徐 彥，鄭 耀，周 盛

（1.浙江大學(xué)航空航天學(xué)院，杭州310027；2.中航工業(yè)洪都660導(dǎo)彈設(shè)計(jì)研究所，南昌330024）

新型載人飛行器輕質(zhì)化機(jī)身結(jié)構(gòu)的概念設(shè)計(jì)研究

徐 彥1，鄭 耀1，周 盛2

（1.浙江大學(xué)航空航天學(xué)院，杭州310027；2.中航工業(yè)洪都660導(dǎo)彈設(shè)計(jì)研究所，南昌330024）

針對(duì)新型載人飛行器，基于結(jié)構(gòu)方案設(shè)計(jì)、力學(xué)分析和模型結(jié)構(gòu)性能測(cè)試等研究，提出了輕質(zhì)化機(jī)身結(jié)構(gòu)的設(shè)計(jì)方案。采用柔性層合薄膜實(shí)現(xiàn)機(jī)身大面積防熱結(jié)構(gòu)；采用空間桁架結(jié)構(gòu)體系和新型節(jié)點(diǎn)連接形式，確定了飛行器機(jī)身的輕質(zhì)承載結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)方案；采用剛性桿?柔性索段組合方案，設(shè)計(jì)了機(jī)身結(jié)構(gòu)和燃料儲(chǔ)罐之間的連接系統(tǒng)。利用有限元軟件ANSYS評(píng)估了結(jié)構(gòu)體系的力學(xué)性能。利用機(jī)身典型承載結(jié)構(gòu)的縮比模型進(jìn)行了力學(xué)試驗(yàn)，驗(yàn)證了有限元分析模型和結(jié)果。研究結(jié)果可為新型載人飛行器的輕質(zhì)化機(jī)身結(jié)構(gòu)提供設(shè)計(jì)參考。

新型載人飛行器；輕質(zhì)化結(jié)構(gòu)；有限元分析；模態(tài)試驗(yàn)

1 引言

本文針對(duì)的新型載人飛行器是一種單級(jí)入軌飛行器，可以像普通飛機(jī)一樣在機(jī)場(chǎng)起飛，此時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)在吸氣式模態(tài)下工作；在一定飛行高度和速度下進(jìn)行模態(tài)轉(zhuǎn)換，發(fā)動(dòng)機(jī)以火箭式模態(tài)繼續(xù)爬升至近地軌道。該飛行器可快速、高可靠地進(jìn)入空間；在大氣層內(nèi)飛行時(shí)，其推進(jìn)系統(tǒng)采用空氣中的氧氣作為氧化劑，減少需攜帶的氧化劑，增加有效載荷。因而可以縮減發(fā)射成本，能夠在短時(shí)間內(nèi)完成航天員和貨物的天地往返運(yùn)輸，同時(shí)能夠支持在軌發(fā)射衛(wèi)星、維修空間設(shè)施等工作［1］。為降低飛行器的起飛質(zhì)量，實(shí)現(xiàn)較高推重比和操穩(wěn)性能，飛行器結(jié)構(gòu)的輕質(zhì)化設(shè)計(jì)具有重要的研究意義［2?3］。關(guān)于新型載人飛行器機(jī)身輕質(zhì)結(jié)構(gòu)的研究不多，英國(guó)Skylon飛行器在輕質(zhì)化結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)方面進(jìn)行了有益嘗試［4］，如圖1所示。Skylon機(jī)身整體采用平面桁架環(huán)形結(jié)構(gòu)，平面桁架環(huán)形結(jié)構(gòu)由碳纖維復(fù)合桿和鈦合金端部設(shè)備（節(jié)點(diǎn)）構(gòu)成，相互采用膠粘連接，桁架子結(jié)構(gòu)之間的裝配采用閃光焊接方式。該方案使得Skylon機(jī)身桁架結(jié)構(gòu)存在面外支承剛度較弱、縱向彎曲撓度較大和節(jié)點(diǎn)數(shù)目較多等問(wèn)題。這種裝配方式焊接工藝要求高，質(zhì)量難保證；焊接容易引起節(jié)點(diǎn)的殘余熱變形，引起環(huán)形桁架初始變形。

圖1 Skylon飛行器機(jī)身結(jié)構(gòu)［4］Fig.1 Fuselage structure of Skylon spacecraft［4］

本文針對(duì)Skylon飛行器設(shè)計(jì)方案存在的不足，提出了一種機(jī)身主承力結(jié)構(gòu)、柔性防熱結(jié)構(gòu)及柔性連接系統(tǒng)的輕量化設(shè)計(jì)方案，然后建立了力學(xué)分析模型，通過(guò)動(dòng)力學(xué)特性地面測(cè)試試驗(yàn)，研究該方案的剛度和頻率等力學(xué)性能，以為新型載人飛行器的輕質(zhì)化機(jī)身結(jié)構(gòu)提供設(shè)計(jì)方案。

2 機(jī)身輕質(zhì)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)方案

2.1 總體設(shè)計(jì)方案

新型載人飛行器結(jié)構(gòu)自重主要來(lái)自機(jī)身主承力結(jié)構(gòu)、防熱結(jié)構(gòu)、燃料儲(chǔ)罐、連接系統(tǒng)等。為搭載更多有效載荷，如圖2所示，機(jī)身主承力結(jié)構(gòu)采用空間桁架結(jié)構(gòu)，機(jī)身大面積防熱結(jié)構(gòu)采用由層合薄膜構(gòu)成的柔性多層防熱系統(tǒng)，燃料儲(chǔ)罐采用傳統(tǒng)的復(fù)合材料儲(chǔ)罐結(jié)構(gòu)，連接系統(tǒng)采用索鏈?zhǔn)饺嵝赃B接設(shè)計(jì)方案，以盡可能地減少結(jié)構(gòu)自重。

2.2 機(jī)身大面積防熱結(jié)構(gòu)

新型載人飛行器在大氣層內(nèi)飛行過(guò)程中，機(jī)身承受嚴(yán)酷的氣動(dòng)力、熱載荷，在軌飛行時(shí)也需要抵抗不斷變化的熱載荷。一般來(lái)說(shuō)，機(jī)身部位的熱流密度相對(duì)較小，可以采用被動(dòng)熱控技術(shù)［5］。新型載人飛行器機(jī)身的大面積防熱結(jié)構(gòu)擬采用柔性多層防熱系統(tǒng)（圖3）［6］，其多層隔熱系統(tǒng)由層合薄膜材料構(gòu)成，可包括防熱層、隔熱層和阻氣層，每一層又由多層薄膜組成，各層材料通過(guò)一定的連接工藝組合在一起。柔性多層防熱結(jié)構(gòu)能夠有效地阻滯熱流從結(jié)構(gòu)表面進(jìn)入內(nèi)部，并起到承受各種機(jī)械荷載的作用。

圖2 機(jī)身結(jié)構(gòu)總體方案Fig.2 System Design of the fuselage structure

圖3 柔性多層防熱系統(tǒng)［6］Fig.3 Flexible multi?layer thermal protect system［6］

2.3 機(jī)身承載結(jié)構(gòu)

針對(duì)新型載人飛行器機(jī)身承載結(jié)構(gòu)，為了提高機(jī)身結(jié)構(gòu)的承載力，提出了多種空間桁架結(jié)構(gòu)的拓?fù)湓O(shè)計(jì)方案，通過(guò)承載能力、加工和裝配等方面的比較，最終采用圖4的空間桁架結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)方案。桁架中節(jié)點(diǎn)形式為螺栓球節(jié)點(diǎn)，桿件和節(jié)點(diǎn)之間通過(guò)螺栓連接，如圖5。

圖4 機(jī)身輕質(zhì)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)方案Fig.4 Design scheme of light?weight fuselage structure

該結(jié)構(gòu)為空間桁架，面外支承剛度更大，機(jī)身的縱向彎曲剛度也更大；桁架中桿件和節(jié)點(diǎn)數(shù)目減少，便于加工裝配。擬采用的新型節(jié)點(diǎn)和裝配技術(shù)：碳纖維桿件和鈦合金節(jié)點(diǎn)將采用膠粘連接，桁架子結(jié)構(gòu)之間的連接節(jié)點(diǎn)采用螺栓球節(jié)點(diǎn)。如此，桁架子結(jié)構(gòu)之間的裝配便捷，能夠控制裝配精度。

在確定了桁架和節(jié)點(diǎn)的基本形式后，機(jī)身將參照Skylon的尺寸進(jìn)行承載結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)，如圖6所示。機(jī)身整體長(zhǎng)度為83.3 m，中段的等直徑貨艙段長(zhǎng)為31.2 m，桁架間距為1.2 m，機(jī)身外層最大直徑為6.75 m，內(nèi)層最大直徑為6.25 m，桿直徑為50 mm，球節(jié)點(diǎn)直徑為200 mm。由飛行器氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)的結(jié)果得到機(jī)身外輪廓線，為簡(jiǎn)化機(jī)身的總體幾何參數(shù)，對(duì)機(jī)身外輪廓線進(jìn)行曲線擬合得到曲線方程如式（1）：

式中：x為飛行器軸線方向坐標(biāo)，機(jī)頭指向機(jī)尾為正，d為機(jī)身軸向半徑。

圖5 螺栓球節(jié)點(diǎn)Fig.5 Bolt ball joint

圖6 機(jī)身承載結(jié)構(gòu)整體模型Fig.6 Whole model of bearing structure

2.4 燃料儲(chǔ)罐的連接設(shè)計(jì)

進(jìn)行飛行器機(jī)身和燃料儲(chǔ)罐之間的連接系統(tǒng)設(shè)計(jì)［7］，首先要設(shè)計(jì)燃料儲(chǔ)罐圓柱殼體的加勁箍，如圖7所示。加勁箍上的開孔能提供連接系統(tǒng)的固定端，并且提高燃料儲(chǔ)罐承受液體燃料內(nèi)壓和飛行動(dòng)荷載的承載性能。

將燃料儲(chǔ)罐和飛行器機(jī)身桁架結(jié)構(gòu)裝配在一起，確定兩者之間可靠、有效地連接成為承力整體，并能夠阻隔機(jī)身熱結(jié)構(gòu)和儲(chǔ)罐冷結(jié)構(gòu)之間的熱流傳遞。連接系統(tǒng)由剛性的桿件和柔性的索段構(gòu)成。剛性桿件一端和加勁箍相連接，另一端連接在機(jī)身桁架結(jié)構(gòu)的節(jié)點(diǎn)板上。為了提高連接剛度，剛性桿件在一個(gè)截面平面內(nèi)布置，如圖8所示，為燃料儲(chǔ)罐提供了鉸接固定端。

為了在連接設(shè)計(jì)中導(dǎo)入接觸熱阻的方式，增大連接系統(tǒng)的等效熱阻，連接系統(tǒng)中柔性索段設(shè)計(jì)為索鏈形式，如圖9所示，相鄰兩個(gè)索環(huán)之間存在較大的接觸熱阻。為了研究傳熱路徑對(duì)連接系統(tǒng)隔熱性能的影響，燃料儲(chǔ)罐和飛行器機(jī)身之間的柔性索段可以采用如圖9（a）和圖9（b）兩種方案。設(shè)計(jì)方案一連接索段較短，燃料儲(chǔ)罐上的連接節(jié)點(diǎn)易于布置，占用的空間?。欢O(shè)計(jì)方案二傳熱路徑更長(zhǎng)，采用較少的柔性索段即可實(shí)現(xiàn)可靠連接，但是燃料儲(chǔ)罐上的連接節(jié)點(diǎn)較難布置。通過(guò)比較研究，選擇方案二作為連接系統(tǒng)的最終設(shè)計(jì)方案最終飛行器機(jī)身結(jié)構(gòu)、燃料儲(chǔ)罐和連接系統(tǒng)的整體裝配模型如圖10所示。

圖7 燃料儲(chǔ)罐圓柱殼體的加勁箍Fig.7 Stiffening rings of cylindrical shell of the fuel tank

圖8 剛性桿件連接Fig.8 Rigid bars for connection

3 機(jī)身整體結(jié)構(gòu)力學(xué)分析

采用通用有限元軟件ANSYS，對(duì)圖6所示的機(jī)身承載結(jié)構(gòu)整體模型進(jìn)行力學(xué)性能分析。分析模型上施加的約束位于飛行器機(jī)翼與機(jī)體連接的機(jī)身中央部分，以限制其6個(gè)自由度的剛體位移。

為評(píng)估機(jī)身結(jié)構(gòu)的承載剛度，分析飛行器再入時(shí)氣動(dòng)力作用下的靜力變形，將機(jī)身上作用的氣動(dòng)力等效為集中力施加到機(jī)身承載結(jié)構(gòu)的節(jié)點(diǎn)上。在機(jī)身前部一處沿著徑向施加一個(gè)100 kN的載荷，分析其變形可以發(fā)現(xiàn)，在施加外載荷的節(jié)點(diǎn)附近，機(jī)身結(jié)構(gòu)會(huì)發(fā)生很小量級(jí)的變形，而在距離加載節(jié)點(diǎn)較遠(yuǎn)的地方，機(jī)身結(jié)構(gòu)基本不發(fā)生變形，如圖11所示。由此可知，空間桁架式機(jī)身整體結(jié)構(gòu)具有較強(qiáng)的面外剛度，可以抵抗較大的面外載荷如氣動(dòng)力。由于施加外載荷的節(jié)點(diǎn)附近發(fā)生的變形很小，桁架中各桿件的截面和長(zhǎng)度還可以進(jìn)一步優(yōu)化，從而繼續(xù)降低飛行器的結(jié)構(gòu)自重。

圖9 柔性索段連接Fig.9 Flexible cables for connection

圖10 機(jī)身和燃料儲(chǔ)罐的連接模型Fig.10 Connection model between fuselage and fuel tank

圖11 機(jī)身整體模型的變形圖Fig.11 Deformation figure of the fuselage model

然后利用ANSYS對(duì)整個(gè)機(jī)身整體模型進(jìn)行模態(tài)分析，可以得到前三階固有頻率，依次為：0.8526 Hz、0.9737 Hz和1.11 Hz，對(duì)應(yīng)的前三階振形如圖12。

圖12 前三階振形Fig.12 The first three order modal shapes

從上面的結(jié)果可以看出，空間桁架機(jī)身整體的前三階模態(tài)對(duì)應(yīng)的固有頻率都比較小，且比較接近，一旦發(fā)生共振將對(duì)飛行器造成毀滅性打擊，因此要盡量避免機(jī)身在上述固有頻率附近的低頻振動(dòng)。

4 機(jī)身典型段的模型驗(yàn)證

4.1 模型試制

為了驗(yàn)證有限元分析方法及結(jié)果的準(zhǔn)確性，試制了如圖13的實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ?，并進(jìn)行了相應(yīng)的力學(xué)試驗(yàn)。考慮到相似性原理和實(shí)際加工條件，模型的外環(huán)直徑為1.35 m、內(nèi)環(huán)直徑為1.25 m、桿件直徑10 mm、桁架層間間距為0.24 m、球節(jié)點(diǎn)的直徑為40 mm。

圖13 模型實(shí)物Fig.13 Prototype model

4.2 材料力學(xué)性能試驗(yàn)

有限元分析需要輸入材料的彈性模量等屬性，因此在分析前，必須對(duì)材料的基本屬性進(jìn)行測(cè)量。采用電子式萬(wàn)能試驗(yàn)機(jī)進(jìn)行了彈性模量的測(cè)量。利用試驗(yàn)機(jī)對(duì)碳纖維管進(jìn)行一次破壞性的拉伸試驗(yàn)測(cè)得其拉伸極限為15.29 kN；接著，取其60%作為拉伸的加載極限，對(duì)碳纖維管從0～9 kN進(jìn)行加載，通過(guò)引伸計(jì)的變形得到碳纖維管50 mm測(cè)量段的伸長(zhǎng)量，并通過(guò)荷載?位移曲線得到該碳纖維管的彈性模量為3.85 GPa。

4.3 有限元分析

通過(guò)導(dǎo)入AutoCAD文件，在ANSYS軟件中建立如圖14所示的有限元分析模型。

圖14 有限元分析模型Fig.14 FEM analysis model

在ANSYS內(nèi)對(duì)模型的物理參數(shù)進(jìn)行設(shè)置，對(duì)各個(gè)桿件采用BEAM 188號(hào)單元，柔性張拉索采用LINK10單元，將其橫截面設(shè)置為環(huán)狀（內(nèi)、外徑分別為8 mm和10 mm），其彈性模量、密度等數(shù)值采用試驗(yàn)測(cè)量結(jié)果。施加相應(yīng)的約束以限制其6個(gè)自由度的剛體位移。參數(shù)設(shè)置完成后，依次對(duì)兩個(gè)模型進(jìn)行振動(dòng)模態(tài)和靜力變形分析。

在完成重力加載后，直接利用ANSYS對(duì)機(jī)身典型結(jié)構(gòu)模型進(jìn)行模態(tài)分析，得到的前五階固有頻率如表1。

表1 模型前五階固有頻率Table 1 First five natural frequency of the model

接下來(lái)對(duì)其進(jìn)行靜力變形分析。對(duì)模型施加的約束不變，在此基礎(chǔ)上在與約束節(jié)點(diǎn)（即2號(hào)節(jié)點(diǎn)）相對(duì)稱的節(jié)點(diǎn)（即42號(hào)節(jié)點(diǎn)）上分別在X，Y三個(gè)方向上施加集中力100 N，利用ANSYS求解得到結(jié)構(gòu)的變形情況分別如圖15～圖16。

從變形情況可以看出，在42號(hào)節(jié)點(diǎn)施加X(jué)方向的力時(shí)，形變最大處位于集中力作用的加載節(jié)點(diǎn)附近；在節(jié)點(diǎn)上施加Y方向的力時(shí)，由于該結(jié)構(gòu)在某種程度上的對(duì)稱性，施加Y方向的力的時(shí)候，形變最大處是位于約束節(jié)點(diǎn)和加載節(jié)點(diǎn)之間的區(qū)域。由于本模型只是機(jī)身縱向上的一個(gè)單元，因此沒(méi)有在Z方向上施加力進(jìn)行分析。

4.4 模態(tài)試驗(yàn)

采用TST5912動(dòng)態(tài)信號(hào)測(cè)試分析系統(tǒng)對(duì)模型進(jìn)行模態(tài)試驗(yàn)，并采用TSTMP模態(tài)分析軟件進(jìn)行數(shù)據(jù)分析，結(jié)果見表2。有限元分析結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果符合得較好，因此可以驗(yàn)證有限元分析方法和結(jié)果的正確性。

圖15 X方向上施力后變形圖Fig.15 Deformation figure by X?direction force

5 結(jié)論

本文針對(duì)新型載人飛行器機(jī)身結(jié)構(gòu)的輕質(zhì)化設(shè)計(jì)，經(jīng)過(guò)方案設(shè)計(jì)、有限元分析及必要的試驗(yàn)驗(yàn)證研究，得到如下結(jié)論：

1）采用柔性多層防熱系統(tǒng)、空間桁架結(jié)構(gòu)系、螺栓球節(jié)點(diǎn)設(shè)計(jì)、剛性桿?柔性索段連接技術(shù)等，可以實(shí)現(xiàn)新型載人飛行器輕質(zhì)化機(jī)身結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)；

2）機(jī)身主承力結(jié)構(gòu)的整體模型力學(xué)分析表明，機(jī)身殼體面外剛度較好，結(jié)構(gòu)的整體剛度較差，基頻較低（0.85 Hz），有必要采取措施避免共振發(fā)生；機(jī)身典型段的模型試驗(yàn)結(jié)果和分析結(jié)果符合得較好，驗(yàn)證了有限元分析模型的有效性。

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Study on Conceptual Design of Light?weight Fuselage Structures in Novel Manned Spacecraft

XU Yan1，ZHENG Yao1，ZHOU Sheng2
（1.School of Aeronautics and Astronautics，Zhejiang University，Hangzhou 310027，China；2.660 Missile Design Institute，Hongdu Aviation Industry Group LTD.，Nanchang 330024，China）

Based on the study results of the structure conceptual design，the mechanics analysis and the structural performance tests of a scale model，a light?weight conceptual design of the fuselage structures of a novel manned spacecraft was presented.The flexible composite membranes were em?ployed to construct the large?area thermal protect structure of the manned spacecraft fuselage.A spa?tial truss structural system and a novel joint connection form were used to design the light－weight bearing structure of the manned spacecraft fuselage.An integrated scheme including the rigid bars and the flexible cables was proposed to design the connection system between the manned spacecraft fuselage and the fuel tank.The design scheme was analyzed with FEM software ANSYS，and the mechanical properties of the structure were evaluated.The scale model of the bearing structure of the manned spacecraft fuselage was developed for the structural performance tests，and the FEM analysis model and results were validated.The research achievements may provide a design reference for the light?weight fuselage structures of a novel manned spacecraft.

novel manned spacecraft；light?weight structures；FEM analysis；modal test

V423.8

A

1674?5825（2016）06?0744?06

2015?11?10；

2016?11?14

國(guó)家自然科學(xué)基金（11402229）；浙江省自然科學(xué)基金（LQ14A020003）

徐彥（1982－），男，博士，副教授，研究方向?yàn)轱w行器設(shè)計(jì)。E?mail：xyzs＠zju.edu.cn