[发明专利]探月飞行器构型复杂的复合材料结构的分析方法

说明书

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。

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；