054]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;在本發明可選的實施例中，在所述步驟S4中，采用Tsa1-Wu失效準則作為強度分析的依據。
[0055]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;在本發明可選的實施例中，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。
[0056]完成步驟S4和S5后，若均滿足設計要求，則進入步驟S6;
[0057]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；
[0058]在本發明可選的實施例中，
[0059]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；
[0060]S63: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。
[0061]
[0062]進一步具體來說，針對承力球冠在整體推進儀器艙結構中實際載荷工況的試驗驗證時，承力球冠安裝在推進儀器艙內，與十字隔板、安裝倒錐及筒段連接;模擬實際載荷工況，在筒段前端、安裝倒錐前端、以及4個貯箱法蘭安裝口處施加載荷;具體載荷施加和連接情況可參見圖10。結合到圖中來看，其中的F1、F2、F3、F4即示意4個貯箱法蘭安裝口處施加載荷，F5S卩示意倒錐前端施加載荷，F6S卩示意筒段前端施加載荷。
[0063]S7:針對單獨承力球冠進行靜力試驗驗證。
[0064]在本發明可選的實施例中，所述步驟S7進一步包括:
[0065]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；
[0066]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；
[0067]進一步具體來說，對承力球冠進行單獨靜力試驗驗證時，與模擬筒段后端框連接，再通過模擬筒段后端框與試驗工裝連接，貯箱法蘭安裝口處施加載荷;具體載荷施加和連接情況可參見附圖11。結合到圖中來看，其中的F1、F2、F3、F4即示意4個貯箱法蘭安裝口處施加載荷。
[0068]綜上所述，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及位移結果，以Tsa1-m!失效準則判斷是否滿足應力強度設計要求；以整體模型中承力球冠的位移結果為邊界條件，采用子模型法確定穩定性是否滿足設計要求。
[0069]通過整體模型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。
[0070]在本發明可選的方案中，由整體推進儀器艙和單獨承力球冠的兩種承力球冠模型分析結果得出，承力球冠的承載最嚴重區域基本相同，此可理解為承載區域匹配，這種匹配可以認為設計是否匹配的量化標準，在匹配的情況下，對不同工藝制備的承力球冠可以采用單獨承力球冠試驗方案進行試驗驗證。由此，大大簡化了不同工藝制備的承力球冠驗收試驗，降低了試驗成本。
[0071]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，及如何通過試驗驗證，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。
【主權項】
1.一種探月飛行器構型復雜的復合材料結構的分析方法，其特征在于:包括如下步驟: 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； 52:定義各結構部件的材料，對結構中的復合材料進行建模； 53:設置預設載荷工況并提交進行運算，然后: 輸出承力球冠的應力應變結果，進入步驟S4; 輸出承力球冠的位移結果，進入步驟S5; 54: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； 55: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； 完成步驟S4和S5后，若均滿足設計要求，則進入步驟S6; 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； S7:針對單獨承力球冠進行靜力試驗驗證。2.如權利要求1所述的探月飛行器構型復雜的復合材料結構的分析方法，其特征在于: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。3.如權利要求1所述的探月飛行器構型復雜的復合材料結構的分析方法，其特征在于: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。4.如權利要求1所述的探月飛行器構型復雜的復合材料結構的分析方法，其特征在于: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。5.如權利要求1所述的探月飛行器構型復雜的復合材料結構的分析方法，其特征在于:在所述步驟S4中，采用Tsa1-Wu失效準則作為強度分析的依據。6.如權利要求1所述的探月飛行器構型復雜的復合材料結構的分析方法，其特征在于: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，進行承力球冠特征值屈曲分析，得到承力球冠的穩定性分析結果。7.如權利要求1所述的探月飛行器構型復雜的復合材料結構的分析方法，其特征在于:所述步驟S6進一步包括: 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； 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。8.如權利要求1所述的探月飛行器構型復雜的復合材料結構的分析方法，其特征在于:所述步驟S7進一步包括: 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； 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。
【專利摘要】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S1：建立推進儀器艙體整體結構的有限元模型；S2：定義各結構部件的材料，對結構中的復合材料進行建模；S3：設置預設載荷工況并提交進行運算，然后：輸出承力球冠的應力應變結果，進入步驟S4；輸出承力球冠的位移結果，進入步驟S5；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；S5：利用所述位移結果作為邊界，進行穩定性分析，查看其是否滿足設計要求；完成步驟S4和S5后，若均滿足設計要求，則進入步驟S6；S6：針對承力球冠在整體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；S7：針對單獨承力球冠進行靜力試驗驗證。
【IPC分類】G06F17/50
【公開號】CN105488280
【申請號】CN201510860055
【發明人】王瑞鳳, 楊顏志, 張玉花, 韓涵, 王勇, 宋林郁
【申請人】上海宇航系統工程研究所
【公開日】2016年4月13日
【申請日】2015年11月30日