林 宏，张新宇，彭慧莲，陈 益，张 群

（北京宇航系统工程研究所，北京，100076）

0 引 言

上面级是航天运输系统的重要组成部分，是提高运载火箭性能及任务适应性的有效途径[1]。上面级具有独立的动力系统和控制系统[2]，与不同运载火箭接力组合，通过自主飞行可将多个有效载荷送入预定工作轨道，肩负着“承载、运输和轨道部署”的多重功能，又被称为太空摆渡车。

考虑到天地差异性[3]，载荷与力学环境设计的正确性和合理性有较大比例需要通过1∶1真实飞行验证，必要时需基于积累的飞行遥测数据修订设计和补充试验验证，以降低风险，提高飞行可靠性。考虑到上面级与火箭和卫星在长细比、适配器结构复杂程度等方面的差异，需建立适用于上面级的载荷与力学环境设计方法。如何在上面级首飞前确保设计的覆盖性、强壮性，同时不失细致性、精准性，给总体载荷与力学环境专业提出挑战。

在远征系列上面级研制过程中，为适应不同基础级火箭飞行段中的激励特性、不同发射任务卫星质量和动力学特性差异、解决对空间复杂结构的精细模拟等问题，开展了一系列适应性分析和精细化设计工作，并通过仿真和试验对设计正确性、合理性进行闭环验证。

本文提出上升到单机界面的精细化力学试验条件制定、液体晃动参数仿真及计算方法修正、多分支结构的完整性设计准则、力学环境减缓等关键技术，给出其在上面级中的工程实例，并对后续工作进行展望。

1 上升到单机界面的力学试验条件

力学试验条件是箭上单机开展环境适应性设计、分析和验证的重要依据，总体试验条件制定的合理性，直接影响单机的质量、成本和研制进度。工程上一般通过地面试验及仿真验证给出初步试验条件，并布置遥测测点获取真实飞行环境，开展试验条件覆盖性分析，必要时据此修订总体试验条件。

通过对相近运载火箭力学试验数据的研究，发现以质量模拟件替代真实产品的惯常做法，由于模拟件、减振器（或毛毡）及其安装方式等因素影响，相同位置测点响应与真实件的加速度峰值相差几倍甚至更高，无法作为总体试验条件制订和修订的依据。

为获取真实环境下力学环境量级及传递特性，在上面级初样阶段力学试验方案设计中，提出参试产品的质量和刚度特性、机械和电气接口均与飞行状态保持一致的要求，并投产两套力热试验产品，以满足系统级低频振动、噪声、全系统试车、火工品分离冲击、热平衡等试验需求。试验中以产品为研究对象，在惯组、电气设备、主发动机、姿控发动机、气瓶、阀门（包括电磁阀、电爆阀等）、导管（气路、液路）等典型单机安装处布置相应的力学测点。试验中加注推进剂模拟液，准确反映大质量液体对贮箱纵向分支模态的贡献，提高传递函数测量有效性。通过试验获取了不同基础激励下加速度和动应变响应数据，实现从传统的舱段级试验条件，上升到单机界面的总体试验条件制定。

以低频正弦扫描试验条件制定为例，采用理论与试验结合的方式，将上面级/基础级界面激励（取星箭载荷耦合分析计算值的 1.0～1.25倍）、上面级与卫星组合体系统级振动试验单机处的传递函数进行组合，计算得出单机最大飞行环境包络。图1为不同低频试验条件制定方法对比，在70～100 Hz单机局部频段，其量级由传统方法的11 g降低为2.5 g。

新方法对真实激励的频域特性、单机敏感频率区进行综合，频段划分更为细致。采用此方法制定的试验条件一方面满足对真实环境的覆盖性，另一方面，对于余量的选择更为合理，降低了单机过试验的风险。特别是对于安装减振器的产品，由于其在局部低频谐振频率附近有显著的动态放大特性（如某惯性单机纵向基频为80 Hz），因此针对其敏感频率区进行试验条件精细化设计，意义重大。

图1 不同低频试验条件制定方法对比Fig.1 Comparison of Sine Environment Test Conditions Obtained by Different Methods

2 液体晃动参数计算方法修正

贮箱内液体推进剂晃动参数，如晃动频率、晃动质量、晃动质量质心、晃动阻尼等，可用于晃动载荷技术、提供姿控系统用于稳定裕度分析。贮箱内具有自由液面的液体推进剂，在飞行过程中各晃动参数随时间变化。在随基础级火箭飞行段过程中，上面级贮箱内推进剂未消耗，其晃动频率特性主要与轴向过载变化相关；在上面级主发动机工作段，随着推进剂消耗，贮箱内中液位逐渐下降，晃动特性随着液位高度和轴向过载变化。传统晃动参数计算将真实的球形底或椭球底，按体积相等、当地液面半径相同的原则等效为平底圆筒形式（见图2），若不对其进行精确修正会影响晃动参数计算的准确度。

图2 液位的等效平底圆筒处理示意Fig.2 Liquid Equivalent Disposal Based on Cylinder Tank

为解决此问题，首先通过流固耦合仿真，计算得出各柱段高度、球底型面对应的晃动参数。同时设计开展了 1∶1下球底+柱段+上球底真实内型面尺寸的全尺寸常重力液体晃动试验。试验结果表明，当液位位于贮箱的上底或下底时，传统的晃动质量质心计算值与试验值误差较大，而液位位于中间筒段时两者计算基本一致。表明传统的等效平底简化处理方法不适用于上面级球型底贮箱计算。因此，根据晃动试验结果对理论计算值进行修正，使两者偏差小于 5%，如图 3所示，并将其应用于上面级飞行过程中各液位高度的晃动特性计算中。

图3 液体晃动质量质心理论计算值与试验值对比Fig.3 Comparison of Theoretical and Test Values of Sloshing Mass Centroid

3 多分支结构的完整性设计准则

上面级结构完整性设计准则，即以各结构部段为研究对象，给出不同任务典型设计工况下的使用载荷、安全系数、刚度指标、整舱振动试验条件等，要求在给定静载荷、动载荷和振动激励下，结构不发生破坏且变形量级可控。主要包括：

a）强度和刚度统一原则。针对不同部段受力特点，开展强度及刚度设计、分配和校核[4]，避免漏项；

b）飞行载荷工况优先原则。将飞行载荷工况作为强度设计的主要工况，而非地面试验或操作载荷工况，以利于减小结构干重占比；

c）多任务覆盖性原则。上面级本体强度应同时满足单星、双星等不同发射任务需求，提高任务适应性[5]。

上面级本体作为通用结构产品，与不同卫星适配器进行组合，应考虑单星、双星及多星各任务剖面进行包络设计[6]。但通过频响分析可知，若按传统的整舱振动环境适应性理念进行设计，组合体在底面基础激励下，内部加速度响应将达到10g甚至更高，远超实际飞行状态[7]。若为了适应较高的地面振动试验载荷，某些结构部段结构剩余强度系数将达到4.0甚至更高，导致结构设计过于笨重，不利于结构效率提升、实现本体结构通用。

传统准静态载荷计算方法计算中使用的横向过载系数，工程中难以通过单一的飞行遥测参数表征，其选取有一定经验性和主观性。本文提出除按传统准静态载荷计算外，还将星箭耦合分析提取值作为复核，同一设计工况中取两者包络值作为使用载荷的方法，复核重点包括有分离动作的卫星/卫星支架对接面、上面级/基础级对接面的截面剪力和弯矩，如表1所示。此方法在确保足够裕度的前提下，使用载荷更接近真实飞行工况。上面级本体结构设计时，应同时满足两种发射状态下的飞行载荷。

表1 典型工况下的飞行载荷Tab.1 Flight Loads in a Typical Case

另外，将地面载荷作为飞行载荷的有益补充，主要包括吊装载荷、贮箱内保护压力、合理下凹后的地面振动试验载荷等，以覆盖其具体工作剖面。

4 模态、频响和瞬态冲击一体化建模技术

与卫星相比，上面级空间适配器结构更为复杂；与火箭相比，上面级与卫星组合体长细比较小。上面级结构有限元建模中，主传力结构采用“壳单元+梁单元”模拟其质量和刚度特性，而对整体刚度影响较小的次级结构采用“无质量梁单元+集中质量单元”进行模拟[8]。为提高模态频率、振型及动力学响应的预示精度，采取以下细化措施：

a）规划有限元网格尺寸，提高规则的结构化网格占比、合理减小模型尺寸，实现模态、频响和瞬态冲击分析的一体化精细模型。

b）匹配部段对接面网格节点，避免相邻结构搭接或部段间连接建模时，由于节点不一致处理（如MPC多点约束）引起的不必要刚化效应。

c）通过对模态有效质量占比较高的局部传递特性（如液体贮箱分支）进行准确模拟，使组合体模型能反映其主要的整体、局部模态特性，如图4所示。

图4 上面级精细化有限元模型Fig.4 Precise Finite Element Model of Upper-stage

d）从自由状态的零频、基础激励下的频响值、固支状态模态有效质量占比、缩聚数学模型的加严检查等方面，对模型合理性进行多维度检查和验证，如表2所示。

表2 不同贮箱及液体推进剂建模方法计算值对比Tab.2 Results Obtained by Different Simulation Methods for Tank and Liquid

经仿真分析和地面试验验证，采用以上方法建立的上面级有限元模型，能满足对整体和局部动力学特性模拟的需要。

5 力学环境减缓技术

在整舱力学环境减缓方面，研制之初根据姿控稳定分析需求，使组合体固有频率避开火箭的主要外激励频率，避免飞行过程中发生谐振；随着各系统方案细化，开展详细的卫星、上面级及火箭联合载荷耦合分析，识别主要工况下的卫星/上面级界面及内部的加速度响应和动位移，验证力学环境条件覆盖性及飞行中结构干涉的可能性。

为减缓卫星/上面级界面的点式分离冲击环境，降低卫星抗冲击设计难度，开展不同卫星状态下的卫星/卫星支架分离冲击试验、原理样机分离试验、瞬态冲击仿真分析等，识别出影响冲击环境量级的主要因素并提出相应解决措施。通过卫星支腿接头处结构优化、点式分离装置降冲等方式，将卫星界面分离冲击响应谱最大值降低40%。

在局部分支结构力学环境减缓方面，采用设置约束阻尼结构的方式降低单机低频放大倍数。即在结构表面应变较大的位置上，粘贴一层阻尼性能较高的材料，同时在阻尼层上表面粘接一层刚性约束层，以达到增大结构模态阻尼比、抑制共振区附近动态响应的目的。此方法适用于梁、板和薄壳结构的弯曲振动减缓，对结构的模态频率、振型影响较小，特别适合于结构的事后修改。

以上面级姿控发动机为例，发动机通过悬臂支架与上面级本体结构相连接，在基础激励下存在低频放大风险。针对此问题，在上面级本体舱壁与总体支架之间，设计安装约束阻尼结构，自结构舱板由内向外依次为原结构基层+粘弹性阻尼层+金属约束层，见图5。经仿真分析和地面试验验证，安装约束阻尼层后，在姿控发动机的谐振频率处，低频放大倍数下降30%～40%，效果明显。

图5 约束阻尼层地面试验验证Fig.5 Verification Test of Constrained Layer Damping

6 结 论

远征系列上面级在总体力学试验条件制定、载荷设计准则、高精度动力学建模等方面进行了有益尝试。随着飞行子样的积累，考虑后续扩展任务需求，未来还将在以下方面开展研究：

a）针对薄弱环节的飞行载荷测量技术研究。为满足后续卫星增重及扩展任务，需梳理结构薄弱环节，获取对应的承载裕度；通过动应变的地面标定和搭载飞行试验测量等方法，推算出真实飞行载荷包络，为获取更为准确的结构强度余量、面向扩展任务的结构更改提供依据。

b）满足多约束条件下的整舱振动环境减缓[9]。除约束阻尼层外，研究磁流变、零刚度、颗粒阻尼等减振/隔振技术，推进工程转化，在满足质量、刚度、承载、空间包络等多约束条件前提下，实现星箭界面、上面级/基础级界面的整体振动环境减缓。

c）先进随机振动处理方法研究。传统随机振动试验条件制定时，对功率谱密度曲线包络后形成验收试验条件，其总均方根与真实飞行环境相差数倍甚至十几倍，导致对单机考核严酷，甚至部分单机难以通过地面试验。未来试验条件制定时，除考虑对功率谱密度幅值进行覆盖外，还需对总均方根值进行模拟和限制，降低单机地面过试验风险。