上面級(jí)載荷與力學(xué)環(huán)境精細(xì)化設(shè)計(jì)技術(shù)

林 宏，張新宇，彭慧蓮，陳 益，張 群

（北京宇航系統(tǒng)工程研究所，北京，100076）

0 引 言

上面級(jí)是航天運(yùn)輸系統(tǒng)的重要組成部分，是提高運(yùn)載火箭性能及任務(wù)適應(yīng)性的有效途徑[1]。上面級(jí)具有獨(dú)立的動(dòng)力系統(tǒng)和控制系統(tǒng)[2]，與不同運(yùn)載火箭接力組合，通過(guò)自主飛行可將多個(gè)有效載荷送入預(yù)定工作軌道，肩負(fù)著“承載、運(yùn)輸和軌道部署”的多重功能，又被稱為太空擺渡車。

考慮到天地差異性[3]，載荷與力學(xué)環(huán)境設(shè)計(jì)的正確性和合理性有較大比例需要通過(guò)1∶1真實(shí)飛行驗(yàn)證，必要時(shí)需基于積累的飛行遙測(cè)數(shù)據(jù)修訂設(shè)計(jì)和補(bǔ)充試驗(yàn)驗(yàn)證，以降低風(fēng)險(xiǎn)，提高飛行可靠性?？紤]到上面級(jí)與火箭和衛(wèi)星在長(zhǎng)細(xì)比、適配器結(jié)構(gòu)復(fù)雜程度等方面的差異，需建立適用于上面級(jí)的載荷與力學(xué)環(huán)境設(shè)計(jì)方法。如何在上面級(jí)首飛前確保設(shè)計(jì)的覆蓋性、強(qiáng)壯性，同時(shí)不失細(xì)致性、精準(zhǔn)性，給總體載荷與力學(xué)環(huán)境專業(yè)提出挑戰(zhàn)。

在遠(yuǎn)征系列上面級(jí)研制過(guò)程中，為適應(yīng)不同基礎(chǔ)級(jí)火箭飛行段中的激勵(lì)特性、不同發(fā)射任務(wù)衛(wèi)星質(zhì)量和動(dòng)力學(xué)特性差異、解決對(duì)空間復(fù)雜結(jié)構(gòu)的精細(xì)模擬等問(wèn)題，開展了一系列適應(yīng)性分析和精細(xì)化設(shè)計(jì)工作，并通過(guò)仿真和試驗(yàn)對(duì)設(shè)計(jì)正確性、合理性進(jìn)行閉環(huán)驗(yàn)證。

本文提出上升到單機(jī)界面的精細(xì)化力學(xué)試驗(yàn)條件制定、液體晃動(dòng)參數(shù)仿真及計(jì)算方法修正、多分支結(jié)構(gòu)的完整性設(shè)計(jì)準(zhǔn)則、力學(xué)環(huán)境減緩等關(guān)鍵技術(shù)，給出其在上面級(jí)中的工程實(shí)例，并對(duì)后續(xù)工作進(jìn)行展望。

1 上升到單機(jī)界面的力學(xué)試驗(yàn)條件

力學(xué)試驗(yàn)條件是箭上單機(jī)開展環(huán)境適應(yīng)性設(shè)計(jì)、分析和驗(yàn)證的重要依據(jù)，總體試驗(yàn)條件制定的合理性，直接影響單機(jī)的質(zhì)量、成本和研制進(jìn)度。工程上一般通過(guò)地面試驗(yàn)及仿真驗(yàn)證給出初步試驗(yàn)條件，并布置遙測(cè)測(cè)點(diǎn)獲取真實(shí)飛行環(huán)境，開展試驗(yàn)條件覆蓋性分析，必要時(shí)據(jù)此修訂總體試驗(yàn)條件。

通過(guò)對(duì)相近運(yùn)載火箭力學(xué)試驗(yàn)數(shù)據(jù)的研究，發(fā)現(xiàn)以質(zhì)量模擬件替代真實(shí)產(chǎn)品的慣常做法，由于模擬件、減振器（或毛氈）及其安裝方式等因素影響，相同位置測(cè)點(diǎn)響應(yīng)與真實(shí)件的加速度峰值相差幾倍甚至更高，無(wú)法作為總體試驗(yàn)條件制訂和修訂的依據(jù)。

為獲取真實(shí)環(huán)境下力學(xué)環(huán)境量級(jí)及傳遞特性，在上面級(jí)初樣階段力學(xué)試驗(yàn)方案設(shè)計(jì)中，提出參試產(chǎn)品的質(zhì)量和剛度特性、機(jī)械和電氣接口均與飛行狀態(tài)保持一致的要求，并投產(chǎn)兩套力熱試驗(yàn)產(chǎn)品，以滿足系統(tǒng)級(jí)低頻振動(dòng)、噪聲、全系統(tǒng)試車、火工品分離沖擊、熱平衡等試驗(yàn)需求。試驗(yàn)中以產(chǎn)品為研究對(duì)象，在慣組、電氣設(shè)備、主發(fā)動(dòng)機(jī)、姿控發(fā)動(dòng)機(jī)、氣瓶、閥門（包括電磁閥、電爆閥等）、導(dǎo)管（氣路、液路）等典型單機(jī)安裝處布置相應(yīng)的力學(xué)測(cè)點(diǎn)。試驗(yàn)中加注推進(jìn)劑模擬液，準(zhǔn)確反映大質(zhì)量液體對(duì)貯箱縱向分支模態(tài)的貢獻(xiàn)，提高傳遞函數(shù)測(cè)量有效性。通過(guò)試驗(yàn)獲取了不同基礎(chǔ)激勵(lì)下加速度和動(dòng)應(yīng)變響應(yīng)數(shù)據(jù)，實(shí)現(xiàn)從傳統(tǒng)的艙段級(jí)試驗(yàn)條件，上升到單機(jī)界面的總體試驗(yàn)條件制定。

以低頻正弦掃描試驗(yàn)條件制定為例，采用理論與試驗(yàn)結(jié)合的方式，將上面級(jí)/基礎(chǔ)級(jí)界面激勵(lì)（取星箭載荷耦合分析計(jì)算值的 1.0～1.25倍）、上面級(jí)與衛(wèi)星組合體系統(tǒng)級(jí)振動(dòng)試驗(yàn)單機(jī)處的傳遞函數(shù)進(jìn)行組合，計(jì)算得出單機(jī)最大飛行環(huán)境包絡(luò)。圖1為不同低頻試驗(yàn)條件制定方法對(duì)比，在70～100 Hz單機(jī)局部頻段，其量級(jí)由傳統(tǒng)方法的11 g降低為2.5 g。

新方法對(duì)真實(shí)激勵(lì)的頻域特性、單機(jī)敏感頻率區(qū)進(jìn)行綜合，頻段劃分更為細(xì)致。采用此方法制定的試驗(yàn)條件一方面滿足對(duì)真實(shí)環(huán)境的覆蓋性，另一方面，對(duì)于余量的選擇更為合理，降低了單機(jī)過(guò)試驗(yàn)的風(fēng)險(xiǎn)。特別是對(duì)于安裝減振器的產(chǎn)品，由于其在局部低頻諧振頻率附近有顯著的動(dòng)態(tài)放大特性（如某慣性單機(jī)縱向基頻為80 Hz），因此針對(duì)其敏感頻率區(qū)進(jìn)行試驗(yàn)條件精細(xì)化設(shè)計(jì)，意義重大。

圖1 不同低頻試驗(yàn)條件制定方法對(duì)比Fig.1 Comparison of Sine Environment Test Conditions Obtained by Different Methods

2 液體晃動(dòng)參數(shù)計(jì)算方法修正

貯箱內(nèi)液體推進(jìn)劑晃動(dòng)參數(shù)，如晃動(dòng)頻率、晃動(dòng)質(zhì)量、晃動(dòng)質(zhì)量質(zhì)心、晃動(dòng)阻尼等，可用于晃動(dòng)載荷技術(shù)、提供姿控系統(tǒng)用于穩(wěn)定裕度分析。貯箱內(nèi)具有自由液面的液體推進(jìn)劑，在飛行過(guò)程中各晃動(dòng)參數(shù)隨時(shí)間變化。在隨基礎(chǔ)級(jí)火箭飛行段過(guò)程中，上面級(jí)貯箱內(nèi)推進(jìn)劑未消耗，其晃動(dòng)頻率特性主要與軸向過(guò)載變化相關(guān)；在上面級(jí)主發(fā)動(dòng)機(jī)工作段，隨著推進(jìn)劑消耗，貯箱內(nèi)中液位逐漸下降，晃動(dòng)特性隨著液位高度和軸向過(guò)載變化。傳統(tǒng)晃動(dòng)參數(shù)計(jì)算將真實(shí)的球形底或橢球底，按體積相等、當(dāng)?shù)匾好姘霃较嗤脑瓌t等效為平底圓筒形式（見圖2），若不對(duì)其進(jìn)行精確修正會(huì)影響晃動(dòng)參數(shù)計(jì)算的準(zhǔn)確度。

圖2 液位的等效平底圓筒處理示意Fig.2 Liquid Equivalent Disposal Based on Cylinder Tank

為解決此問(wèn)題，首先通過(guò)流固耦合仿真，計(jì)算得出各柱段高度、球底型面對(duì)應(yīng)的晃動(dòng)參數(shù)。同時(shí)設(shè)計(jì)開展了 1∶1下球底+柱段+上球底真實(shí)內(nèi)型面尺寸的全尺寸常重力液體晃動(dòng)試驗(yàn)。試驗(yàn)結(jié)果表明，當(dāng)液位位于貯箱的上底或下底時(shí)，傳統(tǒng)的晃動(dòng)質(zhì)量質(zhì)心計(jì)算值與試驗(yàn)值誤差較大，而液位位于中間筒段時(shí)兩者計(jì)算基本一致。表明傳統(tǒng)的等效平底簡(jiǎn)化處理方法不適用于上面級(jí)球型底貯箱計(jì)算。因此，根據(jù)晃動(dòng)試驗(yàn)結(jié)果對(duì)理論計(jì)算值進(jìn)行修正，使兩者偏差小于 5%，如圖 3所示，并將其應(yīng)用于上面級(jí)飛行過(guò)程中各液位高度的晃動(dòng)特性計(jì)算中。

圖3 液體晃動(dòng)質(zhì)量質(zhì)心理論計(jì)算值與試驗(yàn)值對(duì)比Fig.3 Comparison of Theoretical and Test Values of Sloshing Mass Centroid

3 多分支結(jié)構(gòu)的完整性設(shè)計(jì)準(zhǔn)則

上面級(jí)結(jié)構(gòu)完整性設(shè)計(jì)準(zhǔn)則，即以各結(jié)構(gòu)部段為研究對(duì)象，給出不同任務(wù)典型設(shè)計(jì)工況下的使用載荷、安全系數(shù)、剛度指標(biāo)、整艙振動(dòng)試驗(yàn)條件等，要求在給定靜載荷、動(dòng)載荷和振動(dòng)激勵(lì)下，結(jié)構(gòu)不發(fā)生破壞且變形量級(jí)可控。主要包括：

a）強(qiáng)度和剛度統(tǒng)一原則。針對(duì)不同部段受力特點(diǎn)，開展強(qiáng)度及剛度設(shè)計(jì)、分配和校核[4]，避免漏項(xiàng)；

b）飛行載荷工況優(yōu)先原則。將飛行載荷工況作為強(qiáng)度設(shè)計(jì)的主要工況，而非地面試驗(yàn)或操作載荷工況，以利于減小結(jié)構(gòu)干重占比；

c）多任務(wù)覆蓋性原則。上面級(jí)本體強(qiáng)度應(yīng)同時(shí)滿足單星、雙星等不同發(fā)射任務(wù)需求，提高任務(wù)適應(yīng)性[5]。

上面級(jí)本體作為通用結(jié)構(gòu)產(chǎn)品，與不同衛(wèi)星適配器進(jìn)行組合，應(yīng)考慮單星、雙星及多星各任務(wù)剖面進(jìn)行包絡(luò)設(shè)計(jì)[6]。但通過(guò)頻響分析可知，若按傳統(tǒng)的整艙振動(dòng)環(huán)境適應(yīng)性理念進(jìn)行設(shè)計(jì)，組合體在底面基礎(chǔ)激勵(lì)下，內(nèi)部加速度響應(yīng)將達(dá)到10g甚至更高，遠(yuǎn)超實(shí)際飛行狀態(tài)[7]。若為了適應(yīng)較高的地面振動(dòng)試驗(yàn)載荷，某些結(jié)構(gòu)部段結(jié)構(gòu)剩余強(qiáng)度系數(shù)將達(dá)到4.0甚至更高，導(dǎo)致結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)過(guò)于笨重，不利于結(jié)構(gòu)效率提升、實(shí)現(xiàn)本體結(jié)構(gòu)通用。

傳統(tǒng)準(zhǔn)靜態(tài)載荷計(jì)算方法計(jì)算中使用的橫向過(guò)載系數(shù)，工程中難以通過(guò)單一的飛行遙測(cè)參數(shù)表征，其選取有一定經(jīng)驗(yàn)性和主觀性。本文提出除按傳統(tǒng)準(zhǔn)靜態(tài)載荷計(jì)算外，還將星箭耦合分析提取值作為復(fù)核，同一設(shè)計(jì)工況中取兩者包絡(luò)值作為使用載荷的方法，復(fù)核重點(diǎn)包括有分離動(dòng)作的衛(wèi)星/衛(wèi)星支架對(duì)接面、上面級(jí)/基礎(chǔ)級(jí)對(duì)接面的截面剪力和彎矩，如表1所示。此方法在確保足夠裕度的前提下，使用載荷更接近真實(shí)飛行工況。上面級(jí)本體結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)時(shí)，應(yīng)同時(shí)滿足兩種發(fā)射狀態(tài)下的飛行載荷。

表1 典型工況下的飛行載荷Tab.1 Flight Loads in a Typical Case

另外，將地面載荷作為飛行載荷的有益補(bǔ)充，主要包括吊裝載荷、貯箱內(nèi)保護(hù)壓力、合理下凹后的地面振動(dòng)試驗(yàn)載荷等，以覆蓋其具體工作剖面。

4 模態(tài)、頻響和瞬態(tài)沖擊一體化建模技術(shù)

與衛(wèi)星相比，上面級(jí)空間適配器結(jié)構(gòu)更為復(fù)雜；與火箭相比，上面級(jí)與衛(wèi)星組合體長(zhǎng)細(xì)比較小。上面級(jí)結(jié)構(gòu)有限元建模中，主傳力結(jié)構(gòu)采用“殼單元+梁?jiǎn)卧蹦M其質(zhì)量和剛度特性，而對(duì)整體剛度影響較小的次級(jí)結(jié)構(gòu)采用“無(wú)質(zhì)量梁?jiǎn)卧?集中質(zhì)量單元”進(jìn)行模擬[8]。為提高模態(tài)頻率、振型及動(dòng)力學(xué)響應(yīng)的預(yù)示精度，采取以下細(xì)化措施：

a）規(guī)劃有限元網(wǎng)格尺寸，提高規(guī)則的結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格占比、合理減小模型尺寸，實(shí)現(xiàn)模態(tài)、頻響和瞬態(tài)沖擊分析的一體化精細(xì)模型。

b）匹配部段對(duì)接面網(wǎng)格節(jié)點(diǎn)，避免相鄰結(jié)構(gòu)搭接或部段間連接建模時(shí)，由于節(jié)點(diǎn)不一致處理（如MPC多點(diǎn)約束）引起的不必要?jiǎng)偦?yīng)。

c）通過(guò)對(duì)模態(tài)有效質(zhì)量占比較高的局部傳遞特性（如液體貯箱分支）進(jìn)行準(zhǔn)確模擬，使組合體模型能反映其主要的整體、局部模態(tài)特性，如圖4所示。

圖4 上面級(jí)精細(xì)化有限元模型Fig.4 Precise Finite Element Model of Upper-stage

d）從自由狀態(tài)的零頻、基礎(chǔ)激勵(lì)下的頻響值、固支狀態(tài)模態(tài)有效質(zhì)量占比、縮聚數(shù)學(xué)模型的加嚴(yán)檢查等方面，對(duì)模型合理性進(jìn)行多維度檢查和驗(yàn)證，如表2所示。

表2 不同貯箱及液體推進(jìn)劑建模方法計(jì)算值對(duì)比Tab.2 Results Obtained by Different Simulation Methods for Tank and Liquid

經(jīng)仿真分析和地面試驗(yàn)驗(yàn)證，采用以上方法建立的上面級(jí)有限元模型，能滿足對(duì)整體和局部動(dòng)力學(xué)特性模擬的需要。

5 力學(xué)環(huán)境減緩技術(shù)

在整艙力學(xué)環(huán)境減緩方面，研制之初根據(jù)姿控穩(wěn)定分析需求，使組合體固有頻率避開火箭的主要外激勵(lì)頻率，避免飛行過(guò)程中發(fā)生諧振；隨著各系統(tǒng)方案細(xì)化，開展詳細(xì)的衛(wèi)星、上面級(jí)及火箭聯(lián)合載荷耦合分析，識(shí)別主要工況下的衛(wèi)星/上面級(jí)界面及內(nèi)部的加速度響應(yīng)和動(dòng)位移，驗(yàn)證力學(xué)環(huán)境條件覆蓋性及飛行中結(jié)構(gòu)干涉的可能性。

為減緩衛(wèi)星/上面級(jí)界面的點(diǎn)式分離沖擊環(huán)境，降低衛(wèi)星抗沖擊設(shè)計(jì)難度，開展不同衛(wèi)星狀態(tài)下的衛(wèi)星/衛(wèi)星支架分離沖擊試驗(yàn)、原理樣機(jī)分離試驗(yàn)、瞬態(tài)沖擊仿真分析等，識(shí)別出影響沖擊環(huán)境量級(jí)的主要因素并提出相應(yīng)解決措施。通過(guò)衛(wèi)星支腿接頭處結(jié)構(gòu)優(yōu)化、點(diǎn)式分離裝置降沖等方式，將衛(wèi)星界面分離沖擊響應(yīng)譜最大值降低40%。

在局部分支結(jié)構(gòu)力學(xué)環(huán)境減緩方面，采用設(shè)置約束阻尼結(jié)構(gòu)的方式降低單機(jī)低頻放大倍數(shù)。即在結(jié)構(gòu)表面應(yīng)變較大的位置上，粘貼一層阻尼性能較高的材料，同時(shí)在阻尼層上表面粘接一層剛性約束層，以達(dá)到增大結(jié)構(gòu)模態(tài)阻尼比、抑制共振區(qū)附近動(dòng)態(tài)響應(yīng)的目的。此方法適用于梁、板和薄殼結(jié)構(gòu)的彎曲振動(dòng)減緩，對(duì)結(jié)構(gòu)的模態(tài)頻率、振型影響較小，特別適合于結(jié)構(gòu)的事后修改。

以上面級(jí)姿控發(fā)動(dòng)機(jī)為例，發(fā)動(dòng)機(jī)通過(guò)懸臂支架與上面級(jí)本體結(jié)構(gòu)相連接，在基礎(chǔ)激勵(lì)下存在低頻放大風(fēng)險(xiǎn)。針對(duì)此問(wèn)題，在上面級(jí)本體艙壁與總體支架之間，設(shè)計(jì)安裝約束阻尼結(jié)構(gòu)，自結(jié)構(gòu)艙板由內(nèi)向外依次為原結(jié)構(gòu)基層+粘彈性阻尼層+金屬約束層，見圖5。經(jīng)仿真分析和地面試驗(yàn)驗(yàn)證，安裝約束阻尼層后，在姿控發(fā)動(dòng)機(jī)的諧振頻率處，低頻放大倍數(shù)下降30%～40%，效果明顯。

圖5 約束阻尼層地面試驗(yàn)驗(yàn)證Fig.5 Verification Test of Constrained Layer Damping

6 結(jié) 論

遠(yuǎn)征系列上面級(jí)在總體力學(xué)試驗(yàn)條件制定、載荷設(shè)計(jì)準(zhǔn)則、高精度動(dòng)力學(xué)建模等方面進(jìn)行了有益嘗試。隨著飛行子樣的積累，考慮后續(xù)擴(kuò)展任務(wù)需求，未來(lái)還將在以下方面開展研究：

a）針對(duì)薄弱環(huán)節(jié)的飛行載荷測(cè)量技術(shù)研究。為滿足后續(xù)衛(wèi)星增重及擴(kuò)展任務(wù)，需梳理結(jié)構(gòu)薄弱環(huán)節(jié)，獲取對(duì)應(yīng)的承載裕度；通過(guò)動(dòng)應(yīng)變的地面標(biāo)定和搭載飛行試驗(yàn)測(cè)量等方法，推算出真實(shí)飛行載荷包絡(luò)，為獲取更為準(zhǔn)確的結(jié)構(gòu)強(qiáng)度余量、面向擴(kuò)展任務(wù)的結(jié)構(gòu)更改提供依據(jù)。

b）滿足多約束條件下的整艙振動(dòng)環(huán)境減緩[9]。除約束阻尼層外，研究磁流變、零剛度、顆粒阻尼等減振/隔振技術(shù)，推進(jìn)工程轉(zhuǎn)化，在滿足質(zhì)量、剛度、承載、空間包絡(luò)等多約束條件前提下，實(shí)現(xiàn)星箭界面、上面級(jí)/基礎(chǔ)級(jí)界面的整體振動(dòng)環(huán)境減緩。

c）先進(jìn)隨機(jī)振動(dòng)處理方法研究。傳統(tǒng)隨機(jī)振動(dòng)試驗(yàn)條件制定時(shí)，對(duì)功率譜密度曲線包絡(luò)后形成驗(yàn)收試驗(yàn)條件，其總均方根與真實(shí)飛行環(huán)境相差數(shù)倍甚至十幾倍，導(dǎo)致對(duì)單機(jī)考核嚴(yán)酷，甚至部分單機(jī)難以通過(guò)地面試驗(yàn)。未來(lái)試驗(yàn)條件制定時(shí)，除考慮對(duì)功率譜密度幅值進(jìn)行覆蓋外，還需對(duì)總均方根值進(jìn)行模擬和限制，降低單機(jī)地面過(guò)試驗(yàn)風(fēng)險(xiǎn)。