唐 杰， 張 修 科， 李 新 寬， 韓 涵， 白 瑞 祥

( 1.上海宇航系統(tǒng)工程研究所， 上海 201109；2.大連理工大學(xué) 工業(yè)裝備結(jié)構(gòu)分析國家重點(diǎn)實驗室， 遼寧 大連 116024 )

?

溫度對包帶式星箭連接分離裝置預(yù)緊力的影響

唐 杰1， 張 修 科1， 李 新 寬1， 韓 涵1， 白 瑞 祥2

( 1.上海宇航系統(tǒng)工程研究所， 上海 201109；2.大連理工大學(xué) 工業(yè)裝備結(jié)構(gòu)分析國家重點(diǎn)實驗室， 遼寧 大連 116024 )

為有效評估溫度對包帶式星箭連接分離裝置的預(yù)緊力的影響，基于傳統(tǒng)包帶預(yù)緊力計算方法，通過引入溫度影響系數(shù)，提出了考慮溫度效應(yīng)的計算公式。由于包帶式星箭連接邊界條件的復(fù)雜性，溫度影響系數(shù)難以通過理論計算準(zhǔn)確得出，本文將有限元數(shù)值仿真方法與高低溫試驗相結(jié)合，擬合出小型包帶裝置的溫度影響系數(shù)。結(jié)果表明，預(yù)緊力的計算值與實驗值較為吻合，為此類結(jié)構(gòu)包帶預(yù)緊力的精確計算提供了參考工具，并為多種規(guī)格包帶裝置的溫度影響系數(shù)的確定提供了有效解決方法。

溫度效應(yīng)；包帶；預(yù)緊力；有限元

0 引 言

包帶式星箭連接分離裝置作為航天領(lǐng)域應(yīng)用最為廣泛的星箭連接和解鎖結(jié)構(gòu)，是運(yùn)載火箭、上面級等運(yùn)載器發(fā)射有效載荷的重要組成部分，其預(yù)緊力的大小對星箭連接可靠度具有重要影響[1]，并影響到有效載荷的分離沖擊。預(yù)緊力過小，則無法滿足星箭連接的剛度要求；預(yù)緊力過大，則星箭分離沖擊環(huán)境惡劣[2-4]，甚至對星箭連接結(jié)構(gòu)造成破壞。因而準(zhǔn)確的預(yù)緊力加載是保證有效載荷發(fā)射任務(wù)圓滿成功的必要條件。

NASA于1999年《包帶系統(tǒng)設(shè)計準(zhǔn)則》中提出采用包帶預(yù)緊力簡化公式[5]，該公式以夾塊與對接框出現(xiàn)相對徑向滑移作為失效判據(jù)。唐乾剛等[6]根據(jù)星箭連接處受力情況及包帶裝置特點(diǎn)，導(dǎo)出了包帶裝置預(yù)緊力計算公式。但以上預(yù)緊力計算公式均未考慮溫度變化對預(yù)緊力的影響?；鸺蝻w行過程中氣動加熱和滑行段空間輻射，包帶裝置一般處于溫度交變的環(huán)境當(dāng)中，環(huán)境溫度的差異、復(fù)雜的邊界條件、不同材料的線膨脹系數(shù)都使得包帶預(yù)緊力發(fā)生變化，特別對于預(yù)緊力承載需求較小的小規(guī)格包帶裝置，溫度變化的影響將占主要因素。因此，單純通過文獻(xiàn)中理論計算得到的包帶預(yù)緊力有一定的局限性，必須將溫度對包帶預(yù)緊力影響考慮進(jìn)去。

目前，國內(nèi)外溫度對簡化的混凝土箱體結(jié)構(gòu)[8]、復(fù)合材料板殼結(jié)構(gòu)[9]應(yīng)力影響分析，包帶結(jié)構(gòu)的有限元建模及動力學(xué)分析[10-13]等方面均做出了較為深入的研究，然而基于有限元方法針對溫度對包帶結(jié)構(gòu)預(yù)緊力的影響方面尚未有相關(guān)研究工作。鑒于此，本文提出了考慮溫度效應(yīng)的包帶預(yù)緊力計算方法，對傳統(tǒng)計算公式進(jìn)行了修正，并通過對小型標(biāo)準(zhǔn)Ф300接口包帶及星箭加載結(jié)構(gòu)進(jìn)行了有限元仿真和溫度實驗，并通過溫度實驗進(jìn)行驗證，擬合出公式中的溫度系數(shù)，討論了溫度對包帶預(yù)緊力的影響規(guī)律。

1 Ф300包帶裝置緊力計算模型和方法

Ф300包帶星箭連接分離裝置采用標(biāo)準(zhǔn)接口[14]，主要包括2個鈦合金條帶、12個鋁合金夾塊(與星箭承載結(jié)構(gòu)材料相同)、4個2A14鋁合金加載接頭和2枚分離火工品等。其預(yù)緊力的加載主要通過旋轉(zhuǎn)火工品螺母進(jìn)行，并通過預(yù)緊力監(jiān)測系統(tǒng)讀取該包帶中部應(yīng)變值，經(jīng)分析計算后獲得預(yù)緊力實際加載值。根據(jù)試驗標(biāo)準(zhǔn)[15]，星箭連接分離裝置需覆蓋火箭飛行過程中的溫度變化范圍為-40～70 ℃。

1.1 預(yù)緊力計算公式

NASA于1999年《包帶系統(tǒng)設(shè)計準(zhǔn)則》中提出采用包帶預(yù)緊力簡化公式[5]為：

F=wD(tanβ-μ)/(1+μtanβ)

(1)

(2)

式中：D為對接框直徑；β為夾塊斜面角度；μ為夾塊與對接框接觸面摩擦系數(shù)；w為連接面的線載荷；Faxial，M分別為連接面所受的軸向力和彎矩。

進(jìn)一步考慮溫度對包帶預(yù)緊力的影響，則需對傳統(tǒng)理論公式進(jìn)行修正：

F0=F1+F2

(3)

F2=fkp(-ΔT)

(4)

式中：F0為包帶裝置總預(yù)緊力；F1為理論計算值；F2為由溫度變化帶來的預(yù)緊力修正值；f為安全系數(shù)；kp為溫度影響系數(shù)；(-ΔT)為星箭分離時刻與地面預(yù)緊力加載時刻環(huán)境溫度差。

公式(4)中kp是影響計算精度的關(guān)鍵系數(shù)，由于邊界條件復(fù)雜，且需考慮夾塊、條帶間的摩擦等因素，目前沒有精確的數(shù)學(xué)計算模型。雖然采用高低溫實驗方法可得到kp，但該方式具有周期長、經(jīng)濟(jì)性差、人力耗費(fèi)大的缺點(diǎn)，影響了工程研制的進(jìn)度。借助于目前已十分成熟的有限元數(shù)值仿真技術(shù)和大型軟件平臺，在已知材料的彈性參數(shù)和溫度參數(shù)的情況下，通過數(shù)值仿真精確地計算出結(jié)構(gòu)的預(yù)緊力影響系數(shù)kp是可行的。

1.2 溫度影響系數(shù)的計算

以Ф300包帶星箭連接分離裝置為例，以下給出溫度影響系數(shù)的計算方法。

1.2.1 材料參數(shù)

包帶裝置的結(jié)構(gòu)材料性能如表1所示。

表1 材料力學(xué)性能

1.2.2 有限元模型

在高低溫環(huán)境中，包帶裝置中面與星箭結(jié)構(gòu)分離面保持在同一水平面內(nèi)，并均為中心軸對稱結(jié)構(gòu)，各主要零件配合面潤滑良好，主要零件的材料不同，如表1所示。各零件因材料溫度膨脹系數(shù)不同產(chǎn)生相對變形是導(dǎo)致包帶預(yù)緊力變化的主要因素。

為有效模擬該真實溫度變形情況并簡化計算，綜合計算資源和模型直觀性[17-20]，該Ф300包帶星箭連接分離裝置采取如下建模方式：

(1)模型：全尺寸1∶1整體建模，消除因模型簡化造成的意外誤差。

(2)邊界條件：建立中心對稱約束和星箭對接面對稱約束，以利于有限元模型的計算收斂，并提高仿真準(zhǔn)確度。

(3)網(wǎng)格：條帶采用S4R四邊形殼單元模擬，該單元性能穩(wěn)定，適合接觸計算。夾塊、星箭對接框、條帶接頭結(jié)構(gòu)等實體結(jié)構(gòu)均采用C3D8I六面體Hex單元，并將夾塊與條帶接觸面兩端剛度變化劇烈的區(qū)域進(jìn)行網(wǎng)格細(xì)化，以降低該處的應(yīng)力集中。

(4)零件配合面：條帶與夾塊配合面采用接觸模擬，摩擦系數(shù)取0.2，其余配合面均采用綁定模擬。接觸面摩擦不考慮。

(5)載荷施加過程：初始狀態(tài)，溫度載荷為20 ℃，并施加2 100 N螺栓載荷模擬初始預(yù)緊力。然后，溫度降低至-40 ℃，之后以每分析步增加10 ℃增至70 ℃，通過讀取各分析步中條帶典型截面單元應(yīng)力得到包帶預(yù)緊力值。

模型建立并進(jìn)行網(wǎng)格細(xì)化后，該裝置有限元模型如圖1所示。

圖1 Ф300包帶裝置及星箭結(jié)構(gòu)模型

Fig.1 Finite element model of Ф300 clamp band mechanism with satellite and launch vehicle structure

1.2.3 計算結(jié)果及分析

在預(yù)緊力2 100N時，Ф300包帶裝置應(yīng)力隨著溫度每10 ℃梯度升高均呈現(xiàn)均勻增大趨勢，如圖2、3、4所示。

圖2 包帶裝置應(yīng)力云圖(20 ℃)

圖3 條帶應(yīng)力云圖(20 ℃)

a) -40 ℃ (b) 20 ℃ (c) 70 ℃

由圖4可知，(1)70 ℃狀態(tài)下包帶預(yù)緊力相比于最初20 ℃加載狀態(tài)，預(yù)緊力增加48.5%；-40 ℃ 狀態(tài)下預(yù)緊力降低-51.3%，表明溫度變化對該Ф300包帶式星箭連接分離裝置預(yù)緊力具有重要影響。(2)條帶與夾塊接觸的中部應(yīng)力較大，上下端面較小，可見預(yù)緊力監(jiān)測系統(tǒng)采集點(diǎn)如僅設(shè)置在條帶中部，并以條帶整個截面均勻變形為前提進(jìn)行預(yù)緊力計算，會導(dǎo)致實驗測試結(jié)果偏大，實際預(yù)緊力并未達(dá)到設(shè)計要求值。

為保持與實驗狀態(tài)一致，仍提取條帶中部應(yīng)力值進(jìn)行預(yù)緊力溫度影響分析，結(jié)果如圖5所示，其中橫坐標(biāo)為溫度，縱坐標(biāo)為預(yù)緊力，擬合方程見圖5中公式。

圖5 預(yù)緊力-溫度關(guān)系有限元分析結(jié)果

擬合直線斜率表明了包帶預(yù)緊力隨溫度的變化，即仿真分析溫度影響系數(shù)kp=24.96 N/℃。

2 實驗驗證

為驗證上述有限元模型處理方式的準(zhǔn)確性，以與計算模型結(jié)構(gòu)相同的實驗產(chǎn)品進(jìn)行高低溫實驗驗證。為消除由單次實驗帶來的誤差，溫度實驗共進(jìn)行3次，并通過預(yù)緊力監(jiān)測系統(tǒng)[21]進(jìn)行預(yù)緊力全程跟蹤測試。

從20 ℃室溫，進(jìn)行預(yù)緊力加載后，將整套裝置水平放入溫度箱，不作任何約束。為了消除環(huán)境溫度與產(chǎn)品溫度偏差，在整個實驗過程中，除了對產(chǎn)品周圍空間環(huán)境溫度進(jìn)行實時監(jiān)控外，同時在包帶產(chǎn)品夾塊間隙的條帶中部和星箭加載結(jié)構(gòu)上粘貼溫度傳感器，直接測量產(chǎn)品實際溫度。

實驗溫度定為-40～70 ℃，共分為12等級，溫度變化梯度為10 ℃，與仿真分析一致。在每級環(huán)境溫度下保溫2 h。

第1次溫度實驗預(yù)緊力實測值如表2所示。由表2可知：(1)相比于初始20 ℃加載狀態(tài)，70 ℃ 狀態(tài)下的包帶預(yù)緊力增加49.5%；-40 ℃狀態(tài)下包帶預(yù)緊力降低58.2%，表明溫度變化對該Ф300包帶式星箭連接分離裝置預(yù)緊力具有重要影響。(2)產(chǎn)品溫度與環(huán)境溫度存在溫差，最大溫差僅為0.1 ℃，表明產(chǎn)品溫度與環(huán)境溫度具有良好的一致性，可將環(huán)境溫度作為數(shù)據(jù)處理溫度，并與仿真結(jié)果進(jìn)行比較分析。

表2 第1次實驗預(yù)緊力測試結(jié)果

針對3次實驗結(jié)果，按實測的環(huán)境溫度和預(yù)緊力平均值做出散點(diǎn)圖并進(jìn)行線性擬合，如圖6所示，其中橫坐標(biāo)為溫度，縱坐標(biāo)為預(yù)緊力，擬合方程見圖6中公式。

通過對實驗數(shù)據(jù)擬合，條帶的預(yù)緊力溫度影響系數(shù)匯總?cè)绫?所示。根據(jù)表3結(jié)果，取3次實驗的溫度影響系數(shù)的均值作為Ф300包帶裝置溫度影響系數(shù)，即Φ300包帶在環(huán)境溫度-40～70 ℃，預(yù)緊力隨溫度升高呈線性增加趨勢，溫度對包帶預(yù)緊力的實驗測試影響系數(shù)為kp=25.9 N/℃。

a) 第1次 (b) 第2次 (c) 第3次

表3 實驗溫度影響系數(shù)

仿真分析結(jié)果kp=24.96 N/℃與溫度實驗結(jié)果相比較為一致，偏差度3.6%。

3 結(jié) 論

(1)溫度是影響包帶裝置預(yù)緊力的重要因素。對Φ300包帶裝置預(yù)緊力計算公式進(jìn)行修正，提出了溫度影響系數(shù)，為24.96 N/℃，為包帶式星箭連接裝置預(yù)緊力精確計算奠定了基礎(chǔ)；

(2)提出了包帶裝置溫度系數(shù)有限元仿真分析方法，并經(jīng)過了實驗驗證。該方法可應(yīng)用包帶預(yù)緊力溫度系數(shù)的確定。

[1] 袁家軍.衛(wèi)星結(jié)構(gòu)設(shè)計與分析[M].北京:宇航出版社,2004.

[2] 韓曉健,焦安超.包帶低沖擊裝置沖擊試驗及數(shù)據(jù)分析[J].航天器環(huán)境工程,2007,24(5):318-321.

[3] LANCHO M, LARRAURI I. CRSS: a separation system for launching very heavy payloads[J]. Acta Astronautica, 2000, 47(2/3/4/5/6/7/8/9): 153-162.

[4] DOWEN D, CHRISTIANSEN S. Development of a reusable, low-shock clamp band separation system for small spacecraft release applications[C]//9th European Space Mechanisms and Tribology Symposium. Liège: European Space Agency, 2001: 191-198.

[5] NASA. Marman clamp system design guidelines: GD-ED-2214[S]. Maryland: NASA Goddard Space Flight Centre, 2000: 21-23.

[6] 唐乾剛,孫世賢.包帶式星箭裝置預(yù)緊力分析[J].國防科技大學(xué)學(xué)報,1996,18(2):20-25.

[7] 楊新峰.包帶鎖緊結(jié)構(gòu)的預(yù)緊力確定[J].航天器環(huán)境工程,2009,26(6):122-127.

[8] 汪劍,方志.混凝土薄壁箱梁溫度效應(yīng)的變分解[J].計算力學(xué)學(xué)報,2008,25(2):207-211.

[9] 丁克偉,唐立民.任意厚度層合閉口柱殼的軸對稱溫度應(yīng)力[J].計算力學(xué)學(xué)報,1998,15(2):162-173.

[10] 白紹竣,梁魯.包帶連接力學(xué)分析與建模[J].上海航天,2011,28(6):45-48.

[11] 秦朝燁,褚福磊.包帶連接特性及星箭包帶連接結(jié)構(gòu)耦合動力學(xué)的研究進(jìn)展[J].力學(xué)進(jìn)展,2012,42(4):438-444.

[12] 譚雪峰,閻紹澤.包帶式星箭連接結(jié)構(gòu)的動力學(xué)模擬及故障分析[J].清華大學(xué)學(xué)報,2010,50(8):1205-1209.

[13] 白紹竣,尉飛.包帶連接建模與非線性動力學(xué)特性分析[J].振動與沖擊,2010,29(5):5-11.

[14] 國防科學(xué)技術(shù)工業(yè)委員會.包帶彈簧式星箭連接分離裝置通用規(guī)范:GJB2499A-2006[S].北京:國防科工委軍標(biāo)出版發(fā)行部,2007:12-13.

[15] 徐建強(qiáng).火箭衛(wèi)星產(chǎn)品試驗[M].北京:中國宇航出版社,2012.

[16] 華國強(qiáng).金屬材料手冊[M].上海:上海航天技術(shù)研究院,2007.

[17] 朱伯芳.有限單元法原理及應(yīng)用[M].2版.北京:中國水利水電出版社,1998.

[18] 莊茁.基于ABQUS的有限元分析和應(yīng)用[M].北京:清華大學(xué)出版社,2011.

[19] 王勖成.有限單元法[M].北京:清華大學(xué)出版社,2003.

[20] JACOB I R, VINAY K G, NICHOLAS E M. Techniques for finite element analysis of clamp band systems[C]//50th AIAA/ASME/ASCE/AHS/ASC Structures, Structural Dynamics and Materials Conference. California: AIAA, 2009: 1-9.

[21] 蘇明照.DAS-1星箭包帶應(yīng)力監(jiān)視系統(tǒng)[J].實驗力學(xué),1993,8(2):97-101.

Influence of temperature on clamp band’s pre-tightening force

TANG Jie1, ZHANG Xiuke1, LI Xinkuan1, HAN Han1, BAI Ruixiang2

( 1.Shanghai Aerospace System Engineering, Shanghai 201109, China； 2.State Key Laboratory of Structural Analysis for Industrial Equipment, Dalian University of Technology, Dalian 116024, China )

A formula to calculate the pre-tightening force in the clamp band connecting/release mechanism with the temperature effect was proposed by introducing a factor into the typical equations. It was difficult to determine the temperature effect by means of theory analysis due to the complexity of boundary conditions within the connection, so series of temperature for mini-type clamp band equipments were given through combining the FEM simulations with the high/low temperatures. The results showed that these factors were suitable and effective for the pre-tightening force calculation for many kinds of clamp bands.

temperature; clamp band; pre-tightening force; simulation analysis

2015-04-20.

國家重點(diǎn)基礎(chǔ)研究發(fā)展計劃(973計劃)項目(2014CB046506).

唐 杰(1980-)，男，高級工程師，E-mail:kangqiaolaojie@sina.com.

V421.7

A

1674-1404(2016)06-0494-05

TANG Jie, ZHANG Xiuke, LI Xinkuan, HAN han, BAI Ruixiang. Influence of temperature on the clamp band’s pre-tightening force[J]. Journal of Dalian Polytechnic University, 2016, 35(6): 494-498.