/北京宇航系統(tǒng)工程研究所

空間飛行器在隨運(yùn)載火箭發(fā)射過程中會(huì)經(jīng)歷由發(fā)動(dòng)機(jī)推力變化、跨音速脈動(dòng)壓力、助推器關(guān)機(jī)、分離等動(dòng)作引起的惡劣低頻振動(dòng)環(huán)境,導(dǎo)致飛行器各結(jié)構(gòu)部段產(chǎn)生動(dòng)態(tài)內(nèi)力、各儀器設(shè)備安裝處產(chǎn)生瞬態(tài)低頻振動(dòng),引起結(jié)構(gòu)損壞、儀器設(shè)備失效等風(fēng)險(xiǎn)。

某飛行器上面級(jí)首飛組合體將搭載某運(yùn)載火箭首飛任務(wù)開展演示驗(yàn)證,其總體布局如圖1所示。組合體由2個(gè)主要有效載荷及5個(gè)結(jié)構(gòu)部段組成,總高度超過10米,總質(zhì)量達(dá)到11500千克,質(zhì)心距下端面高度約4.5米。其中,支架3內(nèi)集中安裝了電氣設(shè)備、推進(jìn)劑貯箱、氣瓶、管路等,為組合體單獨(dú)在軌飛行提供動(dòng)力。除支架3是對(duì)原有上面級(jí)型號(hào)進(jìn)行適應(yīng)性修改外,其余結(jié)構(gòu)部段均為新設(shè)計(jì)。

圖1 組合體總體布局示意圖

組合體質(zhì)量大、質(zhì)心高,且內(nèi)部存在多個(gè)傳力分支,飛行任務(wù)中結(jié)構(gòu)破壞的風(fēng)險(xiǎn)不可忽視。同時(shí),在研制進(jìn)度、經(jīng)費(fèi)等多因素制約條件下,組合體僅投產(chǎn)一套結(jié)構(gòu)產(chǎn)品先后用于力學(xué)試驗(yàn)及飛行任務(wù),既需要盡量減少力學(xué)試驗(yàn)對(duì)飛行產(chǎn)品的損傷,降低試驗(yàn)后產(chǎn)品繼續(xù)用于飛行的風(fēng)險(xiǎn),又要在首飛前解決對(duì)飛行力學(xué)環(huán)境的適應(yīng)性問題,避免給運(yùn)載火箭首飛任務(wù)帶來災(zāi)難性影響。

一、環(huán)境適應(yīng)性設(shè)計(jì)、驗(yàn)證模式工作實(shí)踐

1.總體思路

空間飛行器總體力學(xué)環(huán)境設(shè)計(jì)是各結(jié)構(gòu)部段、儀器設(shè)備環(huán)境適應(yīng)性設(shè)計(jì)、試驗(yàn)驗(yàn)證的主要依據(jù),設(shè)計(jì)過程需要大量試驗(yàn)數(shù)據(jù)作支撐。計(jì)算機(jī)輔助工程設(shè)計(jì)(CAT)是依托于力學(xué)分析以及計(jì)算機(jī)技術(shù)快速發(fā)展,為適應(yīng)優(yōu)化設(shè)計(jì)流程、降低生產(chǎn)成本等需要,包含分析、計(jì)算和仿真在內(nèi)的研發(fā)活動(dòng)。相比開展大型地面試驗(yàn),CAT技術(shù)具有成本低、靈活性和效率更高的特點(diǎn)。

在總結(jié)在飛上面級(jí)型號(hào)研制經(jīng)驗(yàn)的基礎(chǔ)上,結(jié)合組合體對(duì)成本、進(jìn)度及安全性的特定需求,探索基于CAT的上面級(jí)力學(xué)環(huán)境適應(yīng)性設(shè)計(jì)、驗(yàn)證新模式。以環(huán)境適應(yīng)性數(shù)字化設(shè)計(jì)、仿真、分析為基礎(chǔ),主要通過仿真、分析得出力學(xué)環(huán)境數(shù)據(jù),僅對(duì)組合體關(guān)鍵動(dòng)力學(xué)特性、結(jié)構(gòu)部段承載裕度較低環(huán)節(jié)進(jìn)行地面試驗(yàn)驗(yàn)證。通過大量的仿真分析并結(jié)合少量實(shí)物試驗(yàn)達(dá)到研制目標(biāo),能夠消除系統(tǒng)級(jí)試驗(yàn)主頻處過試驗(yàn)引起結(jié)構(gòu)損傷、地面試驗(yàn)驗(yàn)證不充分帶來飛行隱患2項(xiàng)風(fēng)險(xiǎn)。在搭載火箭首飛前完成總體力學(xué)環(huán)境適應(yīng)性驗(yàn)證,為最終確保飛行安全性、成功完成搭載飛行任務(wù)提供支撐。

2.實(shí)踐過程

(1)實(shí)施流程

基于CAT的上面級(jí)力學(xué)環(huán)境適應(yīng)性設(shè)計(jì)、驗(yàn)證流程主要包括以下3個(gè)步驟:

第一步,通過組合體與運(yùn)載火箭耦合力學(xué)分析,獲取組合體內(nèi)部節(jié)點(diǎn)加速度響應(yīng)及各部段界面動(dòng)態(tài)力。結(jié)構(gòu)使用載荷需同時(shí)包絡(luò)準(zhǔn)靜態(tài)計(jì)算值及載荷耦合分析提取值,單機(jī)振動(dòng)試驗(yàn)條件制定需包絡(luò)對(duì)應(yīng)節(jié)點(diǎn)加速度沖擊響應(yīng)譜并保留一定余量,并以此為依據(jù)開展結(jié)構(gòu)部段對(duì)飛行載荷的承載設(shè)計(jì)以及儀器設(shè)備對(duì)振動(dòng)試驗(yàn)條件的適應(yīng)性設(shè)計(jì)。

第二步,開展整器低量級(jí)振動(dòng)試驗(yàn),獲取傳力路線上、關(guān)鍵單機(jī)安裝處測(cè)點(diǎn)頻響特性,驗(yàn)證飛行器有限元模型計(jì)算準(zhǔn)確性,由此證明第一步中利用驗(yàn)證后組合體有限元模型進(jìn)行飛行狀態(tài)加速度響應(yīng)、動(dòng)態(tài)力仿真結(jié)果的準(zhǔn)確性。

第三步,開展數(shù)字化靜力試驗(yàn),獲取所有結(jié)構(gòu)部段各受力工況中裕度較低的環(huán)節(jié),并開展相應(yīng)的實(shí)際靜力試驗(yàn)對(duì)低裕度工況實(shí)際承載能力的驗(yàn)證;各儀器設(shè)備通過單機(jī)狀態(tài)低頻振動(dòng)試驗(yàn)證明其對(duì)力學(xué)環(huán)境的適應(yīng)性。

在以上設(shè)計(jì)、驗(yàn)證流程中,總體低頻振動(dòng)環(huán)境預(yù)示除采用全箭耦合力學(xué)分析獲取組合體、運(yùn)載火箭對(duì)接面環(huán)境條件外,也直接給出組合體內(nèi)部單機(jī)細(xì)化的環(huán)境條件,避免直接由組合體、運(yùn)載火箭對(duì)接面環(huán)境條件以頻響方式進(jìn)行二次處理帶來的響應(yīng)放大。在各結(jié)構(gòu)部段承載能力驗(yàn)證中,采用數(shù)字化強(qiáng)度試驗(yàn)為主的方式,檢驗(yàn)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)是否滿足承載要求。

(2)組合體載荷、力學(xué)環(huán)境設(shè)計(jì)

組合體、運(yùn)載火箭耦合力學(xué)分析。為準(zhǔn)確預(yù)示組合體飛行低頻振動(dòng)環(huán)境,建立其詳細(xì)有限元模型并與已通過單獨(dú)試驗(yàn)驗(yàn)證的運(yùn)載火箭模型進(jìn)行組合,開展耦合狀態(tài)力學(xué)分析,其流程示意如圖2所示。計(jì)算得出組合體內(nèi)部各儀器設(shè)備安裝位置加速度響應(yīng)、各部段對(duì)接面動(dòng)態(tài)力等。

圖2 組合體、運(yùn)載火箭耦合力學(xué)分析流程

結(jié)構(gòu)部段載荷設(shè)計(jì)。除按照傳統(tǒng)方法給出準(zhǔn)靜態(tài)計(jì)算載荷值外,也可通過耦合力學(xué)分析提取各部段對(duì)接面動(dòng)態(tài)載荷值,結(jié)構(gòu)承載分析中需針對(duì)這2種計(jì)算方法得到的載荷值進(jìn)行強(qiáng)度校核。

儀器設(shè)備振動(dòng)試驗(yàn)條件制定。將耦合分析獲取的儀器設(shè)備安裝位置的加速度時(shí)域數(shù)據(jù)生成沖擊響應(yīng)譜,并作為儀器設(shè)備飛行工況振動(dòng)環(huán)境數(shù)據(jù)。為保證在耦合力學(xué)計(jì)算存在偏差的情況下增強(qiáng)單機(jī)試驗(yàn)條件對(duì)飛行環(huán)境的覆蓋性,制定的單機(jī)振動(dòng)試驗(yàn)驗(yàn)收量級(jí)條件在覆蓋儀器設(shè)備安裝位置節(jié)點(diǎn)沖擊響應(yīng)譜曲線的前提下留取一定余量。

(3)試驗(yàn)驗(yàn)證情況

系統(tǒng)級(jí)振動(dòng)試驗(yàn)。在以上組合體載荷、力學(xué)環(huán)境設(shè)計(jì)流程中,整器有限元模型是非常重要的一環(huán),其計(jì)算準(zhǔn)確性與各結(jié)構(gòu)部段界面力、加速度響應(yīng)計(jì)算的準(zhǔn)確性直接相關(guān)。為了驗(yàn)證模型的準(zhǔn)確性,保證有限元計(jì)算能表征組合體主要的動(dòng)力學(xué)特性,開展了系統(tǒng)級(jí)低頻振動(dòng)試驗(yàn)。

為降低系統(tǒng)級(jí)試驗(yàn)可能引起的結(jié)構(gòu)產(chǎn)品損傷,組合體僅完成了低量級(jí)特征試驗(yàn),并在主頻處考慮結(jié)構(gòu)承載情況進(jìn)行“帶谷”處理,降低共振頻段過試驗(yàn)風(fēng)險(xiǎn)。試驗(yàn)獲取了各測(cè)點(diǎn)振動(dòng)響應(yīng)情況,以及不同輸入量級(jí)下各部段的放大倍數(shù),驗(yàn)證了有限元模型頻響計(jì)算的準(zhǔn)確性。結(jié)構(gòu)數(shù)字強(qiáng)度試驗(yàn)及地面靜力試驗(yàn)。各結(jié)構(gòu)部段開展數(shù)字強(qiáng)度試驗(yàn),分析設(shè)計(jì)載荷下整體承載能力、結(jié)構(gòu)剛度和局部連接強(qiáng)度,檢驗(yàn)結(jié)構(gòu)承載能力是否滿足要求。對(duì)數(shù)字化試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行統(tǒng)計(jì)、梳理,可知各結(jié)構(gòu)部段均能滿足承載要求,且支架3上端框受拉、筒段中間框受拉2個(gè)工況強(qiáng)度裕度相對(duì)較低。

因此,分別對(duì)以上2個(gè)裕度較低環(huán)節(jié)開展實(shí)際靜力試驗(yàn)驗(yàn)證,試驗(yàn)加載至1.3倍使用載荷,試驗(yàn)后結(jié)構(gòu)完整未破壞,且經(jīng)數(shù)據(jù)遞推可知支架3上端框、筒段中間框均能承受設(shè)計(jì)載荷。至此,所有結(jié)構(gòu)部段對(duì)各自設(shè)計(jì)載荷的承載能力均得到驗(yàn)證。

儀器設(shè)備單機(jī)狀態(tài)振動(dòng)試驗(yàn)。組合體箭上儀器設(shè)備均依據(jù)總體給定的驗(yàn)收、鑒定試驗(yàn)條件開展單機(jī)低頻振動(dòng)試驗(yàn),達(dá)到發(fā)現(xiàn)設(shè)計(jì)缺陷、工藝缺陷的目的,保證上箭飛行產(chǎn)品對(duì)發(fā)射段低頻振動(dòng)環(huán)境的適應(yīng)性。

通過系統(tǒng)級(jí)振動(dòng)試驗(yàn)修正組合體模型,與運(yùn)載火箭組合耦合力學(xué)分析預(yù)示組合體內(nèi)部飛行載荷、單機(jī)振動(dòng)環(huán)境,組合體各結(jié)構(gòu)部段由數(shù)字強(qiáng)度試驗(yàn)及地面試驗(yàn)驗(yàn)證承載能力,各儀器設(shè)備通過單機(jī)低頻振動(dòng)試驗(yàn)保證上箭飛行產(chǎn)品對(duì)發(fā)射段低頻振動(dòng)環(huán)境的適應(yīng)性。綜上所述,組合體整器力學(xué)環(huán)境適應(yīng)性的設(shè)計(jì)、分析及驗(yàn)證完成閉環(huán),在參加飛行前解決了對(duì)力學(xué)環(huán)境適應(yīng)性滿足性問題。新方法與傳統(tǒng)方法試驗(yàn)項(xiàng)目、量級(jí)對(duì)比見表1。

二、實(shí)踐效果

通過基于CAT數(shù)字化技術(shù)的上面級(jí)力學(xué)環(huán)境適應(yīng)性設(shè)計(jì)、驗(yàn)證技術(shù)研究與實(shí)踐,在搭載某運(yùn)載火箭首飛前完成上面級(jí)總體力學(xué)環(huán)境適應(yīng)性驗(yàn)證,為最終確保飛行安全性、成功完成搭載飛行任務(wù)提供支撐,具體效果主要體現(xiàn)在以下3個(gè)方面:

一是結(jié)構(gòu)載荷、單機(jī)振動(dòng)試驗(yàn)條件均通過耦合力學(xué)分析及數(shù)據(jù)處理得出,系統(tǒng)級(jí)低頻振動(dòng)試驗(yàn)的作用為獲取傳遞特性、驗(yàn)證計(jì)算模型,未將驗(yàn)收、鑒定振動(dòng)試驗(yàn)工況作為結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)、單機(jī)力學(xué)環(huán)境適應(yīng)性設(shè)計(jì)的依據(jù)。

二是綜合使用結(jié)構(gòu)動(dòng)載荷、單機(jī)響應(yīng)對(duì)系統(tǒng)級(jí)振動(dòng)試驗(yàn)輸入進(jìn)行約束,試驗(yàn)最終完成量級(jí)較低且依據(jù)試驗(yàn)預(yù)示情況進(jìn)行下凹,通過降低振動(dòng)試驗(yàn)中對(duì)結(jié)構(gòu)產(chǎn)品的損傷,保證試驗(yàn)后同一套結(jié)構(gòu)產(chǎn)品仍能參加飛行任務(wù)。

三是各結(jié)構(gòu)部段通過數(shù)字強(qiáng)度試驗(yàn)獲取裕度較低環(huán)節(jié),通過地面實(shí)際靜力試驗(yàn)對(duì)識(shí)別出的低裕度環(huán)節(jié)進(jìn)行直接承載能力驗(yàn)證,避免了對(duì)各部段均開展多工況靜力試驗(yàn),節(jié)省了試驗(yàn)經(jīng)費(fèi)。

表1 新方法與傳統(tǒng)方法試驗(yàn)對(duì)比表

三、后續(xù)思路

1.進(jìn)一步增強(qiáng)剛度分配規(guī)范性

組合體以滿足接口控制文件中的固支頻率指標(biāo)要求為目標(biāo)開展動(dòng)特性設(shè)計(jì)工作,且為滿足對(duì)運(yùn)載能力驗(yàn)證的目的,結(jié)構(gòu)分系統(tǒng)可使用的重量余量較大。總體設(shè)計(jì)中各結(jié)構(gòu)部段總體質(zhì)量要求依據(jù)經(jīng)驗(yàn)值得出,未進(jìn)行頻率約束下的部段總質(zhì)量?jī)?yōu)化,剩余強(qiáng)度系數(shù)在各結(jié)構(gòu)部段間分布不均勻,個(gè)別結(jié)構(gòu)部段剩余強(qiáng)度系數(shù)過大。

上面級(jí)后續(xù)任務(wù)研制中,將試行總體輸入→頻率約束下部段質(zhì)量分配→結(jié)構(gòu)總質(zhì)量?jī)?yōu)選→各部段剛度要求約束的剛度分配流程,增強(qiáng)了“載荷一結(jié)構(gòu)一總體”閉環(huán)能力,后續(xù)將在剛度分配流程化、自動(dòng)化方面進(jìn)行深入探索,為結(jié)構(gòu)減重提供支撐。

2.細(xì)化儀器設(shè)備局部頻率要求

為滿足商業(yè)化搭載發(fā)射任務(wù)需求,需要在避免對(duì)主任務(wù)產(chǎn)生負(fù)面影響的前提下有效利用剩余的安裝空間和運(yùn)載能力。常用方式為利用現(xiàn)有的主星適配器側(cè)向空間進(jìn)行搭載星安裝,并配置大質(zhì)量電池等儀器設(shè)備,設(shè)計(jì)中有必要對(duì)搭載載荷支架、大質(zhì)量?jī)x器設(shè)備局部頻率進(jìn)行細(xì)化,由此對(duì)搭載載荷、儀器設(shè)備經(jīng)歷的力學(xué)環(huán)境尤其是低頻振動(dòng)環(huán)境進(jìn)行控制,并使其不影響主發(fā)射任務(wù)的實(shí)施。

3.發(fā)展帶壓帶液裝置仿真分析方法

首飛組合體各新研結(jié)構(gòu)部段均為蒙皮析條結(jié)構(gòu),構(gòu)型比較簡(jiǎn)單,因此重點(diǎn)開展數(shù)字化靜力試驗(yàn)對(duì)其承載能力進(jìn)行驗(yàn)證。而貯箱、液路、氣路等均采用相近型號(hào)試驗(yàn)數(shù)據(jù)對(duì)本型號(hào)飛行數(shù)據(jù)覆蓋性分析的方式驗(yàn)證其環(huán)境適應(yīng)性。后續(xù)可對(duì)貯箱、管路等帶壓帶液裝置在靜力、振動(dòng)環(huán)境下加速度響應(yīng)、應(yīng)變的預(yù)示方法進(jìn)行深入研究,了解其疲勞方式、破壞機(jī)理,為上面級(jí)總體環(huán)境適應(yīng)性分析提供支撐。