CN105468822B - 一种火箭助推分离冲击载荷确定方法 - Google Patents
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Abstract
本发明涉及一种火箭助推分离冲击载荷确定方法，属于火箭强度设计技术领域，主要涉及到运载火箭和液体导弹的助推分离阶段冲击载荷的确定方法。本发明的方法分两次建立火箭有限元模型，用以分析助推分离前后构型的变化，第一次的助推分离前有限元模型用以提取捆绑连接部段载荷，第二次的助推分离后有限元模型用以确定冲击载荷；本发明的方法通过对助推分离前的有限元模型分析，得到捆绑连接部段载荷包含了由发动机推力引起的载荷动态项，与传统使用的阶跃信号相比较更加真实；本发明的方法通过对第一次得到的捆绑连接载荷进行分离后的置零，模拟助推分离后的捆绑载荷值，使第二次的模型与外力均与实际状态符合。
Description
技术领域
本发明涉及一种火箭助推分离冲击载荷确定方法，属于火箭强度设计技术领域，主要涉及到运载火箭和液体导弹的助推分离阶段冲击载荷的确定方法。
背景技术
在芯级的周围对称性捆绑若干助推器的火箭为捆绑式火箭，捆绑助推器是提高运载能力的有效手段。助推器在推进剂消耗殆尽后需要关机并与芯级进行分离，以提高火箭的推进效率。
发动机开、关机与助推器分离过程将在火箭部段上产生纵向冲击载荷，部段强度设计需要在静载荷的基础上叠加考虑动态冲击载荷的影响，否则实际飞行中将无法满足强度要求。
与发动机开、关机的冲击载荷确定方式不同，助推分离过程涉及到结构构型的变化，需要采用分离前提取捆绑连接载荷，然后施加到分离后的模型中。传统确定助推分离冲击载荷方法中将捆绑连接载荷选取为阶跃信号，即在分离前为额定数值、分离后为零状态，相当于忽略了捆绑连接载荷的动态变化值，实际上这种载荷动态项也会对部段强度设计有一定影响，随着发动机推力的增大，载荷动态项的决定作用就越来越突出，用传统方法得到的冲击载荷进行强度设计已经无法满足要求。
发明内容
本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提出一种火箭助推分离冲击载荷确定方法。
本发明的技术解决方案是：
一种火箭助推分离冲击载荷确定方法，该方法的步骤为：
(1)建立助推分离前的火箭有限元模型；
(2)通过发动机点火试验获取芯级发动机的平稳推力曲线，以及助推发动机的关机推力曲线；
(3)对芯级施加芯级发动机的平稳推力，对助推器施加助推发动机的关机推力，对助推关机过程进行第一次瞬态响应分析，得到助推器与芯级捆绑连接段的时域载荷，所述的芯级发动机的平稳推力根据步骤(2)中得到的芯级发动机的平稳推力曲线得到，所述的关机推力根据步骤(2)中得到的助推发动机的关机推力曲线得到；
(4)建立助推分离后的火箭有限元模型；
(5)对第一次瞬态响应分析的捆绑连接段的时域载荷进行处理，即将助推器分离时刻后载荷均置为零；
(6)将助推分离后的火箭有限元模型芯级施加芯级发动机的平稳推力，将捆绑连接位置施加步骤(5)处理后的捆绑连接段载荷，进行第二次瞬态响应分析；
(7)对第二次瞬态响应分析结果的各部段载荷进行提取，得到助推分离工况的冲击载荷；
(8)根据步骤(7)得到的各部段的冲击载荷对火箭各部段的强度进行指导设计。
有益效果
(1)本发明的方法分两次建立火箭有限元模型，用以分析助推分离前后构型的变化，第一次的助推分离前有限元模型用以提取捆绑连接部段载荷，第二次的助推分离后有限元模型用以确定冲击载荷；
(2)本发明的方法通过对助推分离前的有限元模型分析，得到的捆绑连接部段载荷包含了由发动机推力引起的载荷动态项，与传统方法使用的阶跃信号相比较更加真实；
(3)本发明的方法通过对第一次得到的捆绑连接载荷进行分离后的置零，模拟助推分离后的捆绑载荷值，使第二次的模型与外力均与实际状态更加符合。
附图说明
图1为助推分离工况冲击载荷确定方法示意图；
图2为助推分离前的火箭有限元模型；
图3为助推分离后的火箭有限元模型；
图4为芯级发动机平稳推力曲线与助推发动机关机推力曲线；
图5为助推器与芯级捆绑连接段载荷时间历程；
图6为经过置零处理后的捆绑连接载荷时间历程；
图7为芯二级氧箱前短壳冲击载荷时间历程。
具体实施方式
利用火箭的有限元模型、发动机关机曲线以及关机过程的时序，确定火箭助推分离过程中的冲击载荷。通过两次有限元模型的瞬态响应分析，得到助推分离时的冲击载荷。第一次确定助推分离前有限元模型的助推器关机过程瞬态响应，意在于得到捆绑连接部段的载荷；第二次确定助推分离后有限元模型的助推分离过程瞬态响应，捆绑连接部段的载荷在助推分离前即为第一次得到的时域值，在助推分离后即为零，第二次得到的火箭部段冲击载荷即为助推分离工况的冲击载荷。通过精细化的火箭有限元模型，采取分离前与分离后分别建立模型的方法，得到了助推器分离工况下的冲击载荷，并已成功的应用于运载火箭的助推分离冲击载荷确定中，可真实的反映助推分离过程，准确的捕捉冲击载荷的极值。
实施例
以捆绑式火箭为例，助推分离冲击载荷的确定方法示意图如图1，具体过程如下：
(1)建立助推分离前的该型号的火箭有限元模型，芯级自前至后包括整流罩、仪器舱、二级燃烧剂贮箱、箱间段、二级氧化剂贮箱、级间段、一级贮箱，助推器包括头锥、氧化剂贮箱、箱间段、燃烧剂贮箱，助推器前后分别通过捆绑连杆与芯级相连，如图2所示；
(2)通过发动机点火试验获取芯级发动机的平稳推力曲线，以及助推发动机的关机推力曲线，归一化示意图如图4所示；
(3)对芯级施加芯级发动机的平稳推力，对助推器施加助推发动机的关机推力，用Nastran软件对助推关机过程进行第一次瞬态响应分析，得到助推器与芯级捆绑连接段的时域载荷，归一化示意图如图5所示；
(4)建立助推分离后的火箭有限元模型如图3所示，与图1相比去掉了四个助推器与捆绑连杆；
(5)对第一次瞬态响应分析的捆绑连接段的时域载荷进行处理，即将助推器分离时刻后载荷均置为零，如图6所示，即将图5中1.6s后数据置零；
(6)将助推分离后的火箭有限元模型芯级施加芯级发动机的平稳推力，将捆绑连接位置施加步骤(5)处理后的捆绑连接段的时域载荷，用Nastran进行第二次瞬态响应分析；
(7)对第二次瞬态响应分析结果的各部段载荷进行提取，得到助推分离工况的冲击载荷，其中芯二级氧箱前短壳冲击载荷，归一化示意图如图7所示；
(8)根据步骤(7)得到的各部段的冲击载荷对火箭各部段的强度进行指导设计，已经成功应用于该型号的火箭的研制中。
Claims (1)
1.一种火箭助推分离冲击载荷确定方法，其特征在于该方法的步骤为：
(1)建立助推分离前的火箭有限元模型；
(2)通过发动机点火试验获取芯级发动机的平稳推力曲线，以及助推发动机的关机推力曲线；
(3)对芯级施加芯级发动机的平稳推力，对助推器施加助推发动机的关机推力，对助推关机过程进行第一次瞬态响应分析，得到助推器与芯级捆绑连接段的时域载荷，所述的芯级发动机的平稳推力根据步骤(2)中得到的芯级发动机的平稳推力曲线得到，所述的关机推力根据步骤(2)中得到的助推发动机的关机推力曲线得到；
(4)建立助推分离后的火箭有限元模型；
(5)对第一次瞬态响应分析的捆绑连接段的时域载荷进行处理，即将助推器分离时刻后载荷均置为零；
(6)将助推分离后的火箭有限元模型芯级施加芯级发动机的平稳推力，将捆绑连接位置施加步骤(5)处理后的捆绑连接段的时域载荷，进行第二次瞬态响应分析；
(7)对第二次瞬态响应分析结果的各部段载荷进行提取，得到助推分离工况的冲击载荷；
所述的步骤(1)中助推分离前的火箭有限元模型，芯级自前至后包括整流罩、仪器舱、二级燃烧剂贮箱、箱间段、二级氧化剂贮箱、级间段、一级贮箱，助推器包括头锥、氧化剂贮箱、箱间段、燃烧剂贮箱，助推器前后分别通过捆绑连杆与芯级相连；
所述的步骤(4)中助推分离后的火箭有限元模型，与助推分离前的火箭有限元模型相比去掉了四个助推器与捆绑连杆。
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