5)定義艙門鉸鏈的z向約束力矩（Constrint moment)為測量；用默認設置求 解；
[0036] (b6)在Constrint moment測量的計算結果中，可得到支反力矩，由于取了一般模 型。該數乘以2即為實際支反力矩。也就是密封條折合到鉸鏈出的負載力矩；利用密封條負 載力矩和密封條單位長度支反力的比例關系。可直接計算密封條壓縮量-負載力矩曲線。
[0037] 下面結合附圖對本發明的【具體實施方式】進行進一步的詳細描述。
[0038] 如圖1所示，該技術為一種基于有限元方法的飛行器艙門載荷計算方法，包括密 封條支反力計算和艙門負載力矩計算兩大部分；
[0039] (a)如圖2所示，利用ANSYS Workbench的靜力模塊進行密封條支反力計算，具體 步驟如下：
[0040] (al)在ANSYS Workbench的工程材料模塊中分別定義密封條、支架和艙門的材 料，所述的支架為飛行器機身支撐艙門的結構；材料屬性包括彈性模量、泊松比等2類參 數；
[0041] (a2)如圖4所示，ANSYS Workbench的幾何模塊中利用密封條、艙門和支架的橫截 面的尺寸定義幾何，并利用對稱取密封圈的一半（下半部），其中支架和艙門截面的局部做 了簡化；定義中，密封條、艙門和支架必須在獨立的3個Front平面中定義，生成3個獨立的 面物體（surface body);長度單位取mm;
[0042] (a3)在密封條和艙門以及密封條和支架之間分別定義帶摩擦的接觸，其摩擦系數 取〇. 1 ;接觸剛度取1 ;網格類型選四邊形主導，并要求在密封條的厚度方向有2層網格，劃 分網格；
[0043] (a4)載荷在支架上施加密封圈最大壓縮量的X方向位移，（密封圈下半部）上表 面為對稱面，在施加對稱面上施加 Y方向約束，艙門右邊施加 X方向約束；
[0044] (a5)用定步長，設計算10步；選擇艙門右邊X方向約束輸出支反力；打開大變形 選項，進行求解；
[0045] (a6)如圖5所示，在支反力的計算結果中，可得到不同時刻的支反力，可折算為不 同壓縮量的支反力；由于用了一半模型，此支反力的2倍即為單位密封條長度的支反力，單 位為N/mm ;
[0046] (b)如圖3所示，利用ANSYS Workbench的靜力模塊進行艙門負載力矩計算，具體 步驟如下：
[0047] (bl)直接引用（al)定義的艙門材料；
[0048] (b2) ANSYS Workbench的幾何模塊中導入1_0各式的艙門三維CAD模型，并利用對 稱在艙門用轉軸中點垂直于轉軸的平面將艙門分割成兩半，取一半；為了密封條支反力施 加到艙門的法線方向，利用Slice功能在艙門接觸密封條位置切割出了 Imm寬度的密封壓 力加載區；
[0049] (b3)在鉸鏈處定義艙門和Groud之間的轉動副類型的Joint ;用默認值劃分網 格；
[0050] (b4)在艙門內表面密封壓力加載區施加單位長度密封條壓縮需要的力大小的壓 力載荷（單位為MPa);鉸鏈處施加0°轉角約束；
[0051] (b5)定義艙門鉸鏈的z向約束力矩（Constraint moment)為測量；用默認設置求 解；
[0052] (b6)在Constraint moment測量的計算結果中，可得到支反力矩，由于取了一半 模型。該數乘以2即為實際支反力矩。也就是密封條折合到鉸鏈處的負載力矩；利用密封 條負載力矩和密封條單位長度支反力的比例關系。可直接計算密封條壓縮量-負載力矩曲 線。
[0053] 實施例1
[0054] 某艙門各部件材料特性如表1所示。密封條截面的內徑為7mm，外徑為10mm，壓縮 量為5_。利用上述密封載荷設計的接力求解方法，得到的密封條的變形和應力，密封條壓 縮力為0· 8274N/mm ;艙門密封負載力矩為151. 6N · m。
[0057] 本發明的方法已應用到型號設計中，采用本方法計算的飛行器艙門密封載荷為飛 行器艙門開閉機構提供了設計依據。
[0058] 以上所述，僅為本發明最佳的【具體實施方式】，但本發明的保護范圍并不局限于此， 任何熟悉本技術領域的技術人員在本發明揭露的技術范圍內，可輕易想到的變化或替換， 都應涵蓋在本發明的保護范圍之內。
[0059] 本發明說明書中未作詳細描述的內容屬于本領域專業技術人員的公知技術。
【主權項】
1. 一種基于有限元方法的飛行器艙門密封載荷計算方法，其特征在于包括如下步驟： (1) 把密封條受力簡化為平面應變狀態，利用有限元分析軟件對密封條、與密封條接觸 的支架局部和與密封條接觸的艙門局部進行建模、加載、定義接觸，求出單位長度密封條壓 縮需要的力；所述密封條在支架和艙門之間； (2) 利用有限元分析軟件在艙門鉸鏈處定義轉動副并約束轉動角位移，同時在密封位 置對艙門施加與單位長度密封壓縮力等效的壓強，從而得到鉸鏈的支反力矩，即為艙門密 封載荷。2. 如權利要求1所述的方法，其特征在于步驟（1)具體為：利用密封條、所述艙門局部 和所述支架局部的橫截面尺寸定義幾何模型，密封條利用對稱線將截面取一半，將艙門與 密封條接觸區域截面近似為平面，支架取與密封條接觸區域的局部截面，利用有限元分析 軟件在XY平面內進行建模，所取艙門局部截面一端、支架的局部截面一端與密封條的對稱 線在同一直線內，X軸平行于該直線，Y軸垂直于該直線；在密封條和艙門以及密封條和支 架之間分別定義帶摩擦的接觸，摩擦系數均取值在0. 01-1之間，接觸剛度均取值在0. 1-10 之間；選擇網格的單元類型為平面應變單元，單元形狀以四邊形為主，并要求在密封條的厚 度方向有2層或2層以上的網格；在所述直線上對艙門、支架和密封條施加Y方向約束，支 架外側施加X方向的位移載荷，艙門外側施加X方向約束；求解艙門外側支反力，該支反力 的2倍即為單位長度密封條壓縮需要的力。3. 如權利要求2所述的方法，其特征在于求解艙門外側支反力還包括，求解步數設置 為5-20步；根據每步的壓縮量及對應的單位長度密封條壓縮需要的力，得到壓縮量和單位 長度密封條壓縮需要的力的關系。4. 如權利要求1所述的方法，其特征在于步驟（2)具體為：在有限元分析軟件中導入 艙門三維模型，并利用對稱性在艙門轉軸中點，用垂直于轉軸的平面將艙門分割成兩半，取 一半；在艙門的密封條接觸位置切割出1mm寬度的密封壓力加載區，在鉸鏈處定義艙門和 大地之間的轉動副；在艙門內表面密封壓力加載區施加與單位長度密封條壓縮所需要的力 大小相等的壓強；定義鉸鏈處轉動角位移為0,求解后輸出所取半個艙門鉸鏈處的支反力 矩，支反力矩的2倍即為艙門密封負載力矩，即艙門密封載荷。5. 如權利要求3所述的方法，其特征在于步驟（2)具體為：在有限元分析軟件中導入 艙門三維模型，并利用對稱性在艙門用轉軸中點，用垂直于轉軸的平面將艙門分割成兩半， 取一半；在艙門的密封條接觸位置切割出1mm寬度的密封壓力加載區，在鉸鏈處定義艙門 和大地之間的轉動副；在艙門內表面密封壓力加載區施加與單位長度密封條壓縮力大小相 等的壓強；定義鉸鏈處轉動角位移為0,求解后輸出所取半個艙門鉸鏈處的支反力矩，支反 力矩的2倍即為艙門密封負載力矩，即艙門密封載荷。6. 如權利要求5所述的方法，其特征在于，求解艙門密封載荷還包括，求解步長設置為 1-5步；計算艙門密封條負載力矩和單位長度密封條壓縮需要的力的比例關系，利用該比 例關系和壓縮量和單位長度密封條壓縮需要的力的關系，計算密封條壓縮量和艙門密封條 負載力矩的關系。7. 如權利要求1所述的方法，其特征在于，采用的有限元分析軟件為ANSYS軟件。
【專利摘要】本發明涉及一種基于有限元方法的飛行器艙門密封載荷計算方法，把密封條受力簡化為平面應變狀態，對密封條、支架和艙門建模、加載、定義接觸，求出單位長度密封條壓縮需要的力，密封條在支架和艙門之間；在艙門鉸鏈處定義轉動副并約束轉動角位移，同時在密封位置對艙門施加與單位長度密封壓縮力等效的壓強，從而得到鉸鏈的支反力矩，即為艙門密封載荷。本發明的計算方法解決了飛行器艙門自動開閉過程中由密封引起的力矩計算問題，為艙門自動開閉機構的設計提供設計依據，在國內尚屬首創。
【IPC分類】G06F17/50
【公開號】CN105260505
【申請號】CN201510583871
【發明人】郭愛民, 穆星科, 吳迪, 劉維瑋, 王悅, 肖凱, 王月, 蘇玲, 姚世東, 李永俊, 鄧云飛
【申請人】中國運載火箭技術研究院
【公開日】2016年1月20日
【申請日】2015年9月14日