基于CAT的上面級力學(xué)環(huán)境適應(yīng)性設(shè)計、驗證模式研究與實踐

/北京宇航系統(tǒng)工程研究所

空間飛行器在隨運載火箭發(fā)射過程中會經(jīng)歷由發(fā)動機推力變化、跨音速脈動壓力、助推器關(guān)機、分離等動作引起的惡劣低頻振動環(huán)境,導(dǎo)致飛行器各結(jié)構(gòu)部段產(chǎn)生動態(tài)內(nèi)力、各儀器設(shè)備安裝處產(chǎn)生瞬態(tài)低頻振動,引起結(jié)構(gòu)損壞、儀器設(shè)備失效等風(fēng)險。

某飛行器上面級首飛組合體將搭載某運載火箭首飛任務(wù)開展演示驗證,其總體布局如圖1所示。組合體由2個主要有效載荷及5個結(jié)構(gòu)部段組成,總高度超過10米,總質(zhì)量達(dá)到11500千克,質(zhì)心距下端面高度約4.5米。其中,支架3內(nèi)集中安裝了電氣設(shè)備、推進(jìn)劑貯箱、氣瓶、管路等,為組合體單獨在軌飛行提供動力。除支架3是對原有上面級型號進(jìn)行適應(yīng)性修改外,其余結(jié)構(gòu)部段均為新設(shè)計。

圖1 組合體總體布局示意圖

組合體質(zhì)量大、質(zhì)心高,且內(nèi)部存在多個傳力分支,飛行任務(wù)中結(jié)構(gòu)破壞的風(fēng)險不可忽視。同時,在研制進(jìn)度、經(jīng)費等多因素制約條件下,組合體僅投產(chǎn)一套結(jié)構(gòu)產(chǎn)品先后用于力學(xué)試驗及飛行任務(wù),既需要盡量減少力學(xué)試驗對飛行產(chǎn)品的損傷,降低試驗后產(chǎn)品繼續(xù)用于飛行的風(fēng)險,又要在首飛前解決對飛行力學(xué)環(huán)境的適應(yīng)性問題,避免給運載火箭首飛任務(wù)帶來災(zāi)難性影響。

一、環(huán)境適應(yīng)性設(shè)計、驗證模式工作實踐

1.總體思路

空間飛行器總體力學(xué)環(huán)境設(shè)計是各結(jié)構(gòu)部段、儀器設(shè)備環(huán)境適應(yīng)性設(shè)計、試驗驗證的主要依據(jù),設(shè)計過程需要大量試驗數(shù)據(jù)作支撐。計算機輔助工程設(shè)計(CAT)是依托于力學(xué)分析以及計算機技術(shù)快速發(fā)展,為適應(yīng)優(yōu)化設(shè)計流程、降低生產(chǎn)成本等需要,包含分析、計算和仿真在內(nèi)的研發(fā)活動。相比開展大型地面試驗,CAT技術(shù)具有成本低、靈活性和效率更高的特點。

在總結(jié)在飛上面級型號研制經(jīng)驗的基礎(chǔ)上,結(jié)合組合體對成本、進(jìn)度及安全性的特定需求,探索基于CAT的上面級力學(xué)環(huán)境適應(yīng)性設(shè)計、驗證新模式。以環(huán)境適應(yīng)性數(shù)字化設(shè)計、仿真、分析為基礎(chǔ),主要通過仿真、分析得出力學(xué)環(huán)境數(shù)據(jù),僅對組合體關(guān)鍵動力學(xué)特性、結(jié)構(gòu)部段承載裕度較低環(huán)節(jié)進(jìn)行地面試驗驗證。通過大量的仿真分析并結(jié)合少量實物試驗達(dá)到研制目標(biāo),能夠消除系統(tǒng)級試驗主頻處過試驗引起結(jié)構(gòu)損傷、地面試驗驗證不充分帶來飛行隱患2項風(fēng)險。在搭載火箭首飛前完成總體力學(xué)環(huán)境適應(yīng)性驗證,為最終確保飛行安全性、成功完成搭載飛行任務(wù)提供支撐。

2.實踐過程

(1)實施流程

基于CAT的上面級力學(xué)環(huán)境適應(yīng)性設(shè)計、驗證流程主要包括以下3個步驟:

第一步,通過組合體與運載火箭耦合力學(xué)分析,獲取組合體內(nèi)部節(jié)點加速度響應(yīng)及各部段界面動態(tài)力。結(jié)構(gòu)使用載荷需同時包絡(luò)準(zhǔn)靜態(tài)計算值及載荷耦合分析提取值,單機振動試驗條件制定需包絡(luò)對應(yīng)節(jié)點加速度沖擊響應(yīng)譜并保留一定余量,并以此為依據(jù)開展結(jié)構(gòu)部段對飛行載荷的承載設(shè)計以及儀器設(shè)備對振動試驗條件的適應(yīng)性設(shè)計。

第二步,開展整器低量級振動試驗,獲取傳力路線上、關(guān)鍵單機安裝處測點頻響特性,驗證飛行器有限元模型計算準(zhǔn)確性,由此證明第一步中利用驗證后組合體有限元模型進(jìn)行飛行狀態(tài)加速度響應(yīng)、動態(tài)力仿真結(jié)果的準(zhǔn)確性。

第三步,開展數(shù)字化靜力試驗,獲取所有結(jié)構(gòu)部段各受力工況中裕度較低的環(huán)節(jié),并開展相應(yīng)的實際靜力試驗對低裕度工況實際承載能力的驗證;各儀器設(shè)備通過單機狀態(tài)低頻振動試驗證明其對力學(xué)環(huán)境的適應(yīng)性。

在以上設(shè)計、驗證流程中,總體低頻振動環(huán)境預(yù)示除采用全箭耦合力學(xué)分析獲取組合體、運載火箭對接面環(huán)境條件外,也直接給出組合體內(nèi)部單機細(xì)化的環(huán)境條件,避免直接由組合體、運載火箭對接面環(huán)境條件以頻響方式進(jìn)行二次處理帶來的響應(yīng)放大。在各結(jié)構(gòu)部段承載能力驗證中,采用數(shù)字化強度試驗為主的方式,檢驗結(jié)構(gòu)設(shè)計是否滿足承載要求。

(2)組合體載荷、力學(xué)環(huán)境設(shè)計

組合體、運載火箭耦合力學(xué)分析。為準(zhǔn)確預(yù)示組合體飛行低頻振動環(huán)境,建立其詳細(xì)有限元模型并與已通過單獨試驗驗證的運載火箭模型進(jìn)行組合,開展耦合狀態(tài)力學(xué)分析,其流程示意如圖2所示。計算得出組合體內(nèi)部各儀器設(shè)備安裝位置加速度響應(yīng)、各部段對接面動態(tài)力等。

圖2 組合體、運載火箭耦合力學(xué)分析流程

結(jié)構(gòu)部段載荷設(shè)計。除按照傳統(tǒng)方法給出準(zhǔn)靜態(tài)計算載荷值外,也可通過耦合力學(xué)分析提取各部段對接面動態(tài)載荷值,結(jié)構(gòu)承載分析中需針對這2種計算方法得到的載荷值進(jìn)行強度校核。

儀器設(shè)備振動試驗條件制定。將耦合分析獲取的儀器設(shè)備安裝位置的加速度時域數(shù)據(jù)生成沖擊響應(yīng)譜,并作為儀器設(shè)備飛行工況振動環(huán)境數(shù)據(jù)。為保證在耦合力學(xué)計算存在偏差的情況下增強單機試驗條件對飛行環(huán)境的覆蓋性,制定的單機振動試驗驗收量級條件在覆蓋儀器設(shè)備安裝位置節(jié)點沖擊響應(yīng)譜曲線的前提下留取一定余量。

(3)試驗驗證情況

系統(tǒng)級振動試驗。在以上組合體載荷、力學(xué)環(huán)境設(shè)計流程中,整器有限元模型是非常重要的一環(huán),其計算準(zhǔn)確性與各結(jié)構(gòu)部段界面力、加速度響應(yīng)計算的準(zhǔn)確性直接相關(guān)。為了驗證模型的準(zhǔn)確性,保證有限元計算能表征組合體主要的動力學(xué)特性,開展了系統(tǒng)級低頻振動試驗。

為降低系統(tǒng)級試驗可能引起的結(jié)構(gòu)產(chǎn)品損傷,組合體僅完成了低量級特征試驗,并在主頻處考慮結(jié)構(gòu)承載情況進(jìn)行“帶谷”處理,降低共振頻段過試驗風(fēng)險。試驗獲取了各測點振動響應(yīng)情況,以及不同輸入量級下各部段的放大倍數(shù),驗證了有限元模型頻響計算的準(zhǔn)確性。結(jié)構(gòu)數(shù)字強度試驗及地面靜力試驗。各結(jié)構(gòu)部段開展數(shù)字強度試驗,分析設(shè)計載荷下整體承載能力、結(jié)構(gòu)剛度和局部連接強度,檢驗結(jié)構(gòu)承載能力是否滿足要求。對數(shù)字化試驗結(jié)果進(jìn)行統(tǒng)計、梳理,可知各結(jié)構(gòu)部段均能滿足承載要求,且支架3上端框受拉、筒段中間框受拉2個工況強度裕度相對較低。

因此,分別對以上2個裕度較低環(huán)節(jié)開展實際靜力試驗驗證,試驗加載至1.3倍使用載荷,試驗后結(jié)構(gòu)完整未破壞,且經(jīng)數(shù)據(jù)遞推可知支架3上端框、筒段中間框均能承受設(shè)計載荷。至此,所有結(jié)構(gòu)部段對各自設(shè)計載荷的承載能力均得到驗證。

儀器設(shè)備單機狀態(tài)振動試驗。組合體箭上儀器設(shè)備均依據(jù)總體給定的驗收、鑒定試驗條件開展單機低頻振動試驗,達(dá)到發(fā)現(xiàn)設(shè)計缺陷、工藝缺陷的目的,保證上箭飛行產(chǎn)品對發(fā)射段低頻振動環(huán)境的適應(yīng)性。

通過系統(tǒng)級振動試驗修正組合體模型,與運載火箭組合耦合力學(xué)分析預(yù)示組合體內(nèi)部飛行載荷、單機振動環(huán)境,組合體各結(jié)構(gòu)部段由數(shù)字強度試驗及地面試驗驗證承載能力,各儀器設(shè)備通過單機低頻振動試驗保證上箭飛行產(chǎn)品對發(fā)射段低頻振動環(huán)境的適應(yīng)性。綜上所述,組合體整器力學(xué)環(huán)境適應(yīng)性的設(shè)計、分析及驗證完成閉環(huán),在參加飛行前解決了對力學(xué)環(huán)境適應(yīng)性滿足性問題。新方法與傳統(tǒng)方法試驗項目、量級對比見表1。

二、實踐效果

通過基于CAT數(shù)字化技術(shù)的上面級力學(xué)環(huán)境適應(yīng)性設(shè)計、驗證技術(shù)研究與實踐,在搭載某運載火箭首飛前完成上面級總體力學(xué)環(huán)境適應(yīng)性驗證,為最終確保飛行安全性、成功完成搭載飛行任務(wù)提供支撐,具體效果主要體現(xiàn)在以下3個方面:

一是結(jié)構(gòu)載荷、單機振動試驗條件均通過耦合力學(xué)分析及數(shù)據(jù)處理得出,系統(tǒng)級低頻振動試驗的作用為獲取傳遞特性、驗證計算模型,未將驗收、鑒定振動試驗工況作為結(jié)構(gòu)設(shè)計、單機力學(xué)環(huán)境適應(yīng)性設(shè)計的依據(jù)。

二是綜合使用結(jié)構(gòu)動載荷、單機響應(yīng)對系統(tǒng)級振動試驗輸入進(jìn)行約束,試驗最終完成量級較低且依據(jù)試驗預(yù)示情況進(jìn)行下凹,通過降低振動試驗中對結(jié)構(gòu)產(chǎn)品的損傷,保證試驗后同一套結(jié)構(gòu)產(chǎn)品仍能參加飛行任務(wù)。

三是各結(jié)構(gòu)部段通過數(shù)字強度試驗獲取裕度較低環(huán)節(jié),通過地面實際靜力試驗對識別出的低裕度環(huán)節(jié)進(jìn)行直接承載能力驗證,避免了對各部段均開展多工況靜力試驗,節(jié)省了試驗經(jīng)費。

表1 新方法與傳統(tǒng)方法試驗對比表

三、后續(xù)思路

1.進(jìn)一步增強剛度分配規(guī)范性

組合體以滿足接口控制文件中的固支頻率指標(biāo)要求為目標(biāo)開展動特性設(shè)計工作,且為滿足對運載能力驗證的目的,結(jié)構(gòu)分系統(tǒng)可使用的重量余量較大?？傮w設(shè)計中各結(jié)構(gòu)部段總體質(zhì)量要求依據(jù)經(jīng)驗值得出,未進(jìn)行頻率約束下的部段總質(zhì)量優(yōu)化,剩余強度系數(shù)在各結(jié)構(gòu)部段間分布不均勻,個別結(jié)構(gòu)部段剩余強度系數(shù)過大。

上面級后續(xù)任務(wù)研制中,將試行總體輸入→頻率約束下部段質(zhì)量分配→結(jié)構(gòu)總質(zhì)量優(yōu)選→各部段剛度要求約束的剛度分配流程,增強了“載荷一結(jié)構(gòu)一總體”閉環(huán)能力,后續(xù)將在剛度分配流程化、自動化方面進(jìn)行深入探索,為結(jié)構(gòu)減重提供支撐。

2.細(xì)化儀器設(shè)備局部頻率要求

為滿足商業(yè)化搭載發(fā)射任務(wù)需求,需要在避免對主任務(wù)產(chǎn)生負(fù)面影響的前提下有效利用剩余的安裝空間和運載能力。常用方式為利用現(xiàn)有的主星適配器側(cè)向空間進(jìn)行搭載星安裝,并配置大質(zhì)量電池等儀器設(shè)備,設(shè)計中有必要對搭載載荷支架、大質(zhì)量儀器設(shè)備局部頻率進(jìn)行細(xì)化,由此對搭載載荷、儀器設(shè)備經(jīng)歷的力學(xué)環(huán)境尤其是低頻振動環(huán)境進(jìn)行控制,并使其不影響主發(fā)射任務(wù)的實施。

3.發(fā)展帶壓帶液裝置仿真分析方法

首飛組合體各新研結(jié)構(gòu)部段均為蒙皮析條結(jié)構(gòu),構(gòu)型比較簡單,因此重點開展數(shù)字化靜力試驗對其承載能力進(jìn)行驗證。而貯箱、液路、氣路等均采用相近型號試驗數(shù)據(jù)對本型號飛行數(shù)據(jù)覆蓋性分析的方式驗證其環(huán)境適應(yīng)性。后續(xù)可對貯箱、管路等帶壓帶液裝置在靜力、振動環(huán)境下加速度響應(yīng)、應(yīng)變的預(yù)示方法進(jìn)行深入研究,了解其疲勞方式、破壞機理,為上面級總體環(huán)境適應(yīng)性分析提供支撐。