简介 *g7dB2{ p\Jz<dkN1 此篇文章为本系列的第 3 部分，我们将介绍如何把光机械
结构模型从 OpticsBuilder 导出到 Ansys SpaceClaim。然后，我们将演示如何在 Ansys Mechanical 中为有限元分析 (Finite Element Analysis) 准备模型，并分析生成的 FEA 结果。
（联系我们获取文章附件） DE In:d k@^)>J^ 在 Ansys Mechanical 中为 FEA 做准备 @X:P`?("^ QM
O OJA 在 OpticsBuilder 中完成光机械结构设计后，现在可以将完整的立方体卫星模型导入 Ansys
软件，为有限元分析做准备。首先，将几何结构以 STEP 文件格式从 Creo 导出到 3D 建模软件 Ansys SpaceClaim。在 SpaceClaim 中，为了降低复杂性，简化了模型的几何形状。
%A04'dj`zQ cJ&% XN 在降低模型几何结构的复杂性后，将设计引入 Ansys Mechanical，为有限元分析做准备。
{A{ =RPL t Jc9R2 对于结构分析，只需使用组件的核心部分。为了简化分析模型，移除了立方体卫星的侧板和弹簧螺栓等小部件。结果如下图所示：
-rUn4a _jp8;M~Z 图 1：Ansys Mechanical 中的简化模型
uGOvZO^v YoJN.] ,gf 在 Ansys Mechanical 中按照以下设置来为设计定义
材料：
&q>=6sQvf · 两个反射镜均由低 CTE 铝基板 (Al-MS40Si)2 制成
BDpeAF8z · 主框架由碳纤维增强的聚合物制成
xI$B",?( · 计量杆由殷钢制成
.Gw;] s3 · 图像
传感器假设是由 PCB 板制成
!ce:S!P CtS*"c,j 请注意，这些材料的选择只是作为案例演示，而不基于任何实际指标的考虑。
M(xd:Fa? 5F $W^N 下图展示了这些材料在设计中的装配位置：
:Fm)<VN" lj(}{O 图 2：Ansys材料定义
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3kg,=HU; 设置机械连接方式和生成网格 52=?!
JM s#>Bwn&b) 指定材料以后，就可以在模型中设定连接方式。每个反射镜通过弹簧螺栓和固定挡块的组合来安装固定。弹簧螺栓会挤压反射镜使其与另一侧的固定挡块保持接触。每个反射镜使用 3 个这样的设置来限制 3 个维度的移动。这种方式由 Ansys Mechanical 中的 3 个 “No Separation” 连接表示，而不需要对弹簧螺栓单独建模。
qlO(z5Ak Z3)1! |#Q 图 3：“No Separation” 连接
iXeywO2nP 4 QD.'+ L 反射镜固定装置与四个殷钢计量杆相连。殷钢计量杆固定在结构两端的立方体卫星框架中，并允许装置滑动：
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1t6VS 3 图 4：殷钢杆
wpO-cJ!, vzG(u_,9[ 框架本身通过粘合连接：
qdWsP9}q /aP4'U8ov 图5：粘合连接
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xWnB #} 3$n/ 在定义机械连接方式后，现在可以稍微调整 Ansys 创建的网格，以满足我们的
仿真需求，因为默认网格设置可能在某些区域的质量不佳，我们需要对其进行适应调整。调整两个反射镜的网格尺寸，使每个像面至少达到 10000 个节点。这样才能在 OpticStudio STAR 模块中获得良好的拟合质量。下图展示了用于光机结构和反射镜的最终网格。
zQ& `|kS a~jM^b;VN 图6：Ansys Mechanical 中的网格
q,A; d^g $ 5Jo %K% 图7：次级反射镜网格
X H,1\J-S jNBv y1 载荷与边界条件 Mt"j< ]EW
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VJI? 对于此设计，唯一存在的载荷是一种热条件，它导致了元件根据其热膨胀系数 (TCE) 膨胀，并且选择离散温度条件来近似
模拟立方体卫星在近地轨道运行期间将经历的工作温度范围。假设立方体卫星的辐射控制
系统将使
光学器件免受温度大幅波动的影响，那么这将光学器件的工作温度范围将会限制在 15°C ± 3°C 范围内。
Q E1DTU F6`$5%$M;? 假设在 OpticStudio 中建立的名义设计是在 21°C 室温环境中建立的，这是定义几何结构通常的参考温度。
] X%T^3%G d#'aT mu! 在 Ansys Mechanical 中实施模拟的温度如下：
$n.oY5=\ |]y]K% 图8：温度定义
6 SJ `KgIr,Q) 在结构分析中，装配体需要保持固定。对于光学分析来说，使用弱弹簧将导致模拟不够精确。因此，整个组件是通过 Remote Displacements 组合来固定的。传感器平面的移动将受到限制，因为传感器作为像平面并且 OpticStudio 中无法对像面施加变形效果。旋转在前框架处受到限制，因此不会把传感器的弯曲当做是整个装配体的旋转。
\$Lr L WW\t<O;z >,wm-4&E 图9：Remote Displacements
4Hc+F( /{QR:8}-Q 由于立方体卫星是在地球上组装的，因此与在轨状态相比，载荷存在差异。在组装过程中，立方体卫星受到地球引力和大约一个大气压的影响。在真空中，没有压强和加速度载荷作用在组件上。为了检查这些载荷差异是否对形变有显著影响，我们进行了另外两项有限元分析。
b= ( ?\ >VIb|YA 压差分析显示，反射镜的形变小于 180
纳米。
?V aWOwWI qVjl8%) 对重力影响的分析结果显示，如果组件仅由框架的一侧支撑，那么反射镜的固定装置就会产生较大的变形，导致反射镜相对于其原始位置移动了 8 微米以上。因此，在分析中在反射镜固定装置的底部增加一个额外的支撑帮助承担反射镜的重量。通过这种设定，反射镜的形变小于 20 纳米。
{]ie|>'=C lC) :$W 由于我们预计热膨胀引起的形变在 10 微米范围内，而压强和重力的影响相对来说要小好几个量级，因此在主要的有限元分析中忽略了压强和重力的影响。
/i.3v45t" 8&+m5x S 在 Ansys Mechanical 中的 FEA 结果 x=s=~cu4, I@ "%iYL 完成准备工作后，现在可以在 Ansys Mechanical 中运行 FEA 分析。下图显示了最低工作温度 12°C 的结果，主要的形变是由铝基板的高 CTE 导致反射镜收缩引起的。
K)"lq5nM FtHR.S= u 图10：Ansys Mechanical 形变数据
M@%$9N)gd `t Z m 如果在模型中隐藏反射镜，则可以看到框架变形效果：
M*6}# ST i^ `]TOP 图11：框架变形
apF Y//(yu 2?J[D7 还可以查看形变的 Z 方向分量，结果如下：
W{'RR. ;]XK e') 图 12：Z分量形变
*c<0cHv* 9 8O0 M#|d 完成有限元分析后，现在可以导出所有工作温度下两个镜面的结构变形数据。借助 Ansys ACT 扩展程序可以将这些数据导出到一系列文本文件中。这些文本文件包含了将 FEA 数据导入 OpticStudio STAR 模块进行进一步分析所需的全部内容。
w alQo^< 1HPYW7jk@" 结论 ] / w: 5o# b8o }bm{s 在本文中，我们介绍了如何将完成的 CubeSat 设计导入 Ansys SpaceClaim，为有限元分析做准备。然后，我们分析了 FEA 所考虑的载荷和边界条件。最后，我们展示了 Ansys Mechanical 中的 FEA 结果，以及如何将这些数据直接导入 OpticStudio STAR 模块。
u6 tD5Y L!2BE[~ 参考文献 /-J1 2 O A|Z'\D0 1.Jin H, Lim J, Kim Y, Kim S. Optical Design of a Reflecting Telescope for CubeSat. J Opt Soc Korea. 2013;17(6):533-537. doi:10.3807/josk.2013.17.6.533
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