CN104315928B - 一种大推力运载火箭低温末级贮箱连接支撑结构设计方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种大推力运载火箭低温末级贮箱连接支撑结构设计方法，具体步骤为：步骤一，选材：基于强度与导热率之比，选取在20K-90K的低温区具有较高强度和较低导热率的碳纤维复合材料；步骤二，初步结构设计：考虑结构形式强度和热流量的限制，进行五种初步结构形式设计；步骤三，强度及重量分析：在承受大载荷的拉伸和压缩的情况下，进行拉伸应力、压缩应力和屈曲因子分析；步骤四，热分析：从步骤三中满足强度要求的结构形式中选择热流量最低的结构形式。本发明通过方法优化，将高强度的碳纤维复合材料用于运载火箭低温贮箱的V型20杆结构设计中，满足大推力运载火箭上升段的大载荷要求。

Description

一种大推力运载火箭低温末级贮箱连接支撑结构设计方法

技术领域

本发明涉及一种大推力运载火箭低温末级贮箱连接支撑结构设计方法，属于航天运输系统领域。

背景技术

研制新型大推力液体运载火箭，是我国航天运载技术发展的必然之路，也是支撑我国航天应用产业持续发展壮大的必要基础。低温推进剂由于其比冲高、无毒无污染、价格相对低廉，同样的运载能力下，还能够有效减小整体运载火箭规模，被认为是进入空间及轨道转移最经济、效率最高的化学推进剂，国内外运载火箭末级和上面级广泛采用低温推进剂，新型大推力运载火箭末级也将采用低温贮箱。

然而，由于低温推进剂沸点低(液氢为20K，液氧为90K)，受热易蒸发，因此空间太阳辐射、地球辐射等热源使得低温推进剂的空间长期贮存和应用受到极大限制。低温连接支撑结构作为向低温贮箱内推进剂传递热量的主要途径之一，需要对其结构形式进行合理设计并尽量选择低导热率材料以满足传热要求，同时大推力运载火箭对于连接支撑结构承受的载荷提出了更高要求，需要满足相应的强度要求。

发明内容

本发明所要解决的技术问题是：克服现有技术不足，提供一种大推力运载火箭低温末级贮箱连接支撑结构设计方法。

本发明的技术解决方案是：

一种大推力运载火箭低温末级贮箱连接支撑结构设计方法，具体步骤为：

步骤一，选材：对强度较大的铝合金、不锈钢及钛合金金属材料以及低导热率的玻璃纤维复合材料和碳纤维复合材料在低温区的纵向拉伸强度和导热率进行对比，在20K-90K的低温区选取导热率与纵向拉伸强度的比值小于0.001W/(m·K)/MPa的材料，之后在选出的材料中选择拉伸强度至少为1000MPa和导热率不超过0.8W/(m·K)的材料；

步骤二，初步结构设计：连接支撑结构连接液氢贮箱和液氧贮箱，为减小空气阻力，设计成回转体，同时为了便于承受百万牛级的轴向拉力和压力载荷和传递热量，可将其设计成壳段结构和杆系结构两大类五种初步结构，即一种壳段结构和四种杆系结构；

步骤三，强度及重量分析：对步骤二中确定的初步四种杆系结构施加百万牛级的轴向拉力和压力载荷，进行拉伸应力、压缩应力分析，判断其最大拉伸应力是否小于材料的拉伸强度，最大压缩应力是否小于材料的压缩强度，同时对整个结构的稳定性进行分析，判断其屈曲因子是否大于预先给定的1-2的安全系数，若不满足拉伸应力、压缩应力和屈曲因子预期的任一条件，则修改初步结构，直至满足条件后，进行重量分析，以重量最小为该结构形式中的最优结构；设置步骤二中确定的壳段结构的重量与上述杆系结构确定的最小重量结构的重量一致，对壳段结构及重量最小的杆系结构进行强度对比，选出一种或多种结构；

步骤四，热分析：对步骤三中优选的结构进行热分析，通过傅立叶定律计算，对比各类结构的热流量，选取传递热流量最小的结构为最优结构。

所述壳段结构设计为，由薄板和加筋构件组成的薄壁结构，壳段上端面与一个贮箱的短壳连接，壳段下端面与另一个贮箱的短壳连接。

所述杆系结构设计为，由上端框、杆系以及下端框组成，上端框与一个贮箱的短壳连接，下端框与另一个贮箱的短壳连接，中间为主要承力和传热的杆系，杆系设计有V型10杆结构、V型20杆结构、X型8杆结构及X型12杆结构。

V型杆系的两根单独杆呈现V型，一头的两端连与一处，与一个端框连接，另一头的两端呈一定角度分开，与另一个端框连接，两对V型杆系呈现出W型，进而顺沿连接支撑结构的形式进行头尾相接。

X型杆系的两根单独杆交叉形成一定角度，一头的两端连接于上端框，另一头的两端连接于下端框，依次顺沿连接支撑结构的形式进行头尾相接。

本发明与现有技术相比的优点在于：

(1)本发明通过方法优化，将高强度的碳纤维复合材料用于运载火箭低温贮箱的V型20杆结构设计中，满足大推力运载火箭上升段的大载荷要求；

(2)本发明通过方法优化，利用碳纤维复合材料在超低温区(20K)条件下的低导热率，满足导热系数与强度比值小于一定量，有效阻隔热流传递。

附图说明

图1为本发明壳段结构示意图；

图2为本发明V型10杆连接支撑结构示意图；

图3为本发明V型20杆连接支撑结构示意图；

图4为本发明X型8杆连接支撑结构示意图；

图5为本发明X型12杆连接支撑结构示意图。

具体实施方式

下面结合附图1-5对本发明进行详细说明。

第一，选材

基于强度与导热率之比，进行适合温区的材料选择。

在运载火箭飞行段中，连接支撑结构承受的最大轴向力可达到几百万牛，横向力可达到最大几十万牛。连接支撑结构两端承受低温贮箱温度分别约为低温推进剂的沸点温度20K和90K。

连接支撑结构可选用材料主要为铝合金、玻璃纤维复合材料、碳纤维复合材料等。

各种材料热力性能

经过对以上各类材料的性能分析可知：铝合金、不锈钢和钛合金等金属的导热系数随着温度的降低逐渐降低，拉伸强度大多会增大。

根据材料的应用方向，选取纵向的拉伸强度参数作为依据，拉伸强度作为选材的主要依据，压缩强度仅作为参考。

由于大推力运载火箭在上升过程中会使得连接支撑结构承受很大的载荷，主要包括轴向拉力、轴向压力等载荷。若连接支撑结构无法承受这些载荷，则该结构会呈现拉伸破坏、压缩破坏等结构破坏形式或失稳等。因此，该处连接支撑结构对结构材料提出了强度高的需求，同时所设计的形式需要满足在大载荷条件下具有稳定性。

同时，由于低温末级贮箱一般采用液氢液氧推进剂，在运载火箭上升入轨后，液氢推进剂贮箱温度基本维持在20K左右，液氧推进剂贮箱温度基本维持在90K左右，两个贮箱间的连接支撑结构的两端承受70K的温度差，因此此结构会将热量从高温贮箱传向低温贮箱，这会造成较低温的液氢贮箱升温，导致其内部推进剂温度超过沸点(约20K)而造成蒸发，因此，需要连接支撑结构材料具有较低的导热率。

基于以上分析，需要大推力低温末级贮箱中的连接支撑结构在20K-90K的低温区具有较高的强度和较低的导热率，以该温区下的导热率与强度之比较小作为选择此结构材料的一项主要指标。

根据导热率与强度之比这项指标，对铝合金材料、不锈钢、钛合金等强度较大的金属材料以及玻璃纤维复合材料和碳纤维复合材料等各类低导热率的复合材料在低温区的拉伸强度、压缩强度和导热率进行对比，各类纤维复合材料热导率与纵向拉伸强度的比值基本上均小于0.001W/(m·K)/MPa。其中碳纤维复合材料在4-300K温度间纵向拉伸强度保持在1000MPa以上，而玻璃纤维复合材料约在450-900MPa，得到以上金属材料导热率与强度之比均大于复合材料导热率与强度之比，因此，金属材料不为优选材料。连接支撑结构主要在复合材料中进行选材。

而在复合材料中，对于低温温区下材料的强度和导热率进一步比较。在强度上，碳纤维复合材料强度可保持在约1000MPa以上，玻璃纤维复合材料约在450-900MPa，在导热率上，碳纤维复合材料在低温范围的低导热率可低达0.15W/(m·K)，玻璃纤维复合材料约为0.29。

第二，初步结构设计

考虑结构形式强度和热流量的限制，进行五种初步结构形式设计。

根据连接支撑结构需要进行贮箱间的连接、承受拉力或压力载荷以及传递热量等功能和性质，提炼出两大类结构形式，主要分为壳段结构和杆系结构。壳段结构受力较为均匀，具有较强的稳定性，但是存在重量重、导热大等缺点；杆系结构具备导热小、重量轻的优势，但是需要进行有效的结构设计满足强度要求。因此，需考虑结构形式强度和热流量的限制，进行多种结构形式初步设计。

壳段结构是一种薄壁结构，可由薄板和加筋构件组成，常用于火箭设计中。作为连接支撑结构，其通过壳段上端面与一个贮箱的短壳连接，壳段下端面与另一个贮箱的短壳连接，其整体受力较为均匀，具有较强的稳定性，但是可能存在质量重、导热大等缺点。

杆系结构主要由上端框、杆系以及下端框组成。上端框与一个贮箱的短壳连接，下端框与另一个贮箱的短壳连接，中间杆系主要承力和传热，其具体形式可通过设计进行优化。杆系结构具备导热小、重量轻的优势，但是需要进行有效的结构设计满足强度要求。根据受力形式和质量尽量轻的角度，可将中间的杆系设计成V字型，即两根单独杆呈现V型，一头的两端连与一处，与一个端框连接，另一头的两端呈一定角度分开，与另一个端框连接，依次排列V型的杆系，两对V型杆系即呈现出W型，进而顺沿连接支撑结构的形式进行头尾相接。为了进一步优化受力情况，增加受力点，可将中间杆系设计成X字型，即两根单独杆进行交叉形成一定角度，一头的两端连接于上端框，另一头的两端连接于下端框，依次顺沿连接支撑结构的形式进行头尾相接。根据V型杆系结构和X型杆系结构中两杆间叉开的角度不同可形成不同数量杆的杆系结构。

根据以上的初步结构分析，形成几种初步的结构形式，其壳段厚度、杆系数量和直径等均为假设值，根据下一阶段的分析进行确定。

第三，强度分析以及重量分析

对初步四种杆系结构施加百万牛级的轴向拉力和压力载荷，进行拉伸应力、压缩应力分析，判断其最大拉伸应力是否小于材料的拉伸强度，最大压缩应力是否小于材料的压缩强度，同时对整个结构的稳定性进行分析，判断其屈曲因子是否大于预先给定的1-2的安全系数，若不满足拉伸应力、压缩应力和屈曲因子预期的任一条件，则修改初步结构，直至满足条件后，进行重量分析，以重量最小为该结构形式中的最优结构；设置步骤二中确定的壳段结构的重量与上述杆系结构确定的最小重量结构的重量一致，对壳段结构及重量最小的杆系结构进行强度对比，选出结构形式中的最优结构或较优的几种结构；

首先在以上材料选型和初步结构形式设计的基础上，进行强度分析及重量分析，进行结构形式的优化。

碳纤维复合材料：由于复合材料杆件的力学性能与单向板的力学性能有差别，特定复合材料构件的拉伸强度约在700-800MPa，压缩强度约为拉伸强度的一半，因此，在计算时采用拉伸强度为700MPa，压缩强度为400MPa，其他弹性模量、泊松比等按照相应材料性能给定。

载荷条件：在运载火箭飞行期间，箱间段承受的最大载荷可能发生在发动机起动时刻、助推器分离时刻等，相应的轴向拉力和轴向压力可能达到约几百万牛，必须对初步结构形式进行拉伸应力、压缩应力和屈曲因子分析，进行满足强度要求的结构尺寸优化。

分别对连接支撑结构进行轴向拉伸、轴向压缩强度分析和屈曲分析。在受压情况下，最大vonMises应力为149MPa，小于压缩强度400MPa。在该载荷作用下，计算求得屈曲因子为2.5，该结构也不会发生失稳。在受拉情况下，最大vonMises应力为276MPa，小于拉伸强度700MPa。

针对杆系结构，设置杆系外径和内径，进行强度计算，根据计算结果进行杆系尺寸迭代优化。

对杆系采用梁单元进行有限元划分，将连接结构的一端固支，另一端设置一单独的节点，在单独的节点上施加集中载荷，然后创建MPC采用RBE2的方式将单独节点与杆系节点相连。

对V型10杆连接支撑结构进行轴向拉伸、轴向压缩强度分析和屈曲分析。在受压情况下，最大vonMises应力为175MPa，小于压缩强度400MPa。在该载荷作用下，计算求得屈曲因子为1.5286，该结构也不会发生失稳。在受拉情况下，最大vonMises应力为322MPa，小于拉伸强度700MPa。

对V型20杆连接支撑结构进行轴向拉伸、轴向压缩强度分析和屈曲分析。在受压情况下，最大vonMises应力为153MPa，小于压缩强度400MPa。在该载荷作用下，计算求得屈曲因子为1.5204，该结构也不会发生失稳。在受拉情况下，最大vonMises应力为283MPa，小于拉伸强度700MPa。

对X型8对杆连接支撑结构进行轴向拉伸、轴向压缩强度分析和屈曲分析。在受压情况下，最大vonMises应力为66.7MPa，小于压缩强度400MPa。在该载荷作用下，计算求得屈曲因子为1.5311，该结构也不会发生失稳。在受拉情况下，最大vonMises应力为123MPa，小于拉伸强度700MPa。

对X型12对杆连接支撑结构进行轴向拉伸、轴向压缩强度分析和屈曲分析。在受压情况下，最大vonMises应力为113MPa，小于压缩强度400MPa。在该载荷作用下，计算求得屈曲因子为1.7227，该结构也不会发生失稳。在受拉情况下，最大vonMises应力为209MPa，小于拉伸强度700MPa。

针对壳段结构和进行结构形式优化后的杆系结构，可得如下结构设计参数及载荷应力结果。

在受压应力、受拉应力均满足材料壳段应力要求的情况下，屈曲因子大于1.5的情况下，杆系结构中V型20杆结构中的杆系总体积最小，由于各类结构均采用同一种碳纤维复合材料，因此其总重量也为最小，因此V型20杆结构形式是杆系结构形式中较优的结构形式。

而相对于壳段结构和V型20杆结构对比中，在其重量相同的情况下，均满足强度要求。

以上壳段和杆系结构形式中作为满足强度要求的结构形式，需进一步进行热分析，选择出最优结构形式。

第四，热分析

进行热分析，从以上满足强度要求的结构形式中选择热流量最低的结构形式。根据强度分析以及重量分析中优选的结构，进行热分析，比较这几种连接支撑结构传递的热流量，以传递热流量最小的结构为最优结构。通过傅立叶定律，单位时间内通过连接支撑结构的热流量与其两端的温度变化率及横截面面积成正比，温度变化率主要和两端温差、热量传递路径有关，而截面面积与结构具体尺寸有关，最终通过计算，对比各类结构的热流量，选出最优结构。

壳段结构形式热分析：

根据傅立叶定律，单位时间内通过壳段的导热热量与壳段两端的温度变化率及壳段横截面面积成正比，设为热导率在t₁～t₂范围内的积分平衡值，A为壳段的截面积，壳段两端温差为Δt，则通过壳段的总热流量可用下式表示：

$\mathrm{\Φ}=-\frac{\stackrel{\‾}{\mathrm{\λ}}\mathrm{\Δt}}{{\∫}_{x_1}^{x_2}\frac{\mathrm{dx}}{A}}---\left(1\right)$

经推导，壳段横截面面积可以表示为x的函数，即

A＝2π(r₂+xcosα)δ-πδ²(2)

其中：壳段底角α为常数

杆系结构形式热分析：

根据傅立叶定律，单位时间内通过杆系的导热热量与杆系两端的温度变化率及杆系面积成正比，设为热导率，A为杆系的截面积，R₁为管状杆外半径，R₂为管状杆内半径，杆长为l，杆系两端温差为Δt，则通过杆系的总热流量可用下式表示：

$\mathrm{\Φ}=-\stackrel{\‾}{\mathrm{\λ}}A\frac{\mathrm{\Δt}}{l}=-\stackrel{\‾}{\mathrm{\λ}}\mathrm{\Δt}\frac{\mathrm{\π}(R_1^2-R_2^2)}{l}$

通过公式(1)可知：当各设计杆系结构的材料热导率和杆系两端温差

均相同时，杆系的总热流量只有杆系截面积和杆长有关。

由于采用同种碳纤维复合材料，材料属性相同，且箱间段两端的贮箱的温差Δt相同，因此对比以上各结构中的总热流量，可得到V型20杆结构为最优结构形式。

本发明未公开技术属本领域技术人员公知常识。

Claims (5)

1.一种大推力运载火箭低温末级贮箱连接支撑结构设计方法，其特征在于，具体步骤为：

步骤一，选材：对强度较大的铝合金、不锈钢及钛合金金属材料以及低导热率的玻璃纤维复合材料和碳纤维复合材料在低温区的纵向拉伸强度和导热率进行对比，在20K-90K的低温区选取导热率与纵向拉伸强度的比值小于0.001W/(m·K)/MPa的材料，之后在选出的材料中选择拉伸强度至少为1000MPa和导热率不超过0.8W/(m·K)的材料；

步骤二，初步结构设计：将连接支撑结构设计成回转体，将其设计成壳段结构和杆系结构两大类五种初步结构，即一种壳段结构和四种杆系结构；

步骤三，强度及重量分析：对步骤二中确定的初步四种杆系结构施加百万牛级的轴向拉力和压力载荷，进行拉伸应力、压缩应力分析，判断其最大拉伸应力是否小于材料的拉伸强度，最大压缩应力是否小于材料的压缩强度，同时对整个结构的稳定性进行分析，判断其屈曲因子是否大于预先给定的1-2的安全系数，若不满足拉伸应力、压缩应力和屈曲因子预设的任一条件，则修改初步结构大小，直至满足条件后，进行重量分析，以重量最小为步骤二中确定的初步四种杆系结构中的最优结构；设置步骤二中确定的壳段结构的重量与上述杆系结构确定的最小重量结构的重量一致，对壳段结构及重量最小的杆系结构进行强度对比，选出一种或多种结构；

步骤四，热分析：对步骤三中最终选出的一种或多种结构进行热分析，通过傅立叶定律计算，对比各类结构的热流量，选取传递热流量最小的结构为最优结构。

2.根据权利要求1所述一种大推力运载火箭低温末级贮箱连接支撑结构设计方法，其特征在于，所述壳段结构设计为，由薄板和加筋构件组成的薄壁结构，壳段上端面与一个贮箱的短壳连接，壳段下端面与另一个贮箱的短壳连接。

3.根据权利要求1所述一种大推力运载火箭低温末级贮箱连接支撑结构设计方法，其特征在于，所述杆系结构设计为，由上端框、杆系以及下端框组成，上端框与一个贮箱的短壳连接，下端框与另一个贮箱的短壳连接，中间为主要承力和传热的杆系，杆系设计有V型10杆结构、V型20杆结构、X型8杆结构及X型12杆结构。

4.根据权利要求3所述一种大推力运载火箭低温末级贮箱连接支撑结构设计方法，其特征在于，V型杆系的两根单独杆呈现V型，一头的两端连于一处，与一个端框连接，另一头的两端呈一定角度分开，与另一个端框连接，两对V型杆系呈现出W型，进而顺沿连接支撑结构的形式进行头尾相接。

5.根据权利要求3所述一种大推力运载火箭低温末级贮箱连接支撑结构设计方法，其特征在于，初步结构设计中，X型杆系的两根单独杆交叉形成一定角度，一头的两端连接于上端框，另一头的两端连接于下端框，依次顺沿连接支撑结构的形式进行头尾相接。