用于深空探测的大承载高燃重比薄壁贮箱一体化结构设计

李彦之，陈昌亚，黄 帆

(1.上海市深空探测技术重点实验室,上海 201109； 2.上海卫星工程研究所,上海 201109)

用于深空探测的大承载高燃重比薄壁贮箱一体化结构设计

李彦之1,2，陈昌亚1,2，黄 帆1,2

(1.上海市深空探测技术重点实验室,上海 201109； 2.上海卫星工程研究所,上海 201109)

针对某空间科学探测器采用木星借力方式进入太阳极轨，若采用CZ-5运载火箭与上面级组合发射，探测器允许质量无法满足有效载荷需求的情况，为确保探测器质量可达1 350 kg，创新提出大承载高燃重比薄壁贮箱一体化结构设计。先确定贮箱构型为6只球形贮箱焊接形成六边形整体。再通过分析承力杆内倾角、数量、是否贯穿贮箱内部等因素对承力效果的影响，确定承力杆最佳构型为正八边形构型，承力杆内倾25°，电子仪器贮箱各自与2根承力杆连接，内部贯穿；推进剂贮箱对应的承力杆不贯穿，变为贮箱上下两端的接头。既有贮箱组合承力，又有杆件集中承力。对整器的模态分析和一体化球形贮箱的静力分析表明均满足结构强度要求。燃重比从传统推进结构的12.5提高至20.7，增幅为65.6%，满足木星、太阳等深空探测任务变轨携带大量推进剂的需求。

木星飞越； 一体化结构； 大承载； 高燃重比； 轻质化； 薄壁贮箱； 分离式； 太阳极轨

0 引言

深空探测与空间科学是我国“十三五”规划中的重点发展方向之一，火星全球遥感与着陆巡视探测工程已正式获得国家批准，并计划在2030年前实现火星取样返回、小行星取样返回、木星系探测等。太阳是距离地球最近的恒星，也是支撑人类活动的最重要能源。全方面地深入观测太阳，对研究太阳系的基本规律、宇宙的形成和演化、人类生命的起源与进化等有重要的实践和指导意义。为更好地对太阳活动进行观测，探测器最好脱离黄道面，进入太阳极轨轨道进行观测。太阳距离地球1个天文单位，采用地球发射木星飞越的方式实现日心大倾角轨道，轨道设计包括地球-木星转移轨道和木星借力轨道两部分，其中地木转移轨道采用从地球直接向木星发射的方式，C3能量需求约110 km2/s2，发射窗口约每400 d出现1次[1-2]。因探测器发射窗口间隔长，发射成本高，希望一次探测任务可实现较多的科学探测目标，故需携带足够的有效载荷。某空间科学探测器携带太阳磁像仪、莱曼阿尔法和可见光日冕仪、日球成像仪、多波段成像仪和X射线成像仪等多种有效载荷，设计总重1 350 kg。若采用CZ-5运载火箭与上面级组合发射，探测器总重限制为1 050～1 150 kg，无法满足探测需求[3]。因上面级有独立的计算机、控制系统、导航设备等，故在能量分配上并不经济[4]。与上面级相比，推进舱减少了独立的设备，作为探测器分系统的一部分，依靠探测器本身的控制系统、导航设备、供电和测控设备等工作。为使探测器总重可达1 350 kg的设计值，发射方案改为直接使用CZ-5运载火箭发射，将探测器视为载荷舱，并在原有基础上，添加可分离推进舱[5]。传统的探测器平台推进系统采用承力结构和贮箱分离的模式，结构质量大，燃重比小。贮箱采用非承力式设计，贮箱壁仅是贮箱的外壳，主要承受内压载荷，结构利用效率低[6]。本文创新提出大承载高燃重比薄壁贮箱一体化结构设计，将贮箱与承力结构进行融合，贮箱的薄壁结构参与承力，在存储推进剂的同时还具有承受载荷、安装设备等功能。在CZ-5运载火箭运载能力约束下，使探测器质量达到1 350 kg的设计值[7]。

1 探测器总体设计与关键技术

1.1航天器总体构型

探测器设计质量1 350 kg，在地球同步转移轨道近地点处加速进入地木转移轨道，速度增量约4.92 km/s，发动机比冲3 041.6 m/s， CZ-5运载火箭地球转移轨道(GTO)发射能力为14 000 kg，计算得航天器推进剂需求量达11 000 kg[8]。借鉴俄罗斯Fregat系列上面级中容积相近的分离组合式设计，航天器总体构型如图1所示[9]。航天器分为载荷舱(即原探测器)和推进舱两大模块。推进舱上端通过载荷舱连接环与载荷舱相连，下端通过星箭连接环与运载火箭相连，发动机支架悬挂发动机的同时，连接推进舱内部模块。推进舱结构分为上下两个模块，上层模块为一体化球形贮箱模块，根据探测器任务推进剂需求量大的特点，添加下层附加环形贮箱模块。文献[5]认为，从工程应用角度来说，分离式设计可带来易扩展、标准化和产品化优势，在携带相同推进剂量的前提下，采用分离式设计的空间飞行器可提供更大的速度增量用于轨道维持，同时提高了承载能力。

1.2关键技术

本文研究了一种一体化球形贮箱设计，其特点是：贮箱存储推进剂的同时，需作为主承力结构承受作用于航天器的各种载荷，并满足运载对航天器固有频率的要求[9]。为衡量贮箱结构的利用效率，定义燃重比为贮箱存储的推进剂质量与安装贮箱必需的结构质量(含贮箱本身)的比值。

传统的卫星平台推进系统贮箱不参与承力，而是类似于载荷安装在贮箱板或承力筒上。当贮箱容积与自身质量较小时，对安装贮箱所需的结构强度要求较低，对航天器整体影响较小。因此，主要分析大容积贮箱的承载结构，典型安装方式如下。

a)贮箱平铺，赤道法兰安装在有埋框的贮箱板上。通过垂直于贮箱板的十字形隔板与承力筒连接，并提升贮箱支承结构纵向刚度。以EPS上面级为代表，如图2所示。某深空探测器采用该种结构，承载能力约5 000 kg，推进剂质量2 500 kg，安装贮箱必需的结构包括贮箱壳体、有埋框的贮箱板与十字形隔板，质量200 kg，计算得燃重比为12.5。

b)贮箱悬挂安装在承力筒上。该种安装方式可视为贮箱板的变形，如图3所示。某航天器推进舱采用该种结构，推进剂质量为2 500 kg，安装贮箱必需的结构为承力筒，质量250 kg，计算得燃重比为10。

c)贮箱均匀分布紧密连接。Fregat上面级有6只类球形贮箱紧密连接，贮箱有一定的承载能力，承载能力约7 710 kg，如图4所示。其中：推进剂质量5 350 kg，球形贮箱模块干重592 kg，推算GNC、电源等非结构件质量约350 kg，则安装贮箱必需的结构质量约242 kg，计算得燃重比为22.1。

为提高燃重比，在采用创新结构设计的同时，须选取密度小、强度高的材料。与常用铝合金LF6等相比，铝锂合金1460的密度更小、强度更高，能以较少的自身结构重量存储较多的推进剂，其材料属性为密度2.60 g/cm3；抗拉强度568 MPa；屈服强度470 MPa；弹性模量80 GPa[10]。经计算采用铝锂合金1460贮箱主体壁厚不超过2.5 mm，有效保证了结构的轻质化。

一体化球形贮箱模块的主要功能如下[11]。

a)存储推进剂。推进剂贮箱的大体积设计可适于木星及其以远的行星探测或推进剂需求大的探测任务。

b)承受载荷。保证在各种载荷作用下结构不产生材料强度破坏或结构失稳破坏；满足运载火箭对航天器基频的要求，以避免发射时产生过大的动力耦合载荷；保证在载荷作用下结构不产生不容许的变形。

c)安装设备。电子仪器贮箱可为各设备提供安装空间和位置、安装界面和接口，以及具体的安装方式和连接件。提供和改善设备对空间环境的防护能力。

d)提供构型。为航天器提供基本骨架构造；为航天器提供基本外部形状和尺寸大小；为航天器提供各种接口关系和连接形式，如与运载火箭和展开附件等的连接。

2 大承载高燃重比薄壁贮箱与卫星结构一体化设计

大承载高燃重比薄壁贮箱设计的关键是结构的一体化，贮箱与结构的一体化设计包括两方面：一是贮箱与贮箱焊接形成一体；二是贮箱与承力杆组合形成一体。

2.1贮箱一体化设计

先确定贮箱构型。双组元推进剂共需贮箱4只，借鉴蜂窝六边形结构稳定性好的特点，一体化球形贮箱设计成6只贮箱形成正六边形结构，如图5所示。其中：A1，A2为两只电子仪器贮箱，用于放置少量电子仪器，同时横向连接其他贮箱，贮箱两侧大开孔；B1，B2为两只第一类推进剂贮箱，贮箱为完整球形；C1，C2为两只第二类推进剂贮箱，贮箱与B型贮箱连接的一侧大开孔。同类推进剂对角线存储，保证加注后结构关于中心轴线成中心对称。相邻贮箱焊接形成一体化构型[12]。焊接处采用增加壁厚方式以降低因推进剂重量过载引起的应力增加和结构焊缝系数的补偿[13]。图5中：R1为各球形贮箱球心所构成的圆半径；R2为各球形贮箱半径。R1，R2大小由推进剂需求确定，R1=1 000 mm，R2=650 mm。

2.2承力杆构型分析

贮箱作为压力容器，其球形外形与焊接方式无法再行设计，而贮箱与承力杆的组合方案有多种，承力效果受承力杆内倾角、数量、杆径、是否贯穿贮箱内部等因素的影响。逐次改变以上因素，分析出一体化贮箱与承力杆组合的最佳构型。

a)内倾角对承力效果的影响

在承力杆数量、杆径、组合方式相同的条件下，考虑仅改变倾角情况。内倾角α定义为承力杆与水平面夹角的余角。承力杆经过球心贯穿各球形贮箱，如图6所示[14]。当α过大时，纵向稳定性较差，故α取值为0°～30°。载荷舱以集中质量形式连接至贮箱顶部，载荷以9g的纵向过载计算，贮箱内部不加推进剂，可得各内倾角对应的应力最大值。用MSC.Patran/Nastran进行有限元分析，结果如图7所示[15]。

由图7可知：在0°～30°范围内，α越大，最大应力值就越小。当承力杆与贮箱垂直组合，即α为0°时，应力最大值最大，承力效果最差。

α的变化导致承力杆所占空间的变化，同时导致一体化球形贮箱模块整体包络的变化。球形贮箱高度即直径为1 300 mm，承力杆高度见表1。

表1 不同内倾角对应的承力杆尺寸

当α为0°～20°时，一体化贮箱高度以承力杆高度为准；当α为20°～30°时，一体化贮箱高度为1 300 mm，即球形贮箱高度，结构更紧凑，稳定性提高；当α为25°～30°时，承力杆底部构成的圆直径与运载提供的接口最接近，中间可不必设计过渡对接环，一定程度减小了航天器重量。故确定承力杆α在25°～30°之间，当α=25°时，承力杆底部构成的圆直径较大，利于与载荷舱连接。综上，选定α为25°。

b)承力杆数量对承力效果的影响

贮箱的一体化构型关于中心轴成中心对称。为保证结构的对称性，承力杆也设计成关于中心轴对称，数量可为6，8，12，分布如图8所示。图8中：n为承力杆数量；β为相邻承力杆所在平面的夹角。

n分别为6，8，12时，承力杆顶部相应构成正六边形、正八边形和正十二边形。在取α=25°，承力杆杆径相同的条件下，仅改变承力杆数量，计算得承力杆数量变化对最大应力和结构质量的影响，结果见表2。设计时注意贮箱承力杆与贮箱的相交干涉问题。

由表2可知：n越大，应力最大值就越小。原因是杆数量的增加减小了单根承力杆承受的载荷，传递至贮箱壳体的载荷也相应减小。n从6变为8的应力降幅与8变为12时相同，而质量增幅仅为一 半。综合比较后，本文取n为8根。此时确定的贮箱与承力杆一体化构型如图9所示。

c)承力杆组合方式对承力效果的影响

B、C型贮箱为推进剂贮箱，希望可保证贮箱内部空间的完整性，同时容积尽可能大，以最大限度存储推进剂。为实现此目的，B、C型贮箱对应的承力杆采用不贯穿设计，变为贮箱两端接头，即去除承力杆在贮箱内部的部分，保留位于贮箱外部的部分，仍保持原正八边形构型，如图10所示。

此设计导致承力杆原本承受的大部分载荷需通过贮箱薄壁结构承受。在α=25°及采用正八边形构型的条件下，比较贯穿和不贯穿两种组合方式的结构受力见表3。

表2 承力杆数量变化对最大应力和结构质量的影响

表3 两种组合方式下结构的受力

由表3可知：承力杆不贯穿贮箱时的应力最大值较贯穿设计时有所增大，但仍小于表2中n为6时的最大值，且结构质量小于n为6，说明B、C型贮箱对应的承力杆考虑采用不贯穿设计可行。由此，选定该种承力杆组合方式。

2.3燃重比计算

综上，6只贮箱焊接形成正六边形结构。α为25°，A型电子仪器贮箱各自与2根承力杆连接，内部贯穿；B、C型推进剂贮箱对应的承力杆不贯穿，改为贮箱上下两端的接头，形成正八边形构型，既有贮箱组合承力，又有杆件集中承力。

在该设计中，一体化球形贮箱存储的推进剂总质量为5.6 t，承载考虑工程实际需在焊接部位、接头处等进行适当增厚，结构质量在220 kg的基础上有所增加，以50 kg计算，燃重比为20.7。与图3、4中传统贮箱安装结构相比，燃重比至少提高65.6%。承载能力约7 250 kg，与俄罗斯Fregat上面级相当。

3 设计验证

结构设计验证可采用仿真计算与力学试验两种方式。对一体化球形贮箱来说，若采用1∶1实物模型验证，单个球体的直径与星上现有最大贮箱的直径相当，制造成本较高，且6只球形贮箱与承力杆及接头焊接连接的精度控制等存在一定难度；若采用缩比实物模型验证，因缩比相当于一定程度增加了球形贮箱壳体厚度，故无法判断是否能真实反映结构性能。考虑上述因素，目前采用仿真计算方式对一体化球形贮箱进行结构验证，选用的仿真软件为MSC.Patran/Nastran。

3.1整星模态分析

对包括载荷舱、一体化球形贮箱(含推进剂5.6 t)、环形贮箱(含推进剂5.6 t)在内的航天器总体进行模态分析，结果见表4[16]。由表4可知:各阶模态频率均满足运载火箭对卫星的要求，横向频率不低于6 Hz，纵向频率不低于20 Hz，说明航天器总体构型设计可行。

表4 整星模态分析结果

3.2一体化球形贮箱静力分析

对满载推进剂的一体化球形贮箱模块进行静力分析，以验证薄壁贮箱结构的强度刚度特性。静力分析载荷包括两方面：一是主动段运载提供的过载，二是发动机点火时推进剂贮箱加压将推进剂挤入燃烧室。

准静载条件为卫星发射时的静载和动载的组合，见表5。

表5 准静载条件

静力分析工况应全面覆盖试验条件，同时不能过大导致过设计。分别考虑每种状态的极限值，并取安全系数为1.4，工况见表6。

表6 静力分析工况

球形贮箱模块底部固支，对结构施加运载提供的过载。分析得各工况下结构最大静变形及最大应力值，结果见表7。应力最大值均发生在贮箱与承力杆焊接处。

表7 各工况结构最大静变形

当航天器与运载火箭分离后，对推进剂贮箱加压，发动机点火，因此内压载荷边界条件为承力杆顶端固支，内压载荷为1.5 MPa。因电子仪器贮箱A1、A2内部无需加压，仅在与推进剂贮箱焊接处会受少量载荷作用，故关注部位在推进剂贮箱B1、B2和C1、C2。为便于观察，仅显示推进剂贮箱的应力和变形，结果分别如图11、12所示。

由图11可知：贮箱主体即壁厚为2.5 mm的部分应力为210 MPa，部分焊接处由于预先增厚，应力小于主体部分，应力达最大值274 MPa。由图12可知：变形最大值为2.67 mm，发生在推进剂贮箱壳体外侧底部位置。变形后贮箱直径最大增大量为5.34 mm，不超过直径的0.5%，仍能保持构型，承受内压。后续可对贮箱与贮箱、贮箱与承力杆焊接处增厚圈进一步优化，使结构达到应力减小而增厚圈厚度最优质量最小状态。

4 结束语

大承载高燃重比薄壁贮箱一体化结构是一种全新的设计，不同于传统卫星平台贮箱的非承力设计，而是利用薄壁结构参与承力，兼有承载、存储推进剂、提供构型和安装设备等功能，可有效提高燃重比，满足后续木星及以远行星、太阳等深空探测任务变轨携带大量推进剂的需求。本文分析了大承载高燃重比薄壁贮箱一体化结构设计的必要性，基于某空间科学探测器变轨的燃料需求计算，设计了包含载荷舱和推进舱两大模块的整星构型，并对球形贮箱进行了一体化结构设计。一体化体现在两个方面：一是贮箱与贮箱焊接形成一体，二是贮箱与承力杆组合形成一体。确定贮箱构型为6只球形贮箱焊接形成六边形整体；通过分析承力杆内倾角、数量、是否贯穿贮箱内部等因素对承力效果的影响，确定承力杆最佳构型为正八边形构型，承力杆内倾角25°；电子仪器贮箱各自与2根承力杆连接，内部贯穿；推进剂贮箱的承力杆不贯穿，变为贮箱上下两端的接头，既有贮箱组合承力，又有杆件集中承力。对整星的模态分析和一体化球形贮箱静力分析结果表明：整星模态频率满足运载火箭提出的要求；一体化球形贮箱静力分析结果满足结构强度要求。设计的大承载高燃重比薄壁贮箱一体化结构燃重比从12.5提高至20.7，增幅为65.6%。后续可对贮箱与贮箱、贮箱与承力杆焊接处增厚圈的厚度、直径等进一步优化，并对实物进行力学试验，以验证结构的可靠性。

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IntegratedStructureDesignofThin-WalledTankwithLargeBearingCapacityandHighPropellant-StructureMassRatioforDeepSpaceExploration

LI Yan-zhi1, 2， CHEN Chang-ya1, 2， HUANG Fan1, 2

(1. Shanghai Key Laboratory of Deep Space Exploration, Shanghai 201109, China;2. Shanghai Institute of Satellite Engineering, Shanghai 201109, China)

To solve the problem that the allowed mass of some solar polar probe would not satisfy the payload requirement when it would enter the sun polar orbit by Jupiter’s gravity-assist if the probe was launched by the combination of CZ-5 launching vehicle and up-stage, a novel integrated structure design of thin-walled tank with large bearing capacity and high propellant-structure mass ratio was put forward to guarantee that the design mass of a solar polar probe could reach 1 350 kg in this paper. First, 6 tanks were welded into an integrated regular hexagon configuration. The loading rods’ influence on load-carrying result under different inclined angles, amounts of rods and compound modes was analyzed. The optimal configuration of load carrying rod was regular octagon, whose inclined angle was 25°. Each electronic tank was connected with 2 rods, which run through the tanks totally. Meanwhile, instead of rods running through the tanks, each propellant tank had joints at the top and bottom. The mechanical analysis in two aspects of modal analysis for total spacecraft and static analysis for integrated sphere tank showed that both satisfied the demand of strength. The propellant-structure mass ratio increased from 12.5 to 20.7 by 65.6%. This design can increase the propellant-structure mass ratio efficiently, and meet the requirement of large propellant for following deep space exploration of Jupiter and the sun.

Jupiter flying-by; integrated structure; large bearing capacity; high propellant-structure mass ratio; low density; thin-walled tank; separation; solar polar

1006-1630(2017)05-0001-08

2016-12-29；

2017-05-22

国家自然科学基金资助(91438112)

李彦之(1992—)，女，硕士生，主要研究方向为卫星总体设计。

V423.6

A

10.19328/j.cnki.1006-1630.2017.05.001