CN103455645B - 一种全箭模态提取方法 - Google Patents

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杨树涛
董锴
孙目
曾耀祥
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Beijing Institute of Astronautical Systems Engineering
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Abstract

本发明涉及一种全箭模态提取方法，依次包括：一、建立全箭结构梁单元模型；二、读取全箭有限元模型节点信息和模态阶数，获取全箭有限元模型各阶模态的固有频率和关于质量矩阵归一化的特征向量；三、根据节点信息提取节点，提取节点选取为芯级、助推器的主节点和发动机分枝、有效载荷分枝对应的节点；四、指定归一化节点编号；五、主振方向判别；六、得到按指定节点归一化的特征向量及广义质量；七、模态结果输出。本发明大大提高了模态提取工作的效率，降低了由人工提取模态失误带来的风险。

Description

一种全箭模态提取方法
技术领域
本发明涉及一种全箭模态提取方法，特别是涉及一种运载火箭和液体导弹模态参数提取方法。
背景技术
全箭结构动特性一般采用商用有限元程序Patran/Nastran分析得到，无法直接给出指定点指定方向最大振型归一的模态数据。Nastran计算结果.f06文件数据繁杂，无法直接提供给姿态控制系统和POGO稳定性分析使用，传统的模态提取方法效率较低，且易出差错。因此亟需提供一种新型的全箭模态提取方法。
发明内容
本发明要解决的技术问题是提供一种提高了模态提取工作的效率，降低了由人工提取模态失误带来的风险的全箭模态提取方法。
为解决上述技术问题，本发明一种全箭模态提取方法，依次包括以下步骤：
第一步、建立全箭结构梁单元模型；
第二步、得到全箭有限元模型的模态分析结果；从模态分析结果中读取全箭有限元模型节点信息和模态阶数，获取全箭有限元模型各阶模态的固有频率和关于质量矩阵归一化的特征向量；
第三步、根据火箭型号，获取芯级、助推器需要输出的节点个数及对应节点编号，输入需要提取的模态阶数；需要提取的模态阶数小于等于模态分析总阶数；根据节点信息提取节点，提取节点选取为芯级、助推器的主节点和发动机分枝、有效载荷分枝对应的节点；
第四步、指定归一化节点编号；
在带整流罩飞行状态，振型归一化节点选取火箭整流罩头部对应节点；抛整流罩后，振型归一化节点选取仪器舱前端面或二级机架箭体对接处对应节点；
第五步、主振方向判别；
对第i阶模态关于质量矩阵归一化的特征向量Φi，选取指定归一化节点三个平动和三个转动自由度中绝对值最大的振动分量ui，ui为对应方向；
第六步、得到按指定节点归一化的特征向量及广义质量；
对第i阶关于质量矩阵归一化的特征向量Φi，用该特征向量除以振动分量ui，得到按指定节点归一化的特征向量Ψi＝Φi/ui；对应该阶模态的广义质量 G i = 1 / u i 2 ;
第七步、模态结果输出；
从第一阶非零频模态开始，输出模态阶数、固有频率、广义质量、主振方向和按指定节点归一化的特征向量。
步骤一依次包括：
a)采集火箭理论图、总体原始数据，根据火箭理论图中的芯级、助推器的结构分布和总体原始数据中的分站信息，建立有限元模型节点和结构质量单元；
b)通过各部段结构设计图纸，获取各部段结构参数，建立模拟结构刚度的梁单元；
c)采集弹道数据中各个飞行时间点的推进剂质量，建立推进剂质量单元；
d)在结构质量单元、推进剂质量单元和梁单元的基础上组装全箭有限元模型，并生成可供Nastran软件分析的.bdf文件。
本发明根据结构动力学相关理论，能够直接从Nastran计算结果.f06文件中提取相关数据进行运算，实现了主模态的自动判别，进而按照固定格式输出频率、振型、振型斜率和广义质量等模态数据。大大提高了模态提取工作的效率，降低了由人工提取模态失误带来的风险。
附图说明
图1为本发明所提供的一种全箭模态提取方法的流程示意图。
具体实施方式
下面结合附图和实施例对本发明作进一步详细的说明。
第一步、建立全箭结构梁单元模型；
a)采集火箭理论图、总体原始数据，根据火箭理论图中的芯级、助推器的结构分布和总体原始数据中的分站信息，建立有限元模型节点和结构质量单元；
b)通过各部段结构设计图纸，获取各部段结构参数，建立模拟结构刚度的梁单元；
c)采集弹道数据中各个飞行时间点的推进剂质量，建立推进剂质量单元；
d)在结构质量单元、推进剂质量单元和梁单元的基础上组装全箭有限元模型，并生成可供Nastran软件分析的.bdf文件；
第二步、通过Nastran软件的模态分析功能对.bdf文件进行计算，得到全箭有限元模型的模态分析结果.f06文件；从.f06文件中读取全箭有限元模型节点信息和模态阶数，获取全箭有限元模型各阶模态的固有频率和关于质量矩阵归一化的特征向量。
第三步、根据火箭型号，获取芯级、助推器需要输出的节点个数及对应节点编号，输入需要提取的模态阶数；需要提取的模态阶数小于等于模态分析总阶数；根据节点信息提取节点，提取节点选取为芯级、助推器的主节点和发动机分枝、有效载荷分枝对应的节点。
第四步、指定归一化节点编号；
在带整流罩飞行状态，振型归一化节点选取火箭整流罩头部对应节点；抛整流罩后，振型归一化节点选取仪器舱前端面或二级机架箭体对接处对应节点。
第五步、主振方向判别；
对第i阶模态关于质量矩阵归一化的特征向量Φi，选取指定归一化节点三个平动和三个转动自由度中绝对值最大的振动分量ui，ui为对应方向即为主振方向。
第六步、得到按指定节点归一化的特征向量及广义质量；
对第i阶关于质量矩阵归一化的特征向量Φi，用该特征向量除以振动分量ui，得到按指定节点归一化的特征向量Ψi＝Φi/ui；对应该阶模态的广义质量即指定归一化点三个平动和三个转动自由度中绝对值最大的振动分量的倒数；
第七步、模态结果输出：从第一阶非零频模态开始，输出模态阶数、固有频率、广义质量、主振方向和按指定节点归一化的特征向量。

Claims (1)

1.一种全箭模态提取方法，其特征在于：依次包括以下步骤：
第一步、建立全箭结构梁单元模型；
第二步、得到全箭有限元模型的模态分析结果；从模态分析结果中读取全箭有限元模型节点信息和模态阶数，获取全箭有限元模型各阶模态的固有频率和关于质量矩阵归一化的特征向量；
第三步、根据火箭型号，获取芯级、助推器需要输出的节点个数及对应节点编号，输入需要提取的模态阶数；需要提取的模态阶数小于等于模态分析总阶数；根据节点信息提取节点，提取节点选取为芯级、助推器的主节点和发动机分枝、有效载荷分枝对应的节点；
第四步、指定归一化节点编号；
在带整流罩飞行状态，振型归一化节点选取火箭整流罩头部对应节点；抛整流罩后，振型归一化节点选取仪器舱前端面或二级机架箭体对接处对应节点；
第五步、主振方向判别；
对第i阶模态关于质量矩阵归一化的特征向量Φi，选取指定归一化节点三个平动和三个转动自由度中绝对值最大的振动分量ui，ui为对应方向；
第六步、得到按指定节点归一化的特征向量及广义质量；
对第i阶关于质量矩阵归一化的特征向量Φi，用该特征向量除以振动分量ui，得到按指定节点归一化的特征向量Ψi＝Φi/ui；对应该阶模态的广义质量Gi＝1/ui 2；
第七步、模态结果输出；
从第一阶非零频模态开始，输出模态阶数、固有频率、广义质量、主振方向和按指定节点归一化的特征向量；
所述第一步依次包括：
a)采集火箭理论图、总体原始数据，根据火箭理论图中的芯级、助推器的结构分布和总体原始数据中的分站信息，建立有限元模型节点和结构质量单元；
b)通过各部段结构设计图纸，获取各部段结构参数，建立模拟结构刚度的梁单元；
c)采集弹道数据中各个飞行时间点的推进剂质量，建立推进剂质量单元；
d)在结构质量单元、推进剂质量单元和梁单元的基础上组装全箭有限元模型，并生成可供Nastran软件分析的.bdf文件。
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Families Citing this family (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN106444836B (zh) * 2016-10-12 2019-05-03 中国人民解放军国防科学技术大学 一种无控探空火箭抗干扰设计方法
CN106777539B (zh) * 2016-11-28 2019-09-03 西安航天动力测控技术研究所 一种自动寻找固体火箭发动机频率特性积分时间点的方法
CN108830000B (zh) * 2018-06-26 2022-03-15 北京理工大学 一种基于vtk的运载火箭结构有限元分析可视化方法
CN109583057B (zh) * 2018-11-16 2020-09-08 北京星际荣耀空间科技有限公司 一种基于刚度分析的运载火箭有限元建模方法及装置
CN109858189B (zh) * 2019-01-09 2023-03-31 蓝箭航天空间科技股份有限公司 运载火箭载荷分析方法
CN110399692B (zh) * 2019-07-31 2021-01-15 大连理工大学 大型捆绑火箭的模态筛选方法
CN110727251B (zh) * 2019-09-27 2021-01-15 大连理工大学 气-液路耦合推进系统运载火箭的Pogo系统建模方法
CN112329274B (zh) * 2020-12-29 2021-03-23 星河动力(北京)空间科技有限公司 火箭模态参数的确定方法、装置、设备及存储介质
CN113378292B (zh) * 2021-05-13 2024-05-03 北京宇航系统工程研究所 一种通过舱段试验获取火箭模态振型斜率及其偏差的方法

Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP2390644A1 (en) * 2010-05-31 2011-11-30 LMS International NV Method and system for determining static and/or dynamic, loads using inverse dynamic calibration
CN102520071A (zh) * 2011-12-20 2012-06-27 江苏方天电力技术有限公司 基于改进子空间算法的输电塔模态参数识别方法

Family Cites Families (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US8380473B2 (en) * 2009-06-13 2013-02-19 Eric T. Falangas Method of modeling dynamic characteristics of a flight vehicle

Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP2390644A1 (en) * 2010-05-31 2011-11-30 LMS International NV Method and system for determining static and/or dynamic, loads using inverse dynamic calibration
CN102520071A (zh) * 2011-12-20 2012-06-27 江苏方天电力技术有限公司 基于改进子空间算法的输电塔模态参数识别方法

Non-Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
运载火箭动力学建模中液体推进剂模拟技术;潘忠文等;《中国科学：技术科学》;20100820;第40卷(第8期);第920-928页 *
运载火箭动特性有限元模型修正技术研究;林宏等;《载人航天》;20111205(第6期);第30-39页 *

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