劉金國，陳科利，，謝華龍

（1.中國科學(xué)院沈陽自動化研究所機器人學(xué)國家重點實驗室，沈陽110016；2.東北大學(xué)機械工程與自動化學(xué)院，沈陽110819）

空間站可充氣展開艙外載荷原理樣機結(jié)構(gòu)設(shè)計與分析

劉金國1，陳科利1，2，謝華龍2

（1.中國科學(xué)院沈陽自動化研究所機器人學(xué)國家重點實驗室，沈陽110016；2.東北大學(xué)機械工程與自動化學(xué)院，沈陽110819）

為了給航天員在軌科學(xué)實驗提供更大的操作空間，并為未來空間站可充氣展開艙段及充氣式月球基地的建設(shè)進行相關(guān)技術(shù)驗證，基于充氣式運輸居住艙設(shè)計理念，設(shè)計了一種由多層復(fù)合材料構(gòu)成的柔性外殼及中央芯柱結(jié)構(gòu)組成的空間站可充氣展開艙外載荷原理樣機。為了給結(jié)構(gòu)限制層在壓差作用下的囊體應(yīng)力估算提供參考，分別推導(dǎo)了結(jié)構(gòu)限制層囊體在壓差作用下的環(huán)向應(yīng)力和軸向應(yīng)力，利用Von Mises應(yīng)力描述囊體二向應(yīng)力狀態(tài)，并將結(jié)果與基于ABAQUS的有限元分析結(jié)果進行對比，驗證了理論分析方法的有效性。最后樣機試制及充氣展開試驗驗證了包括艙門機構(gòu)、地板展開機構(gòu)和柔性外殼在內(nèi)的艙外載荷原理樣機結(jié)構(gòu)設(shè)計方案的可行性。

充氣；可展開結(jié)構(gòu)；結(jié)構(gòu)設(shè)計；結(jié)構(gòu)限制層；二向應(yīng)力

1 引言

目前，包括國際空間站在內(nèi)的載人航天器大多以剛性金屬艙為主，由于大型剛性外殼艙體結(jié)構(gòu)質(zhì)量重、體積大、發(fā)射成本高、在軌組裝難，且受火箭發(fā)射包絡(luò)的限制，其結(jié)構(gòu)設(shè)計緊湊，有效空間狹窄，導(dǎo)致諸多重要科學(xué)實驗難以開展，不能適應(yīng)未來深空探測發(fā)展的需要［1］。20世紀(jì)90年代，美國宇航局提出了充氣式運輸居住艙設(shè)計理念，旨在為空間站提供更經(jīng)濟、大型化的空間艙體結(jié)構(gòu)［2?3］。與傳統(tǒng)的機械展開結(jié)構(gòu)相比，充氣展開結(jié)構(gòu)具有輕質(zhì)、更高的容積質(zhì)量比以及更好的防護性能等優(yōu)勢，因此，可以用更小的運載工具發(fā)射更大的結(jié)構(gòu)，從而大大降低發(fā)射成本［4?7］。為了給航天員在軌科學(xué)實驗提供更大的操作空間，并為未來空間站充氣可展開艙段及充氣式月球基地的建設(shè)提供相關(guān)技術(shù)驗證，本文首先對空間站可充氣展開艙外載荷模塊原理樣機進行基本結(jié)構(gòu)設(shè)計，并對柔性外殼中結(jié)構(gòu)限制層囊體在壓差作用下所受應(yīng)力值進行理論推導(dǎo)與計算，并基于ABAQUS軟件進行有限元仿真，之后將兩者結(jié)果進行對比來驗證理論推導(dǎo)的有效性與可行性，最后通過樣機試制及充氣展開試驗驗證艙門機構(gòu)、地板展開結(jié)構(gòu)、柔性外殼的結(jié)構(gòu)設(shè)計方案及整個樣機密封方式的可行性。

2 空間站可充氣展開艙外載荷原理樣機基本結(jié)構(gòu)設(shè)計

空間站可充氣展開艙外載荷原理樣機主要由中央芯柱結(jié)構(gòu)及多層復(fù)合材料構(gòu)成的柔性外殼組成。在發(fā)射之前，柔性外殼繞中央芯柱結(jié)構(gòu)進行折疊，經(jīng)運載火箭發(fā)射進入預(yù)定工作軌道之后通過端部錐形口與空間站進行對接并充氣展開，從而為航天員提供更大的工作和生活空間。艙段折疊狀態(tài)初步設(shè)計尺寸為Ф3.75 m×8 m，展開狀態(tài)初步設(shè)計尺寸為Ф6 m×8 m，內(nèi)部氣壓為1個標(biāo)準(zhǔn)大氣壓，在軌可容納航天員人數(shù)為6人。樣機整體模型及中央芯柱結(jié)構(gòu)分別如圖1和圖2所示。

2.1 中央芯柱結(jié)構(gòu)設(shè)計

可充氣展開艙外載荷原理樣機的中央芯柱結(jié)構(gòu)整體采用八根大梁進行支撐，承受發(fā)射時的載荷。整個中央芯柱結(jié)構(gòu)共分為四層，其中第一層至第三層為艙內(nèi)人員提供生活和居住的空間，第四層為設(shè)有內(nèi)外兩個艙門的氣閘艙，主要為艙內(nèi)人員進出其它艙室時提供一個壓力緩沖區(qū)。中央芯柱結(jié)構(gòu)第一層及第三層均采用“井”字形布局，如圖3所示，主要由固定擱板以及可以沿固定擱板滑動的可移動擱板構(gòu)成，在固定擱板及可移動擱板上開設(shè)有均勻分布的安裝孔，從而為所需設(shè)備提供預(yù)留位置。發(fā)射之前，可移動擱板位于中央芯柱結(jié)構(gòu)內(nèi)部，當(dāng)與空間站實現(xiàn)對接，且柔性外殼充氣展開之后，可移動擱板沿著固定擱板向外側(cè)滑動，從而為艙內(nèi)人員提供更大的操作空間。

圖1 樣機整體結(jié)構(gòu)模型Fig.1 Overall structure of the model

圖2 中央芯柱結(jié)構(gòu)Fig.2 Model of the structural core

圖3 第一層及第三層“井”字形布局Fig.3 ＂＃＂type structure of the first and third floor

第二層采用正六邊形布局，可為6個艙內(nèi)人員提供睡眠及私人娛樂場所，外側(cè)設(shè)有圓環(huán)形水箱，可在由太陽活動等原因造成的空間輻射劇烈時對環(huán)形水箱內(nèi)部空間提供防輻射保護［8］，從而為艙內(nèi)人員提供一個臨時避難場所，如圖4所示。

圖4 第二層正六邊形布局Fig.4 Hexagon type structure of the second floor

2.2 氣閘艙設(shè)計

氣閘艙是一個壓力緩沖艙［9］，可起到壓力過渡的作用。以艙內(nèi)人員出艙為例，氣閘艙的工作原理如圖5所示，而返回時的操作順序則與出艙相反。

2.3 艙門機構(gòu)設(shè)計

中國空間技術(shù)研究院的嵇景全等人［10?11］對包括等強度梁手動式艙門、螺旋壓緊手動式艙門以及行星齒輪加載的手動式艙門的特點以及布局進行對比，發(fā)現(xiàn)行星齒輪加載的手動式艙門機構(gòu)更加合理、操作簡單、操作力小且可靠性比較高，可保證在各種環(huán)境下艙門機構(gòu)的開啟和關(guān)閉。

本文采用行星齒輪艙門機構(gòu)，并且在艙門內(nèi)外兩側(cè)均設(shè)置艙門操作手柄，從而在艙門內(nèi)外兩側(cè)均可實現(xiàn)艙門的開啟和關(guān)閉。艙門機構(gòu)外觀圖及內(nèi)部機構(gòu)如圖6所示，機構(gòu)的運行原理為：手柄驅(qū)動中央主動小齒輪，小齒輪通過行星齒輪帶動齒圈旋轉(zhuǎn)，齒圈通過驅(qū)動連桿帶動周邊六個鎖緊塊運動，從而實現(xiàn)艙門機構(gòu)的開啟和關(guān)閉。

2.4 地板展開機構(gòu)設(shè)計

地板展開結(jié)構(gòu)主要由地板支撐件、地板支撐件支座、升降環(huán)、連桿、滾珠絲杠、驅(qū)動電機、導(dǎo)向桿等機構(gòu)組成。發(fā)射之前，地板展開機構(gòu)處于收縮折疊狀態(tài)。艙體通過錐形口與空間站對接之后，地板展開機構(gòu)在步進電機驅(qū)動下帶動柔性地板展開至工作狀態(tài)，展開過程示意圖如圖7所示。

圖5 氣閘艙模型及原理Fig.5 Model and principle of the airlock

圖6 行星齒輪艙門機構(gòu)Fig.6 Model of the planetary gear hatch mechanism

表1 柔性外殼各功能層作用及材料Table 1 The function and material of the functional layer in the inflatable shell

以第三層地板為例，兩個步進電機經(jīng)聯(lián)軸器驅(qū)動兩組對稱分布的滾珠絲杠轉(zhuǎn)動，滾珠絲杠將步進電機軸的旋轉(zhuǎn)運動轉(zhuǎn)換為滾珠絲杠螺帽的直線運動，升降環(huán)經(jīng)連接件與螺帽固連在一起，利用絲杠螺帽上下運動驅(qū)動升降環(huán)運動，升降環(huán)經(jīng)連桿驅(qū)動地板支撐件繞支座旋轉(zhuǎn)從而實現(xiàn)地板的展開。

2.5 柔性外殼設(shè)計

柔性外殼由多層復(fù)合材料構(gòu)成，如圖8所示。從內(nèi)向外主要由內(nèi)襯層、冗余氣囊層、結(jié)構(gòu)限制層、微小隕石及軌道碎片防護層、隔熱層等材料構(gòu)成［1，12］。柔性外殼各功能層作用及材料如表1所示。

圖7 地板展開機構(gòu)原理Fig.7 Principle of the floor deployable mechanism

圖8 柔性外殼構(gòu)成Fig.8 Constitution of the inflatable shell

3 結(jié)構(gòu)限制層囊體應(yīng)力分析

為了維持內(nèi)部人員的生存，空間站可充氣展開艙外載荷原理樣機充氣展開之后柔性外殼至少需要承受1個標(biāo)準(zhǔn)大氣壓的壓力。柔性外殼中冗余性氣囊只是為了保證整個機構(gòu)的氣密性，并不承受囊內(nèi)氣體的壓力。氣囊外側(cè)的結(jié)構(gòu)限制層則是整個樣機最主要的承力部分，需要承受氣囊內(nèi)部氣體壓力，因此其承壓能力直接關(guān)系到艙內(nèi)人員及設(shè)備的安全。

為在設(shè)計過程中對結(jié)構(gòu)限制層的應(yīng)力估算提供參考，假設(shè)結(jié)構(gòu)限制層囊體材料為各向同性，蒙皮厚度為t，其中厚度t遠小于可充氣展開艙外載荷原理樣機的整體尺寸，結(jié)構(gòu)限制層受到氣囊內(nèi)部氣體壓力的作用發(fā)生形變，此時結(jié)構(gòu)限制層處于一個二向應(yīng)力狀態(tài)［13?14］。在結(jié)構(gòu)限制層上取一單元體，其在沿囊體母線切線方向和圓周方向分別受到環(huán)向應(yīng)力和軸向應(yīng)力的作用，如圖9所示。

圖9 結(jié)構(gòu)限制層二向應(yīng)力狀態(tài)示意圖Fig.9 Two?direction stress state of the restraint layer

3.1 環(huán)向應(yīng)力σH的計算

沿囊體的軸線方向取一段寬度為Δl（Δl足夠?。┑沫h(huán)狀囊體，其環(huán)向曲率半徑為RH，沿直徑將囊體單元一分為二，并取其上半部分為研究對象，如圖10所示。

圖10 囊體環(huán)向受力圖Fig.10 Circumferential load of the restraint layer

圖10中，σH為囊體截面上的環(huán)向應(yīng)力，F(xiàn)H為囊體單元截面上環(huán)向合力，與σH存在式（1）所示關(guān)系：

假設(shè)結(jié)構(gòu)限制層囊體內(nèi)外側(cè)環(huán)境壓差為ΔP，則囊體單元微面積上受到的壓力如式（2）：

壓力ΔFp沿Z軸的分力如式（3）：

則在微面積上沿Z方向的壓力之和如式（4）：

由沿Z軸方向的受力平衡可知式（5）：

故由（1）、（4）、（5）可知結(jié)構(gòu)限制層囊體的環(huán)向應(yīng)力σH為式（6）：

3.2 軸向應(yīng)力σZ的計算

假設(shè)結(jié)構(gòu)限制層囊體材料各向同性，因此囊體某一個方向上的張力系數(shù)與該方向上的應(yīng)變率成正比。為了求解結(jié)構(gòu)限制層囊體的軸向應(yīng)力，可在假設(shè)囊內(nèi)充滿氣體時，研究囊體突然消失瞬間的內(nèi)部氣體運動狀態(tài)［14］。

在內(nèi)部氣體作用下，柔性外殼的結(jié)構(gòu)限制層囊體相當(dāng)于受定長理想約束的質(zhì)點系。假設(shè)充氣狀態(tài)下囊體消失的瞬間，囊內(nèi)氣體會沿外側(cè)囊體的法線方向向外運動，由于不同位置囊體的內(nèi)部氣體壓強相同，且氣體沿法向膨脹的速度與氣體壓強成正比，因此在囊內(nèi)氣體膨脹的瞬間，結(jié)構(gòu)限制層囊體環(huán)向和軸向的曲率半徑都會增加相同的量Δr，如圖11所示。

圖11中，RZ、RH分別為軸向曲率半徑和環(huán)向曲率半徑，KZ、KH分別為對應(yīng)的軸向曲率及環(huán)向曲率，β、γ分別為囊體單元沿X、Z方向的夾角，由于所選取囊體單元面積非常小，因此β、γ為很小的角度，故囊體的軸向應(yīng)變?yōu)槭剑?）：

同理，環(huán)向應(yīng)變εH為式（8）：

圖11 囊體膨脹示意圖Fig.11 Expansion of the restraint layer

根據(jù)之前的假設(shè)，囊體材料各向同性，因此囊體材料在載荷作用下其應(yīng)力應(yīng)變關(guān)系滿足式（9）所示胡克定律，其中E為囊體材料彈性模量。

將公式（7）、（8）代入公式（9）可得式（10）：

由公式（6）、（10）可知，結(jié)構(gòu)限制層囊體的軸向應(yīng)力如式（11）：

3.3 Von Mises應(yīng)力的計算

根據(jù)Mises屈服準(zhǔn)則，在比較復(fù)雜的應(yīng)力狀態(tài)下，可以用一個等效的固定值來表述此時該材料的應(yīng)力狀態(tài)。當(dāng)材料的等效應(yīng)力值達到定值的時候，材料就開始屈服，即進入塑性形變狀態(tài)［15］。采用Von Mises等效應(yīng)力可以將物體復(fù)雜的應(yīng)力狀態(tài)等效為單向應(yīng)力情況下材料的應(yīng)力應(yīng)變情況，從而更方便的發(fā)現(xiàn)分析對象應(yīng)力最大的位置。

Von Mises應(yīng)力的表達式如式（12）［15］：

式中，σx、σy、σz分別為單元體三個方向主應(yīng)力，τxy、τxz、τyz分別為單元體的三個切應(yīng)力。由于分析的囊體微元段受力狀況可以近似為平面應(yīng)力狀態(tài)，蒙皮微元段表面的法線方向正應(yīng)力為0，由于囊體單元處于二向應(yīng)力狀態(tài)，故τyz、τxz為0，蒙皮中取出單元體所受到的主應(yīng)力如式（13）：

蒙皮微元段近似作雙軸拉伸狀態(tài)，切應(yīng)力τxy可以近似為0，故蒙皮各點處的Von Mises應(yīng)力如式（14）：

4 結(jié)構(gòu)限制層囊體應(yīng)力有限元分析

本文所研究的結(jié)構(gòu)限制層囊體長度為10 m，直徑為8 m，內(nèi)囊壁厚為1 mm，內(nèi)囊結(jié)構(gòu)材料采用纖維正交編織復(fù)合材料，上下兩端通過航空鋁材料制成的剛性端環(huán)夾緊固定，囊體材料的參數(shù)如表2所示［16］。

表2 結(jié)構(gòu)限制層材料參數(shù)Table 2 Material parameters of the restraint layer

ABAQUS有限元軟件在求解過程中，將囊體單元設(shè)為M3D4R（4節(jié)點3D膜單元，減縮積分）。采用掃略劃分網(wǎng)格技術(shù)對結(jié)構(gòu)限制層囊體進行網(wǎng)格劃分，邊界條件設(shè)為兩端與剛性端環(huán)連接位置完全固定，囊體內(nèi)部表面施加0.1 MPa的充氣壓力，所建立的結(jié)構(gòu)限制層囊體有限元模型如圖12所示。

圖12 結(jié)構(gòu)限制層囊體有限元模型Fig.12 FEA model of the restraint layer

圖13所示為囊體在0.1 MPa充氣壓力作用下的應(yīng)力云紋圖。由于囊體沿圓周方向應(yīng)力值相同，故在ABAQUS中沿母線選中一系列結(jié)點，并新建一條路徑［17］，測量出所選中母線上各結(jié)點的應(yīng)力值，并繪制曲線如圖14所示。

圖13 囊體結(jié)構(gòu)應(yīng)力云紋圖Fig.13 Finite element model of the restraint layer

圖14 結(jié)構(gòu)限制層囊體母線上應(yīng)力Fig.14 The stress of the restraint layer generatrix

由圖14可知，囊體在中間部分應(yīng)力最大，其理論計算值與有限元分析結(jié)果相差約10 MPa，誤差約為3.5%，理論計算與ABAQUS有限元分析結(jié)果得到的囊體母線上應(yīng)力變化曲線趨勢基本一致。

5 充氣展開試驗

在空間站可充氣展開艙外載荷原理樣機的結(jié)構(gòu)限制層分析的基礎(chǔ)上，試制了一個比例約為1：15的縮小版樣機來驗證整個機構(gòu)設(shè)計方案的可行性。樣機的主要指標(biāo)如表3所示。采用四個電機（每兩個為一組）分別控制第一層及第三層控制地板展開結(jié)構(gòu)的展開過程，中央芯柱結(jié)構(gòu)展開狀態(tài)及折疊狀態(tài)如圖15所示。

整個艙體的充氣系統(tǒng)采用電動充氣泵作為氣源，實現(xiàn)柔性外殼的充氣展開，柔性外殼折疊狀態(tài)與展開狀態(tài)分別如圖16（a）、（b）所示。整個模型在充氣展開前后的體積比約為1∶2.3，所設(shè)計的可充氣展開艙外載荷原理樣機不僅可以降低對運載火箭的要求，并且可以通過對較小的發(fā)射體積進行充氣展開以獲得更大的工作空間。

表3 樣機主要參數(shù)Table 3 Primary parameters of the prototype

圖15 中央芯柱結(jié)構(gòu)Fig.15 Prototype of the structural core

圖16 柔性外殼Fig.16 Inflatable shell

6 結(jié)論

1）理論計算與ABAQUS有限元分析兩種方式得到的壓差作用下囊體母線上應(yīng)力變化曲線趨勢基本一致，且其誤差約為3.5%，理論分析方法正確有效；

2）充氣展開試驗證明，包括艙段艙門機構(gòu)、地板展開結(jié)構(gòu)、柔性外殼在內(nèi)的可充氣展開艙外載荷原理樣機結(jié)構(gòu)方案可行。

（

）

［1］王文龍，從強，史文華，等.航天器柔性充氣式密封艙結(jié)構(gòu)技術(shù)的發(fā)展［J］.航天器工程，2014，23（1）：103?108.Wang Wenlong，Cong Qiang，Shi Wenhua，et al.Develop?ment of structure technology for spacecraft inflatable capsule［J］.Spacecraft Engineering.2014，23（1）：103?108.（in Chinese）

［2］Seedhouse E.Bigelow aerospace：colonizing space one mod?ule at a time［M］.Germany：Springer International Publish?ing，2015：41?66.

［3］Delafuente H，Raboin J L，Spexarth G R，et al.TransHab：NASA's large?scale inflatable spacecraft［R］.AIAA 2000?1822，Reston，AIAA：2000.

［4］沈自才.充氣展開式結(jié)構(gòu)在航天器中的應(yīng)用［J］.航天器環(huán)境工程，2008，25（4）：323?329.Shen Zicai.Applications for inflatable deployment structures in spacecraft［J］.Spacecraft Environment Engineering，2008，25（4）：323?329.（in Chinese）

［5］Stanley D，Cook S，Connolly J，et al.NASA's exploration systems architecture study.final report［R］.NASA?TM?2005?214062，Washington D.C，NASA：2005.

［6］LévyF，PetrovG，Adams C.Lunar regolith particles in out?posts［C］//AIAA SPACE 2009 Conference＆ Exposition.Washington D.C：AIAA，2005：1?23.

［7］He W.Potential applications for inflatable structures in deep space exploration［C］//2002 International Symposium on Deep Space Exploration Technology and Application.Beijing：Beijing University of Aeronautics and Astronautics，2002.

［8］張玉珠，李建國.可伸縮式轉(zhuǎn)移居住艙結(jié)構(gòu)方案探討［J］.飛機設(shè)計，2002（4）：63?65.Zhang Yuzhu，Li Jianguo.Architecture discussion of transhab［J］.Aircraft Design，2002（4）：63?65.（in Chinese）

［9］黃志德，高峰，李健，等.出艙活動氣閘艙環(huán)境控制與出艙保障系統(tǒng)研制［J］.載人航天，2009，15（4）：32?39.Huang Zhide，Gaofeng，Lijian，et al.Development of envi?ronment control and support system for airlock in extravehicu?lar activity［J］.Manned Spaceflight，2009，15（4）：32?39.（in Chinese）

［10］嵇景全，劉志全，游巍.載人航天器艙門機構(gòu)原理與特點分析［J］.載人航天，2003，9（3）：34?39.Ji Jingquan，Liu Zhiquan，You Wei.Working principle and characteristic analysis on the hatch of manned spacecraft［J］.Manned Spaceflight，2003，9（3）：34?39.（in Chinese）

［11］嵇景全，劉志全.載人航天器電動兼手動艙門的研究［J］.航天器工程，2004，13（4）：27?33.Ji Jingquan，Liu Zhiquan.Research on electric/mannusl hatch for manned spacecraft［J］.Spacecraft Engineering，2004，13（4）：27?33.（in Chinese）

［12］李建國.可伸縮式轉(zhuǎn)移居住艙結(jié)構(gòu)方案探討［D］.北京：北京航空航天大學(xué)，2003.Li Jianguo.Architecture Discussion of TransHab［D］.Bei?jing：Beijing University of Aeronautics and Astronautics，2003.（in Chinese）

［13］鄭津洋，董其武，桑芝富.過程設(shè)備設(shè)計［M］.北京：化學(xué)工業(yè)出版社，2010，105?122.Zheng Jinyang，Dong Qiwu，Sang Zhifu.Process Equipment Design［M］.Beijing：Chemical Industry Press，2010，105?122.（in Chinese）

［14］黃迪.基于光纖光柵傳感的飛艇蒙皮平面應(yīng)變監(jiān)測方法研究［D］.上海：上海交通大學(xué)，2014.Huang Di.FBG Sensing?based Plane Strain Monitoring Analy?sis of Airship Envelope［D］.Shanghai：Shanghai Jiaotong U?niversity，2014.（in Chinese）

［15］Segalman D，Reese G，F(xiàn)ield J.Estimating the probability distribution of Von Mises stress for structures undergoing ran?dom excitation［J］.Journal of Vibration and Acoustics.2000，122（1）：42?48.

［16］陳娜.復(fù)合材料充氣艙體振動及衰減特性研究［D］.哈爾濱：哈爾濱工業(yè)大學(xué)，2014.Chen Na.Study on the Vibration and Attenuation Characteris?tics of the Inflatable Composite Cabin［D］.Harbin：Harbin Institute of Technology，2014.（in Chinese）

［17］朱麗君.充氣囊體結(jié)構(gòu)變形及應(yīng)力的數(shù)值模擬分析研究［D］.上海：上海交通大學(xué)，2014.Zhu Lijun.Numerical Simulation Analysis on the Deformation and the Stress of Inflated Membrane Structure［D］.Shanghai：Shanghai Jiaotong University，2014.（in Chinese）

Preliminary Design and Analysis of Space Station Inflatable Deployable Extravehicular Payload Prototype

LIU Jinguo1，CHEN Keli1，2，XIE Hualong2
（1.State Key Laboratory of Robotics，Shenyang Institute of Automation，Chinese Academy of Sciences，Shenyang 110016，China；2.School of Mechanical Engineering and Automation，Northeastern University，Shenyang 110819，China）

To provide extra working space for the astronauts to carry out on?orbit science experi?ments，and technically validate the construction of the space inflatable cabin and the inflatable lunar base，a space station inflatable deployable extravehicular payload prototype was designed based on the design concept of TransHab，which consisted of the structural core and the inflatable shell made by multilayer composite materials.To provide a reference for the stress estimation of the restraint layer under air pressure，the circumferential stress and axial stress of the restraint layer were derived in this paper.Von Mises stress was adopted to describe the two?direction stress state of the restraint layer，then the result was compared with the FEA（finite element analysis）result in ABAQUS，and the effectiveness of the derivation process was verified.Finally，the feasibility of the space station inflatable deployable extravehicular payload prototype，including the hatch mechanism，the floor de?ployable mechanism and the inflatable shell，was proved by the prototype trial?production and de?ployment experiment.

inflation；deployable structure；structural design；restraint layer；two?direction stress

TU353

A

1674?5825（2016）06?0737?07

2016?05?30；

2016?10?18

國家自然科學(xué)基金（51175494）

劉金國（1978－），男，博士，研究員，研究方向為空間機器人與自動化裝備。E?mail：liujinguo＠sia.cn