探月飛行器構(gòu)型復雜的復合材料結(jié)構(gòu)的分析方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]本發(fā)明涉及探月飛行器領(lǐng)域，尤其涉及一種探月飛行器構(gòu)型復雜的復合材料結(jié)構(gòu)的分析方法。
【背景技術(shù)】
[0002]飛行器(flightvehicle)是由人類制造、能飛離地面、在空間飛行并由人來控制的在大氣層內(nèi)或大氣層外空間(太空)飛行的器械飛行物。
[0003]承力球冠采用“穹頂式”結(jié)構(gòu)形式，承受較大的集中載荷，與其它相鄰結(jié)構(gòu)連接復雜，為由碳纖維復合材料預(yù)浸料整體鋪設(shè)而成的復合材料結(jié)構(gòu)，現(xiàn)有技術(shù)中缺乏對這種探月飛行器構(gòu)型復雜的復合材料結(jié)構(gòu)進行分析的方法。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0004]為了解決以上的技術(shù)問題，本發(fā)明提供了一種探月飛行器構(gòu)型復雜的復合材料結(jié)構(gòu)的分析方法，包括如下步驟:
[0005]S1:建立整體推進儀器艙結(jié)構(gòu)的有限元模型，該有限元模型包括承力球冠、筒段、安裝倒錐、十字隔板以及設(shè)于所述承力球冠上的貯箱，其結(jié)構(gòu)與實際的推進儀器艙體整體的結(jié)構(gòu)相匹配；
[0006]S2:定義各結(jié)構(gòu)部件的材料，對結(jié)構(gòu)中的復合材料進行建模；
[0007]S3:設(shè)置預(yù)設(shè)載荷工況并提交進行運算，然后:
[0008]輸出承力球冠的應(yīng)力應(yīng)變結(jié)果，進入步驟S4;
[0009]輸出承力球冠的位移結(jié)果，進入步驟S5;
[0010]S4:利用所述應(yīng)力應(yīng)變結(jié)果對強度進行分析，查看其是否滿足設(shè)計要求；
[0011 ] S5:利用所述位移結(jié)果為邊界條件，對承力球冠穩(wěn)定性進行分析，查看其是否滿足設(shè)計要求；
[0012]完成步驟S4和S5后，若均滿足設(shè)計要求，則進入步驟S6;
[0013]S6:針對承力球冠在整體推進儀器艙結(jié)構(gòu)中的傳力及承載，進行整體結(jié)構(gòu)實際載荷工況的試驗驗證；
[0014]S7:針對單獨承力球冠進行靜力試驗驗證。
[0015]可選的，在所述步驟S1中，在建立貯箱的有限元模型時，將其簡化為質(zhì)量單元，并采用MPC多點約束單元與承力球冠的開口邊框相連。
[0016]可選的，在所述步驟S1中，在建立有限元模型時，所述承力球冠通過MPC多點約束單元與十字隔板以及筒段連接。
[0017]可選的，所述承力球冠為由碳纖維復合材料預(yù)浸料整體鋪設(shè)而成的層合板結(jié)構(gòu)，在所述步驟S2中，在定義所述承力球冠的模型材料時，先分別定義每種單層材料的屬性，然后通過設(shè)置鋪層起始點、鋪層厚度、鋪層角來對其層合板復合材料進行建模。
[0018]可選的，在所述步驟S4中，采用Tsa1-Wu失效準則作為強度分析的依據(jù)。
[0019]可選的，在所述步驟S5中，采用子模型方法，以所述整體推進儀器艙結(jié)構(gòu)模型中承力球冠與筒段、十字隔板、安裝倒錐及貯箱法蘭口相連處的位移結(jié)果為邊界條件，進行承力球冠的特征值屈曲分析，得到承力球冠的穩(wěn)定性分析結(jié)果。
[0020]可選的，所述步驟S6進一步包括:
[0021 ] S61:得到整體推進儀器艙結(jié)構(gòu)模型，將所述承力球冠以實際連接情況與所述十字隔板、倒錐及筒段連接;模擬實際載荷工況進行筒段、倒錐以及承力球冠與貯箱連接處的載荷設(shè)置，并提交進行運算和分析；
[0022]S62:針對包含承力球冠、筒段、倒錐、十字隔板的整體結(jié)構(gòu)，在筒段前端、倒錐前端以及承力球冠與貯箱連接處，通過試驗加載工裝施加載荷，完成靜力試驗驗證。
[0023]
[0024]可選的，所述步驟S7進一步包括:
[0025]S71:得到單獨承力球冠模型，將其與筒段的后端框連接，在承力球冠與貯箱連接處施加載荷，并提交進行運算和分析；
[0026]S72:將承力球冠與模擬筒段后端框工裝連接，通過試驗加載工裝在承力球冠與貯箱連接處施加載荷，完成靜力試驗驗證。
[0027]
[0028]本發(fā)明的強度分析方法針對復雜構(gòu)型的內(nèi)部某個主承力結(jié)構(gòu)進行有限元強度分析，首先通過建立整體推進儀器艙有限元模型，明確主承力球冠與相鄰結(jié)構(gòu)的傳力關(guān)系及大小，并得出在整體結(jié)構(gòu)實際設(shè)計載荷工況中的應(yīng)力應(yīng)變及位移結(jié)果，以Tsa1-Wu失效準則判斷是否滿足應(yīng)力強度設(shè)計要求，采用子模型法確定穩(wěn)定性是否滿足設(shè)計要求。
[0029]通過整體推進儀器艙結(jié)構(gòu)中承力球冠和單一承力球冠的有限元仿真分析結(jié)果，策劃整體推進儀器艙結(jié)構(gòu)靜力試驗和單獨承力球冠靜力試驗方案，并分別進行了整體結(jié)構(gòu)試驗和單獨承力球冠試驗驗證，與仿真分析進行比對，進行進一步驗證。由此，大大簡化了不同工藝制備的承力球冠試驗，降低了試驗成本。.
[0030]可見，本發(fā)明的目的是為了解決復雜構(gòu)型的復合材料結(jié)構(gòu)強度分析問題，及如何簡化試驗驗證，最終本發(fā)明提供一種強度分析方法和一個簡化試驗驗證方法。
【附圖說明】
[0031 ]圖1是本發(fā)明一實施例中承力球冠所在艙段的整體結(jié)構(gòu)示意圖；
[0032]圖中，1-十字隔板;2-筒段;3-儀器圓盤;4-承力球冠;5-倒錐；
[0033]圖2是本發(fā)明一實施例中承力球冠結(jié)構(gòu)示意圖；
[0034]圖3是本發(fā)明一實施例中含承力球冠的整體結(jié)構(gòu)有限元模型；
[0035]圖4是本發(fā)明一實施例中單獨承力球冠的有限元模型；
[0036]圖5是本發(fā)明一實施例中承力球冠Tsa1-mi失效準則強度裕度的示意圖；
[0037]圖6是本發(fā)明一實施例中承力球冠TsaiWu失效準則強度失效指數(shù)云圖；
[0038]圖7是本發(fā)明一實施例中整體結(jié)構(gòu)位移云圖；
[0039]圖8是本發(fā)明一實施例中承力球冠在整體結(jié)構(gòu)仿真結(jié)果中的位移云圖；
[0040]圖9是本發(fā)明一實施例中承力球冠失穩(wěn)模式；
[0041 ]圖10是本發(fā)明一實施例中整體推進儀器艙結(jié)構(gòu)靜力試驗加載示意圖；
[0042]圖11是本發(fā)明一實施例中單獨承力球冠靜力試驗加載示意圖。
【具體實施方式】
[0043]以下將結(jié)合圖1至圖11對本發(fā)明提供的探月飛行器構(gòu)型復雜的復合材料結(jié)構(gòu)的分析方法進行詳細的闡述，其為本發(fā)明可選實施例，可以認為，本領(lǐng)域技術(shù)人員在不改變本發(fā)明精神和內(nèi)容的范圍內(nèi)對其進行修改和潤色。
[0044]本發(fā)明提供了一種探月飛行器構(gòu)型復雜的復合材料結(jié)構(gòu)的分析方法，包括如下步驟:
[0045]S1:建立整體推進儀器艙結(jié)構(gòu)的有限元模型，該有限元模型包括承力球冠4、筒段
2、安裝倒錐5、十字隔板1以及設(shè)于所述承力球冠上的貯箱，其結(jié)構(gòu)與實際的推進儀器艙整體結(jié)構(gòu)相匹配；
[0046]在本發(fā)明可選的實施例中，在所述步驟S1中，在建立貯箱的有限元模型時，將其簡化為質(zhì)量單元，并采用MPC多點約束單元與承力球冠的開口邊框相連?？蛇x的，在所述步驟S1中，在建立有限元模型時，所述承力球冠通過MPC多點約束單元與十字隔板以及筒段連接，所述承力球冠采用層合板殼材料。
[0047]換言之，模型包括承力球冠4、筒段2、安裝倒錐5、十字隔板等;將承力球冠上的4個貯箱均簡化為質(zhì)量單元，采用MPC多點約束單元模擬連接螺栓與承力球冠開口邊框相連;承力球冠與十字隔板以及筒段后端框處的連接螺栓均建立MPC多點約束單元;承力球冠采用層合板殼單元；
[0048]S2:定義各結(jié)構(gòu)部件的材料，然后依據(jù)該材料進行建模；
[0049]在本發(fā)明可選的實施例中，在所述步驟S2中，在定義所述承力球冠的材料模型時，先分別定義每種單層材料的屬性，然后通過設(shè)置鋪層起始點、鋪層厚度、鋪層角來對其復合材料進行建模。換言之，在承力球冠材料定義中，首先分別定義每種單層材料的屬性，然后通過設(shè)置鋪層起始點、鋪層厚度、鋪層角來對球冠復合材料進行建模，鋪層定義方法與實際生產(chǎn)過程保持一致，從而保證分析的準確性；
[0050]S3:設(shè)置預(yù)設(shè)載荷工況并提交進行運算，然后[0051 ]輸出承力球冠的應(yīng)力應(yīng)變結(jié)果，進入步驟S4;
[0052]輸出承力球冠的位移結(jié)果，進入步驟S5;
[0053]輸出MPC多點約束單元處的3個方向的力，判斷出承力球冠在與貯箱法蘭和與筒段后端框相連處的MPC的力較大。
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