利用变截面杆结构的火工冲击隔离方法

摘要

本发明公开了一种利用变截面杆结构的火工冲击隔离方法，包括根据星箭分离的冲击问题，得到相应的实际冲击响应大小以及许用冲击响应大小；根据应力波理论推导变截面杆的应力波透射率计算模型；根据应力波透射率计算模型与冲击要求，对星箭接口的几何模型集合进行改进；对改进后的几何模型进行有限元分析，随后进行试验，有限元分析指导试验的进行，并对试验进行补充，试验验证分析结果，有限元分析与试验共同得出的结论可验证改进后的几何模型是否满足冲击要求。本发明减小应力波透射率，使大部分应力波在截面处反射，实现火攻冲击的有效隔离与抑制，改进传统的星箭连接方法。

说明书

技术领域

本发明属于火工冲击设备或装置技术领域，具体涉及到一种利用变截面杆结构的火工冲击隔离方法。

背景技术

航天工程实践中，航天器的星箭分离解锁过程中采用了大量的火工分离装置(如分离螺母、爆炸螺栓、包带等)。这些火工装置解锁时伴随着高频、高量级、高g值加速度的严酷力学环境，这一力学过程在工程中成为火工冲击。火工冲击会破坏分离装置周围对高频冲击敏感的微机械和硬件，甚至造成灾难性的飞行事故。Moening的研究指出，在1963年至1985年间发生的85次飞行故障中，74％被证实是火工冲击引起。因此为了保证发射任务的可靠性，自1960年以来，国家航空航天管理局(NASA)、欧洲航天局(ESA)、桑迪亚国家实验室(SNL)和美国军方(USM)进行了多项研究，将火工冲击力学环境测试试验列为航天器飞行之前必备的验收试验，并开发了一系列关于火工冲击的标准、测试方法和软件。

已发表的关于火工冲击的文献主要集中在不同火工装置的建模和实验上，关于冲击隔离的报告相对较少。NASA在20世纪70年代早期提出，橡胶/硅橡胶垫等阻尼元件可以用于冲击隔离，但是航空航天中特殊的物理环境，高温和强紫外线导致传统的橡胶或硅树脂阻尼元件存在快速老化的问题。随着金属橡胶和形状记忆合金等新型阻尼材料的发展，这一问题得到了缓解，并在振动和冲击控制领域得到了广泛的应用。然而，这些冲击隔离的引入将不可避免地降低航天器与火箭之间的连接刚度。这种刚度效应将改变航天器的模态和气动性能。因此，阻尼元件在实际工程中的应用受到很大限制。事实上，根据应力波理论，可以利用一些典型的几何变化来隔离振动。近年来的研究表明，在机械工业中广泛使用且易于制造的阶梯杆对应力波的传播有一定的影响。Gan等人最近的研究表明变截面杆可以阻断应力波，在一定频带范围内过滤冲击响应。本文对选择冲击隔离方法提出了建议。

现有的冲击隔离方法大都是利用改变星箭连接部位的结构与材料，以增重/修改设计为代价，实现有限的冲击衰减。现有的冲击隔离方法包含柔性吸能法和刚性隔离法，主要基于阻尼耗散原理和应力波理论，该方法依据工程师的设计经验，通过修改星箭连接界面结构、材料，结合冲击试验进行冲击响应的隔离与控制。该技术方法成本很高、试验周期较长，只能定性指导设计方案而不能实现定量化设计，未必能得到理想的结果。此外现有的冲击隔离技术还存在减小刚度、增加重量等不足，不能满足新一代飞行器的设计需求。

发明内容

本发明所要解决的技术问题在于克服上述现有技术的缺点，提供一种在保证刚度的同时减小飞行器重量，降低发射成本的利用变截面杆结构的火工冲击隔离方法。

解决上述技术问题所采用的技术方案是：利用变截面杆结构的火工冲击隔离方法包括以下步骤：

(1)根据星箭分离的实际冲击响应大小超出许用冲击响应大小的冲击隔离问题，得到相应的实际冲击响应大小以及许用冲击响应大小；

(2)根据应力波理论推算出变截面杆的应力波透射率计算模型；

(3)根据变截面杆的应力波透射率计算模型与冲击要求，得出单级杆的应力波透射率计算模型和颈缩杆的应力波透射率计算模型，对星箭接口的几何模型集合进行改进；

(4)对改进后的几何模型进行有限元分析，随后进行试验，有限元分析指导试验的进行，并对试验进行补充，试验验证有限元分析结果，有限元分析与试验共同得出的结论可验证改进后的几何模型是否满足冲击要求，若满足，则得到改进后的几何模型，设计结束；若不满足，则重新提出或改进模型参数修正建议，重复以上步骤，直到满足冲击要求为止。

本发明的步骤(3)中变截面杆的应力波透射率计算模型为计算变截面杆的应力波透射率、反射率；所述的单级杆的应力波透射率计算模型为：计算单级杆的应力波透射率、反射率；所述的颈缩杆的应力波透射率计算模型为：计算颈缩杆的应力波透射率、反射率。

本发明的计算单级杆的应力波透射率、反射率，颈缩杆的应力波透射率、反射率包括以下步骤：

S1、变截面杆的应力波透射率R

式中，A

S2、当公式(1)中密度ρ

式中，R

S3、当公式(2)中R

公式(4)化简后可得公式(5)为：

本发明的步骤S2中的R

本发明的步骤S3中R'

本发明采用了对变截面杆结构进行飞行器冲击隔离，通过变截面杆的截面积变化、材料变化对应力波透射率的影响，减小应力波透射率，使大部分应力波在截面处反射，实现火攻冲击的有效隔离与抑制，改进传统的星箭连接方法，在保证刚度的同时减小飞行器重量，降低发射成本。

附图说明

图1是本发明一个实施例的系统流程框图。

图2是单级杆、颈缩杆横截面积比与应力波透射率的关系折线图。

图3是基于颈缩杆指导下建立的缓冲孔结构几何模型。

图4是基于颈缩杆指导下建立的过渡段结构几何模型。

图5是基于颈缩杆指导下建立的缓冲孔结构有限元模型。

图6是基于颈缩杆指导下建立的过渡段结构有限元模型。

图7是缓冲孔的有限元分析的试验结果分析图。

图8是过渡段的有限元分析的试验结果分析图。

具体实施方式

为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本发明进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。

如图1所示，本实施例的利用变截面杆结构的火工冲击隔离方法，包括以下步骤：

(1)根据星箭分离的实际冲击响应大小超出许用冲击响应大小的冲击隔离问题，得到相应的实际冲击响应大小以及许用冲击响应大小；

(2)根据应力波理论推算出变截面杆的应力波透射率计算模型；变截面杆的应力波透射率计算模型为计算变截面杆的应力波透射率、反射率；单级杆的应力波透射率计算模型为：计算单级杆的应力波透射率、反射率；颈缩杆的应力波透射率计算模型为：计算颈缩杆的应力波透射率、反射率。

计算单级杆的应力波透射率、反射率，颈缩杆的应力波透射率、反射率包括以下步骤：

S1、变截面杆的应力波透射率R

式中，A

S2、当公式(1)中密度ρ

式中，R

如图2所示，当1

当公式(2)中R

公式(4)化简后可得公式(5)为：

如图2所示，当1

(3)如图3-4所示，根据变截面杆的应力波透射率计算模型与冲击要求，得出单级杆的应力波透射率计算模型和颈缩杆的应力波透射率计算模型，基于颈缩杆指导下建立缓冲孔结构几何模型，基于颈缩杆指导下建立过渡段结构几何模型，对星箭接口的几何模型集合进行改进；

(4)如图5-6所示，对改进后的几何模型进行有限元分析，颈缩杆的有限元模型是基于颈缩杆理论指导建立缓冲孔结构有限元模型，颈缩杆的有限元模型为基于颈缩杆理论指导建立过渡段结构有限元模型，随后进行试验，有限元分析指导试验的进行，并对试验进行补充，试验验证分析结果，有限元分析与试验共同得出的结论可验证改进后的几何模型是否满足冲击要求，若满足，则得到改进后的几何模型，设计结束；若不满足，则重新提出或改进模型参数修正建议，重复以上步骤，直到满足冲击要求为止。

有限元分析结果和实验结果由冲击响应谱(ShockResponse Spectrum，SRS)表示。

如图7所示，缓冲孔的有限元分析试验结果为：

基于颈缩杆理论指导建立的缓冲孔的有限元分析结果和试验结果如下：对火箭侧测点G1、航天器侧近场测点G2、航天器侧远场测点G3分别进行试验，在100～10000Hz的宽频率范围内，冲击响应随着应力波的传递路径，在单级杆的结构的影响下逐步减小。

如图8所示，过渡段的有限元分析试验结果为：

基于颈缩杆理论指导建立过渡段的有限元分析结果和试验结果如下：对火箭侧测点G

单级杆和颈缩杆两种冲击隔离机构能够有效地减小应力波透射，降低冲击响应，实现系统级冲击隔离。当火工冲击问题较为严重时，采用类似过渡段缓冲结构以实现冲击大幅度的衰减。当冲击力学环境要求不高时，采用缓冲孔结构。

以上所述，仅为本发明的较佳实施例而已，并非用于限定本发明的保护范围。