火箭卫星舱壳体分离灵敏度分析与优化设计

发布时间：2022-02-15 02:34

　　考虑分离安全性的运载火箭卫星舱壳体结构设计,基于柔性多体动力学理论,建立了卫星舱壳体平抛分离参数化模型,采用基于方差测度的非线性回归法,对卫星舱壳体各分区结构尺寸、铺层厚度、推冲器作用位置等参数进行灵敏度分析。选取重要设计变量,以壳体质量最轻为优化目标,以分离速度和分离最小间隙为约束,应用近似模型进行优化设计。优化后的卫星舱壳体质量降低48.3%,提高了火箭的有效载荷运载能力。 

【文章来源】：兵器装备工程学报. 2020,41(12)北大核心

【文章页数】：8 页

【部分图文】：

卫星舱壳体结构示意图

卫星舱壳体分离采用如图2所示的线切割平抛分离方式。分离时序发出后，卫星舱壳体首先切割解锁为两个半罩，其次安装在分离面附近的四组推冲器同时动作，将两个半罩相互推离，实现卫星舱壳体的平抛分离。实际飞行时卫星舱分离在真空中待火箭末级发动机关机后进行，因此分离过程中不存在气动力干扰以及过载影响。1.2 刚柔耦合动力学建模

卫星舱结构设计需考虑承载、透波、分离装置安装、部段连接等各方面约束，结构分区较为复杂。为进行参数化设计，根据各个区域材料分布方式的不同，将卫星舱分为如图3所示的夹芯区、锥柱过渡区、金属加强区、连接区以及分离装置区等5个分区，选取各分区材料厚度(见图3)和分区几何尺寸(见图4)参数及推冲器安装位置参数设置为设计变量，考虑实际加工时锥柱过渡区与夹芯区厚度有连续性限制，不将thick D设为独立变量。共19个设计变量按照表1中设置上下界，同时考虑实际加工工艺限制，对设计变量的取值离散化处理。各变量名称及取值界限如表1所示。图4 卫星舱壳体分区几何尺寸

【参考文献】：
期刊论文
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博士论文
[1]新一代运载火箭整流罩关键分离特性研究[D]. 唐霄汉.大连理工大学 2018

硕士论文
[1]飞行器整流罩分离的动力学模拟及可靠性分析[D]. 崔奇.哈尔滨工业大学 2011



本文编号：3625739