一种重型运载火箭栅格加筋结构在缩比模型中的刚度等效方法

技术领域

本发明涉及一种重型运载火箭栅格加筋结构在缩比模型中的刚度等效方法，属于地面振动实验缩比模型设计与制造领域。

背景技术

随着我国航天技术的不断发展，以及未来航天任务需求的不断提高，重型运载火箭的研制是不可或缺的。重型运载火箭较大的全箭尺寸为其结构动力学模型地面振动实验带来了困难。现有的振动塔难以满足实验需求，若要进行全箭振动实验，则必须新建巨大的可容纳箭体的振动实验塔，这无疑将产生巨大的成本。因此，在现有条件下，进行缩比模型实验，成为了替代实测实验获得重型火箭全箭振动特性的重要手段。

栅格加筋结构是航天领域上常用的一种力学性能优异的轻质高强结构，具有良好的比强度和比刚度、抗屈曲能力，大幅提高了结构效率，减轻了质量，增加有效载荷。然而拥有这种结构的重型运载火箭却在其缩比模型的设计与制造方面存在困难。即，如果栅格严格同整体进行缩比，那栅格将变得十分细小，难以进行实物加工。

发明内容

为了克服现有技术中存在的问题，本发明提供一种重型运载火箭栅格加筋结构在缩比模型中的刚度等效方法，该刚度等效方法应在满足缩比模型与原始模型整体频率相似的前提下，降低缩比模型的制造难度。

本发明采用的技术方案是：一种重型运载火箭栅格加筋结构在缩比模型中的刚度等效方法，所述栅格加筋结构包括蒙皮和筋条，所述刚度等效方法采用以下步骤：

S1：对由筋条所构成的栅格结构进行分析，得到其正交各向异性材料属性；

S2：设计复合材料层合板用于等效栅格加筋结构，其中用正交各向异性铺层按面内刚度等效筋条，用各向同性铺层按面内刚度等效蒙皮；

S3：将S2所得复合材料层合板按照相似准则进行缩比；

S4：将缩比后的复合材料层合板等效替代原栅格加筋结构用于生产火箭整体缩比模型。

所述正交各向异性铺层为复合材料布按铺层角0°层叠铺制而成，各向同性铺层为复合材料布按铺层角0°与45°交替铺制而成。

所述复合材料层合板由碳纤维布、玻璃纤维布单一材料铺制，或由碳纤维布和玻璃纤维布混合铺制，且仍遵守面内刚度等效准则

本发明的有益效果是：这种重型运载火箭栅格加筋结构在缩比模型中的刚度等效方法，对由筋条所构成的栅格结构进行分析，得到其正交各向异性材料属性；设计复合材料层合板用于等效栅格加筋结构，其中用正交各向异性铺层按面内刚度等效筋条，用各向同性铺层按面内刚度等效蒙皮；将所得复合材料层合板按照相似准则进行缩比；将缩比后的复合材料层合板等效替代原栅格加筋结构用于生产火箭整体缩比模型。该刚度等效方法解决了重型运载火箭栅格加筋结构进行严格的直接缩比以后结构过于细小难以生产的问题；降低了缩比模型的加工难度和生产成本；也保证了运用该方法设计、制造的重型运载火箭缩比模型与原始模型的整体频率相似。

附图说明

图1为栅格加筋结构示意图。

图2为栅格加筋结构刚度等效方法流程图。

图3为复合材料布各向同性铺层示意图。

图4为复合材料布正交各向异性铺层示意图。

图中：1.蒙皮，2.筋条。

具体实施方式

以下参考附图对本发明的流程做进一步描述。

一种重型运载火箭栅格加筋结构在缩比模型中的刚度等效方法，分以下步骤：

S1：对由筋条2所构成栅格结构进行分析，得到其正交各向异性材料属性。

栅格加筋结构由图1所示，由蒙皮1与筋条2组成，蒙皮主要承受面内载荷,筋条主要承受筋向的拉压和弯曲载荷，针对该结构本方法做出以下假设：栅格加筋结构的筋条侧向弹性模量远小于筋向模量,因此忽略泊松效应的影响,假设筋条只受筋向载荷；认为筋条不存在拉弯耦合效应,忽略拉弯耦合刚度；将面内刚度等效作为简化等效原则。为满足整体频率相似，面内刚度(EA)与弯曲刚度(EI)均应相似。而火箭箭体截面尺寸远大于栅格加强筋厚度，栅格加筋结构属薄壁结构，其弯曲刚度计算公式为

正方形栅格具备正交各向异性材料属性，将栅格视为一种假想的与栅格等厚的正交各向异性材料板。如图1所示栅格加筋结构，取t为筋条厚度，l为跨度，

相对密度

等效模量

等效剪切模量

等效泊松比

S2：设计复合材料层合板用于等效栅格加筋结构，其中用正交各向异性铺层按面内刚度等效栅格2，用各向同性铺层按面内刚度等效蒙皮1。

首先由拉伸实验获得所用复合材料布的实际力学性能参数。再依据实际力学性能参数，将复合材料布以不同方式铺制，按面内刚度等效栅格与蒙皮。其中正交各向异性铺层为复合材料布按铺层角0°层叠铺制而成，各向同性铺层为复合材料布按铺层角0°与45°交替铺制而成。复合材料铺层的厚度应根据复合材料布拉伸实验所得材料性能参数与原始栅格或蒙皮的面内刚度计算得到。计算方法为：𝐸

S3：将S2所得复合材料层合板按照相似准则进行缩比；

S4：将缩比后的复合材料层合板等效替代原栅格加筋结构用于生产火箭整体缩比模型。