探月飛行器構型復雜的復合材料結構的分析方法
【技術領域】
[0001]本發明涉及探月飛行器領域，尤其涉及一種探月飛行器構型復雜的復合材料結構的分析方法。
【背景技術】
[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”結構形式，承受較大的集中載荷，與其它相鄰結構連接復雜，為由碳纖維復合材料預浸料整體鋪設而成的復合材料結構，現有技術中缺乏對這種探月飛行器構型復雜的復合材料結構進行分析的方法。
【發明內容】
[0004]為了解決以上的技術問題，本發明提供了一種探月飛行器構型復雜的復合材料結構的分析方法，包括如下步驟:
[0005]S1:建立整體推進儀器艙結構的有限元模型，該有限元模型包括承力球冠、筒段、安裝倒錐、十字隔板以及設于所述承力球冠上的貯箱，其結構與實際的推進儀器艙體整體的結構相匹配；
[0006]S2:定義各結構部件的材料，對結構中的復合材料進行建模；
[0007]S3:設置預設載荷工況并提交進行運算，然后:
[0008]輸出承力球冠的應力應變結果，進入步驟S4;
[0009]輸出承力球冠的位移結果，進入步驟S5;
[0010]S4:利用所述應力應變結果對強度進行分析，查看其是否滿足設計要求；
[0011 ] S5:利用所述位移結果為邊界條件，對承力球冠穩定性進行分析，查看其是否滿足設計要求；
[0012]完成步驟S4和S5后，若均滿足設計要求，則進入步驟S6;
[0013]S6:針對承力球冠在整體推進儀器艙結構中的傳力及承載，進行整體結構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浸料整體鋪設而成的層合板結構，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。
[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構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，得到承力球冠的穩定性分析結果。
[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構模型，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、十字隔板的整體結構，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]本發明的強度分析方法針對復雜構型的內部某個主承力結構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構的傳力關系及大小，并得出在整體結構實際設計載荷工況中的應力應變及位移結果，以Tsa1-Wu失效準則判斷是否滿足應力強度設計要求，采用子模型法確定穩定性是否滿足設計要求。
[0029]通過整體推進儀器艙結構中承力球冠和單一承力球冠的有限元仿真分析結果，策劃整體推進儀器艙結構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構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，本發明的目的是為了解決復雜構型的復合材料結構強度分析問題，及如何簡化試驗驗證，最終本發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是本發明一實施例中承力球冠所在艙段的整體結構示意圖；
[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是本發明一實施例中承力球冠結構示意圖；
[0034]圖3是本發明一實施例中含承力球冠的整體結構有限元模型；
[0035]圖4是本發明一實施例中單獨承力球冠的有限元模型；
[0036]圖5是本發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是本發明一實施例中承力球冠TsaiWu失效準則強度失效指數云圖；
[0038]圖7是本發明一實施例中整體結構位移云圖；
[0039]圖8是本發明一實施例中承力球冠在整體結構仿真結果中的位移云圖；
[0040]圖9是本發明一實施例中承力球冠失穩模式；
[0041 ]圖10是本發明一實施例中整體推進儀器艙結構靜力試驗加載示意圖；
[0042]圖11是本發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]以下將結合圖1至圖11對本發明提供的探月飛行器構型復雜的復合材料結構的分析方法進行詳細的闡述，其為本發明可選實施例，可以認為，本領域技術人員在不改變本發明精神和內容的范圍內對其進行修改和潤色。
[0044]本發明提供了一種探月飛行器構型復雜的復合材料結構的分析方法，包括如下步驟:
[0045]S1:建立整體推進儀器艙結構的有限元模型，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以及設于所述承力球冠上的貯箱，其結構與實際的推進儀器艙整體結構相匹配；
[0046]在本發明可選的實施例中，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。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，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:定義各結構部件的材料，然后依據該材料進行建模；
[0049]在本發明可選的實施例中，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過程保持一致，從而保證分析的準確性；
[0050]S3:設置預設載荷工況并提交進行運算，然后[0051 ]輸出承力球冠的應力應變結果，進入步驟S4;
[0052]輸出承力球冠的位移結果，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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