□ 張 玲 □ 鞏慶濤 □ 李 濤 □ 蘭公英 □ 張 偉

1.魯東大學(xué) 土木工程學(xué)院 山東煙臺(tái) 264025 2.魯東大學(xué) 蔚山學(xué)院 山東煙臺(tái) 264025 3.煙臺(tái)鋯孚海洋工程科技有限公司 山東煙臺(tái) 264001

1 分析背景

火箭測試發(fā)射模式的確定決定了火箭整個(gè)發(fā)射流程所適用的關(guān)鍵技術(shù)、設(shè)施和方案規(guī)模。目前,各國的火箭測試發(fā)射模式基于不同的發(fā)射區(qū)組裝、測試、運(yùn)輸技術(shù),主要分為一平兩豎模式、三豎模式、三平模式三種。一平兩豎模式指豎直組裝和測試、水平運(yùn)輸,三豎模式指豎直組裝、測試、運(yùn)輸,三平模式指水平組裝、測試、運(yùn)輸。三種測試發(fā)射模式在環(huán)境適應(yīng)性、可靠性、安全性、經(jīng)濟(jì)性、任務(wù)適應(yīng)性等方面各有不同的優(yōu)勢。其中,三平測試發(fā)射模式對運(yùn)輸?shù)缆芬筝^低,并且不需要在技術(shù)區(qū)建造豎直總裝測試廠房,可以提高火箭的測試發(fā)射效率。獵鷹9號(hào)、聯(lián)盟號(hào)、質(zhì)子號(hào),以及我國長征6號(hào)、長征11號(hào)運(yùn)載火箭均采用三平測試發(fā)射模式。在三平測試發(fā)射模式下,各配套設(shè)施協(xié)同合作,火箭發(fā)射架上夾鉗在火箭轉(zhuǎn)運(yùn)、起豎過程中起固定箭體,維持火箭平穩(wěn)狀態(tài)的作用,對火箭發(fā)射架上夾鉗的結(jié)構(gòu)進(jìn)行強(qiáng)度分析與優(yōu)化具有重要意義。

筆者通過將火箭發(fā)射架上夾鉗結(jié)構(gòu)中的上抱臂外側(cè)軸孔外移等方法,減小節(jié)點(diǎn)軸承承載力,解決由于構(gòu)件應(yīng)力不均勻而產(chǎn)生的卡滯現(xiàn)象,并通過Abaqus有限元軟件對不同工況下的火箭發(fā)射架上夾鉗結(jié)構(gòu)進(jìn)行靜力學(xué)分析,獲得火箭發(fā)射架上夾鉗結(jié)構(gòu)的最大應(yīng)力和變形,驗(yàn)證結(jié)構(gòu)優(yōu)化的合理性。

2 火箭發(fā)射架上夾鉗結(jié)構(gòu)

火箭發(fā)射架上夾鉗的結(jié)構(gòu)如圖1所示,主要由上抱臂、連接桿、三角板、基座四大構(gòu)件組成,屬于一種典型的四連桿結(jié)構(gòu)。上抱臂長為1.62 m,寬為0.21 m,高為1.91 m。連接桿長為0.27 m,寬為0.13 m,高為0.82 m。三角板長為0.42 m,寬為0.21 m,高為0.13 m。基座長為0.5 m,寬為0.63 m,高為1.4 m。四大構(gòu)件通過銷軸連接,壓箭板與火箭由防靜電布相隔,并環(huán)抱火箭?；鸺l(fā)射架上夾鉗通過下部的液壓油缸驅(qū)動(dòng)。液壓油缸的上頂點(diǎn)鏈接三角板五處節(jié)點(diǎn),液壓油缸的下頂點(diǎn)與起豎架耳板相連接。上夾鉗全局坐標(biāo)系的原點(diǎn)位于基座的右下角,X軸沿基座長邊方向,Y軸沿基座高度方向,Z軸沿基座寬度方向。

▲圖1 火箭發(fā)射架上夾鉗結(jié)構(gòu)

3 建模

火箭發(fā)射架上夾鉗四大構(gòu)件模型如圖2所示。模型按照實(shí)際尺寸建立,局部進(jìn)行合理簡化,可以保證精確的計(jì)算結(jié)果。模型采用普通鋼制材料,材料屬性見表1。

▲圖2 火箭發(fā)射架上夾鉗構(gòu)件模型

表1 模型材料屬性

采用實(shí)體單元建模,采用結(jié)構(gòu)網(wǎng)格劃分方法,在局部高應(yīng)力區(qū)域?qū)W(wǎng)格進(jìn)行加密處理。網(wǎng)格大小均為10 mm×10 mm。

在三平測試發(fā)射模式下,火箭在運(yùn)輸過程中可能出現(xiàn)突然加速、路面顛簸的情況,此時(shí)火箭發(fā)射架上夾鉗會(huì)受到箭體的沖擊作用,由此將火箭運(yùn)輸過程設(shè)為工況1。

火箭在起豎過程中火箭發(fā)射架上夾鉗不受力,火箭起豎至90°時(shí)完成起豎,但實(shí)際會(huì)因?yàn)椴僮鞯纫蛩爻霈F(xiàn)過傾現(xiàn)象,由此將火箭起豎92°設(shè)為工況2。

為了分析火箭發(fā)射架上夾鉗在不同工況下的應(yīng)力變化情況,在節(jié)點(diǎn)1～節(jié)點(diǎn)4處設(shè)置八個(gè)考核點(diǎn),考核點(diǎn)位置見表2。

表2 考核點(diǎn)位置

考慮火箭發(fā)射架上夾鉗自身功能及工況,將荷載分為重力荷載和作業(yè)荷載。重力荷載主要為火箭發(fā)射架上夾鉗自身的重力,在Abaqus軟件中可以以施加重力場的方式自動(dòng)得到。對于工況1作業(yè)載荷,火箭在運(yùn)輸過程中突然加速或遇到路面顛簸,火箭的質(zhì)量為138.5 t,火箭對火箭發(fā)射架上夾鉗的作用取30%豎直加速度。對于工況2作業(yè)載荷,火箭起豎92°,火箭對上夾鉗的作用取1.2倍動(dòng)荷載因數(shù)。

工況1如圖3所示。

火箭重力為1 357.3 kN,火箭發(fā)射架上夾鉗質(zhì)心與火箭質(zhì)心的距離為5 747.67 mm,火箭發(fā)射架下夾鉗質(zhì)心與火箭質(zhì)心的距離為10 891.83 mm,火箭對火箭發(fā)射架上夾鉗質(zhì)心的豎向力為x,火箭對火箭發(fā)射架下夾鉗質(zhì)心的豎向力為y,于是有:

x+y=1 357.3×0.3

(1)

5 747.57x=10 891.83y

(2)

解得x為266.54 kN,y為140.65 kN。則火箭發(fā)射架單側(cè)上夾鉗豎向力為133.27 kN,火箭質(zhì)心指向壓箭板受力為147 kN。

▲圖3 工況1

工況2如圖4所示。同理計(jì)算得到火箭質(zhì)心指向壓箭板受力為20 523 N。

▲圖4 工況2

通過以上計(jì)算,得到工況1設(shè)計(jì)載荷為147 kN,工況2設(shè)計(jì)載荷為20 523 N,均施加于壓箭板處。工況1各考核點(diǎn)施加的載荷見表3,工況2各考核點(diǎn)施加的載荷見表4。

表3 工況1考核點(diǎn)載荷

表4 工況2考核點(diǎn)載荷

除對各考核點(diǎn)施加荷載外,對各個(gè)構(gòu)件的軸孔分別約束X軸、Y軸、Z軸三個(gè)方向的平動(dòng)自由度,基座X軸、Y軸、Z軸三個(gè)方向的平動(dòng)自由度約束于底面。

4 分析結(jié)果

火箭發(fā)射架上夾鉗為軸對稱結(jié)構(gòu),因此在結(jié)構(gòu)強(qiáng)度分析時(shí)僅對一側(cè)進(jìn)行分析即可。根據(jù)火箭發(fā)射架上夾鉗的工況,許用應(yīng)力σallow為:

σallow=σs/Fs

(3)

式中:σs為材料的最小屈服強(qiáng)度;Fs為安全因數(shù),工況1取2.0,工況2取4.0。

工況1火箭發(fā)射架上夾鉗各考核點(diǎn)應(yīng)力校核結(jié)果見表5,工況2火箭發(fā)射架上夾鉗各考核點(diǎn)應(yīng)力校核結(jié)果見表6。

表5 工況1考核點(diǎn)應(yīng)力校核結(jié)果

表6 工況2考核點(diǎn)應(yīng)力校核結(jié)果

由表5可知,工況1考核點(diǎn)6,即節(jié)點(diǎn)3三角板軸孔位置的最大屈服應(yīng)力為314.8 MPa,大于許用應(yīng)力,不滿足材料強(qiáng)度要求,對應(yīng)應(yīng)力分布如圖5所示。其余各考核點(diǎn)最大屈服應(yīng)力均小于許用應(yīng)力,滿足材料強(qiáng)度要求。

▲圖5 工況1考核點(diǎn)6應(yīng)力分布

由表6可知,工況2各考核點(diǎn)最大屈服應(yīng)力均小于許用應(yīng)力,滿足材料強(qiáng)度要求。

通過對火箭發(fā)射架上夾鉗不同工況進(jìn)行強(qiáng)度分析,可以看出在火箭運(yùn)輸過程中,突然加速、路面顛簸的情況對火箭發(fā)射架上夾鉗結(jié)構(gòu)的影響較大,存在不滿足2倍安全因數(shù)條件下許用應(yīng)力的情況。在火箭起豎過程中,火箭發(fā)射架上夾鉗不受力,火箭起豎92°時(shí)火箭發(fā)射架上夾鉗結(jié)構(gòu)完全滿足4倍安全因數(shù)條件下的許用應(yīng)力。

5 結(jié)構(gòu)優(yōu)化

在對火箭發(fā)射架上夾鉗結(jié)構(gòu)進(jìn)行強(qiáng)度分析時(shí),工況1考核點(diǎn)6,即節(jié)點(diǎn)3三角板軸孔下側(cè)出現(xiàn)應(yīng)力集中現(xiàn)象,最大屈服應(yīng)力不滿足材料強(qiáng)度要求,容易導(dǎo)致軸承承載力過大,使火箭發(fā)射架上夾鉗產(chǎn)生卡滯現(xiàn)象。并且軸承材料不易選擇,還會(huì)增大液壓油缸的推力。對此,需要對火箭發(fā)射架上夾鉗結(jié)構(gòu)進(jìn)行優(yōu)化,具體提出三種優(yōu)化方案。

在火箭運(yùn)輸過程中,路面顛簸對壓箭板的力是不變的,各個(gè)節(jié)點(diǎn)的受力由考核點(diǎn)2至考核點(diǎn)4,即節(jié)點(diǎn)1連接桿軸孔至節(jié)點(diǎn)2基座軸孔的力臂大小決定。因此,優(yōu)化方案1為將上抱臂外側(cè)軸孔向外移動(dòng),增大力臂長度,進(jìn)而減小節(jié)點(diǎn)受力。同時(shí)對三角板結(jié)構(gòu)進(jìn)行修改,使火箭發(fā)射架上夾鉗結(jié)構(gòu)滿足要求。

為了校核力臂長度增大對各節(jié)點(diǎn)軸孔應(yīng)力的影響,以50 mm為增量進(jìn)行分析,確認(rèn)是否滿足材料強(qiáng)度要求。由于采用三平測試發(fā)射模式,因此考慮火箭在水平運(yùn)輸時(shí)整個(gè)火箭發(fā)射架上夾鉗外側(cè)與門單側(cè)預(yù)留邊界,取300 mm。各考核點(diǎn)屈服應(yīng)力隨力臂長度增大的變化情況如圖6所示。

▲圖6 考核點(diǎn)屈服應(yīng)力隨力臂長度增大變化情況

由圖6可以看出,考核點(diǎn)6,即節(jié)點(diǎn)3三角板軸孔位置的屈服應(yīng)力在力臂長度增大150 mm時(shí)滿足材料強(qiáng)度要求,為228.6 MPa?？紤]到火箭發(fā)射架上夾鉗與技術(shù)廠房的通道限制,優(yōu)化方案1力臂長度增大的范圍為150～300 mm。其余考核點(diǎn)屈服應(yīng)力隨力臂長度的增大有減小趨勢,并均滿足材料強(qiáng)度要求。優(yōu)化方案1是針對火箭發(fā)射架上夾鉗結(jié)構(gòu)整體進(jìn)行優(yōu)化。

優(yōu)化方案2為對不滿足材料強(qiáng)度要求的區(qū)域進(jìn)行個(gè)別加強(qiáng)處理,將考核點(diǎn)6,即節(jié)點(diǎn)3三角板軸孔周邊應(yīng)力最大區(qū)域的鋼板厚度增大10 mm,同時(shí)不對其它構(gòu)件產(chǎn)生影響。優(yōu)化后工況1考核點(diǎn)6應(yīng)力分布如圖7所示,滿足材料強(qiáng)度要求。

▲圖7 優(yōu)化方案2工況1考核點(diǎn)6應(yīng)力分布

優(yōu)化方案3為將三角板的材料更改為許用應(yīng)力標(biāo)準(zhǔn)更高的材料,如許用應(yīng)力為690 MPa的鋼材。工況1考核點(diǎn)6最大屈服應(yīng)力為314.8 MPa,按照2倍安全因數(shù)考慮,材料許用應(yīng)力應(yīng)不小于629.6 MPa,因此選用許用應(yīng)力為690 MPa的鋼材滿足要求。

綜合以上分析,優(yōu)化方案1從火箭發(fā)射架上夾鉗結(jié)構(gòu)整體出發(fā)進(jìn)行優(yōu)化,通過增大力臂長度減小節(jié)點(diǎn)受力,使軸承承載力和下部液壓油缸推力減小。優(yōu)化方案2、優(yōu)化方案3從局部區(qū)域出發(fā),對高應(yīng)力區(qū)域增大鋼板厚度或?qū)θ前宀捎酶邚?qiáng)度鋼材來滿足強(qiáng)度要求。優(yōu)化方案2不會(huì)對其余構(gòu)件產(chǎn)生影響,也不會(huì)在很大程度上增大火箭發(fā)射架上夾鉗的重力。優(yōu)化方案3既滿足材料強(qiáng)度要求,又不會(huì)使火箭發(fā)射架上夾鉗質(zhì)量增大,但是對成本和材料可焊性的要求較高。

6 結(jié)束語

筆者對火箭發(fā)射架上夾鉗結(jié)構(gòu)進(jìn)行強(qiáng)度分析和優(yōu)化,通過有限元方法分別從火箭發(fā)射架上夾鉗結(jié)構(gòu)整體因素與局部區(qū)域因素出發(fā),提出上抱臂外側(cè)軸孔外移增大力臂長度減小節(jié)點(diǎn)受力,高應(yīng)力區(qū)域增大鋼板厚度,改用高強(qiáng)度鋼材共三種優(yōu)化方案,解決三平測試發(fā)射模式下由于應(yīng)力集中出現(xiàn)的卡滯問題,并且在一定程度上減小液壓油缸的推力。