用于深空探測的大承載高燃重比薄壁貯箱一體化結構設計

李彥之，陳昌亞，黃 帆

(1.上海市深空探測技術重點實驗室,上海 201109； 2.上海衛星工程研究所,上海 201109)

用于深空探測的大承載高燃重比薄壁貯箱一體化結構設計

李彥之1,2，陳昌亞1,2，黃 帆1,2

(1.上海市深空探測技術重點實驗室,上海 201109； 2.上海衛星工程研究所,上海 201109)

針對某空間科學探測器采用木星借力方式進入太陽極軌，若采用CZ-5運載火箭與上面級組合發射，探測器允許質量無法滿足有效載荷需求的情況，為確保探測器質量可達1 350 kg，創新提出大承載高燃重比薄壁貯箱一體化結構設計。先確定貯箱構型為6只球形貯箱焊接形成六邊形整體。再通過分析承力桿內傾角、數量、是否貫穿貯箱內部等因素對承力效果的影響，確定承力桿最佳構型為正八邊形構型，承力桿內傾25°，電子儀器貯箱各自與2根承力桿連接，內部貫穿；推進劑貯箱對應的承力桿不貫穿，變為貯箱上下兩端的接頭。既有貯箱組合承力，又有桿件集中承力。對整器的模態分析和一體化球形貯箱的靜力分析表明均滿足結構強度要求。燃重比從傳統推進結構的12.5提高至20.7，增幅為65.6%，滿足木星、太陽等深空探測任務變軌攜帶大量推進劑的需求。

木星飛越； 一體化結構； 大承載； 高燃重比； 輕質化； 薄壁貯箱； 分離式； 太陽極軌

0 引言

深空探測與空間科學是我國“十三五”規劃中的重點發展方向之一，火星全球遙感與著陸巡視探測工程已正式獲得國家批準，并計劃在2030年前實現火星取樣返回、小行星取樣返回、木星系探測等。太陽是距離地球最近的恒星，也是支撐人類活動的最重要能源。全方面地深入觀測太陽，對研究太陽系的基本規律、宇宙的形成和演化、人類生命的起源與進化等有重要的實踐和指導意義。為更好地對太陽活動進行觀測，探測器最好脫離黃道面，進入太陽極軌軌道進行觀測。太陽距離地球1個天文單位，采用地球發射木星飛越的方式實現日心大傾角軌道，軌道設計包括地球-木星轉移軌道和木星借力軌道兩部分，其中地木轉移軌道采用從地球直接向木星發射的方式，C3能量需求約110 km2/s2，發射窗口約每400 d出現1次[1-2]。因探測器發射窗口間隔長，發射成本高，希望一次探測任務可實現較多的科學探測目標，故需攜帶足夠的有效載荷。某空間科學探測器攜帶太陽磁像儀、萊曼阿爾法和可見光日冕儀、日球成像儀、多波段成像儀和X射線成像儀等多種有效載荷，設計總重1 350 kg。若采用CZ-5運載火箭與上面級組合發射，探測器總重限制為1 050～1 150 kg，無法滿足探測需求[3]。因上面級有獨立的計算機、控制系統、導航設備等，故在能量分配上并不經濟[4]。與上面級相比，推進艙減少了獨立的設備，作為探測器分系統的一部分，依靠探測器本身的控制系統、導航設備、供電和測控設備等工作。為使探測器總重可達1 350 kg的設計值，發射方案改為直接使用CZ-5運載火箭發射，將探測器視為載荷艙，并在原有基礎上，添加可分離推進艙[5]。傳統的探測器平臺推進系統采用承力結構和貯箱分離的模式，結構質量大，燃重比小。貯箱采用非承力式設計，貯箱壁僅是貯箱的外殼，主要承受內壓載荷，結構利用效率低[6]。本文創新提出大承載高燃重比薄壁貯箱一體化結構設計，將貯箱與承力結構進行融合，貯箱的薄壁結構參與承力，在存儲推進劑的同時還具有承受載荷、安裝設備等功能。在CZ-5運載火箭運載能力約束下，使探測器質量達到1 350 kg的設計值[7]。

1 探測器總體設計與關鍵技術

1.1航天器總體構型

探測器設計質量1 350 kg，在地球同步轉移軌道近地點處加速進入地木轉移軌道，速度增量約4.92 km/s，發動機比沖3 041.6 m/s， CZ-5運載火箭地球轉移軌道(GTO)發射能力為14 000 kg，計算得航天器推進劑需求量達11 000 kg[8]。借鑒俄羅斯Fregat系列上面級中容積相近的分離組合式設計，航天器總體構型如圖1所示[9]。航天器分為載荷艙(即原探測器)和推進艙兩大模塊。推進艙上端通過載荷艙連接環與載荷艙相連，下端通過星箭連接環與運載火箭相連，發動機支架懸掛發動機的同時，連接推進艙內部模塊。推進艙結構分為上下兩個模塊，上層模塊為一體化球形貯箱模塊，根據探測器任務推進劑需求量大的特點，添加下層附加環形貯箱模塊。文獻[5]認為，從工程應用角度來說，分離式設計可帶來易擴展、標準化和產品化優勢，在攜帶相同推進劑量的前提下，采用分離式設計的空間飛行器可提供更大的速度增量用于軌道維持，同時提高了承載能力。

1.2關鍵技術

本文研究了一種一體化球形貯箱設計，其特點是：貯箱存儲推進劑的同時，需作為主承力結構承受作用于航天器的各種載荷，并滿足運載對航天器固有頻率的要求[9]。為衡量貯箱結構的利用效率，定義燃重比為貯箱存儲的推進劑質量與安裝貯箱必需的結構質量(含貯箱本身)的比值。

傳統的衛星平臺推進系統貯箱不參與承力，而是類似于載荷安裝在貯箱板或承力筒上。當貯箱容積與自身質量較小時，對安裝貯箱所需的結構強度要求較低，對航天器整體影響較小。因此，主要分析大容積貯箱的承載結構，典型安裝方式如下。

a)貯箱平鋪，赤道法蘭安裝在有埋框的貯箱板上。通過垂直于貯箱板的十字形隔板與承力筒連接，并提升貯箱支承結構縱向剛度。以EPS上面級為代表，如圖2所示。某深空探測器采用該種結構，承載能力約5 000 kg，推進劑質量2 500 kg，安裝貯箱必需的結構包括貯箱殼體、有埋框的貯箱板與十字形隔板，質量200 kg，計算得燃重比為12.5。

b)貯箱懸掛安裝在承力筒上。該種安裝方式可視為貯箱板的變形，如圖3所示。某航天器推進艙采用該種結構，推進劑質量為2 500 kg，安裝貯箱必需的結構為承力筒，質量250 kg，計算得燃重比為10。

c)貯箱均勻分布緊密連接。Fregat上面級有6只類球形貯箱緊密連接，貯箱有一定的承載能力，承載能力約7 710 kg，如圖4所示。其中：推進劑質量5 350 kg，球形貯箱模塊干重592 kg，推算GNC、電源等非結構件質量約350 kg，則安裝貯箱必需的結構質量約242 kg，計算得燃重比為22.1。

為提高燃重比，在采用創新結構設計的同時，須選取密度小、強度高的材料。與常用鋁合金LF6等相比，鋁鋰合金1460的密度更小、強度更高，能以較少的自身結構重量存儲較多的推進劑，其材料屬性為密度2.60 g/cm3；抗拉強度568 MPa；屈服強度470 MPa；彈性模量80 GPa[10]。經計算采用鋁鋰合金1460貯箱主體壁厚不超過2.5 mm，有效保證了結構的輕質化。

一體化球形貯箱模塊的主要功能如下[11]。

a)存儲推進劑。推進劑貯箱的大體積設計可適于木星及其以遠的行星探測或推進劑需求大的探測任務。

b)承受載荷。保證在各種載荷作用下結構不產生材料強度破壞或結構失穩破壞；滿足運載火箭對航天器基頻的要求，以避免發射時產生過大的動力耦合載荷；保證在載荷作用下結構不產生不容許的變形。

c)安裝設備。電子儀器貯箱可為各設備提供安裝空間和位置、安裝界面和接口，以及具體的安裝方式和連接件。提供和改善設備對空間環境的防護能力。

d)提供構型。為航天器提供基本骨架構造；為航天器提供基本外部形狀和尺寸大小；為航天器提供各種接口關系和連接形式，如與運載火箭和展開附件等的連接。

2 大承載高燃重比薄壁貯箱與衛星結構一體化設計

大承載高燃重比薄壁貯箱設計的關鍵是結構的一體化，貯箱與結構的一體化設計包括兩方面：一是貯箱與貯箱焊接形成一體；二是貯箱與承力桿組合形成一體。

2.1貯箱一體化設計

先確定貯箱構型。雙組元推進劑共需貯箱4只，借鑒蜂窩六邊形結構穩定性好的特點，一體化球形貯箱設計成6只貯箱形成正六邊形結構，如圖5所示。其中：A1，A2為兩只電子儀器貯箱，用于放置少量電子儀器，同時橫向連接其他貯箱，貯箱兩側大開孔；B1，B2為兩只第一類推進劑貯箱，貯箱為完整球形；C1，C2為兩只第二類推進劑貯箱，貯箱與B型貯箱連接的一側大開孔。同類推進劑對角線存儲，保證加注后結構關于中心軸線成中心對稱。相鄰貯箱焊接形成一體化構型[12]。焊接處采用增加壁厚方式以降低因推進劑重量過載引起的應力增加和結構焊縫系數的補償[13]。圖5中：R1為各球形貯箱球心所構成的圓半徑；R2為各球形貯箱半徑。R1，R2大小由推進劑需求確定，R1=1 000 mm，R2=650 mm。

2.2承力桿構型分析

貯箱作為壓力容器，其球形外形與焊接方式無法再行設計，而貯箱與承力桿的組合方案有多種，承力效果受承力桿內傾角、數量、桿徑、是否貫穿貯箱內部等因素的影響。逐次改變以上因素，分析出一體化貯箱與承力桿組合的最佳構型。

a)內傾角對承力效果的影響

在承力桿數量、桿徑、組合方式相同的條件下，考慮僅改變傾角情況。內傾角α定義為承力桿與水平面夾角的余角。承力桿經過球心貫穿各球形貯箱，如圖6所示[14]。當α過大時，縱向穩定性較差，故α取值為0°～30°。載荷艙以集中質量形式連接至貯箱頂部，載荷以9g的縱向過載計算，貯箱內部不加推進劑，可得各內傾角對應的應力最大值。用MSC.Patran/Nastran進行有限元分析，結果如圖7所示[15]。

由圖7可知：在0°～30°范圍內，α越大，最大應力值就越小。當承力桿與貯箱垂直組合，即α為0°時，應力最大值最大，承力效果最差。

α的變化導致承力桿所占空間的變化，同時導致一體化球形貯箱模塊整體包絡的變化。球形貯箱高度即直徑為1 300 mm，承力桿高度見表1。

表1 不同內傾角對應的承力桿尺寸

當α為0°～20°時，一體化貯箱高度以承力桿高度為準；當α為20°～30°時，一體化貯箱高度為1 300 mm，即球形貯箱高度，結構更緊湊，穩定性提高；當α為25°～30°時，承力桿底部構成的圓直徑與運載提供的接口最接近，中間可不必設計過渡對接環，一定程度減小了航天器重量。故確定承力桿α在25°～30°之間，當α=25°時，承力桿底部構成的圓直徑較大，利于與載荷艙連接。綜上，選定α為25°。

b)承力桿數量對承力效果的影響

貯箱的一體化構型關于中心軸成中心對稱。為保證結構的對稱性，承力桿也設計成關于中心軸對稱，數量可為6，8，12，分布如圖8所示。圖8中：n為承力桿數量；β為相鄰承力桿所在平面的夾角。

n分別為6，8，12時，承力桿頂部相應構成正六邊形、正八邊形和正十二邊形。在取α=25°，承力桿桿徑相同的條件下，僅改變承力桿數量，計算得承力桿數量變化對最大應力和結構質量的影響，結果見表2。設計時注意貯箱承力桿與貯箱的相交干涉問題。

由表2可知：n越大，應力最大值就越小。原因是桿數量的增加減小了單根承力桿承受的載荷，傳遞至貯箱殼體的載荷也相應減小。n從6變為8的應力降幅與8變為12時相同，而質量增幅僅為一 半。綜合比較后，本文取n為8根。此時確定的貯箱與承力桿一體化構型如圖9所示。

c)承力桿組合方式對承力效果的影響

B、C型貯箱為推進劑貯箱，希望可保證貯箱內部空間的完整性，同時容積盡可能大，以最大限度存儲推進劑。為實現此目的，B、C型貯箱對應的承力桿采用不貫穿設計，變為貯箱兩端接頭，即去除承力桿在貯箱內部的部分，保留位于貯箱外部的部分，仍保持原正八邊形構型，如圖10所示。

此設計導致承力桿原本承受的大部分載荷需通過貯箱薄壁結構承受。在α=25°及采用正八邊形構型的條件下，比較貫穿和不貫穿兩種組合方式的結構受力見表3。

表2 承力桿數量變化對最大應力和結構質量的影響

表3 兩種組合方式下結構的受力

由表3可知：承力桿不貫穿貯箱時的應力最大值較貫穿設計時有所增大，但仍小于表2中n為6時的最大值，且結構質量小于n為6，說明B、C型貯箱對應的承力桿考慮采用不貫穿設計可行。由此，選定該種承力桿組合方式。

2.3燃重比計算

綜上，6只貯箱焊接形成正六邊形結構。α為25°，A型電子儀器貯箱各自與2根承力桿連接，內部貫穿；B、C型推進劑貯箱對應的承力桿不貫穿，改為貯箱上下兩端的接頭，形成正八邊形構型，既有貯箱組合承力，又有桿件集中承力。

在該設計中，一體化球形貯箱存儲的推進劑總質量為5.6 t，承載考慮工程實際需在焊接部位、接頭處等進行適當增厚，結構質量在220 kg的基礎上有所增加，以50 kg計算，燃重比為20.7。與圖3、4中傳統貯箱安裝結構相比，燃重比至少提高65.6%。承載能力約7 250 kg，與俄羅斯Fregat上面級相當。

3 設計驗證

結構設計驗證可采用仿真計算與力學試驗兩種方式。對一體化球形貯箱來說，若采用1∶1實物模型驗證，單個球體的直徑與星上現有最大貯箱的直徑相當，制造成本較高，且6只球形貯箱與承力桿及接頭焊接連接的精度控制等存在一定難度；若采用縮比實物模型驗證，因縮比相當于一定程度增加了球形貯箱殼體厚度，故無法判斷是否能真實反映結構性能。考慮上述因素，目前采用仿真計算方式對一體化球形貯箱進行結構驗證，選用的仿真軟件為MSC.Patran/Nastran。

3.1整星模態分析

對包括載荷艙、一體化球形貯箱(含推進劑5.6 t)、環形貯箱(含推進劑5.6 t)在內的航天器總體進行模態分析，結果見表4[16]。由表4可知:各階模態頻率均滿足運載火箭對衛星的要求，橫向頻率不低于6 Hz，縱向頻率不低于20 Hz，說明航天器總體構型設計可行。

表4 整星模態分析結果

3.2一體化球形貯箱靜力分析

對滿載推進劑的一體化球形貯箱模塊進行靜力分析，以驗證薄壁貯箱結構的強度剛度特性。靜力分析載荷包括兩方面：一是主動段運載提供的過載，二是發動機點火時推進劑貯箱加壓將推進劑擠入燃燒室。

準靜載條件為衛星發射時的靜載和動載的組合，見表5。

表5 準靜載條件

靜力分析工況應全面覆蓋試驗條件，同時不能過大導致過設計。分別考慮每種狀態的極限值，并取安全系數為1.4，工況見表6。

表6 靜力分析工況

球形貯箱模塊底部固支，對結構施加運載提供的過載。分析得各工況下結構最大靜變形及最大應力值，結果見表7。應力最大值均發生在貯箱與承力桿焊接處。

表7 各工況結構最大靜變形

當航天器與運載火箭分離后，對推進劑貯箱加壓，發動機點火，因此內壓載荷邊界條件為承力桿頂端固支，內壓載荷為1.5 MPa。因電子儀器貯箱A1、A2內部無需加壓，僅在與推進劑貯箱焊接處會受少量載荷作用，故關注部位在推進劑貯箱B1、B2和C1、C2。為便于觀察，僅顯示推進劑貯箱的應力和變形，結果分別如圖11、12所示。

由圖11可知：貯箱主體即壁厚為2.5 mm的部分應力為210 MPa，部分焊接處由于預先增厚，應力小于主體部分，應力達最大值274 MPa。由圖12可知：變形最大值為2.67 mm，發生在推進劑貯箱殼體外側底部位置。變形后貯箱直徑最大增大量為5.34 mm，不超過直徑的0.5%，仍能保持構型，承受內壓。后續可對貯箱與貯箱、貯箱與承力桿焊接處增厚圈進一步優化，使結構達到應力減小而增厚圈厚度最優質量最小狀態。

4 結束語

大承載高燃重比薄壁貯箱一體化結構是一種全新的設計，不同于傳統衛星平臺貯箱的非承力設計，而是利用薄壁結構參與承力，兼有承載、存儲推進劑、提供構型和安裝設備等功能，可有效提高燃重比，滿足后續木星及以遠行星、太陽等深空探測任務變軌攜帶大量推進劑的需求。本文分析了大承載高燃重比薄壁貯箱一體化結構設計的必要性，基于某空間科學探測器變軌的燃料需求計算，設計了包含載荷艙和推進艙兩大模塊的整星構型，并對球形貯箱進行了一體化結構設計。一體化體現在兩個方面：一是貯箱與貯箱焊接形成一體，二是貯箱與承力桿組合形成一體。確定貯箱構型為6只球形貯箱焊接形成六邊形整體；通過分析承力桿內傾角、數量、是否貫穿貯箱內部等因素對承力效果的影響，確定承力桿最佳構型為正八邊形構型，承力桿內傾角25°；電子儀器貯箱各自與2根承力桿連接，內部貫穿；推進劑貯箱的承力桿不貫穿，變為貯箱上下兩端的接頭，既有貯箱組合承力，又有桿件集中承力。對整星的模態分析和一體化球形貯箱靜力分析結果表明：整星模態頻率滿足運載火箭提出的要求；一體化球形貯箱靜力分析結果滿足結構強度要求。設計的大承載高燃重比薄壁貯箱一體化結構燃重比從12.5提高至20.7，增幅為65.6%。后續可對貯箱與貯箱、貯箱與承力桿焊接處增厚圈的厚度、直徑等進一步優化，并對實物進行力學試驗，以驗證結構的可靠性。

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IntegratedStructureDesignofThin-WalledTankwithLargeBearingCapacityandHighPropellant-StructureMassRatioforDeepSpaceExploration

LI Yan-zhi1, 2， CHEN Chang-ya1, 2， HUANG Fan1, 2

(1. Shanghai Key Laboratory of Deep Space Exploration, Shanghai 201109, China;2. Shanghai Institute of Satellite Engineering, Shanghai 201109, China)

To solve the problem that the allowed mass of some solar polar probe would not satisfy the payload requirement when it would enter the sun polar orbit by Jupiter’s gravity-assist if the probe was launched by the combination of CZ-5 launching vehicle and up-stage, a novel integrated structure design of thin-walled tank with large bearing capacity and high propellant-structure mass ratio was put forward to guarantee that the design mass of a solar polar probe could reach 1 350 kg in this paper. First, 6 tanks were welded into an integrated regular hexagon configuration. The loading rods’ influence on load-carrying result under different inclined angles, amounts of rods and compound modes was analyzed. The optimal configuration of load carrying rod was regular octagon, whose inclined angle was 25°. Each electronic tank was connected with 2 rods, which run through the tanks totally. Meanwhile, instead of rods running through the tanks, each propellant tank had joints at the top and bottom. The mechanical analysis in two aspects of modal analysis for total spacecraft and static analysis for integrated sphere tank showed that both satisfied the demand of strength. The propellant-structure mass ratio increased from 12.5 to 20.7 by 65.6%. This design can increase the propellant-structure mass ratio efficiently, and meet the requirement of large propellant for following deep space exploration of Jupiter and the sun.

Jupiter flying-by; integrated structure; large bearing capacity; high propellant-structure mass ratio; low density; thin-walled tank; separation; solar polar

1006-1630(2017)05-0001-08

2016-12-29；

2017-05-22

國家自然科學基金資助(91438112)

李彥之(1992—)，女，碩士生，主要研究方向為衛星總體設計。

V423.6

A

10.19328/j.cnki.1006-1630.2017.05.001