麻震宇，侯中喜，楊希祥

臨近空間大型柔性充氣囊體結(jié)構(gòu)特性分析*

麻震宇，侯中喜，楊希祥

(國防科技大學(xué) 航天科學(xué)與工程學(xué)院， 湖南 長沙 410073)

以臨近空間平流層飛艇柔性充氣囊體為研究對象，根據(jù)充氣結(jié)構(gòu)設(shè)計理論對充氣囊體結(jié)構(gòu)的最小壓差和應(yīng)力進(jìn)行計算，建立平流層飛艇充氣囊體結(jié)構(gòu)有限元模型。在模型驗證的基礎(chǔ)上，采用非線性有限元方法對平流層飛艇充氣囊體結(jié)構(gòu)特性進(jìn)行仿真分析，得到了囊體結(jié)構(gòu)在不同壓差和吊艙載荷作用下應(yīng)力和變形分布及變化規(guī)律，并分析了結(jié)構(gòu)加強配置對囊體應(yīng)力和變形的影響，為平流層飛艇結(jié)構(gòu)設(shè)計提供技術(shù)支撐和參考依據(jù)。

平流層飛艇；柔性充氣結(jié)構(gòu)；非線性有限元方法；結(jié)構(gòu)特性

(CollegeofAerospaceScienceandEngineering,NationalUniversityofDefenseTechnology,Changsha410073,China)

平流層飛艇是工作在臨近空間的新型平臺，具有駐空時間長、成本低和分辨率高等優(yōu)點，在對地觀測、導(dǎo)彈預(yù)警、通信導(dǎo)航等方面有廣闊的應(yīng)用前景和重要的軍事價值[1]。平流層飛艇體積巨大，依靠內(nèi)部填充的浮升氣體產(chǎn)生凈浮力，是一種典型的大型柔性充氣結(jié)構(gòu)。目前相關(guān)試驗研究表明，在沒有特殊調(diào)控措施的情況下，平流層飛艇駐空飛行期間囊體內(nèi)部氣體超熱可達(dá)20℃至70℃，而氣體超熱程度直接影響囊體的超壓程度，對囊體結(jié)構(gòu)強度和安全性提出嚴(yán)重挑戰(zhàn)。同時，氣動載荷、吊艙載荷等復(fù)雜的載荷工況也對飛艇囊體結(jié)構(gòu)性能產(chǎn)生重要影響。

柔性充氣囊體是平流層飛艇的結(jié)構(gòu)主體，其結(jié)構(gòu)特性分析是平流層飛艇總體設(shè)計的研究基礎(chǔ)。Liao等[2]總結(jié)了不同類型飛艇結(jié)構(gòu)布局發(fā)展現(xiàn)狀，并對飛艇囊體結(jié)構(gòu)的外形優(yōu)化進(jìn)行了綜述。Rehmet等[3]對太陽能高空長期駐空飛艇平臺總體結(jié)構(gòu)設(shè)計開展了研究，針對飛艇囊壓特性進(jìn)行了分析，提出了多節(jié)囊體結(jié)構(gòu)的概念。Smith等[4]對HiSentinel系列飛艇開展了大量研究，為平流層飛艇的結(jié)構(gòu)設(shè)計提供了參考。陳務(wù)軍、高海健等[5-9]基于無矩薄殼理論和虛功原理推導(dǎo)了飛艇柔性囊體結(jié)構(gòu)應(yīng)力和變形計算公式，為飛艇囊體結(jié)構(gòu)的設(shè)計提供了重要理論依據(jù)。席俊波[10]考慮幾何非線性影響，采用薄板單元模擬了飛艇在不同工況下的承載性能。楊留義[11]對飛艇柔性充氣囊體結(jié)構(gòu)的變形及應(yīng)力分布進(jìn)行計算，得到了考慮吊艙重量及等效風(fēng)載下囊體結(jié)構(gòu)的變形和響應(yīng)。黃迪等[12]利用ANSYS仿真分析得到飛艇囊體蒙皮各點受力情況，將理論應(yīng)力值與有限元結(jié)果進(jìn)行對比，驗證了飛艇囊體應(yīng)力估算的準(zhǔn)確性。劉龍斌等[13]采用ABAQUS計算得到飛艇囊體蒙皮分別在不同超壓載荷下的應(yīng)力分布情況，為囊體蒙皮超壓應(yīng)力評估和強度計算提供參考。譚惠豐等[14-15]研究發(fā)現(xiàn)通過改變飛艇結(jié)構(gòu)形式可提高結(jié)構(gòu)性能，汪逸然[16]提出在飛艇囊體中布置一定數(shù)量的增強索系，可提高充氣囊體結(jié)構(gòu)的承載能力。綜上所述，當(dāng)前對于平流層飛艇囊體結(jié)構(gòu)特性分析與設(shè)計還處于探索階段。

1 理論分析

1.1 囊體最小壓差計算

Fodaro等[17]以囊體頭部不出現(xiàn)局部內(nèi)陷為原則，綜合考慮局部靜壓、囊體動壓及浮升氣體重力梯度等三個方面，給出了囊體所需的最小囊壓計算方法。囊體靜態(tài)壓差為：

(1)

式中，1.15為飛艇囊壓設(shè)計修正系數(shù)，u為來流風(fēng)速。

在給定工作高度的動態(tài)工作壓差為：

(2)

式中，Cp為無量綱壓力系數(shù)，其取值范圍一般為0.3～0.35。

重力作用引起的靜水壓力梯度為：

(3)

式中，d為囊體的最大截面直徑。

將式(1)～(3)相加可得到囊體最小壓力計算公式。在平流層飛艇實際飛行過程中，考慮到附加結(jié)構(gòu)等引起的局部變形和應(yīng)力集中現(xiàn)象，工作囊壓水平將高于囊體最小壓差。

1.2 囊體應(yīng)力計算

平流層飛艇囊體一般為旋轉(zhuǎn)體，軸向長度約為最大截面直徑的4倍左右，對于無附加結(jié)構(gòu)的囊體中間直線段，蒙皮應(yīng)力計算公式為：

(4)

式中：σa和σr分別為飛艇蒙皮的軸向應(yīng)力和環(huán)向應(yīng)力；p為囊體內(nèi)外壓差；r(x)為沿軸向x處囊體截面半徑；t為囊體蒙皮厚度。根據(jù)式(4)，囊體中間直線段軸向應(yīng)力大小為環(huán)向應(yīng)力大小的一半，且最大應(yīng)力出現(xiàn)在囊體截面半徑最大處。通常采用VonMises等效應(yīng)力對囊體蒙皮強度進(jìn)行分析評估，其計算公式為：

(5)

式中：σ1，σ2和σ3分別為第一、第二和第三主應(yīng)力。根據(jù)蒙皮薄膜結(jié)構(gòu)受力特點，σ1=σr，σ2=σa，σ3=0。

2 數(shù)值分析

2.1 有限元模型

基于有限元軟件ANSYS對平流層飛艇充氣囊體結(jié)構(gòu)特性進(jìn)行仿真分析。以美國高空飛艇(HighAltitudeAirship，HAA)的幾何外形作為參考對象，如圖1所示，其中飛艇長度為152.40m，最大截面半徑為21.87m。采用八節(jié)點四邊形殼單元SHELL281建立平流層飛艇囊體有限元模型，僅保留單元的薄膜剛度以模擬飛艇囊體的薄膜特性。為更準(zhǔn)確得到囊體應(yīng)力和變形情況，在飛艇頭部和尾部附近細(xì)分網(wǎng)格，飛艇囊體結(jié)構(gòu)有限元網(wǎng)格劃分如圖2所示。囊體蒙皮材料假設(shè)為各向同性材料，彈性模量取值為E=4GPa，泊松比為μ=0.38，蒙皮厚度取t=0.4mm。在邊界條件設(shè)置方面，頭部節(jié)點約束除軸向之外的其余自由度，只允許軸向位移；尾部節(jié)點約束全部自由度，模擬固支。分析結(jié)構(gòu)受力情況，作用在囊體上的力包括壓差載荷和吊艙載荷，其中壓差載荷作為面力均勻施加于囊體蒙皮內(nèi)表面，吊艙載荷簡化為集中力等效施加于囊體吊艙處節(jié)點。計算過程采用非線性靜態(tài)分析，考慮大變形和應(yīng)力剛化效應(yīng)，采用牛頓-拉普森線性搜索算法進(jìn)行求解。

圖1 高空飛艇幾何示意圖Fig.1 Structural diagram of the HAA

圖2 平流層飛艇有限元模型Fig.2 Finite element model of the HAA

2.2 模型驗證

文獻(xiàn)[7]采用理論和數(shù)值仿真方法對懸臂充氣梁結(jié)構(gòu)的承載性能進(jìn)行了計算分析。為驗證本文有限元模型及計算方法的準(zhǔn)確性，將計算結(jié)果與文獻(xiàn)理論計算結(jié)果進(jìn)行比較。其中，充氣梁長度2000mm，直徑400mm，膜材彈性模量0.706 39GPa，泊松比0.38，厚度0.482mm，在距固定端1800mm處作用垂直向下的載荷。采用SHELL281單元建立充氣梁有限元模型，如圖3所示。表1給出了不同工況下充氣梁端撓度的計算結(jié)果對比。如表所示，本文計算結(jié)果與文獻(xiàn)理論計算值之間的誤差均在10%以內(nèi)，驗證了有限元模型和計算方法的合理性。

(a) 充氣梁結(jié)構(gòu)有限元模型(a) Finite element model of inflatable beam

(b) 充氣梁結(jié)構(gòu)垂直方向位移云圖(b) Displacement contour of inflatable beam in vertical圖3 充氣梁結(jié)構(gòu)算例示意圖Fig.3 Sketch of inflatable beam model

計算工況F=65N梁端撓度/mm計算結(jié)果文獻(xiàn)理論值誤差氣壓10kPa17．22715．69．4%氣壓50kPa16．1714．88．5%氣壓100kPa15．91414．77．6%

2.3 計算結(jié)果

2.3.1 超壓特性分析

根據(jù)式(1)～(3)得到HAA飛艇囊體最小壓差理論值為150.7Pa，考慮囊體內(nèi)部附加結(jié)構(gòu)等集中力作用，囊體的工作壓差會遠(yuǎn)高于理論水平。假設(shè)飛艇駐空高度為20km，囊體內(nèi)部氣體超熱為40℃，根據(jù)理想氣體狀態(tài)方程可得到囊體內(nèi)外壓差達(dá)到約2000Pa，將可能導(dǎo)致囊體脹裂破壞。在模型驗證的基礎(chǔ)上，囊體內(nèi)外壓差在200～2000Pa范圍內(nèi)變化，對不同壓差載荷下的囊體結(jié)構(gòu)特性進(jìn)行計算分析。

圖4給出了壓差為800Pa時的囊體結(jié)構(gòu)等效應(yīng)力云圖和等效變形云圖。如圖所示，飛艇囊體應(yīng)力分布沿軸向規(guī)律變化，在截面最大直徑處應(yīng)力值最大，沿軸向遞減，在頭、尾部應(yīng)力最小，與理論分析結(jié)論一致；囊體變形分布與應(yīng)力相同，在截面最大直徑處變形量最大。

(a) 等效應(yīng)力云圖(a) Contour of equivalent Von Mises stress

(b) 等效位移云圖(b) Contour of equivalent displacement圖4 壓差800Pa計算結(jié)果Fig.4 Computational results of differential pressure of 800Pa

圖5給出了囊體最大第一主應(yīng)力、最大等效應(yīng)力和最大位移隨壓差變化曲線。如圖所示，隨著內(nèi)外壓差的提高，囊體應(yīng)力值和變形量呈近似線性遞增。當(dāng)壓差為200Pa時，最大等效應(yīng)力值為8.9MPa，最大等效位移為0.057m；當(dāng)壓差為2000Pa時，最大等效應(yīng)力值達(dá)到91.7MPa，最大等效位移為0.558m，壓差載荷對囊體結(jié)構(gòu)安全性影響較大。囊體應(yīng)力值結(jié)果與理論公式計算結(jié)果吻合，進(jìn)一步驗證了數(shù)值模型的準(zhǔn)確性。

(a) 應(yīng)力變化曲線(a)Stress results under different pressure loads

(b) 位移變化曲線(b) Displacement results under different pressure loads圖5 應(yīng)力和變形隨壓差變化曲線Fig.5 Change curves of stress and deformation under different pressure loads

2.3.2 承載特性分析

最大有效載荷重量是飛艇的重要性能指標(biāo)，提高飛艇載重也是平流層飛艇的發(fā)展趨勢。以內(nèi)外壓差作為預(yù)應(yīng)力，得到囊體充壓狀態(tài)，在模型節(jié)點幾何更新的基礎(chǔ)上，施加吊艙載荷值在5000～25000N范圍內(nèi)變化，對不同吊艙載荷下的囊體結(jié)構(gòu)特性進(jìn)行計算分析。

(a) 等效應(yīng)力云圖(a) Contour of equivalent VonMises stress

(b) 等效位移云圖(b) Contour of equivalent displacement圖6 吊艙載荷10000N計算結(jié)果Fig.6 Results of gondola load of 10000N

圖6給出了壓差800Pa、吊艙載荷為10000N時的囊體結(jié)構(gòu)等效應(yīng)力云圖和等效位移云圖。如圖所示，在吊艙處出現(xiàn)應(yīng)力集中現(xiàn)象，等效應(yīng)力值遠(yuǎn)遠(yuǎn)大于囊體其他部位應(yīng)力，且吊艙處的變形最大，位移值顯著大于周圍結(jié)構(gòu)蒙皮。

圖7給出了壓差載荷為800Pa時，最大等效應(yīng)力和最大等效位移隨吊艙載荷的變化曲線。如圖所示，隨著吊艙載荷的提高，囊體應(yīng)力和變形呈近似線性遞增。當(dāng)?shù)跖撦d荷為5000N時，最大等效應(yīng)力值為38.7MPa，最大等效位移為0.097m；當(dāng)?shù)跖撦d荷為25000N時，最大等效應(yīng)力值達(dá)到49.1MPa，最大等效位移為0.418m，吊艙載荷對囊體結(jié)構(gòu)特性影響較大。

(a) 應(yīng)力變化曲線(a) Stress results under different gondola loads

(b) 位移變化曲線(b) Displacement results under different gondola loads圖7 應(yīng)力和變形隨吊艙載荷變化曲線Fig.7 Change curves of stress and deformation under different gondola loads

圖8給出了吊艙載荷為10 000N時，囊體最大等效應(yīng)力和最大等效變形隨壓差的變化曲線。如圖所示，隨著內(nèi)外壓差的提高，囊體應(yīng)力呈線性增長，但囊體變形大幅度減小。這是因為內(nèi)外壓差的增大使充氣囊體的整體剛度提高，結(jié)構(gòu)變形減小。

(a) 應(yīng)力變化曲線(a) Stress results under different pressure loads

(b) 位移變化曲線(b) Displacement results under different pressure loads圖8 吊艙載荷10000N時應(yīng)力和變形隨壓差變化曲線Fig.8 Change of stress and deformation with differential pressure under gondola loads of 10000N

2.3.3 結(jié)構(gòu)加強配置分析

采用縱向和環(huán)向繩索布置對飛艇囊體結(jié)構(gòu)進(jìn)行加強處理，縱向加強配置包括在囊體下腹部配置1根加強索和沿環(huán)向均勻布置4根加強索；環(huán)向加強配置為分別沿軸向布置3根和7根加強索。繩索彈性模量取值E=100GPa，泊松比μ=0.3，直徑d=2～8mm。

(a) 等效應(yīng)力云圖(a) Contour of equivalent Von Mises stress

(b) 等效位移云圖(b) Contour of equivalent displacement圖9 結(jié)構(gòu)縱向和環(huán)向加強配置計算結(jié)果Fig.9 Results of vertical and ring stiffened confirguration

圖9給出了壓差800Pa、吊艙載荷10 000N、繩索直徑5mm時，采用4根縱向加強索和7根環(huán)向加強索的囊體結(jié)構(gòu)等效應(yīng)力云圖和等效位移云圖。圖10給出了采用不同加強索數(shù)量布置的囊體最大等效應(yīng)力和最大等效位移變化曲線，圖11給出了采用4根縱向加強索索和7根環(huán)向加強索的囊體最大等效應(yīng)力和最大等效變形隨繩索直徑尺寸變化曲線。由圖所示，采用縱向和環(huán)向加強配置可顯著提高囊體結(jié)構(gòu)性能，囊體最大等效應(yīng)力值減小約12%，最大等效位移值減小約38%；但隨著縱向和環(huán)向加強索數(shù)量和尺寸的增加，應(yīng)力和變形減小幅度漸小，結(jié)構(gòu)性能提升幅度有限，需要進(jìn)一步對加強配置進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計。

(a) 應(yīng)力變化曲線(a) Stress results under different ring stiffeners

(b) 位移變化曲線(b) Displacement results under different ring stiffeners圖10 不同加強配置結(jié)構(gòu)應(yīng)力和變形變化曲線Fig.10 Results under different stiffened confirgurations

(a) 應(yīng)力變化曲線(a)Stress results under different diameters of stiffener

(b) 位移變化曲線(b) Displacement results under different diameters of stiffener圖11 應(yīng)力和變形隨繩索直徑尺寸變化曲線Fig.11 Results under different diameters of stiffener

3 結(jié)論

隨著內(nèi)外壓差和吊艙載荷的提高，囊體應(yīng)力值和變形量呈近似線性增長；采用縱向和環(huán)向加強配置可顯著提高囊體結(jié)構(gòu)性能，囊體最大等效應(yīng)力值和最大等效位移減小幅度分別可達(dá)12%和38%，但隨著縱向和環(huán)向加強索數(shù)量和尺寸的增加，結(jié)構(gòu)性能提升幅度有限，需進(jìn)一步開展結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計研究。

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Structural performance analysis of large-scale flexible inflatable structures for stratospheric airships

MA Zhenyu, HOU Zhongxi, YANG Xixiang

Takinginflatablestructuresofstratosphericairshipsasthemainstudyobject,theminimumdifferentialpressureandthestressofinflatablestructureswerecomputedaccordingtoitsdesigntheoryandafiniteelementmodelofinflatablestructureforstratosphericairshipwasestablished.Onthebasisofthemodelverification,nonlinearfiniteelementmethodwasappliedtosimulateinflatablestructuralperformancesoastoobtainthedistributionandchangelawsofthedeformationsandstressesofinflatablestructurewiththevariationsofpressureloadandgondolaload.Theeffectsofstructuralreinforcementdevicesonthestressanddeformationofinflatablestructurealsowereevaluated.Thesimulationresultscanserveasreferenceforthestructuraldesignofthestratosphericairship.

stratosphericairship;flexibleinflatablestructures;nonlinearfiniteelementmethod;structuralperformance

2015-04-20基金項目：國家高分重大專項支持資助項目(GFZX040201)

麻震宇(1982—)，男，河南洛陽人，講師，博士，E-mail：mazhenyu@nudt.edu.cn

10.11887/j.cn.201504005

http://journal.nudt.edu.cn

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