臨近空間飛艇新型超壓加筋結構布局優化設計

摘 要：結合臨近空間環境特點，致力于發展低能耗、高效率的能源控制系統的目標，開展了臨近空間飛艇新型超壓加筋結構布局優化設計技術研究。本文以某型臨近空間飛艇為例，提取其中能源控制系統某一功能部件，建立南瓜形加筋結構的近似模型，并利用多學科優化軟件Isight集成Nastran對加筋結構進行布局優化設計；然后將優化結果制造加工出試驗件，進行地面原理性超壓試驗，最終對其進行了爆破試驗，試驗結果表明加筋結構的極限承載能力與爆破試驗值基本相符，誤差僅為3.3%，完全滿足工程精度要求，達到了預期目的。

關鍵詞：臨近空間；加筋結構；布局優化設計

1 引言

介于臨近空間飛艇在長時間監控偵查和通信中繼方面的卓越性能，中國、美國、歐洲、日、韓等航空強國紛紛投入巨資競相研發臨近空間飛艇。截至目前，從總體發展水平上看，國、內外臨近空間飛艇仍處于關鍵技術攻關階段。

臨近空間飛艇在駐空期間，常采用風機向副氣囊內部充入空氣，來維持內外壓差，但是考慮到平流層的運行環境相對比較苛刻，風機的工作效率將會大打折扣，從功能可行性角度來看有很大難度。如果臨近空間飛艇仍然基于常規飛艇的思路解決這個問題，必然導致飛艇能源供給緊張，增加飛艇的系統設備重量，如何解決臨近空間飛艇的能源瓶頸問題，實現較高的實用價值非常關鍵。

臨近空間飛艇新型超壓結構作為一種新的發展思路，將超壓加筋囊體作為儲能工具，實現飛艇駐空過程中的壓力調節與控制。通過該技術的應用可以省去飛艇在駐空過程中為調節壓力所需預留的部分副氣囊，更重要的是解決能源系統矛盾，降低能源系統重量。國內、外在充氣式超壓結構方面都有著大量的研究。

超壓及充氣結構憑借著其剛度大、成本低、易操作等特點，也廣泛用于民用領域，比如各種氣體建筑等。

2 加筋結構布局設計

2.1 優化模型的描述

本文提出的加筋結構主要由蒙皮（氣囊）、加筋條、加強條等組成。在進行超壓加筋結構設計時，需要考慮各種結構外形下的加筋結構的重量、強度等因素，從中選擇一個較優的結構外形進行下一輪的布局優化。文獻表明，在體積相同的條件下，南瓜形氣囊的表面積與重量都較小，對氣囊材料的強度要求也較低，因此，基于對比結果，確定了加筋結構的結構形式，南瓜形加筋結構幾何模型。

南瓜形加筋結構基本參數有：加筋結構長軸半徑為R1，短軸半徑為R2；蒙皮厚度為T，加筋條個數為N。以極限強度為約束，滿足總重量最小，對應的優化數學表達式如下：

其中G為結構重量，？滓max為最大正應力。

2.2 布局優化流程

為實現結構尺寸和布局優化流程，需要用合理的優化工具進行求解。在結構優化設計中，一般由Patran生成有限元模型，然后提交給Nastran進行計算，而且Nastran自身也有比較完備的優化功能，可以對單元截面尺寸屬性，材料屬性設置一些參數變量進行優化。但是對于不同類型的設計參數的靈敏程度不一樣。本文采用多學科優化軟件Isight集成Nastran來完成整個布局優化設計過程，其中，在Isight中采用序列二次規劃法對結構尺寸和布局參數進行優化設計；Nastran只負責進行單次的非線性分析，并將計算結果反饋給Isight進行約束條件校核及重量評估。南瓜形加筋結構布局優化設計流程圖如1示。

其中，del模塊用來刪除上一次生成的計算結果文件；Parametercal模塊用來計算結構布局參數；patranmodify模塊用來將參數生成參數化模型，并生成提交計算的.bdf文件；nastrancal模塊用來將生成的.bdf文件提交給Nastran進行單次的非線性分析，然后再讀取計算結果中的結構總重量；maxstress模塊用來讀取計算結果中的最大應力；Calculation1模塊用來檢驗蒙皮、加筋條局部應力是否大于其材料的最大正應力。

2.3 布局優化結果

本文選擇以南瓜形加筋結構為例，進行結構布局優化設計。南瓜形加筋結構中蒙皮采用國外先進高強度、輕質復合材料URETEK-3216，拉伸強度為1050N/cm，面密度為332g/m2，有限元模型采用膜元進行模擬；由于南瓜形加筋結構只承受超壓，受力狀態為拉伸，因此，加筋條材料采用高分子聚合物材料繩索，極限斷裂強力為38000N，線密度為60g/m，有限元模型采用桿元進行模擬。

南瓜加筋結構模型約束條件為：航向為X，在囊體最大截面處進行X方向平動約束；頭、尾部進行X方向平動約束，X、Y、Z方向轉動約束。工況載荷條件：囊體內外壓差0.03MPa，加載在囊體內表面上。對應的結構布局優化數學表達式如下：

為了同時進行結構布局和結構尺寸優化設計，本文將采用序列二次規劃法，借助多學科優化軟件Isight集成Nastran對加筋結構進行結構布局和尺寸二級優化。

經過二級優化后，獲得的最終結構布局和結構尺寸方案：加筋結構長軸半徑R1為615mm，短軸半徑R2為595mm；蒙皮厚度為0.22mm，加筋條的個數為12。優化后總重量為1.575kg，最大應力59.7Mpa。結構重量優化過程如圖3。

3 優化結果驗證及分析

3.1 試驗準備工作

利用以上優化結果，制造加工出試驗件，并以此為基礎開展了地面原理性試驗，試驗目的在于驗證南瓜形加筋結構試驗件的實際承壓能力，以及驗證優化計算模型的合理性和準確性。

本試驗通過測試南瓜形加筋結構試驗件的承壓能力來驗證其結構形式與性能，需要對試驗件分多級進行加載。首先，將已有少量空氣的試驗件吊掛起來；然后，在試驗件表面上選取三個等距的筋瓣，并在每塊筋瓣上標記1、2、3三個點，用來測量每級壓差下的囊體材料經、緯向長度，即1點到2點的距離為囊體材料經向長度，1點到3點的距離為囊體材料緯向長度；最后，利用空壓機向試驗件內逐級充入一定量的空氣，使得試驗件分級達到一定壓差值，具體試驗方法步驟如下：

a.預試。對試驗件進行充氣，逐級加載至最大壓力值，檢查試驗設備是否良好，然后逐級卸載。在預試滿足試驗要求后，才能進行正式試驗。

b.正式試驗。在預試滿足試驗要求后，開始正式試驗。

本次試驗按以下程序進行：（1） 所有儀器設備清零；（2）分多級加載壓力，此試驗共分五級加載，以外界地面大氣壓為標準，最大加載壓差值為25000Pa，每級壓差值增加5000Pa，緩慢逐級加載，每一級加載完成后都要求保壓3分鐘，讀取并記錄穩定后的壓差值以及圖5中標記區域的受力后經、緯向的長度，觀察試驗件的狀態變化；

c. 破壞試驗。利用空壓機向試驗件內部勻速充入空氣，每次壓差值增加500Pa，直至試驗件結構出現破壞現象，則結束試驗，記錄破壞時的壓差值。

3.2 試驗結果及分析

試驗中各級別壓差下試驗件的狀態圖，以及試驗件區域1-3的經、緯向長度對比圖，如圖4、5所示。

從圖4、5中可以得出，隨著壓差值的不斷增大，囊體材料經、緯向的形變量不斷增加，當壓差值增大到15000Pa時，加筋條開始承受絕大部分的壓差載荷，此時，囊體材料經、緯向的形變量不再增加，并且試驗件表現出了良好的受力狀態，能夠滿足使用壓差值要求，達到了驗證結構設計的可靠性以及安全性的目的。

最終，對試驗件進行了爆破試驗，當壓差值達到29000Pa左右，囊體端面處首先被撕裂，使得試驗件結構發生了破裂現象，綜合加工工藝、制造誤差等客觀因素，得出以下試驗結果的誤差分析：

a） 由于球體結構設計幾何尺寸較小，加工工藝難以面面俱到，加工出來的試驗件端頭并不是一個規則的球面，而是一個相對復雜的曲面，因此，用球面來計算此處的應力并不十分合理；

b） 介于材料、加工工藝分散性的影響，破損處多處于接頭位置，例如充氣孔自身就屬于結構開口處，載荷集中較厲害，一旦充氣速度過快，可能導致充氣孔附近的壓力比其余部位都要大，使得該部位因應力較大而容易首先遭到破壞；

c） 充氣速度較快還會導致囊體內壓力變化較快，這相當于囊體承受的是動態載荷而不是靜態載荷，而結構承受動態載荷的能力要比其承受靜態載荷的能力要小。一般來說，同樣的結構承受靜態載荷的能力大約是其能承受最大動態載荷的1.35～1.42倍。因此，充氣速度較快也會導致囊體承載能力不如預期。南瓜形加筋結構的極限承載能力為30000Pa，這與試驗結果非常接近，誤差僅在3.3%，驗證了優化模型的合理性和準確性，滿足工程應用精度要求，達到了預期的試驗目的。

4 結束語

本文結合臨近空間飛艇使用特點，針對臨近空間飛艇新型超壓加筋結構，應用多學科優化軟件Isight集成Nastran對加筋結構進行布局優化設計，從中優選出較優的結構形式，為臨近空間飛艇能源控制系統功能部件結構選型提供了一定的理論依據。通過地面原理性試驗了優化結果的可靠性與準確性，進一步證實了本文提出的結構布局優化設計方案的合理性。

通過對臨近空間飛艇新型超壓加筋結構布局優化設計技術研究，縮短了飛艇研制周期，為下一步的臨近空間飛艇詳細結構設計奠定了良好的基礎。

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