輕質(zhì)箭體結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計(jì)

陳獻(xiàn)平，鄢東洋，姚瑞娟，曾杜娟，任京濤

（北京宇航系統(tǒng)工程研究所，北京，100076）

0 引言

箭體結(jié)構(gòu)是火箭的主體，是維系火箭成為一個(gè)整體的基本物理構(gòu)架，是完成機(jī)械動(dòng)作指令的基本執(zhí)行載體。箭體結(jié)構(gòu)系統(tǒng)在滿足火箭各項(xiàng)功能性要求的前提下，最基本的一個(gè)優(yōu)化目標(biāo)就是“輕質(zhì)高強(qiáng)”，即重量輕、強(qiáng)度高。火箭運(yùn)載能力的高標(biāo)準(zhǔn)，對(duì)箭體結(jié)構(gòu)系統(tǒng)的輕質(zhì)化和精細(xì)化設(shè)計(jì)提出了更高要求，要求在滿足安全系數(shù)的情況下[1]，結(jié)構(gòu)承載剩余強(qiáng)度系數(shù)達(dá)到1.0的水平。

火箭發(fā)動(dòng)機(jī)推力增大和捆綁助推器規(guī)模增大導(dǎo)致箭體結(jié)構(gòu)集中力承載及擴(kuò)算設(shè)計(jì)的難度大幅提升，傳統(tǒng)設(shè)計(jì)經(jīng)驗(yàn)和驗(yàn)證方法不再具有借鑒和參考意義。為滿足輕質(zhì)化和精細(xì)化設(shè)計(jì)需求，迫切需要建立新型箭體結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)和數(shù)字化分析驗(yàn)證方法，并據(jù)此開(kāi)展箭體結(jié)構(gòu)的輕質(zhì)優(yōu)化設(shè)計(jì)工作，并確保地面試驗(yàn)驗(yàn)證順利通過(guò)。

1 輕質(zhì)箭體結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計(jì)技術(shù)

1.1 主捆綁集中力、發(fā)動(dòng)機(jī)機(jī)架集中力“雙擴(kuò)散結(jié)構(gòu)”輕質(zhì)優(yōu)化設(shè)計(jì)

采用大長(zhǎng)細(xì)比助推器的運(yùn)載火箭一般在前、后捆綁間安裝了一套中捆綁聯(lián)接裝置，構(gòu)成了超靜定捆綁火箭[2～4]，超靜定結(jié)構(gòu)使得火箭的捆綁結(jié)構(gòu)更為復(fù)雜。一般后捆綁結(jié)構(gòu)為箭體的主捆綁，要承受來(lái)自助推器的各種捆綁載荷。由于捆綁軸力附加彎矩和發(fā)動(dòng)機(jī)架徑向力的綜合作用，捆綁結(jié)構(gòu)所在的艙段主梁、副梁和桁條下端受彎矩影響較大。內(nèi)、外主梁依照此受力特點(diǎn)進(jìn)行高剛度設(shè)計(jì)，剖面結(jié)構(gòu)經(jīng)優(yōu)化設(shè)計(jì)，在設(shè)計(jì)載荷下主梁、副梁、桁條等縱向構(gòu)件依據(jù)自身承載能力呈梯度受力情況。其次，內(nèi)、外主梁在集中力影響區(qū)外，采用變剖面設(shè)計(jì)，其與厚蒙皮、副梁、主桁的多組合結(jié)構(gòu)使集中力擴(kuò)散更加均勻。

橫向構(gòu)件布局和設(shè)計(jì)是多種影響因素綜合優(yōu)化的結(jié)果。影響因素有捆綁軸向力偏心產(chǎn)生的彎矩、捆綁徑向力、滿足支撐主梁的剛度條件、球窩座布局要求等。環(huán)框在捆綁位置常用的材料是08Al鋼，為了達(dá)到減重目的，可以選用厚鋁板材框。鋁材較鋼材中間框在徑向載荷下易于破壞，設(shè)計(jì)時(shí)在分析出的危險(xiǎn)區(qū)域以接頭形式予以加強(qiáng)。

后捆綁體通過(guò)布局設(shè)計(jì)具有直接合理的傳力路徑。后聯(lián)接座對(duì)應(yīng)的殼體內(nèi)側(cè)由下端框到中框上設(shè)置多層接頭，靈活的組合接頭把后聯(lián)接座、橫向和縱向構(gòu)件連為一體，提高軸向、徑向剛度和彎曲剛度，加強(qiáng)了薄弱構(gòu)件，包括主梁、副梁、中框等，同時(shí)在不同承力部位選用不同厚度的蒙皮和中間框，這樣的結(jié)構(gòu)重量輕、綜合變形小。經(jīng)過(guò)優(yōu)化后的后捆綁結(jié)構(gòu)，一方面可以保證連接可靠，能夠承載助推器傳來(lái)的各種載荷，另一方面保證傳遞到后過(guò)渡段上端面的載荷已經(jīng)擴(kuò)散均勻，達(dá)到了輕質(zhì)高效的作用。

在捆綁結(jié)構(gòu)所在艙段的底部、每個(gè)象限與象限間45°位置還有來(lái)自芯級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)的推力作用點(diǎn)，一方面疊加了象限處的捆綁集中力，對(duì)主捆綁集中力擴(kuò)散結(jié)構(gòu)可靠性提出了進(jìn)一步的要求，同時(shí)在象限間也專門設(shè)計(jì)了發(fā)動(dòng)機(jī)集中力擴(kuò)散結(jié)構(gòu)，與象限處的類似，選用匹配的變截面梁，利用縱向、橫向構(gòu)件一體，組成了不同以往的“雙擴(kuò)散”結(jié)構(gòu)，如圖1所示。

圖1 主捆綁結(jié)構(gòu)Fig.1 The Main Binding Structure

1.2 超大氣瓶變形自適應(yīng)支撐結(jié)構(gòu)輕質(zhì)優(yōu)化設(shè)計(jì)

在現(xiàn)役運(yùn)載火箭型號(hào)中氣瓶為小尺寸的鈦合金氣瓶，氣瓶支撐結(jié)構(gòu)采用盒型件的固定形式，主要承受氣瓶的飛行過(guò)載以及振動(dòng)載荷。新型運(yùn)載火箭采用了大尺寸的復(fù)合材料氣瓶。采用了高強(qiáng)碳纖維成型的先進(jìn)復(fù)合材料高壓氣瓶較同規(guī)格、同壓力等級(jí)的鈦合金氣瓶約減重30%～40%，因此在航天領(lǐng)域應(yīng)用越來(lái)越廣泛[5]。復(fù)合材料氣瓶有個(gè)顯著特點(diǎn)是安裝后會(huì)進(jìn)行高壓充氣，隨著充壓加大，氣瓶長(zhǎng)度也要伸長(zhǎng)。對(duì)于靜定結(jié)構(gòu)而言，當(dāng)氣瓶容積較小，氣瓶伸長(zhǎng)量不明顯，結(jié)構(gòu)的承載影響不大。但是對(duì)于1～2 m高的超大氣瓶而言，充壓后伸長(zhǎng)量可達(dá)到若干個(gè)毫米，對(duì)稱結(jié)構(gòu)形式隨著氣瓶伸長(zhǎng)，局部進(jìn)入屈服。因此，傳統(tǒng)對(duì)稱形式的支撐結(jié)構(gòu)在安裝了超大氣瓶火箭結(jié)構(gòu)中是不適宜的，需要重新進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計(jì)。

針對(duì)復(fù)合材料氣瓶支撐結(jié)構(gòu)承載特點(diǎn)，改變以往上下對(duì)稱的結(jié)構(gòu)形式，采用“上支撐柔度好易變形，下支撐剛度高易承載”的設(shè)計(jì)思路，進(jìn)行一體化優(yōu)化設(shè)計(jì)。

上支撐采用較薄的特殊翻邊支架結(jié)構(gòu)。為了便于氣瓶安裝，上支撐前端為氣瓶管嘴擴(kuò)展出一個(gè)U型平面，為了更好地達(dá)到上支架“柔”的目的，支撐兩側(cè)進(jìn)行短翻邊設(shè)計(jì)，同時(shí)中間增加兩根立筋，在保證“柔”的同時(shí)增加上支撐抵抗橫向載荷的能力。下支撐用較厚的盒型結(jié)構(gòu)，滿足了下支撐“剛”的設(shè)計(jì)思路。同時(shí)考慮到要承受氣瓶各個(gè)方向的振動(dòng)載荷，作為主承力的下支撐在翻邊連接處進(jìn)行了防疲勞設(shè)計(jì)，將下支撐的3處翻邊連為一體，同時(shí)在翻邊周圍增加斜筋進(jìn)行支撐，將剛度進(jìn)一步增強(qiáng)。氣瓶上下支撐結(jié)構(gòu)如圖2所示。

圖2 氣瓶支撐結(jié)構(gòu)Fig.2 The Support Structure of the Gas Cylinder

為了保證氣瓶支撐結(jié)構(gòu)的有效安裝，確保氣瓶的振動(dòng)環(huán)境良好，一方面將氣瓶上下支撐結(jié)構(gòu)在箭體結(jié)構(gòu)殼體上選擇剛性較大的中間框進(jìn)行連接固定，另一方面將上支撐結(jié)構(gòu)固定在縱向構(gòu)件的桁條上，這樣就可以解決因大懸臂結(jié)構(gòu)而引起結(jié)構(gòu)易失穩(wěn)的問(wèn)題，氣瓶安裝情況如圖3所示。

圖3 氣瓶安裝方法Fig.3 The Installation Method of the Gas Cylinder

“上柔下剛”設(shè)計(jì)思路的氣瓶支撐結(jié)構(gòu)順利通過(guò)了氣瓶單機(jī)振動(dòng)試驗(yàn)考核和艙段振動(dòng)試驗(yàn)考核，滿足了使用要求，驗(yàn)證了設(shè)計(jì)的可靠性。有限元仿真預(yù)示情況如圖4所示。

圖4 氣瓶支撐結(jié)構(gòu)有限元預(yù)示情況Fig.4 The Analysis Results of the Structure

1.3 捆綁起吊多功能結(jié)構(gòu)一體化輕質(zhì)優(yōu)化設(shè)計(jì)

傳統(tǒng)火箭為了滿足起吊、捆綁功能，需要分別完成對(duì)應(yīng)功能的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)，在新型中型運(yùn)載火箭非主捆綁艙段結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)中，采用插接式異型接頭結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)，優(yōu)化了結(jié)構(gòu)傳力路線，能夠?qū)崿F(xiàn)火箭起吊翻轉(zhuǎn)、側(cè)向捆綁一體化設(shè)計(jì)，提高了橫向力的傳力效率。

為了避免局部蒙皮在受到徑向力時(shí)變形過(guò)大，使得中間框直接參與受力，捆綁支座設(shè)計(jì)時(shí)舍棄常規(guī)型號(hào)中內(nèi)外接頭的設(shè)計(jì)方案，將原捆綁支耳上下兩個(gè)耳片對(duì)應(yīng)位置分別設(shè)計(jì)了兩個(gè)傳力板，穿過(guò)蒙皮插接至中間框內(nèi)部，兩個(gè)傳力板分別與中間框的上下腹板通過(guò)多個(gè)抗剪螺栓連接，捆綁力通過(guò)螺栓的剪力傳遞至中間框完成集中力向周邊結(jié)構(gòu)的擴(kuò)散。

捆綁支座本身采用了鋁合金整體鍛件機(jī)加形式，設(shè)計(jì)時(shí)首先通過(guò)計(jì)算確定耳片的厚度，然后根據(jù)捆綁支座自身的剛度及強(qiáng)度要求確定弧板及兩個(gè)傳力板的厚度參數(shù)，內(nèi)部中間框可在捆綁支耳30°左右范圍內(nèi)進(jìn)行局部加強(qiáng)，中間框與蒙皮中間設(shè)置加強(qiáng)鋼板，加強(qiáng)鋼板主要增加集中力的擴(kuò)散范圍，具體參數(shù)需根據(jù)計(jì)算結(jié)果確定。連接時(shí)傳力板上下與中間框腹板連接，弧板上下與中間框的緣板連接，兩側(cè)可與桁條連接，強(qiáng)化結(jié)構(gòu)一體性，避免局部變形過(guò)大。實(shí)現(xiàn)各方向集中力的擴(kuò)散，裝配示意如圖5所示。

圖5 多功能結(jié)構(gòu)Fig.5 The Multi-function Structure

1.4 半硬殼結(jié)構(gòu)超低超薄中間框輕質(zhì)優(yōu)化設(shè)計(jì)

新型中型運(yùn)載火箭蒙皮桁條半硬殼結(jié)構(gòu)艙段對(duì)中間框截面進(jìn)行了深度優(yōu)化設(shè)計(jì)。文獻(xiàn)[6]給出了中間框判別公式，判別公式與框桁的參數(shù)有關(guān)。典型蒙皮桁條半硬殼結(jié)構(gòu)艙段中間框采用1.5 mm厚的鈑金折彎而成，并在內(nèi)側(cè)增加一塊2 mm厚蒙皮，最大限度的增加了中間框的截面剛度，比一般的半硬殼結(jié)構(gòu)常用的 2 mm中間框要節(jié)省較多重量。這符合有限元仿真分析與經(jīng)驗(yàn)對(duì)比規(guī)律，即工程算法獲得的中間框結(jié)構(gòu)過(guò)于保守，可適當(dāng)進(jìn)行減弱。通過(guò)有限元仿真后，確定了該中框形式可以滿足支撐的要求。中國(guó)的部分相關(guān)專家也對(duì)半硬殼結(jié)構(gòu)失穩(wěn)和承載能力計(jì)算方法進(jìn)行了優(yōu)化分析[7]。通過(guò)經(jīng)典工程算法及有限元仿真計(jì)算，獲得了結(jié)構(gòu)的剩余強(qiáng)度系數(shù)為1.02，最充分的做到了精細(xì)化設(shè)計(jì)，有限元仿真預(yù)示情況如圖6所示。

圖6 典型半硬殼結(jié)構(gòu)艙段有限元仿真預(yù)示Fig.6 The Analysis Results of the Semi-rigid Shell Structure

1.5 貯箱筒段網(wǎng)格輕質(zhì)優(yōu)化設(shè)計(jì)

對(duì)比分析國(guó)內(nèi)外主要液體火箭貯箱筒段的不同網(wǎng)格加筋形式，發(fā)現(xiàn)等邊三角形網(wǎng)格對(duì)軸壓承載有著顯著優(yōu)勢(shì)[8]。等邊三角形網(wǎng)格加筋結(jié)構(gòu)在國(guó)外運(yùn)載火箭貯箱結(jié)構(gòu)中得到了廣泛應(yīng)用，但在中國(guó)運(yùn)載火箭貯箱結(jié)構(gòu)中還處于應(yīng)用空白。為實(shí)現(xiàn)運(yùn)載火箭箭體結(jié)構(gòu)的輕質(zhì)化設(shè)計(jì)，提出以軸壓為主的推進(jìn)劑貯箱筒段均采用等邊三角形網(wǎng)格加筋的新結(jié)構(gòu)，如圖7所示。

圖7 等邊三角形網(wǎng)格加筋結(jié)構(gòu)Fig.7 The Equilateral Triangular Mesh Reinforced Structure

通過(guò)理論計(jì)算、有限元分析和樣件試驗(yàn)驗(yàn)證，建立了等邊三角形網(wǎng)格加筋筒段結(jié)構(gòu)軸壓穩(wěn)定性的設(shè)計(jì)方法，獲取了理論承載設(shè)計(jì)中的試驗(yàn)修正系數(shù)0.6～0.7。試驗(yàn)驗(yàn)證發(fā)現(xiàn)在純軸壓承載條件下，等邊三角形網(wǎng)格結(jié)構(gòu)的承載效率比傳統(tǒng)斜置正交網(wǎng)格結(jié)構(gòu)承載效率高約15%，對(duì)貯箱結(jié)構(gòu)的輕質(zhì)設(shè)計(jì)具有重要貢獻(xiàn)。

根據(jù)等邊三角形網(wǎng)格結(jié)構(gòu)各向剛度近似的特點(diǎn)，提出了平板機(jī)械銑+滾彎成形的創(chuàng)新制造方案，實(shí)現(xiàn)了壁板滾彎后的外型面與理論型面偏差小于2 mm，焊接區(qū)母線直線度小于2 mm的高精度制造。同時(shí)，與化銑工藝相比，機(jī)械銑工藝可以保證網(wǎng)格筋條根部小圓角加工的一致性，避免了傳統(tǒng)化銑網(wǎng)格結(jié)構(gòu)中的圓角廢重，有效提高了結(jié)構(gòu)效率。

1.6 液氧低溫貯箱絕熱結(jié)構(gòu)輕質(zhì)優(yōu)化設(shè)計(jì)

在未來(lái)運(yùn)載火箭推進(jìn)劑貯箱絕熱結(jié)構(gòu)研制時(shí)，明確提出了精簡(jiǎn)結(jié)構(gòu)組成、綠色制造、自動(dòng)化施工等目標(biāo)。通過(guò)使用新型HCFC-141b環(huán)保發(fā)泡劑的聚氨酯泡沫塑料作為主絕熱材料、精簡(jiǎn)傳統(tǒng)絕熱結(jié)構(gòu)中的鋁箔密封層、仿形自動(dòng)加工代替手工修型等創(chuàng)新方法，實(shí)現(xiàn)了絕熱結(jié)構(gòu)輕質(zhì)和環(huán)保的設(shè)計(jì)目標(biāo)，并將施工周期由原來(lái)的80天左右縮減至55天，施工效率大幅提升的同時(shí)泡沫厚度的均勻性得到保證。經(jīng)多次地面試車試驗(yàn)、合練加注泄出及停放48 h考核，新型絕熱結(jié)構(gòu)性能滿足動(dòng)力系統(tǒng)需求，質(zhì)量穩(wěn)定可靠。新舊絕熱泡沫性能對(duì)比如表1所示。

表1 絕熱泡沫的性能比較Tab.1 The Comparison of the Thermal Insulation Properties

2 箭體結(jié)構(gòu)數(shù)字強(qiáng)度仿真預(yù)示優(yōu)化設(shè)計(jì)技術(shù)

創(chuàng)建了面向箭體結(jié)構(gòu)精細(xì)設(shè)計(jì)的數(shù)字強(qiáng)度分析方法，針對(duì)運(yùn)載火箭箭體結(jié)構(gòu)傳力路徑和集中力工況復(fù)雜的特點(diǎn)，通過(guò)數(shù)值仿真開(kāi)展了多部段聯(lián)合傳力優(yōu)化設(shè)計(jì)、局部承載強(qiáng)度分析設(shè)計(jì)，組織實(shí)施了模塊化的部段聯(lián)合靜力試驗(yàn)，充分考核了箭體結(jié)構(gòu)在真實(shí)傳力條件下的結(jié)構(gòu)強(qiáng)度和剛度，針對(duì)全箭所有二十多個(gè)部段、近兩百個(gè)工況靜力試驗(yàn)全部開(kāi)展了數(shù)字強(qiáng)度試驗(yàn)預(yù)示，能夠提前發(fā)現(xiàn)試驗(yàn)設(shè)計(jì)方案、實(shí)施方案及結(jié)構(gòu)強(qiáng)度不足等問(wèn)題，能夠確保新研運(yùn)載火箭箭體結(jié)構(gòu)在剩余強(qiáng)度系數(shù)近1.0的精細(xì)設(shè)計(jì)基礎(chǔ)上的地面驗(yàn)證試驗(yàn)順利通過(guò)。形成了一整套數(shù)字強(qiáng)度試驗(yàn)技術(shù)體系和風(fēng)險(xiǎn)控制管理程序，為結(jié)構(gòu)強(qiáng)度專業(yè)在箭體結(jié)構(gòu)數(shù)字化和精細(xì)化設(shè)計(jì)中發(fā)揮把關(guān)作用奠定了基礎(chǔ)。

2.1 箭體跨系統(tǒng)聯(lián)合強(qiáng)度分析與優(yōu)化技術(shù)

液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)與箭體結(jié)構(gòu)之間通過(guò)發(fā)動(dòng)機(jī)機(jī)架連接并傳遞發(fā)動(dòng)機(jī)推力。發(fā)動(dòng)機(jī)機(jī)架是空間桿系結(jié)構(gòu)，其與箭體結(jié)構(gòu)之間通過(guò)沿箭體周向分布的幾個(gè)接頭連接，從而在箭體結(jié)構(gòu)上產(chǎn)生較大的集中力。該集中力由機(jī)架傳遞至箭體結(jié)構(gòu)的集中力在每個(gè)接頭上的分布情況與機(jī)架的結(jié)構(gòu)形式、空間桿系上每根桿的剛度分布情況、箭體結(jié)構(gòu)殼體的剛度分布情況密切相關(guān)。

針對(duì)芯一級(jí)、二級(jí)、助推結(jié)構(gòu)，分別建立發(fā)動(dòng)機(jī)機(jī)架和相鄰傳力路徑上箭體結(jié)構(gòu)的聯(lián)合有限元模型，真實(shí)模擬各種工況下發(fā)動(dòng)機(jī)推力通過(guò)機(jī)架傳遞至箭體結(jié)構(gòu)的傳力路徑、集中力在箭體結(jié)構(gòu)每個(gè)傳力點(diǎn)上的分布情況、在箭體結(jié)構(gòu)上的傳遞和擴(kuò)散情況，并基于此對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)機(jī)架結(jié)構(gòu)和箭體結(jié)構(gòu)進(jìn)行多輪迭代優(yōu)化。實(shí)現(xiàn)了發(fā)動(dòng)機(jī)機(jī)架及箭體結(jié)構(gòu)的最優(yōu)化設(shè)計(jì)；確立了以常規(guī)網(wǎng)格形式代替放射肋形式的后短殼結(jié)構(gòu)形式，改善結(jié)構(gòu)強(qiáng)度的同時(shí)結(jié)構(gòu)形式得到簡(jiǎn)化。典型芯一級(jí)聯(lián)合分析情況如圖8所示。

圖8 聯(lián)合有限元分析Fig.8 Conjoint Analysis

同時(shí)采用相同的聯(lián)合分析與優(yōu)化思路順利進(jìn)行了結(jié)構(gòu)系統(tǒng)與增壓輸送系統(tǒng)之間的聯(lián)合分析與優(yōu)化，針對(duì)貯箱結(jié)構(gòu)與輸送管系統(tǒng)界面接口耦合載荷問(wèn)題，開(kāi)展了考慮結(jié)構(gòu)柔性的多系統(tǒng)聯(lián)合分析研究、集中力載荷下的箱底強(qiáng)度分析技術(shù)研究。解決了兼顧整體-局部性能的貯箱與輸送管系統(tǒng)聯(lián)合建模、邊界的考慮、貯箱與輸送管熱力耦合聯(lián)合分析、集中力載荷下箱底強(qiáng)度精細(xì)有限元分析等具體技術(shù)問(wèn)題，提前發(fā)現(xiàn)部分貯箱結(jié)構(gòu)強(qiáng)度不足并通過(guò)結(jié)構(gòu)優(yōu)化技術(shù)確保了結(jié)構(gòu)方案正確。

2.2 基于數(shù)值仿真的結(jié)構(gòu)多部段聯(lián)合靜力試驗(yàn)設(shè)計(jì)技術(shù)

運(yùn)載火箭一般會(huì)存在多處大型集中力傳力點(diǎn)，這就要求在地面試驗(yàn)中對(duì)集中力的作用效果進(jìn)行考核驗(yàn)證，一方面驗(yàn)證在集中力作用下結(jié)構(gòu)的局部強(qiáng)度剛度；另一方面要驗(yàn)證集中力跨部段的傳遞以及結(jié)構(gòu)對(duì)集中力的擴(kuò)散效果。這兩方面的作用效果均無(wú)法在單部段試驗(yàn)中模擬，必須開(kāi)展多部段聯(lián)合試驗(yàn)。

針對(duì)運(yùn)載火箭多部段聯(lián)合結(jié)構(gòu)開(kāi)展多部段聯(lián)合地面靜力試驗(yàn)設(shè)計(jì)，仿真預(yù)示及實(shí)物試驗(yàn)如圖9所示。

圖9 多部段聯(lián)合仿真預(yù)示及實(shí)物試驗(yàn)Fig.9 Conjoint Analysis and Testing

根據(jù)結(jié)構(gòu)載荷的真實(shí)來(lái)源來(lái)進(jìn)行試驗(yàn)載荷設(shè)計(jì)，試驗(yàn)載荷中包括多種載荷，既包括集中力載荷又包括截面載荷，試驗(yàn)中既要對(duì)受集中力的區(qū)域進(jìn)行考核同時(shí)又要滿足部段的整體截面載荷，實(shí)現(xiàn)在一次試驗(yàn)中同時(shí)考核結(jié)構(gòu)在承受集中力下的局部強(qiáng)度和整體載荷下的整體強(qiáng)度。針對(duì)聯(lián)合試驗(yàn)載荷復(fù)雜且工況繁多的情況，試驗(yàn)設(shè)計(jì)中綜合考慮多部段載荷工況，利用新的數(shù)據(jù)分析技術(shù)在眾多載荷工況中選取典型工況進(jìn)行試驗(yàn)，使得試驗(yàn)工況的載荷既能夠覆蓋其它載荷工況又能實(shí)現(xiàn)對(duì)結(jié)構(gòu)部段的考核。另外，結(jié)合仿真分析手段，試驗(yàn)前對(duì)聯(lián)合試驗(yàn)的各工況進(jìn)行多部段聯(lián)合試驗(yàn)預(yù)示分析，整體掌握試驗(yàn)中結(jié)構(gòu)上的薄弱環(huán)節(jié)，提早發(fā)現(xiàn)試驗(yàn)中的風(fēng)險(xiǎn)，提前處理及預(yù)防，確保試驗(yàn)一次通過(guò)。并且根據(jù)試驗(yàn)預(yù)示仿真分析的應(yīng)力、應(yīng)變及位移分析結(jié)果，合理布置應(yīng)變及位移測(cè)點(diǎn)，實(shí)現(xiàn)了危險(xiǎn)區(qū)域密集監(jiān)測(cè)，普通區(qū)域正常監(jiān)測(cè)，最大限度地減少了測(cè)點(diǎn)數(shù)量，節(jié)約了試驗(yàn)成本，提高了試驗(yàn)效率。

2.3 承集中力結(jié)構(gòu)精細(xì)強(qiáng)度設(shè)計(jì)與試驗(yàn)驗(yàn)證

在箭體結(jié)構(gòu)中，集中力載荷通過(guò)承集中力局部結(jié)構(gòu)，如起吊、運(yùn)輸接頭等，傳遞擴(kuò)散到箭體上。承集中力局部結(jié)構(gòu)的仿真分析以及優(yōu)化，是其設(shè)計(jì)改進(jìn)以及方案確定過(guò)程必不可少的一環(huán)。在設(shè)計(jì)中以精確化建模、精細(xì)化分析為核心，準(zhǔn)確反映了局部結(jié)構(gòu)在集中力載荷作用下的變形和受力情況，實(shí)現(xiàn)承集中力局部結(jié)構(gòu)的仿真分析和優(yōu)化改進(jìn)。

對(duì)于具體結(jié)構(gòu)首先通過(guò)科學(xué)合理的分析載荷輸入條件，明確集中力載荷的作用位置和作用方向；然后在將承集中力結(jié)構(gòu)（如接頭、局部加強(qiáng)件、連接的框以及桁條等）局部精細(xì)化的整體模型中，加載相應(yīng)載荷；根據(jù)結(jié)構(gòu)的變形和受力情況，進(jìn)行強(qiáng)度校核和承載能力分析，完成結(jié)構(gòu)評(píng)價(jià)；進(jìn)一步考慮不同方案的結(jié)構(gòu)形式以及參數(shù)變化對(duì)結(jié)果的影響，實(shí)現(xiàn)方案對(duì)比以及優(yōu)化改進(jìn)。在中國(guó)運(yùn)載火箭結(jié)構(gòu)研制過(guò)程中，需要進(jìn)行承載集中力局部結(jié)構(gòu)的校核和加強(qiáng)改進(jìn)分析的部位一般包括：非主捆綁處起吊捆綁一體化接頭結(jié)構(gòu)在起吊運(yùn)輸風(fēng)載等載荷作用下的仿真分析和方案優(yōu)化、主捆綁處捆綁點(diǎn)集中力傳力優(yōu)化、部段連接螺釘傳力優(yōu)化。起吊接頭集中力作用下變形預(yù)示如圖10所示。

圖10 起吊接頭集中力分析預(yù)示Fig.10 The Analysis Results of the Concentrated Force Structure

3 結(jié)束語(yǔ)

捆綁結(jié)構(gòu)所在艙段的捆綁集中力和發(fā)動(dòng)機(jī)機(jī)架集中力的“雙擴(kuò)散結(jié)構(gòu)”難題、超大復(fù)合材料氣瓶充壓伸長(zhǎng)變形量的安裝和靜動(dòng)載荷承載問(wèn)題、捆綁起吊多功能一體化設(shè)計(jì)難題、超低超薄中間框輕質(zhì)優(yōu)化設(shè)計(jì)、新型等邊三角形網(wǎng)格加筋貯箱筒段和輕質(zhì)液氧貯箱絕熱結(jié)構(gòu)等運(yùn)載火箭結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)難題的攻克，以及數(shù)字強(qiáng)度仿真預(yù)示優(yōu)化設(shè)計(jì)技術(shù)的開(kāi)展，解決了傳統(tǒng)結(jié)構(gòu)廢重多、承載效率低的問(wèn)題，實(shí)現(xiàn)了箭體結(jié)構(gòu)的輕質(zhì)高效設(shè)計(jì)。