爆炸螺栓分离对热防护系统冲击响应分析

陈炎，金伟，王用岩，黄虎

（中国航空工业集团公司 成都飞机设计研究所，成都 610091）

在航天器上，经常会使用大量火工装置来完成一 些特定功能，如部段分离、设备驱动等。这些火工品装置的动作会在航天器结构上导致强烈的高频冲击环境，对航天器上的仪器设备产生不利影响，特别是对电子产品、轻薄结构、脆性材料的破坏尤为明显[1]。

对于完成任务后需返回地面的一类航天器来说，为了在返回大气层阶段能抵御高温烧蚀的严酷环境，在飞行器表面会安装隔热瓦、隔热毡或其他耐高温材料，统称为热防护系统（TPS）。隔热瓦材料往往具有脆性的特质，承受高频冲击的能力不如金属材料，因此在设计这一类航天器的火工装置时应当尤为注意。

航天器结构及设备是否能够承受火工产品爆炸冲击环境，目前多采用各种试验的方法来评估，文献[2]总结了各种试验方法，并总结了各种方法的适用范围和效果。火工品爆炸的数值模拟，多基于LSDYNA3D软件，采用 ALE算法。陈敏[3]等基于LS-DYNA3D软件，采用 ALE算法，很好地模拟了宇航线式火工分离装置爆炸分离时流体与固体相互耦合问题，并预测了材料在爆轰波冲击下的非线性动态响应，但并未得到试验验证。杜龙飞[4]等同样基于LS-DYNA3D软件，采用 ALE算法，对爆炸螺栓结构进行了精细建模，通过仿真选取了合适的药剂，计算得到的螺栓分离速度与试验基本吻合。赵欣[5]等基于LS-DYNA的Hydrocodes提出了“振源系统-近场结构”一体化建模分析方法，研究了火工品对结构响应的直接加载和解耦加载的结果对比，与文中方法类似，但同样缺乏试验验证。

文中基于MSC. Dytran软件，建立了爆炸螺栓分离过程对航天器热防护系统响应评估的一整套仿真方案流程，并解决了计算中的几个难点：首先，采用流固耦合中的“一般耦合”方法对爆炸螺栓的分离过程进行了仿真，并利用“快速耦合”大大提高了计算效率；其次，在爆炸螺栓中炸药量和参数未知的条件下，通过对已有试验的仿真，调试出具有实测意义的爆炸螺栓分离仿真模型，并应用于真实结构；最后，在对试验的仿真过程中，探索了零件之间不同连接方式对结果的影响，并选择了计算效率高的共节点方式。

1 数值仿真方案

为了评估爆炸螺栓分离对热防护结构的影响，提出的数值仿真方案如图1所示。整个数值仿真分四个阶段进行：完成爆炸螺栓分离仿真；完成对收纳装置原理试验的数值仿真；调整炸药量和参数，实现仿真结果与试验结果的匹配；将具有实测意义的仿真方案应用于实际结构。

2 爆炸螺栓分离仿真

爆炸螺栓分离仿真的有限元模型分为拉格朗日模型和欧拉模型两部分，拉格朗日模型用于模拟爆炸螺栓及其内部结构，欧拉模型用于模拟炸药、空气等欧拉体。爆炸螺栓分为螺栓头和螺杆两部分，有限元模型如图2所示，剖面图如图3所示。螺杆为拉格朗日体元，设置为刚体。螺栓头为一个内部变截面的圆柱形空腔，螺栓头外壁为拉格朗日体元，设置材料为钢材。

螺栓头内的空腔分为两部分，左半部分内壁有共节点壳元，形成封闭耦合面。其中耦合面部分为刚形体壳元，与螺栓头壁共节点，耦合面右端一排单元为哑元，与螺栓头壁和活塞推杆共节点。哑元没有物理属性，可以无限变形，仅用于形成封闭耦合面之用。之所以要设置哑元，是由于在使用一般耦合方法时，需要在拉格朗日模型上定义耦合面，作为欧拉网格和拉格朗日网格之间相互作用力的传递者，并且耦合面应当是封闭的[6]。文中哑元属性为不透气，封闭耦合面内置圆柱体炸药（欧拉网格）。

文中之所以尝试流固耦合中的一般耦合方法，而非应用较多的ALE（任意拉格朗日-欧拉耦合）方法，其原因在于：首先，ALE方法要求拉格朗日与欧拉网格共节点，建模上工作量更大；其次，一般耦合方法中，当欧拉网格与基本坐标系轴平行时，可打开快速耦合开关，大大提高计算效率。

螺栓头右半部分内有圆柱体活塞推杆，设置为拉格朗日体元、刚体。活塞推杆左侧与哑元共节点，右侧与螺杆设置接触，圆柱面与螺栓头外壁设置接触。活塞与螺杆均约束了刚体的TY、TZ、RY、RY方向的自由度。

螺栓头底部与螺杆之间有一圈失效单元，失效单元为拉格朗日体元，并设置破坏参数。分离过程：炸药爆炸后，气体膨胀，推动活塞推杆向右运动；由于活塞与螺杆之间设有接触，故活塞推动螺杆向右运动，失效单元由于达到其失效最大应变而产生破坏，从而螺杆脱离螺栓头向右飞出。分离过程如图4所示。

3 原理试验仿真及参数调节

爆炸螺栓减振收纳装置原理试验将单个爆炸螺栓安装与安装板上，通过加速度传感器测量了安装板上的加速度响应。爆炸螺栓与安装板有限元模型如图5所示。安装板采用拉格朗日体元，材料定义采用DMATEL卡片（线弹性），采用钢材的材料参数。

位于安装板凸台正下方的加速度传感器，测得加速度响应峰值为1.4×108mm/s2，螺栓的螺杆末速度为46.6 m/s。

在未进行参数调节前，对螺栓头和安装板凸台之间的连接方式进行了探索，共尝试了三种不同的建模方式：共节点、设置接触、刚性连接。

共节点和刚性连接获得的螺杆末速度基本相同，设置接触获得的螺杆末速度偏高。共节点和设置接触的最大加速度响应峰值基本相同，但共节点响应比较稳定，设置接触的响应由小变大，且经常出现跳跃性峰值。刚性连接的加速度响应比前两者大，如图6所示。综合考虑，由于共节点方式所耗计算时间最短，故选择共节点方式建模。

通过对炸药的尺寸、内能、JWL方程参数的调整，获得与试验结果基本一致的参数。参数调整后螺杆的速度曲线如图7所示，可见螺杆末速度为44.47 m/s，与目标46.6 m/s误差为−4.58%。参数调整后的加速度响应曲线如图 8所示，最大加速度响应峰值为1.46×108m/s2，与目标值 1.40×108m/s2相比误差为4.62%。

4 获取机体结构响应

分析机体结构的连接关系后，对局部机体结构进行体元建模。将调试好参数的爆炸螺栓安装于机体结构有限元模型，进行爆炸分离计算，并提取隔热瓦接触面节点的加速度响应。与隔热瓦直接接触部分和通过应变隔离垫连接的结构的最大加速度响应曲线如图9所示。由图9a可见，与隔热瓦直接接触部分结构最大加速度响应峰值为1.60×108mm/s2，换算成过载为16 310g；由图9b可见，与隔热瓦通过应变隔离垫连接的结构，最大加速度响应峰值为 3.89×108mm/s2，换算成过载为39 653g。

5 结语

文中基于MSC. Dytran软件，采用四个阶段仿真的方案，对航天飞行器中热防护系统隔热瓦的设计提供了指导。首先，采用流固耦合中的一般耦合方法，并打开快速耦合开关，对爆炸螺栓分离过程进行了仿真；其次，对单个爆炸螺栓的地面分离原理试验进行了仿真；然后参照试验结果进行调参，获得具有实测意义的爆炸螺栓仿真模型；最后将调参后的爆炸螺栓仿真模型应用于真实结构，提取了结构中隔热瓦在爆炸螺栓分离过程中所承受的最大过载响应，用于指导热防护结构的设计。

关于热防护结构的加速度响应承载能力还有待试验验证。文中提供的方法思路为热防护结构设计和校核提供参考依据。