CN105488280B - 探月飞行器构型复杂的复合材料结构的分析方法 - Google Patents

探月飞行器构型复杂的复合材料结构的分析方法 Download PDF

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Abstract

本发明提供了一种探月飞行器构型复杂的复合材料结构的分析方法，包括S1：建立推进仪器舱体整体结构的有限元模型；S2：定义各结构部件的材料，对结构中的复合材料进行建模；S3：设置预设载荷工况并提交进行运算，然后：输出承力球冠的应力应变结果，进入步骤S4；输出承力球冠的位移结果，进入步骤S5；S4：利用所述应力应变结果对强度进行分析，查看其是否满足设计要求；S5：利用所述位移结果作为边界，进行稳定性分析，查看其是否满足设计要求；完成步骤S4和S5后，若均满足设计要求，则进入步骤S6；S6：针对承力球冠在整体结构中的传力及承载，进行整体结构实际载荷工况的试验验证；S7：针对单独承力球冠进行静力试验验证。

Description

探月飞行器构型复杂的复合材料结构的分析方法
技术领域
本发明涉及探月飞行器领域，尤其涉及一种探月飞行器构型复杂的复合材料结构的分析方法。
背景技术
飞行器(flight vehicle)是由人类制造、能飞离地面、在空间飞行并由人来控制的在大气层内或大气层外空间(太空)飞行的器械飞行物。
承力球冠采用“穹顶式”结构形式，承受较大的集中载荷，与其它相邻结构连接复杂，为由碳纤维复合材料预浸料整体铺设而成的复合材料结构，现有技术中缺乏对这种探月飞行器构型复杂的复合材料结构进行分析的方法。
发明内容
为了解决以上的技术问题，本发明提供了一种探月飞行器构型复杂的复合材料结构的分析方法，包括如下步骤：
S1：建立整体推进仪器舱结构的有限元模型，该有限元模型包括承力球冠、筒段、安装倒锥、十字隔板以及设于所述承力球冠上的贮箱，其结构与实际的推进仪器舱体整体的结构相匹配；
S2：定义各结构部件的材料，对结构中的复合材料进行建模；
S3：设置预设载荷工况并提交进行运算，然后：
输出承力球冠的应力应变结果，进入步骤S4；
输出承力球冠的位移结果，进入步骤S5；
S4：利用所述应力应变结果对强度进行分析，查看其是否满足设计要求；
S5：利用所述位移结果为边界条件，对承力球冠稳定性进行分析，查看其是否满足设计要求；
完成步骤S4和S5后，若均满足设计要求，则进入步骤S6；
S6：针对承力球冠在整体推进仪器舱结构中的传力及承载，进行整体结构实际载荷工况的试验验证；
S7：针对单独承力球冠进行静力试验验证。
可选的，在所述步骤S1中，在建立贮箱的有限元模型时，将其简化为质量单元，并采用MPC多点约束单元与承力球冠的开口边框相连。
可选的，在所述步骤S1中，在建立有限元模型时，所述承力球冠通过MPC多点约束单元与十字隔板以及筒段连接。
可选的，所述承力球冠为由碳纤维复合材料预浸料整体铺设而成的层合板结构，在所述步骤S2中，在定义所述承力球冠的模型材料时，先分别定义每种单层材料的属性，然后通过设置铺层起始点、铺层厚度、铺层角来对其层合板复合材料进行建模。
可选的，在所述步骤S4中，采用Tsai-Wu失效准则作为强度分析的依据。
可选的，在所述步骤S5中，采用子模型方法，以所述整体推进仪器舱结构模型中承力球冠与筒段、十字隔板、安装倒锥及贮箱法兰口相连处的位移结果为边界条件，进行承力球冠的特征值屈曲分析，得到承力球冠的稳定性分析结果。
可选的，所述步骤S6进一步包括：
S61：得到整体推进仪器舱结构模型，将所述承力球冠以实际连接情况与所述十字隔板、倒锥及筒段连接；模拟实际载荷工况进行筒段、倒锥以及承力球冠与贮箱连接处的载荷设置，并提交进行运算和分析；
S62:针对包含承力球冠、筒段、倒锥、十字隔板的整体结构，在筒段前端、倒锥前端以及承力球冠与贮箱连接处，通过试验加载工装施加载荷，完成静力试验验证
可选的，所述步骤S7进一步包括：
S71：得到单独承力球冠模型，将其与筒段的后端框连接，在承力球冠与贮箱连接处施加载荷，并提交进行运算和分析；
S72:将承力球冠与模拟筒段后端框工装连接，通过试验加载工装在承力球冠与贮箱连接处施加载荷，完成静力试验验证
本发明的强度分析方法针对复杂构型的内部某个主承力结构进行有限元强度分析，首先通过建立整体推进仪器舱有限元模型，明确主承力球冠与相邻结构的传力关系及大小，并得出在整体结构实际设计载荷工况中的应力应变及位移结果，以Tsai-Wu失效准则判断是否满足应力强度设计要求，采用子模型法确定稳定性是否满足设计要求。
通过整体推进仪器舱结构中承力球冠和单一承力球冠的有限元仿真分析结果，策划整体推进仪器舱结构静力试验和单独承力球冠静力试验方案，并分别进行了整体结构试验和单独承力球冠试验验证，与仿真分析进行比对，进行进一步验证。由此，大大简化了不同工艺制备的承力球冠试验，降低了试验成本。.
可见，本发明的目的是为了解决复杂构型的复合材料结构强度分析问题，及如何简化试验验证，最终本发明提供一种强度分析方法和一个简化试验验证方法。
附图说明
图1是本发明一实施例中承力球冠所在舱段的整体结构示意图；
图中，1-十字隔板；2-筒段；3-仪器圆盘；4-承力球冠；5-倒锥；
图2是本发明一实施例中承力球冠结构示意图；
图3是本发明一实施例中含承力球冠的整体结构有限元模型；
图4是本发明一实施例中单独承力球冠的有限元模型；
图5是本发明一实施例中承力球冠Tsai-Wu失效准则强度裕度的示意图；
图6是本发明一实施例中承力球冠TsaiWu失效准则强度失效指数云图；
图7是本发明一实施例中整体结构位移云图；
图8是本发明一实施例中承力球冠在整体结构仿真结果中的位移云图；
图9是本发明一实施例中承力球冠失稳模式；
图10是本发明一实施例中整体推进仪器舱结构静力试验加载示意图；
图11是本发明一实施例中单独承力球冠静力试验加载示意图。
具体实施方式
以下将结合图1至图11对本发明提供的探月飞行器构型复杂的复合材料结构的分析方法进行详细的阐述，其为本发明可选实施例，可以认为，本领域技术人员在不改变本发明精神和内容的范围内对其进行修改和润色。
本发明提供了一种探月飞行器构型复杂的复合材料结构的分析方法，包括如下步骤：
S1：建立整体推进仪器舱结构的有限元模型，该有限元模型包括承力球冠4、筒段2、安装倒锥5、十字隔板1以及设于所述承力球冠上的贮箱，其结构与实际的推进仪器舱整体结构相匹配；
在本发明可选的实施例中，在所述步骤S1中，在建立贮箱的有限元模型时，将其简化为质量单元，并采用MPC多点约束单元与承力球冠的开口边框相连。可选的，在所述步骤S1中，在建立有限元模型时，所述承力球冠通过MPC多点约束单元与十字隔板以及筒段连接，所述承力球冠采用层合板壳材料。
换言之，模型包括承力球冠4、筒段2、安装倒锥5、十字隔板等；将承力球冠上的4个贮箱均简化为质量单元，采用MPC多点约束单元模拟连接螺栓与承力球冠开口边框相连；承力球冠与十字隔板以及筒段后端框处的连接螺栓均建立MPC多点约束单元；承力球冠采用层合板壳单元；
S2：定义各结构部件的材料，然后依据该材料进行建模；
在本发明可选的实施例中，在所述步骤S2中，在定义所述承力球冠的材料模型时，先分别定义每种单层材料的属性，然后通过设置铺层起始点、铺层厚度、铺层角来对其复合材料进行建模。换言之，在承力球冠材料定义中，首先分别定义每种单层材料的属性，然后通过设置铺层起始点、铺层厚度、铺层角来对球冠复合材料进行建模，铺层定义方法与实际生产过程保持一致，从而保证分析的准确性；
S3：设置预设载荷工况并提交进行运算，然后
输出承力球冠的应力应变结果，进入步骤S4；
输出承力球冠的位移结果，进入步骤S5；
输出MPC多点约束单元处的3个方向的力，判断出承力球冠在与贮箱法兰和与筒段后端框相连处的MPC的力较大。
S4：利用所述应力应变结果对强度进行分析，查看其是否满足设计要求；在本发明可选的实施例中，在所述步骤S4中，采用Tsai-Wu失效准则作为强度分析的依据。
S5：利用所述位移结果为边界条件，对承力球冠稳定性进行分析，查看其是否满足设计要求；在本发明可选的实施例中，在所述步骤S5中，采用子模型方法，以所述整体推进仪器舱结构模型中承力球冠与筒段、十字隔板、安装倒锥及贮箱法兰口相连处的位移结果为边界条件，进行承力球冠的特征值屈曲分析，得到承力球冠的稳定性分析结果。
完成步骤S4和S5后，若均满足设计要求，则进入步骤S6；
S6：针对承力球冠在整体推进仪器舱结构中的传力及承载，进行整体结构实际载荷工况的试验验证；
在本发明可选的实施例中，
S61：得到整体推进仪器舱结构模型；将所述承力球冠以实际连接情况与所述十字隔板、倒锥及筒段连接；模拟实际载荷工况进行筒段、倒锥以及承力球冠与贮箱连接处的载荷设置，并提交进行运算和分析；
S63：针对包含承力球冠、筒段、倒锥、十字隔板的整体结构，在筒段前端、倒锥前端以及承力球冠与贮箱连接处，通过试验加载工装施加载荷，完成静力试验验证
进一步具体来说，针对承力球冠在整体推进仪器舱结构中实际载荷工况的试验验证时，承力球冠安装在推进仪器舱内，与十字隔板、安装倒锥及筒段连接；模拟实际载荷工况，在筒段前端、安装倒锥前端、以及4个贮箱法兰安装口处施加载荷；具体载荷施加和连接情况可参见图10。结合到图中来看，其中的F1、F2、F3、F4即示意4个贮箱法兰安装口处施加载荷，F5即示意倒锥前端施加载荷，F6即示意筒段前端施加载荷。
S7：针对单独承力球冠进行静力试验验证。
在本发明可选的实施例中，所述步骤S7进一步包括：
S71：得到单独承力球冠模型；将其与筒段的后端框连接，在承力球冠与贮箱连接处施加载荷，并提交进行运算和分析；
S72:将承力球冠与模拟筒段后端框工装连接，通过试验加载工装在承力球冠与贮箱连接处施加载荷，完成静力试验验证；
进一步具体来说，对承力球冠进行单独静力试验验证时，与模拟筒段后端框连接，再通过模拟筒段后端框与试验工装连接，贮箱法兰安装口处施加载荷；具体载荷施加和连接情况可参见附图11。结合到图中来看，其中的F1、F2、F3、F4即示意4个贮箱法兰安装口处施加载荷。
综上所述，本发明的强度分析方法针对复杂构型的内部某个主承力结构进行有限元强度分析，首先通过建立整体推进仪器舱有限元模型，明确主承力球冠与相邻结构的传力关系及大小，并得出在整体结构实际设计载荷工况中的应力及位移结果，以Tsai-Wu失效准则判断是否满足应力强度设计要求；以整体模型中承力球冠的位移结果为边界条件，采用子模型法确定稳定性是否满足设计要求。
通过整体模型中承力球冠和单一承力球冠的有限元仿真分析结果，策划整体结构静力试验和单独承力球冠静力试验方案，并分别进行了整体结构试验和单独承力球冠试验验证，与仿真分析进行比对，进行进一步验证。
在本发明可选的方案中，由整体推进仪器舱和单独承力球冠的两种承力球冠模型分析结果得出，承力球冠的承载最严重区域基本相同，此可理解为承载区域匹配，这种匹配可以认为设计是否匹配的量化标准，在匹配的情况下，对不同工艺制备的承力球冠可以采用单独承力球冠试验方案进行试验验证。由此，大大简化了不同工艺制备的承力球冠验收试验，降低了试验成本。
可见，本发明的目的是为了解决复杂构型的复合材料结构强度分析问题，及如何通过试验验证，最终本发明提供一种强度分析方法和一个简化试验验证方法。

Claims (7)

1.一种探月飞行器构型复杂的复合材料结构的分析方法，其特征在于：包括如下步骤：
S1：建立整体推进仪器舱结构的有限元模型，该有限元模型包括承力球冠、筒段、安装倒锥、十字隔板以及设于所述承力球冠上的贮箱，其结构与实际的推进仪器舱体整体的结构相匹配；
S2：定义各结构部件的材料，对结构中的复合材料进行建模；
S3：设置预设载荷工况并提交进行运算，然后：
输出承力球冠的应力应变结果，进入步骤S4；
输出承力球冠的位移结果，进入步骤S5；
S4：利用所述应力应变结果对强度进行分析，查看其是否满足设计要求；
S5：利用所述位移结果为边界条件，对承力球冠稳定性进行分析，查看其是否满足设计要求；
完成步骤S4和S5后，若均满足设计要求，则进入步骤S6；
S6：针对承力球冠在整体推进仪器舱结构中的传力及承载，进行整体结构实际载荷工况的试验验证；
S7：针对单独承力球冠进行静力试验验证，所述静力试验验证包括：
S71：得到单独承力球冠模型，将其与筒段的后端框连接，在承力球冠与贮箱连接处施加载荷，并提交进行运算和分析；以及，
S72:将承力球冠与模拟筒段后端框工装连接，通过试验加载工装在承力球冠与贮箱连接处施加载荷，完成静力试验验证。
2.如权利要求1所述的探月飞行器构型复杂的复合材料结构的分析方法，其特征在于：在所述步骤S1中，在建立贮箱的有限元模型时，将其简化为质量单元，并采用MPC多点约束单元与承力球冠的开口边框相连。
3.如权利要求1所述的探月飞行器构型复杂的复合材料结构的分析方法，其特征在于：在所述步骤S1中，在建立有限元模型时，所述承力球冠通过MPC多点约束单元与十字隔板以及筒段连接。
4.如权利要求1所述的探月飞行器构型复杂的复合材料结构的分析方法，其特征在于：所述承力球冠为由碳纤维复合材料预浸料整体铺设而成的层合板结构，在所述步骤S2中，在定义所述承力球冠的模型材料时，先分别定义每种单层材料的属性，然后通过设置铺层起始点、铺层厚度、铺层角来对其层合板复合材料进行建模。
5.如权利要求1所述的探月飞行器构型复杂的复合材料结构的分析方法，其特征在于：在所述步骤S4中，采用Tsai-Wu失效准则作为强度分析的依据。
6.如权利要求1所述的探月飞行器构型复杂的复合材料结构的分析方法，其特征在于：在所述步骤S5中，采用子模型方法，以所述整体推进仪器舱结构模型中承力球冠与筒段、十字隔板、安装倒锥及贮箱法兰口相连处的位移结果为边界条件，进行承力球冠特征值屈曲分析，得到承力球冠的稳定性分析结果。
7.如权利要求1所述的探月飞行器构型复杂的复合材料结构的分析方法，其特征在于：所述步骤S6进一步包括：
S61：得到整体推进仪器舱结构模型，将所述承力球冠以实际连接情况与所述十字隔板、倒锥及筒段连接；模拟实际载荷工况进行筒段、倒锥以及承力球冠与贮箱连接处的载荷设置，并提交进行运算和分析；
S62:针对包含承力球冠、筒段、倒锥、十字隔板的整体结构，在筒段前端、倒锥前端以及承力球冠与贮箱连接处，通过试验加载工装施加载荷，完成静力试验验证。
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