穆朋剛，李斌潮，杜大華，鄧長(zhǎng)華

（液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)國(guó)防科技重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，陜西西安710100）

液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)復(fù)合材料機(jī)架初步設(shè)計(jì)研究

穆朋剛，李斌潮，杜大華，鄧長(zhǎng)華

（液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)國(guó)防科技重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，陜西西安710100）

針對(duì)液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)承力機(jī)架，開(kāi)展復(fù)合材料機(jī)架的初步設(shè)計(jì)及探索應(yīng)用研究。通過(guò)對(duì)原金屬機(jī)架結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)特點(diǎn)分析，提出了一種碳纖維增強(qiáng)復(fù)合材料機(jī)架的設(shè)計(jì)方案，并對(duì)其進(jìn)行了力學(xué)性能預(yù)測(cè)及設(shè)計(jì)參數(shù)影響分析等方面研究工作；最后，采用有限元軟件ANSYS的APDL語(yǔ)言開(kāi)發(fā)了復(fù)合材料機(jī)架的計(jì)算程序，該程序基于損傷累積理論，包含結(jié)構(gòu)應(yīng)力分析、材料的失效判斷及材料的性能退化3個(gè)主要循環(huán)過(guò)程，通過(guò)仿真手段模擬了在載荷增加過(guò)程中結(jié)構(gòu)內(nèi)部產(chǎn)生損傷，并逐漸累積直至破壞的整個(gè)過(guò)程。仿真分析結(jié)果表明：復(fù)合材料的應(yīng)用可在滿足原機(jī)架強(qiáng)度、剛度和穩(wěn)定性等設(shè)計(jì)要求基礎(chǔ)上，相對(duì)于原結(jié)構(gòu)實(shí)現(xiàn)了50%的減重。

液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī);復(fù)合材料；機(jī)架；設(shè)計(jì)方案

0 引言

隨著航天技術(shù)的不斷進(jìn)步，工程結(jié)構(gòu)對(duì)材料性能要求越來(lái)越高，復(fù)合材料以其良好的力學(xué)性能應(yīng)用于推力室、貯箱及氣瓶等火箭發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)的零部件，并隨著復(fù)合材料設(shè)計(jì)能力和制造工藝水平的提高，復(fù)合材料正逐漸替代金屬材料成為火箭推進(jìn)系統(tǒng)的重要結(jié)構(gòu)材料。復(fù)合材料在國(guó)外火箭發(fā)動(dòng)機(jī)機(jī)架結(jié)構(gòu)的使用已進(jìn)入工程階段[1-3]，然而，當(dāng)前我國(guó)現(xiàn)役的常規(guī)系列液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)、新一代液氧/煤油發(fā)動(dòng)機(jī)等大推力發(fā)動(dòng)機(jī)主要使用高強(qiáng)度鋼機(jī)架，而機(jī)架約占整個(gè)發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)重量10%～25%，若使用復(fù)合材料可使機(jī)架結(jié)構(gòu)減重20%～65%[4]，這對(duì)于發(fā)動(dòng)機(jī)推質(zhì)比及整體性能提升是有明顯優(yōu)勢(shì)的。因此，開(kāi)展火箭發(fā)動(dòng)機(jī)復(fù)合材料機(jī)架設(shè)計(jì)及應(yīng)用研究十分必要。美國(guó)技術(shù)驗(yàn)證機(jī)X-33發(fā)動(dòng)機(jī)機(jī)架為碳/環(huán)氧復(fù)合材料和硼-碳纖維/環(huán)氧混雜復(fù)合材料桁架結(jié)構(gòu)，連接液氧和液氫貯箱的桁架結(jié)構(gòu)為碳纖維/聚醚醚酮復(fù)合材料[1-2]。Atlas V型運(yùn)載火箭的復(fù)合材料推力支架，是由24根碳纖維/環(huán)氧復(fù)合材料管通過(guò)與金屬接頭連接將兩個(gè)鋁合金端框固定在一起，總重約為180 kg，有效載荷在18 000 kg以上[3]。我國(guó)國(guó)防科技大學(xué)在纖維增強(qiáng)復(fù)合材料發(fā)動(dòng)機(jī)機(jī)架設(shè)計(jì)、材料制備工藝及力學(xué)性能試驗(yàn)做了大量深入研究，如肖加余、彭超義等針對(duì)空間運(yùn)載器的復(fù)合材料推力支架結(jié)構(gòu)，探索了復(fù)合材料桁架式結(jié)構(gòu)在發(fā)動(dòng)機(jī)機(jī)架中的設(shè)計(jì)及應(yīng)用問(wèn)題，并進(jìn)行了相關(guān)實(shí)驗(yàn)[5-7]。航天五院研制的DFH-3平臺(tái)變軌發(fā)動(dòng)機(jī)，采用復(fù)合材料-金屬?gòu)?fù)合支架，其中支架主承力部分采用碳纖維/環(huán)氧復(fù)合材料桁架式結(jié)構(gòu)，除法蘭盤為鋁合金外，其余結(jié)構(gòu)均為復(fù)合材料[8]。

本文以某運(yùn)載火箭助推發(fā)動(dòng)機(jī)機(jī)架為研究對(duì)象，開(kāi)展復(fù)合材料機(jī)架設(shè)計(jì)研究，以碳纖維增強(qiáng)復(fù)合材料為結(jié)構(gòu)材料，重新對(duì)結(jié)構(gòu)進(jìn)行結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)，相對(duì)于原結(jié)構(gòu)實(shí)現(xiàn)了50%減重，并結(jié)合有限元軟件開(kāi)發(fā)了適用于復(fù)合材料機(jī)架的靜強(qiáng)度分析程序，研究方法及成果可為后續(xù)的復(fù)合材料機(jī)架結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)及應(yīng)用提供參考。

1 機(jī)架原結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)特點(diǎn)

某助推機(jī)架設(shè)計(jì)采用三梁式布局結(jié)構(gòu)，由三根變截面形狀的工字梁在機(jī)架中心接頭等角度焊接而成，見(jiàn)圖1(a)。發(fā)動(dòng)機(jī)與機(jī)架中心接頭對(duì)接，機(jī)架所承受的載荷分為2個(gè)工況：一是飛行工況，即在發(fā)動(dòng)機(jī)工作時(shí)產(chǎn)生的推力一路通過(guò)三個(gè)梁的端頭傳遞給助推器，另一路則通過(guò)安裝在球頭栓座處與芯級(jí)相連的鉸接球頭傳遞給火箭芯級(jí)；二是加注工況，即在加注完成后，支撐來(lái)自助推器的部分自重。助推機(jī)架加載情況見(jiàn)圖1(b)，設(shè)計(jì)要求：機(jī)架在發(fā)動(dòng)機(jī)真空推力780 kN[9]載荷作用下沿推力線方向變形不大于8 mm，且在1.7倍推力載荷下不發(fā)生結(jié)構(gòu)破壞。材料為高強(qiáng)度鋼，主要性能如下：彈性模量E=196 GPa；泊松比υ=0.3；屈服強(qiáng)度σs=835 MPa；極限強(qiáng)度σb=1 080 MPa；機(jī)架結(jié)構(gòu)重量為220 kg。

2 復(fù)合材料機(jī)架基本設(shè)計(jì)原則

與金屬材料相比，復(fù)合材料具有正交各向異性及可設(shè)計(jì)性的特點(diǎn)，設(shè)計(jì)參數(shù)除基本的外形尺寸外，還包括鋪層設(shè)計(jì)。在復(fù)合材料機(jī)架設(shè)計(jì)時(shí)，借鑒航空工業(yè)上較為成熟的復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的設(shè)計(jì)準(zhǔn)則[10]，初步提出以下設(shè)計(jì)原則：

1） 保持原金屬材料助推機(jī)架的基本構(gòu)型不變，采用等代設(shè)計(jì)方法即以復(fù)合材料代替金屬材料重新進(jìn)行鋪層厚度和鋪層順序設(shè)計(jì)。

2） 載荷及對(duì)接尺寸滿足原設(shè)計(jì)要求，新設(shè)計(jì)的復(fù)合材料機(jī)架結(jié)構(gòu)重量較原結(jié)構(gòu)減輕至少20%，設(shè)計(jì)時(shí)需考慮結(jié)構(gòu)的靜強(qiáng)度、剛度、穩(wěn)定性等要求；復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的安全水平不能低于原金屬結(jié)構(gòu)。

3）靜強(qiáng)度設(shè)計(jì)要求：結(jié)構(gòu)強(qiáng)度設(shè)計(jì)時(shí)應(yīng)采用經(jīng)驗(yàn)證的失效準(zhǔn)則；在進(jìn)行結(jié)構(gòu)靜強(qiáng)度分析時(shí)，應(yīng)保證在使用載荷作用下結(jié)構(gòu)不產(chǎn)生損傷和過(guò)大變形，在設(shè)計(jì)載荷作用下結(jié)構(gòu)不出現(xiàn)整體破壞。

4） 剛度及穩(wěn)定性設(shè)計(jì)要求：應(yīng)充分利用復(fù)合材料鋪層的可設(shè)計(jì)性，通過(guò)對(duì)鋪層角度、鋪層比例和鋪層順序設(shè)計(jì)，以最小質(zhì)量滿足設(shè)計(jì)要求發(fā)揮復(fù)合材料自身的優(yōu)勢(shì)。

5） 主要進(jìn)行力學(xué)性能的設(shè)計(jì)，對(duì)機(jī)架上次要結(jié)構(gòu)忽略，如電纜支座、安裝孔及接頭等一些載荷小或不承載的結(jié)構(gòu)。

3 復(fù)合材料強(qiáng)度分析方法

復(fù)合材料結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)的難點(diǎn)在于其力學(xué)特性復(fù)雜、損傷及破壞模式多種多樣，以及強(qiáng)度理論尚不成熟等，這些難點(diǎn)使復(fù)合材料在設(shè)計(jì)和使用方面存在諸多的不確定性，造成復(fù)合材料應(yīng)用到主要承力結(jié)構(gòu)受到很多限制。僅從層壓板強(qiáng)度理論方面講，還缺乏通用準(zhǔn)確的強(qiáng)度準(zhǔn)則，盡管Tsa i-Hill，Tsai-Wu，Hoffman，Hashin等損傷及失效判據(jù)在多種場(chǎng)合得到應(yīng)用，以及當(dāng)前漸進(jìn)損傷分析方法、多尺度分析方法、連續(xù)損傷力學(xué)分析方法等前沿理論支持，對(duì)復(fù)合材料損傷機(jī)理研究和強(qiáng)度預(yù)測(cè)準(zhǔn)確度有較大推動(dòng)作用，但不可否認(rèn)對(duì)于某些復(fù)合材料結(jié)構(gòu)強(qiáng)度預(yù)測(cè)偏差仍高達(dá)20%。

對(duì)本文研究的復(fù)合材料機(jī)架，主要考慮從靜強(qiáng)度、剛度和穩(wěn)定性三個(gè)方面進(jìn)行設(shè)計(jì)和分析。通過(guò)對(duì)復(fù)合材料強(qiáng)度計(jì)算方法的對(duì)比研究，選用損傷累積方法對(duì)機(jī)架的靜強(qiáng)度進(jìn)行預(yù)測(cè)。基于損傷累積理論的強(qiáng)度預(yù)測(cè)方法主要分為3個(gè)部分：結(jié)構(gòu)應(yīng)力分析、單元的失效判斷及材料性能的退化。結(jié)構(gòu)靜強(qiáng)度分析流程如圖2所示。首先，在ANSYS軟件中采用APDL語(yǔ)言進(jìn)行機(jī)架的參數(shù)化建模，并根據(jù)機(jī)架實(shí)際狀態(tài)，施加載荷及邊界條件求解；其次，計(jì)算所有單元Hashin強(qiáng)度準(zhǔn)則值[11-13]，可得到最先失效載荷，最先失效載荷即作為初始載荷重新施加給結(jié)構(gòu)，接著，在模擬逐漸增加外載荷的過(guò)程中，當(dāng)模型中有單元發(fā)生失效，則對(duì)失效單元的材料剛度進(jìn)行適當(dāng)退化，并保持當(dāng)前載荷不變，繼續(xù)進(jìn)行應(yīng)力分析及失效判斷，直到在該載荷下沒(méi)有單元失效為止，就增加一個(gè)載荷步；最后，當(dāng)結(jié)構(gòu)中主要的承載單元發(fā)生失效，則認(rèn)為整個(gè)結(jié)構(gòu)便發(fā)生最終破壞，停止計(jì)算，此時(shí)對(duì)應(yīng)的載荷即為復(fù)合材料的極限強(qiáng)度。

4 復(fù)合材料機(jī)架設(shè)計(jì)

4.1 設(shè)計(jì)方案

原金屬材料的助推機(jī)架主要由變截面工字梁焊接而成，工藝較為成熟，設(shè)計(jì)要求容易保證，而在復(fù)合材料機(jī)架設(shè)計(jì)時(shí)應(yīng)盡量避免工藝無(wú)法實(shí)現(xiàn)或者工藝不成熟的結(jié)構(gòu)。例如，復(fù)合材料層壓板的剛度和強(qiáng)度一般低于高強(qiáng)鋼，為提高其剛度和強(qiáng)度，在梁的緣條、腹板及接頭等部位層壓板厚度需要較金屬材料偏厚設(shè)計(jì)，而層壓板結(jié)構(gòu)最大厚度受工藝條件限制，不可能隨意加厚，大厚度構(gòu)件在固化時(shí)可能會(huì)出現(xiàn)熱失控、樹(shù)脂惡化、固化不均勻及固化變形大等問(wèn)題[14]。因此，對(duì)于層壓板結(jié)構(gòu)厚度在設(shè)計(jì)時(shí)需要特別注意，避免理論設(shè)計(jì)上可行而工藝上無(wú)法實(shí)現(xiàn)的方案。

初步設(shè)計(jì)時(shí)，一方面以原結(jié)構(gòu)的零部件為基礎(chǔ)，采用復(fù)合材料等代設(shè)計(jì)方法對(duì)各承力梁進(jìn)行設(shè)計(jì)，然后組裝成整體機(jī)架進(jìn)行力學(xué)性能分析，最終得到復(fù)合材料的鋪層設(shè)計(jì)；另一方面，復(fù)合材料在設(shè)計(jì)時(shí)，需同時(shí)考慮工藝的實(shí)現(xiàn)問(wèn)題，盡量采用共固化成型工藝，減少基本鋪層及零件的數(shù)量，并在各組件鋪層的基礎(chǔ)上，適當(dāng)調(diào)整鋪層比例，以達(dá)到強(qiáng)度、剛度的最優(yōu)分布。

選用T300/QY8911單向板作為結(jié)構(gòu)材料，其基本性能參數(shù)如下：E1=135 GPa，E2=8.8 GPa，G12=4.47 GPa， v12=0.33， XT=1627.5 MPa，XC=1 226 MPa，YT=68.4 MPa，YC=618 MPa，S=89.4 MPa，單層板厚度為0.125mm。機(jī)架靜強(qiáng)度分析采用有限元軟件ANSYS中參數(shù)化編程語(yǔ)言APDL實(shí)現(xiàn)，選用8節(jié)點(diǎn)層合殼單元SHELL99進(jìn)行結(jié)構(gòu)的參數(shù)化建模。載荷分析時(shí)分別按飛行狀態(tài)和加注狀態(tài)2種工況，邊界條件與原機(jī)架一致。鋪層設(shè)計(jì)時(shí)，考慮到工字梁緣條和腹板采用整體一體化設(shè)計(jì)及加工方式，且對(duì)稱鋪層方式，對(duì)緣條和腹板進(jìn)行折中鋪層，既要考慮緣條有良好拉壓性能，還應(yīng)考慮腹板的抗剪切性能，以最終確定梁緣條和腹板的鋪層；機(jī)架中心發(fā)動(dòng)機(jī)對(duì)接安裝面采用準(zhǔn)各向同性鋪層。通過(guò)對(duì)機(jī)架結(jié)構(gòu)的進(jìn)一步仿真分析及鋪層優(yōu)化設(shè)計(jì)，得到新的結(jié)構(gòu)及鋪層參數(shù)，分別如圖3和表1所示，調(diào)整后復(fù)合材料機(jī)架結(jié)構(gòu)重量約為103 kg，較金屬材料機(jī)架減重約53%。

表1 復(fù)合材料機(jī)架鋪層設(shè)計(jì)方案Tab.1 Stacking sequence design scheme ofcom posite thrust frame

4.2 力學(xué)性能評(píng)估

復(fù)合材料機(jī)架結(jié)構(gòu)受力狀態(tài)如圖1(b)所示，在飛行狀態(tài)的載荷作用下，同時(shí)連續(xù)增加作用于機(jī)架中心的發(fā)動(dòng)機(jī)推力載荷和球頭栓座連接處載荷，當(dāng)載荷按照飛行工況增加至100%時(shí)，結(jié)構(gòu)最大變形量為4.99 mm，如圖4所示，接著，保持球頭栓座連接處作用R x和R z載荷不變，繼續(xù)增加發(fā)動(dòng)機(jī)的推力載荷，當(dāng)推力載荷增加至1 350 kN（高于原金屬材料機(jī)架的1.7倍真空推力），復(fù)合材料機(jī)架出現(xiàn)首層失效，失效位置發(fā)生在與球頭栓座連接處的緣條上（擠壓應(yīng)力集中部位），如圖5(a)所示；機(jī)架的極限破壞載荷為1 362 kN，最終失效形式為與球頭栓座連接處梁緣條發(fā)生擠壓破壞，如圖5(b)所示。結(jié)構(gòu)的失穩(wěn)載荷也是衡量結(jié)構(gòu)承載能力的主要指標(biāo)，雖然失穩(wěn)時(shí)結(jié)構(gòu)未發(fā)生災(zāi)難性的破壞，但結(jié)構(gòu)已發(fā)生較大變形，不能繼續(xù)承受更大的載荷。通過(guò)機(jī)架屈曲分析（buckling analysis），機(jī)架的一階失穩(wěn)模態(tài)如圖6所示，一階失穩(wěn)載荷為2 391 kN，表明結(jié)構(gòu)的抗失穩(wěn)能力較強(qiáng)。在加注狀態(tài)的載荷方式作用下，結(jié)構(gòu)的變形情況如圖7所示，最大變形量為0.93mm，可以看出：加注狀態(tài)的載荷工況低于飛行狀態(tài)載荷工況，因此，對(duì)后續(xù)的分析僅考慮飛行狀態(tài)的載荷。

4.3 影響參數(shù)分析

4.3.1 半梁端部高度影響

原金屬材料機(jī)架的3個(gè)半梁端部（中面距離）分別高82mm，82mm及177mm，復(fù)合材料機(jī)架在設(shè)計(jì)時(shí)簡(jiǎn)化，可考慮將3個(gè)半梁端部尺寸統(tǒng)一。通過(guò)調(diào)整半梁端部尺寸，從82mm，100mm，120 mm，140 mm，160 mm，177 mm，200 mm依次計(jì)算機(jī)架在飛行工況載荷條件下的軸向最大變形量和破壞載荷，計(jì)算結(jié)果如圖8所示。

由圖8可以看出：保持機(jī)架各部分鋪層參數(shù)不變的情況下，隨著半梁端部高度降低，結(jié)構(gòu)的變形量增大，即結(jié)構(gòu)抗彎剛度減小，同時(shí)結(jié)構(gòu)破壞載荷隨之減小。因此，可得出機(jī)架整體剛度和強(qiáng)度均隨梁端部高度的降低而減小。

4.3.2 固定方式影響

機(jī)架結(jié)構(gòu)的邊界條件也是影響結(jié)構(gòu)剛度和強(qiáng)度的重要因素。原結(jié)構(gòu)僅固定每個(gè)半梁的端部上緣條，如圖9（a）所示，現(xiàn)在同時(shí)對(duì)半梁上下緣條均固定如圖9（b）所示，機(jī)架各部分鋪層如表1所示，計(jì)算半梁端部高度分別為82mm，100mm，120 mm，140 mm，160 mm，177 mm及200 mm結(jié)構(gòu)在飛行工況載荷條件的軸向最大變形量（飛行工況）和破壞載荷，計(jì)算結(jié)果如圖10所示。

由圖10可以看出：與約束一側(cè)梁緣條的邊界條件的相比，增加約束可顯著增加結(jié)構(gòu)的剛度和強(qiáng)度，對(duì)半梁端部高度為177mm情況而言，軸向最大變形量從4.99 mm降為4.45 mm，而破壞載荷從1 350 kN增加至1 610 kN。因此，對(duì)原金屬材料機(jī)架在對(duì)構(gòu)型變化較小的情況下，通過(guò)增加半梁端部的約束，可有效提高結(jié)構(gòu)的承載能力。4.3.3 半梁端部“切角”影響

通過(guò)對(duì)機(jī)架結(jié)構(gòu)的強(qiáng)度和剛度分析，在機(jī)架半梁端部沒(méi)有約束的緣條一側(cè)，結(jié)構(gòu)應(yīng)力和變形很小，因此，可考慮對(duì)各半梁端部進(jìn)行“切角”處理，去掉不參與承載部分結(jié)構(gòu)，“切角”前后的局部示意圖分別如圖11所示。機(jī)架的半梁端部高度取177 mm，鋪層如表1所示，保持其他參數(shù)不變，計(jì)算兩種結(jié)構(gòu)在飛行載荷條件下危險(xiǎn)部位（如圖5所示）的等效應(yīng)力及變形情況，分析結(jié)果如表2所示?？梢钥闯觯涸谠撦d荷條件下，兩者軸向最大變形量無(wú)明顯差異，0°層和45°層的等效應(yīng)力變化也不大，而-45°層等效應(yīng)力“切角”相對(duì)于“未切角”情況下降約6.25%，90°層等效應(yīng)力增加約6.92%，而90°層為最先失效層將直接影響結(jié)構(gòu)的破壞載荷。相對(duì)于“未切角”機(jī)架，“切角”機(jī)架的結(jié)構(gòu)質(zhì)量下降了1.9 kg，而破壞載荷下降至975 kN，較“未切角”情況載荷下降約26%。因此，“切角”后使半梁端部的緣條失去了完整性，雖然結(jié)構(gòu)質(zhì)量有所減小，但結(jié)構(gòu)的承載能力下降幅度更大，對(duì)該結(jié)構(gòu)不建議“切角”。

5 結(jié)論

本文以某型運(yùn)載火箭助推發(fā)動(dòng)機(jī)機(jī)架為研究對(duì)象，開(kāi)展了復(fù)合材料機(jī)架設(shè)計(jì)及應(yīng)用方面的研究。通過(guò)對(duì)原金屬材料機(jī)架承載工況和設(shè)計(jì)要求分析，以復(fù)合材料為基材對(duì)原機(jī)架進(jìn)行等代設(shè)計(jì)研究。在復(fù)合材料機(jī)架設(shè)計(jì)方法、初步設(shè)計(jì)、力學(xué)性能計(jì)算及參數(shù)影響等方面作了重點(diǎn)分析，可得到如下結(jié)論：復(fù)合材料材料的應(yīng)用，使原金屬機(jī)架重量下降50%以上，且零件數(shù)量由原來(lái)的50余件下降至個(gè)位數(shù)，極大的提高了結(jié)構(gòu)的整體性和制備的可靠性，為復(fù)合材料應(yīng)用于液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)機(jī)架的可行性進(jìn)了初步探索。

表2 半梁端部“切角”前后機(jī)架不同鋪層應(yīng)力分布Tab.2 Stress distribution of different layers of cutout at half-beam end

[1]EHRLICHCarlF,Jr.Why the X-33 venturestargave SSTO a bad name[C]//Proceedings of AIAA SPACEConference and Exposition.Pasadena,CA：AIAA,2009：111-118.

[2]LETCHWORTH Gary.X-33 reusable launch vehicle demonstrator,spaceportand range[C]//Proceedingsof AIAA SPACE Conference and Exposition.Long Beach,CA：AIAA,2011：11-19.

[3]SM ITH John J.Evolved composite structures for Atlas V [C]//Proceedings of The 38th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference and Exhibit.Indianapolis, IN：AIAA,2002：23-28.

[4]朱寧昌.液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)（上）[M].北京：宇航出版社,1994.

[5]陳朝輝,肖加余,曾竟成.復(fù)合材料在航天主承力結(jié)構(gòu)及熱結(jié)構(gòu)上的應(yīng)用[C]//.全國(guó)首屆青年復(fù)合材料學(xué)術(shù)交流會(huì)論文集,北京：中國(guó)復(fù)合材料學(xué)會(huì),2006.

[6]彭超義.空間運(yùn)載器推力支架用復(fù)合材料管件軸壓性能研究[D].長(zhǎng)沙：國(guó)防科技大學(xué),2006.

[7]何昆,耿東兵,趙偉棟,等.樹(shù)脂基復(fù)合材料發(fā)動(dòng)機(jī)機(jī)架結(jié)構(gòu)研究[J].試驗(yàn)技術(shù)與試驗(yàn)機(jī),2008(2)：10-12.

[8]馬海全,李競(jìng)蔚.復(fù)合材料桁架式發(fā)動(dòng)機(jī)支架改型設(shè)計(jì)分析[J].強(qiáng)度與環(huán)境,2006,33(4)：39-43.

[9]蔡國(guó)飆,李家文,田愛(ài)梅,等.液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)[M].北京：北京航空航天出版社,2011.

[10]中國(guó)航空研究院編.復(fù)合材料結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)手冊(cè) [M].北京：航空工業(yè)出版社,2001.

[11]TESERPESK I,LABEASG,PAPANIKOSP,etal.Strength prediction of bolted joints in graphite/epoxy composite lam inates[J].Composites：PartB,2000(33)：521-529.

[12]CAMANHOPP,DAVILACG,AMBURDR.Numerical simulation of delam ination grow th in compositematerials：NASA/TP-2001-211041[R].USA：NASA,2001．

[13]CAMANHO P P,MATTHEWS F L.A progressive damage model for mechanically fastened joints in composites[J].Journalof compositematerials,1999(33)：2248-2280.

[14]楊博,陳永清,曹正華.大厚度碳纖維復(fù)合材料層壓板的試制[J].航空制造技術(shù),2009(增刊),73-74,78.

（編輯：馬 杰）

Preliminary design for composite thrust frameof liquid rocketengine

MU Penggang,LIBinchao,DU Dahua,DENG Changhua
（NationalKey Laboratory of Scienceand Technology on Liquid Rocket Engines,Xi’an 710100,China）

Prelim inary design and applied exploration of the composite thrust frame of a liquid-propellant rocketengine are performed in this paper.Based on the design features for original thrust framemetal structure,a design scheme of the carbon fiber reinforced composite thrust frame is proposed,itsmechanics performance is predicted,and the effect factors on its design parameters are analyzed.APDL(ANSYSParametric Design Language)of the finite elementsoftware ANSYS isused to develop the computing procedure of the composite thrust frame,which is based on damage accumulation theory,including stress analysis,failure evaluation and material property degradation. The internal structure injure in the loading process and thewhole process of the injury accumulation until damage was simulated.The simulation analysis result shows that the composite can meet the design requirementof thrust frame strength,stiffnessand stability,and theweight isdecrease by 50%, comparedw ith theoriginalstructure.

liquid-propellant rocketengine;composite;thrust frame;design scheme

V252-34

A

1672-9374(2017)03-0035-05

2016-08-10；

2016-12-13

穆朋剛（1983—），男，博士，高級(jí)工程師，研究領(lǐng)域?yàn)橐后w火箭發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)分析