臨界空間飛行器環(huán)控艙支撐結(jié)構(gòu)的設(shè)計及驗證

陳春軒

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臨界空間飛行器環(huán)控艙支撐結(jié)構(gòu)的設(shè)計及驗證

陳春軒

（北京中科航天人才服務(wù)有限公司，北京 100000）

針對一種臨界空間飛行器用環(huán)控艙提出了兩種結(jié)構(gòu)設(shè)計方案，分別為傳統(tǒng)的桁架結(jié)構(gòu)和新型的3D打印結(jié)構(gòu)，并對兩種方案進(jìn)行了有限元仿真和實驗驗證。利用仿真分析和試驗數(shù)據(jù)獲得了兩種方案的相關(guān)特性對照，包括結(jié)構(gòu)強度、固有頻率和模態(tài)振型等，為飛行器控制艙結(jié)構(gòu)的設(shè)計及優(yōu)化提供了借鑒。

臨界空間飛行器；環(huán)控艙；強度；固有頻率；模態(tài)振型

1 引言

隨著航空航天事業(yè)的迅速發(fā)展，我國在臨界空間領(lǐng)域的探索越來越深入，對應(yīng)飛行器的種類也趨于多元化，包括臨近空間飛艇、充氦氣的高空自由浮動氣球、平流層高空長航時無人機(jī)、遠(yuǎn)距離遙控滑翔飛行器等多種形式[1，2]。由于臨近空間飛行器具有可持續(xù)對同一地區(qū)不間斷覆蓋、與目標(biāo)距離近等優(yōu)點，因此在區(qū)域情報搜集、監(jiān)視、偵察、通信中繼、導(dǎo)航和電子戰(zhàn)等方面具備獨特的優(yōu)勢[3，4]。發(fā)展臨界空間飛行器意義重大，具有廣泛的應(yīng)用前景。

臨界空間飛行器大多數(shù)需要有長航時飛行的能力，為了減輕對能源的消耗，對減重設(shè)計的要求極端苛刻。另一方面，在飛行器的任務(wù)剖面內(nèi)同時包含高溫和低溫的情況，其溫度變化區(qū)間在190.8～236.8K之間[5]。劇烈變動的環(huán)境溫度和設(shè)備本身的熱耗，均對機(jī)載的結(jié)構(gòu)、設(shè)備和元器件都可能造成持續(xù)甚至嚴(yán)重的損傷。因此，飛行器結(jié)構(gòu)設(shè)計非常關(guān)鍵，不僅要滿足機(jī)械功能性需求，而且要滿足熱控及質(zhì)量限制等要求。

本文論述了對一種臨界空間飛行器環(huán)控艙支撐結(jié)構(gòu)的設(shè)計，環(huán)控艙采用機(jī)熱一體的結(jié)構(gòu)，通過預(yù)埋熱管和輻射面利用外界對流和輻射控溫，這種熱機(jī)一體的設(shè)計極大提升了產(chǎn)品的可靠性，為后續(xù)類似產(chǎn)品的研發(fā)提供了參考。

2 背景

環(huán)控艙的結(jié)構(gòu)如圖1所示，艙體整體包裹單面鍍鋁的MLI泡沫材料。底部為蜂窩夾板，內(nèi)部有預(yù)埋熱管，上面布置有飛控計算機(jī)、大氣數(shù)據(jù)機(jī)、光纖等設(shè)備。環(huán)控艙和主梁連接，連接方式為上端鉸接，下端利用主梁外伸出的托架固接。

圖1 環(huán)控艙布局圖

飛行器發(fā)射段會承受正弦振動，飛行階段會承受周期性的氣動載荷，以及螺旋槳和其他作動機(jī)構(gòu)的振動。綜合考慮外部環(huán)境現(xiàn)提出下列設(shè)計期望：

a. 結(jié)構(gòu)強度期望：3g過載載荷工況下控制艙不發(fā)生任意形式的破壞；

b. 結(jié)構(gòu)剛度及動力學(xué)指標(biāo)期望：1g載荷工況下底板末端變形不超過1.2mm，控制艙（含內(nèi)部設(shè)備）的第一階固有頻率不低于50Hz；

c. 重量期望：控制艙整體質(zhì)量要求小于8kg，支架整體質(zhì)量小于2kg。

本次設(shè)計主要針對試樣階段的研制，為了適應(yīng)項目周期和任務(wù)定制的設(shè)計流程如圖2所示。

圖2 設(shè)計流程圖

3 設(shè)計方案

針對設(shè)計目標(biāo)設(shè)計了兩種方案，分別為桁架結(jié)構(gòu)和3D打印結(jié)構(gòu)。首先利用傳統(tǒng)的工藝方案實現(xiàn)對控制艙的固定，初步選擇桁架和鈑金支撐兩種方案，如圖3所示，其中鈑金支撐的方案相對于前者質(zhì)量超標(biāo)，相同承載能力下剛度也無優(yōu)勢故放棄采用，桁架結(jié)構(gòu)的質(zhì)量為1.2kg。

圖3 傳統(tǒng)結(jié)構(gòu)布局圖

3D打印結(jié)構(gòu)通過Nastran有限元程序拓?fù)鋬?yōu)化得到，對其和蜂窩板連接的部分和鉸接的部分添加固定約束，優(yōu)化目標(biāo)為使其基頻最大，限制重量。最終優(yōu)化結(jié)果見圖4。該結(jié)構(gòu)內(nèi)部為稀松的蜂窩結(jié)構(gòu)，由于3D打印的結(jié)構(gòu)較大，因此分為3段打印，然后焊接拼接，因此會額外附加焊料的質(zhì)量，導(dǎo)致質(zhì)量略大于預(yù)估質(zhì)量，整體質(zhì)量較整體質(zhì)量為1.35kg。

圖4 3D打印結(jié)構(gòu)

4 有限元檢驗分析

4.1 有限元模型的建立

控制艙的結(jié)構(gòu)布局相對比較復(fù)雜，采用有限元檢驗分析結(jié)合工程計算的方式校核和優(yōu)化結(jié)構(gòu)是相對理想的方案，將模型導(dǎo)入到Patran軟件進(jìn)行網(wǎng)格劃分，利用Nastran求解。網(wǎng)格劃分的結(jié)果如下。

圖5 有限元網(wǎng)格

結(jié)構(gòu)包含數(shù)量眾多的螺釘、鉸接頭等局部特征，采用rbe2剛性連接代替。3D打印部件，托架和蜂窩夾板之間添加touching接觸。將薄壁實體轉(zhuǎn)換成殼單元，蜂窩夾板結(jié)構(gòu)利用多層復(fù)合版（Laminte Molder）模型將其等效成上層鋁蒙皮、蜂窩芯子、下層鋁蒙皮的3層復(fù)合板結(jié)構(gòu)，忽略中間粘膠的影響，結(jié)構(gòu)如圖5所示，蜂窩芯子的力學(xué)性能參數(shù)見表1。預(yù)埋熱管利用梁單元（Cbeam），進(jìn)行等效替代，截面形狀根據(jù)相應(yīng)的尺寸利用Pbmsect[5]定義，熱管截面形狀如圖6所示，布置在發(fā)熱部件之下。3D打印結(jié)構(gòu)材料采用MgAl10Si-T6，其余部分均采用6061-T6鋁合金，材料的物性參數(shù)見表2[6，7]。

表1 蜂窩芯子力學(xué)參數(shù)

圖6 蜂窩夾板及軸向槽道熱管截面圖

表2 材料力學(xué)性能參數(shù)

4.2 靜力學(xué)分析

對兩種結(jié)構(gòu)形式分別進(jìn)行強度分析，在設(shè)備對應(yīng)的安裝部位添加質(zhì)量點Conm2，賦予其相應(yīng)的質(zhì)量屬性，考慮設(shè)備在1g過載、2g過載、3g過載條件下的承受能力，分析結(jié)果見表3。

表3 不同過載條件下結(jié)構(gòu)最大應(yīng)力

圖7 3g過載情況下von-mise應(yīng)力云圖

通過觀察圖7可以得到結(jié)論，兩種結(jié)構(gòu)最大應(yīng)力均出現(xiàn)在支撐結(jié)構(gòu)和蜂窩夾板前端接口處，但是均小于材料的極限應(yīng)力，安全裕度通過下式計算[8，9]。

式中，為安全裕度；allowable為許用應(yīng)力，取對應(yīng)材料的屈服極限，actual為結(jié)構(gòu)承受的最大應(yīng)力，為安全系數(shù)，取2.0。則連桿結(jié)構(gòu)的的安全裕度為0.16，3D打印結(jié)構(gòu)的安全裕度為0.44，兩者均于0～0.5，既滿足了強度要求又兼顧了減重，屬于較理想的設(shè)計。

現(xiàn)校驗蜂窩夾板的是否會發(fā)生局部失穩(wěn)，蜂窩夾板局部失穩(wěn)分為以下三種形式[7]：

a. 蒙皮褶皺：蒙皮褶皺取決于芯子在面內(nèi)的壓縮強度和蒙皮與芯子的膠結(jié)拉伸強度。

b. 蒙皮凹陷：對于蜂窩型芯子，蒙皮可能會屈曲或者凹陷于芯子壁間的空間。

c. 剪切皺損：通常會在褶皺處發(fā)生芯子失效，或者蒙皮和芯子間的膠粘劑發(fā)生剪切失效。

蒙皮厚度t=0.2mm，芯子高度h=20mm，蒙皮材料彈性模量E=70GPa，芯子剪切模量G=229MPa[9，10]。

計算臨界應(yīng)力計算公式如下[8]：

褶皺屈曲應(yīng)力：

凹陷屈曲應(yīng)力：

剪切皺損屈曲應(yīng)力：

帶入計算得σ,w=163MPa，σ,d=4.8GPa，σ,s=11GPa，提取蜂窩夾板應(yīng)力分析結(jié)果，桁架結(jié)構(gòu)的最大應(yīng)力為114MPa，3D打印結(jié)構(gòu)最大應(yīng)力為97MPa，因此小于臨界應(yīng)力，蜂窩夾板的強度滿足要求。

4.3 模態(tài)分析

分析結(jié)構(gòu)的固定模態(tài)，以確定結(jié)構(gòu)的固有頻率分布及相應(yīng)的模態(tài)振型。保持邊界條件不變，利用Lanczos法解算結(jié)構(gòu)1～10階固有模態(tài)。計算結(jié)果見表4，第一階模態(tài)振型見圖8。

表4 實模態(tài)分析結(jié)果統(tǒng)計

圖8 第一階固有頻率振型

由于只關(guān)心結(jié)構(gòu)低于100Hz的低頻振動特性，所以只求了解前10階模態(tài)，根據(jù)前述技術(shù)期望，結(jié)構(gòu)的第一階固有頻率要求大于50Hz，在不降低要求的情況下，只有3D打印的結(jié)果滿足這一要求。經(jīng)計算得到的模態(tài)參與系數(shù)見表5。

表5 前10階模態(tài)有效質(zhì)量參與系數(shù)

可以得出結(jié)論，相對于其他方向的運動，、軸向的平動在較低頻段所占比重更大，為主要的振動形式。

5 實驗驗證

為驗證設(shè)計的有效性，分別進(jìn)行強度實驗和模態(tài)實驗。強度實驗通過加載相應(yīng)的負(fù)載然后卸載的方式測量強度；模態(tài)實驗采用雙向正弦快速掃頻的方式測量三個方向的基頻。

5.1 強度實驗

5.1.1 強度實驗方案

a. 將試驗件安裝在夾具上，用重物塊將夾具固定好，如圖9所示；

圖9 強度實驗裝置

b. 在試驗件端部布置位移計，將位移計清零；將模擬儀器的配重放置在試驗件上，讀取位移計示數(shù)，若值小于等于1.2mm，認(rèn)為結(jié)構(gòu)滿足剛度條件；

c. 在試驗件上再增加2倍儀器和艙重量的配重，配重盡量按照局部重量的2倍分布，記錄位移計示數(shù)，將施加的2倍重量卸載，若位移計示數(shù)回到加載前的數(shù)值，認(rèn)為在2g載荷下滿足強度要求；

d. 以相同的方法施加3g載荷，檢驗結(jié)構(gòu)在3g載荷下是否滿足強度要求。

5.1.2 強度實驗結(jié)果

強度實驗結(jié)果匯總見表6。

表6 強度實驗結(jié)果

兩種結(jié)構(gòu)的實驗值和數(shù)值解法的誤差均在5%以內(nèi)，對標(biāo)良好。

2g和3g載荷情況下卸載之后，位移恢復(fù)到初始標(biāo)定值，說明沒有發(fā)生塑性變形，同時1g載荷情況下的位移也均滿足要求。

5.2 模態(tài)實驗

5.2.1 模態(tài)實驗方案

a. 將試驗件安裝在夾具上，將夾具螺栓連接在振動臺上；

b. 布置3個控制點在接頭區(qū)域，2個測量點在環(huán)控艙端部，分別測量、、三個方向振動的頻響曲線，如圖10所示；

c. 讀取頻響曲線，獲取第一階固有頻率。

圖10 快速掃頻實驗裝置

5.2.2 模態(tài)實驗結(jié)果

模態(tài)實驗結(jié)果匯總見表7。

表7 模態(tài)實驗結(jié)果

結(jié)合有限元分析的結(jié)果，、、方向的基頻和相應(yīng)模態(tài)振型和仿真預(yù)測相符，設(shè)計有效。最低基頻均出現(xiàn)在軸（重力）方向，桁架結(jié)構(gòu)的基頻相對3D打印結(jié)構(gòu)的基頻較低，且在110Hz附近出現(xiàn)密集模態(tài)，容易在中低頻和外界的振動發(fā)生耦合，從而影響飛行器的穩(wěn)定性，甚至有出現(xiàn)疲勞斷裂的風(fēng)險，而3D打印結(jié)構(gòu)頻率分布較為理想，遠(yuǎn)離了低頻容易發(fā)生耦合的頻段，和飛行器其余部分的固有頻率相距較遠(yuǎn)，不會發(fā)生耦合振動。

6 結(jié)束語

兩種結(jié)構(gòu)形式對比見表8。

表8 兩種結(jié)構(gòu)形式對比

桁架結(jié)構(gòu)相對3D打印結(jié)構(gòu)擁有質(zhì)量輕的優(yōu)勢，但是強度和剛度遠(yuǎn)遠(yuǎn)不如3D打印結(jié)構(gòu)，尤其其模態(tài)分布容易受到外部激勵而發(fā)生共振現(xiàn)象，必須進(jìn)一步動力學(xué)設(shè)計，例如加裝隔振裝置、減震器等，這樣不僅增加了設(shè)計難度，也引入了可靠性的問題，增加的重量也使原本質(zhì)量輕的優(yōu)勢不復(fù)存在，因此，本次設(shè)計選擇3D打印結(jié)構(gòu)作為正樣及驗收件。

目前該環(huán)控艙裝置已經(jīng)進(jìn)行飛行實驗，起到了減重、支撐和控溫的三重作用。對比設(shè)計指標(biāo)和回傳數(shù)據(jù)，也證明了設(shè)計的合理性和可靠性。

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Design and Verification of Support Structure for Environmental Control Cabin of Nearspace

Chen Chunxuan

(Beijing Zhongke Aerospace Talent Service Co., Ltd., Beijing 100000)

Two structural design schemes are proposed for a near space aircraft environmental control cabin, which are truss structure and 3D printing structure, and the finite element simulation and experimental verification of the two schemes are carried out. Using the simulation analysis and experimental data, the correlation characteristics of the two schemes, including structural strength, natural frequency and mode shape, are obtained, which provides a reference for the design and optimization of the aircraft control cabin structure.

nearspace；environmental control cabin；strength；natural frequency；mode shape

陳春軒（1990），助理工程師，機(jī)械設(shè)計及理論專業(yè)；研究方向：結(jié)構(gòu)動力學(xué)、氣動流體力學(xué)。

2019-01-09