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摘要：本文针对某机载风冷机箱单元，利用有限元分析方法开展了力学分析。文中详解介绍了机箱单元在有限元分析过程中，几何简化原则、网格划分、边界条件处理的具体方法。最后通过分析机箱在各种工况下的应力分析结果，指导机箱结构的优化设计。
关键词：机载，机箱，力学，有限元
1 引言
随着电子技术和飞行器技术的高速发展，要求电子设备能够搭载各种平台实现不同的任务目标。机箱作为最基本的设备单元，担负了结构安装、产品加固、器件冷却、电磁屏蔽及小环境控制等多种作用，机箱的结构设计对电子设备功能的实现具有重要影响[1]。文献[2-3]从冷却设计、电磁兼容设计等方面对电子设备机箱结构开展了研究，但对于机载设备而言，除满足上述性能外，其力学性能也是保障其全寿命周期可靠工作的重要因素。本文针对某机载风冷机箱单元，从建模、仿真等多方面开展了力学性能研究，采用虚拟手段预测验证其力学环境适应性。
2 结构设计
某单元机箱由前面板、机箱壳体、后盖板以及若干电器设备构成。其中机箱主体由上、下风冷板和左、右侧板焊接成型。前后面板与箱体采用螺钉连接，具体情况如图1所示。
3 结构力学仿真计算
3.1 仿真工具
本次仿真分析使用通用有限元软件Ansys 17.0。几何模型前处理采用ANSYS SpaceClaim 17进行简化。
3.2 环境条件
（1）冲击，按照GJB150.18-86中实验五执行，具体要求如下：a）垂直方向：15g;b）横轴方向：10g;c）纵轴方向：10g;d）作用时间：11ms。
（2）振动，按照载机平台的振动环境要求进行，功率谱密度谱形如图2所示。
3.3 建模
在结构仿真分析计算中，在不影响仿真精度的前提下，为降低仿真模型规模，提高仿真效率，需对结构模型進行简化处理。
简化基本原则：
保留单元真实的物理连接关系;
保留单元受力、约束和连接关键细节;
移除对结构刚度、强度无影响或影响很小的部分;
基于以上原则，机箱单元结构简化情况如下：
去除显著增加有限元网格数量，但对分析结果无影响的不重要的圆角、倒角细节。保留上下风冷板的内部连接细节，前面板连接螺钉孔。对于厚度尺寸较薄的前后盖板，左右侧板均采用抽壳简化。简化后的几何模型如图3所示。
对机箱单元的各个零件单独划分网格。其中前、后盖板与左右侧板均主要采用四边形结合少量三角形单元（SHELL181）划分网格。机箱上下风冷板主要采用六面体混合四面体单元（Solid185）划分划分网格。最后通过连接关系将各个划分好网格的零件进行组装。划分网格后的有限元模型如图4所示。其中节点数量为30794个，单元数量为70054个。
机箱主体通过6颗螺栓连接外部结构。机箱机箱单元通过前面板22颗螺钉与机箱上下和左右箱体结构连接。后盖板通过12颗螺钉与机箱上下和左右箱体结构连接。在仿真过程中，机箱支耳采用固定约束。为方便匹配网格单元协调关系，机箱主体上下冷板与左右侧板均采用多点约束（MPC）方式模拟焊接连接;机箱前后盖板与机箱主体连接通过局部MPC连接。
3.4 分析结果
3.4.1 模态分析
模态分析是动力学分析基础，本机箱模态分析前10阶结果如下表所示。
3.4.2 随机振动分析
机箱单元在使用过程中会承受随机振动环境，表2为机箱单元各个方向在振动条件下的最大应力情况。
由表2可见，机箱单元在Z方向振动下承受的应力最大，其受力状况也最为恶劣，最大应力点部位在底部冷板支耳连接处，详见图6。
3.4.3 冲击响应分析
冲击响应计算时，时间步长选择0.55ms，计算总时间为19.8ms。机箱在冲击载荷作用下，最大应力发生在X向冲击6.6ms处时刻，数值达到32.845MPa。其它方向冲击结果详见下表。
4 结论
该机箱单元在随机振动和冲击载荷作用下，所有部件受力强度安全系数均大于1.5。由此可以确定，机箱单元在装机使用过程中，单元所有结构满足强度设计要求，并具有足够的强度安全裕度。
参考文献：
[1]常春国.结构设计在电子设备中的重要性研究[J].电子质量， 2009， 12：48.
[2]王成亮.无人机载雷达发射机结构设计[J].电子机械工程， 2011， 27（3）：3436.
[3]胡唐生.某无人机载有效载荷的结构设计[J].电子机械工程， 2012， 28（2）：811.
[4]李帆，阮会.电磁兼容的机箱设计[J].船电技术，2012，32（1）：54.
关键词：机载，机箱，力学，有限元
1 引言
随着电子技术和飞行器技术的高速发展，要求电子设备能够搭载各种平台实现不同的任务目标。机箱作为最基本的设备单元，担负了结构安装、产品加固、器件冷却、电磁屏蔽及小环境控制等多种作用，机箱的结构设计对电子设备功能的实现具有重要影响[1]。文献[2-3]从冷却设计、电磁兼容设计等方面对电子设备机箱结构开展了研究，但对于机载设备而言，除满足上述性能外，其力学性能也是保障其全寿命周期可靠工作的重要因素。本文针对某机载风冷机箱单元，从建模、仿真等多方面开展了力学性能研究，采用虚拟手段预测验证其力学环境适应性。
2 结构设计
某单元机箱由前面板、机箱壳体、后盖板以及若干电器设备构成。其中机箱主体由上、下风冷板和左、右侧板焊接成型。前后面板与箱体采用螺钉连接，具体情况如图1所示。
3 结构力学仿真计算
3.1 仿真工具
本次仿真分析使用通用有限元软件Ansys 17.0。几何模型前处理采用ANSYS SpaceClaim 17进行简化。
3.2 环境条件
（1）冲击，按照GJB150.18-86中实验五执行，具体要求如下：a）垂直方向：15g;b）横轴方向：10g;c）纵轴方向：10g;d）作用时间：11ms。
（2）振动，按照载机平台的振动环境要求进行，功率谱密度谱形如图2所示。
3.3 建模
在结构仿真分析计算中，在不影响仿真精度的前提下，为降低仿真模型规模，提高仿真效率，需对结构模型進行简化处理。
简化基本原则：
保留单元真实的物理连接关系;
保留单元受力、约束和连接关键细节;
移除对结构刚度、强度无影响或影响很小的部分;
基于以上原则，机箱单元结构简化情况如下：
去除显著增加有限元网格数量，但对分析结果无影响的不重要的圆角、倒角细节。保留上下风冷板的内部连接细节，前面板连接螺钉孔。对于厚度尺寸较薄的前后盖板，左右侧板均采用抽壳简化。简化后的几何模型如图3所示。
对机箱单元的各个零件单独划分网格。其中前、后盖板与左右侧板均主要采用四边形结合少量三角形单元（SHELL181）划分网格。机箱上下风冷板主要采用六面体混合四面体单元（Solid185）划分划分网格。最后通过连接关系将各个划分好网格的零件进行组装。划分网格后的有限元模型如图4所示。其中节点数量为30794个，单元数量为70054个。
机箱主体通过6颗螺栓连接外部结构。机箱机箱单元通过前面板22颗螺钉与机箱上下和左右箱体结构连接。后盖板通过12颗螺钉与机箱上下和左右箱体结构连接。在仿真过程中，机箱支耳采用固定约束。为方便匹配网格单元协调关系，机箱主体上下冷板与左右侧板均采用多点约束（MPC）方式模拟焊接连接;机箱前后盖板与机箱主体连接通过局部MPC连接。
3.4 分析结果
3.4.1 模态分析
模态分析是动力学分析基础，本机箱模态分析前10阶结果如下表所示。
3.4.2 随机振动分析
机箱单元在使用过程中会承受随机振动环境，表2为机箱单元各个方向在振动条件下的最大应力情况。
由表2可见，机箱单元在Z方向振动下承受的应力最大，其受力状况也最为恶劣，最大应力点部位在底部冷板支耳连接处，详见图6。
3.4.3 冲击响应分析
冲击响应计算时，时间步长选择0.55ms，计算总时间为19.8ms。机箱在冲击载荷作用下，最大应力发生在X向冲击6.6ms处时刻，数值达到32.845MPa。其它方向冲击结果详见下表。
4 结论
该机箱单元在随机振动和冲击载荷作用下，所有部件受力强度安全系数均大于1.5。由此可以确定，机箱单元在装机使用过程中，单元所有结构满足强度设计要求，并具有足够的强度安全裕度。
参考文献：
[1]常春国.结构设计在电子设备中的重要性研究[J].电子质量， 2009， 12：48.
[2]王成亮.无人机载雷达发射机结构设计[J].电子机械工程， 2011， 27（3）：3436.
[3]胡唐生.某无人机载有效载荷的结构设计[J].电子机械工程， 2012， 28（2）：811.
[4]李帆，阮会.电磁兼容的机箱设计[J].船电技术，2012，32（1）：54.