专利名称：一种模块化卫星压紧参数的确定方法
技术领域：
本发明涉及一种模块化卫星各模块用螺杆连接压紧时压紧参数的确定方法。
背景技术：
模块化卫星由于接口简单、研制快速、便于更换等特点而初步得到应用，是一种具 有发展前景的小型卫星。模块化卫星一般是由多个相对独立的功能模块组成的，各模块结 构通过多根螺杆上下贯穿连接起来成为一个卫星整体。模块化卫星的整体刚度主要是由压 紧螺杆施加预紧力来保证的。因此，模块化卫星中，正确确定螺杆的直径尺寸和预紧力是保 证卫星整体刚度和安全承受外部载荷的重要手段。模块化卫星压紧参数设计的主要内容为分析、确定压紧螺杆直径尺寸以及拧紧 力。进行模块化卫星螺杆参数的分析与确定不同于一般设备安装螺栓的选择设计模块化 卫星需要考虑确定的螺杆参数要保证承载过程中各模块不分离，即一直处于压缩状态，而 一般设备为一整体，受力可以为拉伸或压缩状态；模块化卫星的螺杆不直接与固定边界相 连(底部模块与运载火箭连接的机构为固定边界)，受力变形复杂，不能按一般设备(其连 接螺栓与边界相连)连接螺栓的分析方法进行计算。目前，由于模块化卫星为新型的卫星 结构形式，其整体压紧参数还没有直接的分析指导方法，模块化卫星压紧参数的选择确定 主要靠经验，最后借助试验验证，这种分析设计模式主要存在如下不足(1)设计保守或设 计不足。由于凭经验设计，选择往往趋于偏保守而非合理，造成很大的设计余量，形成浪费， 如选择过大直径的螺杆、施加拧紧力过大等；或者由于经验不足，选择的螺杆直径不足，或 施加的拧紧力过小，造成在外载荷力作用失效、破坏，造成损失。( 设计往复性。如果凭经 验设计，可能造成设计的刚度不足，不能经过试验验证，则需要重新设计选择，带来设计的 往复性，拖延了研制的进度。
发明内容
本发明的技术解决问题是克服现有技术的不足，提供了一种模块化卫星所用压 紧螺杆参数和拧紧力的计算、确定方法，可以解决模块化卫星的螺杆压紧靠经验设计而带 来的设计保守或设计不足的问题，减少设计的往复性，优化卫星的重量。本发明的技术解决方案是一种模块化卫星压紧参数确定方法，步骤如下(1)确定卫星整体所受的纵向载荷大小F,和横向载荷大小Fh ；(2)确认卫星总体设计时选定的螺杆数量n，并根据各卫星模块高度之和确定螺 杆长度L ；(3)计算纵向载荷F,作用下卫星整体结构对应各螺杆处的位移和各螺杆安装处的 卫星结构刚度系数，并据此计算为保证卫星模块之间压紧所需的螺杆直径尺寸D1 ；(4)依据螺杆拧紧力产生的卫星结构压缩位移大于纵向载荷F,作用下螺杆附加拉 伸位移的准则，计算纵向载荷F,作用下为保证卫星模块之间压紧不分离所需的螺杆拧紧力 F1;
(5)计算横向载荷Fh作用下卫星模块间的最大横剪切力，并据此计算为保证卫星 模块之间压紧所需的螺杆直径尺寸D2 ；(6)计算横向载荷Fh作用下为保证卫星模块之间压紧不滑动所需的螺杆拧紧力
F2;(7)根据步骤(3)和步骤(5)的结果，取D1和D2中的较大值作为最终所需的最小 螺杆直径；(8)根据步骤⑷和步骤(6)的结果，取F1和F2中的较大值作为最终所需的最小 螺杆拧紧力。所述步骤(3)中计算D1的方法为将模块化卫星按整体结构进行有限元建模，计 算得到各螺杆安装处的卫星结构刚度系数和纵向载荷F,作用下卫星整体结构对应各螺 杆处的位移屮，然后按公式A彡{-(σ * L+ai*E)+SQRT[(o * L+屮* Ε) 2+6 σ * L * Eii 女Ε]}/(2σ女E/kn)计算出螺杆的最小截面积Α，再依据截面积A求出最小螺杆直径，按 螺纹标准目录选择满足最小螺杆直径的标准螺杆直径作SD1 ；式中SQRT为求平方根，σ为 螺杆许用应力，E为螺杆材料模量，a,为卫星整体结构在Ftl作用下对应第i螺杆处的位移， kn为第i根螺杆安装处的卫星结构刚度系数。所述步骤(4)中计算F1的方法为按公式F = 1. 5 * L * kn/(L+A * E/kn)计 算，确定原则是保证纵向载荷F,作用下卫星结构一直处于压缩状态而不分离，并考虑1. 5 倍的余量系数。所述步骤(5)中计算&的方法为将模块化卫星按整体结构进行有限元建模，计 算得到横向载荷Fh作用下模块间的最大总剪切力Ftp，按公式A彡1. 5Ftp/(n * f * σ )计 算螺杆最小截面积Α，再依据截面积A求出最小螺杆直径，按螺纹标准目录选择满足最小螺 杆直径的标准螺杆直径作为D2 ；式中为根据Fh获取的模块间的总剪切力，f为接触面间 的摩擦系数。所述步骤(6)中计算F2的方法为按公式F=L 5Ftp/(n * f)计算，确定原则是 保证横向载荷Fh作用下螺杆拧紧力产生的模块接触面间摩擦力大于模块间横向总剪切力， 使卫星模块间不滑动，并考虑1. 5倍的余量系数。本发明与现有技术相比的优点在于(1)本发明方法对于模块化卫星，按整体结构进行有限元计算所需要的刚度系数 和外载荷作用下的拉伸位移，对螺杆进行拧紧力以及外载荷下附加拉伸力的分析和位移分 析。这种把卫星结构和螺杆分开进行受力分析计算、再把二者结合进行变形协调分析的方 法解决了无法直接利用有限元工具进行模块化卫星压紧力学分析的问题；(2)本发明方法提出了纵向载荷下附加拉伸力与预拧紧力的关系以及螺杆附加拉 伸位移与卫星结构的协调变形关系，也提出了纵向载荷下拧紧力产生的卫星结构压缩位移 大于螺杆附加拉伸位移的压紧设计准则和横向载荷下拧紧力产生的模块间摩擦力大于模 块间横剪切力的压紧设计准则。这些关系与准则提供了模块化卫星压紧参数分析计算的一 个理论基础，使模块化卫星压紧参数设计过程清晰、简捷、有据，减少了原先凭经验设计的 不确定性、不合理性，提高了设计水平；(3)依据本发明提供的方法开展设计流程，可以减少设计的往复性。
图1为本发明方法的流程框图。
具体实施例方式模块化卫星在外载荷力作用下，各螺杆施加的拧紧力应保证卫星各模块不发生分 离，其次螺杆和卫星结构所受应力应不超出材料强度，在此原则下，对模块化卫星进行分离 而叠加的受力分析。如图1所示，为本发明方法的流程框图，对纵向载荷和横向载荷分别进 行考虑。在纵向载荷下，按外力-变形的叠加原理，分析卫星结构和螺杆的协调变形，计算 刚度矩阵，得到纵向外载荷下卫星模块不分离的螺杆参数与纵向外载荷关系，从而可以确 定螺杆承受纵向力的设计参数。在横向载荷下，分析计算卫星模块间的横剪力和摩擦力，得 到横向外载荷与螺杆参数的关系，这样可以确定螺杆承受横向力的设计参数。为保证最终 螺杆设计参数能够分别经受两个方向的载荷作用，螺杆的最终参数选择纵向和横向两种载 荷下计算得到的最大参数。下面分别进行详细的说明。前提条件是各模块的尺寸、材料已经确定并完成设计， 即单独各模块的刚度、强度已确定。一、纵向载荷1、确定设计参数已知的设计参数包括纵向载荷大小F,，螺杆数量η以及相应的初始安装位置，螺 杆的长度L (依据模块尺寸和数量而定)。2、计算螺杆安装处卫星结构的刚度系数假设对单独一个螺杆施加单位预紧力N，则在本螺杆和其他螺杆处，卫星结构都会 产生压缩位移，记为Xn、X12、X13. . . . Xlj (第一个螺杆的力在第j个螺杆处产生的压缩位移)。 据此，第i个螺杆的力在第j螺杆处产生的压缩位移为Xij。Xij可以通过卫星有限元分析软 件计算得到，有限元分析软件可以采用MSCPATRAN/NASTRAN等。首先，按连续结构建造有限 元模型(不包括螺杆，模型上不需要施加螺杆预紧力)，这时模块化卫星的有限元分析等同 于一般卫星结构的有限元建模分析；然后分别在对应每一个螺杆两端的卫星结构模型上施 加单位力，计算压缩位移。具体的建模、计算和结果处理可参考软件的使用手册。只要卫星 结构尺寸、材料确定，并符合有限元分析使用手册的建模规范，不同的有限元建模分析其结 果都是接近的，误差在允许范围内。N = kjj * Xij (1)其中为第i个螺杆在第j个螺杆处的卫星结构刚度系数，kn为第i个螺杆在
本身螺杆处的卫星结构刚度系数(i、j都代表螺杆的数量，i、l、l，2，......η)。可以由
式⑴计算得到。3、计算拉伸位移卫星在向上准静态力Fq(等价于纵向振动载荷)作用下会产生拉伸位移，此时只 分析F,对卫星结构的作用而暂不考虑对螺杆的影响(下一步考虑)。通过卫星有限元可以 计算F,产生的拉伸位移^，具体方法是采用上述同样的卫星结构有限元模型，将外载荷变 换为准静态力F,，计算对应于螺杆两端的卫星结构上拉伸位移 。4、计算附加拉伸力
5
纵向载荷F,对卫星结构产生拉伸位移也会对螺杆产生作用。在F,作用下，螺 杆在原来拉伸力基础上产生附加的拉伸力，记为Fai。在Fai作用下，螺杆产生附加拉伸位移 为Ui，对于卫星结构来说，卫星结构承受与Fai同样大小的压缩力，其产生的压缩位移记为 Vi。于是有Bi = U^vi (2)对于螺杆来说，如螺杆的截面积为A，长为L，材料弹性模量为E，则Ui = FaiL/ (AE) (3)在与Fai等价的压缩力作用下，卫星结构产生的压缩位移可用一般式表示为
权利要求
1.一种模块化卫星压紧参数的确定方法，其特征在于步骤如下(1)确定卫星整体所受的纵向载荷大小Ftl和横向载荷大小Fh；(2)确认卫星总体设计时选定的螺杆数量n，并根据各卫星模块高度之和确定螺杆长 度L;(3)计算纵向载荷Ftl作用下卫星整体结构对应各螺杆处的位移和各螺杆安装处的卫星 结构刚度系数，并据此计算为保证卫星模块之间压紧所需的螺杆直径尺寸D1 ；(4)依据螺杆拧紧力产生的卫星结构压缩位移大于纵向载荷Ftl作用下螺杆附加拉伸位 移的准则，计算纵向载荷F,作用下为保证卫星模块之间压紧不分离所需的螺杆拧紧力F1 ；(5)计算横向载荷Fh作用下卫星模块间的最大横剪切力，并据此计算为保证卫星模块 之间压紧所需的螺杆直径尺寸D2 ；(6)计算横向载荷Fh作用下为保证卫星模块之间压紧不滑动所需的螺杆拧紧力F2；(7)根据步骤(3)和步骤(5)的结果，取D1和D2中的较大值作为最终所需的最小螺杆 直径；(8)根据步骤(4)和步骤(6)的结果，取F1和F2中的较大值作为最终所需的最小螺杆 拧紧力。
2.根据权利要求1所述的一种模块化卫星压紧参数的确定方法，其特征在于所述步 骤(3)中计算D1的方法为将模块化卫星按整体结构进行有限元建模，计算得到各螺杆安 装处的卫星结构刚度系数和纵向载荷Ftl作用下卫星整体结构对应各螺杆处的位移 ， 然后按公式 A 彡{-(σ * L+屮 * E)+SQRT [ ( σ * L+屮 * Ε) 2+6 σ * L * Eii * Ε]} Λ2 σ * EAii)计算出螺杆的最小截面积Α，再依据截面积A求出最小螺杆直径，按螺纹标准目录选 择满足最小螺杆直径的标准螺杆直径作为D1;式中SQRT为求平方根，ο为螺杆许用应力， E为螺杆材料模量，a,为卫星整体结构在Ftl作用下对应第i螺杆处的位移，kn为第i根螺 杆安装处的卫星结构刚度系数。
3.根据权利要求2所述的一种模块化卫星压紧参数的确定方法，其特征在于所述步 骤中计算F1的方法为按公式F = 1. 5 * L * kn/(L+A * E/kn)计算，确定原则是 保证纵向载荷F,作用下卫星结构一直处于压缩状态而不分离，并考虑1. 5倍的余量系数。
4.根据权利要求2所述的一种模块化卫星压紧参数的确定方法，其特征在于所述步 骤(5)中计算D2的方法为将模块化卫星按整体结构进行有限元建模，计算得到横向载荷 Fh作用下模块间的最大总剪切力Ftp，按公式A彡1. 5Ftp/(n ^ f ^ σ)计算螺杆最小截面 积Α，再依据截面积A求出最小螺杆直径，按螺纹标准目录选择满足最小螺杆直径的标准螺 杆直径作为D2 ；式中Ftp为根据Fh获取的模块间的总剪切力，f为接触面间的摩擦系数。
5.根据权利要求4所述的一种模块化卫星压紧参数的确定方法，其特征在于所述步 骤(6)中计算&的方法为按公式F= 1.5Ftp/(n女f)计算，确定原则是保证横向载荷Fh 作用下螺杆拧紧力产生的模块接触面间摩擦力大于模块间横向总剪切力，使卫星模块间不 滑动，并考虑1.5倍的余量系数。
全文摘要
一种模块化卫星压紧参数的确定方法，用于确定压紧螺杆的直径和拧紧力。步骤为(1)确定卫星整体所受的纵向载荷Fq和横向载荷Fh；(2)确认卫星总体设计时选定的螺杆数量n，并根据各模块高度之和确定螺杆长度L；(3)计算纵向载荷Fq作用下为保证卫星模块之间压紧所需的螺杆直径和螺杆拧紧力；(4)计算横向载荷Fh作用下为保证卫星模块之间压紧所需的螺杆直径和螺杆拧紧力；(5)根据步骤(3)和步骤(4)的结果取最大的螺杆直径和最大的螺杆拧紧力作为最终所需要的最小螺杆直径和最小拧紧力。本发明方法提供了一种模块化卫星螺杆压紧设计的指导方法，可以弥补单凭经验选取、试验验证的不足。
文档编号G06F17/50GK102129490SQ20111004446
公开日2011年7月20日 申请日期2011年2月24日 优先权日2011年2月24日
发明者杨新峰 申请人:航天东方红卫星有限公司