火箭結構分析

火箭結構分析（Structural Analysis of Rocket），對火箭主要結構進行的力學分析。它是以飛機結構力學為基礎，隨著火箭事業的進展而逐步形成的，是火箭結構設計的重要依據之一。彈道式火箭在結構和工作環境方面與飛機有很大差異。火箭結構分析主要包括：貯箱的穩定性分析，箭體的動力分析，彈頭的再入、回收、核防護分析和火箭發動機的強度分析等。

基本介紹

• 中文名：火箭結構分析
• 1：貯箱殼體穩定性
• 2：光圓柱殼軸壓穩定性分析
• 3：整體加勁格線圓柱殼

火箭結構分析

貯箱殼體穩定性

火箭的貯箱多採用圓柱形殼，它的結構型式有光圓柱殼、加勁圓柱殼和整體格線式圓柱殼等。所受的載荷以軸壓為主，還有內部增壓的壓力和彎矩。軸壓穩定性是貯箱設計的主要問題。

光圓柱殼軸壓穩定性分析

光圓柱殼的軸壓臨界應力對主要幾何參數的依賴關係與小撓度理論預示的結果是一致的。在進行貯箱軸壓穩定性分析時，套用小撓度理論可得到臨界應力計算公式，通過實驗和小樣件統計分析方法即可繪出具有一定可靠性的軸壓臨界應力係數曲線。

整體加勁格線圓柱殼

承受軸壓的對稱格線加勁圓柱殼常採用正置正交和斜置格線兩種效率較高的對稱方格。分析整體加勁殼的軸壓穩定性用線性正交異性理論，為了簡便，可化成與光圓柱殼同一型式的臨界應力計算公式，而軸壓臨界應力係數則取理論值。雖然整體加勁殼實驗結果的分散性較小，但線性理論與實驗之間差別依然存在。仍須用實驗結果對理論計算的臨界應力值進行修正。

貯箱重量占火箭結構總重量的比例很大，通常需要進行結構的最佳化設計。整體加勁格線圓柱殼的最佳化設計以重量為目標函式，強度、穩定性、剛度和工藝等為約束條件，用約束最最佳化方法（如可行方向法、單純形法等）或無約束最最佳化方法(如罰函式法、隨機試驗法等)確定蒙皮厚度、加勁條高度和間距等參數。由桁條、框和薄蒙皮組成的加勁殼體的分析採用飛機結構力學的方法。

箭體動力分析

包括箭體結構的動特性和動回響計算。動特性計算是為了提供整體結構的固有頻率和振型，為穩定系統和動力系統設計提供結構的動力特性。動回響計算為火箭和太空飛行器設計提供發動機點火、關機、級間分離等衝擊引起的載荷數據。

動特性分析

建立分析對象的數學模型並確定數學模型的參數。火箭的縱向振動可採用彈簧-質量模型、全結構有限元模型(由殼元、液體元和其他類型單元組成)、混合模型（主體結構採用殼元和液體元，分支結構用彈簧-質量模型）。彈簧-質量模型（圖1 火箭縱向彈簧-質量模型）計算比較簡單，適用於初步速算各種飛行狀態的低階振型和初步研究縱向耦合振動效應。全結構的有限元模型（圖2 火箭全結構有限元模）便於精確考慮液固耦合效應。為了精確地確定衛星或者彈頭上的動載荷，可以建立火箭連同衛星或彈頭等一起的全結構有限元模型或混合模型來進行衝擊回響分析。

圖1 火箭縱向彈簧-質量模型

圖2 火箭全結構有限元模型

火箭的橫向振動可以取梁式模型，將火箭結構簡化成一個變截面梁或帶有分支梁的系統，用有限元素法進行分析。為了獲得較高階模態和局部變形斜率（確定敏感元件安裝位置的參數），取由各類單元組成的全結構有限元模型進行計算。由於火箭結構十分複雜，所建立的模型不易準確,需要通過實驗對理論模型進行修正,作理論與實驗的相關分析（物理參數識別），以調整計算模型的總剛度矩陣和總質量矩陣。系統的物理參數識別方法尚處在發展階段。用於大型結構動力分析的另一方法是動態子結構方法，有子結構的縮聚阻抗匹配法、模態綜合法和有限超單元法等。計算結構的固有頻率和振型需要解特徵方程，方法有行列式搜尋法、子空間疊代法等。

動回響分析

利用與動特性分析相同的數學模型進行動回響計算。用振型迭加法或直接積分法計算回響的時間歷程。計算衝擊回響宜使用直接積分法，對較長時間歷程的回響分析用振型迭加法比較經濟。

火箭箭體結構部件分析

發動機結構分析

液體火箭發動機承受的熱應力比普通熱機承受的熱應力高得多，其大小與燃燒室中燃氣的溫度和壓力密切相關。燃氣壓力是燃燒室的基本載荷，發動機受力件和燃燒室殼體一般分兩步計算：首先在內壓力和熱的作用下把殼體作為一個整體，計算它的總體強度和剛度，再校核在燃氣壓力和冷卻劑壓力差的作用下內壁的局部強度和剛度。動載荷往往嚴重影響發動機殼體的效能。當燃氣壓力的變化引起發動機殼體的彎曲（非軸對稱）振動時，會產生更複雜的參數共振。固體火箭發動機的藥柱是承載結構之一，它是一個受熱的聚合物材料的厚壁筒，氣體的壓力會使它處於複雜的非均勻的應變狀態。運輸、貯存時造成的蠕變和龜裂也會帶來嚴重的後果，因而發動機的動力分析十分重要。它的高頻振動是由固體推進劑、燃燒室壁、燃氣環境和燃燒區所組成的複雜系統的自激振動引起的。分析自激振動的模型應取具有振源的封閉系統。

火箭發動機的強度問題十分複雜。除理論分析外，實驗是必不可少的，一般需要通過多次熱試驗來解決。

彈頭結構分析

飛彈彈頭在再入時受到氣流加熱和沖刷,使防熱層燒蝕,部分熱量會傳入深部結構。燒蝕速度可根據彈頭飛行速度、端頭半徑、大氣密度、氣流焓值以及層流和紊流條件來計算，從而確定燒蝕厚度。計算熱回響模型時須考慮邊界層轉捩和端頭燒蝕，計算程式應能自動形成燒蝕形狀的新格線。邊界層轉捩數據對石墨彈頭的斷裂方式和斷裂方向都有影響。碳- 碳彈頭的破壞則是由於裂紋擴展引起的，其破壞標準還處於研究階段。

彈頭的再入階段還可能遇到核爆炸環境，X射線會在彈頭材料內部產生很大的溫度梯度和壓力梯度，從而形成劇烈的絕熱膨脹和壓力階躍。熱激波在殼體內傳播會使材料層裂。材料在 X射線照射下還會發生相變。研究結構在 X射線照射下的動力回響是彈頭結構分析的重要內容。

彈頭硬回收的觸地是高速撞擊，撞擊加速度可達到40000攝氏度以上，同時還伴有高溫，須用爆炸力學的方法進行分析。由於問題的複雜性，計算結果通常要通過在地面模擬再入環境和高速撞擊的實驗加以驗證。

火箭結構分析還包括對薄壁結構、加勁結構、夾層結構和複合材料結構等的靜強度分析、動強度分析、熱強度分析和疲勞與斷裂分析。有限元素法、各種子結構方法、模態綜合法和大型通用程式為解決大型複雜結構的計算創造了條件。計算機輔助設計的發展促進了火箭結構設計的自動化。但火箭結構和所處的工作環境十分複雜，涉及的學科範圍很廣，僅依賴理論分析方法是不夠的,需要發展實驗技術、數據處理和統計分析方法,把兩方面結合起來才能解決火箭的強度問題。