临界空间飞行器环控舱支撑结构的设计及验证

陈春轩



临界空间飞行器环控舱支撑结构的设计及验证

陈春轩

（北京中科航天人才服务有限公司，北京 100000）

针对一种临界空间飞行器用环控舱提出了两种结构设计方案，分别为传统的桁架结构和新型的3D打印结构，并对两种方案进行了有限元仿真和实验验证。利用仿真分析和试验数据获得了两种方案的相关特性对照，包括结构强度、固有频率和模态振型等，为飞行器控制舱结构的设计及优化提供了借鉴。

临界空间飞行器；环控舱；强度；固有频率；模态振型

1 引言

随着航空航天事业的迅速发展，我国在临界空间领域的探索越来越深入，对应飞行器的种类也趋于多元化，包括临近空间飞艇、充氦气的高空自由浮动气球、平流层高空长航时无人机、远距离遥控滑翔飞行器等多种形式[1，2]。由于临近空间飞行器具有可持续对同一地区不间断覆盖、与目标距离近等优点，因此在区域情报搜集、监视、侦察、通信中继、导航和电子战等方面具备独特的优势[3，4]。发展临界空间飞行器意义重大，具有广泛的应用前景。

临界空间飞行器大多数需要有长航时飞行的能力，为了减轻对能源的消耗，对减重设计的要求极端苛刻。另一方面，在飞行器的任务剖面内同时包含高温和低温的情况，其温度变化区间在190.8～236.8K之间[5]。剧烈变动的环境温度和设备本身的热耗，均对机载的结构、设备和元器件都可能造成持续甚至严重的损伤。因此，飞行器结构设计非常关键，不仅要满足机械功能性需求，而且要满足热控及质量限制等要求。

本文论述了对一种临界空间飞行器环控舱支撑结构的设计，环控舱采用机热一体的结构，通过预埋热管和辐射面利用外界对流和辐射控温，这种热机一体的设计极大提升了产品的可靠性，为后续类似产品的研发提供了参考。

2 背景

环控舱的结构如图1所示，舱体整体包裹单面镀铝的MLI泡沫材料。底部为蜂窝夹板，内部有预埋热管，上面布置有飞控计算机、大气数据机、光纤等设备。环控舱和主梁连接，连接方式为上端铰接，下端利用主梁外伸出的托架固接。

图1 环控舱布局图

飞行器发射段会承受正弦振动，飞行阶段会承受周期性的气动载荷，以及螺旋桨和其他作动机构的振动。综合考虑外部环境现提出下列设计期望：

a. 结构强度期望：3g过载载荷工况下控制舱不发生任意形式的破坏；

b. 结构刚度及动力学指标期望：1g载荷工况下底板末端变形不超过1.2mm，控制舱（含内部设备）的第一阶固有频率不低于50Hz；

c. 重量期望：控制舱整体质量要求小于8kg，支架整体质量小于2kg。

本次设计主要针对试样阶段的研制，为了适应项目周期和任务定制的设计流程如图2所示。

图2 设计流程图

3 设计方案

针对设计目标设计了两种方案，分别为桁架结构和3D打印结构。首先利用传统的工艺方案实现对控制舱的固定，初步选择桁架和钣金支撑两种方案，如图3所示，其中钣金支撑的方案相对于前者质量超标，相同承载能力下刚度也无优势故放弃采用，桁架结构的质量为1.2kg。

图3 传统结构布局图

3D打印结构通过Nastran有限元程序拓扑优化得到，对其和蜂窝板连接的部分和铰接的部分添加固定约束，优化目标为使其基频最大，限制重量。最终优化结果见图4。该结构内部为稀松的蜂窝结构，由于3D打印的结构较大，因此分为3段打印，然后焊接拼接，因此会额外附加焊料的质量，导致质量略大于预估质量，整体质量较整体质量为1.35kg。

图4 3D打印结构

4 有限元检验分析

4.1 有限元模型的建立

控制舱的结构布局相对比较复杂，采用有限元检验分析结合工程计算的方式校核和优化结构是相对理想的方案，将模型导入到Patran软件进行网格划分，利用Nastran求解。网格划分的结果如下。

图5 有限元网格

结构包含数量众多的螺钉、铰接头等局部特征，采用rbe2刚性连接代替。3D打印部件，托架和蜂窝夹板之间添加touching接触。将薄壁实体转换成壳单元，蜂窝夹板结构利用多层复合版（Laminte Molder）模型将其等效成上层铝蒙皮、蜂窝芯子、下层铝蒙皮的3层复合板结构，忽略中间粘胶的影响，结构如图5所示，蜂窝芯子的力学性能参数见表1。预埋热管利用梁单元（Cbeam），进行等效替代，截面形状根据相应的尺寸利用Pbmsect[5]定义，热管截面形状如图6所示，布置在发热部件之下。3D打印结构材料采用MgAl10Si-T6，其余部分均采用6061-T6铝合金，材料的物性参数见表2[6，7]。

表1 蜂窝芯子力学参数

图6 蜂窝夹板及轴向槽道热管截面图

表2 材料力学性能参数

4.2 静力学分析

对两种结构形式分别进行强度分析，在设备对应的安装部位添加质量点Conm2，赋予其相应的质量属性，考虑设备在1g过载、2g过载、3g过载条件下的承受能力，分析结果见表3。

表3 不同过载条件下结构最大应力

图7 3g过载情况下von-mise应力云图

通过观察图7可以得到结论，两种结构最大应力均出现在支撑结构和蜂窝夹板前端接口处，但是均小于材料的极限应力，安全裕度通过下式计算[8，9]。

式中，为安全裕度；allowable为许用应力，取对应材料的屈服极限，actual为结构承受的最大应力，为安全系数，取2.0。则连杆结构的的安全裕度为0.16，3D打印结构的安全裕度为0.44，两者均于0～0.5，既满足了强度要求又兼顾了减重，属于较理想的设计。

现校验蜂窝夹板的是否会发生局部失稳，蜂窝夹板局部失稳分为以下三种形式[7]：

a. 蒙皮褶皱：蒙皮褶皱取决于芯子在面内的压缩强度和蒙皮与芯子的胶结拉伸强度。

b. 蒙皮凹陷：对于蜂窝型芯子，蒙皮可能会屈曲或者凹陷于芯子壁间的空间。

c. 剪切皱损：通常会在褶皱处发生芯子失效，或者蒙皮和芯子间的胶粘剂发生剪切失效。

蒙皮厚度t=0.2mm，芯子高度h=20mm，蒙皮材料弹性模量E=70GPa，芯子剪切模量G=229MPa[9，10]。

计算临界应力计算公式如下[8]：

褶皱屈曲应力：

凹陷屈曲应力：

剪切皱损屈曲应力：

带入计算得σ,w=163MPa，σ,d=4.8GPa，σ,s=11GPa，提取蜂窝夹板应力分析结果，桁架结构的最大应力为114MPa，3D打印结构最大应力为97MPa，因此小于临界应力，蜂窝夹板的强度满足要求。

4.3 模态分析

分析结构的固定模态，以确定结构的固有频率分布及相应的模态振型。保持边界条件不变，利用Lanczos法解算结构1～10阶固有模态。计算结果见表4，第一阶模态振型见图8。

表4 实模态分析结果统计

图8 第一阶固有频率振型

由于只关心结构低于100Hz的低频振动特性，所以只求了解前10阶模态，根据前述技术期望，结构的第一阶固有频率要求大于50Hz，在不降低要求的情况下，只有3D打印的结果满足这一要求。经计算得到的模态参与系数见表5。

表5 前10阶模态有效质量参与系数

可以得出结论，相对于其他方向的运动，、轴向的平动在较低频段所占比重更大，为主要的振动形式。

5 实验验证

为验证设计的有效性，分别进行强度实验和模态实验。强度实验通过加载相应的负载然后卸载的方式测量强度；模态实验采用双向正弦快速扫频的方式测量三个方向的基频。

5.1 强度实验

5.1.1 强度实验方案

a. 将试验件安装在夹具上，用重物块将夹具固定好，如图9所示；

图9 强度实验装置

b. 在试验件端部布置位移计，将位移计清零；将模拟仪器的配重放置在试验件上，读取位移计示数，若值小于等于1.2mm，认为结构满足刚度条件；

c. 在试验件上再增加2倍仪器和舱重量的配重，配重尽量按照局部重量的2倍分布，记录位移计示数，将施加的2倍重量卸载，若位移计示数回到加载前的数值，认为在2g载荷下满足强度要求；

d. 以相同的方法施加3g载荷，检验结构在3g载荷下是否满足强度要求。

5.1.2 强度实验结果

强度实验结果汇总见表6。

表6 强度实验结果

两种结构的实验值和数值解法的误差均在5%以内，对标良好。

2g和3g载荷情况下卸载之后，位移恢复到初始标定值，说明没有发生塑性变形，同时1g载荷情况下的位移也均满足要求。

5.2 模态实验

5.2.1 模态实验方案

a. 将试验件安装在夹具上，将夹具螺栓连接在振动台上；

b. 布置3个控制点在接头区域，2个测量点在环控舱端部，分别测量、、三个方向振动的频响曲线，如图10所示；

c. 读取频响曲线，获取第一阶固有频率。

图10 快速扫频实验装置

5.2.2 模态实验结果

模态实验结果汇总见表7。

表7 模态实验结果

结合有限元分析的结果，、、方向的基频和相应模态振型和仿真预测相符，设计有效。最低基频均出现在轴（重力）方向，桁架结构的基频相对3D打印结构的基频较低，且在110Hz附近出现密集模态，容易在中低频和外界的振动发生耦合，从而影响飞行器的稳定性，甚至有出现疲劳断裂的风险，而3D打印结构频率分布较为理想，远离了低频容易发生耦合的频段，和飞行器其余部分的固有频率相距较远，不会发生耦合振动。

6 结束语

两种结构形式对比见表8。

表8 两种结构形式对比

桁架结构相对3D打印结构拥有质量轻的优势，但是强度和刚度远远不如3D打印结构，尤其其模态分布容易受到外部激励而发生共振现象，必须进一步动力学设计，例如加装隔振装置、减震器等，这样不仅增加了设计难度，也引入了可靠性的问题，增加的重量也使原本质量轻的优势不复存在，因此，本次设计选择3D打印结构作为正样及验收件。

目前该环控舱装置已经进行飞行实验，起到了减重、支撑和控温的三重作用。对比设计指标和回传数据，也证明了设计的合理性和可靠性。

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Design and Verification of Support Structure for Environmental Control Cabin of Nearspace

Chen Chunxuan

(Beijing Zhongke Aerospace Talent Service Co., Ltd., Beijing 100000)

Two structural design schemes are proposed for a near space aircraft environmental control cabin, which are truss structure and 3D printing structure, and the finite element simulation and experimental verification of the two schemes are carried out. Using the simulation analysis and experimental data, the correlation characteristics of the two schemes, including structural strength, natural frequency and mode shape, are obtained, which provides a reference for the design and optimization of the aircraft control cabin structure.

nearspace；environmental control cabin；strength；natural frequency；mode shape

陈春轩（1990），助理工程师，机械设计及理论专业；研究方向：结构动力学、气动流体力学。

2019-01-09