月面著陸器上升級壓力艙結構優化研究

李恩奇，梁 魯，張志成，果琳麗

（中國空間技術研究院載人航天總體部，北京100094）

月面著陸器上升級壓力艙結構優化研究

李恩奇，梁 魯，張志成，果琳麗

（中國空間技術研究院載人航天總體部，北京100094）

針對未來航天器大承載、輕量化需求，開展了月面著陸器上升級壓力艙的結構優化研究。在臥式上升級壓力艙靜力學有限元仿真分析的基礎上，以壓力艙蒙皮厚度和加強型材截面尺寸為優化變量，以整艙結構強度滿足設計許用應力為約束條件，以壓力艙結構質量最小為優化目標函數建立結構優化模型，獲得了靜壓作用下壓力艙最優結構形式。同時還討論了壓力艙壓力體制、結構設計許用應力對壓力艙結構質量的影響。研究結果有助于確定載人登月任務總體方案中的關鍵參數，得到復雜力學環境下的壓力艙最優構型。

上升級壓力艙；重量；結構優化；構型

1 引言

載人登月月面著陸器受運載火箭和著陸器推進系統能力的限制，對著陸器的質量要求將會非常嚴格，而結構質量占著陸器干重的比例較大，因此必須利用各種技術手段進行月面著陸器進行質量控制。如美國阿波羅計劃實施初期，一直將質量控制作為最重要的工作之一［1］，圖1給出了阿波羅著陸器的質量歷史，可知在1965年中期阿波羅著陸器進行了減重設計以滿足質量約束。

氣式壓力艙結構是載人任務的特點，也和環控生保等方案密切相關，密封壓力對結構性能的要求也非常嚴苛，直接決定月面著陸器壓力艙的構型設計，以密封內壓為主要載荷進行月面著陸器上升級壓力艙的優化，在滿足密封性能的基礎上，可進行結構加強逐步滿足剛度條件、發射過載條件和著陸沖擊條件，最終可以得到壓力艙的最佳構型［2?3］。本文以美國“星座”計劃中臥式上升級壓力艙為算例建立有限元模型，以壓力艙蒙皮厚度、加強型材截面尺寸為優化變量，以壓力艙結構質量最小為優化目標，以整艙結構強度滿足設計許用應力為約束條件，開展壓力艙的結構優化研究，并分析密封艙壓力體制、結構設計許用應力對壓力艙結構質量的影響。

圖1 月面著陸器質量歷史［1］Fig.1 The Lunar Module weight history［1］

2 上升級壓力艙有限元模型

月面著陸器上升級的可選構型大致包括立式圓柱形、臥式圓柱形和球形，如圖2所示［3］。臥式上升級航天員視場角、地板面積較大，而立式構型的載荷傳遞效率相對較高。從載人登月總體任務角度考慮，臥式構型具有一定優勢［3］。

圖2 上升級結構構型［3］Fig.2 The structure configuration of the ascent stage［3］

因此，本文算例選為2005年NASA星座計劃提出的上升級壓力艙設計方案［4］，該壓力艙為臥式短圓柱體，直徑3.0 m，長5.0 m，容積31.8 m3，如圖3所示。

圖3 臥式壓力艙結構圖［4］Fig.3 The structure of horizontal ascent stage pres?sure cabin［4］

參考阿波羅上升級壓力艙結構，本文壓力艙結構形式定義為“蒙皮+筋”結構，仿照圖3建立臥式壓力艙有限元模型，如圖4所示。壓力艙蒙皮簡化為殼單元，初始厚度為3 mm；縱向及環向“Ω”形截面筋條簡化為梁單元。壓力艙舷窗簡化為殼單元，材料為有機鋼化玻璃，舷窗周邊加強框簡化為“Ω”形梁單元。因為舷窗結構、選材需進行專門設計，在壓力艙整體結構設計階段，假設舷窗只承載而不發生破壞，故令舷窗玻璃厚度為20 mm。圖3中對接結構和出艙艙門也屬于壓力艙中需單獨設計的結構，并且這兩個結構的剛度大，因此在對接結構口部和艙門口部建立RBE2剛性單元。在上升級壓力艙與下降級的連接部位施加固支邊界條件。

圖4 上升級壓力艙結構有限元模型示意圖Fig.4 The FEM model of the ascent stage pres?sure cabin

本文設上升級壓力艙的艙壓為70 kPa，以面壓力的形式施加到所有平面單元上。壓力艙主結構材料為鋁合金，常見的有5A06、2219、1420、2195、5870幾種，其材料參數見表1，泊松比均為0.33［5］。表中5A06的彈性模量最小，因此本文有限元模型中的彈性模型取為最低的68 GPa，如選用其他材料，壓力艙結構力學性能將會更優。

表1 鋁合金常規力學性能［5］Table 1 Mechanical properties of Al alloy［5］

3 上升級壓力艙優化模型

以上升級壓力艙結構整艙質量最小為優化目標開展結構優化研究。優化列式可寫為式（1）～（2）［6］：

式中：M為壓力艙結構質量，σmax為有限元靜力計算所得的壓力艙結構最大應力，[σ]為壓力艙結構設計的許用應力，和分別為第i個設計變量Xi的上下限值。本文以壓力艙結構不同部位的蒙皮厚度、不同部位的加強筋型材截面尺寸為設計變量（“Ω”形有四個截面參數），詳見圖5，共43個設計變量。

圖5 壓力艙結構優化的設計變量Fig.5 The design variable of pressure cabin

設上升級壓力艙的艙壓為70 kPa，結構設計的許用應力［σ］為100 MPa，進行靜壓作用下的結構設計優化。壓力艙結構優化迭代歷史如圖6所示，壓力艙最優結構質量為351.2 kg，優化結果如表2和表3所示。最優結構設計對應的壓力艙von?Mises應力云紋圖如圖7所示，圖中最大應力小于100 MPa的設計許用應力，滿足約束條件。

表2 不同部位蒙皮厚度優化結果Table 2 Optimal results of the skin thickness

圖6 壓力艙結構優化迭代歷史Fig.6 Iteration history of pressure cabin optimization

圖7 壓力艙最優結構設計的應力分布Fig.7 Stress cloud map of the optimum pressure cabin

對于月面著陸器壓力艙，在70 kPa內壓、100 MPa許用應力的情況下，如將結構安全系數定義為1.5，可以選用表1中所有的鋁合金；如將安全系數取3以上，可選擇5B70、2219、2195等材料。

表3 不同型材截面尺寸優化結果Table 3 Optimal results of the sectional dimension

4 參數影響性分析

在進行月面著陸器壓力艙結構設計時，密封艙的壓力體制會對壓力艙的結構質量產生影響。對于載人航天器密封艙，常壓體制有利于乘員長期生活，故國際空間站總壓為90～100 kPa［7］；載人探月工程任務周期較短，故美國阿波羅計劃采用34.5 kPa［7］；但34.5 kPa體制需要采用純氧，火災危險較大，故近期美國星座計劃中采用了65 kPa體制［4］。綜上，本文分析了壓力艙壓力在50～100 kPa變化時對壓力艙最優結構質量的影響，如圖8所示。圖中，結構最優質量基本上與壓力成線性關系，隨艙壓的增大而增大。

圖8 壓力艙壓力和設計應力對最優結構質量的影響Fig.8 The effect of pressure and design stress on op?timum pressure cabin weight

結構設計的安全系數（許用應力）對壓力艙結構質量的影響也非常大，當設計許用應力增大到120～160 MPa，在100 kPa壓力時整艙結構質量也可以小于350 kg，材料可選擇2219、2195等高性能鋁合金，結構安全系數在2以上。

5 結論

1）密封壓力艙結構是載人航天任務的重要特點，對結構設計要求嚴苛。本文優化算例表明，可以通過結構優化的方式確定壓力艙的設計參數。在此基礎上，可進行結構加強逐步滿足剛度條件、發射過載條件和著陸沖擊條件，最終得到壓力艙相對較優的結構設計。

2）壓力艙結構與載人登月任務總體方案中壓力體制等關鍵參數密切相關，在方案設計階段提早引入壓力艙的結構優化研究，有助于制定體系性能更優的總體方案。如根據本文算例分析，在50～70 kPa壓力體制下，對于100 MPa以上的許用應力，壓力艙整艙結構質量可小于400 kg。

（

）

［1］Thomas J K.Manned lunar lander design the project apollo lunar module（LM）［C］//AIAA Space Programs and Tech?nologies Conference.Huntsville AL：AIAA.1992：1?10.

［2］張有山，果琳麗，王平，等.新一代載人月面著陸器發展趨勢研究［J］.載人航天，2014，20（4）：353?358.Zhang Youshan，Guo Linli，Wang Ping，et al.Study on the development trend of new generation manned lunar lander［J］.Manned Spacefight，2014，20（4）：353?358.（in Chi?nese）

［3］王平，梁魯，果琳麗.載人登月艙概念設計階段多方案比較方法初探［J］.航天返回與遙感，2013，34（6）：1?10.Wang Ping，Liang Lu，Guo Linli.Study on alternatives com?parison method of manned lunar module in concept design stage［J］.Spacecraft Recovery＆Remote Sensing，2013，34（6）：1?10.（in Chinese）

［4］Stanley D，Cook S，Connolly J，et al.NASA's exploration systems architecture study［R］.NASA TM?2005?214062，2005.

［5］施麗銘，楊鵬，周志勇，等.國內外航天器密封艙主結構材料的選用［J］.航天器工程，2013，22（5）：136?141.Shi Liming，Yang Peng，Zhou Zhiyong，et al.Material se?lection of primary structure for sealed module of spacecraft in China and other countries［J］.Spacecraft Engineering，2013，22（5）：136?141.（in Chinese）

［6］郝鵬，王博，鄒威任，等.基于RBF模型的蒙皮桁條結構減輕孔優化［J］.固體火箭技術，2015，38（5）：717?721.Hao Peng，Wang Bo，Zou Wei?ren，et al.Optimum design of lightening holes for skin?stringer structures based on RBF model［J］.Journal of Solid Rocket Technology，2015，38（5）：717?721.（in Chinese）

［7］劉偉波，劉朝霞，陳金盾等.載人探月航天器大氣壓力制度選擇［C］//第四屆載人航天學術大會，2016：2?8.Liu Weibo，Liu Zhaoxiao，Chen Jindun，et al.Atmospheric pressure system choice of manned lunar spacecraft［C］//The fourth manned space academic conference，2016：2?8.（in Chinese）

Structural Design Optimization of Pressure Cabin in Lunar Lander Ascend Module

LI Enqi，LIANG Lu，ZHANG Zhicheng，GUO Linli
（Institute of Manned Space System Engineering，China Academy of Space Technology，Beijing 100094，China）

With regard to the large load and lightweight design requirements for the future space?craft，the structural design optimization study of the pressure cabin in lunar lander ascend module was carried out.Based on the static mechanical FEM analysis for horizontal pressure cabin under in?ternal pressure，a structural optimization model was established to minimize the pressure cabin struc?tural weight，with the volume of skin thickness and cross?sectional dimensions of constitutive beams as the design variables and design allowable stress as the constraint conditions，the optimal cabin structure configuration was obtained.Furthermore，the influences of cabin pressure regime and structural design stress on the optimal cabin weight were discussed.The research was helpful to de?termine the key parameters in a manned lunar mission and obtain the optimal structural design for pressure cabin in complex mechanical environment.

ascend pressure cabin；weight；structural optimization；configuration

V424

A

1674?5825（2016）06?0750?05

2016?06?10；

2016?11?11

李恩奇（1978－），男，博士，工程師，研究方向為飛行器結構動力學。E?mail：dalianlienqi＠sina.com