随着航空航天技术的发展,高效、经济、可靠地构建航天器受到了越来越广泛的重视。航天器的热控制系统用以保证其组件在各自的温度范围内运行,因此热控制系统设计的好坏是航天器能否在太空中正常运行的关键。本文以大型航天探测器阿尔法磁谱仪(Alpha Magnetic Spectrometer,AMS-02)的热控制系统结构为研究对象,以优化结构与减轻重量为目标,提出和完善了这类航天探测器热控制系统结构分析和优化的理论与方法,并进行了试验研究。有限元分析结果与试验结果吻合良好,验证了本文分析方法在优化设计中的有效性,为同类航天器热控制系统的设计提供了可靠的工程依据。AMS-02热控制系统共有两套:飞行件和结构测试件。飞行件是被安装到国际空间站上的组件,包括RAM侧和WAKE侧两部分,每侧热控制部分包括主散热板、Tracker散热板、支架、连接件和电子箱等。热控制系统结构测试件用来论证热控制系统飞行件的设计、结构分析、制造和装配等关键技术,并通过测试对热控制系统的结构进行校核验证。本文的主要研究内容如下:(1)热控制系统结构测试件的设计。本研究首先在保证AMS-02热控制系统结构测试件对飞行件的结构分析和测试的等效性、满足热控制系统结构测试件的结构形式、基本尺寸和物理属性等与飞行件保持一致和等效的前提下,对已有热控制系统飞行件的设计进行了简化,设计了其整个结构测试件。物理属性对比结果表明,结构测试件和飞行件具有很好的一致性,确保了本文针对结构测试件的分析、测试和优化对飞行件的最终设计能提供准确、合理的参考和指导。(2)热控制系统电子箱及散热板的热分析。选择精度较高的Crank-Nicholson有限差分方法的隐式算法作为求解器,完成了AMS-02散热板和电子箱的热模拟计算。同时考虑减小散热板的温度梯度和控制质量增加等因素,优化了散热板内的热管布置,解决了电子箱过热的问题,得到了极限冷工况和极限热工况下热控制系统在运行和非运行两种状态时的温度分布,为随后的热控制系统结构测试件的结构分析和优化打下了基础。(3)热控制系统结构测试件的模态分析。航天器要被运载火箭发射到外太空,其自身固有的动态特性是航天器动态特性优化的基础,也是判断其固有频率是否远离运载工具固有频率的依据。本研究分析了WAKE侧和RAM侧热控制部分前11阶模态特性,提供了各阶固有频率和有效质量超过5%的模态振型。由模态分析结果可知,WAKE侧和RAM侧热控制部分结构测试件的固有频率与其飞行件的固有频率相差很小,这表明所设计的热控制系统结构测试件与飞行件的固有振动特性相近。RAM侧热控制系统结构测试件与WAKE侧热控制部分结构测试件的低阶模态振型相似。两侧的一阶振型主要是在主散热板底部的一阶弯曲,这主要是由于该处电子箱质量较大,而连接电子箱的连接件较薄、刚性较差引起。第二阶振型为底部主散热板的整体扭摆,特别是在底部支架与整体支架相连约束处的散热板和电子箱,局部振幅较大。第三阶振型主要是主散热板和上部电子箱的弯曲,与第一阶振型的成因类似。对于这些低阶振型中振幅较大的区域,电子箱连接件的厚度应加大,以满足刚度要求。另外,两侧Tracker散热板整体扭摆变形较大。RAM侧和WAKE侧热控制部分主散热板分别从第5阶和第4阶模态振型起振幅逐渐降低,只是在局部有幅值较大的振动变形。另外,AMS-02热控制系统在生命周期内将经历发射、在轨运行和着陆三种工况下的载荷。本文利用AMS-02与运载工具的载荷耦合分析结果,确定了其静力学分析中的设计载荷系数。设计载荷系数用沿AMS-02坐标系三个坐标轴方向的重力加速度和角加速度等效表示。(4)热控制系统结构测试件静力学分析及其测试。利用载荷分析中得到的设计载荷,以MSC.NASTRAN中的线性静力分析求解器对AMS-02热控制系统结构测试件进行了静力学分析。静力学分析主要包括位移分析、强度分析、稳定性分析以及装配紧固件受力分析和安全校核。计算结果表明RAM侧和WAKE侧热控制部分结构测试件的最大位移发生在发射工况下主散热板底部靠近下支架与AMS-02整体支架的连接处。这是由于该处载荷较大且主散热板的刚性较差,导致在发射工况下产生较大的位移。两侧结构测试件除散热板之外的其它部件的位移则较小,均在许用位移范围之内。基于第四强度理论,计算得到了热控制系统结构测试件各体单元、板片单元上的Von Mises应力和杆单元的复合应力。以安全裕度为结构安全的评判准则,对两侧热控制部分结构测试件关键受力部件进行了安全校验,重新设计和校验了部分安全裕度小于0的部件。WAKE侧热控制部分整体失稳的位置与RAM侧整体失稳的位置相似,即与上支架相连的电子组件箱侧板。两侧的整体失稳安全裕度都大于0,不存在整体失稳情况。对于可能发生局部失稳的上支架、中支架和下支架,用有限元方法分析了其最小主应力,与这些部件的临界失稳应力对比,计算得到了其局部失稳的安全裕度。计算结果表明这些部件的板和杆单元的所有安全裕度均大于0,不存在局部失稳问题。同时本论文提供了一种航天器结构装配紧固件连接的安全校核方法。通过分析施加于各类紧固件的最大拉应力与剪切应力,按照紧固件校验程序,计算了各类紧固件连接的安全裕度。对于安全裕度小于0的紧固件,重新选择了强度更大的紧固件并重新进行了校核。校验结果表明:所有安全裕度均大于0,所有紧固件都是安全的。AMS-02热控制系统结构测试件及其它子系统集成装配后进行了静力学测试,主要测量在等效飞行过程的载荷工况下产生的应变和变形,验证所做结构分析的精确性。静力学测试结果表明:位移和应变实测值和预测值吻合较好,静力学测试结果验证了文中载荷耦合分析所得设计载荷的精确性与静力学分析方法的有效性。(5)热控制系统结构测试件的优化。航天器发射费用极其昂贵,减轻航天器的质量具有重要的现实意义。本文对AMS-02热控制系统结构测试件中质量较大的部件进行了优化,为飞行件的最终设计提供了指导。基于Kuhn-Tucker条件为判据,以质量最小为优化目标,以位移和强度要求为约束函数,构造了拉格朗日函数,推导了电子箱板片的单元总厚度迭代公式并确定了收敛准则。以Matlab高级语言和有限元分析软件MSC.NASTRAN开发了电子箱板优化程序。分别对RAM侧热控制部分和WAKE侧热控制部分结构测试件电子箱板进行了优化,减重效果明显。RAM侧热控制部分结构测试件电子箱板的优化程序经过11次迭代收敛,质量从最初设计的61.37kg下降到52.64kg,下降了14.2%。WAKE侧热控制部分结构测试件电子箱板的优化程序经过12次迭代收敛,质量从开始设计的72.06kg下降到62.58kg,下降了13.2%。利用上述优化程序对四个下支架的板片结构进行了优化,降低了板片的厚度。运用MSC.NASTRAN自带的优化程序,以质量最小为目标函数,以位移、强度和稳定性安全裕度为约束条件对四个中支架进行了优化,减轻质量1.88 kg。综上所述,本文成功地完成了AMS-02热控制系统结构测试件的结构分析及优化设计,试验结果证明了文中所述分析方法的正确性,为解决其它大型航天器同类型的问题提供了借鉴和参考。