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航天器結構分析

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航天器主要結構的力學分析,是航天器結構設計的重要依據。在航天器結構質量比不斷減小、結構剛度和固有頻率有可能降低的情況下,通過動力分析正確判斷在動載荷下結構的動態響應,可提高航天器的可靠性。靜力分析是早期航天器結構分析的主要手段,方法成熟、簡單而可靠。航天器在運行時處於長期的冷熱交變環境,由此引起的熱應力和熱變形對某些結構部件的功能有很大影響,需要進行熱應力應變分析。

1 航天器結構分析 -航天器結構分析

 

2 航天器結構分析 -正文

  航天器主要結構的力學分析,是航天器結構設計的重要依據。在航天器結構質量比不斷減小、結構剛度和固有頻率有可能降低的情況下,通過動力分析正確判斷在動載荷下結構的動態響應,可提高航天器的可靠性。靜力分析是早期航天器結構分析的主要手段,方法成熟、簡單而可靠。航天器在運行時處於長期的冷熱交變環境,由此引起的熱應力和熱變形對某些結構部件的功能有很大影響,需要進行熱應力應變分析。
  動力分析  首先進行與結構本身特性有關的模態分析,然後結合外載荷進行動力響應分析。①模態分析:包括結構動態特性的理論分析和試驗分析。目的是確定結構的模態參數,如固有頻率、阻尼、振型。這種分析採用有限元素法。在結構複雜和所劃分的有限單元數目過多時,採用簡縮的方法使有限元模型的自由度減少,或採用模態綜合法,把結構劃分為若干子結構,先求齣子結構的模態,再綜合為整個結構的模態。通常用試驗來檢查理論計算結果的精確性,並找出改進模態精度的途徑,試驗方法與火箭振動特性試驗相似。②動力響應分析:已知結構的模態特性,在給定外載荷下進行動力響應分析,確定結構的加速度、位移和應力分佈。求解的方法有直接積分法、模態疊加法和福斯法等。用動力響應的分析結果,檢驗結構設計的合理性,例如,過大的位移會使部件之間碰撞;過大的應力會使零件產生斷裂破壞;過大的加速度容易使安裝在結構上的元、器件失效。③載荷分析:確定運載火箭與航天器界面上的動態響應,屬動力分析問題。早期採用的保守衝擊譜法,是在飛行試驗中測出運載火箭與航天器界面上的衝擊譜,取其包絡線作為結構載荷。而廣義衝擊譜法則考慮了航天器結構特性的反饋作用,使用了航天器和運載火箭的模態參數,這種方法現代應用較多。瞬態法把航天器和運載火箭的有限元模型結合在一起,對飛行過程中點火、分離、關機等重要時刻進行耦合的瞬態響應分析,可以得到比較精確的結果,但比較麻煩。
  靜力分析  航天器大多採用薄壁結構、加勁結構、夾層結構等輕型結構,在靜力分析中除了進行強度計算外,結構的穩定性和變形分析十分重要(見飛機結構力學、火箭結構分析)。根據航天器結構形狀多樣性的特點,多數情形需要採用有限元素法。在輕型結構分析中廣泛進行優化設計,在滿足強度和剛度的條件下使結構的重量達到最小。將結構的幾何尺寸和材料的物理性能都作為優化設計的參數,從而擴大了結構優化設計的應用範圍。
  熱應力應變分析  再入航天器的熱應力分析方法與火箭頭部的熱應力分析基本相同。空間軌道運行時的熱應力應變分析,是航天器特有的問題。對於一些航天器結構來說熱變形分析十分重要,如大型拋物面天線反射盤形狀的微小溫度畸變會影響天線的性能,大尺寸的可展開部件(如太陽電池翼、測量用的伸長臂等)的過大熱變形會影響航天器在軌道飛行中的姿態控制。為了進行分析,先計算出結構的溫度分佈,確定結構材料的力學和物理性能隨溫度變化的關係,再分析熱應力與應變。解決這種非線性問題,有時需要作某些簡化假設,須靠計算機來計算。
  疲勞和斷裂分析  絕大多數一次使用的航天器承受動載荷的時間很短,一般可不考慮疲勞與斷裂。對於那些很薄的板殼構件,即使承受幾分鐘的振動也可能產生疲勞和斷裂破壞,因此需要進行疲勞和斷裂分析。
  參考書目
 諸德超、王壽梅著:《結構分析中的有限元素法》,國防工業出版社,北京,1981。

 

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