航天飛行器鑄件艙段結構快速設計方法

鄭成成，王捷冰，吳曼喬，許大帥，楊晨，陳爽

（空間物理實驗室，北京 100076）

為滿足高速飛行要求，航天飛行器具有其他航天產品不同的高升阻比氣動外形。艙段是航天飛行器重要組成部分，起承載、保證氣動外形等作用，在結構上具有扁平化、非等截面、外形復雜、內部空間狹小等特點。航天飛行器艙段尺寸滿足鑄造要求，為確保研制進度，通常采用鑄造方法節省制造與裝配時間。在方案論證階段，彈道、氣動、載荷等條件多輪迭代以尋找最優解，艙段結構方案會隨之變化以滿足總體設計需求，除此之外，應力集中、剛度不足、結構失穩等結構強度因素也會推動艙段結構設計方案的不斷完善。總體方案的多輪迭代與結構設計方案的不斷完善對航天飛行器艙段結構的快速設計和快速修改提出了更高要求。

隨著數字化技術的不斷發展，快速設計技術已廣泛應用于航空航天領域。快速設計又稱快速響應設計，是一種以縮短產品開發周期、提高產品設計質量為目的的現代設計方法［1］。張衛東等［2］對運載火箭數字化快速設計方法進行了詳細的研究，覆蓋了整流罩、儀器艙、級間段、貯箱等結構部件的快速設計，適用于規則的回轉體產品快速設計。王小軍等［3］通過三維模型自動再生的模板派生技術和用戶自定義特征技術在運載火箭箭體結構件模板庫、增壓輸送系統和三維管路系統的快速設計中廣泛應用。劉洋［4］基于制造特征對飛機長桁結構件進行分類，運用參數化設計技術構建長桁參數化模型，建立參數解算方法完成飛機長桁快速設計。Li等［5］提出了導彈的快速設計方法，適用于艙段橫截面較規則的情況。唐家鵬［6］、秦海峰［7］、劉明［8］等建立了參數化的特征庫，通過特征導入與特征的變更實現快速設計。陳裨等［9］提出了機身各類結構件的參數化描述及構建模型的方法。因航天飛行器艙段扁平化、非等截面等結構特點，目前大量的快速設計方法難以直接滿足此類艙段的快速設計需求。

本文基于快速設計技術、Top-Down設計理念［10-11］與參數化設計技術［11］等，綜合考慮航天飛行器鑄件艙段結構特點，詳細分析鑄件艙段重要結構特征的參數化表述，將設計經驗、設計流程等隱性知識顯性化，以骨架模型和特征參數為驅動，實現鑄件艙段特征的批量快速設計與布局，并能在參數化模型基礎上通過參數修改完成特征的快速修改。

1 鑄件艙段參數化原型

鑄件艙段參數化原型如圖1所示。設計初期根據Top-Down設計理念，在結構骨架模型（structural frame model，SFM）和參數骨架模型（parametric frame model，PFM）中建立總體級和艙段級定形、定位參考，通過“發布—復制”機制引用到鑄件艙段模型中。設計人員在鑄件艙段結構快速設計界面選取鑄件模型引用的參考，并輸入參數完成鑄件艙段結構的快速設計，將輸入參數與特征建立公式關系。通過CAE分析鑄件艙段主承力結構是否滿足設計需求，不滿足可通過修改PFM和鑄件模型中的參數驅動鑄件特征完善。當氣動外形發生改變時，通過更新SFM和鑄件模型完成結構特征的自動更新。

圖1 鑄件艙段參數化原型Fig.1 Parameterized prototype of casting cabin

1.1 鑄件艙段坐標系

基于Top-Down設計理念，鑄件艙段坐標系與飛行器坐標系重合。飛行器坐標系定義為：飛行器球頭頂點為坐標系原點，OX軸位于縱向對稱平面內，垂直于后底面指向后方為正，OY軸位于縱向對稱平面內，垂直于OX軸指向背風面方向為正，OZ軸由右手法則確定。

1.2 鑄件艙段結構參數

鑄件艙段結構特征可由定形參數和定位參數描述：

式中：P為鑄件艙段結構特征所需的參數總和；Ps為特征定形參數；Pl為特征定位參數；n=S（蒙皮）、F（端框）、R（環筋）、V（縱筋）。

1）蒙皮

蒙皮是維持航天飛行器氣動外形的結構，能夠將外部氣動載荷傳遞到飛行器內部骨架結構。蒙皮定位參數為艙段外包絡曲面CS、艙段迎風面曲面CSW或艙段背風面曲面CSL、蒙皮左邊界CPL、蒙皮右邊界CPR，如圖2所示，蒙皮定形參數為蒙皮厚度SD。

圖2 蒙皮定形與定位參數Fig.2 Shaping and positioning parameters of skin

蒙皮定形參數與定位參數描述如下：

2）端框

端框是航天飛行器艙段主承力骨架結構，包含飛行器艙段連接的機械接口，位于艙段內部骨架結構的前后兩端。端框常采用軸向連接的L型連接方式。受強度條件、艙段連接等因素的影響，端框內形面形式多樣，通常采用草圖FSK控制端框內形面。端框分為前端框和后端框，定位參數相似，定形參數一致。端框定位參數包括蒙皮內表面SI、前端面PF或后端面PB，定形參數包括端框寬度FW1、端框寬度FW2、端框厚度FSK、端框厚度FT2，如圖3所示。

圖3 端框定形與定位參數Fig.3 Shaping and positioning parameters of end frame

端框的定形參數與定位參數描述如下：

3）環筋

環筋是航天飛行器艙段主承力骨架結構，沿飛行器軸向依次排布，提供環向支撐剛度。鑄件艙段中，常用環筋根據截面分為T型環筋、L型環筋和普通環筋。各類環筋定位參數一致，包括蒙皮內表面SI與環筋定位面RP，RP與艙段坐標系YOZ平面平行。T型環筋的定形參數包括環筋寬度RW1、環筋寬度RW2、環筋寬度RW3、環筋厚度RT1、環筋厚度RT2，如圖4所示。環筋內形面存在2種控制方式，分別為蒙皮內表面偏移RT1、RT2控制和草圖RSK1、RSK2控制。L型環筋和普通環筋的參數表述可通過T型環筋定形參數表達，L型環筋中參數RW2為零，普通環筋中參數RW2、RW3、RT2為零。

圖4 環筋定形與定位參數Fig.4 Shaping and positioning parameters of ring reinforcement

“布爾裝配”是T型環筋常采用的建模步驟，但布爾運算會使模型后期修改操作變慢，因此在鑄件艙段快速設計過程中應盡量避免布爾運算。本文采用“封閉曲面—凸臺”方法創建T型環筋避免布爾運算，如圖5所示。通過獲取航天飛行器艙段蒙皮CR的空間包絡盒，獲取包絡盒后端面PB側4個極值點，向與環筋定位面投影得到點Dn，并通過fR得到凸臺草圖的頂點En。

圖5 “封閉曲面—凸臺”環筋創建過程Fig.5 “Closed surface—pad”ring reinforcement creation process

式中：fR為安全系數，確保凸臺能夠完整地被外包絡曲面分割。

凸臺參數為隱性參數，可從艙段蒙皮轉化得到。故環筋的定形參數與定位參數描述為

4）縱筋

縱筋是航天飛行器艙段主承力骨架結構，沿飛行器軸向貫穿排布，提供縱向支撐剛度。為提高抗彎剛度，保證工藝可實現性，縱筋法向需盡量與蒙皮表面垂直。考慮艙段受力，需保證前后端面上縱筋位置分布的相對一致性。蒙皮表面上各點法矢方向均不同，傳統縱筋創建方法復雜，位置難以表述。本文在艙段截面相似的特點上提出了曲線比率法。提取艙段外包絡曲面在前、后端面上的邊線，擬合成2條相映射的非閉合曲線LF、LB，在2條曲線上設置相映射的曲線起點，以起點作為比率零點，設置一致的比率值RV來確定縱筋在艙段上的位置，并獲取LF上比率點在艙段外包絡面上的法矢確定縱筋的法向方向，如圖6所示。曲線比率法滿足縱筋與蒙皮表面盡量垂直需求，能夠保證前后端面縱筋位置的相對一致性，便于實現縱筋的參數化建模。

鑄件艙段中，常用縱筋根據截面外形分為T型縱筋和普通縱筋。同環筋相似，普通環筋的定形參數表述均可通過T型環筋定形參數表達。因航天飛行器獨特的外形，艙段外包絡曲面中存在多處曲率值極大的拓撲面，曲面“外插延伸—偏移”等操作容易報錯，難以保證縱筋快速建模的正確率，因此將曲面元素作為輸入特征，避免使用數字參數進行偏移操作。T型縱筋的定形參數有縱筋寬度VW1、縱筋寬度VW2、內形面VSI和內形面VSO，如圖6所示。

圖6 縱筋定形與定位參數Fig.6 Shaping and positioning parameters of longitudinal reinforcement

為避免布爾運算，使用“封閉曲面—凸臺”方法創建縱筋。因內形面VSO空間形狀復雜，通過內形面VSO切割凸臺會得到不同結果，需要考慮凸臺高度數值的設置。凸臺過高，分割操作后可能存在不連續的實體模型；凸臺過低，無法滿足縱筋高度需求。本文通過艙段在前端面上的空間坐標信息推導出凸臺的合理高度范圍，如圖7所示，即通過獲取飛行器艙段蒙皮CR的空間包絡盒，獲取到前端面PF上4個極值點，并計算極值點之間的極值邊長（（QyMAX-QyMIN），（QzMAX-QzMIN）），因艙內安裝儀器設備，縱筋不會過高，設定凸臺高度范圍為

圖7 “封閉曲面—凸臺”縱筋創建過程Fig.7 “Closed surface—pad”longitudinal reinforcement creation process

式中：fV為高度調整系數。

凸臺厚度參數為隱性參數，可從艙段蒙皮轉化得到。縱筋的定形參數與定位參數描述如下：

1.3 骨架模型

骨架模型是支持產品Top-Down設計理念的強有力工具，包括SFM和PFM。骨架模型是指在裝配模型中產生的特殊零件模型，是建立模型實體特征的基準參考，主要包括表達設計意圖和設計條件的基準面、軸、點、坐標系、控制曲線、曲面和參數等。

基于骨架模型的協同設計方法優化了航天飛行器設計過程中各專業之間的協作模式，特別是在方案設計階段氣動外形多變的情況下，將設計員各自為戰、口頭協調的設計過程轉變為統一基準、流程化和層次化的設計過程。

基于骨架模型的鑄件艙段結構快速創建過程如圖8所示。在總體骨架中完成總體級參考元素的創建，如CS、PF等；在艙段骨架中完成艙段級參考元素的創建，如CSW、SI等。將骨架中的參考元素發布、復制到鑄件模型中，通過鑄件艙段結構快速設計界面選取參考元素，并輸入相關參數完成鑄件模型的快速創建，將輸入的參數在鑄件模型中通過公式與特征建立關系，實現全參數驅動，便于后續模型修改。

圖8 基于骨架模型的鑄件艙段結構快速創建過程Fig.8 Rapid creation process of casting cabin based on skeleton model

2 鑄件艙段快速建模

2.1 快速建模工具

CATIA V5中可定制的有效參數化存在4種不同層次，參數化工具包括組件應用架構（component application architecture，CAA）、VBScript、智能軟件（知識模式、用戶自定義特征（user-defined features，UDF））和CATIA 本 身 參 數 化［6］。CAA是基于組件的定制開發，是對其組件對象的組合和擴展，采用了標準接口（COM）技術和對象連接與嵌入（OLE）技術，COM技術作為一種軟件架構具備了更好的模塊獨立性和可擴展性，使CAA的程序設計更加容易且趨于標準化［12-13］。知識工程顧問（knowledge advisor）模塊能讓開發人員把產品的設計知識（包括尺寸關系式、尺寸約束、特征關系式等）用知識工程原理表達出來，組成一個產品的知識庫，達到減少設計失誤、實現自動設計、獲得最高生產率的目的［14］。本文采用CAA作為快速建模工具，運用知識工程顧問模塊原理，實現鑄件艙段的快速參數化設計。

2.2 快速建模方法

鑄件艙段結構快速建模方法如圖9所示。根據創建特征選取定形與定位參數，并提供一組經驗參數，設計者根據需求修改參數；通過COM 接口與特征傳遞實現特征命名、特征集合創建、特征建模、參數和公式創建；輸出參數化、規范化的特征模型。

圖9 鑄件艙段結構快速建模方法Fig.9 Rapid modeling method of casting cabin structure

1）特征命名規則

傳統結構建模采用CATIA軟件自動生成的名稱對建模特征命名，名稱不具有唯一性，識別度低，不利于模型的查看與修改。本文提出了適用于鑄件艙段結構特征的命名規則，對蒙皮、端框、環筋、縱筋建模過程中生成的參數、公式、建模特征、輔助建模特征等進行規范化命名，便于對結構樹的管理、查看與修改。特征命名規則定義為“特征名稱_參考元素名稱_操作名稱”，由3部分組成，如“環筋外環_前定位面_分割”。

2）創建特征集合

傳統建模過程中，建模特征在結構樹上存儲隨意，辨識度低，不利于后續模型的查看與修改。本文從規范化建模角度出發，針對重要的鑄件艙段結構特征創建特征集合，對建模特征進行規范化管理。特征集合包含參數集、關系集、幾何圖形集和幾何體，是參數化快速建模的基礎，能夠對鑄件艙段特征創建過程中生成的參數、關系式、建模特征、輔助建模特征等進行規范化的分類管理，增加模型特征辨識度。特征集合通過調用COM 接口自動創建。

3）特征創建規則

特征創建是明確鑄件艙段特征建模和位置布置的過程，則特征創建可定義為

＜特征創建＞：：=｛蒙皮｝，｛端框｝，｛環筋｝，｛縱筋｝

①蒙皮。由CS、CSL或CSR描述蒙皮外形，由CPL、CPR描述蒙皮邊界，通過SD確定蒙皮厚度。

②端框。由SI、PF或PB描述端框位置，通過FW1、FW2、FT2、FSK等參數確定端框形狀。

③環筋。由SI、RP描述環筋位置，由CR、PB確定凸臺草圖約束，通過RW1、RW2、RW3、RT1、RT2、RSK1、RSK2等參數確定環筋形狀。

④縱筋。由SI、LF、LB、RV描述縱筋位置，由CR、PF確定凸臺高度，通過VW1、VW2、VSI、VSO等參數確定縱筋形狀。

艙段中包含多個環筋與縱筋，為提升建模效率，本文通過遍歷輸入的多個環筋定位面或比率值，并針對每個環筋與縱筋的特點進行交互式參數修改，調用COM接口實現環筋與縱筋的批量創建。

4）參數與公式創建

利用CATIA軟件中參數與公式功能對鑄件艙段模型中的蒙皮、端框、環筋、縱筋的相關參數進行約束。根據CATIA與Top-Down的設計原理，當特征參數發生變化后，特征也會隨之發生改變。各特征的參數與公式關系如表1所示。運用CATIA知識工程顧問模塊提供的COM 接口創建參數與公式。

表1 鑄件艙段參數與公式Table 1 Parameters and formulas of casting cabin

2.3 知識驅動建模

傳統建模過程中，設計人員在個人經驗、標準規范、設計指南、成功案例等隱性知識的基礎上進行鑄件艙段結構設計。大量的知識獲取與使用才能設計出高質量的鑄件艙段結構模型，設計難度大。隱性知識常存在于設計人員的腦海、電子文檔、紙質材料等載體中，知識獲取過程繁瑣［15］。本文以鑄件艙段建模知識為核心，依托艙段建模流程與規則，利用知識工程原理將隱性知識顯性化到鑄件艙段結構快速設計界面中，驅動鑄件艙段快速建模，如圖10所示。知識驅動建模依托CATIA軟件中零件設計、知識工程等模塊實現。

圖10 知識驅動建模方法Fig.10 Knowledge-driven modeling method

3 應用驗證

使用CAA開發工具在CATIA V5環境中開發出航天飛行器鑄件艙段結構快速設計環境，如圖11所示。

圖11 航天飛行器鑄件艙段結構快速設計環境Fig.11 Rapid design environment for casting cabin of spacecraft

本文以某航天飛行器鑄件艙段為例驗證鑄件艙段結構快速設計方法，在航天飛行器鑄件艙段結構快速設計環境中選取并設置相關元素與參數，基于本文論述規則快速實現模型參數化建模。縱筋快速建模過程如圖12所示，鑄件艙段建模效果如圖13所示。經CAE分析，在設計載荷條件下，強度不滿足設計要求。

圖12 縱筋快速建模過程Fig.12 Rapid modeling process of longitudinal reinforcement

圖13 鑄件艙段建模效果Fig.13 Modeling result of casting cabin

通過修改縱筋參數RV、VW1、VW2來改變縱筋在鑄件艙段中的位置布局與結構形狀，如表2所示。

表2 縱筋參數對比Table 2 Comparison of longitudinal reinforcement par ameters

更改后鑄件艙段建模效果如圖14所示。經CAE分析，在設計載荷條件下，強度滿足設計要求，設計效率和修改效率大幅提升。

圖14 鑄件艙段模型修改效果Fig.14 Modification result of casting cabin model

鑄件艙段模型中，參數與公式創建效果如圖15所示，特征命名效果如圖16所示。

圖15 參數與公式創建效果Fig.15 Result of parameter and formula creation

圖16 特征命名效果Fig.16 Result of feature naming

4 結論

1）詳細描述了航天飛行器鑄件艙段重要結構特征的定形參數、定位參數，提出曲線比率法對縱筋參數化布局進行表述。定義了艙段骨架模型發布元素，實現鑄件艙段的Top-Down設計。

2）從特征命名、特征集合創建、特征建模、參數和公式4個維度詮釋了航天飛行器鑄件艙段結構快速參數化設計方法，實現了艙段建模規范化、設計知識顯性化和建模特征參數化。

3）開發了航天飛行器鑄件艙段結構快速設計環境，實現了鑄件艙段蒙皮、端框、環筋、縱筋的快速建模、快速修改、參數化建模、結構樹規范化，通過實例驗證了本文方法的有效性。