杜士元

[拼音]：hangtianqi jiegou fenxi

[英文]：structural analysis of spacecraft

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。航天器在執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引數，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，先求出子結構的模態，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介面上的動態響應，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介面上的衝擊譜，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引數，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

航天器大多采用薄壁結構、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效能都作為優化設計的引數，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。空間軌道執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效能，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效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。