等优点；但也存在功能密度低、筒内封闭、加工复杂、装配及操作性差的缺陷。由于承力筒式构型多应用在大中型卫星中，因此微小卫星一般不宜采用此构型。

1.2 箱板式结构

一般由铝面板蜂窝夹层板或单层板、加筋板、连接件等组装而成，具有结构形式及连接关系简单，传力路线短、承力均匀、提供较大安装平面等优点；缺点是稳定性差、抗弯刚度低、无单独承力结构、装配复杂、成本高等。

1.3 构架式结构

构架式结构是由机械加工或通过加工的梁构件通过螺接或焊接等方式组装而成的一种结构形式，其结构的优点是结构刚度高、传力路径短且直接、扩展性强、功能密度及模块化程度高、容易分舱设计、成本低等[8]。但存在抗扭转性能差、连接处载荷比较集中。

考虑成本、工艺方案、装配便利性、模块化程度及可扩展性、轻量化及可靠性等方面因素，对比箱板式及构架式两种构型特点，综合立方星弹射筒发射方式，本文用于空间特性模拟的多U微小飞行器选用舱段模块化的构架式构型。

2 结构总体方案

2.1 总体要求

根据技术指标要求，多U微小飞行器的质量要求不大于23kg，在轨状态时结构质量占整个飞行器的比例不大于35%。搭载发射阶段尺寸不大于310mm×310mm×310mm，近距离特性模拟面积不小于0.07m2，远距离特性模拟面积不小于近距离特性模拟尺寸的5倍，结合弹射筒分离方案确定的包络要求见图1。根据姿态控制要求，在轨状态质心在微小卫星纵向轴线附近，要求横向质心偏差小于1.5mm，惯性积应尽量小。微小飞行器能够承受地面运输、发射和空间运行的力学载荷环境要求，且整星频率应避免与运载火箭产生过大的低频耦合效应，一阶振动频率大于150Hz。

图1 包络要求

Fig.1 Envelope requirements

2.2 结构设计思路

与火箭发射的主载荷相比，多U微小飞行器结构在搭载运载火箭发射升空时，要经历过载、振动等恶劣的力学环境，在轨道运行时要经受高低温、空间粒子等严酷的空间环境，因此结构设计思路也有所不同，具体为

a) 为降低火箭发射时动载荷对结构及安装设备的影响，一般以刚度为指标[9]，以强度为校核条件的刚度设计；

b) 结构设计时应该对各项设计要求进行综合、折中协调，保证所有的设计要求全面符合；

c)为尽可能的缩短研制周期、减小试验成本和降低设计风险，结构设计时充分继承、借鉴经历过飞行考核、较为成熟的设计技术；

d) 为降低生产成本，在满足功能、性能要求的情况下，结构应进行简洁设计，即采用简单的构型、尽可能少的零件，通过模块化、系列化实现组装；

e) 为降低成本，此小飞行器以火箭搭载的方式进行发射，发射成本与搭载飞行器的重量一般成正比关系，限于重量限制，需进行结构轻量化设计；

f) 为兼顾有效载荷的功能需要及发射空间限制，需对有限的空间进行合理、充分的利用。

2.3 结构设计方案

根据微小卫星结构设计及任务需求，进行空间特性模拟多U微小飞行器的结构设计。飞行器采用模块化设计思路，根据单机、载荷结构尺寸、特殊设备安装要求进行适应性设计，对仪器设备合理布局，满足质量特性的要求。飞行器每个舱段结构采用7075铝合金进行整体铣削加工，每个舱段之间通过锥套及锥孔实现定位，经上下端面外翻框连接螺栓实现紧固并承受横向载荷，多U微小飞行器外形尺寸为：300mm×300mm ×300mm，收拢及特性模拟展开状态见图2。飞行器主体结构理论外形尺寸为：280mm×280mm ×300mm，采用分舱式布局，由电源舱、控制舱、载荷舱及折叠展开板组成，见图3，三个舱段模块化设计，高度尺寸系列化。其中电源舱高度为100mm，主要用来安装锂离子电池组、电源控制器、磁力矩器、测控天线及温度传感器等；控制舱是电源舱与载荷舱的过渡舱，高度为80mm，主要用来安装三轴陀螺、GPS接收机及天线、任务管理组合、反作用飞轮、测控设备等；载荷舱高度为120mm，用于安装CCD相机、红外探测器、目标识别设备等载荷及分离信号开关。展开板理论尺寸为：300mm×300mm×10mm，展开状态形成较大面积用于在轨远距离空间特性模拟。

图2 多U微小飞行器总体示意图（收拢及展开状态）

Fig.2 Overall diagram of multi-U micro-aerospace

图3 飞行器本体结构布局

2.4 质量特性计算

根据仪器设备布局方案，在Creo中对每个零件进行材料属性设置，对所有仪器设备进行质量、质心位置及转动惯量赋值，最后通过设置展开板的装配角度（0°展开状态和90°收拢状态）对整个小飞行器起飞状态及在轨展开状态分别进行质量特性（质量、质心及转动惯量）计算，见表4。结果表明

a) 通过计算得到多U微小飞行器总质量为21.5kg，其中结构质量为7.15kg，占总质量的33.2%，满足不超过35%的要求；

b) 横向质心偏差均在1.5mm以内，结构布局较合理，满足质心控制要求；

c)惯性积比主惯量小近两个数量级，满足惯性积的要求，有利于小飞行器的在轨姿态控制。

表1 多U微小飞行器质量特性计算结果

3 静力分析及动特性分析

3.1 有限元模型简介

利用Creo软件构建整个飞行器结构实体装配模型，按照多U微小飞行器工作状态，在MSC.Patran中建立展开板收拢和展开两种状态的有限元模型，见图4，其结构通过Tetmesh(Tet10)实体单元模拟。参数设置为，材料为铝合金，弹性模量E=68GPa，泊松比ν=0.3。

有限元模型简化有如下几点考虑[10-11]

a) 舱内的仪器设备以非结构质量附在主结构上；

b) 收拢状态时，由于展开板紧贴于小飞行器本体，对结构的模态、振型影响较小，因此该状态不对展开板进行建模，其质量以非结构质量附在主结构上，其模型总质量约22kg，见图4 a)；

c) 展开状态时，假定展开板与本体的连接为理想刚化模型，采用共节点方式建模，其模型总质量约22kg，见图4 b)。

图4 收拢和展开状态有限元模型

3.2 结构静力分析

多U微小飞行器在发射阶段要承受恶劣的载荷环境，根据运载火箭的载荷环境，纵向7.25g，横向1.25g，最大过载作为输入，取1.5倍安全系数。本文通过MSC patran中有限元静力分析计算，飞行器底部固支，设计载荷条件下的变形、应变和应力分布云图，如图5、图6所示，可知

a) 最大合成位移为4.27×10-5m，位于飞行器顶部中心位置，位移分布从中心向四周近乎圆形减小；

b) 最大应变值为1.27×10-4，位于飞行器底部固支处；

c) 最大Von Mises应力值为10MPa，位于飞行器底部固支处，远小于材料屈服强度，可作为结构高效承载优化设计的依据。

图5 固支收拢状态变形和应变分布云图

图6 固支收拢状态Mises应力分布云图

3.3 动特性分析

3.3.1自由展开状态

多U微小飞行器经弹射筒分离，在轨完成近距离未展开空间特性模拟后，将一直作为远距离大尺寸空间特性模拟目标，此时展开板呈展开状态，因此，模态分析时自由状态主要考虑展开状态的模态振型。经有限元计算可知，飞行器前6阶频率为零，表明有限元模型的连接关系正确，分析了前50阶模态未出现飞行器整体模态，均为展开板局部振型，飞行器的前几阶主要振型见图7a)～d)。

3.3.2收拢固支状态

考虑到飞行状态，飞行器在发射阶段收拢放置在弹射筒内，底部的4个凸面与弹射筒弹簧推板接触，顶部支撑块与舱门接触。与弹射筒没有采用螺纹连接，为简化接触摩擦建模、为保证飞行安全，模态分析边界可采用底部固支的偏保守方法，可确保分析结果具有较大的裕度。模态分析时按飞行器底部固支状态进行边界简化等效，顶部支撑处施加均布压力39215Pa。

由于振动能量主要来源于低频模态，因此分析主要考虑小飞行器前10阶模态。经有限元计算可知，固支状态下，飞行器整体一阶横向为400Hz，满足整体基频大于150Hz的要求，其中整体横向、扭转及纵向模态分析见图8和表2。

图7 飞行器自由展开状态主要振型

表2 前10阶模态(固支状态)

4 结论

本文基于立方星架构思想，进行了用于空间特性模拟的微小飞行器结构方案设计。基于飞行器舱段模块化的构型特点，结合各方面设计约束，通过结构三维建模、静力和动特性有限元分析，获得了初步质量特性，强度、刚度满足设计要求，可作为后续小飞行器结构优化的依据和地面环境试验条件制定的参考。后续可将结构效率提升、接触边界的连接精确建模作为研究目标，开展轻质高承载结构优化设计、边界条件精细化有限元分析，解决边界等效差异，释放余量实现结构高效承载及优化。

[1] 李雅男, 孙晓兵, 乔延利, 等.空间目标光学特性模拟实验研究[J].应用光学, 2009, 30(6):895-899.[Li Yanan, Sun Xiaobing, Qiao Yanli, et al.Experiment of optical characteristic simulation of space target[J].Journal of Applied Optics, 2009, 30 (6): 895- 899.]

[2] 李奇峰, 陈昌亚, 谢亚楠, 等.天基微小卫星平台初步研究[J].航天标准化, 2006(1): 36-40.[Li Qifeng, Chen Changya, Xie Yanan, et al.Preliminary study on space-based microsatellite platform[J].Aerospace Standardization, 2006(1): 36-40.]

[3] 李亮.南理工一号立方星被动热控设计及其试验研究[D].南京理工大学, 2016.

[4] 方勃, 丁勇, 张业伟, 等.微小卫星结构设计方法[J].沈阳航空航天大学学报, 2013, 30(5): 37-41.[Fang Bo, Ding Yong, Zhang Yewei, et al.Microsatel-lite structure design method [J].Journal of Shenyang Aerospace University, 2013, 30(5): 37-41.]

[5] 陈昌亚, 王德禹.集主承力结构与大容量储箱支架于一体的卫星主承力筒结构研究[J].空间科学学报, 2005, 25(2): 149-153.[Chen Changya, Wang Deyu.The research on main satellite bobbin cylinder incorporated with main heary structure and bracket of large-volume tank[J].Chinese Journal of Space Science, 2005, 25(2): 149-153.]

[6] 吴妙章, 王建月, 李瑞杰, 等.小卫星舱体结构粘弹性阻尼减振优化设计[J].强度与环境, 2015, 42(5): 27-34.[Wu Miaozhang, Wang Jianyue, Li Ruijie, et al.Multi-objective design optimization of viscoelastic damping structures for small satellite applications[J].Structure & Environment engineering, 2015, 42(5): 27-34.]

[7] 陈靖.天巡一号微小卫星正样星结构设计与力学环境试验研究[D].南京航空航天大学, 2012.

[8] 肖伟, 陈忠贵, 钱志英.一箭多星发射直接入轨的卫星构型研究[J].航天器工程, 2012, 21(1):43-47.[Xiao Wei, Chen Zhonggui, Qian Zhiying.Study on satellite configuration for one vehicle with Multi-satellites[J].Spacecraft Engineering, 2012, 21(1): 43-47.]

[9] 姜姝羽.微纳卫星结构设计及其冲击响应特性研究[D].中国科学院大学, 2016.

[10] 洪良友, 贾亮, 吴艳红, 等.航天结构动力学模型修正方法研究[J].强度与环境, 2015, 42(1): 23-30.[Hong Liangyou, Jia Liang, Wu Yanhong, et al.Re-search on systemic method of dynamic model updating concerning aerospace structural[J].Structure & Environment engineering, 2015, 42(1): 23-30.]

[11] 徐卫秀, 王淑范, 杨帆, 等.考虑螺纹细节的螺栓预紧过程仿真分析研究[J].宇航总体技术, 2018, 2(5):50-56.[Xu Weixiu, Wang Shufan, Yang Fan, et al.Study of bolt pre-tightening process based on simulation with thread Details[J].Astronautical Systems Engineering Technology, 2018, 2(5): 50-56.]

Structural Design and Dynamic Characteristics Analysis of Micro-Aerospace for Space Feature Simulation

YANG Zi-peng1PENG Hui-lian1LIU Min2ZHANG Qun1YANG Yong1LIN Hong1

(1 Beijing Institute of Astronautical Systems Engineering, Beijing 100076, China; 2 Beijing Aerospace Ares Technology Co.,Ltd., Beijing 100076, China)

In order to study space feature of visible light, infrared and motion laws of non-cooperative targets such as space debris, it is generally simulated by a micro-aerospace.Therefore, technical requirements are put forward for micro-aerospace structure design in small launch size, large expansion area, light weight, high load bearing and other aspects.Based on the idea of cube sat architecture, the structural scheme of space feature simulation micro-aerospace is designed in this paper.By analyzing the characteristics of satellite configuration design, combined with the constraints of design requirements, launch weight and space constraints, the development scheme of stacked configuration with modular cabin and serialized size is proposed.The structural scheme design and dynamic characteristic analysis of multi-U micro-aerospace are carried out through three-dimensional modeling design and finite element analysis.The analysis results show that the structural scheme is reasonable.At the same time, the strength and stiffness meet the task requirements, which can be used as the basis for structural optimization and ground test environmental conditions.

Feature simulation; Cube sat; Multi-U micro-aerospace; Structural scheme; Finite element analysis

V423.9

A

1006-3919(2021)06-0039-06

10.19447/j.cnki.11-1773/v.2021.06.006

2021-05-27；

2021-08-12

航天系统部专用技术（30506050301）

杨自鹏（1987—），男，高级工程师，硕士，研究方向：空间飞行器设计；（100076）北京9200信箱10分箱43号.