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基于虚拟样机的安全自毁装置安装设计与仿真

文档作者: 冷月1 冯韶伟1 周鑫1 赵婷1 郑正路2        文档来源: 1. 北京宇航系统工程研究所 2. 中国运载火箭技术研究院研究发展中心
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更新时间: 2021年01月07日
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设计·工艺 航天制造技术 43 基于虚拟样机的安全自毁装置安装设计与仿真 冷 月1 冯韶伟1 周 鑫1 赵 婷1 郑正路2 (1. 北京宇航系统工程研究所,北京100076;2. 中国运载火箭技术研究院研究发展中心,北京100076) 摘要:为提高运载火箭结构总体设计质量,提前发现设计缺陷,减少设计周期及成本,利 用Creo 2.0 软件建立安全自毁装置虚拟样机系统,利用Abaqus 6.11 Standard 软件对安装结构的 强度及刚度进行有限元分析,利用CATIA 软件对安装及解锁确认流程进行了人机工程仿真。 仿真分析表明,在飞行载荷作用下,安全自毁装置安装结构刚度与强度满足要求;安全自毁装 置总装总体布局及安装结构设计合理,满足发射场安装及解锁确认操作要求,为后续虚拟样机 技术在运载火箭上产品安装设计与仿真的应用提供技术基础。 关键词:虚拟样机;安全自毁装置;有限元仿真;人机工程 Installation Design and Simulation of Safety Self-destruction Device Based on Virtual Prototype Leng Yue1 Feng Shaowei1 Zhou Xin1 Zhao Ting1 Zheng Zhenglu2 (1. Beijing Institute of Aerospace System Engineering, Beijing 100076; 2. Research and Development Center, China Academy of Launch Vehicle Technology, Beijing 100076) Abstract:In order to improve the overall design quality of the carrier rocket structure, find design defects in advance, reduce design cycle and cost, the Creo 2.0 software is used to establish the safe self-destruction device virtual prototyping system. The Abaqus 6.11 Standard software is used to analyze the strength and stiffness of the installation structure and the CATIA software is ergonomically simulated for the installation and unlocking process. The simulation analysis shows that the stiffness and strength of the safety self-destruction device installation structure meet the requirements and the safety self-destruction device assembly overall layout and installation structure design is reasonable which provides the technical foundation for the application of virtual prototyping technology in the design and simulation of the installation of the rocket. Key words:virtual prototyping;safe self-destruction device;finite element simulation;ergonomics 1 引言 安全自毁装置是运载火箭安全控制系统的重要终 端,当火箭飞行偏离弹道时实现自毁功能,以免造成 人员和财产损失[1]。安全自毁装置在发射前安装并需手 动解锁及确认激活状态。为了适应运载火箭快速检测、 快速发射的理念,实现安全自毁装置的可靠安装及解 锁确认至关重要。传统的安装设计是设计人员凭借经 验,采用二维设计方式,通过实物模装或地面静力试 验验证设计的正确性,此种设计方式具有依赖设计经 验、开发周期长、研制成本高的缺点。虚拟样机是物 理样机的数字化仿真模型, 利用虚拟样机可代替物理 样机对产品进行创新设计、测试和评估[2~5]。虚拟样机 技术可以有效提前发现设计缺陷、降低技术风险、提 高设计质量、缩短研制周期并节约研制经费[6,7]。本文 建立了安全自毁装置的虚拟样机系统,对安装结构的 强度及刚度进行了有限元分析,并对安装及解锁确认 流程进行了人机工程仿真,为设计方案的确定提供了 有力的仿真依据。 作者简介:冷月(1987),硕士,运载火箭结构总体设计专业;研究方向:运载火箭结 构总体设计。 收稿日期:2017-06-29 万方数据 设计·工艺 2017 年8 月第4 期 44 2 安全自毁装置的结构组成及工作原理 安全自毁装置主要由起爆装置和爆炸装置组成。 起爆装置具有安全保险和起爆性能,爆炸装置具有毁 伤性能。安全自毁装置在临射前装箭,手动保险杆沿 装置轴线向下拔出以解锁起爆装置,并通过观察孔观 察解锁激活状态。 3 安全自毁装置虚拟样机建立 3.1 安全自毁装置总体布局 为保证火箭飞行偏离弹道时,安全自毁装置能够 实现将前后两贮箱同时炸开,推进剂泻出,因此将自 毁装置安装于两贮箱之间的箱间段内,并且自毁装置 的轴线与箭体轴线平行。为给自毁装置提供良好的振 动环境,避免剧烈振动造成其误爆炸,将其通过支架 安装于振动环境较好的燃箱前底。由于自毁装置在临 射前安装,并且射前需拔出手动保险杆以解锁起爆装 置,通过观察孔观察解锁激活状态,因此将自毁装置 布局于箱间段舱口附近,便于操作与观察。 利用 Creo2.0 三维设计软件制作完成箭体结构及 安全自毁装置的三维数模后,按照上述总体布局关系 对三维数模进行装配,构成安全自毁装置虚拟样机。 3.2 安全自毁装置安装结构设计 安全自毁装置安装结构需要具有足够的刚度与强 度,以满足飞行过程中的过载要求,避免结构出现较 大变形与破坏,影响自毁装置工作性能甚至飞行安全。 为了避免浪费运载能力,航天产品尤其注重结构效率, 因此安装结构应在满足强度与刚度的前提下,结构简 单、重量轻巧。由于安全自毁装置在临射前需拔出手 动保险杆并且通过观察孔观察解锁到位情况,因此安 装结构需提供操作及观察口。按照上述结构设计要求, 安全自毁装置安装结构如图1所示。 图1 安全自毁装置安装结构 4 安装结构有限元分析 安全自毁装置支架厚度为5mm,重量为6.5kg, 最大轴向过载31.12g。本文采用有限元分析软件 Abaqus 6.11 Standard 对安装结构的强度与刚度进行仿 真分析。计算模型中的必要材料性能见表1。 表1 材料性能参数 材料名 弹性模量/MPa 泊松比 密度 t/mm3 屈服极限/MPa 强度极限/MPa 最大延伸率 使用范围 Al_BC-5A06_O 68600 0.32 2.64E-009 157 314 0.15 支架 4.1 分析模型建立 图2 有限元分析模型 有限元分析模型如图 2 所示,模型为静力分析模 型,有限元分析时考虑了材料、几何非线性。分析模 型中将支架简化成板壳模型,均采用壳单元进行离散。 其中支架模型中含有4.4 万个单元。模型中基本单元尺 寸为3.0mm。 固定支架下侧,在圆孔中心点处建立参考点,参 考点与结构进行耦合。根据拉、压载荷的不同,建立 了不同耦合方式,具体情况如图3 所示。 a 拉工况 b 压工况 图3 支架拉、压不同状态下的参考点耦合方式 4.2 分析工况及其载荷情况 根据载荷要求,支架上有效载荷重量6.5kg,最大 万方数据 设计·工艺 航天制造技术 45 轴向过载31.12g。折算得到作用力为2023N。方向沿安 装圆孔的中心线,如表2所示。支架载荷施加情况如图 4所示。 表2 工况载荷情况 序号 分析工况 载荷方向 载荷值/N 1 轴拉 轴拉向上 2023 2 轴压 轴拉向下 2023 图4 支架载荷施加情况 4.3 分析结果 4.3.1 轴拉工况 图5 为支架轴向位移云图,可以看到在螺孔附近 的位移最大,为0.43mm。 图5 轴向位移云图 0 50 100 150 200 250 300 350 400 450 0.00 0.05 0.10 0.15 0.20 0.25 0.30 0.35 0.40 0.45 轴向位移/mm 沿安装面内侧环路径/mm 图6 沿安装面内侧圆环路径下的轴向位移曲线图 图 6 是沿安装面内侧圆环路径下的轴向位移曲线 图,曲线的起始点为矮边侧。可以看到,在缺口区的 位移最大,为0.43mm。 图 7 和图8 分别为结构整体应力云图及局部应力 云图,可以看到,结构应力水平较低。 图7 结构整体应力云图 图8 局部应力云图 4.3.2 轴压工况 图9 为支架的轴向位移云图,可以看到结构整体 位移很小。 图 9 轴向位移云图 图 10 是沿安装面内侧圆环路径下的轴向位移曲线 图,曲线的起始点为矮边侧。可以看到,在缺口区的 位移最大,为0.43mm。 万方数据 设计·工艺 2017 年8 月第4 期 46 0 50 100 150 200 250 300 350 400 450 -0.45 -0.40 -0.35 -0.30 -0.25 -0.20 -0.15 -0.10 -0.05 0.00 轴向位移/mm 沿安装面内侧环路径/mm 图 10 沿安装面内侧圆环路径下的轴向位移曲线图 图 11 为结构整体应力云图,可以看到,结构应力 水平很低。 图 11 结构整体应力云图 上述分析结果表明,在飞行载荷作用下,安全自 毁装置安装结构刚度与强度满足要求,能够避免出现 较大变形与破坏,具体分析结果见表3。 表 3 安装结构最大位移与应力 序号 分析工况 最大位移/mm 最大应力/MPa 1 轴拉 0.43 68 2 轴压 0.43 48 5 安装流程人机工程仿真 安全自毁装置安装流程人机工程仿真主要针对自 毁装置安装及解锁确认两个方面开展。本文采用 CATIA软件人机工程仿真模块,在安全自毁装置虚拟 样机的基础上,利用3D人体模型技术建立操作人员的 数字模型,实现对安全自毁装置安装流程人机工程仿 真,使安装流程更加形象、逼真和准确;不需采用实 物模装试验即可在设计早期发现不协调问题、规避操 作风险,有效地缩短研制周期、降低生产成本。 5.1 安全自毁装置安装 安全自毁装置安装操作包含自毁装置通过箱间段 操作口安装于舱内结构上并拧紧安装紧固件。经仿真 可知箱间段操作口尺寸及安装结构位置合适,操作人 员站在舱门处可实现安全自毁装置的入舱安装。安全 自毁装置的安装紧固能够实现可视性及可达性要求, 满足自毁装置与安装结构可靠连接的设计要求。 5.2 安全自毁装置解锁确认 安全自毁装置解锁确认操作包含通过安装结构操 作口将手动保险杆取出并且通过观察孔观察解锁到位 情况。经仿真可知安装结构操作口尺寸及位置合适, 保险杆可通过操作口和舱门顺利取出并且通过观察孔 观察的可视性良好,满足安全自毁装置解锁确认要求。 6 结束语 本文建立了安全自毁装置的虚拟样机系统,对安 装结构的强度及刚度进行了有限元分析,分析表明, 在飞行载荷作用下,安全自毁装置安装结构刚度与强 度满足要求,能够避免出现较大变形与破坏;对安装 及解锁确认流程进行了人机工程仿真,仿真表明安全 自毁装置总装总体布局及安装结构设计合理,满足发 射场安装及解锁确认操作要求,为设计方案的确定提 供了极大的帮助。 参考文献 1 龙乐豪. 总体设计[M]. 北京:宇航出版社,1993 2 王刚,杨莺,刘少军. 虚拟样机技术在工程机械领域的应用[J]. 工程机械, 2003(8):11~13 3 李峰,徐诚,王永娟. 轻武器虚拟样机有效性研究[J]. 机械设计,2007(7): 45~47 4 刘志刚,方立霞,訾珩,等. 基于虚拟样机技术的凸轮机构的设计与研 究[J]. 机械工程师,2016(12):102~105 5 汤瑞清,郭利. 基于虚拟样机技术的汽车悬架转向系的研究[J]. 机械设计 与制造工程,2016(12):13~16 6 钟佩思,刘梅. 基于虚拟样机的复杂产品协同设计与仿真关键技术研究 [J]. 计算机应用研究,2006(7):44~47 7 臧希恒,唐硕,闫晓东. 亚轨道飞行器返回段动力学虚拟样机设计[J]. 计 算机辅助工程,2008(4):18~23 万方数据
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