論新型航天器發(fā)展對力學(xué)學(xué)科的挑戰(zhàn)論文
航天器(spacecraft)：又稱空間飛行器、太空飛行器。按照天體力學(xué)的規(guī)律在太空運行，執(zhí)行探索、開發(fā)、利用太空和天體等特定任務(wù)的各類飛行器。至今，航天器基本上都在太陽系內(nèi)運行。美國1972年3月發(fā)射的“先驅(qū)者10號”探測器，在1986年10月越過冥王星的平均軌道，成為第一個飛出太陽系的航天器。以下是學(xué)習(xí)啦小編今天為大家精心準(zhǔn)備的：論新型航天器發(fā)展對力學(xué)學(xué)科的挑戰(zhàn)相關(guān)論文。內(nèi)容僅供參考，歡迎閱讀!
論新型航天器發(fā)展對力學(xué)學(xué)科的挑戰(zhàn)全文如下：
回顧人類追求飛天夢想的發(fā)展歷程, 航天科技與力學(xué)相互依賴、相互促進(jìn)、相輔相成. 一方面, 航天科技的發(fā)展, 如航天器的設(shè)計、研制、試驗、發(fā)射、飛行和返回全過程均涉及到各類力學(xué)問題, 極大地促進(jìn)了相關(guān)力學(xué)學(xué)科理論和方法的進(jìn)步; 另一方面,力學(xué)是支撐航天技術(shù)發(fā)展的重要基礎(chǔ)學(xué)科, 隨著研究手段和解決問題的能力增強(qiáng)、范圍加寬、方法完善,為眾多航天工程技術(shù)問題的解決、航天科技的快速發(fā)展做出了重要貢獻(xiàn). 航天科技與力學(xué)學(xué)科的這種相互支撐關(guān)系, 不僅體現(xiàn)在一大批廣為人知的偉大力學(xué)家, 如開普勒、牛頓、齊奧爾科夫斯基、錢學(xué)森等,所發(fā)展的力學(xué)理論為航天科技的發(fā)展奠定了理論基礎(chǔ), 而且航天科技的發(fā)展又進(jìn)一步推動了固體力學(xué)、流體力學(xué)、計算力學(xué)、試驗力學(xué)及其交叉學(xué)科的發(fā)展與進(jìn)步. 實際上, 航天領(lǐng)域所取得舉世矚目的里程碑式成就, 如V2 火箭、地球衛(wèi)星、航天飛機(jī)、登月航天器、空間站等, 無不明顯地體現(xiàn)出力學(xué)助推航天發(fā)展、航天發(fā)展?fàn)恳W(xué)進(jìn)步.
進(jìn)入21 世紀(jì)以來, 為更好地執(zhí)行深空探測、載人航天、天地往返和衛(wèi)星應(yīng)用等任務(wù), 國內(nèi)外提出和發(fā)展了一系列有別于傳統(tǒng)的新型航天器概念和技術(shù).這類新型航天器所面臨的服役環(huán)境更為苛刻, 需要的結(jié)構(gòu)效率和可靠性更高, 抵抗極端空間環(huán)境的能力更強(qiáng), 姿態(tài)和型面控制精度更精確, 且最大可能滿足長壽命和低成本要求, 從而給結(jié)構(gòu)動力學(xué)、高溫固體力學(xué)、高超聲速空氣動力學(xué)、計算力學(xué)、多學(xué)科交叉等領(lǐng)域帶來新的應(yīng)用挑戰(zhàn). 只有突破和解決這些問題, 才能適應(yīng)新時代航天器的發(fā)展特點與趨勢, 進(jìn)一步通過自主創(chuàng)新的方式研制和發(fā)展新型航天器.
1 新型航天器技術(shù)特點與研制難點
隨著航天科技的快速發(fā)展, 為滿足越來越多樣化的任務(wù)需求, 一系列新型航天器應(yīng)運而生. 這些新型航天器或者是基于現(xiàn)有航天器技術(shù)演變, 或者是一種全新的設(shè)計概念. 本文重點對重型運載火箭、大型變結(jié)構(gòu)空間飛行器、可重復(fù)使用運載器及臨近空間高超聲速飛行器4 類典型新型航天器進(jìn)行闡述.
1.1 重型運載火箭
為了滿足未來深空探測、載人登月/登陸火星等重大工程的需求, 世界主要航天國家爭相發(fā)展LEO(low earth orbit)運載能力達(dá)百噸級以上的重型運載火箭. 與常用運載火箭相比, 以航天系統(tǒng)為代表的重型運載火箭在充分繼承現(xiàn)有技術(shù)的基礎(chǔ)上, 具有如下特點:
(1) 結(jié)構(gòu)尺寸大. 常用運載火箭的芯級直徑一般在3~5 m, 總長30~60 m; 而重型火箭的芯級直徑在10 m左右, 總長在百米左右.
(2) 起飛重量大. 常用運載火箭的起飛重量通常在幾百噸, 起飛推力也是數(shù)百噸; 而重型運載火箭的起飛重量大多在2000 噸(1 噸=1000 kg)以上, 起飛推力則在2500 噸以上. (3) 力學(xué)環(huán)境復(fù)雜. 重型運載火箭由氣動載荷、過載、噪聲、振動、沖擊形成的綜合載荷量級有較大提升, 一般情況下是常用運載火箭的1.5~2 倍.
重型運載火箭由于具有上述技術(shù)特點, 因此在工程研制中將面臨一系列技術(shù)難題, 主要表現(xiàn)在:
(1) 載荷路徑傳遞規(guī)劃難. 由于重型運載火箭質(zhì)量規(guī)模大、飛行靜態(tài)載荷高, 因此發(fā)動機(jī)的大推力需通過合理規(guī)劃載荷路徑, 以實現(xiàn)不同結(jié)構(gòu)部段之間的有效傳遞, 并使機(jī)架、尾段和捆綁連接點等應(yīng)力集中位置的應(yīng)力得到有效擴(kuò)散.
(2) 結(jié)構(gòu)輕量化設(shè)計難. 重型運載火箭要實現(xiàn)百噸級的運載能力, 需要在高載荷作用的條件下, 通過選擇與應(yīng)用輕質(zhì)材料和結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計, 解決大尺寸鋁鋰合金、復(fù)合材料的設(shè)計和生產(chǎn)難題, 以實現(xiàn)結(jié)構(gòu)質(zhì)量的降低、運載效率的提升.
(3) 力學(xué)特性分析與試驗驗證難. 由于重型運載火箭結(jié)構(gòu)尺寸大, 建設(shè)與之相匹配的大型地面試驗設(shè)施投資規(guī)模大、技術(shù)難度高、綜合效益低, 因此必須解決大型復(fù)雜結(jié)構(gòu)力學(xué)特性分析和采用部段級試驗實現(xiàn)整箭模態(tài)參數(shù)等技術(shù)難題, 以實現(xiàn)重型運載火箭力學(xué)特性的精確分析和試驗驗證的有效性.
(4) 大型結(jié)構(gòu)剛-柔-液耦合分析難. 由于重型運載火箭尺寸大、燃料多、載荷高, 在飛行過程中箭體將經(jīng)受復(fù)雜的力學(xué)環(huán)境作用, 必須解決剛-柔-液耦合特性分析難題, 為箭體姿態(tài)控制、級間分離、整流罩分離等關(guān)鍵過程提供準(zhǔn)確的動力學(xué)特性參數(shù).
1.2 大型空間飛行器
隨著探索空間和利用空間的不斷深入, 世界主要航天國家對具有高性能、高功能結(jié)構(gòu)的多艙段式空間站、大容量通信衛(wèi)星、高指向精度和高穩(wěn)定度的遙感衛(wèi)星等新型大型空間飛行器的研制需求越來越迫切. 與現(xiàn)有空間飛行器相比, 這類新型大型空間飛行器具有如下特點:
(1) 尺寸龐大. 目前空間飛行器展寬一般不超過40 m, 附件的直徑尺寸基本在30 m以內(nèi); 而新型大型空間飛行器的展寬大多達(dá)到50 m以上, 附件的直徑尺寸有的高達(dá)百米, 極端情況可達(dá)千米級, 比如空間太陽能電站的跨度達(dá)到10 km.
(2) 構(gòu)型復(fù)雜. 新型空間飛行器往往由多艙段對接, 或多柔性模塊組裝構(gòu)成, 且?guī)в写笮蜋C(jī)械臂、可展開天線等具有相對運動特性的多個大型柔性附件,同時兼顧在軌組裝、在軌維修、在軌操作等任務(wù), 導(dǎo)致航天器成為變構(gòu)型、變參數(shù)的大型甚至超大型空間復(fù)雜組合體結(jié)構(gòu).
(3) 剛-柔-液強(qiáng)耦合. 相對于現(xiàn)有空間飛行器的構(gòu)型而言, 新型大型空間飛行器由于帶有柔性太陽電池陣、可展開天線等大型柔性附件以及多個大型貯箱, 剛-柔-液的相互作用將成為航天器總體設(shè)計和控制系統(tǒng)設(shè)計的重要影響因素.
(4) 精度和穩(wěn)定度要求高. 以等效口徑達(dá)到6.5 m的詹姆斯·韋伯太空望遠(yuǎn)鏡、波束達(dá)到500 個甚至更多的通信衛(wèi)星及采用寬帶通信載荷(高頻段、太赫茲和激光通信)、大型可展開網(wǎng)狀天線的移動通信衛(wèi)星等為代表的新型空間飛行器, 其性能指標(biāo)較現(xiàn)有空間飛行器而言往往高出1 個數(shù)量級以上, 比如大型天線型面精度要求達(dá)到毫米級, 指向精度達(dá)到0.01°, 姿態(tài)穩(wěn)定度達(dá)到毫角秒級.
(5) 工作環(huán)境更加苛刻. 大型空間飛行器在軌工作壽命要求更長(低軌要求5~8 年, 高軌要求12~15年), 并將長期經(jīng)受高真空、高低溫(溫差可達(dá)200℃)等空間環(huán)境以及太陽光壓、溫度沖擊、軌道機(jī)動等多種在軌干擾因素影響, 工作環(huán)境較現(xiàn)有航天器更加苛刻.
新型空間飛行器由于上述技術(shù)特點, 在工程中將面臨如下主要技術(shù)難題:
(1) 總體設(shè)計難. 由于尺寸龐大、構(gòu)型復(fù)雜、帶有多個大型柔性附件, 新型空間飛行器的總體設(shè)計,需要考慮各種大型部組件安裝布局、微振動抑制并兼顧各種使用要求, 以實現(xiàn)構(gòu)型、布局滿足發(fā)射狀態(tài)下的最大包絡(luò)和環(huán)境條件.
(2) 構(gòu)型與形狀控制難. 由于結(jié)構(gòu)尺寸龐大、構(gòu)型復(fù)雜、剛-柔-液強(qiáng)耦合, 且具有變構(gòu)型、變參數(shù)以及高精度高穩(wěn)定度要求, 新型空間飛行器需要解決組合體控制和大型復(fù)雜柔性附件展收和型面控制等技術(shù)難題.
(3) 試驗驗證難. 由于新型空間飛行器結(jié)構(gòu)尺寸大, 建設(shè)與之相匹配的大型地面試驗設(shè)施往往投資規(guī)模大、技術(shù)難度高、綜合效益低, 因此需要解決仿真分析、部組件級試驗替代整體試驗和利用在軌參數(shù)辨識進(jìn)行模型修正等技術(shù)難題, 以實現(xiàn)大型空間飛行器力學(xué)特性的精確分析和試驗驗證的有效性與充分性.
1.3 可重復(fù)使用運載器
隨著航天技術(shù)發(fā)展和低成本航天運輸?shù)钠惹行枨? 在一次性運載器基礎(chǔ)上發(fā)展“快速、廉價、可靠”進(jìn)出空間并可多次重復(fù)使用的運載器, 是當(dāng)前及未來國內(nèi)外運載器發(fā)展的重要方向之一. 與一次性運載器相比, 可重復(fù)使用運載器具有如下典型特點:
(1) 兼具運載器和航空器的雙重特點. 可重復(fù)使用運載器充分吸納了一次性運載器和航空器的部分功能特點, 既可作為航天運輸工具以快速穿越大氣層發(fā)射航天器, 也可作為高超聲速投送平臺實現(xiàn)快速遠(yuǎn)程/全球打擊, 還可像航空器一樣返回地面,實現(xiàn)天地往返、多次重復(fù)使用. 這類重復(fù)使用運載器典型代表有XS-1 和X-37B.
(2) 跨速域、跨空域. 可重復(fù)使用運載器不僅跨越亞聲速、跨聲速、超聲速和高超聲速等速域, 而且覆蓋航空空域、臨近空間和軌道空間等空域, 飛行工作環(huán)境多樣, 氣動力熱特性復(fù)雜.
(3) 承載特性復(fù)雜. 一次性運載火箭以承受軸向載荷為主, 而重復(fù)使用運載器不僅在上升段要承受與一次性運載器相同的載荷環(huán)境, 而且在返回段要承受法向受力為主的力學(xué)環(huán)境, 結(jié)構(gòu)承載特性復(fù)雜.可重復(fù)使用運載器的上述技術(shù)特點, 使得其在工程研制中面臨如下主要技術(shù)難題:
(1) 氣動布局設(shè)計難. 由于重復(fù)使用運載器氣動布局并須兼顧低空和高空兩種氣動性能和飛行模式,特別是在高超聲速條件下真實氣體、熱化學(xué)非平衡、稀薄氣體等效應(yīng)突出, 氣動布局設(shè)計要考慮的限制因素眾多, 因此要同時滿足多種約束條件的氣動布局設(shè)計非常困難.
(2) 熱防護(hù)結(jié)構(gòu)設(shè)計難. 可重復(fù)使用運載器最高飛行馬赫數(shù)超過25, 強(qiáng)大的氣動加熱使機(jī)體表面溫度急劇增高, 機(jī)頭錐、翼前緣表面最高溫度超過1700℃, 機(jī)身迎風(fēng)面的溫度也在1100～1500℃左右,高溫持續(xù)時間可長達(dá)1500～2000 s. 因此必須解決高溫長時非燒蝕熱防護(hù)、大熱載條件下高效隔熱、高溫高可靠連接與動/靜熱密封等設(shè)計難題.
(3) 全程耦合控制難. 可重復(fù)使用運載器的飛行攻角包絡(luò)大, 壓心變化范圍寬, 面對稱外形導(dǎo)致滾動與偏航通道存在強(qiáng)耦合和副翼操縱反效, 以及高超聲速段上下表面的壓強(qiáng)差別大, 因此必須解決俯仰通道配平、通道耦合和舵偏非線性特性控制等難題.
(4) 復(fù)雜流動狀態(tài)驗證難. 可重復(fù)使用運載器在飛行過程中將經(jīng)歷亞聲速、跨聲速、超聲速和高超聲速4 種速域范圍, 由于不同速域下的流動狀態(tài)特點不同、影響不同, 因此如何模擬黏性干擾效應(yīng)和壁面催化效應(yīng)、邊界層轉(zhuǎn)捩、激波/激波干擾、激波/邊界層干擾、非定常流動以及氣動彈性和氣動伺服彈性, 并進(jìn)行準(zhǔn)確性驗證, 是當(dāng)前工程設(shè)計中的一大難題.
(5) 一體化力熱耦合設(shè)計難. 可重復(fù)使用運載器,尤其是帶有大尺寸熱結(jié)構(gòu)控制翼的運載器, 往往采用防熱/結(jié)構(gòu)一體化設(shè)計, 在再入過程中將經(jīng)受苛刻的氣動熱環(huán)境與力學(xué)環(huán)境, 因此熱結(jié)構(gòu)部件高溫強(qiáng)度/剛度、熱/振動、熱/氣動彈性等力熱耦合分析與環(huán)境適應(yīng)性驗證, 是當(dāng)前工程研制中必須解決的關(guān)鍵難題.
1.4 臨近空間高超聲速飛行器
以全球快速到達(dá)為主要目的的臨近空間高超聲速飛行器, 主要性能特征為: 飛行馬赫數(shù)3~10, 在臨近空間內(nèi)的飛行時間為幾百至上千秒、飛行距離幾百至上萬千米、飛行高度20~100 km. 目前, 此類飛行器可分為兩類: 一類是吸氣式動力巡航高超聲速飛行器, 以美國Hyper-X計劃中X-43 系列飛行器[28~32]和HyTech計劃中使用的X-51(http://en.wikipedia.org/wiki/Boeing_X-51)系列飛行器為代表; 另一類是無動力滑翔式高超聲速飛行器, 以美國FALCON計劃中的HTV系列飛行器為代表. 部分典型臨近空間高超聲速飛行器如圖7 所示. 這類飛行器的主要技術(shù)特點包括:
(1) 高升阻比氣動布局. 臨近空間高超聲速飛行器具有速度高、速域?qū)?、巡航高度高、航程長等特點,因此必須選取寬速域的高升阻比的氣動外形, 常見的外形如升力體、翼身融合體、乘波體等.
(2) 氣動熱環(huán)境嚴(yán)酷. 此類飛行器需要在大氣層中長時間高速飛行, 飛行器表面與大氣將產(chǎn)生劇烈摩擦, 累積的熱載荷不斷增加, 局部溫度甚至超過2000℃, 由此帶來的熱防護(hù)要求極高.
(3) 吸氣式高超聲速推進(jìn). 動力巡航高超聲速飛行器常常采用吸氣式推進(jìn)的動力系統(tǒng), 這種動力系統(tǒng)不需要像火箭那樣自身攜帶氧化劑, 可以直接從大氣中吸取氧氣, 具有經(jīng)濟(jì)性好、重量輕等優(yōu)點. 當(dāng)前采用較多的吸氣式高超聲速推進(jìn)技術(shù)主要包括超燃沖壓發(fā)動機(jī)技術(shù)和組合動力技術(shù).
具有上述技術(shù)特點的臨近空間高超聲速飛行器,在工程研制中主要面臨如下技術(shù)難題:
(1) 寬速域高升阻比外形設(shè)計難. 由于此類飛行器需要采用高升阻比氣動布局, 而常規(guī)的氣動外形設(shè)計在高超聲速條件下難以突破升阻比的屏障, 加之高速大空域的飛行環(huán)境會給飛行器帶來非常復(fù)雜、嚴(yán)峻的氣動力/熱問題, 因此如何高效準(zhǔn)確地預(yù)測與評估高超聲速飛行器在高速大空域環(huán)境下的氣動力/熱性能, 成為高升阻比氣動布局設(shè)計面臨的重要難題.
(2) 熱防護(hù)設(shè)計難. 由于臨近空間高超聲速飛行器具有高升阻比的復(fù)雜外形, 氣動熱環(huán)境嚴(yán)酷, 因此需要對熱環(huán)境進(jìn)行精確預(yù)測, 并在此基礎(chǔ)上采用精細(xì)的非燒蝕熱防護(hù)技術(shù)以維持飛行過程中的高升阻比外形不變, 這就需要從防熱材料、防熱機(jī)理和結(jié)構(gòu)設(shè)計上進(jìn)行深入的探索.
(3) 吸氣式推進(jìn)系統(tǒng)設(shè)計難. 超燃沖壓發(fā)動機(jī)是當(dāng)前吸氣式推進(jìn)動力系統(tǒng)的研究熱點, 由于超聲速條件下的點火被喻為是“在颶風(fēng)中點火柴”, 燃燒室中的超聲速燃燒過程也極其復(fù)雜, 因此認(rèn)識和探索其現(xiàn)象和機(jī)理是超燃沖壓發(fā)動機(jī)設(shè)計中最具挑戰(zhàn)性的問題. 另外, 推進(jìn)系統(tǒng)還需要與機(jī)身進(jìn)行一體化設(shè)計, 這又為總體設(shè)計帶來了困難.
2 新型航天器需要重點關(guān)注的挑戰(zhàn)性力學(xué)問題
鑒于上述4 類新型航天器的技術(shù)特點和工程研制面臨的工程難題, 從力學(xué)研究的角度出發(fā), 可以概括出但不局限為以下4 大類10 個亟需在力學(xué)學(xué)科方面展開攻關(guān)的挑戰(zhàn)性問題.
2.1 動力學(xué)與控制
動力學(xué)與控制是新型航天器研制過程中的基礎(chǔ)支撐學(xué)科. 新型航天器由于總體設(shè)計、控制精度、所處空間環(huán)境的要求不同, 導(dǎo)致其研制過程中出現(xiàn)一系列新的動力學(xué)與控制問題.
(ⅰ) 大型復(fù)雜結(jié)構(gòu)動力學(xué)建模與仿真問題. 隨著航天任務(wù)的復(fù)雜性越來越高, 航天器結(jié)構(gòu)也向著大型復(fù)雜化發(fā)展. 以帶大型桁架式網(wǎng)面天線為代表的新型航天器為例, 其總體設(shè)計往往包含大量鉸鏈和繩索等非線性結(jié)構(gòu), 而工程研制方面一般都針對該類結(jié)構(gòu)進(jìn)行簡化處理, 但鉸鏈間隙等非線性因素對部件展開過程和展開鎖定后的動力學(xué)特性都存在重要影響, 同時也是導(dǎo)致天線在軌故障的重要潛在因素, 雖然目前對于該類問題進(jìn)行了大量的仿真, 但離工程實際需求還有較大差距.
因此, 基于上述新型航天器的技術(shù)特點和研制難點問題, 大型復(fù)雜結(jié)構(gòu)動力學(xué)建模與仿真問題主要涉及幾何和接觸非線性理論機(jī)理、非線性結(jié)構(gòu)力學(xué)模型建模方法、接觸非線性結(jié)構(gòu)機(jī)熱一體化建模方法、工程適用的非線性結(jié)構(gòu)多體展開動力學(xué)預(yù)示方法、_剛?cè)狁詈辖Y(jié)構(gòu)動力學(xué)精確建模方法和星箭耦合動力學(xué)建模方法等方面的問題. 這些問題的存在, 對力學(xué)在機(jī)理、?；椒?、工程實用化分析等方面的研究帶來巨大的挑戰(zhàn)性.
(ⅱ) 器箭耦合力學(xué)環(huán)境分析和預(yù)示問題. 大型空間飛行器和重型運載火箭, 由于采用新的構(gòu)型和結(jié)構(gòu)參數(shù), 導(dǎo)致整體系統(tǒng)體結(jié)構(gòu)傳遞特性發(fā)生重大變化, 且系統(tǒng)級動力學(xué)特性復(fù)雜, 尤其對于大型空間飛行器和重型運載火箭及其組合體而言, 縱、橫、扭模態(tài)耦合現(xiàn)象突出, 增加了新型航天器結(jié)構(gòu)振動傳遞分析以及有效載荷界面環(huán)境預(yù)示的難度. 同時, 器箭在發(fā)射段承受著惡劣的振動與噪聲等力學(xué)環(huán)境.這些力學(xué)環(huán)境分析與預(yù)示的準(zhǔn)確與否直接關(guān)系到這些新型空間飛行器和重型運載火箭總體設(shè)計的優(yōu)劣.當(dāng)前, 國內(nèi)外雖然已經(jīng)在中低頻段開展了大量的研究工作, 但是對于全頻段的環(huán)境預(yù)示問題, 仍然是研究熱點問題之一.因此, 結(jié)合新型航天器的具體設(shè)計難點, 器箭耦合力學(xué)環(huán)境分析和預(yù)示問題包含如下主要力學(xué)問題:火箭發(fā)動機(jī)的振動和噪聲量級及其產(chǎn)生與傳播機(jī)理、集中力擴(kuò)散結(jié)構(gòu)的傳力路徑優(yōu)化方法、大型有效載荷界面低頻振動環(huán)境預(yù)示方法與大型整流罩噪聲環(huán)境預(yù)示等. 該類問題的存在, 給采用新構(gòu)型和結(jié)構(gòu)參數(shù)的新型航天器帶來了產(chǎn)生機(jī)理、仿真方法等方面研究的挑戰(zhàn).
2.2 固體力學(xué)
固體力學(xué)作為一門應(yīng)用基礎(chǔ)學(xué)科, 在新型航天器設(shè)計中起到至關(guān)重要的基礎(chǔ)作用. 在本文所述的4類航天器中, 由于結(jié)構(gòu)形式、飛行器剖面的不同, 給固體力學(xué)學(xué)科帶來如下挑戰(zhàn)性問題:
(ⅰ) 復(fù)合材料結(jié)構(gòu)設(shè)計問題. 復(fù)合材料由于具有強(qiáng)度高、剛度大、重量輕并有抗疲勞、減振、耐高溫、可設(shè)計等特點, 因此除具有承載性能外還用于實現(xiàn)吸波、透波、耐熱、防熱、隔熱等其他功能. 當(dāng)前,小尺度、構(gòu)型簡單的復(fù)合材料結(jié)構(gòu), 已經(jīng)廣泛應(yīng)用于運載火箭、衛(wèi)星等航天器部段級設(shè)計過程中, 從而滿足結(jié)構(gòu)的高承載要求. 但由于重型運載火箭和大型空間飛行器需要大尺寸、輕質(zhì)復(fù)合材料結(jié)構(gòu), 而臨近空間高超聲速飛行器和可重復(fù)使用運載器需要大面積防熱、結(jié)構(gòu)承力一體化的復(fù)合材料結(jié)構(gòu), 因此,這類復(fù)合材料結(jié)構(gòu)從機(jī)理到工程研制均需進(jìn)行多方面的研究.
要解決這類復(fù)合材料結(jié)構(gòu)設(shè)計問題, 亟需在力學(xué)方面開展大尺寸復(fù)合材料結(jié)構(gòu)帶來的尺寸效應(yīng)機(jī)理研究, 復(fù)合材料等效力學(xué)模型研究, 多功能結(jié)構(gòu)一體化設(shè)計方法研究等.
(ⅱ) 力熱耦合問題. 可重復(fù)使用運載器和臨近空間高超聲速飛行器, 由于具有跨速域、跨空域等特點, 因此在飛行過程中將經(jīng)受氣動熱、氣動力、振動、噪聲、過載、沖擊等嚴(yán)酷的力熱耦合環(huán)境的考驗. 這些環(huán)境不僅會引起材料產(chǎn)生熱應(yīng)力, 改變結(jié)構(gòu)的有效剛度等參數(shù), 而且會引起飛行器結(jié)構(gòu)產(chǎn)生薄膜應(yīng)力、大變形、熱屈曲等, 使結(jié)構(gòu)動態(tài)響應(yīng)表現(xiàn)出強(qiáng)非線性特征. 由于常規(guī)線彈性理論很難適用, 因此, 力熱耦合問題已經(jīng)成為制約這類飛行器氣動布局設(shè)計和熱防護(hù)設(shè)計的瓶頸.
這類力熱耦合問題是典型的高溫固體力學(xué)問題,從力學(xué)角度需要重點開展研究的問題主要包括: 高溫環(huán)境下結(jié)構(gòu)模態(tài)演化規(guī)律研究、力熱復(fù)合載荷作用下結(jié)構(gòu)動響應(yīng)研究、力熱復(fù)合載荷作用下結(jié)構(gòu)損傷演化與疲勞壽命預(yù)示及力熱復(fù)合環(huán)境綜合試驗驗證方法等.
2.3 空氣動力學(xué)
可重復(fù)使用運載器和臨近空間高超聲速飛行器,具有氣動外形復(fù)雜、飛行速度高等特點, 在研制過程中面臨如下有挑戰(zhàn)性的空氣動力學(xué)問題:
(ⅰ) 物理化學(xué)效應(yīng)影響下的流動機(jī)理與模擬問題. 這類新型航天器在大氣中進(jìn)行高超聲速飛行時,不僅在飛行器表面會產(chǎn)生由真實氣體、壁面滑移等諸多物理化學(xué)效應(yīng)導(dǎo)致的復(fù)雜流動, 而且在吸氣式發(fā)動機(jī)內(nèi)部還存在超聲速燃燒的化學(xué)反應(yīng)流動現(xiàn)象.這些物理化學(xué)效應(yīng)主要涉及如熱化學(xué)非平衡、超聲速燃燒反應(yīng)、等離子體鞘套等流動問題. 目前, 針對此類問題的機(jī)理認(rèn)識及模擬手段都相當(dāng)有限, 這為這類新型航天器的總體設(shè)計和精確控制帶來諸多困難.
要解決這類物理化學(xué)效應(yīng)影響下的流動機(jī)理與模擬問題, 需要從力學(xué)角度重點開展流動機(jī)理研究,燃燒動力學(xué)、有限速率化學(xué)反應(yīng)、滑移邊界等模型研究, 數(shù)值模擬和風(fēng)洞試驗方法研究等.
(ⅱ) 復(fù)雜流動的精細(xì)模擬問題. 臨近空間高超聲速飛行器由于整體或局部的外形復(fù)雜, 在飛行過程中存在激波/邊界層干擾、可壓縮湍流等高超聲速復(fù)雜流動現(xiàn)象. 為保證飛行器的結(jié)構(gòu)、材料、動力等相關(guān)系統(tǒng)的正確設(shè)計, 必須對復(fù)雜流動引起的氣動力/熱特性進(jìn)行精細(xì)化研究. 但是, 由于機(jī)理復(fù)雜、特征尺度小, 這些流動的精細(xì)模擬非常困難, 從而給這類新型航天器的氣動布局設(shè)計、熱防護(hù)設(shè)計帶來了挑戰(zhàn).
要解決這類復(fù)雜流動的精細(xì)模擬問題, 需要從力學(xué)角度重點開展復(fù)雜流動的機(jī)理研究, 高超聲速轉(zhuǎn)捩和湍流模型研究, 激波/激波干擾、激波/邊界層干擾、流動分離等復(fù)雜流動的精細(xì)數(shù)值模擬與風(fēng)洞試驗方法研究, 以及必要的飛行試驗驗證.
2.4 力學(xué)交叉學(xué)科問題
航天器的研制過程涉及到動力學(xué)與控制、固體力學(xué)、流體力學(xué)、計算力學(xué)、實驗力學(xué)等多個力學(xué)學(xué)科之間的耦合交叉應(yīng)用; 而新型航天器的研制, 由于構(gòu)型復(fù)雜、剛-柔-液耦合特性突出、空間環(huán)境更加苛刻等特點, 給力學(xué)交叉學(xué)科帶來如下挑戰(zhàn)性問題:
(ⅰ) 非線性剛-柔-液耦合動力學(xué)分析問題. 重型運載火箭與大型空間飛行器, 由于具有結(jié)構(gòu)尺寸大、構(gòu)型復(fù)雜且采用串/并聯(lián)布局的多個大型全管理儲箱等, 同時推進(jìn)劑消耗導(dǎo)致航天器結(jié)構(gòu)重量持續(xù)減少, 太陽翼和天線等外伸附件在軌展開過程中整星結(jié)構(gòu)和構(gòu)型也將持續(xù)變化, 導(dǎo)致航天器的剛-柔-液耦合特性突出. 而現(xiàn)有的研究以理論方法為主, 難以反映航天器的真實特性且無法滿足航天器總體設(shè)計和控制系統(tǒng)的高精度要求.
要解決這類非線性剛-柔-液耦合動力學(xué)分析問題, 需要重點開展剛-柔-液耦合機(jī)理、剛-柔-液耦合動力學(xué)建模、非線性晃動動力學(xué)模型、非線性晃動與振動特性性能評估方法以及試驗驗證方法等研究.
(ⅱ) 大型變結(jié)構(gòu)組合體建模、辨識和振動抑制問題. 大型空間飛行器由于構(gòu)型龐大、在軌組裝和操控, 是一個典型的變結(jié)構(gòu)、變構(gòu)型、變參數(shù)組合體.在軌運行中液體晃動、柔性振動、航天員活動、帶載與空載機(jī)械臂的大范圍運動等多種擾動, 同時艙段擴(kuò)展、大型實驗載荷增減等任務(wù), 使組合體呈現(xiàn)時變的動力學(xué)特性, 其動力學(xué)與控制存在強(qiáng)耦合. 因此,為準(zhǔn)確獲取在軌精確控制模型, 大型變結(jié)構(gòu)組合體建模、辨識和振動抑制是這類大型空間飛行器總體和控制系統(tǒng)設(shè)計必須要解決的關(guān)鍵問題.
要解決這類大型變結(jié)構(gòu)組合體建模、辨識和振動抑制問題, 需要重點開展大型變結(jié)構(gòu)組合體動力學(xué)建模與分析方法、柔性多體動力學(xué)建模方法、變結(jié)構(gòu)組合體動力學(xué)模型參數(shù)在軌辨識方法、大型柔性附件振動抑制方法等研究.
(ⅲ) 氣動彈性與氣動伺服彈性結(jié)構(gòu)耦合動力學(xué)問題. 可重復(fù)使用運載器和臨近空間高超聲速飛行器, 由于經(jīng)歷不同的空域與速域, 且在大氣層中長時間飛行, 因此總體設(shè)計一般采用細(xì)長體或翼身融合體氣動布局, 并廣泛運用輕質(zhì)材料與大型薄壁結(jié)構(gòu),同時控制舵面多, 從而帶來一系列氣動彈性與氣動伺服彈性問題. 尤其由于剛?cè)狁詈蠁栴}突出, 其氣動加熱環(huán)境下的氣動彈性與氣動伺服彈性結(jié)構(gòu)耦合動力學(xué)問題更為復(fù)雜, 已成為這類新型航天器總體設(shè)計和控制系統(tǒng)設(shè)計不可逾越的關(guān)鍵問題. 要解決這類氣動彈性與氣動伺服彈性結(jié)構(gòu)耦合動力學(xué)問題, 需要重點開展高超聲速非定常氣動力計算理論與計算方法、熱氣動彈性和氣動熱伺服彈性的機(jī)理和建模方法、結(jié)構(gòu)靜/動態(tài)特性對飛行器性能的影響分析等研究.
(ⅳ) 微振動性能分析與抑制問題. 大型空間飛行器由于活動部件多、姿態(tài)穩(wěn)定度和指向精度要求高, 對其產(chǎn)生一系列幅值較小、頻率較高的微振動成為總體設(shè)計中一項關(guān)鍵性的影響因素. 雖然國內(nèi)外已經(jīng)在反作用輪、熱致微振動等方面開展多項研究,但由于微振動屬于典型的力學(xué)交叉學(xué)科問題, 其響應(yīng)分析與抑制研究極具創(chuàng)新性和挑戰(zhàn)性, 目前仍是國內(nèi)外研究的熱點問題之一.
要解決這類微振動性能評估與抑制問題, 需要重點開展微振動源的產(chǎn)生及傳遞機(jī)理、微振動耦合動力學(xué)模型、微振動響應(yīng)測量方法和微振動抑制方法等研究.
3 結(jié)束語
綜上所述, 當(dāng)前及未來功能性更強(qiáng)、復(fù)雜性更高、個性化更突出的新型航天器, 具有結(jié)構(gòu)大型化、構(gòu)形復(fù)雜化、服役環(huán)境極端化、多因素耦合化等標(biāo)志性的特點. 但由于現(xiàn)有力學(xué)手段的局限性和模擬真實環(huán)境的困難, 對力學(xué)學(xué)科解決工程問題提出新的挑戰(zhàn). 這些挑戰(zhàn)性問題既有要解決的機(jī)理問題、方法問題, 也有要解決的工程應(yīng)用問題. 因此, 需要將新型航天器工程方面的需求與力學(xué)學(xué)科的發(fā)展緊密聯(lián)系起來, 實現(xiàn)工程與科學(xué)的相互結(jié)合、相互促進(jìn), 從而給航天工程提供理論支持, 提升采用力學(xué)基礎(chǔ)知識解決工程問題的能力.
為促進(jìn)航天科技與力學(xué)學(xué)科的發(fā)展, 建議: (1)充分發(fā)揮各工程單位、科研院所與高校的協(xié)同創(chuàng)新作用, 形成以工程需求為牽引、力學(xué)作為基礎(chǔ)支持的相互支撐發(fā)展模式, 注重創(chuàng)新性研究, 尤其重視地面試驗與模擬試驗、自主性分析軟件的開發(fā)與使用問題.(2) 重點結(jié)合重大專項計劃, 針對工程關(guān)鍵技術(shù)問題、基礎(chǔ)性問題, 開展相關(guān)航天工程相關(guān)力學(xué)學(xué)科關(guān)鍵技術(shù)的研究與攻關(guān), 并對于力學(xué)多學(xué)科耦合交叉問題給予重點關(guān)注, 以提升我國新型航天器的研制水平和創(chuàng)新能力. (3) 加強(qiáng)國內(nèi)外交流和人才培養(yǎng),提升航天工程人才隊伍水平和解決航天器工程力學(xué)問題的能力.
本文是在香山科學(xué)會議第508 次學(xué)術(shù)討論會“新型航天器中的力學(xué)問題”的大會主題評述報告基礎(chǔ)上編寫完成. 需要說明的是, 新型航天器中的力學(xué)問題其實有很多, 且由于新型航天器的發(fā)展將呈現(xiàn)更多的樣式和復(fù)雜性, 因此帶來的挑戰(zhàn)性力學(xué)問題也將日趨復(fù)雜和多樣, 需要持續(xù)不斷加強(qiáng)對其研制難點的分析和力學(xué)問題的認(rèn)知. 本文提到的問題, 只是從工程實際需求出發(fā)梳理出的需要解決的最關(guān)鍵的“攔路虎”.更詳細(xì)的問題和分析, 留給中心議題和專題去描述.同時, 鑒于本人的認(rèn)知, 文中所述僅代表作者個人觀點, 肯定存在不全面和不當(dāng)之處, 歡迎批評指正.
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