基于功能系統分析技術的航天器結構功能融合設計方法

周 強，姚麗坤，范志瑞，金瑋瑋，王羽白，許 琦

(1. 北京空間飛行器總體設計部， 北京100094； 2. 中國航天員科研訓練中心， 北京100094；3. 大連理工大學， 大連116024)

1 引言

近年來，結構優化方法被廣泛應用于航天器設計。 張華等結合實驗、數值模擬及優化的相關理論，對雙圓柱筒薄殼結構進行了分析和優化，提升了結構的整體性能；張鐵亮等引入拉丁超立方采樣、代理模型技術以及NSGA-II 多目標優化算法對桁架類結構進行了優化，結果表明通過多目標優化可在航天器基頻基本不變的情況下，較大幅度降低航提起的質量；周志成等考慮收攏和在軌展開2 種工況約束條件下，以最小化結構質量為目標函數，采用二級多點逼近尋優算法對衛星結構進行了優化；劉欣等對局部動力學頻率特性的匹配進行了研究，基于響應譜分析的頻率匹配技術優化配置局部系統的固有頻率，使得優化后航天器設備的加速度響應幅值大幅度降低。

優化理論一定程度上提高了設計水平，縮短了產品研發周期。 然而，實際工程中的設計過程是復雜的，現有的總體-分系統-單機的分系統功能模塊劃分的設計模式使得航天器的發射和運行成本巨大，同時帶來設計上無法避免的問題，如結構冗余、功能分散等，難以滿足載人深空探測的需求。 僅從單學科角度考慮，設計與優化已難以抵消由于任務的復雜性所帶來的成本，因此需從宏觀角度，結合現有的先進技術，為實現多功能融合尋找契機，從而實現結構以及功能的集成融合設計，在更大程度上降低空間探索的成本。 胡慶軍等對分離模塊的航天器評估和優化方法進行了研究，綜合考慮了航天器設計中的多個因素，如物理約束、功能約束以及用戶需求等，采用遺傳算法對航天器生命周期內的投入/產出比進行了優化；徐明等采用層次化的分布交互設計網絡對航天器平臺進行設計，研究體現了分布協同設計和并行工程一體化的思想，對提高航天器的設計水平、降低航天器設計冗余具有積極意義；張換高等面向日益復雜多變的用戶需求，根據產品平臺更新演化的過程及原理，引入添加、刪除、替換等操作過程，使得設計平臺能夠不斷進化并快速響應用戶的需求。 上述研究雖然考慮了復雜的設計因素，使得設計的合理性和可靠性得到一定程度的提升，然而由于缺乏系統的理論指導，只適用于特定或小規模的產品設計，對于系統級的產品設計則難以使用。

本文引入了功能系統分析技術(Function System Analysis Technology，FAST)，以航天器密封艙艙壁結構設計為例，詳細論述航天器結構FAST模型建立過程，對航天器密封艙艙壁結構功能的定義、功能抽象和隨機功能列表進行闡述。 通過模型分析，選用多層點陣結構實現航天器艙壁結構承載、隔熱、防護空間碎片和微流星撞擊、輻射防護功能的融合。 引入多學科優化設計方法，對多層點陣結構進行優化，并分析設計指標評價體系。

2 航天器艙壁點陣結構功能融合設計

2.1 問題描述

航天器運行中面臨高溫/超低溫的交變熱環境、宇宙射線輻射、微流星撞擊等復雜的太空環境。 同時，航天器設計涉及熱學、力學、機械及制造等多種學科。 傳統的航天器設計由于各學科交流不充分或者設計初期難以考慮多學科之間的耦合因素，使得航天器存在大量的設計冗余，嚴重影響航天器的性能。 因此，產品部件的多功能融合技術成為航天器設計的趨勢之一。 在設計中，應充分挖掘各部件潛在的功能，使單一部件盡可能承擔更多的功能需求；或者某一功能盡可能由多個部件承擔，減低特定部件的功能要求(例如剛度要求)，甚至當某一功能可由其他部件輔助完成時，可在設計中消除該部件的存在。

FAST 方法使得設計者在設計初期盡可能發掘產品的潛在功能，使設計過程可以在系統層面上進行最優的配置和調整，且最大程度降低功能設計的冗余，實現產品功能的融合。 本文采用FAST 方法對航天器艙壁進行多功能融合設計，設計問題描述如下：

1)航天器遠距離、長周期的飛行任務對航天器結構的輕量化設計提出了更高的要求。

2)航天器發射過程中承受較大的超重載荷，而航天器艙壁為薄殼結構，容易發生屈曲失穩，從而使得結構的承載能力降低。

3)受太陽光照的影響，航天器表面溫度呈現大幅度的變化。 向陽時，航天器表面溫度可達100 ℃以上；背陰時，表面溫度則低至-100 ℃以下。 為了保證航天器內設備的正常工作以及航天員的正常工作、生活，要求艙壁結構具有較低的熱傳導系數，具有較好的隔熱效果。

4)在軌運行時，航天器整體處于真空環境下，為了保證航天員正常的生命狀態，需要艙壁結構能夠承受一定的內壓，對航天器艙壁的整體結構有一定的剛度及強度要求。

5)航天器面臨宇宙空間微流星撞擊環境，要求艙壁外面板具有一定的厚度，以抵抗沖擊環境。

2.2 隨機功能列表

根據問題描述，對設計問題進行抽象，通過提取，得到6 個關鍵設計因素：續航、航天員生存、隔熱、微流星撞擊、內壓以及屈曲。 通過各部門設計者的共同參與，制定隨機功能列表如表1 所示。需注意的是，隨機功能列表的最終制定受參與部門以及設計者經驗等因素的影響，為了保證列表的科學合理性，應盡量協同不同的設計部門以及更多設計人員參與。

表1 航天器設計隨機功能列表Table 1 Random list of the spacecraft functions

2.3 FAST 模型及敏感度矩陣

對隨機功能列表采用How-Why 語句進行擴展，分析問題解決方案的邏輯鏈，并采用動名詞技術對設計問題進行邏輯梳理，最終可得設計問題的FAST 模型，如圖1 所示。

由FAST 模型可知，增加燃料續航和物資儲備可提高結構的比剛度、比強度，即要求結構在較輕質量的情況下具有較高的結構剛度和強度；在維持艙溫方面，可降低艙壁環向截面的材料分布，以降低熱傳導系數；而抗屈曲性能、維持內壓以及抗微流星撞擊能力則對內外面板的剛度以及整體的剛度有一定要求。 總體而言，艙壁設計過程中要滿足輕量化指標以及剛度指標。

在具體設計方案層面，通過研發具有較高比剛度、比強度的新型材料來解決上述問題；對于結構隔熱問題可以通過研發新型隔熱材料來實現。然而，研究新型材料具有較長的周期，且難以發揮結構其他部件的潛在性能。

基于現有技術，點陣材料是工程上廣泛采用的輕質材料，具有較高比剛度、比強度、抗沖擊以及一定的隔熱功能，可滿足上述設計要求。為了進一步優化設計方案，采用多層點陣結構。內層致密點陣具有較高的剛度，用以維持艙體構型、保證密封性等；外層稀疏點陣可降低艙體整體的熱傳導系數，實現維持艙溫的功能。 多層點陣的構型如圖2 所示。

圖1 根據隨功能列表建立的FAST 模型Fig.1 The FAST model generated according to the random list of function

圖2 多層點陣示意圖Fig.2 The multi-layer lattice structure

2.4 屬性列表

通過FAST 模型分析，采用點陣結構實現結構的剛度、強度、屈曲、隔熱、抗微流星撞擊等性能要求。 根據結構設計要求，外表面直徑為D ＝4000 mm，采用多段式筒殼結構，每一段高H ＝1000 mm，內外層殼面板的間距為h ＝50 mm，外層面板厚度t＝0.5～2 mm，內層面板厚度t＝2 ～5 mm，中間面板厚度t＝0.5 ～2 mm，外層單胞桿件半徑r＝0.25 ～0.75 mm，內層單胞桿件半徑為r＝1.25 ～1.75 mm，外層單胞高度h＝20 ～40 mm，單胞陣列數目為周向360 個，徑向4 個，如圖3 所示。 由于3D 打印的工藝性約束，要求單胞的桿件半徑和單胞高度存在如下約束關系：h?40×r+10。 結構整體采用鋁合金材料，彈性模量E ＝71 GPa， 泊 松 比 γ ＝0.33， 密 度 ρ ＝2700 kg/m，熱導系數α＝173 W/(m˙K)，比熱容c＝0.96 J/(g˙K)，根據上述參數可獲得當前屬性列表，如表2 所示。

圖3 雙層點陣夾芯圓柱殼艙壁結構示意圖Fig. 3 Schematic diagram of double-layer lattice sandwich cylindrical shell bulkhead structure

表2 屬性列表Table 2 The attributes list

2.5 設計結果

為了提高產品的性能，采用多學科優化算法對艙壁進行優化，并以表2 所示的當前設計水平所對應的參數作為優化的初始解。 優化中采用NSGA 多目標優化算法對結構整體熱傳導、強度指標進行多目標優化設計，通過多次試算調整，設置種群規模為100，最大迭代數目為200，變異率為0.2，交叉率為0.9。 優化設計結果如表3所示。

3 性能效果評價

為評價設計方案的優劣，引入設計結果評價指標。 從多目標優化的代表性解集中選取用于描述結構的最小應力、最小傳熱、最小質量作為得分上限，根據優化結果中各功能要素的性質和所占初始值的比例，進行了歸一化計算。

1)強度評價指標。 本文結構強度量化指標為Mises 應力值，當Mises 應力過小，會導致材料沒有被充分利用，不滿足輕量化要求；當Mises 應力值過大，接近許用極限時，其結構的安全余量不足，很容易造成結構的破壞。 故評價體系中，強度系數λ由最終優化結果的Mises 應力值σ與許用應力值σ的比值確定，如式(1)所示：

表3 多學科優化設計結果Table 3 The optimized results of multi-disciplinary optimization

表4 為多功能結構系統的強度評價體系，分別給出了強度系數λ在不同上下限區間時的得分情況。 當強度系數為0.551 ～0.700 時，評分為最高評分，表明此時的結構設計能夠滿足強度要求并且發揮了此構型的最大強度性能。 從0.476～0.550 范圍內的評分為90 分到0.250 ～0.325范圍內的評分為60 分，表明結構的設計逐漸保守，設計存在冗余。 而從0.701 ～0.775 范圍內的評分為90 分到0.926～1.000 范圍內的評分為60分，表明結構設計逐漸接近許用值，未達到安全系數要求。

表4 強度評分體系Table 4 The strength score system

2)質量評價指標。 根據多功能結構的實際使用情況，要求最終優化結果滿足一定的下限要求。 故將質量優化的下限設置為一個最為理想的數值，該質量理想值既能實現結構的輕量化設計，又能保證結構強度及剛度的安全需求。 評分體系中質量系數λ由最終的優化重量m與結構初值m的比值確定，如式(2)所示，表5 為多功能結構系統的質量評分體系。

表5 質量的評分體系Table 5 The mass score system

3)熱傳導系數評分體系。 根據多功能結構要求密封隔熱的特點，要求結構能夠隔絕航天器結構內外的熱量交換，按照實際工況，結構的最小傳熱系數越小，說明該結構的隔熱性能越優良。因此，熱傳導系數λ的評分體系由最終的傳熱系數κ與許用的傳熱系數κ的比值確定，如式(3)所示：

表6 為多功能結構系統的熱傳導性能評價體系，從0.1 ～0.2 范圍內的評分為90 分到0.9 ～1.0 范圍內的評分為10 分，傳熱系數越大，得分越低，說明結構的隔熱性能越差。

表6 熱傳導系數評分體系Table 6 The thermal conductive coefficient score system

采用上述評分體系對表3 設計方案進行評分，其結果如表7 所示。 為方便對比，將結果歸一到百分制體系下。

通過對上述指標進行評價可知，基于最小應

表7 設計方案的最終評分Table 7 Score of the optimized design in Table 3

力描述的最優解得分較低。 雖然該方案在強度方面具有優勢，但是在質量和熱傳導方面與其他2 個方案相比，具有很大的差距，因此，在多功能融合方面的效果較差。 基于最小傳熱描述和最小質量描述的最優解得分較高。 相比而言，最小傳熱描述的綜合評分最高，即在多功能融合方面效果最好。 與最小質量描述優化結果相比，最小傳熱描述在損失少量質量指標的情況下，獲得了熱傳導和強度方面的相對優勢。 此外，基于最小質量描述的優化結果的評分與基于最小熱傳導描述的非常接近，可作為多功能設計的備選設計方案。 當航天器設計中需要嚴苛的質量控制時，可考慮采用最小質量描述的優化結果。 最后，對基于熱傳導描述的優化結果開展了防微流星撞擊和防輻射指標的校核。 綜合考察各指標，相比于初始設計方案，優化結果在輕量化、強度和隔熱方面分別提高24.8%、49.0%和25.0%，同時在防微流星撞擊和防輻射方面提高31.0%和38.0%。 無論從單一指標亦或是多功能融合方面而言，優化后設計方案的性能均得到了較大幅度提升。

4 結論

1)建立了航天器結構功能系統分析技術，通過FAST 模型分析有效地識別航天器設計的冗余和不足所在。

2)結合航天器艙壁優化設計，基于FAST 的評價體系，通過功能屬性識別提取設計關鍵參數，采用定量化的評價方法對優化后的結構性能進行了評價，指出最小傳熱描述的綜合評分最高，在多功能融合方面效果最好。

3)通過FAST 與多學科優化結合的方法可有效地提升航天器設計的功能融合程度，降低航天器質量代價，從而使航天器性能大幅提升。