利用变截面杆结构的火工冲击隔离方法技术

本发明专利技术公开了一种利用变截面杆结构的火工冲击隔离方法，包括根据星箭分离的冲击问题，得到相应的实际冲击响应大小以及许用冲击响应大小；根据应力波理论推导变截面杆的应力波透射率计算模型；根据应力波透射率计算模型与冲击要求，对星箭接口的几何模型集合进行改进；对改进后的几何模型进行有限元分析，随后进行试验，有限元分析指导试验的进行，并对试验进行补充，试验验证分析结果，有限元分析与试验共同得出的结论可验证改进后的几何模型是否满足冲击要求。本发明专利技术减小应力波透射率，使大部分应力波在截面处反射，实现火攻冲击的有效隔离与抑制，改进传统的星箭连接方法。改进传统的星箭连接方法。改进传统的星箭连接方法。

【技术实现步骤摘要】
利用变截面杆结构的火工冲击隔离方法


[0001]本专利技术属于火工冲击设备或装置
，具体涉及到一种利用变截面杆结构的火工冲击隔离方法。

技术介绍

[0002]航天工程实践中，航天器的星箭分离解锁过程中采用了大量的火工分离装置(如分离螺母、爆炸螺栓、包带等)。这些火工装置解锁时伴随着高频、高量级、高g值加速度的严酷力学环境，这一力学过程在工程中成为火工冲击。火工冲击会破坏分离装置周围对高频冲击敏感的微机械和硬件，甚至造成灾难性的飞行事故。Moening的研究指出，在1963年至1985年间发生的85次飞行故障中，74％被证实是火工冲击引起。因此为了保证发射任务的可靠性，自1960年以来，国家航空航天管理局(NASA)、欧洲航天局(ESA)、桑迪亚国家实验室(SNL)和美国军方(USM)进行了多项研究，将火工冲击力学环境测试试验列为航天器飞行之前必备的验收试验，并开发了一系列关于火工冲击的标准、测试方法和软件。
[0003]已发表的关于火工冲击的文献主要集中在不同火工装置的建模和实验上，关于冲击隔离的报告相对较少。NASA在20世纪70年代早期提出，橡胶/硅橡胶垫等阻尼元件可以用于冲击隔离，但是航空航天中特殊的物理环境，高温和强紫外线导致传统的橡胶或硅树脂阻尼元件存在快速老化的问题。随着金属橡胶和形状记忆合金等新型阻尼材料的发展，这一问题得到了缓解，并在振动和冲击控制领域得到了广泛的应用。然而，这些冲击隔离的引入将不可避免地降低航天器与火箭之间的连接刚度。这种刚度效应将改变航天器的模态和气动性能。因此，阻尼元件在实际工程中的应用受到很大限制。事实上，根据应力波理论，可以利用一些典型的几何变化来隔离振动。近年来的研究表明，在机械工业中广泛使用且易于制造的阶梯杆对应力波的传播有一定的影响。Gan等人最近的研究表明变截面杆可以阻断应力波，在一定频带范围内过滤冲击响应。本文对选择冲击隔离方法提出了建议。
[0004]现有的冲击隔离方法大都是利用改变星箭连接部位的结构与材料，以增重/修改设计为代价，实现有限的冲击衰减。现有的冲击隔离方法包含柔性吸能法和刚性隔离法，主要基于阻尼耗散原理和应力波理论，该方法依据工程师的设计经验，通过修改星箭连接界面结构、材料，结合冲击试验进行冲击响应的隔离与控制。该技术方法成本很高、试验周期较长，只能定性指导设计方案而不能实现定量化设计，未必能得到理想的结果。此外现有的冲击隔离技术还存在减小刚度、增加重量等不足，不能满足新一代飞行器的设计需求。

技术实现思路

[0005]本专利技术所要解决的技术问题在于克服上述现有技术的缺点，提供一种在保证刚度的同时减小飞行器重量，降低发射成本的利用变截面杆结构的火工冲击隔离方法。
[0006]解决上述技术问题所采用的技术方案是：利用变截面杆结构的火工冲击隔离方法包括以下步骤：
[0007](1)根据星箭分离的实际冲击响应大小超出许用冲击响应大小的冲击隔离问题，
得到相应的实际冲击响应大小以及许用冲击响应大小；
[0008](2)根据应力波理论推算出变截面杆的应力波透射率计算模型；
[0009](3)根据变截面杆的应力波透射率计算模型与冲击要求，得出单级杆的应力波透射率计算模型和颈缩杆的应力波透射率计算模型，对星箭接口的几何模型集合进行改进；
[0010](4)对改进后的几何模型进行有限元分析，随后进行试验，有限元分析指导试验的进行，并对试验进行补充，试验验证有限元分析结果，有限元分析与试验共同得出的结论可验证改进后的几何模型是否满足冲击要求，若满足，则得到改进后的几何模型，设计结束；若不满足，则重新提出或改进模型参数修正建议，重复以上步骤，直到满足冲击要求为止。
[0011]本专利技术的步骤(3)中变截面杆的应力波透射率计算模型为计算变截面杆的应力波透射率、反射率；所述的单级杆的应力波透射率计算模型为：计算单级杆的应力波透射率、反射率；所述的颈缩杆的应力波透射率计算模型为：计算颈缩杆的应力波透射率、反射率。
[0012]本专利技术的计算单级杆的应力波透射率、反射率，颈缩杆的应力波透射率、反射率包括以下步骤：
[0013]S1、变截面杆的应力波透射率R
TI
、反射率R
RI
为：
[0014][0015]式中，A1为变截面杆的面积间断处左侧的面积，A2为变截面杆的面积间断处右侧的面积；ρ1为变截面杆的面积间断处左侧材料密度，ρ2为变截面杆的面积间断处右侧材料密度；c1为变截面杆的面积间断处左侧波速，c2为变截面杆的面积间断处右侧波速；
[0016]S2、当公式(1)中密度ρ1＝ρ2，波速c1＝c2时，得出单级杆的应力波透射率R
TI1
、反射率为R
RI1
为：
[0017][0018]式中，R
A
＝A'2/A'1，A'1为单级杆的面积间断处左侧的面积，A'2为单级杆的面积间断处右侧的面积。
[0019]S3、当公式(2)中R
A
＝1/R'
A
，R'
A
表示颈缩杆第二面积间断处的面积比，得出颈缩杆的应力波透射率R
TI2
、反射率R
RI2
为：
[0020][0021]公式(4)化简后可得公式(5)为：
[0022][0023]本专利技术的步骤S2中的R
A
为1<R
A
<4。
[0024]本专利技术的步骤S3中R'
A
为1/4<R'
A
<1。
[0025]本专利技术采用了对变截面杆结构进行飞行器冲击隔离，通过变截面杆的截面积变化、材料变化对应力波透射率的影响，减小应力波透射率，使大部分应力波在截面处反射，实现火攻冲击的有效隔离与抑制，改进传统的星箭连接方法，在保证刚度的同时减小飞行器重量，降低发射成本。
附图说明
[0026]图1是本专利技术一个实施例的系统流程框图。
[0027]图2是单级杆、颈缩杆横截面积比与应力波透射率的关系折线图。
[0028]图3是基于颈缩杆指导下建立的缓冲孔结构几何模型。
[0029]图4是基于颈缩杆指导下建立的过渡段结构几何模型。
[0030]图5是基于颈缩杆指导下建立的缓冲孔结构有限元模型。
[0031]图6是基于颈缩杆指导下建立的过渡段结构有限元模型。
[0032]图7是缓冲孔的有限元分析的试验结果分析图。
[0033]图8是过渡段的有限元分析的试验结果分析图。
具体实施方式
[0034]为了使本专利技术的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本专利技术进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅仅用以解释本专利技术，并不用于限定本专利技术。
[0035]如图1所示，本实施例的利用变截面杆结构的火工冲击隔离方法，包括以下步骤本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种利用变截面杆结构的火工冲击隔离方法，其特征在于，包括以下步骤：(1)根据星箭分离的实际冲击响应大小超出许用冲击响应大小的冲击隔离问题，得到相应的实际冲击响应大小以及许用冲击响应大小；(2)根据应力波理论推算出变截面杆的应力波透射率计算模型；(3)根据变截面杆的应力波透射率计算模型与冲击要求，得出单级杆的应力波透射率计算模型和颈缩杆的应力波透射率计算模型，对星箭接口的几何模型集合进行改进；(4)对改进后的几何模型进行有限元分析，随后进行试验，有限元分析指导试验的进行，并对试验进行补充，试验验证有限元分析结果，有限元分析与试验共同得出的结论可验证改进后的几何模型是否满足冲击要求，若满足，则得到改进后的几何模型，设计结束；若不满足，则重新提出或改进模型参数修正建议，重复以上步骤，直到满足冲击要求为止。2.根据权利要求1所述的利用变截面杆结构的火工冲击隔离方法，其特征在于：所述的步骤(3)中变截面杆的应力波透射率计算模型为计算变截面杆的应力波透射率、反射率；所述的单级杆的应力波透射率计算模型为：计算单级杆的应力波透射率、反射率；所述的颈缩杆的应力波透射率计算模型为：计算颈缩杆的应力波透射率、反射率。3.根据权利要求2所述的利用变截面杆结构的火工冲击隔离方法，其特征在于，所述的计算单级杆的应力波透射率、反射率，颈缩杆的应力波透射率、反射率包括以下步骤：S1、变截面杆的应力波透射率R
TI
、反射率R
RI

【专利技术属性】
技术研发人员：王锡雄，戚宇，阎旭，李贞，秦朝烨，于涛，褚福磊，
申请(专利权)人：烟台大学，
类型：发明
国别省市：