某航天电子载荷抗力学环境仿真设计研究

航天电子载荷是卫星等航天器的重要组成部件,其在发射阶段会受到较强的振动、冲击等力学应力。为保证航天电子载荷在严酷的力学环境下不失效及不被破坏,文中采用AnsysWorkBench软件建立有限元模型,构建其力学仿真模型,进行模态分析、正弦振动、随机振动、冲击等工况下的力学分析,得到结构的固有频率以及各工况下相应的最大应力、屈服极限和安全系数等,该仿真设计方法对航天电子载荷的抗力学环境结构设计有着重要的意义。

某弹载天线的抗力学环境设计及动态性能分析

弹载产品遭受的冲击振动环境恶劣,其结构和元器件易出现过大的冲击振动而导致的结构破坏、元器件功能失效等动力学问题。以某弹载天线为研究对象,在简要介绍其结构组成和结构形式基础上,针对其抗力学环境条件,对弹载天线进行抗振动设计和抗冲击设计分析。基于结构有限元分析方法建立弹载天线的结构动力学模型,并对其进行模态分析、随机振动分析和冲击响应谱分析。结果表明,该弹载天线抗振动设计和抗冲击设计合理、有效。

星载螺旋天线阵抗力学环境设计与分析

螺旋天线具有圆极化和宽波束特性,广泛应用于星载通信系统。文中介绍了一种星载螺旋天线阵结构,对其抗力学环境设计要求及技术难点进行了分析。在此基础上开展了抗力学环境设计,就其各部件具体形式、载荷特性、安装方式和材料选择进行了具体设计,并分别从结构的静强度、动刚度和动强度等方面进行了力学仿真,对结构基频和各部件安全裕度进行了计算,仿真结果表明产品满足抗力学环境设计要求。最后针对该螺旋天线阵试验件开展了随机振动和正弦振动环境试验,试验件通过了环境试验的考核,且试验与仿真分析数据一致性较好,该螺旋天线阵抗力学环境设计合理、有效。

航天器水箱连接件抗力学环境能力研究

针对目前航天器设备连接件抗力学环境能力研究存在分析内容不全面、能力评价不明确的问题,文章以航天器水箱连接件为例,利用考虑水箱设备影响的有限元简化模型,从基频模态、正弦振动、随机振动、动静惯性载荷下的强度以及紧固件受力五方面分析和评价了水箱连接件抗力学环境能力,并将分析结果与试验数据进行了对比。研究结果显示,水箱连接件强度、刚度较好,基频避开了航天器主频段,在发射段连接件振动响应不会对水箱设备造成影响、自身不会出现塑性变形和破坏。分析结果与试验数据一致性较好,简化模型能较真实反映实物特性。研究内容与方法为其他航天器设备连接件的设计与分析提供了借鉴。

某星载天线的抗力学环境设计与动态性能分析

星载电子产品在其全生命周期中面临复杂、恶劣的力学环境,其动静态性能是影响产品电气功能、性能和可靠性的重要参数。以某星载天线为研究对象,在简要介绍其结构形式、组成的基础上,针对其抗力学环境设计原则、要求进行了分析,提出了抗力学环境设计的相关措施,并结合有限元分析技术,在典型工况下开展了动态性能的仿真计算,重点关注结构的基频和安全裕度。结果表明,该星载天线抗力学环境设计合理、有效。

某航天产品抗力学环境设计仿真研究

经历严酷力学环境考核的航天产品其抗力学环境设计方法与传统的结构设计有较大区别,将产品力学环境试验条件科学合理地引入到产品设计中,梳理出准静态分析、模态分析、正弦响应分析和随机响应分析等几种典型的力学特性分析类型,以某航天产品为例,采取仿真分析的手段具体阐述抗力学环境设计方法的应用,针对初始方案存在安全风险的情况提出改进设计方案,为产品的改进设计提供了可靠的技术支持。

航天器电子产品抗随机振动环境设计方法研究

航天器电子产品在航天器发射过程中经历恶劣、复杂的随机振动环境,可能会引起电子产品失效。根据电子产品内部印制电路板(PCB)随机振动原理和特点,文章研究梳理了航天器电子产品随机振动失效模式及抗随机振动设计的5条一般原则,总结出航天器电子产品进行抗随机振动能力分析评估的两种方法和风险判据,利用有限元仿真分析证明了上述分析方法和判据正确可行。针对失效模式,从两个方面提出了5种降低产品随机振动动力学响应的可行方案,通过计算仿真及试验表明:产品内部PCB位移响应和变形极限大幅降低,减振方案有效。以上分析方法、判据及减振方案,可以作为同类电子产品抗随机振动能力评估的参考,为随机振动失效问题提供解决的思路和途径。

“天问一号”火星着陆器表面磁场探测仪传感器力学设计分析研究

“天问一号”着陆器火星表面磁场探测仪将在着陆区域进行连续的高精度矢量测量,并和轨道器磁强计联合开展火星磁场环境研究。本文针对火星着陆探测工况复杂、力学条件恶劣的特点,介绍了着陆器表面磁场探测仪传感器结构设计、有限元建模和仿真分析,研究结果表明,表面磁场探测仪传感器力学设计满足任务需求。

航天单机力学设计分析

本文以某航天项目中数字接收机为分析对象,详细介绍了航天单机的设计要求和抗力学环境设计。通过力学仿真分析,对这种结构形式进行设计验证,结果表明,该单机结构设计方案合理可行,并有一定的设计余量,可以满足航天产品长寿命、高可靠的使用要求;所得结论可为类似结构设计提供参考。