大推力捆綁運(yùn)載火箭傳力路徑優(yōu)化設(shè)計(jì)

梅 勇，馮韶偉

大推力捆綁運(yùn)載火箭傳力路徑優(yōu)化設(shè)計(jì)

梅 勇1，馮韶偉2

（1. 中央軍委后勤保障部工程兵科研三所，洛陽(yáng)，471023；2. 北京宇航系統(tǒng)工程研究所，北京，100076）

以新一代大推力捆綁火箭捆綁裝置設(shè)計(jì)為研究背景，開(kāi)展助推器傳力路徑優(yōu)化設(shè)計(jì)研究。在方案初步優(yōu)選的基礎(chǔ)上，基于iSΙGHT建立大推力捆綁火箭傳力路徑優(yōu)化平臺(tái)，針對(duì)現(xiàn)有優(yōu)化方法的不足，選用多島遺傳（Multi-Ιsland Genetic Algorithm，MΙGA）+二次規(guī)劃（Sequential Quadratic Programming，SQP）組合優(yōu)化算法進(jìn)行傳力路徑優(yōu)化設(shè)計(jì)，從而大幅優(yōu)化了捆綁聯(lián)接結(jié)構(gòu)載荷。該方法可為大推力捆綁運(yùn)載火箭方案設(shè)計(jì)提供參考和依據(jù)。

大推力捆綁運(yùn)載火箭；傳力路徑；遺傳算法；組合優(yōu)化策略

0 引 言

一個(gè)國(guó)家進(jìn)入空間的能力很大程度上決定了其空間活動(dòng)能力以及改建應(yīng)用開(kāi)發(fā)水平，而運(yùn)載火箭的規(guī)模和水平支撐了一個(gè)國(guó)家進(jìn)入空間的能力[1]。在載人登月和大規(guī)模深空探測(cè)的背景下，大推力的超大型或重型運(yùn)載火箭逐漸成為研究的熱點(diǎn)和重點(diǎn)[2]。

在運(yùn)載火箭芯級(jí)周?chē)壷破髂軌蛴行岣哌M(jìn)入空間的能力。助推器和芯級(jí)之間采用捆綁聯(lián)接裝置保持連接，捆綁聯(lián)接裝置常成組安裝，構(gòu)成助推器推力的傳力路徑。傳力路徑設(shè)計(jì)是運(yùn)載火箭方案制定、捆綁聯(lián)接裝置選型、結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)和強(qiáng)度校核的依據(jù)[3]。國(guó)內(nèi)外目前常見(jiàn)捆綁火箭芯級(jí)與助推器之間構(gòu)成靜定體系，將助推器傳遞給芯級(jí)的軸向載荷與橫向載荷分別由不同的裝置承擔(dān)，分別為主承力結(jié)構(gòu)和輔助承力結(jié)構(gòu)，其中前者用于傳遞來(lái)自助推器的軸向推力，為主要的承載裝置，限制助推器的平動(dòng)自由度；后者傳遞來(lái)自助推器的剪力、扭轉(zhuǎn)和徑向力，起限制助推器轉(zhuǎn)動(dòng)自由度的作用[4]。常見(jiàn)主承力結(jié)構(gòu)方案和輔助承力方案分別如圖1、圖2所示[5]。捆綁聯(lián)接裝置中具有分離機(jī)構(gòu)，在接到分離指令后，迅速解鎖，使助推器與芯級(jí)完成分離[6]。

圖1 常見(jiàn)的主承力方案

圖2 常見(jiàn)的輔助承力方案

中國(guó)新一代大推力運(yùn)載火箭的助推器推力是現(xiàn)役火箭最大助推器的2倍以上，若采用傳統(tǒng)的傳力路徑和捆綁聯(lián)接裝置，捆綁聯(lián)接裝置和分離機(jī)構(gòu)的結(jié)構(gòu)強(qiáng)度需求將成倍增加，考慮到結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)難度及目前的火工品設(shè)計(jì)水平，現(xiàn)有的傳力路徑及捆綁聯(lián)接裝置無(wú)法滿(mǎn)足工作要求，因此需要設(shè)計(jì)新型傳力路徑，從而保證新一代大推力運(yùn)載火箭助推器的可靠聯(lián)接。

本文首先初步設(shè)計(jì)兩類(lèi)新型的超靜定捆綁聯(lián)接形式，通過(guò)多種外載荷工況作用下的結(jié)構(gòu)承載分析，初步優(yōu)選新型火箭傳力路徑，基于多學(xué)科優(yōu)化設(shè)計(jì)軟件iSΙGHT，通過(guò)集成捆綁火箭有限元分析模型，建立傳力路徑優(yōu)化平臺(tái)，采用多島遺傳（Multi-Ιsland Genetic Algorithm，MΙGA）+二次序列規(guī)劃（Sequential Quadratic Programming，SQP）組合優(yōu)化算法進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計(jì)，最終得到優(yōu)化的傳力路徑。

1 大推力捆綁火箭捆綁載荷分析

研究表明，主承力裝置的受力狀態(tài)不隨捆綁位置的變化而改變，且采用前捆綁主承力形式、助推器支撐芯級(jí)的方案能夠避免捆綁聯(lián)接裝置在拉載下破壞[7]。在中國(guó)新一代大推力捆綁火箭論證過(guò)程中，助推器的規(guī)模和推力是中國(guó)現(xiàn)役最大推力火箭助推器的2倍以上。由于現(xiàn)役火箭的捆綁聯(lián)接裝置，尤其是分離機(jī)構(gòu)已接近火工品設(shè)計(jì)的最高水平，因此在捆綁載荷成倍增加的情況下，現(xiàn)役的助推器及芯級(jí)的聯(lián)接部位結(jié)構(gòu)強(qiáng)度難以保證，因此有必要對(duì)大推力火箭的傳力路徑進(jìn)行重新設(shè)計(jì)。新一代大推力運(yùn)載火箭構(gòu)型見(jiàn)圖3。

圖3 新一代大推力運(yùn)載火箭構(gòu)型

1.1 三支點(diǎn)超靜定捆綁聯(lián)接結(jié)構(gòu)載荷分析

在原靜定捆綁構(gòu)型前、后兩捆綁點(diǎn)之間增加一套中捆綁聯(lián)接裝置，從而構(gòu)成三支點(diǎn)超靜定捆綁方案，如圖3c所示，其中前捆綁點(diǎn)位于芯級(jí)和助推前箱的前短殼之間，中捆綁點(diǎn)位于芯一級(jí)和助推器的箱間段之間，二者均為輔助承力裝置，采用圖2的方案A；后捆綁點(diǎn)為主承力裝置，位于芯一級(jí)和助推器的后過(guò)渡段之間，采用圖1的方案1。通過(guò)有限元分析獲得多種外載荷工況作用下，火箭捆綁聯(lián)接結(jié)構(gòu)各部件最大受力情況，如表1所示。

表1 三支點(diǎn)超靜定捆綁構(gòu)型聯(lián)接結(jié)構(gòu)承載

表1的計(jì)算結(jié)果表明，采用單主承力的超靜定捆綁方案，主承力裝置的受力狀態(tài)與兩點(diǎn)靜定支撐的相似，即其受力仍遠(yuǎn)大于現(xiàn)有結(jié)構(gòu)所能承受的最大值。工程中，超靜定捆綁連接方式主要用于改善助推器的局部模態(tài)。

1.2 兩點(diǎn)超靜定捆綁聯(lián)接結(jié)構(gòu)載荷分析

為了改善大推力運(yùn)載火箭捆綁聯(lián)接結(jié)構(gòu)的受力特點(diǎn)，可采用兩點(diǎn)均為主承力的超靜定捆綁聯(lián)接方式。在捆綁位置固定的假設(shè)下，捆綁結(jié)構(gòu)分別采用圖1所示方案1和方案2的組合形式，共4種構(gòu)型，分別為：

a）構(gòu)型Ι：前捆綁采用具有捆綁軸安裝角的主承力結(jié)構(gòu)，后捆綁采用主承力+兩連桿的水平承力結(jié)構(gòu)；

b）構(gòu)型ΙΙ：前捆綁同構(gòu)型Ι，后捆綁采用具有捆綁軸安裝角的主承力+兩連桿結(jié)構(gòu)；

c）構(gòu)型ΙΙΙ：前捆綁同構(gòu)型Ι的后捆綁結(jié)構(gòu)形式，后捆綁同構(gòu)型Ι的前捆綁結(jié)構(gòu)形式；

d）構(gòu)型ΙV：前捆綁同構(gòu)型ΙΙ的后捆綁結(jié)構(gòu)形式，后捆綁同構(gòu)型ΙΙ的前捆綁結(jié)構(gòu)形式。

4種構(gòu)型的有限元模型如圖4所示。

圖4 大推力運(yùn)載火箭新型兩點(diǎn)超靜定聯(lián)接構(gòu)型

在相同的外載情況下，火箭捆綁聯(lián)接結(jié)構(gòu)各部件最大受力如表2所示。

表2 兩點(diǎn)超靜定捆綁構(gòu)型聯(lián)接結(jié)構(gòu)承載

以主捆綁軸向力為主要判斷依據(jù)，綜合考慮承力結(jié)構(gòu)各部分最大受力，同時(shí)盡量保持結(jié)構(gòu)處于受壓狀態(tài)[8]，得到捆綁構(gòu)型從優(yōu)到劣的排序?yàn)椋簶?gòu)型Ι，構(gòu)型ΙΙΙ，構(gòu)型ΙΙ，構(gòu)型ΙV。因此，本文選定構(gòu)型Ι進(jìn)行傳力路徑的進(jìn)一步優(yōu)化。

2 大推力捆綁火箭傳力路徑優(yōu)化設(shè)計(jì)

2.1 優(yōu)化函數(shù)

以構(gòu)型Ι為研究對(duì)象，研究當(dāng)整箭在多種外載荷工況作用下的最優(yōu)化傳力路徑問(wèn)題。以?xún)芍鞒辛S軸向力、剪力、主承力鉸受力和輔助承力桿軸力的最大值為優(yōu)化目標(biāo)，研究前捆綁點(diǎn)坐標(biāo)、后捆綁點(diǎn)坐標(biāo)以及主捆綁軸安裝角對(duì)于優(yōu)化目標(biāo)的影響。同時(shí)傳力路徑的設(shè)計(jì)需要考慮姿控系統(tǒng)設(shè)計(jì)的要求，即整箭的橫向彎曲基頻要小于助推器局部的一階振動(dòng)頻率。設(shè)計(jì)變量的選擇范圍為：

a）前捆綁點(diǎn)坐標(biāo)范圍為61.994～62.994 m，捆綁聯(lián)接段長(zhǎng)1 m；

b）后捆綁點(diǎn)坐標(biāo)范圍為92.722～93.369 m，捆綁聯(lián)接段長(zhǎng)0.647 m；

c）前捆綁軸安裝角的范圍：11～45°。

捆綁聯(lián)接傳力路徑的多目標(biāo)優(yōu)化問(wèn)題數(shù)學(xué)描述為

式中 FAxial為主承力軸最大軸向力；FShear為主承力軸最大剪力；FRBE2為主承力點(diǎn)最大合力；FCrod為輔助承力桿最大軸向力；xfront為前捆綁點(diǎn)軸向位置，xbehind為后捆綁點(diǎn)軸向位置；α為前捆綁軸安裝角；freq為火箭的自振頻率。

2.2 優(yōu)化算法

SQP在解決中小規(guī)模的非線(xiàn)性?xún)?yōu)化問(wèn)題中優(yōu)勢(shì)明顯，其收斂速度快、效率高，是國(guó)際上公認(rèn)最有效的優(yōu)化算法之一[9]。SQP在每個(gè)迭代點(diǎn)均構(gòu)造一個(gè)二次規(guī)劃子問(wèn)題，并將該問(wèn)題的解作為迭代搜索方向進(jìn)行一維搜索，從而逼近約束優(yōu)化的解[10]。但SQP受初值影響明顯，容易陷入局部最小[11]。

MΙGA是在傳統(tǒng)的遺傳算法基礎(chǔ)上發(fā)展而來(lái)的，該算法將待優(yōu)化群體分為若干子群體（稱(chēng)為“島嶼”），在每個(gè)島嶼上獨(dú)立地進(jìn)行遺傳算法操作，通過(guò)定期對(duì)各島嶼內(nèi)先進(jìn)個(gè)體的遷移，可以在保持群體多樣性的同時(shí)，進(jìn)行高效的全局尋優(yōu)[12]。

為了綜合2種優(yōu)化算法的優(yōu)勢(shì)，利用Patran二次開(kāi)發(fā)語(yǔ)言PCL編寫(xiě)的參數(shù)化建模文件，通過(guò)自動(dòng)有限元模型的前處理操作、后臺(tái)求解及結(jié)果后處理功能實(shí)現(xiàn)目標(biāo)函數(shù)的求解。基于iSΙGHT優(yōu)化分析平臺(tái)，采用MΙGA+SQP組合優(yōu)化進(jìn)行優(yōu)化[13]。首先采用多島遺傳算法找到多個(gè)局部近似的最優(yōu)點(diǎn)，然后以這些局部最優(yōu)點(diǎn)為初始點(diǎn)，采用SQP二次規(guī)劃法優(yōu)化，從而得到全局最優(yōu)點(diǎn)[14]。組合優(yōu)化流程如圖5所示。

圖5 組合優(yōu)化流程

優(yōu)化仿真系統(tǒng)數(shù)據(jù)流如圖6所示。

圖6 優(yōu)化仿真系統(tǒng)數(shù)據(jù)流

2.3 優(yōu)化結(jié)果

基于iSΙGHT平臺(tái)的新一代大推力運(yùn)載火箭傳力路徑受力的優(yōu)化結(jié)果見(jiàn)圖7至圖9，輔助承力桿結(jié)構(gòu)受力的優(yōu)化結(jié)果如圖10所示，優(yōu)化結(jié)果最終趨于收斂。優(yōu)化前后的受力結(jié)果如表3所示。

圖7 主承力軸軸向力優(yōu)化歷程

圖8 主承力軸剪力優(yōu)化歷程

圖9 主承力合力優(yōu)化歷程

圖10 輔助承力桿軸向力優(yōu)化歷程

表3 結(jié)構(gòu)受力優(yōu)化結(jié)果

結(jié)果表明，經(jīng)過(guò)傳力路徑優(yōu)化，大推力運(yùn)載火箭的捆綁聯(lián)接裝置的受力得到了優(yōu)化，其中前捆綁主承力裝置的軸向力降低了33.4%。

優(yōu)化前后全箭的頻率變化情況見(jiàn)表4，結(jié)果表明優(yōu)化后，全箭各階模態(tài)頻率有所提升，其中對(duì)于一階橫向基頻提升最為明顯，為1.7%。優(yōu)化后，助推器局部模態(tài)小于全箭橫向基頻，有利于提升飛行的可靠性以及降低控制系統(tǒng)的設(shè)計(jì)難度。荷降低了33.4%，同時(shí)優(yōu)化后的全箭動(dòng)特性第1階橫向基頻有所提高，大于助推器第一階局部模態(tài)，有利于提升飛行的可靠性以及降低控制系統(tǒng)的設(shè)計(jì)難度。

表4 整箭自振頻率計(jì)算結(jié)果

3 結(jié) 論

本文以大推力運(yùn)載火箭捆綁方案論證為背景，針對(duì)現(xiàn)有傳力路徑和捆綁結(jié)構(gòu)無(wú)法滿(mǎn)足使用要求的情況，設(shè)計(jì)并初步優(yōu)選一類(lèi)超靜定捆綁的傳力形式。通過(guò)在iSΙGHT優(yōu)化平臺(tái)上集成MSC.Patran/Nastran，建立了新一代大推力運(yùn)載火箭有限元參數(shù)化模型。利用多島遺傳算法和序列二次規(guī)劃法組成的優(yōu)化組合策略對(duì)火箭傳力路徑進(jìn)行多目標(biāo)優(yōu)化研究。

結(jié)果表明，經(jīng)過(guò)優(yōu)化后，前捆綁主承力裝置的載

[1] 何巍, 劉偉, 龍樂(lè)豪. 下一代大推力運(yùn)載火箭及其應(yīng)用探討[J]. 導(dǎo)彈與航天運(yùn)載技術(shù), 2011(1): 1-5.

[2] 龍樂(lè)豪, 王小軍, 容易. 我國(guó)一次性運(yùn)載火箭的發(fā)展展望[J]. 中國(guó)科學(xué)E輯: 技術(shù)科學(xué), 2009, 39(3): 460-463.

[3] 李東, 程堂明. 中國(guó)新一代運(yùn)載火箭發(fā)展展望[J]. 中國(guó)工程科學(xué), 2006, 8(11): 33-38.

[4] 馮韶偉, 劉竹生, 馬忠輝, 姚世東. 捆綁火箭助推器與芯級(jí)間捆綁聯(lián)接技術(shù)應(yīng)用進(jìn)展[J]. 導(dǎo)彈與航天運(yùn)載技術(shù), 2012(6): 20-23.

[5] 馮韶偉. 超靜定捆綁火箭力學(xué)特性研究[D]. 北京: 中國(guó)航天科技集團(tuán)公司, 2013.

[6] 馮韶偉. 基于拉壓不同剛度的運(yùn)載火箭捆綁聯(lián)接裝置力學(xué)特性研究[J].導(dǎo)彈與航天運(yùn)載技術(shù), 2013(4): 9-13.

[7] 魯宇, 龍樂(lè)豪, 等. 世界航天運(yùn)載器大全（第二版）[M]. 北京: 中國(guó)宇航出版社, 2007.

[8] 汪軼俊. 運(yùn)載火箭固體捆綁技術(shù)研究[D]. 長(zhǎng)沙: 國(guó)防科學(xué)技術(shù)大學(xué), 2007.

[9] Boggs P T , Tolle J W. Sequential quadratic programming for large-scale nonlinear optimization[J]. Journal of Computational and Applied Mathematics, 2000, 124(1-2): 123-137.

[10] Chen H , Ooka R , Kato S. Study on optimum design method for pleasant outdoor thermal environment using genetic algorithms and coupled simulation of convection, radiation and conduction[J]. Building and Environment, 2008, 43(1): 18-31.

[11] 韓邦成, 袁倩. 大型磁懸浮CMG轉(zhuǎn)子的組合優(yōu)化策略[J]. 宇航學(xué)報(bào), 2012, 33(2): 275-280.

[12] 任利. 基于iSΙGHT的多學(xué)科設(shè)計(jì)優(yōu)化平臺(tái)的研究與實(shí)現(xiàn)[D]. 青島:山東科技大學(xué), 2006.

[13] 薛定宇, 陳陽(yáng)泉. 高等應(yīng)用數(shù)學(xué)問(wèn)題的MATLAB求解[M]. 北京: 清華大學(xué)出版社, 2004.

[14] 賴(lài)炎連, 賀國(guó)平. 最優(yōu)化方法[M]. 北京: 清華大學(xué)出版社, 2008.

An Optimization Design for the Force Transmission Path on the High-thrust Strap-on Launch Vehicle

Mei Yong1, Feng Shao-wei2
(1. The Third Engineer Scientific Research Ιnstitute of Logisric Support Department , Luoyang, 471023; 2. Beijing Ιnstitute of Astronautical Systems Engineering, Beijing, 100076)

On the background of the engineering problem that the strap-on linkage equipment of the launch vehicles on active duty can’t satisfy the load design requirements of the new generation high-thrust strap-on launch vehicle and thus the research and development of new linkage equipment technology is needed. This essay studies the force transmission path optimization and designs two hyper-static categories of force transmission path schemes. Through the finite element analysis of the initial configuration of the high-thrust launch vehicle, a optimal scheme of the force transmission path is selected. Design the combinatorial optimization strategy of the force transmission path of high-thrust strap-on launch vehicle based on the iSΙGHT platform: Firstly, use multi-island genetic algorithm to explore the region where the globally optimal solution lies and then approach the exact optimal solution by sequential quadratic programming. The computational results of the structure force and natural frequency suggest the new scheme of force transmission path can substantially optimize the load of strap-on linkage equipment and also satisfy the requirements of the attitude control design.

High-thrust strap-on launch vehicle; Force transmission path; Genetic algorithm; Combination optimization strategy

V421

A

1004-7182(2017)04-0006-05 DOΙ：10.7654/j.issn.1004-7182.20170402

2015-12-01；

2017-06-09

梅 勇（1990-），男，助理研究員，主要研究方向?yàn)榻Y(jié)構(gòu)分析與優(yōu)化設(shè)計(jì)