空間站夢天載荷艙結(jié)構(gòu)設計與驗證

歐紅旗，劉 濤，陳鳴亮，林仁邦，王 昕，柏合民

（上海宇航系統(tǒng)工程研究所，上海 201109）

0 引言

天宮空間站夢天實驗艙于2022 年10 月31 日發(fā)射升空，是構(gòu)成中國天宮空間站“T”字構(gòu)型的質(zhì)量最大的飛行器［1］，從此，中國空間站從構(gòu)想走向現(xiàn)實［2］，向著真正建成空間站［3-4］的目標邁進了關(guān)鍵一步。載荷艙是夢天實驗艙的重要組成艙段之一，呈錐筒式構(gòu)型，位于夢天工作艙與資源艙之間。為滿足夢天實驗艙貨物自動進出艙和在軌載荷試驗平臺功能要求，借鑒類似結(jié)構(gòu)研制經(jīng)驗［5］，載荷艙采用了承載+可展開載荷試驗平臺一體化設計方案，載荷平臺既可在發(fā)射上升段參與承載，又可以在入軌后自動展開鎖定，形成暴露載荷試驗平臺，具有很高的結(jié)構(gòu)效率。在該方案中，載荷艙需要在艙壁周向上設置2 處2 m（周向）×2.5 m（軸向）的矩形開口，超大開口嚴重削弱了載荷艙結(jié)構(gòu)的均勻性，降低了結(jié)構(gòu)強度和剛度，給結(jié)構(gòu)設計提出了很大的挑戰(zhàn)。

本文對夢天載荷艙艙壁大開口的結(jié)構(gòu)設計、分析和驗證方法進行了詳細介紹。根據(jù)各方面總體指標要求提出載荷艙結(jié)構(gòu)設計方案，并對主動段飛行和地面起吊工況進行了強度數(shù)值分析；采用分布驗證的方法［6］，針對性地開展了局部結(jié)構(gòu)承載試驗。最后，通過開展載荷艙結(jié)構(gòu)整艙靜力試驗，全面驗證設計的合理性。

1 載荷艙結(jié)構(gòu)設計

1.1 結(jié)構(gòu)布局

載荷艙結(jié)構(gòu)采用了錐筒式半硬殼鉚接結(jié)構(gòu)形式［7-8］，由框、桁（梁）、蒙皮以及接頭等部件鉚接而成［9］。載荷艙結(jié)構(gòu)在艙壁周向存在2 個2.0 m×2.5 m 的大開口，極大地削弱了結(jié)構(gòu)的強度和剛度。根據(jù)鉚接艙體研制經(jīng)驗，在大開口兩側(cè)結(jié)構(gòu)承受的載荷相對均勻結(jié)構(gòu)艙體會變大，大開口周邊結(jié)構(gòu)更易發(fā)生強度或失穩(wěn)破壞［9］。因此需對大開口周邊結(jié)構(gòu)采取加強措施，以彌補大開口導致的承載能力損失。同時，大開口兩側(cè)結(jié)構(gòu)加強后，與相鄰的非開口區(qū)域之間剛度差異較大，易產(chǎn)生結(jié)構(gòu)破壞，有必要采取措施保證開口處及四周剛度平緩過渡。

充分利用可展開載荷平臺的承載能力，將載荷平臺與艙體通過有連接功能且能在軌自動解鎖的裝置連接成整體，進一步提升大開口區(qū)域結(jié)構(gòu)強度和剛度。

根據(jù)總體要求，載荷艙上設有夢天整器起吊吊點，由于夢天整器質(zhì)量達到了22.5 t，吊點處的結(jié)構(gòu)強度設計非常關(guān)鍵［11］。為減少起吊時彎矩對于局部結(jié)構(gòu)的影響，與吊具的連接采用雙層法蘭的形式，使得整器起吊產(chǎn)生的彎矩載荷可通過筒錐連接框及中間框雙層法蘭進行平衡。

綜上，加強載荷艙結(jié)構(gòu)強度的基本思路為：在大開口四周建立有效的傳力路徑，控制開口兩側(cè)周向結(jié)構(gòu)的剛度變化和開口上下側(cè)局部變形，使得載荷在艙體周向合理分配；在載荷平臺與艙體結(jié)構(gòu)之間設置連接解鎖裝置，該裝置在發(fā)射過程中將艙體結(jié)構(gòu)與載荷平臺鎖緊，實現(xiàn)可靠連接承載；入軌后通過火工品作動解除載荷平臺與艙體結(jié)構(gòu)連接，實現(xiàn)可靠解鎖；采用雙層法蘭連接形式減少整器起吊的彎矩載荷對載荷艙結(jié)構(gòu)的影響。載荷艙結(jié)構(gòu)布局設計如圖1 所示。

圖1 載荷艙結(jié)構(gòu)布局設計Fig.1 Diagram of the payload cabin layout design

1.2 大開口周邊結(jié)構(gòu)加強設計

大開口左右兩側(cè)設置“Ω”形截面大梁，在大梁上下方均設置接頭與相鄰框環(huán)連接，大梁與接頭之間采取插接方式連接，實現(xiàn)構(gòu)件間軸向接觸，直接傳遞軸向載荷；在錐段周向?qū)恢迷O置加強桁條，從而實現(xiàn)大開口兩側(cè)軸向貫穿式傳力路徑；在大開口兩側(cè)的周向承載區(qū)域中，采用剛度漸變式構(gòu)件布局方案，從大梁到非開口區(qū)域，依次采用截面慣性矩逐漸變小的桁條，有效擴散開口周邊集中力載荷［12］。

大開口上方結(jié)構(gòu)強度和剛度較弱，作為可展開載荷平臺的安裝框架，如何有效擴散該處載荷和控制該處變形非常重要。為此，在大開口上方的2 個框環(huán)之間設置加強蒙皮，提高開口上方抗周向剪切載荷能力，可將錐段傳遞過來的載荷以剪力形式傳遞至筒段非開口區(qū)；在大開口上下兩側(cè)設置月牙形板結(jié)構(gòu)，可有效提升該處結(jié)構(gòu)剛度，控制結(jié)構(gòu)變形；在大開口的角點處設置盒形件進行加強，有利于該處載荷的傳導和擴散，規(guī)避應力集中的風險。大開口兩側(cè)結(jié)構(gòu)設計方案如圖2 所示。

圖2 大開口結(jié)構(gòu)設計Fig.2 Diagram of the large opening structure design

1.3 載荷平臺及連接解鎖裝置設計

在大開口區(qū)域設置可展開載荷平臺，提升該處結(jié)構(gòu)強度和剛度。載荷平臺的可選方案有平板式和弧面式兩種。經(jīng)對比，平板式載荷平臺綜合性能更優(yōu)，因此采用此方案，兩種方案對比見表1。平板式載荷平臺采用鋁蜂窩夾層結(jié)構(gòu)，兩側(cè)面板采用厚0.5 mm 鋁合金板材，在與連接解鎖裝置連接處設置加強預埋件，在兩側(cè)面板上分別設置0.5 mm 厚鋁合金加強蒙皮，進一步提升載荷平臺與艙體結(jié)構(gòu)連接點處的承載能力。

表1 平板式和弧面式載荷平臺方案對比Tab.1 Comparison of the flat and curved load platform schemes

載荷平臺與艙體結(jié)構(gòu)通過連接解鎖裝置連接。增加連接解鎖裝置數(shù)量可提升連接剛度，但會導致載荷平臺在軌解鎖分離的可靠性降低［13］。綜合考慮整器剛度和解鎖可靠性，最終確定載荷平臺采用10 組連接解鎖裝置（左右各3 組、上下各2 組）的設計方案。載荷平臺的結(jié)構(gòu)形式如圖3 所示。

圖3 載荷平臺結(jié)構(gòu)設計Fig.3 Diagram of the payload platform structure design

單套連接解鎖裝置的結(jié)構(gòu)形式如圖4 所示，連接解鎖裝置通過火工品承載拉載荷，通過承剪錐結(jié)構(gòu)承受剪載荷。

圖4 承剪錐結(jié)構(gòu)設計Fig.4 Diagram of the shear cone structure design

圖5 整器起吊結(jié)構(gòu)Fig.5 Diagram of the whole module lifting structure

承剪錐的半錐角影響承載能力和載荷平臺與艙體結(jié)構(gòu)的分離安全性。經(jīng)過綜合評估，選取半錐角大小為25°。

1.4 整器起吊設計

筒錐連接框?qū)⑼捕魏湾F段的連接框環(huán)二合一，在提升結(jié)構(gòu)連接剛度的同時實現(xiàn)減重；在開口上沿設置中間框，最大限度增加與筒錐連接框的間距；在筒錐連接框和中間框內(nèi)側(cè)設置套罩螺母連接件，便于吊具從艙外與艙體的連接。筒錐連接框和中間框均采用2A14 鋁合金整體鍛環(huán)機加工而成，并通過地面型架進行精準定位，能有效保證起吊接口精度。整器起吊附件采用整體框環(huán)的設計方案，相較于非連續(xù)環(huán)體，可有效降低艙體的變形量，對吊耳附近環(huán)體設計加強筋，進一步擴散起吊載荷，有效改善了大型起吊載荷工況下結(jié)構(gòu)局部受力情況。

2 載荷艙有限元仿真分析

使用有限元軟件所建立的載荷艙有限元模型如圖6 所示。該模型中載荷艙各部分結(jié)構(gòu)均采用殼單元建模，桁條與蒙皮、框環(huán)等連接處采用共節(jié)點處理［14］，月牙形板與連接框采用“粘接”方式處理，整艙模型節(jié)點數(shù)量約為29.8 萬，單元數(shù)量約為30.8 萬。為驗證載荷艙結(jié)構(gòu)在飛行和起吊載荷下結(jié)構(gòu)強度設計的合理性，對發(fā)射過程中受力最嚴酷的最大過載工況，以及整器垂直起吊工況分別進行有限元計算。其中，考慮飛行過程中剪力載荷方向的隨機性，分別計算了剪力沿Ⅰ-Ⅲ象限方向和Ⅰ-Ⅳ象限方向2 種情況。計算時考慮了蜂窩夾層結(jié)構(gòu)面板與蜂窩膠接面的強度情況［15］。

圖6 載荷艙有限元模型Fig.6 Finite element model of the payload cabin

2.1 整器起吊

垂直起吊工況位移、應力云圖如圖7 和圖8所示，最大位移為7.045 mm，與附件連接的連接框最大應力為179.7 MPa，在許用應力范圍內(nèi)，滿足強度要求。

圖7 垂直起吊工況整艙位移云圖Fig.7 Displacement cloud diagram of the whole cabin under the vertical lifting condition

圖8 垂直起吊工況連接框應力云圖Fig.8 Stress cloud diagram of two connecting frame rings under the vertical lifting condition

2.2 主動段飛行

主動段飛行最大過載工況下的整艙穩(wěn)定性失效模式云圖如圖9 所示，2 種剪力載荷方向下，艙體首先出現(xiàn)失效的位置均出現(xiàn)在載荷艙錐段。當剪力沿Ⅰ-Ⅲ象限時，此時載荷平臺承受上方結(jié)構(gòu)正壓，其失效的極限承載能力為1.45 倍設計載荷；當剪力沿Ⅱ-Ⅳ象限時，失效的極限承載能力為1.34 倍設計載荷。表2 為2 種載荷工況下提取的載荷平臺與艙門連接埋件所承受的集中力載荷，其中X向載荷為沿艙體軸向的剪力載荷，Y向為沿艙體Ⅱ-Ⅳ象限剪力載荷，Z向為垂直載荷平臺板面的拉力載荷。由此可見，埋件主要承受面內(nèi)載荷，最大合力約為24.5 kN，設計上要求埋件剪切承載能力不低于該數(shù)值［15］。

表2 連接解鎖裝置埋件承受集中力載荷Tab.2 Concentrated force load borne by the embedded parts of the connection unlocking device

圖9 主動段飛行工況的穩(wěn)定性失效模式云圖Fig.9 Stability failure modes of the ascent stage under the flight condition

3 載荷艙試驗驗證

為進一步研究夢天載荷艙的靜力特性，需開展載荷艙結(jié)構(gòu)整艙靜力試驗。根據(jù)仿真計算結(jié)果，得出載荷艙結(jié)構(gòu)主要的薄弱環(huán)節(jié)為整器起吊吊點處局部結(jié)構(gòu)，以及蜂窩夾層結(jié)構(gòu)預埋件的承載能力。為了規(guī)避設計風險，在整艙試驗前，針對上述結(jié)構(gòu)薄弱環(huán)節(jié)先行開展了針對性的局部結(jié)構(gòu)力學試驗。

3.1 局部結(jié)構(gòu)試驗

3.1.1 蜂窩夾層結(jié)構(gòu)埋件拉伸和剪切試驗

載荷平臺采用蜂窩夾層結(jié)構(gòu)［17］，與連接解鎖裝置和其他載荷設備的連接位置在主動段飛行過程中承受較大的軸向和切向載荷，存在局部位置蒙皮皺損、埋件拉脫等失效風險［18-19］，為此對不同埋件規(guī)格和蒙皮厚度的試驗件，開展了拉伸和剪切試驗，如圖10 所示。分別得到了不同規(guī)格埋件的承載能力，見表3，為結(jié)構(gòu)形式和參數(shù)的確定提供了依據(jù)。

表3 不同規(guī)格埋件極限承載能力Tab.3 Ultimate bearing capacity of the embedded parts of different specifications

圖10 蜂窩夾層結(jié)構(gòu)埋件拉伸和剪切試驗Fig.10 Tensile and shear tests on the embedded parts of the honeycomb sandwich structure

3.1.2 吊點局部結(jié)構(gòu)靜力試驗

在夢天整器豎直起吊時，載荷艙吊點處結(jié)構(gòu)需承受較大的集中力載荷。在進行整器起吊試驗之前，開展了吊點局部結(jié)構(gòu)靜力試驗，如圖11 所示。試驗結(jié)果表明中間框在80～90 kN 時開始進入塑性，桁條在加載至100～110 kN 時開始進入塑性，最終通過了150 kN 載荷的考核，未發(fā)生破壞。圖12、圖13 分別是L 框和桁條上的載荷-應變曲線。主要構(gòu)件的實測最大應力匯總見表4。

表4 最大載荷條件下各構(gòu)件實測最大應力Tab.4 Maximal stresses of the components under the maximum load condition

圖11 吊點局部結(jié)構(gòu)靜力試驗Fig.11 Static tests of the local lifting structure

圖12 試驗件中框環(huán)載荷-應變曲線Fig.12 Load-strain curves of the frame rings

圖13 試驗件中桁條載荷-應變曲線Fig.13 Load-strain curves of the stringers

表4 中桁條的實測和計算的應力偏差較小，L 框相對較大?？紤]到仿真分析邊界與實際加載存在偏差，上述偏差均在合理范圍內(nèi)。

吊點局部結(jié)構(gòu)靜力試驗獲取了局部結(jié)構(gòu)在起吊載荷下的應力應變情況，為優(yōu)化設計和仿真模型修正提供了數(shù)據(jù)支撐，為后續(xù)整器起吊工況靜力試驗奠定基礎，有效控制了研制風險。

3.2 整艙結(jié)構(gòu)試驗

為進一步驗證載荷艙結(jié)構(gòu)的設計強度，建立了整艙靜力試驗平臺，并開展了整器垂直起吊和飛行工況靜力試驗［20］。

整艙試驗時，載荷艙Ⅰ界面通過144 個M10 螺栓與試驗固定工裝連接。Ⅲ界面通過90 個M10 螺栓與加載工裝連接。在整器起吊試驗時，整器后端起吊附件通過104 個M20 螺栓與載荷艙中間框及筒錐連接框連接，試驗時在起吊附件2 個吊耳上施加軸向拉力F1，同時在加載工裝上施加軸向壓力F2，通過調(diào)節(jié)工裝加載面距載荷艙Ⅲ界面的距離，保證起吊載荷滿足設計要求；在飛行工況試驗時，在工裝加載面同時施加彎曲、剪力和軸向載荷，保證Ⅲ界面的載荷滿足設計要求，飛行工況包含剪力沿Ⅰ/Ⅲ象限和剪力沿Ⅱ/Ⅳ象限2 個工況。載荷方式如圖14 所示（僅為飛行工況中剪力沿Ⅰ/Ⅲ象限工況）。

圖14 載荷艙載荷加載方式Fig.14 Loading modes of the payload cabin

載荷艙結(jié)構(gòu)順利通過了垂直起吊和最大過載工況設計載荷考核，試驗結(jié)束后對產(chǎn)品進行了檢查，未發(fā)現(xiàn)結(jié)構(gòu)有明顯的變形和損傷，對試驗測得的位移及應變數(shù)據(jù)與數(shù)字仿真結(jié)果進行了對比分析，見表7。結(jié)果表明，仿真與試驗結(jié)果變化趨勢一致，測點數(shù)值吻合較好，驗證了載荷艙結(jié)構(gòu)設計的合理性。整器垂直起吊和飛行工況靜力試驗的現(xiàn)場情況如圖15 所示。

表7 試驗與仿真位移結(jié)果對比Tab.7 Comparison of the displacement results by tests and simulation

圖15 整器垂直起吊和飛行工況靜力試驗Fig.15 Static tests of the whole module under the vertical lifting and flight conditions

4 結(jié)束語

本文對夢天載荷艙在研制過程中的結(jié)構(gòu)設計思路、仿真分析與試驗驗證工作進行了系統(tǒng)介紹。載荷艙上設置大型開口是空間站系統(tǒng)為實現(xiàn)暴露載荷平臺，以及載荷進出艙功能而提出的關(guān)鍵功能需求。在結(jié)構(gòu)設計時，一方面應重點針對大開口周邊結(jié)構(gòu)制定加強措施，彌補大開口帶來的強度和剛度損失；另一方面，應特別關(guān)注大開口導致的集中力問題，在艙體沿軸向和周向均設置合理的力擴散結(jié)構(gòu)。在設計驗證時，針對存在較大風險的技術(shù)環(huán)節(jié)運用分步驗證方法，通過在整艙試驗前進行局部結(jié)構(gòu)試驗或小樣試驗，提前開展技術(shù)驗證并積累數(shù)據(jù)和經(jīng)驗，從而有效地控制研制風險。

目前，載荷艙已經(jīng)隨夢天實驗艙成功發(fā)射入軌。夢天載荷艙結(jié)構(gòu)設計及驗證的方法和結(jié)果可為其他航天器的研制提供參考。