一种火箭助推分离冲击载荷确定方法

摘要

本发明涉及一种火箭助推分离冲击载荷确定方法，属于火箭强度设计技术领域，主要涉及到运载火箭和液体导弹的助推分离阶段冲击载荷的确定方法。本发明的方法分两次建立火箭有限元模型，用以分析助推分离前后构型的变化，第一次的助推分离前有限元模型用以提取捆绑连接部段载荷，第二次的助推分离后有限元模型用以确定冲击载荷；本发明的方法通过对助推分离前的有限元模型分析，得到捆绑连接部段载荷包含了由发动机推力引起的载荷动态项，与传统使用的阶跃信号相比较更加真实；本发明的方法通过对第一次得到的捆绑连接载荷进行分离后的置零，模拟助推分离后的捆绑载荷值，使第二次的模型与外力均与实际状态符合。

主权项

一种火箭助推分离冲击载荷确定方法，其特征在于该方法的步骤为：(1)建立助推分离前的火箭有限元模型；(2)通过发动机点火试验获取芯级发动机的平稳推力曲线，以及助推发动机的关机推力曲线；(3)对芯级施加芯级发动机的平稳推力，对助推器施加助推发动机的关机推力，对助推关机过程进行第一次瞬态响应分析，得到助推器与芯级捆绑连接段的时域载荷，所述的芯级发动机的平稳推力根据步骤(2)中得到的芯级发动机的平稳推力曲线得到，所述的关机推力根据步骤(2)中得到的助推发动机的关机推力曲线得到；(4)建立助推分离后的火箭有限元模型；(5)对第一次瞬态响应分析的捆绑连接段的时域载荷进行处理，即将助推器分离时刻后载荷均置为零；(6)将助推分离后的火箭有限元模型芯级施加芯级发动机的平稳推力，将捆绑连接位置施加步骤(5)处理后的捆绑连接段的时域载荷，进行第二次瞬态响应分析；(7)对第二次瞬态响应分析结果的各部段载荷进行提取，得到助推分离工况的冲击载荷。