[发明专利]一种火箭助推分离冲击载荷确定方法有效
| 申请号： | 201510784511.1 | 申请日： | 2015-11-16 |
| 公开（公告）号： | CN105468822B | 公开（公告）日： | 2018-11-02 |
| 发明（设计）人： | 李东;祁峰;廉永正;董锴;娄路亮;何巍;王旭;曾耀祥;胡鹏翔;汤波;徐庆红;杨树涛;邢建伟 | 申请（专利权）人： | 北京宇航系统工程研究所;中国运载火箭技术研究院 |
| 主分类号： | G06F17/50 | 分类号： | G06F17/50 |
| 代理公司： | 中国航天科技专利中心 11009 | 代理人： | 张丽娜 |
| 地址： | 100076 北京*** | 国省代码： | 北京;11 |
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| 摘要： | |||
| 搜索关键词： | 一种 火箭 助推 分离 冲击 载荷 确定 方法 | ||
1.一种火箭助推分离冲击载荷确定方法，其特征在于该方法的步骤为：
(1)建立助推分离前的火箭有限元模型；
(2)通过发动机点火试验获取芯级发动机的平稳推力曲线，以及助推发动机的关机推力曲线；
(3)对芯级施加芯级发动机的平稳推力，对助推器施加助推发动机的关机推力，对助推关机过程进行第一次瞬态响应分析，得到助推器与芯级捆绑连接段的时域载荷，所述的芯级发动机的平稳推力根据步骤(2)中得到的芯级发动机的平稳推力曲线得到，所述的关机推力根据步骤(2)中得到的助推发动机的关机推力曲线得到；
(4)建立助推分离后的火箭有限元模型；
(5)对第一次瞬态响应分析的捆绑连接段的时域载荷进行处理，即将助推器分离时刻后载荷均置为零；
(6)将助推分离后的火箭有限元模型芯级施加芯级发动机的平稳推力，将捆绑连接位置施加步骤(5)处理后的捆绑连接段的时域载荷，进行第二次瞬态响应分析；
(7)对第二次瞬态响应分析结果的各部段载荷进行提取，得到助推分离工况的冲击载荷；
所述的步骤(1)中助推分离前的火箭有限元模型，芯级自前至后包括整流罩、仪器舱、二级燃烧剂贮箱、箱间段、二级氧化剂贮箱、级间段、一级贮箱，助推器包括头锥、氧化剂贮箱、箱间段、燃烧剂贮箱，助推器前后分别通过捆绑连杆与芯级相连；
所述的步骤(4)中助推分离后的火箭有限元模型，与助推分离前的火箭有限元模型相比去掉了四个助推器与捆绑连杆。
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