航天飛行器鑄件艙段結(jié)構(gòu)快速設(shè)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(chǎn)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(jié)構(gòu)上具有扁平化、非等截面、外形復(fù)雜、內(nèi)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(jìn)度，通常采用鑄造方法節(jié)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(yōu)解，艙段結(jié)構(gòu)方案會隨之變化以滿足總體設(shè)計需求，除此之外，應(yīng)力集中、剛度不足、結(jié)構(gòu)失穩(wěn)等結(jié)構(gòu)強(qiáng)度因素也會推動艙段結(jié)構(gòu)設(shè)計方案的不斷完善。總體方案的多輪迭代與結(jié)構(gòu)設(shè)計方案的不斷完善對航天飛行器艙段結(jié)構(gòu)的快速設(shè)計和快速修改提出了更高要求。

隨著數(shù)字化技術(shù)的不斷發(fā)展，快速設(shè)計技術(shù)已廣泛應(yīng)用于航空航天領(lǐng)域?？焖僭O(shè)計又稱快速響應(yīng)設(shè)計，是一種以縮短產(chǎn)品開發(fā)周期、提高產(chǎn)品設(shè)計質(zhì)量為目的的現(xiàn)代設(shè)計方法［1］。張衛(wèi)東等［2］對運載火箭數(shù)字化快速設(shè)計方法進(jìn)行了詳細(xì)的研究，覆蓋了整流罩、儀器艙、級間段、貯箱等結(jié)構(gòu)部件的快速設(shè)計，適用于規(guī)則的回轉(zhuǎn)體產(chǎn)品快速設(shè)計。王小軍等［3］通過三維模型自動再生的模板派生技術(shù)和用戶自定義特征技術(shù)在運載火箭箭體結(jié)構(gòu)件模板庫、增壓輸送系統(tǒng)和三維管路系統(tǒng)的快速設(shè)計中廣泛應(yīng)用。劉洋［4］基于制造特征對飛機(jī)長桁結(jié)構(gòu)件進(jìn)行分類，運用參數(shù)化設(shè)計技術(shù)構(gòu)建長桁參數(shù)化模型，建立參數(shù)解算方法完成飛機(jī)長桁快速設(shè)計。Li等［5］提出了導(dǎo)彈的快速設(shè)計方法，適用于艙段橫截面較規(guī)則的情況。唐家鵬［6］、秦海峰［7］、劉明［8］等建立了參數(shù)化的特征庫，通過特征導(dǎo)入與特征的變更實現(xiàn)快速設(shè)計。陳裨等［9］提出了機(jī)身各類結(jié)構(gòu)件的參數(shù)化描述及構(gòu)建模型的方法。因航天飛行器艙段扁平化、非等截面等結(jié)構(gòu)特點，目前大量的快速設(shè)計方法難以直接滿足此類艙段的快速設(shè)計需求。

本文基于快速設(shè)計技術(shù)、Top-Down設(shè)計理念［10-11］與參數(shù)化設(shè)計技術(shù)［11］等，綜合考慮航天飛行器鑄件艙段結(jié)構(gòu)特點，詳細(xì)分析鑄件艙段重要結(jié)構(gòu)特征的參數(shù)化表述，將設(shè)計經(jīng)驗、設(shè)計流程等隱性知識顯性化，以骨架模型和特征參數(shù)為驅(qū)動，實現(xiàn)鑄件艙段特征的批量快速設(shè)計與布局，并能在參數(shù)化模型基礎(chǔ)上通過參數(shù)修改完成特征的快速修改。

1 鑄件艙段參數(shù)化原型

鑄件艙段參數(shù)化原型如圖1所示。設(shè)計初期根據(jù)Top-Down設(shè)計理念，在結(jié)構(gòu)骨架模型（structural frame model，SFM）和參數(shù)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(fā)布—復(fù)制”機(jī)制引用到鑄件艙段模型中。設(shè)計人員在鑄件艙段結(jié)構(gòu)快速設(shè)計界面選取鑄件模型引用的參考，并輸入?yún)?shù)完成鑄件艙段結(jié)構(gòu)的快速設(shè)計，將輸入?yún)?shù)與特征建立公式關(guān)系。通過CAE分析鑄件艙段主承力結(jié)構(gòu)是否滿足設(shè)計需求，不滿足可通過修改PFM和鑄件模型中的參數(shù)驅(qū)動鑄件特征完善。當(dāng)氣動外形發(fā)生改變時，通過更新SFM和鑄件模型完成結(jié)構(gòu)特征的自動更新。

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

1.1 鑄件艙段坐標(biāo)系

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

1.2 鑄件艙段結(jié)構(gòu)參數(shù)

鑄件艙段結(jié)構(gòu)特征可由定形參數(shù)和定位參數(shù)描述：

式中：P為鑄件艙段結(jié)構(gòu)特征所需的參數(shù)總和；Ps為特征定形參數(shù)；Pl為特征定位參數(shù)；n=S（蒙皮）、F（端框）、R（環(huán)筋）、V（縱筋）。

1）蒙皮

蒙皮是維持航天飛行器氣動外形的結(jié)構(gòu)，能夠?qū)⑼獠繗鈩虞d荷傳遞到飛行器內(nèi)部骨架結(jié)構(gòu)。蒙皮定位參數(shù)為艙段外包絡(luò)曲面CS、艙段迎風(fēng)面曲面CSW或艙段背風(fēng)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(shù)為蒙皮厚度SD。

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

蒙皮定形參數(shù)與定位參數(shù)描述如下：

2）端框

端框是航天飛行器艙段主承力骨架結(jié)構(gòu)，包含飛行器艙段連接的機(jī)械接口，位于艙段內(nèi)部骨架結(jié)構(gòu)的前后兩端。端框常采用軸向連接的L型連接方式。受強(qiáng)度條件、艙段連接等因素的影響，端框內(nèi)形面形式多樣，通常采用草圖FSK控制端框內(nèi)形面。端框分為前端框和后端框，定位參數(shù)相似，定形參數(shù)一致。端框定位參數(shù)包括蒙皮內(nèi)表面SI、前端面PF或后端面PB，定形參數(shù)包括端框?qū)挾菷W1、端框?qū)挾菷W2、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(shù)Fig.3 Shaping and positioning parameters of end frame

端框的定形參數(shù)與定位參數(shù)描述如下：

3）環(huán)筋

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

圖4 環(huán)筋定形與定位參數(shù)Fig.4 Shaping and positioning parameters of ring reinforcement

“布爾裝配”是T型環(huán)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(shè)計過程中應(yīng)盡量避免布爾運算。本文采用“封閉曲面—凸臺”方法創(chuàng)建T型環(huán)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(luò)盒，獲取包絡(luò)盒后端面PB側(cè)4個極值點，向與環(huán)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(huán)筋創(chuàng)建過程Fig.5 “Closed surface—pad”ring reinforcement creation process

式中：fR為安全系數(shù)，確保凸臺能夠完整地被外包絡(luò)曲面分割。

凸臺參數(shù)為隱性參數(shù)，可從艙段蒙皮轉(zhuǎn)化得到。故環(huán)筋的定形參數(shù)與定位參數(shù)描述為

4）縱筋

縱筋是航天飛行器艙段主承力骨架結(jié)構(gòu)，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(xiàn)性，縱筋法向需盡量與蒙皮表面垂直?？紤]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(tǒng)縱筋創(chuàng)建方法復(fù)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(luò)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(shè)置相映射的曲線起點，以起點作為比率零點，設(shè)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(luò)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(xiàn)縱筋的參數(shù)化建模。

鑄件艙段中，常用縱筋根據(jù)截面外形分為T型縱筋和普通縱筋。同環(huán)筋相似，普通環(huán)筋的定形參數(shù)表述均可通過T型環(huán)筋定形參數(shù)表達(dá)。因航天飛行器獨特的外形，艙段外包絡(luò)曲面中存在多處曲率值極大的拓?fù)涿妫妗巴獠逖由臁啤钡炔僮魅菀讏箦e，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(shù)字參數(shù)進(jìn)行偏移操作。T型縱筋的定形參數(shù)有縱筋寬度VW1、縱筋寬度VW2、內(nèi)形面VSI和內(nèi)形面VSO，如圖6所示。

圖6 縱筋定形與定位參數(shù)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(chuàng)建縱筋。因內(nèi)形面VSO空間形狀復(fù)雜，通過內(nèi)形面VSO切割凸臺會得到不同結(jié)果，需要考慮凸臺高度數(shù)值的設(shè)置。凸臺過高，分割操作后可能存在不連續(xù)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(biāo)信息推導(dǎo)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(luò)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(nèi)安裝儀器設(shè)備，縱筋不會過高，設(shè)定凸臺高度范圍為

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

式中：fV為高度調(diào)整系數(shù)。

凸臺厚度參數(shù)為隱性參數(shù)，可從艙段蒙皮轉(zhuǎn)化得到?？v筋的定形參數(shù)與定位參數(shù)描述如下：

1.3 骨架模型

骨架模型是支持產(chǎn)品Top-Down設(shè)計理念的強(qiáng)有力工具，包括SFM和PFM。骨架模型是指在裝配模型中產(chǎn)生的特殊零件模型，是建立模型實體特征的基準(zhǔn)參考，主要包括表達(dá)設(shè)計意圖和設(shè)計條件的基準(zhǔn)面、軸、點、坐標(biāo)系、控制曲線、曲面和參數(shù)等。

基于骨架模型的協(xié)同設(shè)計方法優(yōu)化了航天飛行器設(shè)計過程中各專業(yè)之間的協(xié)作模式，特別是在方案設(shè)計階段氣動外形多變的情況下，將設(shè)計員各自為戰(zhàn)、口頭協(xié)調(diào)的設(shè)計過程轉(zhuǎn)變?yōu)榻y(tǒng)一基準(zhǔn)、流程化和層次化的設(shè)計過程。

基于骨架模型的鑄件艙段結(jié)構(gòu)快速創(chuàng)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(chuàng)建，如CS、PF等；在艙段骨架中完成艙段級參考元素的創(chuàng)建，如CSW、SI等。將骨架中的參考元素發(fā)布、復(fù)制到鑄件模型中，通過鑄件艙段結(jié)構(gòu)快速設(shè)計界面選取參考元素，并輸入相關(guān)參數(shù)完成鑄件模型的快速創(chuàng)建，將輸入的參數(shù)在鑄件模型中通過公式與特征建立關(guān)系，實現(xiàn)全參數(shù)驅(qū)動，便于后續(xù)模型修改。

圖8 基于骨架模型的鑄件艙段結(jié)構(gòu)快速創(chuàng)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(shù)化存在4種不同層次，參數(shù)化工具包括組件應(yīng)用架構(gòu)（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(shù) 化［6］。CAA是基于組件的定制開發(fā)，是對其組件對象的組合和擴(kuò)展，采用了標(biāo)準(zhǔn)接口（COM）技術(shù)和對象連接與嵌入（OLE）技術(shù)，COM技術(shù)作為一種軟件架構(gòu)具備了更好的模塊獨立性和可擴(kuò)展性，使CAA的程序設(shè)計更加容易且趨于標(biāo)準(zhǔn)化［12-13］。知識工程顧問（knowledge advisor）模塊能讓開發(fā)人員把產(chǎn)品的設(shè)計知識（包括尺寸關(guān)系式、尺寸約束、特征關(guān)系式等）用知識工程原理表達(dá)出來，組成一個產(chǎn)品的知識庫，達(dá)到減少設(shè)計失誤、實現(xiàn)自動設(shè)計、獲得最高生產(chǎn)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(xiàn)鑄件艙段的快速參數(shù)化設(shè)計。

2.2 快速建模方法

鑄件艙段結(jié)構(gòu)快速建模方法如圖9所示。根據(jù)創(chuàng)建特征選取定形與定位參數(shù)，并提供一組經(jīng)驗參數(shù)，設(shè)計者根據(jù)需求修改參數(shù)；通過COM 接口與特征傳遞實現(xiàn)特征命名、特征集合創(chuàng)建、特征建模、參數(shù)和公式創(chuàng)建；輸出參數(shù)化、規(guī)范化的特征模型。

圖9 鑄件艙段結(jié)構(gòu)快速建模方法Fig.9 Rapid modeling method of casting cabin structure

1）特征命名規(guī)則

傳統(tǒng)結(jié)構(gòu)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(jié)構(gòu)特征的命名規(guī)則，對蒙皮、端框、環(huán)筋、縱筋建模過程中生成的參數(shù)、公式、建模特征、輔助建模特征等進(jìn)行規(guī)范化命名，便于對結(jié)構(gòu)樹的管理、查看與修改。特征命名規(guī)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(huán)筋外環(huán)_前定位面_分割”。

2）創(chuàng)建特征集合

傳統(tǒng)建模過程中，建模特征在結(jié)構(gòu)樹上存儲隨意，辨識度低，不利于后續(xù)模型的查看與修改。本文從規(guī)范化建模角度出發(fā)，針對重要的鑄件艙段結(jié)構(gòu)特征創(chuàng)建特征集合，對建模特征進(jìn)行規(guī)范化管理。特征集合包含參數(shù)集、關(guān)系集、幾何圖形集和幾何體，是參數(shù)化快速建模的基礎(chǔ)，能夠?qū)﹁T件艙段特征創(chuàng)建過程中生成的參數(shù)、關(guān)系式、建模特征、輔助建模特征等進(jìn)行規(guī)范化的分類管理，增加模型特征辨識度。特征集合通過調(diào)用COM 接口自動創(chuàng)建。

3）特征創(chuàng)建規(guī)則

特征創(chuàng)建是明確鑄件艙段特征建模和位置布置的過程，則特征創(chuàng)建可定義為

＜特征創(chuàng)建＞：：=｛蒙皮｝，｛端框｝，｛環(huán)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(shù)確定端框形狀。

③環(huán)筋。由SI、RP描述環(huán)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(shù)確定環(huán)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(shù)確定縱筋形狀。

艙段中包含多個環(huán)筋與縱筋，為提升建模效率，本文通過遍歷輸入的多個環(huán)筋定位面或比率值，并針對每個環(huán)筋與縱筋的特點進(jìn)行交互式參數(shù)修改，調(diào)用COM接口實現(xiàn)環(huán)筋與縱筋的批量創(chuàng)建。

4）參數(shù)與公式創(chuàng)建

利用CATIA軟件中參數(shù)與公式功能對鑄件艙段模型中的蒙皮、端框、環(huán)筋、縱筋的相關(guān)參數(shù)進(jìn)行約束。根據(jù)CATIA與Top-Down的設(shè)計原理，當(dāng)特征參數(shù)發(fā)生變化后，特征也會隨之發(fā)生改變。各特征的參數(shù)與公式關(guān)系如表1所示。運用CATIA知識工程顧問模塊提供的COM 接口創(chuàng)建參數(shù)與公式。

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

2.3 知識驅(qū)動建模

傳統(tǒng)建模過程中，設(shè)計人員在個人經(jīng)驗、標(biāo)準(zhǔn)規(guī)范、設(shè)計指南、成功案例等隱性知識的基礎(chǔ)上進(jìn)行鑄件艙段結(jié)構(gòu)設(shè)計。大量的知識獲取與使用才能設(shè)計出高質(zhì)量的鑄件艙段結(jié)構(gòu)模型，設(shè)計難度大。隱性知識常存在于設(shè)計人員的腦海、電子文檔、紙質(zhì)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(guī)則，利用知識工程原理將隱性知識顯性化到鑄件艙段結(jié)構(gòu)快速設(shè)計界面中，驅(qū)動鑄件艙段快速建模，如圖10所示。知識驅(qū)動建模依托CATIA軟件中零件設(shè)計、知識工程等模塊實現(xiàn)。

圖10 知識驅(qū)動建模方法Fig.10 Knowledge-driven modeling method

3 應(yīng)用驗證

使用CAA開發(fā)工具在CATIA V5環(huán)境中開發(fā)出航天飛行器鑄件艙段結(jié)構(gòu)快速設(shè)計環(huán)境，如圖11所示。

圖11 航天飛行器鑄件艙段結(jié)構(gòu)快速設(shè)計環(huán)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(jié)構(gòu)快速設(shè)計方法，在航天飛行器鑄件艙段結(jié)構(gòu)快速設(shè)計環(huán)境中選取并設(shè)置相關(guān)元素與參數(shù)，基于本文論述規(guī)則快速實現(xiàn)模型參數(shù)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(jīng)CAE分析，在設(shè)計載荷條件下，強(qiáng)度不滿足設(shè)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(shù)RV、VW1、VW2來改變縱筋在鑄件艙段中的位置布局與結(jié)構(gòu)形狀，如表2所示。

表2 縱筋參數(shù)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(jīng)CAE分析，在設(shè)計載荷條件下，強(qiáng)度滿足設(shè)計要求，設(shè)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(shù)與公式創(chuàng)建效果如圖15所示，特征命名效果如圖16所示。

圖15 參數(shù)與公式創(chuàng)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(jié)論

1）詳細(xì)描述了航天飛行器鑄件艙段重要結(jié)構(gòu)特征的定形參數(shù)、定位參數(shù)，提出曲線比率法對縱筋參數(shù)化布局進(jìn)行表述。定義了艙段骨架模型發(fā)布元素，實現(xiàn)鑄件艙段的Top-Down設(shè)計。

2）從特征命名、特征集合創(chuàng)建、特征建模、參數(shù)和公式4個維度詮釋了航天飛行器鑄件艙段結(jié)構(gòu)快速參數(shù)化設(shè)計方法，實現(xiàn)了艙段建模規(guī)范化、設(shè)計知識顯性化和建模特征參數(shù)化。

3）開發(fā)了航天飛行器鑄件艙段結(jié)構(gòu)快速設(shè)計環(huán)境，實現(xiàn)了鑄件艙段蒙皮、端框、環(huán)筋、縱筋的快速建模、快速修改、參數(shù)化建模、結(jié)構(gòu)樹規(guī)范化，通過實例驗證了本文方法的有效性。