考慮分離安全性的運(yùn)載火箭衛(wèi)星艙殼體結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì),基于柔性多體動(dòng)力學(xué)理論,建立了衛(wèi)星艙殼體平拋分離參數(shù)化模型,采用基于方差測(cè)度的非線性回歸法,對(duì)衛(wèi)星艙殼體各分區(qū)結(jié)構(gòu)尺寸、鋪層厚度、推沖器作用位置等參數(shù)進(jìn)行靈敏度分析。選取重要設(shè)計(jì)變量,以殼體質(zhì)量最輕為優(yōu)化目標(biāo),以分離速度和分離最小間隙為約束,應(yīng)用近似模型進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計(jì)。優(yōu)化后的衛(wèi)星艙殼體質(zhì)量降低48.3%,提高了火箭的有效載荷運(yùn)載能力。 

【文章來源】：兵器裝備工程學(xué)報(bào). 2020,41(12)北大核心

【文章頁數(shù)】：8 頁

【部分圖文】：

衛(wèi)星艙殼體結(jié)構(gòu)示意圖

衛(wèi)星艙殼體分離采用如圖2所示的線切割平拋分離方式。分離時(shí)序發(fā)出后，衛(wèi)星艙殼體首先切割解鎖為兩個(gè)半罩，其次安裝在分離面附近的四組推沖器同時(shí)動(dòng)作，將兩個(gè)半罩相互推離，實(shí)現(xiàn)衛(wèi)星艙殼體的平拋分離。實(shí)際飛行時(shí)衛(wèi)星艙分離在真空中待火箭末級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)機(jī)后進(jìn)行，因此分離過程中不存在氣動(dòng)力干擾以及過載影響。1.2 剛?cè)狁詈蟿?dòng)力學(xué)建模

衛(wèi)星艙結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)需考慮承載、透波、分離裝置安裝、部段連接等各方面約束，結(jié)構(gòu)分區(qū)較為復(fù)雜。為進(jìn)行參數(shù)化設(shè)計(jì)，根據(jù)各個(gè)區(qū)域材料分布方式的不同，將衛(wèi)星艙分為如圖3所示的夾芯區(qū)、錐柱過渡區(qū)、金屬加強(qiáng)區(qū)、連接區(qū)以及分離裝置區(qū)等5個(gè)分區(qū)，選取各分區(qū)材料厚度(見圖3)和分區(qū)幾何尺寸(見圖4)參數(shù)及推沖器安裝位置參數(shù)設(shè)置為設(shè)計(jì)變量，考慮實(shí)際加工時(shí)錐柱過渡區(qū)與夾芯區(qū)厚度有連續(xù)性限制，不將thick D設(shè)為獨(dú)立變量。共19個(gè)設(shè)計(jì)變量按照表1中設(shè)置上下界，同時(shí)考慮實(shí)際加工工藝限制，對(duì)設(shè)計(jì)變量的取值離散化處理。各變量名稱及取值界限如表1所示。圖4 衛(wèi)星艙殼體分區(qū)幾何尺寸

【參考文獻(xiàn)】：
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博士論文
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碩士論文
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本文編號(hào)：3625739