主結構與貯箱共承力航天器推進平臺設計

陳 佳，顧鋮璋，林仁邦，劉 濤，趙學成，陳 誠

(上海宇航系統工程研究所，上海 201109)

0 引言

近年來，隨著大型航天器研制需求的不斷發展，運載火箭運能制約問題日益突顯。為滿足發射需求，降低對火箭運能要求，必須對航天器實施輕量化設計[1-2]。而推進平臺通常作為航天器重量占比最高的部組件，其輕量化設計是進一步提升航天器任務效率和優化系統性能的重要突破口。

貯箱布局是推進平臺設計的關鍵因素之一[3]。國內外大型航天器推進平臺構型主要包括貯箱串聯或并聯式中心承力筒構型、外承力筒構型、桿系構型、混合式構型和貯箱承力式構型等五大類。例如，以美國Centaur、Minotaur上面級[4]推進平臺為代表，均采用與運載芯級相類似的貯箱承力式構型，泵壓式推進貯箱既起到推進劑貯存的作用，又作為主結構直接參與推進平臺傳力；俄羅斯的Fregat上面級[5]采用的則是桿系構型， 8根主承力撐桿貫穿于泵壓式球形貯箱，直接與下方運載火箭對接；歐洲應用廣泛的Eurostar-E3000衛星平臺[6]和我國SAST5000衛星平臺[7]采用的是貯箱并聯式中心承力筒構型，球柱形擠壓式貯箱通過貯箱板安裝，并通過貯箱板和拉桿將載荷傳遞至中心承力筒；俄羅斯Express-3000衛星平臺[8]、歐洲Spacebus 4000衛星平臺[9]和我國DFH-4衛星平臺[10]采用的是貯箱串聯式中心承力筒構型，球形擠壓式貯箱沿軸向串聯安裝于中心承力筒內部；我國貨運飛船推進艙[11]和嫦娥五號推進艙均采用的是外承力筒構型，球形擠壓式貯箱分別安裝在2個推進球冠上，并與外側承力筒通過法蘭連接和裝配。

綜上，以上面級為代表的航天器推進平臺具有加注重量大、推力要求高的特點，故仍多采用大推力泵壓式貯箱，并因工作內壓低及自身具有制造簡單的特點，通常可設計為網格結構形式參與推進平臺承力；對于加注重量較小、在軌周期長和微重力環境下的空間飛行器，便于推進劑管理及穩定輸出的擠壓式貯箱則具備不可替代的優勢。截止目前，鑒于擠壓式貯箱構型尺寸小、工作內壓高的特點以及航天器系統的安全性設計需要，以國內外衛星和飛船為代表的航天器推進平臺仍多采用雙傳力路徑的設計理念，即擠壓式貯箱不參與或極少參與推進平臺承載，推進平臺需要通過局部增強設計，或增設貯箱板、推進球冠、拉桿等輔助承力構件將貯箱載荷傳遞至主結構，降低了推進平臺的承載效率。但隨著航天設計技術和工程經驗的不斷發展和積累，使大型航天器推進平臺主結構與貯箱共承力的設計理念變得可行。

本文提出一種主結構與貯箱共承力的推進平臺構型，旨在簡化傳力路徑，提升結構承載效率。通過有限元優化、分析和地面試驗驗證表明，本文提出的設計方案可有效提升推進平臺承載效率，可以作為大型航天器推進平臺設計參考。

1 推進平臺構型設計

假設有一種主結構與貯箱共承力的推進平臺構型，如圖1所示。

圖1 主結構與貯箱共承力的推進平臺構型

整個推進平臺上方與航天器有效載荷艙連接，下方與運載連接；推進平臺包括4個球形貯箱、1個貯箱承力筒；球形貯箱沿周向均布平鋪布局，貯箱法蘭平面與主結構的貯箱承力筒軸線平行，并通過嵌入安裝的形式，分別與貯箱承力筒側壁法蘭進行連接；在貯箱承力筒中心位置和貯箱安裝中間位置分別布置推進發動機和氣瓶。

上述推進構型中，貯箱布局緊湊，重心低，且主結構的貯箱承力筒與貯箱組成閉合承力結構，共同參與推進平臺承力，可有效提升推進平臺的承載效率。同時，該推進平臺主體仍采用承力筒構型，自身具有較高的抗彎剛度和抗扭剛度，有利于保證航天器的整器基頻滿足要求。

2 推進平臺結構設計

2.1 貯箱設計

航天器推進平臺選用的擠壓式貯箱種類主要包括：表面張力貯箱、膜片貯箱、囊式貯箱等多種[12]。其中，表面張力貯箱通常為全金屬焊接結構[13-14]，結構形式相對簡單，故其承載后的功能可靠性較高。同時，表面張力貯箱具有重量輕、排空效率高等優點，是航天器推進平臺首選的貯箱形式[15]。鑒于上述分析，本文推進平臺貯箱優選表面張力貯箱。

常規表面張力貯箱連接法蘭通常設計在貯箱赤道面位置處，并與2個半球殼體在靠近赤道面位置處進行焊接，貯箱的進/出接嘴則設計在貯箱兩極位置，具體結構形式如圖2所示。上述布局在實現貯箱法蘭均勻受力的同時，可以最大限度地保證推進劑的排空效率。

圖2 表面張力貯箱典型結構形式

在主結構與貯箱共承力推進平臺構型中，為滿足貯箱嵌入安裝的需求，貯箱連接法蘭需設計在與赤道面呈90°夾角的平面位置，進/出接嘴局部則需在原兩極位置進行微調，以避讓貯箱連接法蘭。貯箱進/出接嘴位置微調對推進劑排空率影響極小，假設進/出接嘴軸線微調角度為15°，其對推進劑排空率的影響小于0.2%，影響可以忽略。

常規貯箱的強度設計主要針對其在軌內壓工況開展。與常規貯箱產品相比，新平臺貯箱需要與主結構共同參與平臺的發射段承載，其強度設計需兼顧在軌和發射段2種主要載荷工況。但平臺的發射段載荷形式以軸向載荷為主，球形、球柱形貯箱的軸向承載效率顯著低于承力筒式平臺主結構，從提升平臺效率角度出發，貯箱結構參數設計仍應以在軌內壓工況為主，并通過調節貯箱發射段預增壓壓力，釋放貯箱強度裕度，在保證其工作安全性的前提下，高效參與平臺承載。

另外，在工藝實施層面，針對貯箱受力形式的改變，對貯箱連接法蘭與半球殼體焊接的翻邊進行加寬設計，使焊縫位置遠離貯箱連接法蘭面，降低平臺載荷對焊縫處承載可靠性的影響。

經上述改進后，表面張力貯箱的結構形式如圖3所示。

圖3 表面張力貯箱改進后結構形式

2.2 主結構設計

推進平臺主結構包括筒體、貯箱安裝法蘭兩大部分。其中，筒體為主承力部件，起承載和傳遞載荷艙、貯箱載荷的作用；貯箱安裝法蘭則主要為貯箱提供安裝接口，并提供剛度支撐。推進平臺主結構組成如圖4所示。

圖4 推進平臺主結構組成

推進平臺主結構優化設計過程中，主要的力學約束條件有2項：

1)主結構與貯箱組成的共承力推進平臺需滿足航天器整器的基頻設計要求；

2)在滿足推進平臺承載要求的前提下，從貯箱安全性設計角度出發，必須將貯箱的承載量級控制在安全范圍以內。

考慮到大系統接口的重要性，基于貯箱強度設計準則，在確定了貯箱殼體結構基本設計參數和發射段預增壓壓力的前提下，推進平臺的主結構設計應優先考慮滿足整器基頻要求。同時，為提升結構效率，推進平臺主結構采用變剛度設計，即按照主結構承載特點，對主結構不同區域剛度進行設計。在滿足整器基頻設計要求后，依據具體載荷條件，對主結構和貯箱殼體結構強度進行分析，必要時對主結構采取局部加強的方式，降低貯箱殼體的承載量級，使之不超出在軌工作工況下的最大內應力水平，確保貯箱工作安全。

3 具體設計與試驗

假設某航天器推進平臺采用主結構與貯箱共承力設計方案。該推進平臺上方與載荷艙通過8個分離螺母連接，下方與運載火箭通過包帶連接，其主要構型尺寸和整器基頻約束如表1所示。

表1 構型尺寸和基頻約束

推進平臺載荷工況主要是載荷艙和貯箱(加注狀態)的主動段過載，具體如表2所示。

表2 推進平臺載荷工況

推進平臺設置有4個表面張力貯箱，其中，氧箱和燃箱數量各為2個，其殼體結構均采用相同的設計參數，具體如表3所示(貯箱材料為TC4)。

表3 貯箱基本參數

推進平臺主結構筒體和貯箱安裝法蘭的具體設計需依據各自的受力特點開展。其中，筒體主要受軸向載荷作用，故本實例中筒體采用整體性好且軸向承載效率較高的鋁合金加筋壁板結構形式。貯箱安裝法蘭起傳遞貯箱載荷和貯箱維形的作用，需優先保證結構的整體剛度，故貯箱安裝法蘭采用一體式鋁合金硬殼結構形式。

按照上述推進平臺貯箱和主結構的設計思路，本文以Nastran軟件為優化分析平臺，對推進平臺貯箱和主結構進行有限元建模和主結構設計參數優化[16-17]。

具體建模過程中，采用二維shell單元模擬貯箱殼體、貯箱安裝法蘭硬殼結構和筒體加筋壁板結構；考慮到推進平臺下方與運載火箭通過包帶連接，上方與載荷艙通過8個分離螺母連接，對應有限元模型下端施加固支約束，上方通過集中質量點模擬載荷艙質量屬性，并與推進平臺上端通過建立MPC約束模擬8點連接；貯箱與主結構螺栓連接處同樣通過建立MPC約束進行模擬。推進平臺有限元模型如圖5所示。

圖5 有限元模型

貯箱推進劑質量屬性的定義將對推進平臺模態的分析結果產生明顯影響。崔高偉通過虛擬質量法和集中質量法對比分析，明確虛擬質量法可通過施加附加質量矩陣，實現不可壓縮流體對結構的作用，可以更為真實地反映出液體推進劑對結構動特性的影響[18]。林子欽通過虛擬質量法計算了半充液圓柱殼的固有頻率,驗證了該方法的可行性,并且顯示了虛擬質量法在計算流固耦合問題的準確性和高效性[19]。綜上，本實例采用虛擬質量法對推進平臺推進劑屬性進行定義。

按照主結構方案的初步設計和分析結果，本實例中，以整器橫向一階基頻≥12 Hz作為關鍵約束條件，以主結構重量最小作為優化目標。結合主結構特點，按照主結構變剛度設計思路，對主結構進行優化區域劃分。其中，為將優化工作量控制在工程可行范圍內，并考慮到筒體開口尺寸協調需要，對筒體筋條數量及尺寸進行了設定，筒體按加筋壁板的網格分布進行多區域劃分，見圖5；貯箱安裝法蘭則因其整體剛度設計和機加工工藝實施需求，將其作為單優化區域。通過對相關區域結構的厚度參數進行優化，得出貯箱安裝法蘭整體壁厚和筒體各網格區域壁厚的最優設計參數。主結構形式如圖6所示,優化后設計參數如表4所示。

圖6 主結構產品示意

表4 主結構設計參數

通過方案設計和優化，得出筒體加筋壁板的筋條數量為60，筋條高度和寬度為10 mm；貯箱安裝法蘭的壁厚值優化為5.5 mm；筒體加筋壁板的網格壁厚值優化為1.5～4.6 mm不等，厚度分布見圖7，其中，因大厚度區域集中在靠近前端框的8個連接點區域、相鄰貯箱之間的狹窄區域和靠近后端框區域，與所述區域的連接剛度和傳力設計預期吻合。

圖7 厚度分布

上述推進平臺總裝狀態干重(未加注狀態質量)為410 kg，僅占推進平臺總質量(滿加注狀態質量3 030 kg)的13.6%。

按照主結構最優設計參數對有限元模型參數進行更新，通過開展模態分析得出，整器橫向一階基頻為13.4 Hz，縱向一階基頻為32.2 Hz。上述分析數據與整器地面振動試驗數據一致性良好，均滿足整器基頻的約束要求，見圖8和表5。模態分析和振動試驗結果顯示，推進平臺剛度薄弱區域沒有出現在貯箱安裝位置，說明基于主結構與貯箱共承力的設計理念，并通過合理優化主結構設計參數，可以較好地保證推進平臺剛度的整體均勻性，達到與常規推進平臺相同的剛度效果。

圖8 整器模態分析及振動試驗示意

表5 模態結果

推進平臺載荷工況主要是貯箱內壓載荷和載荷艙、貯箱(加注狀態)的主動段過載。其中，載荷艙和貯箱的橫向過載將對主結構產生彎矩載荷M作用(載荷方向不限)，并以下端區域最為嚴酷。強度分析和靜力試驗過程中，為達到對全部主結構和貯箱的有效考核，將下端彎矩載荷M簡化為軸向力[20]，并與原有軸向力P一同作用在主結構上端如下式

Pd=P+4M/d

(1)

式中d為主結構筒體直徑。

通過強度分析得出，推進平臺主結構最小強度裕度為0.83，貯箱殼體最小強度裕度為1.80。上述分析數據與推進平臺靜力試驗數據一致性良好，如圖9和表6所示，均滿足推進平臺強度設計要求。通過提取貯箱安裝中心面處有限元節點載荷得出，貯箱結構在推進平臺中軸向承載占比為32.4%；貯箱與主結構形成封閉構型，使主結構加筋壁板的抗屈曲失效能力提升高達243%。在具體工程應用中，貯箱應力水平可通過主結構、推進系統的聯合設計和優化控制在合理范圍，即在提升推進平臺承載效率的同時，保證貯箱的工作安全性。

圖9 推進平臺強度分析及靜力試驗示意

表6 強度結果

實例計算和試驗結果說明，主結構與貯箱共承力的推進平臺構型可以滿足其作為航天器推進平臺承力的條件。經估算，該方案中推進平臺總裝狀態干重(未加注狀態質量)占推進平臺總質量(滿加注狀態質量)比例僅為13.6%，在航天器推進平臺設計中屬于效率較高的，與典型航天器推進平臺的結構效率對比情況如表7所示。

表7 結構效率對比

4 結論

提出了一種主結構與貯箱共承力的推進平臺設計理念，并通過結構設計、有限元仿真和試驗驗證相結合的方法，證明了該設計理念的技術可行性。結合具體實例，通過優化設計和試驗驗證，推進平臺干重占比僅為13.6%，在航天器推進平臺設計中屬于效率較高的。該設計理念和設計方法可作為今后大型航天器推進平臺的設計參考。