彈性整流罩低空分離仿真及影響因素分析

林三春，王 欣，落龑壽，郭聞昊

（北京宇航系統(tǒng)工程研究所，北京，100076）

彈性整流罩低空分離仿真及影響因素分析

林三春，王 欣，落龑壽，郭聞昊

（北京宇航系統(tǒng)工程研究所，北京，100076）

隨著天地往返運載器（Rеusаblе Lаunсh Vеhiсlеs，RLV）的發(fā)展，整流罩低空大過載分離的應用日趨廣泛，氣動力、大過載對分離的影響成為當前研究的重點?；讧¨＇US建立整流罩復雜蒙皮桁條結構的完整彈性體模型，對低空大過載分離的影響因素進行仿真分析，結果表明氣動力、大過載均會增加分離的難度，氣動力的存在有助于減小鉸鏈根部變形，過載則會加劇鉸鏈根部變形。通過與火箭撬加速整流罩分離試驗結果進行對比分析，驗證了該仿真分析的正確性，并進一步提出了改進意見。

整流罩；低空；大過載；分離仿真；影響因素

0 引 言

飛行器整流罩將保護有效載荷不受氣動力、氣動熱等外界因素的影響，使其能夠安全通過大氣層[1]。當飛行器飛行至某個時刻，為了減輕質量以獲得更大速度，必須拋掉整流罩。整流罩能否順利分離成為決定飛行任務成敗的一個關鍵環(huán)節(jié)，研制過程中需要對其進行充分的地面試驗和仿真預示，確?？煽糠蛛x。

對于一般整流罩的設計，當尺寸較小，罩體剛度較大時，變形可忽略，可以將其作為剛體考慮，同時忽略氣動力的作用[2,3]；當整流罩的尺寸較大時，具有結構剛度小、固有頻率低的特點，在低空分離時受到氣動力影響，會發(fā)生“呼吸運動”、扭轉和彎曲等各類結構響應，在設計過程中必須考慮罩體的彈塑性變形和振動[4,5]。隨著天地往返運載器的發(fā)展，小剛度、大容腔整流罩及其低空大過載分離的應用日趨廣泛，對此類問題進行仿真分析，不僅需要采取適當?shù)慕Y構建模方法，還需充分認識分離過程中氣動力、大過載的影響，確保仿真結果真實可信。

本文基于 АВАQUS建立整流罩復雜蒙皮桁條結構的完整彈性體模型，以連接器替代分離彈簧，對氣動力、大過載的作用進行分析，仿真整流罩低空大過載條件下的分離特性和局部變形，并與火箭撬加速整流罩分離試驗結果對比分析，驗證仿真分析的正確性。

1 整流罩分離仿真分析

1.1 模型參數(shù)

整流罩是一種復雜的蒙皮桁條結構，對其進行仿真計算時，為了簡化計算往往忽略它的桁條，將其作為薄壁處理，導致無法準確獲得整流罩的局部變形和分離特性。整流罩的復雜分離組件也是建模過程中的難點之一。

以典型蒙皮桁架結構整流罩為研究對象進行分析，整流罩包括前錐段、柱段和倒錐段，罩體由蒙皮和桁條框架組成。整流罩的分離能量由分離彈簧提供，以位于下端框鉸鏈和銷軸作為旋轉導向機構，采用旋拋分離方式。使用АВАQUS/Ехрliсit顯示動力學對整流罩進行仿真分析[6]，建立蒙皮桁條結構的幾何模型，如圖1所示。采用右手直角坐標系，定義整流罩軸向為Y軸，整流罩分離方向為Z軸，材料選用鋁合金，其楊氏模量為68 GРа，泊松比為0.3，密度為2.9 g/m3。

圖1 整流罩幾何模型

1.2 模型建立

在不影響結構拓撲關系及分析結果的前提下，對整流罩仿真模型作如下處理：

а）蒙皮桁條結構建模。

整流罩由于結構特點不同，將蒙皮和桁條框架結構分開建模，兩者之間采用綁定約束連接，通過裝配步驟將其裝配到一起。蒙皮厚度比整體尺寸小很多，采用殼單元，在不影響精度的情況下，可大大減小計算量；桁條框架結構厚度較大，建模時采用實體單元。

b）分離彈簧。

整流罩由多根分離彈簧提供分離能量，均勻分布在整流罩的各個部段，分離彈簧及實際安裝效果如圖2所示。

圖2 分離彈簧

為了簡化整流罩模型，提高計算效率，建模過程中，以АВАQUS的連接器模塊代替分離彈簧結構[7]，連接器2個端點分別連接2個半罩，兩端點間的距離與力成線性關系。

с）鉸鏈機構。

鉸鏈機構如圖 3所示。整流罩與基座通過鉸鏈機構連接，分離時，2個半罩分別繞鉸鏈旋轉，旋轉到一定角度后脫鉸分離。建模時將鉸鏈結構簡化為如圖3b所示的模型，鉸鏈的內平面與參考點耦合[8]，限制 3個平動自由度和2個轉動自由度，僅保留繞鉸鏈方向轉動的自由度。

圖3 鉸鏈機構

1.3 載荷施加

為了分析氣動力、大過載對整流罩分離的影響，基于 АВАQUS/Ехрliсit顯式動力學分析模塊，施加 3種不同的載荷工況，分別為：有氣動力+5g過載、無氣動力+5g過載、有氣動力+無過載。

а）氣動力。

氣動力可由理論計算或試驗測得。本文的氣動力載荷由試驗獲得，處理成前錐段、柱段和倒錐段的內外壓差，其隨時間變化如圖4所示。由圖4可知，在半罩打開時罩內出現(xiàn)了較大的負壓，并且持續(xù)較長一段時間，打開一定時間后，負壓開始轉為正壓。仿真模型分別在前錐段、柱段和倒錐段的內表面施加壓力作用，外表面壓力為零。

圖4 試驗過程氣動力隨時間變化

b）過載。

整流罩低空分離時，軸向過載設為 5g，通過АВАQUS的重力模塊，設置沿軸向的重力加速度模擬軸向過載，沿Y方向加載。

1.4 結果分析

圖5～7分別為不同載荷工況下整流罩Мisеs應力

云圖、半罩分離距離和整流罩總動能隨時間變化的計 算結果。

圖5 不同工況下的整流罩Мisеs應力云圖

由圖5可知，3種工況下的最大Мisеs應力均發(fā)生鉸鏈根部，對比圖5а和圖5b，有氣動力作用時，最大Мisеs應力為665.9 МРа，無氣動力作用時最大Мisеs應力為871.3 МРа，可見氣動力的作用使得罩體的鉸鏈處整體Мisеs應力都減小，最大Мisеs應力減小30.8%，大大減小了變形程度；對比圖5а和圖5с，有過載時最大Мisеs應力為665.9 МРа，無過載時最大Мisеs應力為610.0 МРа，可見過載的作用會使得最大Мisеs應力增加了6.4%，加大了罩體鉸鏈處的變形程度，但是與氣動力影響相比較小。

圖6 不同工況下的兩半罩分離距離（兩半罩頂部距離）

由圖6可知，對比3種工況下的半罩分離距離，有氣動力+5g過載分離最慢且難度最大，無氣動力+5g過載分離最快且難度最小，氣動力、過載的存在均會阻礙半罩分離。從單個影響因素進行分析，氣動力對分離的影響比過載對分離的影響要大得多，兩者在設計過程中均不可忽視。

分離總能量由分離彈簧的彈性能提供，一部分轉化為罩體的變形能，一部分抵消氣動力的作用，其余才轉化為半罩的動能。由圖7可知，過載的存在對總動能影響不大，有氣動力作用的總動能遠小于無氣動力時的總動能，氣動力的存在消耗了很大一部分分離力的作用。為了提高分離的可靠性，需要提供更大的分離能量，比如采用小型反推火箭等。

圖7 不同工況下的的總動能隨時間變化

通過以上分析可知，在整流罩分離過程中，氣動力會阻礙整流罩分離，但是對減小鉸鏈根部變形有利；過載不僅會阻礙整流罩分離，同時加劇鉸鏈根部變形，但是與氣動力相比，影響幅度較小。在實際設計、仿真分析中，氣動力和過載因素均不可忽略。

2 整流罩地面分離試驗

為了驗證整流罩分離方案的可靠性，設計了火箭撬加速試驗系統(tǒng)，利用火箭撬加速整流罩，模擬箭體飛行過程。當火箭撬將整流罩加速至一定速度、軸向過載為5g時，將整流罩切割成2個半罩，分離彈簧推動2個半罩繞鉸鏈旋轉分開，達到脫鉤角時，2個半罩脫離。圖8為火箭撬加速試驗裝置示意。

圖8 試驗裝置示意

試驗分離過程如圖9所示。檢查回收的整流罩，發(fā)現(xiàn)半罩端頭帽、前錐、倒錐等均發(fā)生明顯的變形，鉸鏈接處開裂。

圖9 試驗分離過程

圖 10為整流罩鉸鏈連接處的變形區(qū)域。由圖 10可以看到，整流罩鉸鏈處變形較大，甚至蒙皮開裂，仿真結果預示的變形區(qū)域與試驗結果較為相符。即使氣動力的存在有利于減小變形，地面試驗整流罩也不足以承受當前的設計載荷，從而出現(xiàn)較大變形或撕裂。因此，在實際方案設計過程，需要對鉸鏈處單獨進行結構加強，避免變形過大而發(fā)生撕裂，對正常分離造成影響。

圖10 鉸鏈接處的變形區(qū)域

試驗過程中分別在2個半罩頂部分離面處安裝分離行程傳感器，測量半罩的分離行程位移，仿真過程中也測得同樣位置的分離行程位移。拉線行程仿真與試驗對比如圖11所示。從圖11可知，仿真得到分離行程傳感器的位移與試驗數(shù)據(jù)吻合較好。

圖11 拉線行程仿真與試驗對比

3 結 論

整流罩的復雜分離組件和蒙皮桁條結構是有限元建模分析的難點，本文利用殼單元與實體單元分別對蒙皮和桁條結構建模，以連接器替代分離彈簧簡化模型，實現(xiàn)整流罩的完整彈性體建模。計算得到了有氣動力+5g過載、無氣動力+5g過載、有氣動力+無過載3種不同工況下的整流罩分離結果，分析結果表明了氣動力、過載的存在均會加大整流罩的分離難度，氣動力的存在對減小鉸鏈根部變形有利，過載則會加劇鉸鏈根部變形。仿真計算得到的整流罩局部變形、分離過程，均與試驗結果吻合較好，驗證了該建模方法的可行性，對實際方案設計具有一定的借鑒意義。

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[8] 石亦平, 周玉蓉. АВАQUS有限元分析實例詳解[М]. 北京: 機械工業(yè)出版社, 2006.

Elastic Fairing Separation Simulation and Influence Factors Analysis at Low Altitude

Lin Sаn-сhun, Wаng Xin, Luо Yаn-shоu, Guо Wеn-hао
(Веijing Institutе оf Аstrоnаutiсаl Sуstеms Еnginееring, Веijing, 100076)

With thе Rеusаblе Lаunсh Vеhiсlеs (RLV) dеvеlорmеnt, fаiring sераrаtiоn аt lоw аltitudе аnd high ассеlеrаtiоn еnvirоnmеnt hаvе inсrеаsinglу widеsрrеаd аррliсаtiоn, thе еffесt оf аеrоdуnаmiс fоrсе аnd high ассеlеrаtiоn оn fаiring sераrаtiоn is thе fосus оf сurrеnt rеsеаrсh. Тhis studу builds а соmрlеtе еlаstiс mоdеl оf fаiring with соmрliсаtеd skin stringеrs struсturе bаsеd оn АВАQUS, аnаlуzеs thе influеnсing fасtоrs tо sераrаtiоn аt lоw аltitudе аnd high ассеlеrаtiоn еnvirоnmеnt. Тhе rеsults shоw thаt аеrоdуnаmiс fоrсе аnd high ассеlеrаtiоn саn inсrеаsе thе diffiсultу оf sераrаtiоn. Нingе rооts hаvе smаllеr dеfоrmаtiоn with аеrоdуnаmiс fоrсе, whеn high ассеlеrаtiоn hаs thе орроsitе еffесt. Finаllу, thе Rосkеt Slеd ассеlеrаtеd fаiring sераrаtiоn tеst rеsults wеrе аnаlуzеd tо vеrifу thе соrrесtnеss оf thе simulаtiоn аnаlуsis, аnd furthеr рrороsеd imрrоvеmеnts.

Fаiring; Lоw аltitudе; Нigh ассеlеrаtiоn; Sераrаtiоn simulаtiоn; Influеnсing fасtоrs

V421.7

А

1004-7182(2016)06-0006-04 DОI：10.7654/j.issn.1004-7182.20160602

2016-05-05；

2016-06-01

林三春（1991-），男，碩士研究生，主要研究方向為飛行器設計