近年来,随着大型航天器研制需求的不断发展,运载火箭运能制约问题日益突显。为满足发射需求,降低对火箭运能要求,必须对航天器实施轻量化设计^[1-2]。而推进平台通常作为航天器重量占比最高的部组件,其轻量化设计是进一步提升航天器任务效率和优化系统性能的重要突破口。

贮箱布局是推进平台设计的关键因素之一^[3]。国内外大型航天器推进平台构型主要包括贮箱串联或并联式中心承力筒构型、外承力筒构型、杆系构型、混合式构型和贮箱承力式构型等五大类。例如,以美国Centaur、Minotaur上面级^[4]推进平台为代表,均采用与运载芯级相类似的贮箱承力式构型,泵压式推进贮箱既起到推进剂贮存的作用,又作为主结构直接参与推进平台传力; 俄罗斯的Fregat上面级^[5]采用的则是杆系构型, 8根主承力撑杆贯穿于泵压式球形贮箱,直接与下方运载火箭对接; 欧洲应用广泛的Eurostar-E3000卫星平台^[6]和我国SAST5000卫星平台^[7]采用的是贮箱并联式中心承力筒构型,球柱形挤压式贮箱通过贮箱板安装,并通过贮箱板和拉杆将载荷传递至中心承力筒; 俄罗斯Express-3000卫星平台^[8]、欧洲Spacebus 4000卫星平台^[9]和我国DFH-4卫星平台^[10]采用的是贮箱串联式中心承力筒构型,球形挤压式贮箱沿轴向串联安装于中心承力筒内部; 我国货运飞船推进舱^[11]和嫦娥五号推进舱均采用的是外承力筒构型,球形挤压式贮箱分别安装在2个推进球冠上,并与外侧承力筒通过法兰连接和装配。

综上,以上面级为代表的航天器推进平台具有加注重量大、推力要求高的特点,故仍多采用大推力泵压式贮箱,并因工作内压低及自身具有制造简单的特点,通常可设计为网格结构形式参与推进平台承力; 对于加注重量较小、在轨周期长和微重力环境下的空间飞行器,便于推进剂管理及稳定输出的挤压式贮箱则具备不可替代的优势。截止目前,鉴于挤压式贮箱构型尺寸小、工作内压高的特点以及航天器系统的安全性设计需要,以国内外卫星和飞船为代表的航天器推进平台仍多采用双传力路径的设计理念,即挤压式贮箱不参与或极少参与推进平台承载,推进平台需要通过局部增强设计,或增设贮箱板、推进球冠、拉杆等辅助承力构件将贮箱载荷传递至主结构,降低了推进平台的承载效率。但随着航天设计技术和工程经验的不断发展和积累,使大型航天器推进平台主结构与贮箱共承力的设计理念变得可行。

本文提出一种主结构与贮箱共承力的推进平台构型,旨在简化传力路径,提升结构承载效率。通过有限元优化、分析和地面试验验证表明,本文提出的设计方案可有效提升推进平台承载效率,可以作为大型航天器推进平台设计参考。

假设有一种主结构与贮箱共承力的推进平台构型,如图1所示。

图1 主结构与贮箱共承力的推进平台构型
Fig.1 Propulsion platform with main structure and fuel tank bearing together

上述推进构型中,贮箱布局紧凑,重心低,且主结构的贮箱承力筒与贮箱组成闭合承力结构,共同参与推进平台承力,可有效提升推进平台的承载效率。同时,该推进平台主体仍采用承力筒构型,自身具有较高的抗弯刚度和抗扭刚度,有利于保证航天器的整器基频满足要求。

假设某航天器推进平台采用主结构与贮箱共承力设计方案。该推进平台上方与载荷舱通过8个分离螺母连接,下方与运载火箭通过包带连接,其主要构型尺寸和整器基频约束如表1所示。

表1 构型尺寸和基频约束
Tab.1 Configuration scale and base frequency constraint

推进平台载荷工况主要是载荷舱和贮箱(加注状态)的主动段过载,具体如表2所示。

表2 推进平台载荷工况
Tab.2 Load case of propulsion platform

推进平台设置有4个表面张力贮箱,其中,氧箱和燃箱数量各为2个,其壳体结构均采用相同的设计参数,具体如表3所示(贮箱材料为TC4)。

表3 贮箱基本参数
Tab.3 Basic parameters of tank

推进平台主结构筒体和贮箱安装法兰的具体设计需依据各自的受力特点开展。其中,筒体主要受轴向载荷作用,故本实例中筒体采用整体性好且轴向承载效率较高的铝合金加筋壁板结构形式。贮箱安装法兰起传递贮箱载荷和贮箱维形的作用,需优先保证结构的整体刚度,故贮箱安装法兰采用一体式铝合金硬壳结构形式。

按照上述推进平台贮箱和主结构的设计思路,本文以Nastran软件为优化分析平台,对推进平台贮箱和主结构进行有限元建模和主结构设计参数优化^[16-17]。

具体建模过程中,采用二维shell单元模拟贮箱壳体、贮箱安装法兰硬壳结构和筒体加筋壁板结构; 考虑到推进平台下方与运载火箭通过包带连接,上方与载荷舱通过8个分离螺母连接,对应有限元模型下端施加固支约束,上方通过集中质量点模拟载荷舱质量属性,并与推进平台上端通过建立MPC约束模拟8点连接; 贮箱与主结构螺栓连接处同样通过建立MPC约束进行模拟。推进平台有限元模型如图5所示。

图5 有限元模型
Fig.5 Finite element model

按照主结构方案的初步设计和分析结果,本实例中,以整器横向一阶基频≥12 Hz作为关键约束条件,以主结构重量最小作为优化目标。结合主结构特点,按照主结构变刚度设计思路,对主结构进行优化区域划分。其中,为将优化工作量控制在工程可行范围内,并考虑到筒体开口尺寸协调需要,对筒体筋条数量及尺寸进行了设定,筒体按加筋壁板的网格分布进行多区域划分,见图5; 贮箱安装法兰则因其整体刚度设计和机加工工艺实施需求,将其作为单优化区域。通过对相关区域结构的厚度参数进行优化,得出贮箱安装法兰整体壁厚和筒体各网格区域壁厚的最优设计参数。主结构形式如图6所示,优化后设计参数如表4所示。

图6 主结构产品示意
Fig.6 Main structure form

表4 主结构设计参数
Tab.4 Design parameters of the main structure

通过方案设计和优化,得出筒体加筋壁板的筋条数量为60,筋条高度和宽度为10 mm; 贮箱安装法兰的壁厚值优化为5.5 mm; 筒体加筋壁板的网格壁厚值优化为1.5～4.6 mm不等,厚度分布见图7,其中,因大厚度区域集中在靠近前端框的8个连接点区域、相邻贮箱之间的狭窄区域和靠近后端框区域,与所述区域的连接刚度和传力设计预期吻合。

上述推进平台总装状态干重(未加注状态质量)为410 kg,仅占推进平台总质量(满加注状态质量3 030 kg)的13.6%。

图7 厚度分布
Fig.7 Thickness distribution

图8 整器模态分析及振动试验示意
Fig.8 Modal analysis and vibration test of the whole spacecraft

表5 模态结果
Tab.5 Results of the normal modal 单位:Hz

推进平台载荷工况主要是贮箱内压载荷和载荷舱、贮箱(加注状态)的主动段过载。其中,载荷舱和贮箱的横向过载将对主结构产生弯矩载荷M作用(载荷方向不限),并以下端区域最为严酷。强度分析和静力试验过程中,为达到对全部主结构和贮箱的有效考核,将下端弯矩载荷M简化为轴向力^[20],并与原有轴向力P一同作用在主结构上端如下式

P_d=P+4M/d(1)

式中d为主结构筒体直径。

通过强度分析得出,推进平台主结构最小强度裕度为0.83,贮箱壳体最小强度裕度为1.80。上述分析数据与推进平台静力试验数据一致性良好,如图9和表6所示,均满足推进平台强度设计要求。通过提取贮箱安装中心面处有限元节点载荷得出,贮箱结构在推进平台中轴向承载占比为32.4%; 贮箱与主结构形成封闭构型,使主结构加筋壁板的抗屈曲失效能力提升高达243%。在具体工程应用中,贮箱应力水平可通过主结构、推进系统的联合设计和优化控制在合理范围,即在提升推进平台承载效率的同时,保证贮箱的工作安全性。

图9 推进平台强度分析及静力试验示意
Fig.9 Strength analysis and static test of the propulsion platform

表6 强度结果
Tab.6 Strength results

实例计算和试验结果说明,主结构与贮箱共承力的推进平台构型可以满足其作为航天器推进平台承力的条件。经估算,该方案中推进平台总装状态干重(未加注状态质量)占推进平台总质量(满加注状态质量)比例仅为13.6%,在航天器推进平台设计中属于效率较高的,与典型航天器推进平台的结构效率对比情况如表7所示。

表7 结构效率对比
Tab.7 Comparison of the structure efficiency

提出了一种主结构与贮箱共承力的推进平台设计理念,并通过结构设计、有限元仿真和试验验证相结合的方法,证明了该设计理念的技术可行性。结合具体实例,通过优化设计和试验验证,推进平台干重占比仅为13.6%,在航天器推进平台设计中属于效率较高的。该设计理念和设计方法可作为今后大型航天器推进平台的设计参考。