減載緩釋機(jī)構(gòu)特性對(duì)火箭結(jié)構(gòu)動(dòng)力響應(yīng)的影響①

安 軍，侯 赤，王文智，趙美英

(西北工業(yè)大學(xué)航空學(xué)院，西安 710072)

0 引言

牽制緩釋放技術(shù)作為提高運(yùn)載火箭發(fā)射可靠性的一種有效手段，已經(jīng)在國(guó)外的大型火箭中得到了廣泛的運(yùn)用［1］。采用牽制釋放發(fā)射技術(shù)后，運(yùn)載火箭在發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火后數(shù)秒鐘內(nèi)仍然通過(guò)牽制釋放系統(tǒng)牽制固定在發(fā)射臺(tái)上，待故障檢測(cè)系統(tǒng)檢測(cè)運(yùn)載火箭上關(guān)鍵設(shè)備工作正常且發(fā)動(dòng)機(jī)推力達(dá)到額定值后，牽制釋放系統(tǒng)釋放運(yùn)載火箭，火箭安全起飛。牽制釋放系統(tǒng)在運(yùn)載火箭的發(fā)動(dòng)機(jī)推力達(dá)到額定值后釋放火箭，增加了額外的突然釋放載荷［2］，會(huì)對(duì)運(yùn)載火箭的結(jié)構(gòu)載荷水平和儀器設(shè)備產(chǎn)生影響。為了減小運(yùn)載火箭釋放時(shí)受到的沖擊，通常增設(shè)減載緩釋機(jī)構(gòu)。減載緩釋機(jī)構(gòu)是通過(guò)其在火箭釋放過(guò)程中提供的隨緩釋行程遞減的緩釋力來(lái)減小運(yùn)載火箭釋放過(guò)程中受到的沖擊。減載緩釋機(jī)構(gòu)的緩釋特性會(huì)影響到運(yùn)載火箭在緩釋放過(guò)程中的結(jié)構(gòu)動(dòng)力響應(yīng)特性。為確保運(yùn)載火箭起飛后能安全可靠地飛行，需要分析緩釋特性對(duì)運(yùn)載火箭牽制緩釋放過(guò)程中結(jié)構(gòu)動(dòng)力響應(yīng)的影響。

由于國(guó)內(nèi)尚未采用牽制緩釋放發(fā)射技術(shù)，本文在深入研究國(guó)外大型火箭牽制緩釋放機(jī)構(gòu)的基礎(chǔ)上，針對(duì)國(guó)外采用的典型機(jī)械減載緩釋機(jī)構(gòu)，開(kāi)展運(yùn)載火箭牽制緩釋放過(guò)程結(jié)構(gòu)動(dòng)力響應(yīng)研究，并對(duì)比分析了采用不同構(gòu)型減載緩釋機(jī)構(gòu)的運(yùn)載火箭結(jié)構(gòu)動(dòng)力響應(yīng)特性，在此基礎(chǔ)上對(duì)減載緩釋機(jī)構(gòu)的減載緩釋效能進(jìn)行分析評(píng)估。

1 減載緩釋機(jī)構(gòu)緩釋特性分析

根據(jù)國(guó)際航天發(fā)展技術(shù)的發(fā)展趨勢(shì)及我國(guó)運(yùn)載火箭的實(shí)際情況，本文的牽制緩釋放機(jī)構(gòu)采用王瑞銓等提出一種新型強(qiáng)制式牽制緩釋放機(jī)構(gòu)［3］，如圖1所示。牽制緩釋放機(jī)構(gòu)由控制火箭牽制釋放的爆炸器及其兩側(cè)的減載緩釋機(jī)構(gòu)組成。減載緩釋機(jī)構(gòu)采用美國(guó)SaturnV運(yùn)載火箭使用的一種套筒-緩釋銷型機(jī)械減載緩釋機(jī)構(gòu)［4］，該機(jī)構(gòu)由固定在發(fā)射臺(tái)上的緩釋銷和可隨火箭一起運(yùn)動(dòng)的套筒組成，通過(guò)套筒的塑性變形來(lái)提供緩釋力。

圖1 運(yùn)載火箭牽制緩釋放裝置Fig．1 Hold down and soft release mechanism of launch vehicle

為獲得隨緩釋行程遞減的緩釋力，減載緩釋機(jī)構(gòu)套筒外壁采用三次B樣條曲線，套筒內(nèi)壁采用直線。表1給出了基本構(gòu)型和改進(jìn)構(gòu)型的套筒外壁三次B樣條曲線型值點(diǎn)坐標(biāo)［5］。

表1 套筒外壁三次B樣條曲線型值點(diǎn)坐標(biāo)Table 1 Cubic B-spline of the sleeve＇s outer walls

套筒應(yīng)選擇對(duì)應(yīng)變率不敏感的材料，以避免減載緩釋機(jī)構(gòu)變形過(guò)程中的應(yīng)變率效應(yīng)，套筒為5A06-H112鋁合金，緩釋銷為30CrMnSi。圖2給出了5A06-H112和30CrMnSi的應(yīng)力-塑性應(yīng)變曲線。

圖2 應(yīng)力-塑性應(yīng)變曲線Fig．2 The stress-plastic strain curve

為獲得減載緩釋機(jī)構(gòu)的緩釋力-位移曲線，本文采用MSC．MARC建立減載緩釋機(jī)構(gòu)的彈塑性大變形接觸有限元模型，如圖3。套筒和緩釋銷均采用二維軸對(duì)稱實(shí)體單元和彈塑性材料本構(gòu)關(guān)系。套筒頂端固定，緩釋銷底端施加位移載荷，套筒與緩釋銷的摩擦系數(shù) μ =0．07。

圖3 減載緩釋機(jī)構(gòu)有限元模型Fig．3 Finite element modal of soft release mechanism

圖4給出了由MSC．MARC有限元計(jì)算和試驗(yàn)得到的2種構(gòu)型的減載緩釋機(jī)構(gòu)的緩釋力-位移曲線，試驗(yàn)結(jié)果參考文獻(xiàn)［5］。

圖4 緩釋力-位移曲線Fig．4 Diagram of SRM＇s release force vs displacement

由圖4可見(jiàn)，有限元計(jì)算和試驗(yàn)得到的緩釋力-位移曲線吻合良好。試驗(yàn)曲線比計(jì)算曲線光滑，這是因?yàn)橛邢拊绦蛟诮佑|計(jì)算中會(huì)產(chǎn)生非物理振蕩。由試驗(yàn)得到的光滑的緩釋力-位移曲線可知，套筒-緩釋銷型減載緩釋機(jī)構(gòu)可提供隨位移而穩(wěn)定減小的緩釋力。減載緩釋機(jī)構(gòu)需要提供一個(gè)由100 kN遞減為零的緩釋力，因此需要對(duì)上述減載緩釋機(jī)構(gòu)進(jìn)行預(yù)加拉拔，有效緩釋行程為總行程減去預(yù)加拉拔行程。由圖4可知，2種構(gòu)型的緩釋力隨有效行程穩(wěn)定減小，改進(jìn)型的緩釋力-位移曲線基本隨有效行程線性下降，基本型的緩釋力-位移曲線在有效行程的后半段緩釋力下降較快。

2 運(yùn)載火箭牽制緩釋放的有限元建模

合理有效建立運(yùn)載火箭牽制緩釋放的有限元模型是準(zhǔn)確分析運(yùn)載火箭結(jié)構(gòu)動(dòng)力響應(yīng)的前提。本文在進(jìn)行運(yùn)載火箭牽制緩釋放的有限元建模過(guò)程中將運(yùn)載火箭緩釋放發(fā)射分為運(yùn)載火箭、緩釋機(jī)構(gòu)、發(fā)射臺(tái)3部分進(jìn)行建模，如圖5所示。運(yùn)載火箭有限元分析模型為梁-桿-殼三維模型。除整流罩、儀器艙和二級(jí)液箱體為殼單元模型外，火箭均為梁、桿模型。采用廣義梁模型來(lái)模擬衛(wèi)星的質(zhì)量、轉(zhuǎn)動(dòng)慣量和基頻，衛(wèi)星廣義梁模型作為分支通過(guò)衛(wèi)星支架與火箭對(duì)接［6］。為了能準(zhǔn)確反映儲(chǔ)箱中液體對(duì)橫向和縱向特性的影響，采用耦合質(zhì)量單元來(lái)模擬儲(chǔ)箱中的液體［7－8］。對(duì)于衛(wèi)星支架、級(jí)間段及各級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)與箭體承力結(jié)構(gòu)的連接，采用多點(diǎn)約束(MPC)的Rigid(Fixed)單元。前、后捆綁機(jī)構(gòu)同時(shí)使用RBE2單元和梁?jiǎn)卧?，并通過(guò)釋放連桿與芯級(jí)、助推器連接節(jié)點(diǎn)的3個(gè)轉(zhuǎn)動(dòng)自由度來(lái)模擬球鉸機(jī)構(gòu)。

圖5 運(yùn)載火箭牽制緩釋放發(fā)射示意圖Fig．5 diagram of vehicle hold-down and soft release

緩釋機(jī)構(gòu)的建模通過(guò)建立8個(gè)描述減載緩釋機(jī)構(gòu)的緩釋力-位移特性的CBUSH1D單元來(lái)實(shí)現(xiàn)。在單元屬性PBUSH1D中定義緩釋力Fs(s)為單元力和單元兩節(jié)點(diǎn)相對(duì)位移之間的函數(shù)關(guān)系，用以模擬緩釋放階段作用在火箭和發(fā)射臺(tái)上的緩釋力。

發(fā)射臺(tái)主要由支撐臂、臺(tái)體承力結(jié)構(gòu)、行走裝置等組成。對(duì)于主牽制支撐臂、臺(tái)體等主要承力結(jié)構(gòu)，分別建立相應(yīng)的梁、殼和三維實(shí)體模型。而對(duì)于行走裝置、儀器設(shè)備等非主要承力結(jié)構(gòu)，采用集中質(zhì)量單元CONM2來(lái)模擬。

3 運(yùn)載火箭牽制緩釋放動(dòng)力響應(yīng)計(jì)算方法

運(yùn)載火箭牽制緩釋放過(guò)程實(shí)質(zhì)上是一個(gè)包含突然變化邊界條件的結(jié)構(gòu)動(dòng)力響應(yīng)問(wèn)題。為解決此問(wèn)題，本文在運(yùn)載火箭的牽制緩釋放結(jié)構(gòu)動(dòng)力響應(yīng)分析中，將牽制緩釋放發(fā)射過(guò)程依次分為靜態(tài)豎立、點(diǎn)火牽制、緩釋放3個(gè)階段，分階段計(jì)算運(yùn)載火箭牽制緩釋放過(guò)程中的結(jié)構(gòu)動(dòng)力響應(yīng)。通過(guò)有限元MSC．PATRAN的場(chǎng)功能，將前一個(gè)階段的結(jié)果場(chǎng)向后一階段的初始位移和速度場(chǎng)傳遞。

在運(yùn)載火箭靜態(tài)豎立和點(diǎn)火牽制階段，運(yùn)載火箭和發(fā)射臺(tái)有限元模型通過(guò)在連接界面處共節(jié)點(diǎn)而聯(lián)系成為一個(gè)整體結(jié)構(gòu)進(jìn)行有限元計(jì)算。

運(yùn)載火箭靜態(tài)豎立階段的控制方程為

式中 xv和xf分別為火箭結(jié)構(gòu)和發(fā)射臺(tái)結(jié)構(gòu)的節(jié)點(diǎn)位移;Kvv、Kvf、Kfv、Kff為總剛度矩陣按照 xv、xf寫(xiě)成的分塊矩陣;Gv和Gf分別為作用在火箭和發(fā)射臺(tái)上的重力載荷。

在運(yùn)載火箭點(diǎn)火牽制階段，結(jié)構(gòu)動(dòng)力響應(yīng)的控制方程為

點(diǎn)火牽制階段的初始位移xv0和xf0為靜態(tài)豎立階段的結(jié)果位移，初始速度

在運(yùn)載火箭緩釋放階段，解除運(yùn)載火箭和發(fā)射臺(tái)連接界面的共節(jié)點(diǎn)約束，將運(yùn)載火箭和發(fā)射臺(tái)通過(guò)CBUSH1D單元聯(lián)系為一個(gè)整體進(jìn)行動(dòng)力響應(yīng)分析。此階段的運(yùn)載火箭和發(fā)射臺(tái)離散形式的控制方程為

式中 Fr(t)為緩釋放階段的發(fā)動(dòng)機(jī)推力;Fm(t)為緩釋放階段爆炸器組件作用在連接界面節(jié)點(diǎn)i上的牽制力;Fs(s)為減載緩釋機(jī)構(gòu)提供的與運(yùn)載火箭和發(fā)射臺(tái)連接界面處對(duì)應(yīng)節(jié)點(diǎn)相對(duì)位移值s相關(guān)的緩釋力。

緩釋放階段的初始條件xv0、xi0、xf0和分別為點(diǎn)火牽制結(jié)束時(shí)刻相應(yīng)的節(jié)點(diǎn)位移和節(jié)點(diǎn)速度。

4 運(yùn)載火箭結(jié)構(gòu)動(dòng)力響應(yīng)算例分析

采用上述有限元分析模型和分析方法，本文利用MSC．NASTRAN計(jì)算了采用不同構(gòu)型減載緩釋機(jī)構(gòu)的運(yùn)載火箭結(jié)構(gòu)動(dòng)力響應(yīng)特性，并與采用牽制直接釋放發(fā)射方式的運(yùn)載火箭結(jié)構(gòu)動(dòng)力響應(yīng)特性進(jìn)行對(duì)比分析。在運(yùn)載火箭發(fā)射過(guò)程中，最關(guān)心的是運(yùn)載火箭開(kāi)始離開(kāi)發(fā)射臺(tái)后的結(jié)構(gòu)動(dòng)力響應(yīng)，本文為了便于分析，將運(yùn)載火箭牽制釋放裝置爆炸器組件點(diǎn)火起爆時(shí)作為零時(shí)刻。

圖6給出了火箭衛(wèi)星處在3種不同發(fā)射情況下x軸和y軸方向的加速度歷程曲線。由圖6(a)可知，采用牽制直接釋放方式增加了額外的沖擊載荷，會(huì)使火箭衛(wèi)星處x軸方向產(chǎn)生較大的加速度響應(yīng);采用牽制緩釋放方式，可顯著降低火箭衛(wèi)星處x軸方向的加速度響應(yīng)。相對(duì)于牽制直接釋放發(fā)射方式，牽制緩釋放發(fā)射方式下衛(wèi)星x軸、y軸加速度響應(yīng)峰值和下降比例如表2。

圖6 衛(wèi)星x、y軸加速度歷程Fig．6 Satellite＇s acceleration response of x and y direction

由圖6(b)和表2可知，火箭衛(wèi)星處在3種不同發(fā)射情況下y軸方向的加速度響應(yīng)歷程基本一致，又因?yàn)閥軸加速度響應(yīng)為小量，因此本文主要考慮運(yùn)載火箭x軸方向上的結(jié)構(gòu)動(dòng)力響應(yīng)。

由圖6(a)基本型和改進(jìn)型加速度響應(yīng)曲線可知，在釋放0～0．2 s時(shí)間段內(nèi)，運(yùn)載火箭衛(wèi)星處在此階段的加速度響應(yīng)為改進(jìn)型略大于基本型，這是因?yàn)樵诖穗A段改進(jìn)型減載緩釋機(jī)構(gòu)緩釋力下降速率大于基本構(gòu)型。在釋放0．2 s后，基本型減載緩釋機(jī)構(gòu)的緩釋力時(shí)間曲線存在一個(gè)緩釋力急劇下降至零的過(guò)程，給運(yùn)載火箭帶來(lái)顯著沖擊，造成火箭衛(wèi)星處加速度響應(yīng)較大。另外，由圖6(a)基本型的加速度響應(yīng)歷程可知，緩釋力急劇下降是造成運(yùn)載火箭顯著結(jié)構(gòu)動(dòng)力響應(yīng)的最主要影響因素。且運(yùn)載火箭結(jié)構(gòu)動(dòng)力響應(yīng)主要靠結(jié)構(gòu)阻尼來(lái)耗散，因此影響時(shí)間較長(zhǎng)。

表2 牽制直接釋放和緩釋放衛(wèi)星加速度峰值Table 2 Satellite＇s x-direction peak acceleration of different launch modes m/s2

圖7給出了火箭衛(wèi)星處在3種不同發(fā)射情況下x軸方向的速度歷程曲線。

圖7 衛(wèi)星x軸速度歷程Fig．7 Satellite＇s velocity response of x direction

由圖7可知，采用牽制緩釋放發(fā)射方式的火箭衛(wèi)星x軸速度較直接釋放略小，這是因?yàn)闇p載緩釋機(jī)構(gòu)在緩釋過(guò)程中需要消耗一定的功。對(duì)比改進(jìn)型和基本型可知，改進(jìn)型的火箭衛(wèi)星速度大于基本型，由此可知改進(jìn)型減載緩釋機(jī)構(gòu)消耗的功小，有利于運(yùn)載火箭的發(fā)射。

由運(yùn)載火箭的上述結(jié)構(gòu)動(dòng)力響應(yīng)特點(diǎn)可知，從釋放后較長(zhǎng)時(shí)間范圍內(nèi)進(jìn)行比較，改進(jìn)型減載緩釋機(jī)構(gòu)的緩釋效能優(yōu)于基本型，緩釋效能有較大提高。上述研究也表明，好的緩釋力-位移曲線尾端應(yīng)平滑變化至零，這與 Keeper等關(guān)于緩釋力-位移曲線的結(jié)論相符［9］。

5 結(jié)論

(1)相對(duì)于牽制直接發(fā)射方式，采用牽制緩釋放方式可減小火箭結(jié)構(gòu)在發(fā)射過(guò)程中的加速度響應(yīng)，從而減小和避免對(duì)星、箭的損害，由本文計(jì)算結(jié)果可知，牽制緩釋放發(fā)射方式可使衛(wèi)星結(jié)構(gòu)最大加速度響應(yīng)降低 56．5%。

(2)通過(guò)改進(jìn)減載緩釋機(jī)構(gòu)的構(gòu)型，可以有效提高減載緩釋機(jī)構(gòu)的緩釋效能，對(duì)比不同構(gòu)型緩釋機(jī)構(gòu)的火箭結(jié)構(gòu)加速度和速度響應(yīng)歷程可知，改進(jìn)型減載緩釋機(jī)構(gòu)的緩釋效能較基本型有較大的提升。

(3)由本文研究結(jié)果可知，為減小運(yùn)載火箭全箭結(jié)構(gòu)動(dòng)力響應(yīng)，減載緩釋機(jī)構(gòu)的設(shè)計(jì)應(yīng)使緩釋力-位移曲線尾端平滑變化至零。

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