空间站可充气展开舱外载荷原理样机结构设计与分析

刘金国，陈科利，，谢华龙

（1.中国科学院沈阳自动化研究所机器人学国家重点实验室，沈阳110016；2.东北大学机械工程与自动化学院，沈阳110819）

空间站可充气展开舱外载荷原理样机结构设计与分析

刘金国1，陈科利1，2，谢华龙2

（1.中国科学院沈阳自动化研究所机器人学国家重点实验室，沈阳110016；2.东北大学机械工程与自动化学院，沈阳110819）

为了给航天员在轨科学实验提供更大的操作空间，并为未来空间站可充气展开舱段及充气式月球基地的建设进行相关技术验证，基于充气式运输居住舱设计理念，设计了一种由多层复合材料构成的柔性外壳及中央芯柱结构组成的空间站可充气展开舱外载荷原理样机。为了给结构限制层在压差作用下的囊体应力估算提供参考，分别推导了结构限制层囊体在压差作用下的环向应力和轴向应力，利用Von Mises应力描述囊体二向应力状态，并将结果与基于ABAQUS的有限元分析结果进行对比，验证了理论分析方法的有效性。最后样机试制及充气展开试验验证了包括舱门机构、地板展开机构和柔性外壳在内的舱外载荷原理样机结构设计方案的可行性。

充气；可展开结构；结构设计；结构限制层；二向应力

1 引言

目前，包括国际空间站在内的载人航天器大多以刚性金属舱为主，由于大型刚性外壳舱体结构质量重、体积大、发射成本高、在轨组装难，且受火箭发射包络的限制，其结构设计紧凑，有效空间狭窄，导致诸多重要科学实验难以开展，不能适应未来深空探测发展的需要［1］。20世纪90年代，美国宇航局提出了充气式运输居住舱设计理念，旨在为空间站提供更经济、大型化的空间舱体结构［2⁃3］。与传统的机械展开结构相比，充气展开结构具有轻质、更高的容积质量比以及更好的防护性能等优势，因此，可以用更小的运载工具发射更大的结构，从而大大降低发射成本［4⁃7］。为了给航天员在轨科学实验提供更大的操作空间，并为未来空间站充气可展开舱段及充气式月球基地的建设提供相关技术验证，本文首先对空间站可充气展开舱外载荷模块原理样机进行基本结构设计，并对柔性外壳中结构限制层囊体在压差作用下所受应力值进行理论推导与计算，并基于ABAQUS软件进行有限元仿真，之后将两者结果进行对比来验证理论推导的有效性与可行性，最后通过样机试制及充气展开试验验证舱门机构、地板展开结构、柔性外壳的结构设计方案及整个样机密封方式的可行性。

2 空间站可充气展开舱外载荷原理样机基本结构设计

空间站可充气展开舱外载荷原理样机主要由中央芯柱结构及多层复合材料构成的柔性外壳组成。在发射之前，柔性外壳绕中央芯柱结构进行折叠，经运载火箭发射进入预定工作轨道之后通过端部锥形口与空间站进行对接并充气展开，从而为航天员提供更大的工作和生活空间。舱段折叠状态初步设计尺寸为Ф3.75 m×8 m，展开状态初步设计尺寸为Ф6 m×8 m，内部气压为1个标准大气压，在轨可容纳航天员人数为6人。样机整体模型及中央芯柱结构分别如图1和图2所示。

2.1 中央芯柱结构设计

可充气展开舱外载荷原理样机的中央芯柱结构整体采用八根大梁进行支撑，承受发射时的载荷。整个中央芯柱结构共分为四层，其中第一层至第三层为舱内人员提供生活和居住的空间，第四层为设有内外两个舱门的气闸舱，主要为舱内人员进出其它舱室时提供一个压力缓冲区。中央芯柱结构第一层及第三层均采用“井”字形布局，如图3所示，主要由固定搁板以及可以沿固定搁板滑动的可移动搁板构成，在固定搁板及可移动搁板上开设有均匀分布的安装孔，从而为所需设备提供预留位置。发射之前，可移动搁板位于中央芯柱结构内部，当与空间站实现对接，且柔性外壳充气展开之后，可移动搁板沿着固定搁板向外侧滑动，从而为舱内人员提供更大的操作空间。

图1 样机整体结构模型Fig.1 Overall structure of the model

图2 中央芯柱结构Fig.2 Model of the structural core

图3 第一层及第三层“井”字形布局Fig.3 ＂＃＂type structure of the first and third floor

第二层采用正六边形布局，可为6个舱内人员提供睡眠及私人娱乐场所，外侧设有圆环形水箱，可在由太阳活动等原因造成的空间辐射剧烈时对环形水箱内部空间提供防辐射保护［8］，从而为舱内人员提供一个临时避难场所，如图4所示。

图4 第二层正六边形布局Fig.4 Hexagon type structure of the second floor

2.2 气闸舱设计

气闸舱是一个压力缓冲舱［9］，可起到压力过渡的作用。以舱内人员出舱为例，气闸舱的工作原理如图5所示，而返回时的操作顺序则与出舱相反。

2.3 舱门机构设计

中国空间技术研究院的嵇景全等人［10⁃11］对包括等强度梁手动式舱门、螺旋压紧手动式舱门以及行星齿轮加载的手动式舱门的特点以及布局进行对比，发现行星齿轮加载的手动式舱门机构更加合理、操作简单、操作力小且可靠性比较高，可保证在各种环境下舱门机构的开启和关闭。

本文采用行星齿轮舱门机构，并且在舱门内外两侧均设置舱门操作手柄，从而在舱门内外两侧均可实现舱门的开启和关闭。舱门机构外观图及内部机构如图6所示，机构的运行原理为：手柄驱动中央主动小齿轮，小齿轮通过行星齿轮带动齿圈旋转，齿圈通过驱动连杆带动周边六个锁紧块运动，从而实现舱门机构的开启和关闭。

2.4 地板展开机构设计

地板展开结构主要由地板支撑件、地板支撑件支座、升降环、连杆、滚珠丝杠、驱动电机、导向杆等机构组成。发射之前，地板展开机构处于收缩折叠状态。舱体通过锥形口与空间站对接之后，地板展开机构在步进电机驱动下带动柔性地板展开至工作状态，展开过程示意图如图7所示。

图5 气闸舱模型及原理Fig.5 Model and principle of the airlock

图6 行星齿轮舱门机构Fig.6 Model of the planetary gear hatch mechanism

表1 柔性外壳各功能层作用及材料Table 1 The function and material of the functional layer in the inflatable shell

以第三层地板为例，两个步进电机经联轴器驱动两组对称分布的滚珠丝杠转动，滚珠丝杠将步进电机轴的旋转运动转换为滚珠丝杠螺帽的直线运动，升降环经连接件与螺帽固连在一起，利用丝杠螺帽上下运动驱动升降环运动，升降环经连杆驱动地板支撑件绕支座旋转从而实现地板的展开。

2.5 柔性外壳设计

柔性外壳由多层复合材料构成，如图8所示。从内向外主要由内衬层、冗余气囊层、结构限制层、微小陨石及轨道碎片防护层、隔热层等材料构成［1，12］。柔性外壳各功能层作用及材料如表1所示。

图7 地板展开机构原理Fig.7 Principle of the floor deployable mechanism

图8 柔性外壳构成Fig.8 Constitution of the inflatable shell

3 结构限制层囊体应力分析

为了维持内部人员的生存，空间站可充气展开舱外载荷原理样机充气展开之后柔性外壳至少需要承受1个标准大气压的压力。柔性外壳中冗余性气囊只是为了保证整个机构的气密性，并不承受囊内气体的压力。气囊外侧的结构限制层则是整个样机最主要的承力部分，需要承受气囊内部气体压力，因此其承压能力直接关系到舱内人员及设备的安全。

为在设计过程中对结构限制层的应力估算提供参考，假设结构限制层囊体材料为各向同性，蒙皮厚度为t，其中厚度t远小于可充气展开舱外载荷原理样机的整体尺寸，结构限制层受到气囊内部气体压力的作用发生形变，此时结构限制层处于一个二向应力状态［13⁃14］。在结构限制层上取一单元体，其在沿囊体母线切线方向和圆周方向分别受到环向应力和轴向应力的作用，如图9所示。

图9 结构限制层二向应力状态示意图Fig.9 Two⁃direction stress state of the restraint layer

3.1 环向应力σH的计算

沿囊体的轴线方向取一段宽度为Δl（Δl足够小）的环状囊体，其环向曲率半径为RH，沿直径将囊体单元一分为二，并取其上半部分为研究对象，如图10所示。

图10 囊体环向受力图Fig.10 Circumferential load of the restraint layer

图10中，σH为囊体截面上的环向应力，FH为囊体单元截面上环向合力，与σH存在式（1）所示关系：

假设结构限制层囊体内外侧环境压差为ΔP，则囊体单元微面积上受到的压力如式（2）：

压力ΔFp沿Z轴的分力如式（3）：

则在微面积上沿Z方向的压力之和如式（4）：

由沿Z轴方向的受力平衡可知式（5）：

故由（1）、（4）、（5）可知结构限制层囊体的环向应力σH为式（6）：

3.2 轴向应力σZ的计算

假设结构限制层囊体材料各向同性，因此囊体某一个方向上的张力系数与该方向上的应变率成正比。为了求解结构限制层囊体的轴向应力，可在假设囊内充满气体时，研究囊体突然消失瞬间的内部气体运动状态［14］。

在内部气体作用下，柔性外壳的结构限制层囊体相当于受定长理想约束的质点系。假设充气状态下囊体消失的瞬间，囊内气体会沿外侧囊体的法线方向向外运动，由于不同位置囊体的内部气体压强相同，且气体沿法向膨胀的速度与气体压强成正比，因此在囊内气体膨胀的瞬间，结构限制层囊体环向和轴向的曲率半径都会增加相同的量Δr，如图11所示。

图11中，RZ、RH分别为轴向曲率半径和环向曲率半径，KZ、KH分别为对应的轴向曲率及环向曲率，β、γ分别为囊体单元沿X、Z方向的夹角，由于所选取囊体单元面积非常小，因此β、γ为很小的角度，故囊体的轴向应变为式（7）：

同理，环向应变εH为式（8）：

图11 囊体膨胀示意图Fig.11 Expansion of the restraint layer

根据之前的假设，囊体材料各向同性，因此囊体材料在载荷作用下其应力应变关系满足式（9）所示胡克定律，其中E为囊体材料弹性模量。

将公式（7）、（8）代入公式（9）可得式（10）：

由公式（6）、（10）可知，结构限制层囊体的轴向应力如式（11）：

3.3 Von Mises应力的计算

根据Mises屈服准则，在比较复杂的应力状态下，可以用一个等效的固定值来表述此时该材料的应力状态。当材料的等效应力值达到定值的时候，材料就开始屈服，即进入塑性形变状态［15］。采用Von Mises等效应力可以将物体复杂的应力状态等效为单向应力情况下材料的应力应变情况，从而更方便的发现分析对象应力最大的位置。

Von Mises应力的表达式如式（12）［15］：

式中，σx、σy、σz分别为单元体三个方向主应力，τxy、τxz、τyz分别为单元体的三个切应力。由于分析的囊体微元段受力状况可以近似为平面应力状态，蒙皮微元段表面的法线方向正应力为0，由于囊体单元处于二向应力状态，故τyz、τxz为0，蒙皮中取出单元体所受到的主应力如式（13）：

蒙皮微元段近似作双轴拉伸状态，切应力τxy可以近似为0，故蒙皮各点处的Von Mises应力如式（14）：

4 结构限制层囊体应力有限元分析

本文所研究的结构限制层囊体长度为10 m，直径为8 m，内囊壁厚为1 mm，内囊结构材料采用纤维正交编织复合材料，上下两端通过航空铝材料制成的刚性端环夹紧固定，囊体材料的参数如表2所示［16］。

表2 结构限制层材料参数Table 2 Material parameters of the restraint layer

ABAQUS有限元软件在求解过程中，将囊体单元设为M3D4R（4节点3D膜单元，减缩积分）。采用扫略划分网格技术对结构限制层囊体进行网格划分，边界条件设为两端与刚性端环连接位置完全固定，囊体内部表面施加0.1 MPa的充气压力，所建立的结构限制层囊体有限元模型如图12所示。

图12 结构限制层囊体有限元模型Fig.12 FEA model of the restraint layer

图13所示为囊体在0.1 MPa充气压力作用下的应力云纹图。由于囊体沿圆周方向应力值相同，故在ABAQUS中沿母线选中一系列结点，并新建一条路径［17］，测量出所选中母线上各结点的应力值，并绘制曲线如图14所示。

图13 囊体结构应力云纹图Fig.13 Finite element model of the restraint layer

图14 结构限制层囊体母线上应力Fig.14 The stress of the restraint layer generatrix

由图14可知，囊体在中间部分应力最大，其理论计算值与有限元分析结果相差约10 MPa，误差约为3.5%，理论计算与ABAQUS有限元分析结果得到的囊体母线上应力变化曲线趋势基本一致。

5 充气展开试验

在空间站可充气展开舱外载荷原理样机的结构限制层分析的基础上，试制了一个比例约为1：15的缩小版样机来验证整个机构设计方案的可行性。样机的主要指标如表3所示。采用四个电机（每两个为一组）分别控制第一层及第三层控制地板展开结构的展开过程，中央芯柱结构展开状态及折叠状态如图15所示。

整个舱体的充气系统采用电动充气泵作为气源，实现柔性外壳的充气展开，柔性外壳折叠状态与展开状态分别如图16（a）、（b）所示。整个模型在充气展开前后的体积比约为1∶2.3，所设计的可充气展开舱外载荷原理样机不仅可以降低对运载火箭的要求，并且可以通过对较小的发射体积进行充气展开以获得更大的工作空间。

表3 样机主要参数Table 3 Primary parameters of the prototype

图15 中央芯柱结构Fig.15 Prototype of the structural core

图16 柔性外壳Fig.16 Inflatable shell

6 结论

1）理论计算与ABAQUS有限元分析两种方式得到的压差作用下囊体母线上应力变化曲线趋势基本一致，且其误差约为3.5%，理论分析方法正确有效；

2）充气展开试验证明，包括舱段舱门机构、地板展开结构、柔性外壳在内的可充气展开舱外载荷原理样机结构方案可行。

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Preliminary Design and Analysis of Space Station Inflatable Deployable Extravehicular Payload Prototype

LIU Jinguo1，CHEN Keli1，2，XIE Hualong2
（1.State Key Laboratory of Robotics，Shenyang Institute of Automation，Chinese Academy of Sciences，Shenyang 110016，China；2.School of Mechanical Engineering and Automation，Northeastern University，Shenyang 110819，China）

To provide extra working space for the astronauts to carry out on⁃orbit science experi⁃ments，and technically validate the construction of the space inflatable cabin and the inflatable lunar base，a space station inflatable deployable extravehicular payload prototype was designed based on the design concept of TransHab，which consisted of the structural core and the inflatable shell made by multilayer composite materials.To provide a reference for the stress estimation of the restraint layer under air pressure，the circumferential stress and axial stress of the restraint layer were derived in this paper.Von Mises stress was adopted to describe the two⁃direction stress state of the restraint layer，then the result was compared with the FEA（finite element analysis）result in ABAQUS，and the effectiveness of the derivation process was verified.Finally，the feasibility of the space station inflatable deployable extravehicular payload prototype，including the hatch mechanism，the floor de⁃ployable mechanism and the inflatable shell，was proved by the prototype trial⁃production and de⁃ployment experiment.

inflation；deployable structure；structural design；restraint layer；two⁃direction stress

TU353

A

1674⁃5825（2016）06⁃0737⁃07

2016⁃05⁃30；

2016⁃10⁃18

国家自然科学基金（51175494）

刘金国（1978－），男，博士，研究员，研究方向为空间机器人与自动化装备。E⁃mail：liujinguo＠sia.cn