爆炸螺栓分離對熱防護系統沖擊響應分析

陳炎，金偉，王用巖，黃虎

（中國航空工業集團公司 成都飛機設計研究所，成都 610091）

在航天器上，經常會使用大量火工裝置來完成一 些特定功能，如部段分離、設備驅動等。這些火工品裝置的動作會在航天器結構上導致強烈的高頻沖擊環境，對航天器上的儀器設備產生不利影響，特別是對電子產品、輕薄結構、脆性材料的破壞尤為明顯[1]。

對于完成任務后需返回地面的一類航天器來說，為了在返回大氣層階段能抵御高溫燒蝕的嚴酷環境，在飛行器表面會安裝隔熱瓦、隔熱氈或其他耐高溫材料，統稱為熱防護系統（TPS）。隔熱瓦材料往往具有脆性的特質，承受高頻沖擊的能力不如金屬材料，因此在設計這一類航天器的火工裝置時應當尤為注意。

航天器結構及設備是否能夠承受火工產品爆炸沖擊環境，目前多采用各種試驗的方法來評估，文獻[2]總結了各種試驗方法，并總結了各種方法的適用范圍和效果。火工品爆炸的數值模擬，多基于LSDYNA3D軟件，采用 ALE算法。陳敏[3]等基于LS-DYNA3D軟件，采用 ALE算法，很好地模擬了宇航線式火工分離裝置爆炸分離時流體與固體相互耦合問題，并預測了材料在爆轟波沖擊下的非線性動態響應，但并未得到試驗驗證。杜龍飛[4]等同樣基于LS-DYNA3D軟件，采用 ALE算法，對爆炸螺栓結構進行了精細建模，通過仿真選取了合適的藥劑，計算得到的螺栓分離速度與試驗基本吻合。趙欣[5]等基于LS-DYNA的Hydrocodes提出了“振源系統-近場結構”一體化建模分析方法，研究了火工品對結構響應的直接加載和解耦加載的結果對比，與文中方法類似，但同樣缺乏試驗驗證。

文中基于MSC. Dytran軟件，建立了爆炸螺栓分離過程對航天器熱防護系統響應評估的一整套仿真方案流程，并解決了計算中的幾個難點：首先，采用流固耦合中的“一般耦合”方法對爆炸螺栓的分離過程進行了仿真，并利用“快速耦合”大大提高了計算效率；其次，在爆炸螺栓中炸藥量和參數未知的條件下，通過對已有試驗的仿真，調試出具有實測意義的爆炸螺栓分離仿真模型，并應用于真實結構；最后，在對試驗的仿真過程中，探索了零件之間不同連接方式對結果的影響，并選擇了計算效率高的共節點方式。

1 數值仿真方案

為了評估爆炸螺栓分離對熱防護結構的影響，提出的數值仿真方案如圖1所示。整個數值仿真分四個階段進行：完成爆炸螺栓分離仿真；完成對收納裝置原理試驗的數值仿真；調整炸藥量和參數，實現仿真結果與試驗結果的匹配；將具有實測意義的仿真方案應用于實際結構。

2 爆炸螺栓分離仿真

爆炸螺栓分離仿真的有限元模型分為拉格朗日模型和歐拉模型兩部分，拉格朗日模型用于模擬爆炸螺栓及其內部結構，歐拉模型用于模擬炸藥、空氣等歐拉體。爆炸螺栓分為螺栓頭和螺桿兩部分，有限元模型如圖2所示，剖面圖如圖3所示。螺桿為拉格朗日體元，設置為剛體。螺栓頭為一個內部變截面的圓柱形空腔，螺栓頭外壁為拉格朗日體元，設置材料為鋼材。

螺栓頭內的空腔分為兩部分，左半部分內壁有共節點殼元，形成封閉耦合面。其中耦合面部分為剛形體殼元，與螺栓頭壁共節點，耦合面右端一排單元為啞元，與螺栓頭壁和活塞推桿共節點。啞元沒有物理屬性，可以無限變形，僅用于形成封閉耦合面之用。之所以要設置啞元，是由于在使用一般耦合方法時，需要在拉格朗日模型上定義耦合面，作為歐拉網格和拉格朗日網格之間相互作用力的傳遞者，并且耦合面應當是封閉的[6]。文中啞元屬性為不透氣，封閉耦合面內置圓柱體炸藥（歐拉網格）。

文中之所以嘗試流固耦合中的一般耦合方法，而非應用較多的ALE（任意拉格朗日-歐拉耦合）方法，其原因在于：首先，ALE方法要求拉格朗日與歐拉網格共節點，建模上工作量更大；其次，一般耦合方法中，當歐拉網格與基本坐標系軸平行時，可打開快速耦合開關，大大提高計算效率。

螺栓頭右半部分內有圓柱體活塞推桿，設置為拉格朗日體元、剛體。活塞推桿左側與啞元共節點，右側與螺桿設置接觸，圓柱面與螺栓頭外壁設置接觸。活塞與螺桿均約束了剛體的TY、TZ、RY、RY方向的自由度。

螺栓頭底部與螺桿之間有一圈失效單元，失效單元為拉格朗日體元，并設置破壞參數。分離過程：炸藥爆炸后，氣體膨脹，推動活塞推桿向右運動；由于活塞與螺桿之間設有接觸，故活塞推動螺桿向右運動，失效單元由于達到其失效最大應變而產生破壞，從而螺桿脫離螺栓頭向右飛出。分離過程如圖4所示。

3 原理試驗仿真及參數調節

爆炸螺栓減振收納裝置原理試驗將單個爆炸螺栓安裝與安裝板上，通過加速度傳感器測量了安裝板上的加速度響應。爆炸螺栓與安裝板有限元模型如圖5所示。安裝板采用拉格朗日體元，材料定義采用DMATEL卡片（線彈性），采用鋼材的材料參數。

位于安裝板凸臺正下方的加速度傳感器，測得加速度響應峰值為1.4×108mm/s2，螺栓的螺桿末速度為46.6 m/s。

在未進行參數調節前，對螺栓頭和安裝板凸臺之間的連接方式進行了探索，共嘗試了三種不同的建模方式：共節點、設置接觸、剛性連接。

共節點和剛性連接獲得的螺桿末速度基本相同，設置接觸獲得的螺桿末速度偏高。共節點和設置接觸的最大加速度響應峰值基本相同，但共節點響應比較穩定，設置接觸的響應由小變大，且經常出現跳躍性峰值。剛性連接的加速度響應比前兩者大，如圖6所示。綜合考慮，由于共節點方式所耗計算時間最短，故選擇共節點方式建模。

通過對炸藥的尺寸、內能、JWL方程參數的調整，獲得與試驗結果基本一致的參數。參數調整后螺桿的速度曲線如圖7所示，可見螺桿末速度為44.47 m/s，與目標46.6 m/s誤差為?4.58%。參數調整后的加速度響應曲線如圖 8所示，最大加速度響應峰值為1.46×108m/s2，與目標值 1.40×108m/s2相比誤差為4.62%。

4 獲取機體結構響應

分析機體結構的連接關系后，對局部機體結構進行體元建模。將調試好參數的爆炸螺栓安裝于機體結構有限元模型，進行爆炸分離計算，并提取隔熱瓦接觸面節點的加速度響應。與隔熱瓦直接接觸部分和通過應變隔離墊連接的結構的最大加速度響應曲線如圖9所示。由圖9a可見，與隔熱瓦直接接觸部分結構最大加速度響應峰值為1.60×108mm/s2，換算成過載為16 310g；由圖9b可見，與隔熱瓦通過應變隔離墊連接的結構，最大加速度響應峰值為 3.89×108mm/s2，換算成過載為39 653g。

5 結語

文中基于MSC. Dytran軟件，采用四個階段仿真的方案，對航天飛行器中熱防護系統隔熱瓦的設計提供了指導。首先，采用流固耦合中的一般耦合方法，并打開快速耦合開關，對爆炸螺栓分離過程進行了仿真；其次，對單個爆炸螺栓的地面分離原理試驗進行了仿真；然后參照試驗結果進行調參，獲得具有實測意義的爆炸螺栓仿真模型；最后將調參后的爆炸螺栓仿真模型應用于真實結構，提取了結構中隔熱瓦在爆炸螺栓分離過程中所承受的最大過載響應，用于指導熱防護結構的設計。

關于熱防護結構的加速度響應承載能力還有待試驗驗證。文中提供的方法思路為熱防護結構設計和校核提供參考依據。