摘要：动力学仿真分析运用于航空电子产品设计过程，有利于产品对环境适应性的提高，可以达到最优方案的选取，使产品研制周期大大缩短，在保证产品质量的前提下，达到了控制生产成本的目的，利用有限元分析软件，对航天专用计算机机箱结构进行模态分析、半正弦冲击分析和随机振动分析，对比分析试验测试结果与仿真结果，结果显示研究中所提取的仿真模型及所施加的边界条件合理可靠，并在实际应用中取得了良好的经济效益。
关键词： ANSYS 动力学仿真 振动分析 航天加固计算机
多年来，随着电子技术的发展，越来越多的精密航空电子设备被加装到直升机平台。据美国军方统计，约有55%的电子设备故障是与振动和冲击相关的，因此设备在直升机上工作的可靠性和稳定性问题也就越来越引起人们的关注。伺服控制盒作为伺服机构在载机平台的控制中枢，其在动态振动载荷作用下的强度、刚度是保证设备安全、稳定运行的前提条件，必须引起足够的重视。文中针对某直升机载伺服控制盒的结构，讨论了其振动环境特点。首先，利用能量相等的准则将随机加正弦的振动谱转化为纯随机振动谱；然后，使用solidworks软件构建的三维模型，导入ANSYSWorkbenchDM进行几何前处理并划分网格；最后，使用ANSYS软件进行有限元分析求解，得到控制盒结构在直升机振动环境下的位移应力响应，并对结构的动强度进行校核。
1、直升机振动环境的特点
直升机的振动环境与固定翼的振动环境十分不同。首先，直升机的气动力来源于主旋翼和尾桨，受到气流等因素的影响，桨叶在飞行中将同时产生挥舞、摆振和扭转变形，桨毂处产生的周期*交性**变力和交变力矩通过桨毂传至机身。所以袁直升机最主要的振源来自于旋翼和尾桨系统。这些周期振动通过机身传到机体的各个部位，形成以周期振动为主要振动，并叠加有较低宽带随机振动的振动环境。伺服控制盒设备随机振动分析的激励谱如图1所示，所使用的直升机平台的振动环境如表1所示。振动方向为垂直方向。
图1直升机平台的振动环境；表1某直升机的振动环境
由于ANSYS求解器在进行谱分析（PSD）时袁无法直接使用上述的宽带随机振动与定频正弦振动的叠加，故参照GJB150.16-86叶*用军**设备环境试验方法振动试验曳，根据能量相等的准则，将该形式的振动转换为纯随机振动的形式。转换以后的振动谱关键点如表2所示。
2、产品结构及有限元模型处理
2.1 产品结构
本文的研究对象为某直升机的伺服控制盒袁该控制盒在底部通过4个螺钉固定。控制盒由拼接而成，共包括4块板卡、1块母版和1个电源。
2.2 有限元模型处理
由于ANSYS公司开发的ANSYSWorkbench软件对于面网格具有较强的处理能力和较好的使用性能，因此文中在网格划分时将Solidworks构造的三维模型直接关联导入ANSYSWB软件，经过前处理、划分网格后，得到设备安装架的网格模型。由于设备安装架结构主要是薄壁结构，因此在有限元网划分时采用4节点壳单元。机箱结构形式为6面拼装，连接处螺钉间距较密，根据经验，在通常的试验条件下，认为可以作为刚性连接处理，即连接面不会发生相对滑移，所以在建模时将4个侧壁连接为一个箱框。机箱实体部分采用SOLID185单元，材料为硬铝；所有的PCB采用SHELL63单元，材料为FR-4，加强筋采用BEAM单元，材料为硬铝。简化过程中略过小的孔，去除不必要的倒角。将质量较小的接插件质量平均分配在相关节点上。建立的有限元模型如图2所示。
3、伺服控制盒的随机振动分析
3.1 随机激励下的频率响应分析
当系统受到随机激励时，系统的激励和响应都是一种非确定的时间函数，其时间历程无法用确定性的函数表示。针对一个平稳随机过程，如果对响应的自相关函数：
即响应功率谱密度函数等于激励功率谱密度函数与系统响应函数模的平方的乘积。响应加速度均方根值为：
对于单自由度系统，如果激励谱已知，系统的频率函数经过简单的计算即可获得，因此其对应的加速度响应可由式（4）直接求出。但是文中所研究的对象显然是一个多自由度的系统，其随机振动响应谱及响应加速度均方根值的求解过程与单自由度相比略有不同。
一般来说，对于平稳随机激励下的多自由度系统，在进行谱分析之前，需要对研究对象进行模态分析。
在模态分析中，通过坐标系变换，将多自由度系统进行解耦，获得主坐标系下的频率响应函数。分别令M、K、C表示多自由度系统的质量、刚度和阻尼矩阵，令表示相对于基础的响应加速度，表示基础加速度激励，则该系统对应的动力学方程为：
引入正则振型，令其中为振型矩阵，代入式（6）并在其左右两边同时左乘T，有：
其中为一个列向量，设其第j个分量为根据随机激励-响应关系，则第j个自由度相对于基础的加速度的功率谱密度可表示如下：
将式（11）在频域上积分，可得第j个自由度相对于基础的加速度响应的均方值为：
式（12）中：基础加速度平稳随机激励的起始圆频率和终止圆频率。文中所研究的问题属于单输入多输出类型，分析求解使用ANSYS软件。
3.2 随机振动分析
在随机振动分析前需要求出结构的固有频率和振型，这是结构进行解耦的必要条件。对设备安装架与载机的固定点进行自由度约束，使用ANSYS软件进行模态分析求解，前5阶固有频率如表3所示袁频率覆盖了0耀1000Hz前3阶振型，如图3-5所示。
当得到结构的固有频率和振型后，可以将激励作用于结构的基础进行随机振动分析。图6和图7分别结构Y方向位移响应的1滓解和结构vonMises应力的1滓解，图8给出了节点1，2，3，4的Z方向位移响应谱，其中节点1为结构的基础节点。由分析结构可知，结构的最大vonMises应力的解为2000MPa，结构发生了共振，经过分析得出伺服控制箱的基频过低，其值和直升机3倍频接近。因而需对结构进行优化，提高基频。
3.3 结构优化
经过分析发现，控制盒与安装架连接部位、安装架底板处刚度过低，因此对其进行了优化，在叉型安装架底板处布置了加强筋，增加了叉形连接件中连接柱的直径。优化后各阶频率如表4所示。表3优化前前5阶模态对应的频率和振型；表4优化后前6阶模态对应的频率假设结构应力服从高斯分布，则由图6可认为结构的vonMises应力臆304MPa。由于结构材料为合金刚，滓0.2=620MPa，安全系数为1.2，因此，按照形状改变必能理论可知：
由式（13）可知，结构设计满足直升机环境下的振动强度要求。
3.4 试验验证
经过多轮仿真和优化，所分析的伺服控制箱满足所需直升机应用环境的要求，并顺利地通过了振动试验，证明了仿真的可靠性。现产品已经顺利交付用户使用。图3第一阶振型；图4第二阶振型；图5第三阶振型；图6Y方向随机振动时应力分布（最大值为284MPa）；图7Y方向随机振动时应力分布（最大值为252MPa）；图8Z方向随机振动时应力分布（最大值为304MPa）4结束语通过上述分析，得到了以下几点结论：1）文中针对某直升机伺服控制结构，利用GJB150.86中能量相等的原则将随机叠加正弦的振动谱等效为纯随机振动谱，便于ANSYS数值计算；2）本文利用ANSYS软件对结构随机振动条件下的动强度进行了校核计算，为机载设备的设计提供了仿真依据；3）直升机环境中随机振动叠加正弦的振动谱具有较高能量的定频振动，存在较大的破坏性袁在仿真分析中应予以重视。