上面級載荷與力學環(huán)境精細化設(shè)計技術(shù)

林 宏，張新宇，彭慧蓮，陳 益，張 群

（北京宇航系統(tǒng)工程研究所，北京，100076）

0 引 言

上面級是航天運輸系統(tǒng)的重要組成部分，是提高運載火箭性能及任務適應性的有效途徑[1]。上面級具有獨立的動力系統(tǒng)和控制系統(tǒng)[2]，與不同運載火箭接力組合，通過自主飛行可將多個有效載荷送入預定工作軌道，肩負著“承載、運輸和軌道部署”的多重功能，又被稱為太空擺渡車。

考慮到天地差異性[3]，載荷與力學環(huán)境設(shè)計的正確性和合理性有較大比例需要通過1∶1真實飛行驗證，必要時需基于積累的飛行遙測數(shù)據(jù)修訂設(shè)計和補充試驗驗證，以降低風險，提高飛行可靠性。考慮到上面級與火箭和衛(wèi)星在長細比、適配器結(jié)構(gòu)復雜程度等方面的差異，需建立適用于上面級的載荷與力學環(huán)境設(shè)計方法。如何在上面級首飛前確保設(shè)計的覆蓋性、強壯性，同時不失細致性、精準性，給總體載荷與力學環(huán)境專業(yè)提出挑戰(zhàn)。

在遠征系列上面級研制過程中，為適應不同基礎(chǔ)級火箭飛行段中的激勵特性、不同發(fā)射任務衛(wèi)星質(zhì)量和動力學特性差異、解決對空間復雜結(jié)構(gòu)的精細模擬等問題，開展了一系列適應性分析和精細化設(shè)計工作，并通過仿真和試驗對設(shè)計正確性、合理性進行閉環(huán)驗證。

本文提出上升到單機界面的精細化力學試驗條件制定、液體晃動參數(shù)仿真及計算方法修正、多分支結(jié)構(gòu)的完整性設(shè)計準則、力學環(huán)境減緩等關(guān)鍵技術(shù)，給出其在上面級中的工程實例，并對后續(xù)工作進行展望。

1 上升到單機界面的力學試驗條件

力學試驗條件是箭上單機開展環(huán)境適應性設(shè)計、分析和驗證的重要依據(jù)，總體試驗條件制定的合理性，直接影響單機的質(zhì)量、成本和研制進度。工程上一般通過地面試驗及仿真驗證給出初步試驗條件，并布置遙測測點獲取真實飛行環(huán)境，開展試驗條件覆蓋性分析，必要時據(jù)此修訂總體試驗條件。

通過對相近運載火箭力學試驗數(shù)據(jù)的研究，發(fā)現(xiàn)以質(zhì)量模擬件替代真實產(chǎn)品的慣常做法，由于模擬件、減振器（或毛氈）及其安裝方式等因素影響，相同位置測點響應與真實件的加速度峰值相差幾倍甚至更高，無法作為總體試驗條件制訂和修訂的依據(jù)。

為獲取真實環(huán)境下力學環(huán)境量級及傳遞特性，在上面級初樣階段力學試驗方案設(shè)計中，提出參試產(chǎn)品的質(zhì)量和剛度特性、機械和電氣接口均與飛行狀態(tài)保持一致的要求，并投產(chǎn)兩套力熱試驗產(chǎn)品，以滿足系統(tǒng)級低頻振動、噪聲、全系統(tǒng)試車、火工品分離沖擊、熱平衡等試驗需求。試驗中以產(chǎn)品為研究對象，在慣組、電氣設(shè)備、主發(fā)動機、姿控發(fā)動機、氣瓶、閥門（包括電磁閥、電爆閥等）、導管（氣路、液路）等典型單機安裝處布置相應的力學測點。試驗中加注推進劑模擬液，準確反映大質(zhì)量液體對貯箱縱向分支模態(tài)的貢獻，提高傳遞函數(shù)測量有效性。通過試驗獲取了不同基礎(chǔ)激勵下加速度和動應變響應數(shù)據(jù)，實現(xiàn)從傳統(tǒng)的艙段級試驗條件，上升到單機界面的總體試驗條件制定。

以低頻正弦掃描試驗條件制定為例，采用理論與試驗結(jié)合的方式，將上面級/基礎(chǔ)級界面激勵（取星箭載荷耦合分析計算值的 1.0～1.25倍）、上面級與衛(wèi)星組合體系統(tǒng)級振動試驗單機處的傳遞函數(shù)進行組合，計算得出單機最大飛行環(huán)境包絡(luò)。圖1為不同低頻試驗條件制定方法對比，在70～100 Hz單機局部頻段，其量級由傳統(tǒng)方法的11 g降低為2.5 g。

新方法對真實激勵的頻域特性、單機敏感頻率區(qū)進行綜合，頻段劃分更為細致。采用此方法制定的試驗條件一方面滿足對真實環(huán)境的覆蓋性，另一方面，對于余量的選擇更為合理，降低了單機過試驗的風險。特別是對于安裝減振器的產(chǎn)品，由于其在局部低頻諧振頻率附近有顯著的動態(tài)放大特性（如某慣性單機縱向基頻為80 Hz），因此針對其敏感頻率區(qū)進行試驗條件精細化設(shè)計，意義重大。

圖1 不同低頻試驗條件制定方法對比Fig.1 Comparison of Sine Environment Test Conditions Obtained by Different Methods

2 液體晃動參數(shù)計算方法修正

貯箱內(nèi)液體推進劑晃動參數(shù)，如晃動頻率、晃動質(zhì)量、晃動質(zhì)量質(zhì)心、晃動阻尼等，可用于晃動載荷技術(shù)、提供姿控系統(tǒng)用于穩(wěn)定裕度分析。貯箱內(nèi)具有自由液面的液體推進劑，在飛行過程中各晃動參數(shù)隨時間變化。在隨基礎(chǔ)級火箭飛行段過程中，上面級貯箱內(nèi)推進劑未消耗，其晃動頻率特性主要與軸向過載變化相關(guān)；在上面級主發(fā)動機工作段，隨著推進劑消耗，貯箱內(nèi)中液位逐漸下降，晃動特性隨著液位高度和軸向過載變化。傳統(tǒng)晃動參數(shù)計算將真實的球形底或橢球底，按體積相等、當?shù)匾好姘霃较嗤脑瓌t等效為平底圓筒形式（見圖2），若不對其進行精確修正會影響晃動參數(shù)計算的準確度。

圖2 液位的等效平底圓筒處理示意Fig.2 Liquid Equivalent Disposal Based on Cylinder Tank

為解決此問題，首先通過流固耦合仿真，計算得出各柱段高度、球底型面對應的晃動參數(shù)。同時設(shè)計開展了 1∶1下球底+柱段+上球底真實內(nèi)型面尺寸的全尺寸常重力液體晃動試驗。試驗結(jié)果表明，當液位位于貯箱的上底或下底時，傳統(tǒng)的晃動質(zhì)量質(zhì)心計算值與試驗值誤差較大，而液位位于中間筒段時兩者計算基本一致。表明傳統(tǒng)的等效平底簡化處理方法不適用于上面級球型底貯箱計算。因此，根據(jù)晃動試驗結(jié)果對理論計算值進行修正，使兩者偏差小于 5%，如圖 3所示，并將其應用于上面級飛行過程中各液位高度的晃動特性計算中。

圖3 液體晃動質(zhì)量質(zhì)心理論計算值與試驗值對比Fig.3 Comparison of Theoretical and Test Values of Sloshing Mass Centroid

3 多分支結(jié)構(gòu)的完整性設(shè)計準則

上面級結(jié)構(gòu)完整性設(shè)計準則，即以各結(jié)構(gòu)部段為研究對象，給出不同任務典型設(shè)計工況下的使用載荷、安全系數(shù)、剛度指標、整艙振動試驗條件等，要求在給定靜載荷、動載荷和振動激勵下，結(jié)構(gòu)不發(fā)生破壞且變形量級可控。主要包括：

a）強度和剛度統(tǒng)一原則。針對不同部段受力特點，開展強度及剛度設(shè)計、分配和校核[4]，避免漏項；

b）飛行載荷工況優(yōu)先原則。將飛行載荷工況作為強度設(shè)計的主要工況，而非地面試驗或操作載荷工況，以利于減小結(jié)構(gòu)干重占比；

c）多任務覆蓋性原則。上面級本體強度應同時滿足單星、雙星等不同發(fā)射任務需求，提高任務適應性[5]。

上面級本體作為通用結(jié)構(gòu)產(chǎn)品，與不同衛(wèi)星適配器進行組合，應考慮單星、雙星及多星各任務剖面進行包絡(luò)設(shè)計[6]。但通過頻響分析可知，若按傳統(tǒng)的整艙振動環(huán)境適應性理念進行設(shè)計，組合體在底面基礎(chǔ)激勵下，內(nèi)部加速度響應將達到10g甚至更高，遠超實際飛行狀態(tài)[7]。若為了適應較高的地面振動試驗載荷，某些結(jié)構(gòu)部段結(jié)構(gòu)剩余強度系數(shù)將達到4.0甚至更高，導致結(jié)構(gòu)設(shè)計過于笨重，不利于結(jié)構(gòu)效率提升、實現(xiàn)本體結(jié)構(gòu)通用。

傳統(tǒng)準靜態(tài)載荷計算方法計算中使用的橫向過載系數(shù)，工程中難以通過單一的飛行遙測參數(shù)表征，其選取有一定經(jīng)驗性和主觀性。本文提出除按傳統(tǒng)準靜態(tài)載荷計算外，還將星箭耦合分析提取值作為復核，同一設(shè)計工況中取兩者包絡(luò)值作為使用載荷的方法，復核重點包括有分離動作的衛(wèi)星/衛(wèi)星支架對接面、上面級/基礎(chǔ)級對接面的截面剪力和彎矩，如表1所示。此方法在確保足夠裕度的前提下，使用載荷更接近真實飛行工況。上面級本體結(jié)構(gòu)設(shè)計時，應同時滿足兩種發(fā)射狀態(tài)下的飛行載荷。

表1 典型工況下的飛行載荷Tab.1 Flight Loads in a Typical Case

另外，將地面載荷作為飛行載荷的有益補充，主要包括吊裝載荷、貯箱內(nèi)保護壓力、合理下凹后的地面振動試驗載荷等，以覆蓋其具體工作剖面。

4 模態(tài)、頻響和瞬態(tài)沖擊一體化建模技術(shù)

與衛(wèi)星相比，上面級空間適配器結(jié)構(gòu)更為復雜；與火箭相比，上面級與衛(wèi)星組合體長細比較小。上面級結(jié)構(gòu)有限元建模中，主傳力結(jié)構(gòu)采用“殼單元+梁單元”模擬其質(zhì)量和剛度特性，而對整體剛度影響較小的次級結(jié)構(gòu)采用“無質(zhì)量梁單元+集中質(zhì)量單元”進行模擬[8]。為提高模態(tài)頻率、振型及動力學響應的預示精度，采取以下細化措施：

a）規(guī)劃有限元網(wǎng)格尺寸，提高規(guī)則的結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格占比、合理減小模型尺寸，實現(xiàn)模態(tài)、頻響和瞬態(tài)沖擊分析的一體化精細模型。

b）匹配部段對接面網(wǎng)格節(jié)點，避免相鄰結(jié)構(gòu)搭接或部段間連接建模時，由于節(jié)點不一致處理（如MPC多點約束）引起的不必要剛化效應。

c）通過對模態(tài)有效質(zhì)量占比較高的局部傳遞特性（如液體貯箱分支）進行準確模擬，使組合體模型能反映其主要的整體、局部模態(tài)特性，如圖4所示。

圖4 上面級精細化有限元模型Fig.4 Precise Finite Element Model of Upper-stage

d）從自由狀態(tài)的零頻、基礎(chǔ)激勵下的頻響值、固支狀態(tài)模態(tài)有效質(zhì)量占比、縮聚數(shù)學模型的加嚴檢查等方面，對模型合理性進行多維度檢查和驗證，如表2所示。

表2 不同貯箱及液體推進劑建模方法計算值對比Tab.2 Results Obtained by Different Simulation Methods for Tank and Liquid

經(jīng)仿真分析和地面試驗驗證，采用以上方法建立的上面級有限元模型，能滿足對整體和局部動力學特性模擬的需要。

5 力學環(huán)境減緩技術(shù)

在整艙力學環(huán)境減緩方面，研制之初根據(jù)姿控穩(wěn)定分析需求，使組合體固有頻率避開火箭的主要外激勵頻率，避免飛行過程中發(fā)生諧振；隨著各系統(tǒng)方案細化，開展詳細的衛(wèi)星、上面級及火箭聯(lián)合載荷耦合分析，識別主要工況下的衛(wèi)星/上面級界面及內(nèi)部的加速度響應和動位移，驗證力學環(huán)境條件覆蓋性及飛行中結(jié)構(gòu)干涉的可能性。

為減緩衛(wèi)星/上面級界面的點式分離沖擊環(huán)境，降低衛(wèi)星抗沖擊設(shè)計難度，開展不同衛(wèi)星狀態(tài)下的衛(wèi)星/衛(wèi)星支架分離沖擊試驗、原理樣機分離試驗、瞬態(tài)沖擊仿真分析等，識別出影響沖擊環(huán)境量級的主要因素并提出相應解決措施。通過衛(wèi)星支腿接頭處結(jié)構(gòu)優(yōu)化、點式分離裝置降沖等方式，將衛(wèi)星界面分離沖擊響應譜最大值降低40%。

在局部分支結(jié)構(gòu)力學環(huán)境減緩方面，采用設(shè)置約束阻尼結(jié)構(gòu)的方式降低單機低頻放大倍數(shù)。即在結(jié)構(gòu)表面應變較大的位置上，粘貼一層阻尼性能較高的材料，同時在阻尼層上表面粘接一層剛性約束層，以達到增大結(jié)構(gòu)模態(tài)阻尼比、抑制共振區(qū)附近動態(tài)響應的目的。此方法適用于梁、板和薄殼結(jié)構(gòu)的彎曲振動減緩，對結(jié)構(gòu)的模態(tài)頻率、振型影響較小，特別適合于結(jié)構(gòu)的事后修改。

以上面級姿控發(fā)動機為例，發(fā)動機通過懸臂支架與上面級本體結(jié)構(gòu)相連接，在基礎(chǔ)激勵下存在低頻放大風險。針對此問題，在上面級本體艙壁與總體支架之間，設(shè)計安裝約束阻尼結(jié)構(gòu)，自結(jié)構(gòu)艙板由內(nèi)向外依次為原結(jié)構(gòu)基層+粘彈性阻尼層+金屬約束層，見圖5。經(jīng)仿真分析和地面試驗驗證，安裝約束阻尼層后，在姿控發(fā)動機的諧振頻率處，低頻放大倍數(shù)下降30%～40%，效果明顯。

圖5 約束阻尼層地面試驗驗證Fig.5 Verification Test of Constrained Layer Damping

6 結(jié) 論

遠征系列上面級在總體力學試驗條件制定、載荷設(shè)計準則、高精度動力學建模等方面進行了有益嘗試。隨著飛行子樣的積累，考慮后續(xù)擴展任務需求，未來還將在以下方面開展研究：

a）針對薄弱環(huán)節(jié)的飛行載荷測量技術(shù)研究。為滿足后續(xù)衛(wèi)星增重及擴展任務，需梳理結(jié)構(gòu)薄弱環(huán)節(jié)，獲取對應的承載裕度；通過動應變的地面標定和搭載飛行試驗測量等方法，推算出真實飛行載荷包絡(luò)，為獲取更為準確的結(jié)構(gòu)強度余量、面向擴展任務的結(jié)構(gòu)更改提供依據(jù)。

b）滿足多約束條件下的整艙振動環(huán)境減緩[9]。除約束阻尼層外，研究磁流變、零剛度、顆粒阻尼等減振/隔振技術(shù)，推進工程轉(zhuǎn)化，在滿足質(zhì)量、剛度、承載、空間包絡(luò)等多約束條件前提下，實現(xiàn)星箭界面、上面級/基礎(chǔ)級界面的整體振動環(huán)境減緩。

c）先進隨機振動處理方法研究。傳統(tǒng)隨機振動試驗條件制定時，對功率譜密度曲線包絡(luò)后形成驗收試驗條件，其總均方根與真實飛行環(huán)境相差數(shù)倍甚至十幾倍，導致對單機考核嚴酷，甚至部分單機難以通過地面試驗。未來試驗條件制定時，除考慮對功率譜密度幅值進行覆蓋外，還需對總均方根值進行模擬和限制，降低單機地面過試驗風險。