基于CAT的上面級力學環境適應性設計、驗證模式研究與實踐

/北京宇航系統工程研究所

空間飛行器在隨運載火箭發射過程中會經歷由發動機推力變化、跨音速脈動壓力、助推器關機、分離等動作引起的惡劣低頻振動環境,導致飛行器各結構部段產生動態內力、各儀器設備安裝處產生瞬態低頻振動,引起結構損壞、儀器設備失效等風險。

某飛行器上面級首飛組合體將搭載某運載火箭首飛任務開展演示驗證,其總體布局如圖1所示。組合體由2個主要有效載荷及5個結構部段組成,總高度超過10米,總質量達到11500千克,質心距下端面高度約4.5米。其中,支架3內集中安裝了電氣設備、推進劑貯箱、氣瓶、管路等,為組合體單獨在軌飛行提供動力。除支架3是對原有上面級型號進行適應性修改外,其余結構部段均為新設計。

圖1 組合體總體布局示意圖

組合體質量大、質心高,且內部存在多個傳力分支,飛行任務中結構破壞的風險不可忽視。同時,在研制進度、經費等多因素制約條件下,組合體僅投產一套結構產品先后用于力學試驗及飛行任務,既需要盡量減少力學試驗對飛行產品的損傷,降低試驗后產品繼續用于飛行的風險,又要在首飛前解決對飛行力學環境的適應性問題,避免給運載火箭首飛任務帶來災難性影響。

一、環境適應性設計、驗證模式工作實踐

1.總體思路

空間飛行器總體力學環境設計是各結構部段、儀器設備環境適應性設計、試驗驗證的主要依據,設計過程需要大量試驗數據作支撐。計算機輔助工程設計(CAT)是依托于力學分析以及計算機技術快速發展,為適應優化設計流程、降低生產成本等需要,包含分析、計算和仿真在內的研發活動。相比開展大型地面試驗,CAT技術具有成本低、靈活性和效率更高的特點。

在總結在飛上面級型號研制經驗的基礎上,結合組合體對成本、進度及安全性的特定需求,探索基于CAT的上面級力學環境適應性設計、驗證新模式。以環境適應性數字化設計、仿真、分析為基礎,主要通過仿真、分析得出力學環境數據,僅對組合體關鍵動力學特性、結構部段承載裕度較低環節進行地面試驗驗證。通過大量的仿真分析并結合少量實物試驗達到研制目標,能夠消除系統級試驗主頻處過試驗引起結構損傷、地面試驗驗證不充分帶來飛行隱患2項風險。在搭載火箭首飛前完成總體力學環境適應性驗證,為最終確保飛行安全性、成功完成搭載飛行任務提供支撐。

2.實踐過程

(1)實施流程

基于CAT的上面級力學環境適應性設計、驗證流程主要包括以下3個步驟:

第一步,通過組合體與運載火箭耦合力學分析,獲取組合體內部節點加速度響應及各部段界面動態力。結構使用載荷需同時包絡準靜態計算值及載荷耦合分析提取值,單機振動試驗條件制定需包絡對應節點加速度沖擊響應譜并保留一定余量,并以此為依據開展結構部段對飛行載荷的承載設計以及儀器設備對振動試驗條件的適應性設計。

第二步,開展整器低量級振動試驗,獲取傳力路線上、關鍵單機安裝處測點頻響特性,驗證飛行器有限元模型計算準確性,由此證明第一步中利用驗證后組合體有限元模型進行飛行狀態加速度響應、動態力仿真結果的準確性。

第三步,開展數字化靜力試驗,獲取所有結構部段各受力工況中裕度較低的環節,并開展相應的實際靜力試驗對低裕度工況實際承載能力的驗證;各儀器設備通過單機狀態低頻振動試驗證明其對力學環境的適應性。

在以上設計、驗證流程中,總體低頻振動環境預示除采用全箭耦合力學分析獲取組合體、運載火箭對接面環境條件外,也直接給出組合體內部單機細化的環境條件,避免直接由組合體、運載火箭對接面環境條件以頻響方式進行二次處理帶來的響應放大。在各結構部段承載能力驗證中,采用數字化強度試驗為主的方式,檢驗結構設計是否滿足承載要求。

(2)組合體載荷、力學環境設計

組合體、運載火箭耦合力學分析。為準確預示組合體飛行低頻振動環境,建立其詳細有限元模型并與已通過單獨試驗驗證的運載火箭模型進行組合,開展耦合狀態力學分析,其流程示意如圖2所示。計算得出組合體內部各儀器設備安裝位置加速度響應、各部段對接面動態力等。

圖2 組合體、運載火箭耦合力學分析流程

結構部段載荷設計。除按照傳統方法給出準靜態計算載荷值外,也可通過耦合力學分析提取各部段對接面動態載荷值,結構承載分析中需針對這2種計算方法得到的載荷值進行強度校核。

儀器設備振動試驗條件制定。將耦合分析獲取的儀器設備安裝位置的加速度時域數據生成沖擊響應譜,并作為儀器設備飛行工況振動環境數據。為保證在耦合力學計算存在偏差的情況下增強單機試驗條件對飛行環境的覆蓋性,制定的單機振動試驗驗收量級條件在覆蓋儀器設備安裝位置節點沖擊響應譜曲線的前提下留取一定余量。

(3)試驗驗證情況

系統級振動試驗。在以上組合體載荷、力學環境設計流程中,整器有限元模型是非常重要的一環,其計算準確性與各結構部段界面力、加速度響應計算的準確性直接相關。為了驗證模型的準確性,保證有限元計算能表征組合體主要的動力學特性,開展了系統級低頻振動試驗。

為降低系統級試驗可能引起的結構產品損傷,組合體僅完成了低量級特征試驗,并在主頻處考慮結構承載情況進行“帶谷”處理,降低共振頻段過試驗風險。試驗獲取了各測點振動響應情況,以及不同輸入量級下各部段的放大倍數,驗證了有限元模型頻響計算的準確性。結構數字強度試驗及地面靜力試驗。各結構部段開展數字強度試驗,分析設計載荷下整體承載能力、結構剛度和局部連接強度,檢驗結構承載能力是否滿足要求。對數字化試驗結果進行統計、梳理,可知各結構部段均能滿足承載要求,且支架3上端框受拉、筒段中間框受拉2個工況強度裕度相對較低。

因此,分別對以上2個裕度較低環節開展實際靜力試驗驗證,試驗加載至1.3倍使用載荷,試驗后結構完整未破壞,且經數據遞推可知支架3上端框、筒段中間框均能承受設計載荷。至此,所有結構部段對各自設計載荷的承載能力均得到驗證。

儀器設備單機狀態振動試驗。組合體箭上儀器設備均依據總體給定的驗收、鑒定試驗條件開展單機低頻振動試驗,達到發現設計缺陷、工藝缺陷的目的,保證上箭飛行產品對發射段低頻振動環境的適應性。

通過系統級振動試驗修正組合體模型,與運載火箭組合耦合力學分析預示組合體內部飛行載荷、單機振動環境,組合體各結構部段由數字強度試驗及地面試驗驗證承載能力,各儀器設備通過單機低頻振動試驗保證上箭飛行產品對發射段低頻振動環境的適應性。綜上所述,組合體整器力學環境適應性的設計、分析及驗證完成閉環,在參加飛行前解決了對力學環境適應性滿足性問題。新方法與傳統方法試驗項目、量級對比見表1。

二、實踐效果

通過基于CAT數字化技術的上面級力學環境適應性設計、驗證技術研究與實踐,在搭載某運載火箭首飛前完成上面級總體力學環境適應性驗證,為最終確保飛行安全性、成功完成搭載飛行任務提供支撐,具體效果主要體現在以下3個方面:

一是結構載荷、單機振動試驗條件均通過耦合力學分析及數據處理得出,系統級低頻振動試驗的作用為獲取傳遞特性、驗證計算模型,未將驗收、鑒定振動試驗工況作為結構設計、單機力學環境適應性設計的依據。

二是綜合使用結構動載荷、單機響應對系統級振動試驗輸入進行約束,試驗最終完成量級較低且依據試驗預示情況進行下凹,通過降低振動試驗中對結構產品的損傷,保證試驗后同一套結構產品仍能參加飛行任務。

三是各結構部段通過數字強度試驗獲取裕度較低環節,通過地面實際靜力試驗對識別出的低裕度環節進行直接承載能力驗證,避免了對各部段均開展多工況靜力試驗,節省了試驗經費。

表1 新方法與傳統方法試驗對比表

三、后續思路

1.進一步增強剛度分配規范性

組合體以滿足接口控制文件中的固支頻率指標要求為目標開展動特性設計工作,且為滿足對運載能力驗證的目的,結構分系統可使用的重量余量較大。總體設計中各結構部段總體質量要求依據經驗值得出,未進行頻率約束下的部段總質量優化,剩余強度系數在各結構部段間分布不均勻,個別結構部段剩余強度系數過大。

上面級后續任務研制中,將試行總體輸入→頻率約束下部段質量分配→結構總質量優選→各部段剛度要求約束的剛度分配流程,增強了“載荷一結構一總體”閉環能力,后續將在剛度分配流程化、自動化方面進行深入探索,為結構減重提供支撐。

2.細化儀器設備局部頻率要求

為滿足商業化搭載發射任務需求,需要在避免對主任務產生負面影響的前提下有效利用剩余的安裝空間和運載能力。常用方式為利用現有的主星適配器側向空間進行搭載星安裝,并配置大質量電池等儀器設備,設計中有必要對搭載載荷支架、大質量儀器設備局部頻率進行細化,由此對搭載載荷、儀器設備經歷的力學環境尤其是低頻振動環境進行控制,并使其不影響主發射任務的實施。

3.發展帶壓帶液裝置仿真分析方法

首飛組合體各新研結構部段均為蒙皮析條結構,構型比較簡單,因此重點開展數字化靜力試驗對其承載能力進行驗證。而貯箱、液路、氣路等均采用相近型號試驗數據對本型號飛行數據覆蓋性分析的方式驗證其環境適應性。后續可對貯箱、管路等帶壓帶液裝置在靜力、振動環境下加速度響應、應變的預示方法進行深入研究,了解其疲勞方式、破壞機理,為上面級總體環境適應性分析提供支撐。