新型載人飛行器輕質化機身結構的概念設計研究

徐 彥，鄭 耀，周 盛

（1.浙江大學航空航天學院，杭州310027；2.中航工業洪都660導彈設計研究所，南昌330024）

新型載人飛行器輕質化機身結構的概念設計研究

徐 彥1，鄭 耀1，周 盛2

（1.浙江大學航空航天學院，杭州310027；2.中航工業洪都660導彈設計研究所，南昌330024）

針對新型載人飛行器，基于結構方案設計、力學分析和模型結構性能測試等研究，提出了輕質化機身結構的設計方案。采用柔性層合薄膜實現機身大面積防熱結構；采用空間桁架結構體系和新型節點連接形式，確定了飛行器機身的輕質承載結構設計方案；采用剛性桿?柔性索段組合方案，設計了機身結構和燃料儲罐之間的連接系統。利用有限元軟件ANSYS評估了結構體系的力學性能。利用機身典型承載結構的縮比模型進行了力學試驗，驗證了有限元分析模型和結果。研究結果可為新型載人飛行器的輕質化機身結構提供設計參考。

新型載人飛行器；輕質化結構；有限元分析；模態試驗

1 引言

本文針對的新型載人飛行器是一種單級入軌飛行器，可以像普通飛機一樣在機場起飛，此時發動機在吸氣式模態下工作；在一定飛行高度和速度下進行模態轉換，發動機以火箭式模態繼續爬升至近地軌道。該飛行器可快速、高可靠地進入空間；在大氣層內飛行時，其推進系統采用空氣中的氧氣作為氧化劑，減少需攜帶的氧化劑，增加有效載荷。因而可以縮減發射成本，能夠在短時間內完成航天員和貨物的天地往返運輸，同時能夠支持在軌發射衛星、維修空間設施等工作［1］。為降低飛行器的起飛質量，實現較高推重比和操穩性能，飛行器結構的輕質化設計具有重要的研究意義［2?3］。關于新型載人飛行器機身輕質結構的研究不多，英國Skylon飛行器在輕質化結構設計方面進行了有益嘗試［4］，如圖1所示。Skylon機身整體采用平面桁架環形結構，平面桁架環形結構由碳纖維復合桿和鈦合金端部設備（節點）構成，相互采用膠粘連接，桁架子結構之間的裝配采用閃光焊接方式。該方案使得Skylon機身桁架結構存在面外支承剛度較弱、縱向彎曲撓度較大和節點數目較多等問題。這種裝配方式焊接工藝要求高，質量難保證；焊接容易引起節點的殘余熱變形，引起環形桁架初始變形。

圖1 Skylon飛行器機身結構［4］Fig.1 Fuselage structure of Skylon spacecraft［4］

本文針對Skylon飛行器設計方案存在的不足，提出了一種機身主承力結構、柔性防熱結構及柔性連接系統的輕量化設計方案，然后建立了力學分析模型，通過動力學特性地面測試試驗，研究該方案的剛度和頻率等力學性能，以為新型載人飛行器的輕質化機身結構提供設計方案。

2 機身輕質結構設計方案

2.1 總體設計方案

新型載人飛行器結構自重主要來自機身主承力結構、防熱結構、燃料儲罐、連接系統等。為搭載更多有效載荷，如圖2所示，機身主承力結構采用空間桁架結構，機身大面積防熱結構采用由層合薄膜構成的柔性多層防熱系統，燃料儲罐采用傳統的復合材料儲罐結構，連接系統采用索鏈式柔性連接設計方案，以盡可能地減少結構自重。

2.2 機身大面積防熱結構

新型載人飛行器在大氣層內飛行過程中，機身承受嚴酷的氣動力、熱載荷，在軌飛行時也需要抵抗不斷變化的熱載荷。一般來說，機身部位的熱流密度相對較小，可以采用被動熱控技術［5］。新型載人飛行器機身的大面積防熱結構擬采用柔性多層防熱系統（圖3）［6］，其多層隔熱系統由層合薄膜材料構成，可包括防熱層、隔熱層和阻氣層，每一層又由多層薄膜組成，各層材料通過一定的連接工藝組合在一起。柔性多層防熱結構能夠有效地阻滯熱流從結構表面進入內部，并起到承受各種機械荷載的作用。

圖2 機身結構總體方案Fig.2 System Design of the fuselage structure

圖3 柔性多層防熱系統［6］Fig.3 Flexible multi?layer thermal protect system［6］

2.3 機身承載結構

針對新型載人飛行器機身承載結構，為了提高機身結構的承載力，提出了多種空間桁架結構的拓撲設計方案，通過承載能力、加工和裝配等方面的比較，最終采用圖4的空間桁架結構設計方案。桁架中節點形式為螺栓球節點，桿件和節點之間通過螺栓連接，如圖5。

圖4 機身輕質結構設計方案Fig.4 Design scheme of light?weight fuselage structure

該結構為空間桁架，面外支承剛度更大，機身的縱向彎曲剛度也更大；桁架中桿件和節點數目減少，便于加工裝配。擬采用的新型節點和裝配技術：碳纖維桿件和鈦合金節點將采用膠粘連接，桁架子結構之間的連接節點采用螺栓球節點。如此，桁架子結構之間的裝配便捷，能夠控制裝配精度。

在確定了桁架和節點的基本形式后，機身將參照Skylon的尺寸進行承載結構設計，如圖6所示。機身整體長度為83.3 m，中段的等直徑貨艙段長為31.2 m，桁架間距為1.2 m，機身外層最大直徑為6.75 m，內層最大直徑為6.25 m，桿直徑為50 mm，球節點直徑為200 mm。由飛行器氣動布局設計的結果得到機身外輪廓線，為簡化機身的總體幾何參數，對機身外輪廓線進行曲線擬合得到曲線方程如式（1）：

式中：x為飛行器軸線方向坐標，機頭指向機尾為正，d為機身軸向半徑。

圖5 螺栓球節點Fig.5 Bolt ball joint

圖6 機身承載結構整體模型Fig.6 Whole model of bearing structure

2.4 燃料儲罐的連接設計

進行飛行器機身和燃料儲罐之間的連接系統設計［7］，首先要設計燃料儲罐圓柱殼體的加勁箍，如圖7所示。加勁箍上的開孔能提供連接系統的固定端，并且提高燃料儲罐承受液體燃料內壓和飛行動荷載的承載性能。

將燃料儲罐和飛行器機身桁架結構裝配在一起，確定兩者之間可靠、有效地連接成為承力整體，并能夠阻隔機身熱結構和儲罐冷結構之間的熱流傳遞。連接系統由剛性的桿件和柔性的索段構成。剛性桿件一端和加勁箍相連接，另一端連接在機身桁架結構的節點板上。為了提高連接剛度，剛性桿件在一個截面平面內布置，如圖8所示，為燃料儲罐提供了鉸接固定端。

為了在連接設計中導入接觸熱阻的方式，增大連接系統的等效熱阻，連接系統中柔性索段設計為索鏈形式，如圖9所示，相鄰兩個索環之間存在較大的接觸熱阻。為了研究傳熱路徑對連接系統隔熱性能的影響，燃料儲罐和飛行器機身之間的柔性索段可以采用如圖9（a）和圖9（b）兩種方案。設計方案一連接索段較短，燃料儲罐上的連接節點易于布置，占用的空間小；而設計方案二傳熱路徑更長，采用較少的柔性索段即可實現可靠連接，但是燃料儲罐上的連接節點較難布置。通過比較研究，選擇方案二作為連接系統的最終設計方案最終飛行器機身結構、燃料儲罐和連接系統的整體裝配模型如圖10所示。

圖7 燃料儲罐圓柱殼體的加勁箍Fig.7 Stiffening rings of cylindrical shell of the fuel tank

圖8 剛性桿件連接Fig.8 Rigid bars for connection

3 機身整體結構力學分析

采用通用有限元軟件ANSYS，對圖6所示的機身承載結構整體模型進行力學性能分析。分析模型上施加的約束位于飛行器機翼與機體連接的機身中央部分，以限制其6個自由度的剛體位移。

為評估機身結構的承載剛度，分析飛行器再入時氣動力作用下的靜力變形，將機身上作用的氣動力等效為集中力施加到機身承載結構的節點上。在機身前部一處沿著徑向施加一個100 kN的載荷，分析其變形可以發現，在施加外載荷的節點附近，機身結構會發生很小量級的變形，而在距離加載節點較遠的地方，機身結構基本不發生變形，如圖11所示。由此可知，空間桁架式機身整體結構具有較強的面外剛度，可以抵抗較大的面外載荷如氣動力。由于施加外載荷的節點附近發生的變形很小，桁架中各桿件的截面和長度還可以進一步優化，從而繼續降低飛行器的結構自重。

圖9 柔性索段連接Fig.9 Flexible cables for connection

圖10 機身和燃料儲罐的連接模型Fig.10 Connection model between fuselage and fuel tank

圖11 機身整體模型的變形圖Fig.11 Deformation figure of the fuselage model

然后利用ANSYS對整個機身整體模型進行模態分析，可以得到前三階固有頻率，依次為：0.8526 Hz、0.9737 Hz和1.11 Hz，對應的前三階振形如圖12。

圖12 前三階振形Fig.12 The first three order modal shapes

從上面的結果可以看出，空間桁架機身整體的前三階模態對應的固有頻率都比較小，且比較接近，一旦發生共振將對飛行器造成毀滅性打擊，因此要盡量避免機身在上述固有頻率附近的低頻振動。

4 機身典型段的模型驗證

4.1 模型試制

為了驗證有限元分析方法及結果的準確性，試制了如圖13的實驗模型，并進行了相應的力學試驗。考慮到相似性原理和實際加工條件，模型的外環直徑為1.35 m、內環直徑為1.25 m、桿件直徑10 mm、桁架層間間距為0.24 m、球節點的直徑為40 mm。

圖13 模型實物Fig.13 Prototype model

4.2 材料力學性能試驗

有限元分析需要輸入材料的彈性模量等屬性，因此在分析前，必須對材料的基本屬性進行測量。采用電子式萬能試驗機進行了彈性模量的測量。利用試驗機對碳纖維管進行一次破壞性的拉伸試驗測得其拉伸極限為15.29 kN；接著，取其60%作為拉伸的加載極限，對碳纖維管從0～9 kN進行加載，通過引伸計的變形得到碳纖維管50 mm測量段的伸長量，并通過荷載?位移曲線得到該碳纖維管的彈性模量為3.85 GPa。

4.3 有限元分析

通過導入AutoCAD文件，在ANSYS軟件中建立如圖14所示的有限元分析模型。

圖14 有限元分析模型Fig.14 FEM analysis model

在ANSYS內對模型的物理參數進行設置，對各個桿件采用BEAM 188號單元，柔性張拉索采用LINK10單元，將其橫截面設置為環狀（內、外徑分別為8 mm和10 mm），其彈性模量、密度等數值采用試驗測量結果。施加相應的約束以限制其6個自由度的剛體位移。參數設置完成后，依次對兩個模型進行振動模態和靜力變形分析。

在完成重力加載后，直接利用ANSYS對機身典型結構模型進行模態分析，得到的前五階固有頻率如表1。

表1 模型前五階固有頻率Table 1 First five natural frequency of the model

接下來對其進行靜力變形分析。對模型施加的約束不變，在此基礎上在與約束節點（即2號節點）相對稱的節點（即42號節點）上分別在X，Y三個方向上施加集中力100 N，利用ANSYS求解得到結構的變形情況分別如圖15～圖16。

從變形情況可以看出，在42號節點施加X方向的力時，形變最大處位于集中力作用的加載節點附近；在節點上施加Y方向的力時，由于該結構在某種程度上的對稱性，施加Y方向的力的時候，形變最大處是位于約束節點和加載節點之間的區域。由于本模型只是機身縱向上的一個單元，因此沒有在Z方向上施加力進行分析。

4.4 模態試驗

采用TST5912動態信號測試分析系統對模型進行模態試驗，并采用TSTMP模態分析軟件進行數據分析，結果見表2。有限元分析結果與試驗結果符合得較好，因此可以驗證有限元分析方法和結果的正確性。

圖15 X方向上施力后變形圖Fig.15 Deformation figure by X?direction force

5 結論

本文針對新型載人飛行器機身結構的輕質化設計，經過方案設計、有限元分析及必要的試驗驗證研究，得到如下結論：

1）采用柔性多層防熱系統、空間桁架結構系、螺栓球節點設計、剛性桿?柔性索段連接技術等，可以實現新型載人飛行器輕質化機身結構設計；

2）機身主承力結構的整體模型力學分析表明，機身殼體面外剛度較好，結構的整體剛度較差，基頻較低（0.85 Hz），有必要采取措施避免共振發生；機身典型段的模型試驗結果和分析結果符合得較好，驗證了有限元分析模型的有效性。

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Study on Conceptual Design of Light?weight Fuselage Structures in Novel Manned Spacecraft

XU Yan1，ZHENG Yao1，ZHOU Sheng2
（1.School of Aeronautics and Astronautics，Zhejiang University，Hangzhou 310027，China；2.660 Missile Design Institute，Hongdu Aviation Industry Group LTD.，Nanchang 330024，China）

Based on the study results of the structure conceptual design，the mechanics analysis and the structural performance tests of a scale model，a light?weight conceptual design of the fuselage structures of a novel manned spacecraft was presented.The flexible composite membranes were em?ployed to construct the large?area thermal protect structure of the manned spacecraft fuselage.A spa?tial truss structural system and a novel joint connection form were used to design the light－weight bearing structure of the manned spacecraft fuselage.An integrated scheme including the rigid bars and the flexible cables was proposed to design the connection system between the manned spacecraft fuselage and the fuel tank.The design scheme was analyzed with FEM software ANSYS，and the mechanical properties of the structure were evaluated.The scale model of the bearing structure of the manned spacecraft fuselage was developed for the structural performance tests，and the FEM analysis model and results were validated.The research achievements may provide a design reference for the light?weight fuselage structures of a novel manned spacecraft.

novel manned spacecraft；light?weight structures；FEM analysis；modal test

V423.8

A

1674?5825（2016）06?0744?06

2015?11?10；

2016?11?14

國家自然科學基金（11402229）；浙江省自然科學基金（LQ14A020003）

徐彥（1982－），男，博士，副教授，研究方向為飛行器設計。E?mail：xyzs＠zju.edu.cn