捆绑球副机构摩擦热分析

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1、2014年第3期导弹与航天运载技术No.32014总第332期MISSILESANDSPACEVEHICLESSumNo.332文章编号：1004-7182(2014)03-0074-05DOI：10.7654/j.issn.1004-7182.20140316捆绑球副机构摩擦热分析袁水林，何巍，唐霄汉，周鑫，吴义田（北京宇航系统工程研究所，北京，100076）摘要：利用有限元热力耦合分析方法，通过对捆绑机构摩擦生热、热传导过程、对流过程、辐射过程分析，建立捆绑机构摩擦热分析有限元，探讨了摩擦系数对捆绑机构接触面及捆绑机构内部的温度影响情况。结果表明，在大载荷情况

2、下，摩擦系数越大，捆绑机构接触面温度越高，温度变化越剧烈，对捆绑机构工作不利，因此需对捆绑机构采取润滑措施。关键词：运载火箭；捆绑机构；摩擦热；仿真中图分类号：V47文献标识码：ASimulationofFrictionalHeatofStrap-onMechanismYuanShuilin,HeWei,TangXiaohan,ZhouXin,WuYitian（BeijingInstituteofAstronauticalSystemsEngineering，Beijing，100076）Abstract:Throughanalyzingthefrictional

3、heatofstrap-onmechanism,processofheatexchange，convectionandradiationwiththemethodoffiniteelementthermodynamiccoupling,thefiniteelementsforthestrap-onmechanismfrictionalheatanalysisareestablishedandtheeffectofthefrictioncoefficientontheinterfaceandinteriortemperatureofthestrap-onmechan

4、ismisdiscussed.Thesimulationresultsshowthatthestrap-onmechanismdoesnotperformwellunderhighfrictioncoefficient,whichbringsonhighinterfacetemperatureandsmarttemperaturechange,solubricationofstrap-onmechanismisneeded.KeyWords：Launchvehicle；Strap-onmechanism；Frictionalheat；Simulation0引言状态

5、比较复杂；而且在不同的温度，接头所用材质的目前，运载火箭的发展趋势是捆绑助推器构型，物理性能也不相同；另外，由于载荷巨大，很难通过如能源号火箭、阿里安5火箭、德尔它4火箭等，都试验直接测出其内部的温度场分布。因此，应用CAE[1，2]采用了捆绑助推器的构型。在这些运载火箭中，助技术对连接接头工作状态进行模拟仿真成为研究其热推器均需通过前后捆绑点与芯级连接，其中一个捆绑力状态的有效途径。点主要用于传递助推器发动机产生的轴向力，为主传力结构，另一个捆绑点用于传递助推器与芯级之间的1飞行过程数学分析横向力，为辅助传力机构。火箭在飞行过程中，由于捆绑机构工作过程中的热源是

6、摩擦产生的热量，芯级与助推器长度发生变化和助推器弹性变形，助推热量通过在零件内部的传导、边界的对流和辐射等方器与芯级将会产生相对转动，因此主传力结构采用球式向外传输。因此，传导、对流和辐射对捆绑机构的副结构形式，以适应结构变形的需要。助推器与芯级热状态具有直接影响。之间的相对转动，由于摩擦的作用，将承受高的复杂1.1传导过程载荷和轴承尺寸的限制，必然会产生大摩擦力矩和摩热传导是指当物体内部存在温差，即存在温度梯擦热，严重时会发生黏着、犁削，继而还会出现发热、度时，热量从物体的高温部分传递到低温部分；不同冷焊和卡死，这对助推器主传力捆绑机构强度和分离温度的物体相互接

7、触时热量从高温物体传递到低温物装置产生不利影响。火箭飞行过程中，主传力捆绑机体。构要承受大载荷作用，并伴随着振动和摩擦，其热力传导发生在零件内部，导热量由式（1）求出。收稿日期：2013-12-07作者简介：袁水林（1967-），男，高级工程师，主要从事运载火箭结构分离总体设计工作第3期袁水林等捆绑球副机构摩擦热分析75∂T233βρgtL∆∆βgtL浮升力QA=−λ（1）Gr=⇒=Gr=（6）∂x22iµµ粘性力ρ式中Q为导热量；A为导热面积；λ为导热系数；T式中CP为比热容，kJ/(kg·℃)；L为放热管长度，m；为温度。()tt+λ为流体介质在定

8、性温度wf