超大直径蒙皮桁条结构中间框刚度判别式研究

面向重型运载火箭等超大直径薄壁结构设计需求,基于能量法对特定失稳波形下结构的轴压承载能力进行分析,给出适用于超大直径蒙皮桁条结构的中间框不失稳刚度判别式。将该判别式应用于5种不同直径的蒙皮桁条结构中,得到中间框不失稳临界尺寸随壳段直径的变化关系,并进行有限元仿真校核。结果表明:给出的中间框刚度判别式对大直径蒙皮桁条结构有较好的适用性,对于超大直径蒙皮桁条结构,环向失稳波数的增加降低了壳段直径跨越式增长带来的影响,中间框不失稳临界尺寸并没有随壳段直径尺度的跨越式增长而大幅增加。

飞行器蒙皮桁条结构减振优化设计方法研究

减振和隔冲击设计对航天飞行器可靠性和安全性设计具有重要意义。先利用爆炸冲击的加载试验,获得了典型蒙皮桁条结构有效的冲击加速度数据。建立并修正了减振结构的动力学仿真模型,利用验证的仿真模型对五种不同的结构减振方案进行分析,得到一种有效的减振优化设计方法。

基于RBF模型的蒙皮桁条结构减轻孔优化

面向未来运载器大轴压服役性能和结构轻量化需求,提出一种布置于蒙皮桁条结构中间框上的新型长圆减轻孔,可在小幅提高结构轴压极限承载能力的前提下,实现结构减重。考虑到后屈曲分析的计算效率,基于径向基函数(Radial Basis Function,RBF)代理模型,构造了蒙皮桁条结构减轻孔的后屈曲优化模型。算例结果表明,长圆减轻孔模型较初始设计和圆形减轻孔模型承载效率更高,且可设计性增强。这种新型减轻孔模型有望应用在未来重型运载火箭的蒙皮桁条结构设计中。

基于Kriging代理模型的大直径运载火箭蒙皮桁条结构分步优化方法研究

针对大直径运载火箭结构轻质优化设计,开展轴压作用下的蒙皮桁条结构优化方法研究。首先采用显式非线性动力学算法进行静稳定性分析,获得蒙皮桁条结构的后屈曲失稳路径;然后根据蒙皮桁条结构特点,基于Kriging代理模型和组合优化算法的分步优化策略;最后针对中间框和不同截面形式的桁条开展参数优化研究,确立了蒙皮桁条结构最优设计方案。结果表明:“Π”型桁条的承载效率较高,最终优化结果对大型蒙皮桁条结构减重效果明显。

焊接方向对钛合金H型桁条-蒙皮结构双激光束双侧同步焊接变形的影响

通过有限元模拟,对比分析了三种焊接方向下双激光束双侧同步焊接TC4钛合金H型桁条-蒙皮薄壁结构的变形差异。热源模型采用组合热源,能够有效体现出激光热源在表面以及熔深方向上的能量分布。将模拟变形结果结合三维扫描实际测量,验证了模型的可靠性。试验结果表明,冷却结束后,构件中部变形较大,两端变形较小,变形主要集中在高度方向上。三种焊接方向中,从桁条中间到两端焊接的整体变形最小。

航天半硬壳结构模型简化方法研究

蒙皮桁条结构和网格加筋结构因具有较高的比强度和比刚度而广泛应用于火箭结构当中,其详尽的有限元模型自由度规模大,静力分析计算效率低。为了提高计算效率,研究提出了面向蒙皮桁条结构的优化定解法和面向网格加筋结构的等效性能法。在大直径蒙皮桁条结构按照横截面积相等简化为梁-壳模型后,可以保证轴向拉压刚度和弯曲刚度不变,但会出现扭转刚度不匹配的情况。采用尺寸优化的方法,通过调整蒙皮厚度来修正模型刚度,进一步利用局部单胞的弯曲刚度相同,便可确定简化模型的最终尺寸。对于周期性的网格加筋结构,采用改进的渐近均匀化方法,获取结构单胞的刚度信息,进而可建立与精细模型性能一致的光筒模型。算例表明,采用本文提出的两种模型简化方法得到的简化模型与精细模型之间的刚度误差可保证在5%以内,验证了简化方法的有效性。