徐 彥，鄭 耀，周 盛

（1.浙江大學航空航天學院，杭州310027；2.中航工業(yè)洪都660導彈設計研究所，南昌330024）

新型載人飛行器輕質(zhì)化機身結(jié)構(gòu)的概念設計研究

徐 彥1，鄭 耀1，周 盛2

（1.浙江大學航空航天學院，杭州310027；2.中航工業(yè)洪都660導彈設計研究所，南昌330024）

針對新型載人飛行器，基于結(jié)構(gòu)方案設計、力學分析和模型結(jié)構(gòu)性能測試等研究，提出了輕質(zhì)化機身結(jié)構(gòu)的設計方案。采用柔性層合薄膜實現(xiàn)機身大面積防熱結(jié)構(gòu)；采用空間桁架結(jié)構(gòu)體系和新型節(jié)點連接形式，確定了飛行器機身的輕質(zhì)承載結(jié)構(gòu)設計方案；采用剛性桿?柔性索段組合方案，設計了機身結(jié)構(gòu)和燃料儲罐之間的連接系統(tǒng)。利用有限元軟件ANSYS評估了結(jié)構(gòu)體系的力學性能。利用機身典型承載結(jié)構(gòu)的縮比模型進行了力學試驗，驗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)化機身結(jié)構(gòu)提供設計參考。

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

1 引言

本文針對的新型載人飛行器是一種單級入軌飛行器，可以像普通飛機一樣在機場起飛，此時發(fā)動機在吸氣式模態(tài)下工作；在一定飛行高度和速度下進行模態(tài)轉(zhuǎn)換，發(fā)動機以火箭式模態(tài)繼續(xù)爬升至近地軌道。該飛行器可快速、高可靠地進入空間；在大氣層內(nèi)飛行時，其推進系統(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，能夠在短時間內(nèi)完成航天員和貨物的天地往返運輸，同時能夠支持在軌發(fā)射衛(wèi)星、維修空間設施等工作［1］。為降低飛行器的起飛質(zhì)量，實現(xiàn)較高推重比和操穩(wěn)性能，飛行器結(jié)構(gòu)的輕質(zhì)化設計具有重要的研究意義［2?3］。關于新型載人飛行器機身輕質(zhì)結(jié)構(gòu)的研究不多，英國Skylon飛行器在輕質(zhì)化結(jié)構(gòu)設計方面進行了有益嘗試［4］，如圖1所示。Skylon機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)由碳纖維復合桿和鈦合金端部設備（節(jié)點）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)點數(shù)目較多等問題。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)點的殘余熱變形，引起環(huán)形桁架初始變形。

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

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

2 機身輕質(zhì)結(jié)構(gòu)設計方案

2.1 總體設計方案

新型載人飛行器結(jié)構(gòu)自重主要來自機身主承力結(jié)構(gòu)、防熱結(jié)構(gòu)、燃料儲罐、連接系統(tǒng)等。為搭載更多有效載荷，如圖2所示，機身主承力結(jié)構(gòu)采用空間桁架結(jié)構(gòu)，機身大面積防熱結(jié)構(gòu)采用由層合薄膜構(gòu)成的柔性多層防熱系統(tǒng)，燃料儲罐采用傳統(tǒng)的復合材料儲罐結(jié)構(gòu)，連接系統(tǒng)采用索鏈式柔性連接設計方案，以盡可能地減少結(jié)構(gòu)自重。

2.2 機身大面積防熱結(jié)構(gòu)

新型載人飛行器在大氣層內(nèi)飛行過程中，機身承受嚴酷的氣動力、熱載荷，在軌飛行時也需要抵抗不斷變化的熱載荷。一般來說，機身部位的熱流密度相對較小，可以采用被動熱控技術［5］。新型載人飛行器機身的大面積防熱結(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)表面進入內(nèi)部，并起到承受各種機械荷載的作用。

圖2 機身結(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 機身承載結(jié)構(gòu)

針對新型載人飛行器機身承載結(jié)構(gòu)，為了提高機身結(jié)構(gòu)的承載力，提出了多種空間桁架結(jié)構(gòu)的拓撲設計方案，通過承載能力、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)設計方案。桁架中節(jié)點形式為螺栓球節(jié)點，桿件和節(jié)點之間通過螺栓連接，如圖5。

圖4 機身輕質(zhì)結(jié)構(gòu)設計方案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，機身的縱向彎曲剛度也更大；桁架中桿件和節(jié)點數(shù)目減少，便于加工裝配。擬采用的新型節(jié)點和裝配技術：碳纖維桿件和鈦合金節(jié)點將采用膠粘連接，桁架子結(jié)構(gòu)之間的連接節(jié)點采用螺栓球節(jié)點。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)點的基本形式后，機身將參照Skylon的尺寸進行承載結(jié)構(gòu)設計，如圖6所示。機身整體長度為83.3 m，中段的等直徑貨艙段長為31.2 m，桁架間距為1.2 m，機身外層最大直徑為6.75 m，內(nèi)層最大直徑為6.25 m，桿直徑為50 mm，球節(jié)點直徑為200 mm。由飛行器氣動布局設計的結(jié)果得到機身外輪廓線，為簡化機身的總體幾何參數(shù)，對機身外輪廓線進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，機頭指向機尾為正，d為機身軸向半徑。

圖5 螺栓球節(jié)點Fig.5 Bolt ball joint

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

2.4 燃料儲罐的連接設計

進行飛行器機身和燃料儲罐之間的連接系統(tǒng)設計［7］，首先要設計燃料儲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，并且提高燃料儲罐承受液體燃料內(nèi)壓和飛行動荷載的承載性能。

將燃料儲罐和飛行器機身桁架結(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，并能夠阻隔機身熱結(jié)構(gòu)和儲罐冷結(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，另一端連接在機身桁架結(jié)構(gòu)的節(jié)點板上。為了提高連接剛度，剛性桿件在一個截面平面內(nèi)布置，如圖8所示，為燃料儲罐提供了鉸接固定端。

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

圖7 燃料儲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 機身整體結(jié)構(gòu)力學分析

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

為評估機身結(jié)構(gòu)的承載剛度，分析飛行器再入時氣動力作用下的靜力變形，將機身上作用的氣動力等效為集中力施加到機身承載結(jié)構(gòu)的節(jié)點上。在機身前部一處沿著徑向施加一個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)點附近，機身結(jié)構(gòu)會發(fā)生很小量級的變形，而在距離加載節(jié)點較遠的地方，機身結(jié)構(gòu)基本不發(fā)生變形，如圖11所示。由此可知，空間桁架式機身整體結(jié)構(gòu)具有較強的面外剛度，可以抵抗較大的面外載荷如氣動力。由于施加外載荷的節(jié)點附近發(fā)生的變形很小，桁架中各桿件的截面和長度還可以進一步優(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 機身和燃料儲罐的連接模型Fig.10 Connection model between fuselage and fuel tank

圖11 機身整體模型的變形圖Fig.11 Deformation figure of the fuselage model

然后利用ANSYS對整個機身整體模型進行模態(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，對應的前三階振形如圖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，空間桁架機身整體的前三階模態(tài)對應的固有頻率都比較小，且比較接近，一旦發(fā)生共振將對飛行器造成毀滅性打擊，因此要盡量避免機身在上述固有頻率附近的低頻振動。

4 機身典型段的模型驗證

4.1 模型試制

為了驗證有限元分析方法及結(jié)果的準確性，試制了如圖13的實驗模型，并進行了相應的力學試驗?？紤]到相似性原理和實際加工條件，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)點的直徑為40 mm。

圖13 模型實物Fig.13 Prototype model

4.2 材料力學性能試驗

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，必須對材料的基本屬性進行測量。采用電子式萬能試驗機進行了彈性模量的測量。利用試驗機對碳纖維管進行一次破壞性的拉伸試驗測得其拉伸極限為15.29 kN；接著，取其60%作為拉伸的加載極限，對碳纖維管從0～9 kN進行加載，通過引伸計的變形得到碳纖維管50 mm測量段的伸長量，并通過荷載?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

通過導入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)對模型的物理參數(shù)進行設置，對各個桿件采用BEAM 188號單元，柔性張拉索采用LINK10單元，將其橫截面設置為環(huán)狀（內(nèi)、外徑分別為8 mm和10 mm），其彈性模量、密度等數(shù)值采用試驗測量結(jié)果。施加相應的約束以限制其6個自由度的剛體位移。參數(shù)設置完成后，依次對兩個模型進行振動模態(tài)和靜力變形分析。

在完成重力加載后，直接利用ANSYS對機身典型結(jié)構(gòu)模型進行模態(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

接下來對其進行靜力變形分析。對模型施加的約束不變，在此基礎上在與約束節(jié)點（即2號節(jié)點）相對稱的節(jié)點（即42號節(jié)點）上分別在X，Y三個方向上施加集中力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號節(jié)點施加X方向的力時，形變最大處位于集中力作用的加載節(jié)點附近；在節(jié)點上施加Y方向的力時，由于該結(jié)構(gòu)在某種程度上的對稱性，施加Y方向的力的時候，形變最大處是位于約束節(jié)點和加載節(jié)點之間的區(qū)域。由于本模型只是機身縱向上的一個單元，因此沒有在Z方向上施加力進行分析。

4.4 模態(tài)試驗

采用TST5912動態(tài)信號測試分析系統(tǒng)對模型進行模態(tài)試驗，并采用TSTMP模態(tài)分析軟件進行數(shù)據(jù)分析，結(jié)果見表2。有限元分析結(jié)果與試驗結(jié)果符合得較好，因此可以驗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

本文針對新型載人飛行器機身結(jié)構(gòu)的輕質(zhì)化設計，經(jīng)過方案設計、有限元分析及必要的試驗驗證研究，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)點設計、剛性桿?柔性索段連接技術等，可以實現(xiàn)新型載人飛行器輕質(zhì)化機身結(jié)構(gòu)設計；

2）機身主承力結(jié)構(gòu)的整體模型力學分析表明，機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；機身典型段的模型試驗結(jié)果和分析結(jié)果符合得較好，驗證了有限元分析模型的有效性。

（

）

［1］Mark Hempsell.A phased approach to orbital public access［J］.Acta Astronautica，2010，66（1）：1639?1644.

［2］鄧揚晨，孫穎，曾惠華，等.大展弦比飛機翼身結(jié)構(gòu)不同剛度對結(jié)構(gòu)響應的影響［J］.飛機設計，2006（4）：1?6.Deng Yangchen，Sun Ying，Zeng Huhua，et al.Effects of different stiffness between wing and fuselage structures on structura l responses for high aspect ratio airplanes［J］.Air?craft Design，2006（4）：1?6.（in Chinese）

［3］王永恒，陳五一.基于結(jié)構(gòu)仿生的飛行器支架輕量化設計［J］.機械設計，2014，29（4）：77?79.Wang Yongheng，Chen Wuyi.Lightweight design of aircraft support based on structural bionics［J］.Journal of Machine Design，2014，29（4）：77?79.（in Chinese）

［4］Varvill R，Bond A.Application of carbon fibre truss technolo?gy to the fuselage structure of the SKYLON spaceplane［J］.Journal of the British Interplanetary Society，2004，57（1）：1?13.

［5］梁波，易建政，周志強，等.飛行器防熱研究概況及其發(fā)展趨勢［J］.裝備環(huán)境工程，2008，5（4）：41?44.Liang Bo，Yi Jianzheng，Zhou Zhiqiang，et al.General situa?tion and development trend of aircraft thermal protection re?search［J］.Equipment Environmental Engineering，2008，5（4）：41?44.（in Chinese）

［6］Smith B P，Tanner C L，Mahzari M，et al.A historical re?view of inflatable aerodynamic decelerator technology develop?ment［C］//Big Sky，Montana，USA：2010 IEEE Aerospace Conference，paper＃1276，2010.

［7］楊華保，王建.重復使用飛行器雙層式結(jié)構(gòu)連接研究［J］.航空計算技術，2013，43（2）：9?11.Yang Huabao，Wang Jian.Study on joint of reusable launch vehicle's double?shell structure［J］.Aeronautical Computing Technique，2013，43（2）：9?11.（in Chinese）

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

國家自然科學基金（11402229）；浙江省自然科學基金（LQ14A020003）

徐彥（1982－），男，博士，副教授，研究方向為飛行器設計。E?mail：xyzs＠zju.edu.cn