歐紅旗，劉 濤，陳鳴亮，林仁邦，王 昕，柏合民

（上海宇航系統(tǒng)工程研究所，上海 201109）

0 引言

天宮空間站夢(mèng)天實(shí)驗(yàn)艙于2022 年10 月31 日發(fā)射升空，是構(gòu)成中國(guó)天宮空間站“T”字構(gòu)型的質(zhì)量最大的飛行器［1］，從此，中國(guó)空間站從構(gòu)想走向現(xiàn)實(shí)［2］，向著真正建成空間站［3-4］的目標(biāo)邁進(jìn)了關(guān)鍵一步。載荷艙是夢(mèng)天實(shí)驗(yàn)艙的重要組成艙段之一，呈錐筒式構(gòu)型，位于夢(mèng)天工作艙與資源艙之間。為滿足夢(mèng)天實(shí)驗(yàn)艙貨物自動(dòng)進(jìn)出艙和在軌載荷試驗(yàn)平臺(tái)功能要求，借鑒類似結(jié)構(gòu)研制經(jīng)驗(yàn)［5］，載荷艙采用了承載+可展開載荷試驗(yàn)平臺(tái)一體化設(shè)計(jì)方案，載荷平臺(tái)既可在發(fā)射上升段參與承載，又可以在入軌后自動(dòng)展開鎖定，形成暴露載荷試驗(yàn)平臺(tái)，具有很高的結(jié)構(gòu)效率。在該方案中，載荷艙需要在艙壁周向上設(shè)置2 處2 m（周向）×2.5 m（軸向）的矩形開口，超大開口嚴(yán)重削弱了載荷艙結(jié)構(gòu)的均勻性，降低了結(jié)構(gòu)強(qiáng)度和剛度，給結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)提出了很大的挑戰(zhàn)。

本文對(duì)夢(mèng)天載荷艙艙壁大開口的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)、分析和驗(yàn)證方法進(jìn)行了詳細(xì)介紹。根據(jù)各方面總體指標(biāo)要求提出載荷艙結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)方案，并對(duì)主動(dòng)段飛行和地面起吊工況進(jìn)行了強(qiáng)度數(shù)值分析；采用分布驗(yàn)證的方法［6］，針對(duì)性地開展了局部結(jié)構(gòu)承載試驗(yàn)。最后，通過開展載荷艙結(jié)構(gòu)整艙靜力試驗(yàn)，全面驗(yàn)證設(shè)計(jì)的合理性。

1 載荷艙結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)

1.1 結(jié)構(gòu)布局

載荷艙結(jié)構(gòu)采用了錐筒式半硬殼鉚接結(jié)構(gòu)形式［7-8］，由框、桁（梁）、蒙皮以及接頭等部件鉚接而成［9］。載荷艙結(jié)構(gòu)在艙壁周向存在2 個(gè)2.0 m×2.5 m 的大開口，極大地削弱了結(jié)構(gòu)的強(qiáng)度和剛度。根據(jù)鉚接艙體研制經(jīng)驗(yàn)，在大開口兩側(cè)結(jié)構(gòu)承受的載荷相對(duì)均勻結(jié)構(gòu)艙體會(huì)變大，大開口周邊結(jié)構(gòu)更易發(fā)生強(qiáng)度或失穩(wěn)破壞［9］。因此需對(duì)大開口周邊結(jié)構(gòu)采取加強(qiáng)措施，以彌補(bǔ)大開口導(dǎo)致的承載能力損失。同時(shí)，大開口兩側(cè)結(jié)構(gòu)加強(qiáng)后，與相鄰的非開口區(qū)域之間剛度差異較大，易產(chǎn)生結(jié)構(gòu)破壞，有必要采取措施保證開口處及四周剛度平緩過渡。

充分利用可展開載荷平臺(tái)的承載能力，將載荷平臺(tái)與艙體通過有連接功能且能在軌自動(dòng)解鎖的裝置連接成整體，進(jìn)一步提升大開口區(qū)域結(jié)構(gòu)強(qiáng)度和剛度。

根據(jù)總體要求，載荷艙上設(shè)有夢(mèng)天整器起吊吊點(diǎn)，由于夢(mèng)天整器質(zhì)量達(dá)到了22.5 t，吊點(diǎn)處的結(jié)構(gòu)強(qiáng)度設(shè)計(jì)非常關(guān)鍵［11］。為減少起吊時(shí)彎矩對(duì)于局部結(jié)構(gòu)的影響，與吊具的連接采用雙層法蘭的形式，使得整器起吊產(chǎn)生的彎矩載荷可通過筒錐連接框及中間框雙層法蘭進(jìn)行平衡。

綜上，加強(qiáng)載荷艙結(jié)構(gòu)強(qiáng)度的基本思路為：在大開口四周建立有效的傳力路徑，控制開口兩側(cè)周向結(jié)構(gòu)的剛度變化和開口上下側(cè)局部變形，使得載荷在艙體周向合理分配；在載荷平臺(tái)與艙體結(jié)構(gòu)之間設(shè)置連接解鎖裝置，該裝置在發(fā)射過程中將艙體結(jié)構(gòu)與載荷平臺(tái)鎖緊，實(shí)現(xiàn)可靠連接承載；入軌后通過火工品作動(dòng)解除載荷平臺(tái)與艙體結(jié)構(gòu)連接，實(shí)現(xiàn)可靠解鎖；采用雙層法蘭連接形式減少整器起吊的彎矩載荷對(duì)載荷艙結(jié)構(gòu)的影響。載荷艙結(jié)構(gòu)布局設(shè)計(jì)如圖1 所示。

圖1 載荷艙結(jié)構(gòu)布局設(shè)計(jì)Fig.1 Diagram of the payload cabin layout design

1.2 大開口周邊結(jié)構(gòu)加強(qiáng)設(shè)計(jì)

大開口左右兩側(cè)設(shè)置“Ω”形截面大梁，在大梁上下方均設(shè)置接頭與相鄰框環(huán)連接，大梁與接頭之間采取插接方式連接，實(shí)現(xiàn)構(gòu)件間軸向接觸，直接傳遞軸向載荷；在錐段周向?qū)?yīng)位置設(shè)置加強(qiáng)桁條，從而實(shí)現(xiàn)大開口兩側(cè)軸向貫穿式傳力路徑；在大開口兩側(cè)的周向承載區(qū)域中，采用剛度漸變式構(gòu)件布局方案，從大梁到非開口區(qū)域，依次采用截面慣性矩逐漸變小的桁條，有效擴(kuò)散開口周邊集中力載荷［12］。

大開口上方結(jié)構(gòu)強(qiáng)度和剛度較弱，作為可展開載荷平臺(tái)的安裝框架，如何有效擴(kuò)散該處載荷和控制該處變形非常重要。為此，在大開口上方的2 個(gè)框環(huán)之間設(shè)置加強(qiáng)蒙皮，提高開口上方抗周向剪切載荷能力，可將錐段傳遞過來(lái)的載荷以剪力形式傳遞至筒段非開口區(qū)；在大開口上下兩側(cè)設(shè)置月牙形板結(jié)構(gòu)，可有效提升該處結(jié)構(gòu)剛度，控制結(jié)構(gòu)變形；在大開口的角點(diǎn)處設(shè)置盒形件進(jìn)行加強(qiáng)，有利于該處載荷的傳導(dǎo)和擴(kuò)散，規(guī)避應(yīng)力集中的風(fēng)險(xiǎn)。大開口兩側(cè)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)方案如圖2 所示。

圖2 大開口結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)Fig.2 Diagram of the large opening structure design

1.3 載荷平臺(tái)及連接解鎖裝置設(shè)計(jì)

在大開口區(qū)域設(shè)置可展開載荷平臺(tái)，提升該處結(jié)構(gòu)強(qiáng)度和剛度。載荷平臺(tái)的可選方案有平板式和弧面式兩種。經(jīng)對(duì)比，平板式載荷平臺(tái)綜合性能更優(yōu)，因此采用此方案，兩種方案對(duì)比見表1。平板式載荷平臺(tái)采用鋁蜂窩夾層結(jié)構(gòu)，兩側(cè)面板采用厚0.5 mm 鋁合金板材，在與連接解鎖裝置連接處設(shè)置加強(qiáng)預(yù)埋件，在兩側(cè)面板上分別設(shè)置0.5 mm 厚鋁合金加強(qiáng)蒙皮，進(jìn)一步提升載荷平臺(tái)與艙體結(jié)構(gòu)連接點(diǎn)處的承載能力。

表1 平板式和弧面式載荷平臺(tái)方案對(duì)比Tab.1 Comparison of the flat and curved load platform schemes

載荷平臺(tái)與艙體結(jié)構(gòu)通過連接解鎖裝置連接。增加連接解鎖裝置數(shù)量可提升連接剛度，但會(huì)導(dǎo)致載荷平臺(tái)在軌解鎖分離的可靠性降低［13］。綜合考慮整器剛度和解鎖可靠性，最終確定載荷平臺(tái)采用10 組連接解鎖裝置（左右各3 組、上下各2 組）的設(shè)計(jì)方案。載荷平臺(tái)的結(jié)構(gòu)形式如圖3 所示。

圖3 載荷平臺(tái)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)Fig.3 Diagram of the payload platform structure design

單套連接解鎖裝置的結(jié)構(gòu)形式如圖4 所示，連接解鎖裝置通過火工品承載拉載荷，通過承剪錐結(jié)構(gòu)承受剪載荷。

圖4 承剪錐結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)Fig.4 Diagram of the shear cone structure design

圖5 整器起吊結(jié)構(gòu)Fig.5 Diagram of the whole module lifting structure

承剪錐的半錐角影響承載能力和載荷平臺(tái)與艙體結(jié)構(gòu)的分離安全性。經(jīng)過綜合評(píng)估，選取半錐角大小為25°。

1.4 整器起吊設(shè)計(jì)

筒錐連接框?qū)⑼捕魏湾F段的連接框環(huán)二合一，在提升結(jié)構(gòu)連接剛度的同時(shí)實(shí)現(xiàn)減重；在開口上沿設(shè)置中間框，最大限度增加與筒錐連接框的間距；在筒錐連接框和中間框內(nèi)側(cè)設(shè)置套罩螺母連接件，便于吊具從艙外與艙體的連接。筒錐連接框和中間框均采用2A14 鋁合金整體鍛環(huán)機(jī)加工而成，并通過地面型架進(jìn)行精準(zhǔn)定位，能有效保證起吊接口精度。整器起吊附件采用整體框環(huán)的設(shè)計(jì)方案，相較于非連續(xù)環(huán)體，可有效降低艙體的變形量，對(duì)吊耳附近環(huán)體設(shè)計(jì)加強(qiáng)筋，進(jìn)一步擴(kuò)散起吊載荷，有效改善了大型起吊載荷工況下結(jié)構(gòu)局部受力情況。

2 載荷艙有限元仿真分析

使用有限元軟件所建立的載荷艙有限元模型如圖6 所示。該模型中載荷艙各部分結(jié)構(gòu)均采用殼單元建模，桁條與蒙皮、框環(huán)等連接處采用共節(jié)點(diǎn)處理［14］，月牙形板與連接框采用“粘接”方式處理，整艙模型節(jié)點(diǎn)數(shù)量約為29.8 萬(wàn)，單元數(shù)量約為30.8 萬(wàn)。為驗(yàn)證載荷艙結(jié)構(gòu)在飛行和起吊載荷下結(jié)構(gòu)強(qiáng)度設(shè)計(jì)的合理性，對(duì)發(fā)射過程中受力最嚴(yán)酷的最大過載工況，以及整器垂直起吊工況分別進(jìn)行有限元計(jì)算。其中，考慮飛行過程中剪力載荷方向的隨機(jī)性，分別計(jì)算了剪力沿Ⅰ-Ⅲ象限方向和Ⅰ-Ⅳ象限方向2 種情況。計(jì)算時(shí)考慮了蜂窩夾層結(jié)構(gòu)面板與蜂窩膠接面的強(qiáng)度情況［15］。

圖6 載荷艙有限元模型Fig.6 Finite element model of the payload cabin

2.1 整器起吊

垂直起吊工況位移、應(yīng)力云圖如圖7 和圖8所示，最大位移為7.045 mm，與附件連接的連接框最大應(yīng)力為179.7 MPa，在許用應(yīng)力范圍內(nèi)，滿足強(qiáng)度要求。

圖7 垂直起吊工況整艙位移云圖Fig.7 Displacement cloud diagram of the whole cabin under the vertical lifting condition

圖8 垂直起吊工況連接框應(yīng)力云圖Fig.8 Stress cloud diagram of two connecting frame rings under the vertical lifting condition

2.2 主動(dòng)段飛行

主動(dòng)段飛行最大過載工況下的整艙穩(wěn)定性失效模式云圖如圖9 所示，2 種剪力載荷方向下，艙體首先出現(xiàn)失效的位置均出現(xiàn)在載荷艙錐段。當(dāng)剪力沿Ⅰ-Ⅲ象限時(shí)，此時(shí)載荷平臺(tái)承受上方結(jié)構(gòu)正壓，其失效的極限承載能力為1.45 倍設(shè)計(jì)載荷；當(dāng)剪力沿Ⅱ-Ⅳ象限時(shí)，失效的極限承載能力為1.34 倍設(shè)計(jì)載荷。表2 為2 種載荷工況下提取的載荷平臺(tái)與艙門連接埋件所承受的集中力載荷，其中X向載荷為沿艙體軸向的剪力載荷，Y向?yàn)檠嘏擉wⅡ-Ⅳ象限剪力載荷，Z向?yàn)榇怪陛d荷平臺(tái)板面的拉力載荷。由此可見，埋件主要承受面內(nèi)載荷，最大合力約為24.5 kN，設(shè)計(jì)上要求埋件剪切承載能力不低于該數(shù)值［15］。

表2 連接解鎖裝置埋件承受集中力載荷Tab.2 Concentrated force load borne by the embedded parts of the connection unlocking device

圖9 主動(dòng)段飛行工況的穩(wěn)定性失效模式云圖Fig.9 Stability failure modes of the ascent stage under the flight condition

3 載荷艙試驗(yàn)驗(yàn)證

為進(jìn)一步研究夢(mèng)天載荷艙的靜力特性，需開展載荷艙結(jié)構(gòu)整艙靜力試驗(yàn)。根據(jù)仿真計(jì)算結(jié)果，得出載荷艙結(jié)構(gòu)主要的薄弱環(huán)節(jié)為整器起吊吊點(diǎn)處局部結(jié)構(gòu)，以及蜂窩夾層結(jié)構(gòu)預(yù)埋件的承載能力。為了規(guī)避設(shè)計(jì)風(fēng)險(xiǎn)，在整艙試驗(yàn)前，針對(duì)上述結(jié)構(gòu)薄弱環(huán)節(jié)先行開展了針對(duì)性的局部結(jié)構(gòu)力學(xué)試驗(yàn)。

3.1 局部結(jié)構(gòu)試驗(yàn)

3.1.1 蜂窩夾層結(jié)構(gòu)埋件拉伸和剪切試驗(yàn)

載荷平臺(tái)采用蜂窩夾層結(jié)構(gòu)［17］，與連接解鎖裝置和其他載荷設(shè)備的連接位置在主動(dòng)段飛行過程中承受較大的軸向和切向載荷，存在局部位置蒙皮皺損、埋件拉脫等失效風(fēng)險(xiǎn)［18-19］，為此對(duì)不同埋件規(guī)格和蒙皮厚度的試驗(yàn)件，開展了拉伸和剪切試驗(yàn)，如圖10 所示。分別得到了不同規(guī)格埋件的承載能力，見表3，為結(jié)構(gòu)形式和參數(shù)的確定提供了依據(jù)。

表3 不同規(guī)格埋件極限承載能力Tab.3 Ultimate bearing capacity of the embedded parts of different specifications

圖10 蜂窩夾層結(jié)構(gòu)埋件拉伸和剪切試驗(yàn)Fig.10 Tensile and shear tests on the embedded parts of the honeycomb sandwich structure

3.1.2 吊點(diǎn)局部結(jié)構(gòu)靜力試驗(yàn)

在夢(mèng)天整器豎直起吊時(shí)，載荷艙吊點(diǎn)處結(jié)構(gòu)需承受較大的集中力載荷。在進(jìn)行整器起吊試驗(yàn)之前，開展了吊點(diǎn)局部結(jié)構(gòu)靜力試驗(yàn)，如圖11 所示。試驗(yàn)結(jié)果表明中間框在80～90 kN 時(shí)開始進(jìn)入塑性，桁條在加載至100～110 kN 時(shí)開始進(jìn)入塑性，最終通過了150 kN 載荷的考核，未發(fā)生破壞。圖12、圖13 分別是L 框和桁條上的載荷-應(yīng)變曲線。主要構(gòu)件的實(shí)測(cè)最大應(yīng)力匯總見表4。

表4 最大載荷條件下各構(gòu)件實(shí)測(cè)最大應(yīng)力Tab.4 Maximal stresses of the components under the maximum load condition

圖11 吊點(diǎn)局部結(jié)構(gòu)靜力試驗(yàn)Fig.11 Static tests of the local lifting structure

圖12 試驗(yàn)件中框環(huán)載荷-應(yīng)變曲線Fig.12 Load-strain curves of the frame rings

圖13 試驗(yàn)件中桁條載荷-應(yīng)變曲線Fig.13 Load-strain curves of the stringers

表4 中桁條的實(shí)測(cè)和計(jì)算的應(yīng)力偏差較小，L 框相對(duì)較大?？紤]到仿真分析邊界與實(shí)際加載存在偏差，上述偏差均在合理范圍內(nèi)。

吊點(diǎn)局部結(jié)構(gòu)靜力試驗(yàn)獲取了局部結(jié)構(gòu)在起吊載荷下的應(yīng)力應(yīng)變情況，為優(yōu)化設(shè)計(jì)和仿真模型修正提供了數(shù)據(jù)支撐，為后續(xù)整器起吊工況靜力試驗(yàn)奠定基礎(chǔ)，有效控制了研制風(fēng)險(xiǎn)。

3.2 整艙結(jié)構(gòu)試驗(yàn)

為進(jìn)一步驗(yàn)證載荷艙結(jié)構(gòu)的設(shè)計(jì)強(qiáng)度，建立了整艙靜力試驗(yàn)平臺(tái)，并開展了整器垂直起吊和飛行工況靜力試驗(yàn)［20］。

整艙試驗(yàn)時(shí)，載荷艙Ⅰ界面通過144 個(gè)M10 螺栓與試驗(yàn)固定工裝連接。Ⅲ界面通過90 個(gè)M10 螺栓與加載工裝連接。在整器起吊試驗(yàn)時(shí)，整器后端起吊附件通過104 個(gè)M20 螺栓與載荷艙中間框及筒錐連接框連接，試驗(yàn)時(shí)在起吊附件2 個(gè)吊耳上施加軸向拉力F1，同時(shí)在加載工裝上施加軸向壓力F2，通過調(diào)節(jié)工裝加載面距載荷艙Ⅲ界面的距離，保證起吊載荷滿足設(shè)計(jì)要求；在飛行工況試驗(yàn)時(shí)，在工裝加載面同時(shí)施加彎曲、剪力和軸向載荷，保證Ⅲ界面的載荷滿足設(shè)計(jì)要求，飛行工況包含剪力沿Ⅰ/Ⅲ象限和剪力沿Ⅱ/Ⅳ象限2 個(gè)工況。載荷方式如圖14 所示（僅為飛行工況中剪力沿Ⅰ/Ⅲ象限工況）。

圖14 載荷艙載荷加載方式Fig.14 Loading modes of the payload cabin

載荷艙結(jié)構(gòu)順利通過了垂直起吊和最大過載工況設(shè)計(jì)載荷考核，試驗(yàn)結(jié)束后對(duì)產(chǎn)品進(jìn)行了檢查，未發(fā)現(xiàn)結(jié)構(gòu)有明顯的變形和損傷，對(duì)試驗(yàn)測(cè)得的位移及應(yīng)變數(shù)據(jù)與數(shù)字仿真結(jié)果進(jìn)行了對(duì)比分析，見表7。結(jié)果表明，仿真與試驗(yàn)結(jié)果變化趨勢(shì)一致，測(cè)點(diǎn)數(shù)值吻合較好，驗(yàn)證了載荷艙結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)的合理性。整器垂直起吊和飛行工況靜力試驗(yàn)的現(xiàn)場(chǎng)情況如圖15 所示。

表7 試驗(yàn)與仿真位移結(jié)果對(duì)比Tab.7 Comparison of the displacement results by tests and simulation

圖15 整器垂直起吊和飛行工況靜力試驗(yàn)Fig.15 Static tests of the whole module under the vertical lifting and flight conditions

4 結(jié)束語(yǔ)

本文對(duì)夢(mèng)天載荷艙在研制過程中的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)思路、仿真分析與試驗(yàn)驗(yàn)證工作進(jìn)行了系統(tǒng)介紹。載荷艙上設(shè)置大型開口是空間站系統(tǒng)為實(shí)現(xiàn)暴露載荷平臺(tái)，以及載荷進(jìn)出艙功能而提出的關(guān)鍵功能需求。在結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)時(shí)，一方面應(yīng)重點(diǎn)針對(duì)大開口周邊結(jié)構(gòu)制定加強(qiáng)措施，彌補(bǔ)大開口帶來(lái)的強(qiáng)度和剛度損失；另一方面，應(yīng)特別關(guān)注大開口導(dǎo)致的集中力問題，在艙體沿軸向和周向均設(shè)置合理的力擴(kuò)散結(jié)構(gòu)。在設(shè)計(jì)驗(yàn)證時(shí)，針對(duì)存在較大風(fēng)險(xiǎn)的技術(shù)環(huán)節(jié)運(yùn)用分步驗(yàn)證方法，通過在整艙試驗(yàn)前進(jìn)行局部結(jié)構(gòu)試驗(yàn)或小樣試驗(yàn)，提前開展技術(shù)驗(yàn)證并積累數(shù)據(jù)和經(jīng)驗(yàn)，從而有效地控制研制風(fēng)險(xiǎn)。

目前，載荷艙已經(jīng)隨夢(mèng)天實(shí)驗(yàn)艙成功發(fā)射入軌。夢(mèng)天載荷艙結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)及驗(yàn)證的方法和結(jié)果可為其他航天器的研制提供參考。