輕質(zhì)箭體結(jié)構(gòu)優(yōu)化設計

陳獻平，鄢東洋，姚瑞娟，曾杜娟，任京濤

（北京宇航系統(tǒng)工程研究所，北京，100076）

0 引言

箭體結(jié)構(gòu)是火箭的主體，是維系火箭成為一個整體的基本物理構(gòu)架，是完成機械動作指令的基本執(zhí)行載體。箭體結(jié)構(gòu)系統(tǒng)在滿足火箭各項功能性要求的前提下，最基本的一個優(yōu)化目標就是“輕質(zhì)高強”，即重量輕、強度高。火箭運載能力的高標準，對箭體結(jié)構(gòu)系統(tǒng)的輕質(zhì)化和精細化設計提出了更高要求，要求在滿足安全系數(shù)的情況下[1]，結(jié)構(gòu)承載剩余強度系數(shù)達到1.0的水平。

火箭發(fā)動機推力增大和捆綁助推器規(guī)模增大導致箭體結(jié)構(gòu)集中力承載及擴算設計的難度大幅提升，傳統(tǒng)設計經(jīng)驗和驗證方法不再具有借鑒和參考意義。為滿足輕質(zhì)化和精細化設計需求，迫切需要建立新型箭體結(jié)構(gòu)設計和數(shù)字化分析驗證方法，并據(jù)此開展箭體結(jié)構(gòu)的輕質(zhì)優(yōu)化設計工作，并確保地面試驗驗證順利通過。

1 輕質(zhì)箭體結(jié)構(gòu)優(yōu)化設計技術(shù)

1.1 主捆綁集中力、發(fā)動機機架集中力“雙擴散結(jié)構(gòu)”輕質(zhì)優(yōu)化設計

采用大長細比助推器的運載火箭一般在前、后捆綁間安裝了一套中捆綁聯(lián)接裝置，構(gòu)成了超靜定捆綁火箭[2～4]，超靜定結(jié)構(gòu)使得火箭的捆綁結(jié)構(gòu)更為復雜。一般后捆綁結(jié)構(gòu)為箭體的主捆綁，要承受來自助推器的各種捆綁載荷。由于捆綁軸力附加彎矩和發(fā)動機架徑向力的綜合作用，捆綁結(jié)構(gòu)所在的艙段主梁、副梁和桁條下端受彎矩影響較大。內(nèi)、外主梁依照此受力特點進行高剛度設計，剖面結(jié)構(gòu)經(jīng)優(yōu)化設計，在設計載荷下主梁、副梁、桁條等縱向構(gòu)件依據(jù)自身承載能力呈梯度受力情況。其次，內(nèi)、外主梁在集中力影響區(qū)外，采用變剖面設計，其與厚蒙皮、副梁、主桁的多組合結(jié)構(gòu)使集中力擴散更加均勻。

橫向構(gòu)件布局和設計是多種影響因素綜合優(yōu)化的結(jié)果。影響因素有捆綁軸向力偏心產(chǎn)生的彎矩、捆綁徑向力、滿足支撐主梁的剛度條件、球窩座布局要求等。環(huán)框在捆綁位置常用的材料是08Al鋼，為了達到減重目的，可以選用厚鋁板材框。鋁材較鋼材中間框在徑向載荷下易于破壞，設計時在分析出的危險區(qū)域以接頭形式予以加強。

后捆綁體通過布局設計具有直接合理的傳力路徑。后聯(lián)接座對應的殼體內(nèi)側(cè)由下端框到中框上設置多層接頭，靈活的組合接頭把后聯(lián)接座、橫向和縱向構(gòu)件連為一體，提高軸向、徑向剛度和彎曲剛度，加強了薄弱構(gòu)件，包括主梁、副梁、中框等，同時在不同承力部位選用不同厚度的蒙皮和中間框，這樣的結(jié)構(gòu)重量輕、綜合變形小。經(jīng)過優(yōu)化后的后捆綁結(jié)構(gòu)，一方面可以保證連接可靠，能夠承載助推器傳來的各種載荷，另一方面保證傳遞到后過渡段上端面的載荷已經(jīng)擴散均勻，達到了輕質(zhì)高效的作用。

在捆綁結(jié)構(gòu)所在艙段的底部、每個象限與象限間45°位置還有來自芯級發(fā)動機的推力作用點，一方面疊加了象限處的捆綁集中力，對主捆綁集中力擴散結(jié)構(gòu)可靠性提出了進一步的要求，同時在象限間也專門設計了發(fā)動機集中力擴散結(jié)構(gòu)，與象限處的類似，選用匹配的變截面梁，利用縱向、橫向構(gòu)件一體，組成了不同以往的“雙擴散”結(jié)構(gòu)，如圖1所示。

圖1 主捆綁結(jié)構(gòu)Fig.1 The Main Binding Structure

1.2 超大氣瓶變形自適應支撐結(jié)構(gòu)輕質(zhì)優(yōu)化設計

在現(xiàn)役運載火箭型號中氣瓶為小尺寸的鈦合金氣瓶，氣瓶支撐結(jié)構(gòu)采用盒型件的固定形式，主要承受氣瓶的飛行過載以及振動載荷。新型運載火箭采用了大尺寸的復合材料氣瓶。采用了高強碳纖維成型的先進復合材料高壓氣瓶較同規(guī)格、同壓力等級的鈦合金氣瓶約減重30%～40%，因此在航天領域應用越來越廣泛[5]。復合材料氣瓶有個顯著特點是安裝后會進行高壓充氣，隨著充壓加大，氣瓶長度也要伸長。對于靜定結(jié)構(gòu)而言，當氣瓶容積較小，氣瓶伸長量不明顯，結(jié)構(gòu)的承載影響不大。但是對于1～2 m高的超大氣瓶而言，充壓后伸長量可達到若干個毫米，對稱結(jié)構(gòu)形式隨著氣瓶伸長，局部進入屈服。因此，傳統(tǒng)對稱形式的支撐結(jié)構(gòu)在安裝了超大氣瓶火箭結(jié)構(gòu)中是不適宜的，需要重新進行優(yōu)化設計。

針對復合材料氣瓶支撐結(jié)構(gòu)承載特點，改變以往上下對稱的結(jié)構(gòu)形式，采用“上支撐柔度好易變形，下支撐剛度高易承載”的設計思路，進行一體化優(yōu)化設計。

上支撐采用較薄的特殊翻邊支架結(jié)構(gòu)。為了便于氣瓶安裝，上支撐前端為氣瓶管嘴擴展出一個U型平面，為了更好地達到上支架“柔”的目的，支撐兩側(cè)進行短翻邊設計，同時中間增加兩根立筋，在保證“柔”的同時增加上支撐抵抗橫向載荷的能力。下支撐用較厚的盒型結(jié)構(gòu)，滿足了下支撐“剛”的設計思路。同時考慮到要承受氣瓶各個方向的振動載荷，作為主承力的下支撐在翻邊連接處進行了防疲勞設計，將下支撐的3處翻邊連為一體，同時在翻邊周圍增加斜筋進行支撐，將剛度進一步增強。氣瓶上下支撐結(jié)構(gòu)如圖2所示。

圖2 氣瓶支撐結(jié)構(gòu)Fig.2 The Support Structure of the Gas Cylinder

為了保證氣瓶支撐結(jié)構(gòu)的有效安裝，確保氣瓶的振動環(huán)境良好，一方面將氣瓶上下支撐結(jié)構(gòu)在箭體結(jié)構(gòu)殼體上選擇剛性較大的中間框進行連接固定，另一方面將上支撐結(jié)構(gòu)固定在縱向構(gòu)件的桁條上，這樣就可以解決因大懸臂結(jié)構(gòu)而引起結(jié)構(gòu)易失穩(wěn)的問題，氣瓶安裝情況如圖3所示。

圖3 氣瓶安裝方法Fig.3 The Installation Method of the Gas Cylinder

“上柔下剛”設計思路的氣瓶支撐結(jié)構(gòu)順利通過了氣瓶單機振動試驗考核和艙段振動試驗考核，滿足了使用要求，驗證了設計的可靠性。有限元仿真預示情況如圖4所示。

圖4 氣瓶支撐結(jié)構(gòu)有限元預示情況Fig.4 The Analysis Results of the Structure

1.3 捆綁起吊多功能結(jié)構(gòu)一體化輕質(zhì)優(yōu)化設計

傳統(tǒng)火箭為了滿足起吊、捆綁功能，需要分別完成對應功能的結(jié)構(gòu)設計，在新型中型運載火箭非主捆綁艙段結(jié)構(gòu)設計中，采用插接式異型接頭結(jié)構(gòu)設計，優(yōu)化了結(jié)構(gòu)傳力路線，能夠?qū)崿F(xiàn)火箭起吊翻轉(zhuǎn)、側(cè)向捆綁一體化設計，提高了橫向力的傳力效率。

為了避免局部蒙皮在受到徑向力時變形過大，使得中間框直接參與受力，捆綁支座設計時舍棄常規(guī)型號中內(nèi)外接頭的設計方案，將原捆綁支耳上下兩個耳片對應位置分別設計了兩個傳力板，穿過蒙皮插接至中間框內(nèi)部，兩個傳力板分別與中間框的上下腹板通過多個抗剪螺栓連接，捆綁力通過螺栓的剪力傳遞至中間框完成集中力向周邊結(jié)構(gòu)的擴散。

捆綁支座本身采用了鋁合金整體鍛件機加形式，設計時首先通過計算確定耳片的厚度，然后根據(jù)捆綁支座自身的剛度及強度要求確定弧板及兩個傳力板的厚度參數(shù)，內(nèi)部中間框可在捆綁支耳30°左右范圍內(nèi)進行局部加強，中間框與蒙皮中間設置加強鋼板，加強鋼板主要增加集中力的擴散范圍，具體參數(shù)需根據(jù)計算結(jié)果確定。連接時傳力板上下與中間框腹板連接，弧板上下與中間框的緣板連接，兩側(cè)可與桁條連接，強化結(jié)構(gòu)一體性，避免局部變形過大。實現(xiàn)各方向集中力的擴散，裝配示意如圖5所示。

圖5 多功能結(jié)構(gòu)Fig.5 The Multi-function Structure

1.4 半硬殼結(jié)構(gòu)超低超薄中間框輕質(zhì)優(yōu)化設計

新型中型運載火箭蒙皮桁條半硬殼結(jié)構(gòu)艙段對中間框截面進行了深度優(yōu)化設計。文獻[6]給出了中間框判別公式，判別公式與框桁的參數(shù)有關(guān)。典型蒙皮桁條半硬殼結(jié)構(gòu)艙段中間框采用1.5 mm厚的鈑金折彎而成，并在內(nèi)側(cè)增加一塊2 mm厚蒙皮，最大限度的增加了中間框的截面剛度，比一般的半硬殼結(jié)構(gòu)常用的 2 mm中間框要節(jié)省較多重量。這符合有限元仿真分析與經(jīng)驗對比規(guī)律，即工程算法獲得的中間框結(jié)構(gòu)過于保守，可適當進行減弱。通過有限元仿真后，確定了該中框形式可以滿足支撐的要求。中國的部分相關(guān)專家也對半硬殼結(jié)構(gòu)失穩(wěn)和承載能力計算方法進行了優(yōu)化分析[7]。通過經(jīng)典工程算法及有限元仿真計算，獲得了結(jié)構(gòu)的剩余強度系數(shù)為1.02，最充分的做到了精細化設計，有限元仿真預示情況如圖6所示。

圖6 典型半硬殼結(jié)構(gòu)艙段有限元仿真預示Fig.6 The Analysis Results of the Semi-rigid Shell Structure

1.5 貯箱筒段網(wǎng)格輕質(zhì)優(yōu)化設計

對比分析國內(nèi)外主要液體火箭貯箱筒段的不同網(wǎng)格加筋形式，發(fā)現(xiàn)等邊三角形網(wǎng)格對軸壓承載有著顯著優(yōu)勢[8]。等邊三角形網(wǎng)格加筋結(jié)構(gòu)在國外運載火箭貯箱結(jié)構(gòu)中得到了廣泛應用，但在中國運載火箭貯箱結(jié)構(gòu)中還處于應用空白。為實現(xiàn)運載火箭箭體結(jié)構(gòu)的輕質(zhì)化設計，提出以軸壓為主的推進劑貯箱筒段均采用等邊三角形網(wǎng)格加筋的新結(jié)構(gòu)，如圖7所示。

圖7 等邊三角形網(wǎng)格加筋結(jié)構(gòu)Fig.7 The Equilateral Triangular Mesh Reinforced Structure

通過理論計算、有限元分析和樣件試驗驗證，建立了等邊三角形網(wǎng)格加筋筒段結(jié)構(gòu)軸壓穩(wěn)定性的設計方法，獲取了理論承載設計中的試驗修正系數(shù)0.6～0.7。試驗驗證發(fā)現(xiàn)在純軸壓承載條件下，等邊三角形網(wǎng)格結(jié)構(gòu)的承載效率比傳統(tǒng)斜置正交網(wǎng)格結(jié)構(gòu)承載效率高約15%，對貯箱結(jié)構(gòu)的輕質(zhì)設計具有重要貢獻。

根據(jù)等邊三角形網(wǎng)格結(jié)構(gòu)各向剛度近似的特點，提出了平板機械銑+滾彎成形的創(chuàng)新制造方案，實現(xiàn)了壁板滾彎后的外型面與理論型面偏差小于2 mm，焊接區(qū)母線直線度小于2 mm的高精度制造。同時，與化銑工藝相比，機械銑工藝可以保證網(wǎng)格筋條根部小圓角加工的一致性，避免了傳統(tǒng)化銑網(wǎng)格結(jié)構(gòu)中的圓角廢重，有效提高了結(jié)構(gòu)效率。

1.6 液氧低溫貯箱絕熱結(jié)構(gòu)輕質(zhì)優(yōu)化設計

在未來運載火箭推進劑貯箱絕熱結(jié)構(gòu)研制時，明確提出了精簡結(jié)構(gòu)組成、綠色制造、自動化施工等目標。通過使用新型HCFC-141b環(huán)保發(fā)泡劑的聚氨酯泡沫塑料作為主絕熱材料、精簡傳統(tǒng)絕熱結(jié)構(gòu)中的鋁箔密封層、仿形自動加工代替手工修型等創(chuàng)新方法，實現(xiàn)了絕熱結(jié)構(gòu)輕質(zhì)和環(huán)保的設計目標，并將施工周期由原來的80天左右縮減至55天，施工效率大幅提升的同時泡沫厚度的均勻性得到保證。經(jīng)多次地面試車試驗、合練加注泄出及停放48 h考核，新型絕熱結(jié)構(gòu)性能滿足動力系統(tǒng)需求，質(zhì)量穩(wěn)定可靠。新舊絕熱泡沫性能對比如表1所示。

表1 絕熱泡沫的性能比較Tab.1 The Comparison of the Thermal Insulation Properties

2 箭體結(jié)構(gòu)數(shù)字強度仿真預示優(yōu)化設計技術(shù)

創(chuàng)建了面向箭體結(jié)構(gòu)精細設計的數(shù)字強度分析方法，針對運載火箭箭體結(jié)構(gòu)傳力路徑和集中力工況復雜的特點，通過數(shù)值仿真開展了多部段聯(lián)合傳力優(yōu)化設計、局部承載強度分析設計，組織實施了模塊化的部段聯(lián)合靜力試驗，充分考核了箭體結(jié)構(gòu)在真實傳力條件下的結(jié)構(gòu)強度和剛度，針對全箭所有二十多個部段、近兩百個工況靜力試驗全部開展了數(shù)字強度試驗預示，能夠提前發(fā)現(xiàn)試驗設計方案、實施方案及結(jié)構(gòu)強度不足等問題，能夠確保新研運載火箭箭體結(jié)構(gòu)在剩余強度系數(shù)近1.0的精細設計基礎上的地面驗證試驗順利通過。形成了一整套數(shù)字強度試驗技術(shù)體系和風險控制管理程序，為結(jié)構(gòu)強度專業(yè)在箭體結(jié)構(gòu)數(shù)字化和精細化設計中發(fā)揮把關(guān)作用奠定了基礎。

2.1 箭體跨系統(tǒng)聯(lián)合強度分析與優(yōu)化技術(shù)

液體火箭發(fā)動機與箭體結(jié)構(gòu)之間通過發(fā)動機機架連接并傳遞發(fā)動機推力。發(fā)動機機架是空間桿系結(jié)構(gòu)，其與箭體結(jié)構(gòu)之間通過沿箭體周向分布的幾個接頭連接，從而在箭體結(jié)構(gòu)上產(chǎn)生較大的集中力。該集中力由機架傳遞至箭體結(jié)構(gòu)的集中力在每個接頭上的分布情況與機架的結(jié)構(gòu)形式、空間桿系上每根桿的剛度分布情況、箭體結(jié)構(gòu)殼體的剛度分布情況密切相關(guān)。

針對芯一級、二級、助推結(jié)構(gòu)，分別建立發(fā)動機機架和相鄰傳力路徑上箭體結(jié)構(gòu)的聯(lián)合有限元模型，真實模擬各種工況下發(fā)動機推力通過機架傳遞至箭體結(jié)構(gòu)的傳力路徑、集中力在箭體結(jié)構(gòu)每個傳力點上的分布情況、在箭體結(jié)構(gòu)上的傳遞和擴散情況，并基于此對發(fā)動機機架結(jié)構(gòu)和箭體結(jié)構(gòu)進行多輪迭代優(yōu)化。實現(xiàn)了發(fā)動機機架及箭體結(jié)構(gòu)的最優(yōu)化設計；確立了以常規(guī)網(wǎng)格形式代替放射肋形式的后短殼結(jié)構(gòu)形式，改善結(jié)構(gòu)強度的同時結(jié)構(gòu)形式得到簡化。典型芯一級聯(lián)合分析情況如圖8所示。

圖8 聯(lián)合有限元分析Fig.8 Conjoint Analysis

同時采用相同的聯(lián)合分析與優(yōu)化思路順利進行了結(jié)構(gòu)系統(tǒng)與增壓輸送系統(tǒng)之間的聯(lián)合分析與優(yōu)化，針對貯箱結(jié)構(gòu)與輸送管系統(tǒng)界面接口耦合載荷問題，開展了考慮結(jié)構(gòu)柔性的多系統(tǒng)聯(lián)合分析研究、集中力載荷下的箱底強度分析技術(shù)研究。解決了兼顧整體-局部性能的貯箱與輸送管系統(tǒng)聯(lián)合建模、邊界的考慮、貯箱與輸送管熱力耦合聯(lián)合分析、集中力載荷下箱底強度精細有限元分析等具體技術(shù)問題，提前發(fā)現(xiàn)部分貯箱結(jié)構(gòu)強度不足并通過結(jié)構(gòu)優(yōu)化技術(shù)確保了結(jié)構(gòu)方案正確。

2.2 基于數(shù)值仿真的結(jié)構(gòu)多部段聯(lián)合靜力試驗設計技術(shù)

運載火箭一般會存在多處大型集中力傳力點，這就要求在地面試驗中對集中力的作用效果進行考核驗證，一方面驗證在集中力作用下結(jié)構(gòu)的局部強度剛度；另一方面要驗證集中力跨部段的傳遞以及結(jié)構(gòu)對集中力的擴散效果。這兩方面的作用效果均無法在單部段試驗中模擬，必須開展多部段聯(lián)合試驗。

針對運載火箭多部段聯(lián)合結(jié)構(gòu)開展多部段聯(lián)合地面靜力試驗設計，仿真預示及實物試驗如圖9所示。

圖9 多部段聯(lián)合仿真預示及實物試驗Fig.9 Conjoint Analysis and Testing

根據(jù)結(jié)構(gòu)載荷的真實來源來進行試驗載荷設計，試驗載荷中包括多種載荷，既包括集中力載荷又包括截面載荷，試驗中既要對受集中力的區(qū)域進行考核同時又要滿足部段的整體截面載荷，實現(xiàn)在一次試驗中同時考核結(jié)構(gòu)在承受集中力下的局部強度和整體載荷下的整體強度。針對聯(lián)合試驗載荷復雜且工況繁多的情況，試驗設計中綜合考慮多部段載荷工況，利用新的數(shù)據(jù)分析技術(shù)在眾多載荷工況中選取典型工況進行試驗，使得試驗工況的載荷既能夠覆蓋其它載荷工況又能實現(xiàn)對結(jié)構(gòu)部段的考核。另外，結(jié)合仿真分析手段，試驗前對聯(lián)合試驗的各工況進行多部段聯(lián)合試驗預示分析，整體掌握試驗中結(jié)構(gòu)上的薄弱環(huán)節(jié)，提早發(fā)現(xiàn)試驗中的風險，提前處理及預防，確保試驗一次通過。并且根據(jù)試驗預示仿真分析的應力、應變及位移分析結(jié)果，合理布置應變及位移測點，實現(xiàn)了危險區(qū)域密集監(jiān)測，普通區(qū)域正常監(jiān)測，最大限度地減少了測點數(shù)量，節(jié)約了試驗成本，提高了試驗效率。

2.3 承集中力結(jié)構(gòu)精細強度設計與試驗驗證

在箭體結(jié)構(gòu)中，集中力載荷通過承集中力局部結(jié)構(gòu)，如起吊、運輸接頭等，傳遞擴散到箭體上。承集中力局部結(jié)構(gòu)的仿真分析以及優(yōu)化，是其設計改進以及方案確定過程必不可少的一環(huán)。在設計中以精確化建模、精細化分析為核心，準確反映了局部結(jié)構(gòu)在集中力載荷作用下的變形和受力情況，實現(xiàn)承集中力局部結(jié)構(gòu)的仿真分析和優(yōu)化改進。

對于具體結(jié)構(gòu)首先通過科學合理的分析載荷輸入條件，明確集中力載荷的作用位置和作用方向；然后在將承集中力結(jié)構(gòu)（如接頭、局部加強件、連接的框以及桁條等）局部精細化的整體模型中，加載相應載荷；根據(jù)結(jié)構(gòu)的變形和受力情況，進行強度校核和承載能力分析，完成結(jié)構(gòu)評價；進一步考慮不同方案的結(jié)構(gòu)形式以及參數(shù)變化對結(jié)果的影響，實現(xiàn)方案對比以及優(yōu)化改進。在中國運載火箭結(jié)構(gòu)研制過程中，需要進行承載集中力局部結(jié)構(gòu)的校核和加強改進分析的部位一般包括：非主捆綁處起吊捆綁一體化接頭結(jié)構(gòu)在起吊運輸風載等載荷作用下的仿真分析和方案優(yōu)化、主捆綁處捆綁點集中力傳力優(yōu)化、部段連接螺釘傳力優(yōu)化。起吊接頭集中力作用下變形預示如圖10所示。

圖10 起吊接頭集中力分析預示Fig.10 The Analysis Results of the Concentrated Force Structure

3 結(jié)束語

捆綁結(jié)構(gòu)所在艙段的捆綁集中力和發(fā)動機機架集中力的“雙擴散結(jié)構(gòu)”難題、超大復合材料氣瓶充壓伸長變形量的安裝和靜動載荷承載問題、捆綁起吊多功能一體化設計難題、超低超薄中間框輕質(zhì)優(yōu)化設計、新型等邊三角形網(wǎng)格加筋貯箱筒段和輕質(zhì)液氧貯箱絕熱結(jié)構(gòu)等運載火箭結(jié)構(gòu)設計難題的攻克，以及數(shù)字強度仿真預示優(yōu)化設計技術(shù)的開展，解決了傳統(tǒng)結(jié)構(gòu)廢重多、承載效率低的問題，實現(xiàn)了箭體結(jié)構(gòu)的輕質(zhì)高效設計。