AMS-02航天器熱控系統(tǒng)結構測試件結構分析與優(yōu)化研究.pdf

1、隨著航空航天技術的發(fā)展，高效、經濟、可靠地構建航天器受到了越來越廣泛的重視。航天器的熱控制系統(tǒng)用以保證其組件在各自的溫度范圍內運行，因此熱控制系統(tǒng)設計的好壞是航天器能否在太空中正常運行的關鍵。本文以大型航天探測器阿爾法磁譜儀(Alpha Magnetic Spectrometer,AMS-02)的熱控制系統(tǒng)結構為研究對象，以優(yōu)化結構與減輕重量為目標，提出和完善了這類航天探測器熱控制系統(tǒng)結構分析和優(yōu)化的理論與方法，并進行了試驗研究。有限元

2、分析結果與試驗結果吻合良好，驗證了本文分析方法在優(yōu)化設計中的有效性，為同類航天器熱控制系統(tǒng)的設計提供了可靠的工程依據。
　　 AMS-02熱控制系統(tǒng)共有兩套：飛行件和結構測試件。飛行件是被安裝到國際空間站上的組件，包括RAM側和WAKE側兩部分，每側熱控制部分包括主散熱板、Tracker散熱板、支架、連接件和電子箱等。熱控制系統(tǒng)結構測試件用來論證熱控制系統(tǒng)飛行件的設計、結構分析、制造和裝配等關鍵技術，并通過測試對熱控制系統(tǒng)的結構

3、進行校核驗證。本文的主要研究內容如下：
　　 (1)熱控制系統(tǒng)結構測試件的設計。本研究首先在保證AMS-02熱控制系統(tǒng)結構測試件對飛行件的結構分析和測試的等效性、滿足熱控制系統(tǒng)結構測試件的結構形式、基本尺寸和物理屬性等與飛行件保持一致和等效的前提下，對已有熱控制系統(tǒng)飛行件的設計進行了簡化，設計了其整個結構測試件。物理屬性對比結果表明，結構測試件和飛行件具有很好的一致性，確保了本文針對結構測試件的分析、測試和優(yōu)化對飛行件的最終設計

4、能提供準確、合理的參考和指導。
　　 (2)熱控制系統(tǒng)電子箱及散熱板的熱分析。選擇精度較高的Crank-Nicholson有限差分方法的隱式算法作為求解器，完成了AMS-02散熱板和電子箱的熱模擬計算。同時考慮減小散熱板的溫度梯度和控制質量增加等因素，優(yōu)化了散熱板內的熱管布置，解決了電子箱過熱的問題，得到了極限冷工況和極限熱工況下熱控制系統(tǒng)在運行和非運行兩種狀態(tài)時的溫度分布，為隨后的熱控制系統(tǒng)結構測試件的結構分析和優(yōu)化打下了基礎

5、。
　　 (3)熱控制系統(tǒng)結構測試件的模態(tài)分析。航天器要被運載火箭發(fā)射到外太空，其自身固有的動態(tài)特性是航天器動態(tài)特性優(yōu)化的基礎，也是判斷其固有頻率是否遠離運載工具固有頻率的依據。本研究分析了WAKE側和RAM側熱控制部分前11階模態(tài)特性，提供了各階固有頻率和有效質量超過5％的模態(tài)振型。由模態(tài)分析結果可知，WAKE側和RAM側熱控制部分結構測試件的固有頻率與其飛行件的固有頻率相差很小，這表明所設計的熱控制系統(tǒng)結構測試件與飛行件的固

6、有振動特性相近。RAM側熱控制系統(tǒng)結構測試件與WAKE側熱控制部分結構測試件的低階模態(tài)振型相似。兩側的一階振型主要是在主散熱板底部的一階彎曲，這主要是由于該處電子箱質量較大，而連接電子箱的連接件較薄、剛性較差引起。第二階振型為底部主散熱板的整體扭擺，特別是在底部支架與整體支架相連約束處的散熱板和電子箱，局部振幅較大。第三階振型主要是主散熱板和上部電子箱的彎曲，與第一階振型的成因類似。對于這些低階振型中振幅較大的區(qū)域，電子箱連接件的厚度應

7、加大，以滿足剛度要求。另外，兩側Tracker散熱板整體扭擺變形較大。RAM側和WAKE側熱控制部分主散熱板分別從第5階和第4階模態(tài)振型起振幅逐漸降低，只是在局部有幅值較大的振動變形。
　　 另外，AMS-02熱控制系統(tǒng)在生命周期內將經歷發(fā)射、在軌運行和著陸三種工況下的載荷。本文利用AMS-02與運載工具的載荷耦合分析結果，確定了其靜力學分析中的設計載荷系數。設計載荷系數用沿AMS-02坐標系三個坐標軸方向的重力加速度和角加速度

8、等效表示。
　　 (4)熱控制系統(tǒng)結構測試件靜力學分析及其測試。利用載荷分析中得到的設計載荷，以MSC.NASTRAN中的線性靜力分析求解器對AMS-02熱控制系統(tǒng)結構測試件進行了靜力學分析。靜力學分析主要包括位移分析、強度分析、穩(wěn)定性分析以及裝配緊固件受力分析和安全校核。
　　 計算結果表明RAM側和WAKE側熱控制部分結構測試件的最大位移發(fā)生在發(fā)射工況下主散熱板底部靠近下支架與AMS-02整體支架的連接處。這是由于該

9、處載荷較大且主散熱板的剛性較差，導致在發(fā)射工況下產生較大的位移。兩側結構測試件除散熱板之外的其它部件的位移則較小，均在許用位移范圍之內。
　　 基于第四強度理論，計算得到了熱控制系統(tǒng)結構測試件各體單元、板片單元上的Von Mises應力和桿單元的復合應力。以安全裕度為結構安全的評判準則，對兩側熱控制部分結構測試件關鍵受力部件進行了安全校驗，重新設計和校驗了部分安全裕度小于O的部件。WAKE側熱控制部分整體失穩(wěn)的位置與RAM側整體

10、失穩(wěn)的位置相似，即與上支架相連的電子組件箱側板。兩側的整體失穩(wěn)安全裕度都大于O，不存在整體失穩(wěn)情況。對于可能發(fā)生局部失穩(wěn)的上支架、中支架和下支架，用有限元方法分析了其最小主應力，與這些部件的臨界失穩(wěn)應力對比，計算得到了其局部失穩(wěn)的安全裕度。計算結果表明這些部件的板和桿單元的所有安全裕度均大于O，不存在局部失穩(wěn)問題。同時本論文提供了一種航天器結構裝配緊固件連接的安全校核方法。通過分析施加于各類緊固件的最大拉應力與剪切應力，按照緊固件校驗程

11、序，計算了各類緊固件連接的安全裕度。對于安全裕度小于0的緊固件，重新選擇了強度更大的緊固件并重新進行了校核。校驗結果表明：所有安全裕度均大于O，所有緊固件都是安全的。
　　 AMS-02熱控制系統(tǒng)結構測試件及其它子系統(tǒng)集成裝配后進行了靜力學測試，主要測量在等效飛行過程的載荷工況下產生的應變和變形，驗證所做結構分析的精確性。靜力學測試結果表明：位移和應變實測值和預測值吻合較好，靜力學測試結果驗證了文中載荷耦合分析所得設計載荷的精確

12、性與靜力學分析方法的有效性。
　　 (5)熱控制系統(tǒng)結構測試件的優(yōu)化。航天器發(fā)射費用極其昂貴，減輕航天器的質量具有重要的現(xiàn)實意義。本文對AMS-02熱控制系統(tǒng)結構測試件中質量較大的部件進行了優(yōu)化，為飛行件的最終設計提供了指導?；贙uhn-Tucker條件為判據，以質量最小為優(yōu)化目標，以位移和強度要求為約束函數，構造了拉格朗日函數，推導了電子箱板片的單元總厚度迭代公式并確定了收斂準則。以Matlab高級語言和有限元分析軟件MSC

13、.NASTRAN開發(fā)了電子箱板優(yōu)化程序。分別對RAM側熱控制部分和WAKE側熱控制部分結構測試件電子箱板進行了優(yōu)化，減重效果明顯。RAM側熱控制部分結構測試件電子箱板的優(yōu)化程序經過11次迭代收斂，質量從最初設計的61.37kg下降到52.64kg，下降了14.2％。WAKE側熱控制部分結構測試件電子箱板的優(yōu)化程序經過12次迭代收斂，質量從開始設計的72.06kg下降到62.58kg，下降了13.2％。利用上述優(yōu)化程序對四個下支架的板片結