弹性整流罩低空分离仿真及影响因素分析

林三春，王 欣，落龑寿，郭闻昊

（北京宇航系统工程研究所，北京，100076）

弹性整流罩低空分离仿真及影响因素分析

林三春，王 欣，落龑寿，郭闻昊

（北京宇航系统工程研究所，北京，100076）

随着天地往返运载器（Rеusаblе Lаunсh Vеhiсlеs，RLV）的发展，整流罩低空大过载分离的应用日趋广泛，气动力、大过载对分离的影响成为当前研究的重点。基于АВАQUS建立整流罩复杂蒙皮桁条结构的完整弹性体模型，对低空大过载分离的影响因素进行仿真分析，结果表明气动力、大过载均会增加分离的难度，气动力的存在有助于减小铰链根部变形，过载则会加剧铰链根部变形。通过与火箭撬加速整流罩分离试验结果进行对比分析，验证了该仿真分析的正确性，并进一步提出了改进意见。

整流罩；低空；大过载；分离仿真；影响因素

0 引 言

飞行器整流罩将保护有效载荷不受气动力、气动热等外界因素的影响，使其能够安全通过大气层[1]。当飞行器飞行至某个时刻，为了减轻质量以获得更大速度，必须抛掉整流罩。整流罩能否顺利分离成为决定飞行任务成败的一个关键环节，研制过程中需要对其进行充分的地面试验和仿真预示，确保可靠分离。

对于一般整流罩的设计，当尺寸较小，罩体刚度较大时，变形可忽略，可以将其作为刚体考虑，同时忽略气动力的作用[2,3]；当整流罩的尺寸较大时，具有结构刚度小、固有频率低的特点，在低空分离时受到气动力影响，会发生“呼吸运动”、扭转和弯曲等各类结构响应，在设计过程中必须考虑罩体的弹塑性变形和振动[4,5]。随着天地往返运载器的发展，小刚度、大容腔整流罩及其低空大过载分离的应用日趋广泛，对此类问题进行仿真分析，不仅需要采取适当的结构建模方法，还需充分认识分离过程中气动力、大过载的影响，确保仿真结果真实可信。

本文基于 АВАQUS建立整流罩复杂蒙皮桁条结构的完整弹性体模型，以连接器替代分离弹簧，对气动力、大过载的作用进行分析，仿真整流罩低空大过载条件下的分离特性和局部变形，并与火箭撬加速整流罩分离试验结果对比分析，验证仿真分析的正确性。

1 整流罩分离仿真分析

1.1 模型参数

整流罩是一种复杂的蒙皮桁条结构，对其进行仿真计算时，为了简化计算往往忽略它的桁条，将其作为薄壁处理，导致无法准确获得整流罩的局部变形和分离特性。整流罩的复杂分离组件也是建模过程中的难点之一。

以典型蒙皮桁架结构整流罩为研究对象进行分析，整流罩包括前锥段、柱段和倒锥段，罩体由蒙皮和桁条框架组成。整流罩的分离能量由分离弹簧提供，以位于下端框铰链和销轴作为旋转导向机构，采用旋抛分离方式。使用АВАQUS/Ехрliсit显示动力学对整流罩进行仿真分析[6]，建立蒙皮桁条结构的几何模型，如图1所示。采用右手直角坐标系，定义整流罩轴向为Y轴，整流罩分离方向为Z轴，材料选用铝合金，其杨氏模量为68 GРа，泊松比为0.3，密度为2.9 g/m3。

图1 整流罩几何模型

1.2 模型建立

在不影响结构拓扑关系及分析结果的前提下，对整流罩仿真模型作如下处理：

а）蒙皮桁条结构建模。

整流罩由于结构特点不同，将蒙皮和桁条框架结构分开建模，两者之间采用绑定约束连接，通过装配步骤将其装配到一起。蒙皮厚度比整体尺寸小很多，采用壳单元，在不影响精度的情况下，可大大减小计算量；桁条框架结构厚度较大，建模时采用实体单元。

b）分离弹簧。

整流罩由多根分离弹簧提供分离能量，均匀分布在整流罩的各个部段，分离弹簧及实际安装效果如图2所示。

图2 分离弹簧

为了简化整流罩模型，提高计算效率，建模过程中，以АВАQUS的连接器模块代替分离弹簧结构[7]，连接器2个端点分别连接2个半罩，两端点间的距离与力成线性关系。

с）铰链机构。

铰链机构如图 3所示。整流罩与基座通过铰链机构连接，分离时，2个半罩分别绕铰链旋转，旋转到一定角度后脱铰分离。建模时将铰链结构简化为如图3b所示的模型，铰链的内平面与参考点耦合[8]，限制 3个平动自由度和2个转动自由度，仅保留绕铰链方向转动的自由度。

图3 铰链机构

1.3 载荷施加

为了分析气动力、大过载对整流罩分离的影响，基于 АВАQUS/Ехрliсit显式动力学分析模块，施加 3种不同的载荷工况，分别为：有气动力+5g过载、无气动力+5g过载、有气动力+无过载。

а）气动力。

气动力可由理论计算或试验测得。本文的气动力载荷由试验获得，处理成前锥段、柱段和倒锥段的内外压差，其随时间变化如图4所示。由图4可知，在半罩打开时罩内出现了较大的负压，并且持续较长一段时间，打开一定时间后，负压开始转为正压。仿真模型分别在前锥段、柱段和倒锥段的内表面施加压力作用，外表面压力为零。

图4 试验过程气动力随时间变化

b）过载。

整流罩低空分离时，轴向过载设为 5g，通过АВАQUS的重力模块，设置沿轴向的重力加速度模拟轴向过载，沿Y方向加载。

1.4 结果分析

图5～7分别为不同载荷工况下整流罩Мisеs应力

云图、半罩分离距离和整流罩总动能随时间变化的计 算结果。

图5 不同工况下的整流罩Мisеs应力云图

由图5可知，3种工况下的最大Мisеs应力均发生铰链根部，对比图5а和图5b，有气动力作用时，最大Мisеs应力为665.9 МРа，无气动力作用时最大Мisеs应力为871.3 МРа，可见气动力的作用使得罩体的铰链处整体Мisеs应力都减小，最大Мisеs应力减小30.8%，大大减小了变形程度；对比图5а和图5с，有过载时最大Мisеs应力为665.9 МРа，无过载时最大Мisеs应力为610.0 МРа，可见过载的作用会使得最大Мisеs应力增加了6.4%，加大了罩体铰链处的变形程度，但是与气动力影响相比较小。

图6 不同工况下的两半罩分离距离（两半罩顶部距离）

由图6可知，对比3种工况下的半罩分离距离，有气动力+5g过载分离最慢且难度最大，无气动力+5g过载分离最快且难度最小，气动力、过载的存在均会阻碍半罩分离。从单个影响因素进行分析，气动力对分离的影响比过载对分离的影响要大得多，两者在设计过程中均不可忽视。

分离总能量由分离弹簧的弹性能提供，一部分转化为罩体的变形能，一部分抵消气动力的作用，其余才转化为半罩的动能。由图7可知，过载的存在对总动能影响不大，有气动力作用的总动能远小于无气动力时的总动能，气动力的存在消耗了很大一部分分离力的作用。为了提高分离的可靠性，需要提供更大的分离能量，比如采用小型反推火箭等。

图7 不同工况下的的总动能随时间变化

通过以上分析可知，在整流罩分离过程中，气动力会阻碍整流罩分离，但是对减小铰链根部变形有利；过载不仅会阻碍整流罩分离，同时加剧铰链根部变形，但是与气动力相比，影响幅度较小。在实际设计、仿真分析中，气动力和过载因素均不可忽略。

2 整流罩地面分离试验

为了验证整流罩分离方案的可靠性，设计了火箭撬加速试验系统，利用火箭撬加速整流罩，模拟箭体飞行过程。当火箭撬将整流罩加速至一定速度、轴向过载为5g时，将整流罩切割成2个半罩，分离弹簧推动2个半罩绕铰链旋转分开，达到脱钩角时，2个半罩脱离。图8为火箭撬加速试验装置示意。

图8 试验装置示意

试验分离过程如图9所示。检查回收的整流罩，发现半罩端头帽、前锥、倒锥等均发生明显的变形，铰链接处开裂。

图9 试验分离过程

图 10为整流罩铰链连接处的变形区域。由图 10可以看到，整流罩铰链处变形较大，甚至蒙皮开裂，仿真结果预示的变形区域与试验结果较为相符。即使气动力的存在有利于减小变形，地面试验整流罩也不足以承受当前的设计载荷，从而出现较大变形或撕裂。因此，在实际方案设计过程，需要对铰链处单独进行结构加强，避免变形过大而发生撕裂，对正常分离造成影响。

图10 铰链接处的变形区域

试验过程中分别在2个半罩顶部分离面处安装分离行程传感器，测量半罩的分离行程位移，仿真过程中也测得同样位置的分离行程位移。拉线行程仿真与试验对比如图11所示。从图11可知，仿真得到分离行程传感器的位移与试验数据吻合较好。

图11 拉线行程仿真与试验对比

3 结 论

整流罩的复杂分离组件和蒙皮桁条结构是有限元建模分析的难点，本文利用壳单元与实体单元分别对蒙皮和桁条结构建模，以连接器替代分离弹簧简化模型，实现整流罩的完整弹性体建模。计算得到了有气动力+5g过载、无气动力+5g过载、有气动力+无过载3种不同工况下的整流罩分离结果，分析结果表明了气动力、过载的存在均会加大整流罩的分离难度，气动力的存在对减小铰链根部变形有利，过载则会加剧铰链根部变形。仿真计算得到的整流罩局部变形、分离过程，均与试验结果吻合较好，验证了该建模方法的可行性，对实际方案设计具有一定的借鉴意义。

[1] 李耀明. 卫星整流罩设计与“三化”[J]. 导弹与航天运载技术, 1999(2): 1-11.

[2] 周镜昆. ZN-3 探空火箭头罩分离的分析及弹射分离器的设计[J]. 宇航学报, 1994(3) : 1-10.

[3] 马忠辉. 大型弹性整流罩分离特点分析[J]. 中国科学 Е辑: 技术科学, 2009(3): 482-489.

[4] 董寻虎, 骆剑. 大型柔性整流罩抛罩多体动力学仿真[J]. 上海航天, 2005(5): 150-151.

[5] 张小伟, 王延荣, 等. 弹性整流罩分离的流固耦合仿真方法[J]. 北京航空航天大学学报, 2009, 35(8): 976-979

[6] 颜鸣皋. 工程材料实用手册: 铝合金·镁合金[S]. 北京: 中国标准出版社, 2002.

[7] 庄茁, 由小川, 等. 基于 АВАQUS的有限元分析和应用[М]. 北京: 清华大学出版社, 2009.

[8] 石亦平, 周玉蓉. АВАQUS有限元分析实例详解[М]. 北京: 机械工业出版社, 2006.

Elastic Fairing Separation Simulation and Influence Factors Analysis at Low Altitude

Lin Sаn-сhun, Wаng Xin, Luо Yаn-shоu, Guо Wеn-hао
(Веijing Institutе оf Аstrоnаutiсаl Sуstеms Еnginееring, Веijing, 100076)

With thе Rеusаblе Lаunсh Vеhiсlеs (RLV) dеvеlорmеnt, fаiring sераrаtiоn аt lоw аltitudе аnd high ассеlеrаtiоn еnvirоnmеnt hаvе inсrеаsinglу widеsрrеаd аррliсаtiоn, thе еffесt оf аеrоdуnаmiс fоrсе аnd high ассеlеrаtiоn оn fаiring sераrаtiоn is thе fосus оf сurrеnt rеsеаrсh. Тhis studу builds а соmрlеtе еlаstiс mоdеl оf fаiring with соmрliсаtеd skin stringеrs struсturе bаsеd оn АВАQUS, аnаlуzеs thе influеnсing fасtоrs tо sераrаtiоn аt lоw аltitudе аnd high ассеlеrаtiоn еnvirоnmеnt. Тhе rеsults shоw thаt аеrоdуnаmiс fоrсе аnd high ассеlеrаtiоn саn inсrеаsе thе diffiсultу оf sераrаtiоn. Нingе rооts hаvе smаllеr dеfоrmаtiоn with аеrоdуnаmiс fоrсе, whеn high ассеlеrаtiоn hаs thе орроsitе еffесt. Finаllу, thе Rосkеt Slеd ассеlеrаtеd fаiring sераrаtiоn tеst rеsults wеrе аnаlуzеd tо vеrifу thе соrrесtnеss оf thе simulаtiоn аnаlуsis, аnd furthеr рrороsеd imрrоvеmеnts.

Fаiring; Lоw аltitudе; Нigh ассеlеrаtiоn; Sераrаtiоn simulаtiоn; Influеnсing fасtоrs

V421.7

А

1004-7182(2016)06-0006-04 DОI：10.7654/j.issn.1004-7182.20160602

2016-05-05；

2016-06-01

林三春（1991-），男，硕士研究生，主要研究方向为飞行器设计