空間站可充氣展開艙外載荷原理樣機結構設計與分析

劉金國，陳科利，，謝華龍

（1.中國科學院沈陽自動化研究所機器人學國家重點實驗室，沈陽110016；2.東北大學機械工程與自動化學院，沈陽110819）

空間站可充氣展開艙外載荷原理樣機結構設計與分析

劉金國1，陳科利1，2，謝華龍2

（1.中國科學院沈陽自動化研究所機器人學國家重點實驗室，沈陽110016；2.東北大學機械工程與自動化學院，沈陽110819）

為了給航天員在軌科學實驗提供更大的操作空間，并為未來空間站可充氣展開艙段及充氣式月球基地的建設進行相關技術驗證，基于充氣式運輸居住艙設計理念，設計了一種由多層復合材料構成的柔性外殼及中央芯柱結構組成的空間站可充氣展開艙外載荷原理樣機。為了給結構限制層在壓差作用下的囊體應力估算提供參考，分別推導了結構限制層囊體在壓差作用下的環向應力和軸向應力，利用Von Mises應力描述囊體二向應力狀態，并將結果與基于ABAQUS的有限元分析結果進行對比，驗證了理論分析方法的有效性。最后樣機試制及充氣展開試驗驗證了包括艙門機構、地板展開機構和柔性外殼在內的艙外載荷原理樣機結構設計方案的可行性。

充氣；可展開結構；結構設計；結構限制層；二向應力

1 引言

目前，包括國際空間站在內的載人航天器大多以剛性金屬艙為主，由于大型剛性外殼艙體結構質量重、體積大、發射成本高、在軌組裝難，且受火箭發射包絡的限制，其結構設計緊湊，有效空間狹窄，導致諸多重要科學實驗難以開展，不能適應未來深空探測發展的需要［1］。20世紀90年代，美國宇航局提出了充氣式運輸居住艙設計理念，旨在為空間站提供更經濟、大型化的空間艙體結構［2?3］。與傳統的機械展開結構相比，充氣展開結構具有輕質、更高的容積質量比以及更好的防護性能等優勢，因此，可以用更小的運載工具發射更大的結構，從而大大降低發射成本［4?7］。為了給航天員在軌科學實驗提供更大的操作空間，并為未來空間站充氣可展開艙段及充氣式月球基地的建設提供相關技術驗證，本文首先對空間站可充氣展開艙外載荷模塊原理樣機進行基本結構設計，并對柔性外殼中結構限制層囊體在壓差作用下所受應力值進行理論推導與計算，并基于ABAQUS軟件進行有限元仿真，之后將兩者結果進行對比來驗證理論推導的有效性與可行性，最后通過樣機試制及充氣展開試驗驗證艙門機構、地板展開結構、柔性外殼的結構設計方案及整個樣機密封方式的可行性。

2 空間站可充氣展開艙外載荷原理樣機基本結構設計

空間站可充氣展開艙外載荷原理樣機主要由中央芯柱結構及多層復合材料構成的柔性外殼組成。在發射之前，柔性外殼繞中央芯柱結構進行折疊，經運載火箭發射進入預定工作軌道之后通過端部錐形口與空間站進行對接并充氣展開，從而為航天員提供更大的工作和生活空間。艙段折疊狀態初步設計尺寸為Ф3.75 m×8 m，展開狀態初步設計尺寸為Ф6 m×8 m，內部氣壓為1個標準大氣壓，在軌可容納航天員人數為6人。樣機整體模型及中央芯柱結構分別如圖1和圖2所示。

2.1 中央芯柱結構設計

可充氣展開艙外載荷原理樣機的中央芯柱結構整體采用八根大梁進行支撐，承受發射時的載荷。整個中央芯柱結構共分為四層，其中第一層至第三層為艙內人員提供生活和居住的空間，第四層為設有內外兩個艙門的氣閘艙，主要為艙內人員進出其它艙室時提供一個壓力緩沖區。中央芯柱結構第一層及第三層均采用“井”字形布局，如圖3所示，主要由固定擱板以及可以沿固定擱板滑動的可移動擱板構成，在固定擱板及可移動擱板上開設有均勻分布的安裝孔，從而為所需設備提供預留位置。發射之前，可移動擱板位于中央芯柱結構內部，當與空間站實現對接，且柔性外殼充氣展開之后，可移動擱板沿著固定擱板向外側滑動，從而為艙內人員提供更大的操作空間。

圖1 樣機整體結構模型Fig.1 Overall structure of the model

圖2 中央芯柱結構Fig.2 Model of the structural core

圖3 第一層及第三層“井”字形布局Fig.3 ＂＃＂type structure of the first and third floor

第二層采用正六邊形布局，可為6個艙內人員提供睡眠及私人娛樂場所，外側設有圓環形水箱，可在由太陽活動等原因造成的空間輻射劇烈時對環形水箱內部空間提供防輻射保護［8］，從而為艙內人員提供一個臨時避難場所，如圖4所示。

圖4 第二層正六邊形布局Fig.4 Hexagon type structure of the second floor

2.2 氣閘艙設計

氣閘艙是一個壓力緩沖艙［9］，可起到壓力過渡的作用。以艙內人員出艙為例，氣閘艙的工作原理如圖5所示，而返回時的操作順序則與出艙相反。

2.3 艙門機構設計

中國空間技術研究院的嵇景全等人［10?11］對包括等強度梁手動式艙門、螺旋壓緊手動式艙門以及行星齒輪加載的手動式艙門的特點以及布局進行對比，發現行星齒輪加載的手動式艙門機構更加合理、操作簡單、操作力小且可靠性比較高，可保證在各種環境下艙門機構的開啟和關閉。

本文采用行星齒輪艙門機構，并且在艙門內外兩側均設置艙門操作手柄，從而在艙門內外兩側均可實現艙門的開啟和關閉。艙門機構外觀圖及內部機構如圖6所示，機構的運行原理為：手柄驅動中央主動小齒輪，小齒輪通過行星齒輪帶動齒圈旋轉，齒圈通過驅動連桿帶動周邊六個鎖緊塊運動，從而實現艙門機構的開啟和關閉。

2.4 地板展開機構設計

地板展開結構主要由地板支撐件、地板支撐件支座、升降環、連桿、滾珠絲杠、驅動電機、導向桿等機構組成。發射之前，地板展開機構處于收縮折疊狀態。艙體通過錐形口與空間站對接之后，地板展開機構在步進電機驅動下帶動柔性地板展開至工作狀態，展開過程示意圖如圖7所示。

圖5 氣閘艙模型及原理Fig.5 Model and principle of the airlock

圖6 行星齒輪艙門機構Fig.6 Model of the planetary gear hatch mechanism

表1 柔性外殼各功能層作用及材料Table 1 The function and material of the functional layer in the inflatable shell

以第三層地板為例，兩個步進電機經聯軸器驅動兩組對稱分布的滾珠絲杠轉動，滾珠絲杠將步進電機軸的旋轉運動轉換為滾珠絲杠螺帽的直線運動，升降環經連接件與螺帽固連在一起，利用絲杠螺帽上下運動驅動升降環運動，升降環經連桿驅動地板支撐件繞支座旋轉從而實現地板的展開。

2.5 柔性外殼設計

柔性外殼由多層復合材料構成，如圖8所示。從內向外主要由內襯層、冗余氣囊層、結構限制層、微小隕石及軌道碎片防護層、隔熱層等材料構成［1，12］。柔性外殼各功能層作用及材料如表1所示。

圖7 地板展開機構原理Fig.7 Principle of the floor deployable mechanism

圖8 柔性外殼構成Fig.8 Constitution of the inflatable shell

3 結構限制層囊體應力分析

為了維持內部人員的生存，空間站可充氣展開艙外載荷原理樣機充氣展開之后柔性外殼至少需要承受1個標準大氣壓的壓力。柔性外殼中冗余性氣囊只是為了保證整個機構的氣密性，并不承受囊內氣體的壓力。氣囊外側的結構限制層則是整個樣機最主要的承力部分，需要承受氣囊內部氣體壓力，因此其承壓能力直接關系到艙內人員及設備的安全。

為在設計過程中對結構限制層的應力估算提供參考，假設結構限制層囊體材料為各向同性，蒙皮厚度為t，其中厚度t遠小于可充氣展開艙外載荷原理樣機的整體尺寸，結構限制層受到氣囊內部氣體壓力的作用發生形變，此時結構限制層處于一個二向應力狀態［13?14］。在結構限制層上取一單元體，其在沿囊體母線切線方向和圓周方向分別受到環向應力和軸向應力的作用，如圖9所示。

圖9 結構限制層二向應力狀態示意圖Fig.9 Two?direction stress state of the restraint layer

3.1 環向應力σH的計算

沿囊體的軸線方向取一段寬度為Δl（Δl足夠?。┑沫h狀囊體，其環向曲率半徑為RH，沿直徑將囊體單元一分為二，并取其上半部分為研究對象，如圖10所示。

圖10 囊體環向受力圖Fig.10 Circumferential load of the restraint layer

圖10中，σH為囊體截面上的環向應力，FH為囊體單元截面上環向合力，與σH存在式（1）所示關系：

假設結構限制層囊體內外側環境壓差為ΔP，則囊體單元微面積上受到的壓力如式（2）：

壓力ΔFp沿Z軸的分力如式（3）：

則在微面積上沿Z方向的壓力之和如式（4）：

由沿Z軸方向的受力平衡可知式（5）：

故由（1）、（4）、（5）可知結構限制層囊體的環向應力σH為式（6）：

3.2 軸向應力σZ的計算

假設結構限制層囊體材料各向同性，因此囊體某一個方向上的張力系數與該方向上的應變率成正比。為了求解結構限制層囊體的軸向應力，可在假設囊內充滿氣體時，研究囊體突然消失瞬間的內部氣體運動狀態［14］。

在內部氣體作用下，柔性外殼的結構限制層囊體相當于受定長理想約束的質點系。假設充氣狀態下囊體消失的瞬間，囊內氣體會沿外側囊體的法線方向向外運動，由于不同位置囊體的內部氣體壓強相同，且氣體沿法向膨脹的速度與氣體壓強成正比，因此在囊內氣體膨脹的瞬間，結構限制層囊體環向和軸向的曲率半徑都會增加相同的量Δr，如圖11所示。

圖11中，RZ、RH分別為軸向曲率半徑和環向曲率半徑，KZ、KH分別為對應的軸向曲率及環向曲率，β、γ分別為囊體單元沿X、Z方向的夾角，由于所選取囊體單元面積非常小，因此β、γ為很小的角度，故囊體的軸向應變為式（7）：

同理，環向應變εH為式（8）：

圖11 囊體膨脹示意圖Fig.11 Expansion of the restraint layer

根據之前的假設，囊體材料各向同性，因此囊體材料在載荷作用下其應力應變關系滿足式（9）所示胡克定律，其中E為囊體材料彈性模量。

將公式（7）、（8）代入公式（9）可得式（10）：

由公式（6）、（10）可知，結構限制層囊體的軸向應力如式（11）：

3.3 Von Mises應力的計算

根據Mises屈服準則，在比較復雜的應力狀態下，可以用一個等效的固定值來表述此時該材料的應力狀態。當材料的等效應力值達到定值的時候，材料就開始屈服，即進入塑性形變狀態［15］。采用Von Mises等效應力可以將物體復雜的應力狀態等效為單向應力情況下材料的應力應變情況，從而更方便的發現分析對象應力最大的位置。

Von Mises應力的表達式如式（12）［15］：

式中，σx、σy、σz分別為單元體三個方向主應力，τxy、τxz、τyz分別為單元體的三個切應力。由于分析的囊體微元段受力狀況可以近似為平面應力狀態，蒙皮微元段表面的法線方向正應力為0，由于囊體單元處于二向應力狀態，故τyz、τxz為0，蒙皮中取出單元體所受到的主應力如式（13）：

蒙皮微元段近似作雙軸拉伸狀態，切應力τxy可以近似為0，故蒙皮各點處的Von Mises應力如式（14）：

4 結構限制層囊體應力有限元分析

本文所研究的結構限制層囊體長度為10 m，直徑為8 m，內囊壁厚為1 mm，內囊結構材料采用纖維正交編織復合材料，上下兩端通過航空鋁材料制成的剛性端環夾緊固定，囊體材料的參數如表2所示［16］。

表2 結構限制層材料參數Table 2 Material parameters of the restraint layer

ABAQUS有限元軟件在求解過程中，將囊體單元設為M3D4R（4節點3D膜單元，減縮積分）。采用掃略劃分網格技術對結構限制層囊體進行網格劃分，邊界條件設為兩端與剛性端環連接位置完全固定，囊體內部表面施加0.1 MPa的充氣壓力，所建立的結構限制層囊體有限元模型如圖12所示。

圖12 結構限制層囊體有限元模型Fig.12 FEA model of the restraint layer

圖13所示為囊體在0.1 MPa充氣壓力作用下的應力云紋圖。由于囊體沿圓周方向應力值相同，故在ABAQUS中沿母線選中一系列結點，并新建一條路徑［17］，測量出所選中母線上各結點的應力值，并繪制曲線如圖14所示。

圖13 囊體結構應力云紋圖Fig.13 Finite element model of the restraint layer

圖14 結構限制層囊體母線上應力Fig.14 The stress of the restraint layer generatrix

由圖14可知，囊體在中間部分應力最大，其理論計算值與有限元分析結果相差約10 MPa，誤差約為3.5%，理論計算與ABAQUS有限元分析結果得到的囊體母線上應力變化曲線趨勢基本一致。

5 充氣展開試驗

在空間站可充氣展開艙外載荷原理樣機的結構限制層分析的基礎上，試制了一個比例約為1：15的縮小版樣機來驗證整個機構設計方案的可行性。樣機的主要指標如表3所示。采用四個電機（每兩個為一組）分別控制第一層及第三層控制地板展開結構的展開過程，中央芯柱結構展開狀態及折疊狀態如圖15所示。

整個艙體的充氣系統采用電動充氣泵作為氣源，實現柔性外殼的充氣展開，柔性外殼折疊狀態與展開狀態分別如圖16（a）、（b）所示。整個模型在充氣展開前后的體積比約為1∶2.3，所設計的可充氣展開艙外載荷原理樣機不僅可以降低對運載火箭的要求，并且可以通過對較小的發射體積進行充氣展開以獲得更大的工作空間。

表3 樣機主要參數Table 3 Primary parameters of the prototype

圖15 中央芯柱結構Fig.15 Prototype of the structural core

圖16 柔性外殼Fig.16 Inflatable shell

6 結論

1）理論計算與ABAQUS有限元分析兩種方式得到的壓差作用下囊體母線上應力變化曲線趨勢基本一致，且其誤差約為3.5%，理論分析方法正確有效；

2）充氣展開試驗證明，包括艙段艙門機構、地板展開結構、柔性外殼在內的可充氣展開艙外載荷原理樣機結構方案可行。

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Preliminary Design and Analysis of Space Station Inflatable Deployable Extravehicular Payload Prototype

LIU Jinguo1，CHEN Keli1，2，XIE Hualong2
（1.State Key Laboratory of Robotics，Shenyang Institute of Automation，Chinese Academy of Sciences，Shenyang 110016，China；2.School of Mechanical Engineering and Automation，Northeastern University，Shenyang 110819，China）

To provide extra working space for the astronauts to carry out on?orbit science experi?ments，and technically validate the construction of the space inflatable cabin and the inflatable lunar base，a space station inflatable deployable extravehicular payload prototype was designed based on the design concept of TransHab，which consisted of the structural core and the inflatable shell made by multilayer composite materials.To provide a reference for the stress estimation of the restraint layer under air pressure，the circumferential stress and axial stress of the restraint layer were derived in this paper.Von Mises stress was adopted to describe the two?direction stress state of the restraint layer，then the result was compared with the FEA（finite element analysis）result in ABAQUS，and the effectiveness of the derivation process was verified.Finally，the feasibility of the space station inflatable deployable extravehicular payload prototype，including the hatch mechanism，the floor de?ployable mechanism and the inflatable shell，was proved by the prototype trial?production and de?ployment experiment.

inflation；deployable structure；structural design；restraint layer；two?direction stress

TU353

A

1674?5825（2016）06?0737?07

2016?05?30；

2016?10?18

國家自然科學基金（51175494）

劉金國（1978－），男，博士，研究員，研究方向為空間機器人與自動化裝備。E?mail：liujinguo＠sia.cn