1、哈爾濱工業大學飛行器結構設計課程大作業 彈體(dn t)艙段結構設計與分析方法調研(dio yn)一 新型(xnxng)彈體艙段的結構形式及特點常見的艙段結構有：硬殼式結構、半硬殼式結構、整體式結構、波紋板式結構、夾層結構、構架式結構。 根據受力形式不同，半硬殼式結構又可分為下列三種形式1.梁式結構圖1 梁式結構如圖1所示。這種結構縱向構件只有大梁，載荷主要由大梁承受，允許蒙皮失穩。這種結構適用于有集中軸向力作用且有大開口的情況，缺點是蒙皮步參加受力，材料利用率不高，結構較重。2桁式結構(jigu)圖2 桁式結構(jigu)如圖2所示。這種結構的縱向構件是行條，布置較密，能夠提高蒙皮(mn p

2、)的臨界應力，從而使蒙皮除了承受艙體的剪力和扭矩以外，還能與桁條一起承受艙體的軸向力和彎矩。與梁式結構相比，這種結構的材料大部分分布在艙體剖面的最大高度上，當結構重量相同時，這種結構的彎曲和扭轉剛度大。缺點是艙體上不宜開大型艙口，因為大型艙口會切斷較多的主要受力元件桁條。為了彌補由于開口引起的強度的削弱，開口處需要加強。從而增加結構重量；另外，桁條剖面弱，不宜傳遞較大的縱向集中力。適用于有均布軸壓載荷作用且有小艙口的情況。彈體的箱間段大多采用這種結構形式。3桁梁式結構這種結構縱向構件除大梁外還有較多的桁條。適用于有集中力且開口不很大的情況。這種結構能充分發揮典型剖面各構件的承載能力，結構重量可

3、大大減輕，不允許蒙皮失穩。二 彈體艙段的加工(ji gng)與成型方法1.焊接(hnji)成型焊接就是通過加熱或加壓，或兩者并用，有時(yush)還采用填充材料，使焊件達到原子間結合的一種加工方法。目前，導彈彈體中大部分的重要部件，包括動力部件殼體、各艙段殼體、舵面和翼面等，都是通過焊接組合而成的。焊接成型方法主要包括真空電子束焊真空電子束焊是利用空間定向高速運動的電子束撞擊工件表面后，將部分動能轉化成熱能，使被焊金屬熔化、冷凝、結晶而形成焊縫。焊接時，電子槍的陰極通電加熱到高溫而發射大量電子，在陰極表面形成一團密集的電子云，這些熱電子在強電場的作用下被加速到很高的速度，高速運動的電子經過聚束

4、極、陽極的靜電場作用和聚焦透鏡的電磁場作用而聚集成高能量密度的一束電子射線，它在工件的轟擊點處與材料晶格電子、原子相碰撞時被散射和阻止，其動能轉變為晶格振動能量即熱能，從而熔化工件、形成焊縫。真空擴散焊擴散焊技術由前蘇聯的卡扎克夫在1957年發明，它是依靠界面原子間的相互擴散而實現結合的一種精密的連接方法。真空擴散連接是指在一定溫度和壓力條件下，在真空環境中將待焊工件的表面相互接觸，并通過微觀塑性變形使之緊密結合，界面處的原子經過一定時間的相互擴散，形成整體接頭的一種固態焊接方法。電阻點焊和滾焊電阻點焊及滾焊就是將焊件裝配成搭接接頭，并壓緊在兩電極或兩滾輪電極之間，利用電阻熱熔化母材金屬，形成

5、焊點或焊縫(hn fn)的電阻焊方法。電阻點焊一般由以下4個基本程序（圖3）組成一個循環(xnhun)過程：（1）預壓(y y)：電極下移、施加壓力、焊件貼合、過程開始。（2）焊接：通電加熱、母材熔化、形成熔核、焊接開始。（3）維持：繼續施壓、斷電冷卻、熔核結晶、焊接結束。（4）休止：去除壓力、電極上移、焊機休止、過程結束。圖3 電阻點焊循環過程示意圖1.4 激光焊激光焊是利用高能量密度的激光束作為熱源進行焊接的一種高效精密的焊接方法。激光焊時，激光照射到金屬表面，與金屬發生相互作用，金屬中的自由電子吸收光子導致電子溫度升高，然后通過振動將能量傳遞給金屬離子，金屬溫度上升，光能變為熱能熔化金屬

6、進行焊接。2.整體加工成型導彈上的一些(yxi)艙段、如儀器槍、級間段等，其長度不會太長。這樣的回旋體完全(wnqun)有可能選用多座標聯動的數控銑，改變毛坯(mop)型式，使之成為整體艙段加工。這樣，可為設計者提供更大的自由度，進一步減輕重量，而且還能進一步提高艙體的可靠性和經濟性。整體艙段加工工藝過程比較簡單，主要工序為鍛筒，熱處理和機加工，在粗精加工之間有消除應力退火工序。加工出來的整個艙段沒有焊縫，原設計的隔框亦整體加工出連接部分，部裝時不用密封鉚。其幾何精度大大優于整體化銑或平板數控銑然后成形型再焊接加工的艙段。加工過程如圖4所示圖4 整體(zhngt)加工過程三 新型材料在彈體(d

7、n t)艙段上的應用材料是構成導彈的物質基礎。現代戰爭和導彈嚴峻的工作環境都對材料的性能不斷(bdun)提出苛求。導彈技術中大有發展前途的技術領域之一就是應用先進的結構材料這一領域，如能采用先進的結構材料，就有可能明顯地提高導彈系統的性能，如增大導彈的射程，減小尺寸以及提高整個武器系統的生存能力等。目前戰術導彈彈體結構材料仍以金屬材料為主體，部分采用先進的復合材料。隨著復合材料的迅速發展，復合材料等新型材料在戰術導彈彈體結構中應用會逐漸增多，并逐步取代一部分金屬結構材料。鋁合金、欽合金、各種合金鋼及高溫金屬等傳統金屬結構材料，在航天工業中目前仍占主導地位，是戰術導彈的主要結構材料。但目前也有多

8、種新型材料在導彈彈體艙段上有了實際應用。1.金屬間化合物新型材料金屬間化合物是一種具有優異性能和廣泛應用前景的新型高溫材料。這種材料的性能介于常規金屬材料與陶瓷材料之間。與金屬材料(如高溫合金)相比，其高溫強度更好，但其密度則比高溫合金材料小得多；與陶瓷材料相比，其韌性則相對更好。據報道，這種材料可望在550一100范圍內做高溫結構材料使用。德國、美國目前主要研制Ti3AI和TIAI兩種材料。這兩種材料是目前公認的最有希望獲得實際應用的金屬間化合物材料。Ti3AI的使用溫度可望達到815，TIAI的使用溫度可望達到1000，這是由于TIAI化合物能在其表面形成耐高溫的鋁表面涂層，因而比Ti3A

9、I更耐高溫，其強度也更高，但其密度卻更低。2.凱芙拉纖維(xinwi)復合材料美國杜邦公司在70年代初期研制成功了一種具有較高強度、較高模量、低密度的新型(xnxng)聚酞胺有機纖維，商品名稱凱芙拉纖維(xinwi)，我國稱為芳綸纖維，國外稱之為第二代合成纖維。除美國外，日本、蘇聯和西歐等國均在進行大量的研制工作，并有一定數最的商品出售。蘇聯芳綸纖維的水平占世界第一，他們的芳綸纖維性能優于美國杜邦公司的凱芙拉一49和凱芙拉一149，也優于德國恩卡公司的Twaron纖維。凱芙拉纖維的主要特點是密度低、高強度和高模量。它的密度僅為玻璃纖維的60%，強度與高強度玻璃纖維相近，模量比高強度玻璃纖維高約

10、50%因此在各類纖維中凱芙拉纖維的比強度最高，比模量僅次于硼、碳纖維，而且還具有良好的抗沖，和耐疲勞性能。3.碳纖維復合材料碳(石墨)纖維復合材料(碳(石墨)/環氧)是美國60年代宇航部門發展起來的新型結構材料。由于它的綜合力學性能均高于芳香族聚酞胺纖維和玻璃纖維復合材料，具有高強度、高模量、低密度、抗疲勞、熱穩定性好(熱膨脹系數小)和成型簡單等優點，而且價格逐漸下降，比硼纖維便宜得多，所以這種材料比別的復合材料發展得快，在宇航工業上應用非常多。4.金屬基復合材料金屬基復合材料是復合材料的一個重要方面，美國近年來花費了大量的人力物力來進行這方面的研究工作。金屬基復合材料和樹脂基復合材料相比，具

11、有橫向機械性能好，層間剪切強度高，工作溫度高?導熱導電，不吸濕，不放氣，尺寸穩定及不老化等優點；結構用金屬基復合材料還具有金屬的成形及連接性能，一可象金屬那樣鑄造、擠壓、焊接和機械加工, 同時具有增強塑料的結構適應性。但也具有由于加工溫度高，纖維和基體容易產生有害反應，復合工藝比較復雜和成本較高等缺點。但由于它所具有的優異性能，使其在宇航工業中成為金屬和先進樹脂基復合材料的很有前途的代用品，具有廣泛的用途。四 彈體(dn t)艙段結構分析與計算方法結構分析是導彈結構設計的一個重要環節。導彈結構為多種結構形式(xngsh)組合的復雜結構，簡單的定性分析難設計出合理的、高性能的結構，只有通過結構分

12、析才可以有效地、科學地選擇合理的結構設計方案。結構分析的中心任務是對結構的力學特性進行(jnxng)定量評價。1.結構分析的內容導彈結構分析的內容主要有靜力分析、結構動力分析和熱結構分析等。1.1 結構靜力分析結構靜力分析主要研究導彈結構在靜載或準靜載條件下的力學行為，完成結構的靜強度、剛度和穩定性分析。具體內容有：計算結構的變形（位移）及其分布，進行結構剛度分析與驗證；計算結構的內應力及其分布，進行結構強度分析與驗證；計算結構失穩臨界載荷和失穩模態，進行結構穩定性分析與驗證。1.2 結構動力分析結構動力分析主要是研究導彈結構動力固有特性和在動載荷作用下結構的動力學行為，完成結構的振動固有特性

13、分析、動態響應分析和氣動彈性分析等工作。1.3 熱結構(jigu)分析熱結構分析可以直接以熱分析得到的溫度分布作為輸入條件。結構的熱/結構分析主要包含熱變形、熱彈性沖擊(chngj)、熱振動和熱顫振四類。2. 結構分析(fnx)的基本過程1）建立結構的分析模型2）選擇分析理論與分析方法3）選擇分析軟件或自編分析程序4）對結果進行分析與驗證3. 結構分析計算方法結構分析計算方法基本建立在有限元素法基礎上，其中有限元模型方程如下。結構靜力學有限元模型：結構動力學有限元模型：式中M為質量矩陣；C為阻尼矩陣；t為時間；為位移列向量；為動載荷列向量。五 彈體艙段優化設計方法彈體艙段的結構設計的靜、動力載

14、荷工況多，結構承載復雜，艙段內部儀器設備安裝布局要求苛刻，同時必須兼顧多種使用功能需求，要求在滿足各項設計指標的前提下結構質量最輕。隨著航天工程技術各個領域的快速發展和不斷進步，對飛行器結構設計來說，從結構方案論證、方案設計、樣機加工制造、試驗驗證等，一直到整個工程研制階段結束，提出提高設計效率、一次設計的正確性、縮短研制周期和減少研制經費等問題。隨著優化算法(sun f)和計算機技術的發展，開始研究將優化設計方法應用于復雜結構設計，解決復雜結構多約束和多學科綜合的優化設計問題，從而縮短研制周期，減少設計中的反復，提高設計質量。利用有限元分析軟件進行結構優化設計成為其中一種選擇。1漸進優化設計

15、(shj)方法漸進優化設計方法是一種利用幾種優化算法使結構設計結果逐漸(zhjin)趨近于某些約束條件下最優化的方法。在結構設計前期，先根據主要儀器設備布局空間約束和受載情況，在預先確定的設計區域內，尋求結構材料最優布局的拓撲優化進行構型和結構布局方案的選擇；而后，利用數值優化算法，對結構設計要素進行優化，從而使結構趨近于最優化設計。設計流程如圖5所示圖5 漸進優化設計(shj)流程2.彈體艙段結構(jigu)拓撲優化彈體(dn t)艙段連接在末級發動機前端，裝載有效載荷、控制設備、動力設備、測量設備、分離組件和其它輔助設備等，要求在貯存、運輸和飛行工作環境下承受各種載荷和環境條件，完成各類功

16、能，要求在特定的有效空間內進行結構布局，結構靜強度和結構動態特性等滿足設計要求，且結構質量最輕。首先根據某運載器艙段所受載荷，在允許的設計區域內進行拓撲優化。根據對稱性，取結構的1/4進行有限元建模。拓撲優化分析的有限元模型（見圖6），分別模擬設備支撐結構設計空間和艙段殼體兩部分。圖6 拓撲(tu p)優化分析有限元模型六 總結(zngji)80年代(nindi)以來，導彈的發展趨勢主要是多用途、研制與改進相結合和采用模塊式設計。為適應這一研制方向，導彈的彈體結構也要作相應改進。導彈艙段受力外殼與內部設備外殼合二為一和縮小其展是使導彈外形小型化的重要措施。彈體結構改進還包括研究垂直發射技術和開

17、展隱身技術研究。加強新材料、新工藝的研究也是改進彈體艙段結構的重要內容。本文基于調研及查閱資料的結果，利用了部分彈體艙段結構實例，分析了彈體艙段設計制造的過程中一系列技術問題與分析解決方法。其中飛行器結構設計與本專業息息相關，通過本次調研雖然還不能增加很多專業技能，但對飛行器結構設計的設計流程和設計中需要解決的問題有了實質性的了解，對專業技能培養有非常大的幫助。七 參考文獻1 成曉杰.某型導彈艙段殼體剛度特性分析J.中國空空導彈研究院，2009,2.2 周世平.導彈結構工藝性實例分析J.中國航天機電集團公司159廠，2000.3 鮑永杰.碳纖維增強復合材料鉆削的若干研究D.大連理工大學，2006.4 羅志清，王興治，李學鋒，等.優化設計在導彈(dodn)結構設計中的應用C.北京(bi jn)：2006中國科協年會(ninhu)，2006：45-49.5 鄭學升，呂鋼.一種復雜艙段的漸進優化設計方法J.北京宇航系統工程研究所，2013, 1：1-7.6 趙杰.某鋁合金類零件的加工工藝分析J.機電工程技術，2011，39（2）：130-131.7 裘俊彥，陳衛紅，章磊.鋁合金薄壁筒形零