【word】 交会对接载人飞船返回舱结构优化设计

【word】 交会对接载人飞船返回舱结构优化 交会对接载人飞船返回舱结构优化设计 V01.20No.6 44 航天器工程 SPACECRAFTENGINEERING 第2O卷第6期 2011年11月 交会对接载人飞船返回舱结构优化设计 臧晓云刘刚康健张琳 (1北京空间飞行器总体设计部,北京100094) (2中国空问技术研究院,北京100094) 摘要为减轻飞船返回舱结构重量,使结构形式更为合理,对返回舱主要部件进行了结构优 化设计.在不降低结构可靠性,满足与其他设备接口匹配性等4项优化原则的基础上,合理选取优 化对象,确定了优化目的和约束条件,并以前端框,滚动发动机舱和贮箱隔舱3个主要部件为例分 别进行阐述.通过优化设计,3个主要部件的结构重量减轻了0.25,10kg,结构所受最大应力均 低于材料的屈服极限. 关键词交会对接;载人飞船;返回舱;结构;优化设计 中图分类号:V414.5文献标志 码:ADOI:10.3969/j.issn.1673—8748.2011_06.007 文章编号:1673—8748(2011)06—0044—06 entryModuleStructureofRendezvous OptimalStructureDesignforRe— andDockingMannedSpacecraft ZANGXiaoyunLIUGang.KANGJianZHANGLin (1BeijingInstituteofSpacecraftSystemEngineering.Beijing100094,China) (2ChinaAcademyofSpaceTechnology,Beijing100094,China) Abstract:Toreducethestructuralweightandmakethestructureingmorereasonable,thedesigl1 ofmajorcomponentofthere—entrymodulestructureisoptimized.Basedont hefourpriciplesof ensuringstructuralreliabilityandmatchingdeviceintei’faces,etc.,wereasonablyselectopti mizedobjectanddeterminetheoptimizationobjectsandconstraintconditions.Thethreemain componentsoffrontendaluminumframe,enginecompartmentandtankstructurearediscussed separately.Byoptimizingthedesign,thestructureweightofthreemajorcomponentsisreduced 0.25,10kg,maximumstressislowerthanmaterialyieldlimit. Keywords:rendezvousanddocking;mannedspacecraft;reentrymodule;str ucture;optimiza tiOFI 1引言 在保证结构刚度和强度等条件下,减轻航天器 结构重量具有特殊重要的意义,因此以减重为目的 的航天器结构优化设计越来越受到重视….神舟一 号到神舟七号飞船飞行试验的成功,已经对结构设 计和加工手段进行了全面的考核,包括结构设计 确性,结构承载能力,总装接口匹配性,叮靠性,安全 性,加工工艺等.但即便如此,对飞船返回舱以 往的力学分析,试验数据进行比对后发现,仍有结构 收稿日期:2011-09—16:修回日期:2011ll—O2 基金项目:国家重大科技专项工程 作者简介:臧晓云(1972一),女,高级工程师,从事航天器结构设计研究 工作. 第6期臧晓云等:交会对接载人飞船返回舱结构优化设计 部件可以进一步优化.尤其是面对新的交会对接载 人飞船任务需求,可以在已有飞船返回舱结构基础 上开展优化设计,其目的在于通过结构优化,使结构 形式更为合理,提高材料利用率和结构承载能力,降 低结构重量,从而进一步提升飞船的装载能力. 返回舱是航天员实现天地往返的交通工具,为 双层蒙皮加筋密封结构,内层为金属壳体焊接结构, 外层为非金属防热结构,既要承受和传递运载火箭 发射载荷和逃逸载荷的作用,又要承受空间运行时 0.1MPa的内压环境,同时还要满足再人大气层的 气动热,气动力和着陆缓冲要求.基于以上功能,使 得返回舱结构本身载荷条件复杂,承载要求高,与总 体总装各种电,气,液和仪器设备的接口复杂,内层 金属结构与外层防热结构问匹配条件苛刻,优化过 程中的约束条件多.本文针对返回舱内层金属壳体 结构,合理选取优化对象开展优化,以返回舱前端铝 框,滚动发动机舱体和贮箱隔舱作为典型结构形式, 对整个优化过程和结果进行阐述.经过优化设计, 返回舱结构形式更加合理,减重效果明显. 2优化设计及试验验证 返回舱内层金属壳体是由前后端框,蒙皮,开口 法兰,桁条隔框,发动机舱,贮箱隔舱等多种结构因 素焊接而成的钟罩形结构,上部与前端钛框连接,下 部通过密封大底和防热大底与推进舱相连.这些结 构因素都有共同的功能:实现返回舱整体构型,保证 舱体密封,共同承受和传递载荷,为仪器设备提供安 装基体和支撑.此外,它们还各有各的功能,如为整 舱提供加工和精测基准,用于舱壁开口补强,形成单 独的有密封功能的小腔等. 优化设计的过程就是遵循一定优化原则,从上 述众多结构因素中选取最值得优化的部件,采用 JIFEX参数化结构优化设计软件.],对已有结构形 式进行分析,综合考虑设计及加工工艺细节,对蒙皮 厚度,加强筋尺寸等结构参数进行多次迭代分析,寻 求更为合理的参数组合,再采用Nastran有限元分 析软件,对结构在规定载荷条件下的承载能力进行 分析,并依据分析结果确定最终的结构尺寸.优化 后的结构形式还需经过强度试验的考核,证明设计 的合理性. 2.1优化对象的选取 结构优化有3个要素:设计变量,目标函数和 约束条件_8].设计变量是指可选择的参数,一般为 需要优化的结构尺寸.目标函数是设计变量的函 数,是评价设计优劣的标准.约束条件是指对设计 的限制,它反映了设计变量在设计过程中必须遵循 的相互制约关系.结构优化过程就是围绕这3个要 素进行的. 由于对返回舱结构的优化是在已有结构形式的 基础上开展的,因此在选取可以实现优化设计的对 象时,对上述3个要素的追求应建立在一定原则下: ?不改变原有主结构的构型,不改变结构与电,气, 液路和仪器设备的安装接口,无需重新投产原有大 型复杂焊接工装和成形模具等;?优化后的结构应 满足强度,逃逸救生,冲击,内压等各阶段载荷要求, 且不降低整体结构的可靠性;?优化应考虑加工工 艺性要求,如简化原有复杂的加工方法,提高加工 工艺稳定性等;?优化后需保证原有功能仍满足 使用要求,如没有降低与其他结构间的匹配性,有 足够的刚度为整舱提供稳固的基准,为设备特别 是有特殊安装要求的设备(如有密封要求的返回 舱舱门,有安装精度要求的发动机组等)提供可靠 的安装基体. 按照上述优化原则,对现有返回舱的结构形式 进行分析,选取3类可优化的结构形式:前(后)端 框,发动机舱和贮箱隔舱. 前(后)端框是返回舱结构中的大型连接框,为 整体机加件,在整个舱体结构中起主要的承载和传 递载荷作用.这种大尺寸端框截面形式复杂,包括 上板,底板,加强筋等多种结构参数,可以依据不同 部位承载大小实现结构参数的等强度设计,使结构 达到轻量化要求.这种优化仅为结构参数的重新分 配,不涉及与其他结构的装配接口,无需改变加工工 艺方法和焊接工装. 发动机舱是一种与返回舱舱内分开形成独立密 封舱体的整体机加壳体结构,分为滚动发动机舱,偏 航发动机舱和俯仰发动机舱3种,其结构特点是由 整块材料铣加工出一定壁厚的空腔和加强筋,然后 整体焊接在返回舱舱壁上,用于安装发动机组,承受 外压载荷.在以往设计中,壁厚和加强筋等结构参 数的组合并非最优,在规定的载荷条件下,大部分应 力水平偏低,但局部应力达到屈服,材料利用率低, 因此可以作为优化的重点,对结构参数进行再组合. 发动机舱的优化也和前(后)端框一样,仅为结构参 数的重新分配,不涉及其它. 贮箱隔舱也是一种焊接在舱体上承受外压的密 封舱体,用于安装推进模块.原有的贮箱隔舱是蒙 航天器工程2()卷 皮加筋焊接结构,由上百个零部件组成,对焊,点焊, 搭接焊等多种焊接形式集为一身,焊接变形量大,焊 接质量不易保证,因此对贮箱隔舱的优化,更主要的 是结构形式和工艺方法的优化.采用整体壁板结构 形式,将加强筋和蒙皮合成为不可分割的整体,一体 成型加工出来,只需3,4个零部件即可实现结构构 型,并在此基础上进行参数优化设计.壁板结构不 仅使产品组成得到极大的简化,还使加工工艺得到 了改善,整个结构共两条焊缝,加上与返回舱结构的 组焊共3条焊缝,并且所有焊缝可以100进行X 光检验,最大限度地减小焊接缺陷的发生概率,保证 产品质量. 本文从上述3种结构形式中分别选取一种为 例,进行优化方法介绍. 2.2前端铝框优化 前端铝框位于返回舱上部,一端与球段蒙皮对 焊,另一端连接前端钛框,是返回舱结构主承力口 框,上面设置有各种电,气,液路的开LI,并为仪器设 备提供安装面. 神舟七号飞船前端铝框为防锈铝(牌号5A06) 材料的整体机加件,结构形式复杂,截面为”u”形, 中间设置有放射状加强筋.可优化的结构参数为框 截面的内板,底板和外板3个变量. 采用JIFEX优化分析软件对这3个参数进行 研究,探讨3个参数分别对整体结构在逃逸惯性载 荷和内压工况下的结构性能的影响,分析出参数对 性能影响的不同敏感度,进行优化.优化的思路为: 将整个框体的结构刚度指标按区域均匀划分为8 处,将这8处的有限元节点的合成位移作为考察目 标.优化结果明,3个参数厚度的变化对结构整 体刚度的影响是不一样的,厚度的减薄均会引起刚 度的下降,内板和底板的刚度下降幅度不大,位移极 小,而外板的厚度变化对铝框的刚度影响最大.因 此内板和底板厚度可以适当减小,从而在保持刚度 的情况下可以减轻结构重量.在实际设计中,由于 内板的作用是为返回舱舱门关闭提供压紧反力,以 保证舱门的可靠密封,因此不再进行减薄设计,仅针 对底板进行厚度参数的优化(见图1). 为保证仪器设备在前端铝框上的可靠连接,底 板厚度在条件许可的范围内进行减薄处理.将底板 厚度作为变量,从小到大选取5种不同厚度,计算逃 逸状态工况和内压工况作用下的结构性能,分析与 初始设计值的差别,并确定优化后的厚度尺寸.优 化必须以保证底板上仪器设备的安装刚度,保证舱 门连接处的结构刚度为前提条件.此外,主,备伞舱 的开伞冲击力也作用在前端铝框上,因此在优化模 型中,应力约束值取为原始结构的局部最大应力值, 即结构优化设计后,局部强度水平应不低于原始设 计的强度要求. 前端 图1前端铝框构型图 Fig.1Front—endaluminumframe 计算结果表明,底板厚度全部减薄7mm后,内 压工况和逃逸工况下最大应力(见图2,颜色由白到 红表明应力从低到高,后同)均低于材料的屈服极限 (160MPa).各种工况下底板的位移不大十 0.34ram(原厚度最大位移为0.33ram).通过f述 优化,前端铝框的重量减轻5kg. 圆弧一(a)优化前(b)优化后 图2最大应力图 Fig.2Maximumstress 2.3滚动发动机舱优化 滚动发动机舱为2个,对称焊接在返回舱卜,其 主要作用就是为两组滚动发动机机组提供安装接 口,并且与返回舱内部隔离,保证发动机喷口喷出的 推进剂和火焰不窜人舱内. 神舟七号飞船滚动发动机舱为防锈铝(牌号 5A06)整体机加件,底板上设计有横向和纵向的加 强筋,同时为发动机机组提供安装面,设置有安装 孔.虽然飞行试验取得成功,但在载荷作用下,发动 机舱周边与整舱焊接边界部位的局部最大应力超出 了材料的屈服极限.因此优化思路为:将加强筋宽 度,壳体壁厚和局部圆角作为优化变量,以结构的最 大应力小于160MPa,以及最大位移小于原始结构 的位移作为约束条件,同时尽量减轻结构重量,希望 在优化分析过程中将舱体整体刚度重新进行分配, 加强薄弱的结构,减去裕度过大的部位.计算载荷 第6期臧晓云等:交会对接载人飞船返回舱结构优化设计 选取整个研制试验过程中舱体所受最大载荷,即舱 壁受0.15MPa外压. 采用JIFEX优化分析软件在神舟七号飞船的 基础上,对舱体结构参数进行了优化分析,主要优 化了图3所示如加强筋的宽度(变量1),壳体厚度 (变量2)等.通过将减少的筋条材料补充到各部 分壳体厚度方法优化后,各部分筋条宽度值比原 始设计值减小了约66,从而获得理想的结构设 计. 图3优化变量分组 Fig.3Groupsoftheoptimationvariables 优化后的滚动发动机舱体的整体力学性能得到 了提高,结构所受应力均低于材料的屈服极限,最大 应力比优化前降低约70MPa.发动机组安装平面 上的单个安装孔和整组孔位的最大位移均优于优化 前的位移,且结构重量降低了约0.25kg.优化结果 表明,舱体结构在受外压作用时,壳体厚度的作用比 筋条作用大,增大壳体厚度对于降低应力水平和提 高结构刚度有更好的效果.优化前后的滚动发动机 舱体形貌对比见图4. 一一(a)优化前(b)优化后 图4滚动发动机舱体结构 Fig.4Rollingenginecompartment 2.4贮箱隔舱优化设计 返回舱贮箱隔舱位于返回舱后端框上方,其主 要作用是将推进分系统与返回舱内部隔离,以防止 推进剂泄漏影响航天员的生命安全. 神舟七号飞船由于受结构构形的限制,贮箱隔 舱结构设计成蒙皮加筋焊接结构,蒙皮为钣金件对 焊,加强筋与蒙皮点焊,加强筋与加强筋之间对焊. 焊接部位复杂,焊接质量不易保证,个别焊接部位无 法进行无损探伤,不利于产品质量的保证,是飞船结 构焊接工艺的难点之一,众多的加强筋和焊缝也增 加了结构的重量. 交会对接载人飞船的贮箱隔舱将原有结构形式 完全改变,全部采用整体壁板结构,这也是有长寿 命,高可靠要求的载人航天器最常用的结构形式,有 利于提高结构可靠性. 对贮箱隔舱的优化设计综合考虑了结构设计及 加工工艺.新的贮箱隔舱结构形式分为上板,中板 和下板3个部分,每部分均由一定壁厚的蒙皮和加 强筋组成,由防锈铝(牌号5A06)材料整体机加出 来,然后再对焊成一体,整体长度尺寸比原有结构缩 短60mm.在结构参数优化方面,将蒙皮和加强筋 作为可优化对象,对蒙皮厚度,加强筋分布及数量, 加筋形式及截面尺寸进行优化. 在整个飞行过程中贮箱隔舱结构承受发射时的 主动段准静态载荷,振动载荷,返回舱内压载荷(相 对于隔舱来说为外压载荷),其中外压为最恶劣工 况,因此将贮箱隔舱结构优化约束条件定为:承受 0.15MPa外压后的结构应力水平应不大于材料的 屈服应力值,且上,下板的变形量不大于5mm,结构 重量小于29kg. 优化过程为:将加强筋按照在蒙皮上的位置分 为?组(背面为8根”j”形和3根”口”形加强筋, 如图5中的编号1,8和a,C,),蒙皮按照位置分为 6组.每组加筋截面尺寸和蒙皮厚度都作为独立的 设计变量,建立有限元模型,选取了5种方案的组合, 制定各参数的许用上限,下限值,并代入优化约束条 件,采用JIFEX优化分析软件,得出每种方案所对应 的参数优化后尺寸,以及该种组合的最大应力,最大 位移及重量.对这5种结果进行对比分析,并从中选 出最满足优化要求的方案,采用NASTRAN有限元 分析软件对最优设计方案进行静强度分析. 计算结果表明,在0.15MPa外压载荷下,贮箱 隔舱结构蒙皮最大应力为146MPa,没有超过材料 的屈服强度;加强筋大部分应力水平低于材料的屈 服强度,局部略发生屈服,最大应力为169MPa,远 小于材料的强度极限.稳定性系数为5.14,安全裕 度为5.14—1—4.14>0,满足稳定性要求.贮箱隔 舱结构上板,中板和下板的最大位移为3.27mm,小 于预期的5mm;重量为22.5kg.应力及变形云图 如图6所示. 48航天器工程 图5优化变量分组 Fig.5Groupsofthevariable (a)应力图 (b)变形 图6隔舱应力和变形云图 Fig.6Stressfringeanddeformationfringe 为模拟贮箱隔舱真实的受力环境,用MSC/ PATRAN有限元分析软件,建立了返回舱的整体 模型,对贮箱隔舱进行所有工况的静强度分析验证, 分析前对单舱状态下应力较大的加强筋参数进行了 调整.分析结果表明,在发射过程惯性载荷作用下, 隔舱的强度具有很大安全裕度;在外压工况下,隔舱 的最大应力为138MPa,结构未发生屈服.优化后 的隔舱结构设计合理,满足强度要求_g]. 优化后的贮箱隔舱结构与优化前相比,不仅在 形貌上有了很大的改观,而且提升了承载能力,提高 了材料利用率,在满足结构刚度,强度要求的前提 下,结构减重约10kg.此外,对整体式壁板结构的 加工进行了工艺探索,降低了加工难度,提高了产品 质量.优化前后的贮箱隔舱见图7. 纵向加强筋横向加强筋 舱体蒙皮 (a】优化前(b)优化后 图7贮箱隔舱形貌(舱体背面) Fig.7Appearanceoftankstructure(outersurface) 2.5试验验证 滚动发动机舱和前端框的优化都是在保证结构 强度和刚度的前提下进行的,因此没有再进行单独 的力学试验考核,而是焊接到返回舱结构上,随整 舱完成了力学试验的考核,满足整舱的强度,刚度 要求. 由于贮箱隔舱结构为全新的结构形式,因此需 对隔舱进行单独的水压试验,验证结构强度.试验 采用贮箱隔舱1:1试验件,并设计了专用试验工装. 水压试验结果表明,最大应力比计算分析的结果要 小;最大位移发生在底面蒙皮中部,为3.3mm]. 试验结果与分析结果吻合.此后,贮箱隔舱正式产 品随整舱完成了各项力学试验考核,满足强度,刚度 要求. 3结束语 本文选取返回舱中可优化结构因素进行参数, 结构形式和工艺方法的优化设计,有效改善了结构 的承载能力,提高了材料利用率,显着减轻了结构重 量.由此表明,在飞船和卫星结构设计中即使是成 熟产品,也有可优化的空间. 面对大量结构部件,要明确优化原则,从中选取 可优化的结构产品,建立模型进行静强度分析和参 数迭代,必要时还可采用试验件进行单独的鉴定试 验,确保优化结果的准确性. 此外,优化设计与结构制造,加工工艺,结构的 整体性,可靠性密切相关,优化设计既受到这些因素 的制约,又可以对其指导,改进.需要综合多方面 的因素,根据工程经验及具体情况确定最终的设 计方案,充分发挥优化分析在结构设计中的重要 作用. JI__11111-啦薅一_._r1_一11111壤 第6期臧晓云等:交会对接载人飞船返回舱结构优化设计 参考文献(References) E1]袁家军,陈坤艳,黄海. 化系统的工程应用[J]. 32(2):125—129 [2] [3] [4] [53 基于Patran/Nastran的结构优 北京航空航天大学,2006, YuanJiaiun,ChenShenyan,HuangHai.Engineering applicationsofstructuraloptimizationsystembasedon Patran/Nastran[J].JournalofBeijingUniversityof AeronauticsandAstronautics,2006,32(2):125—129(in Chinese) BraunRD.Useofthecollaborativeoptimizationarchi— tectureforlaunchvehicle,AIAA-96-4018rR].Wash— ington:AIAA,1996 谷良贤,龚春林.多学科设计集成环境的模式和应用 [J].宇航,2004,25:459—461 GuLiangxian,GongChunlin.Themodeandapplication ofanintegrationenvironmentformultidisciplinaryde— sign[J3.JournalofAstronautics,2004,25:459—461(in Chinese) 余雄庆,丁运亮.多学科设计优化算法及其在飞行器设 计中应用[J].航空,2000,21(1):卜6 YuXiongqing,DingYunliang.Multidisciplinarydesign optimizationasurveyofITSalgorithmsandapplications toaircraftdesign[J].ActaAeronautieaetAstronautica Sinica,2000,21(1):16(inChinese) 黄海,谭春林,裴晓强.卫星总体参数多学科优化与建 模探讨[J3.航天器工程,2007,16(3):38—42 HuangHai,TanCunlin,PeiXiaoqiang.Discussionon modelingandmu1tidisciplinarydesignoptimizationfor thesatellitesystemparameters[J].SpacecraftEngi— neering,2007,16(3):38—42(inChinese) [62赵伶丰,王海龙,白光明,刘霞.航天器多学科设计优化 技术综述[J].航天器工程,2007,16(5):104—109 [7] [8] [93 ZhanLingfeng,WangHailong,BaiGuangming,LiuXia. 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