CN105653754A - 一种固体火箭发动机虚拟试验基础系统及试验方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种固体火箭发动机虚拟试验基础系统及其试验方法，包括支撑工具层、模型层、接口层、运行支撑环境层，通过确定虚拟试验对象和虚拟试验方案，固体火箭发动机虚拟试验基础系统对模型仿真过程和可视化模块运行过程进行控制，对虚拟试验过程进行演示并得到虚拟试验内弹道数据，对虚拟试验结果进行评估，将虚拟试验内弹道数据和评估结果保存到数据库中进行管理，实现了固体火箭发动机试验技术和虚拟试验技术的结合，使得固体火箭发动机虚拟试验基础系统的运行与真实试验过程相类似，能在一定程度上具有与真实固体火箭发动机地面试验相似的流程和功能。

Description

一种固体火箭发动机虚拟试验基础系统及试验方法

技术领域

本发明涉及固体火箭发动机试验与测试技术领域，特别涉及一种固体火箭发动机虚拟试验基础系统及试验方法。

背景技术

近年来，随着固体火箭发动机多型号研制任务的并举，试验任务数量在逐年增加，现有的人力资源及试验设备资源已出现瓶颈；固体火箭发动机传统试验模式难以复现发动机工作过程，导致试验事故分析困难、故障查找效率低、“技术归零”时间过长；传统试验方法不具备对发动机数字化设计进行验证的手段，数字化试验能力有待提高。

随着虚拟试验技术的飞速发展，其已广泛应用于航空、航天、国防、军事领域，取得了令人瞩目的成果。虚拟试验技术属于可控、无破坏性、耗费小并允许多次重复的试验手段，采用虚拟试验技术对传统试验模式进行改进，国内外实践证明，采用虚拟试验技术能够实现：降低人力及试验设备资源需求、有效解决试验资源瓶颈问题；复现试验过程、检验故障修正效果，提高事故分析效率；是提高数字化试验/测试水平和能力的有效途径。

开展固体火箭发动机虚拟试验技术研究，是解决传统试验模式存在的试验资源瓶颈问题、有效提高发动机试验效率及数字化试验水平的有效途径，以达到缩短试验周期、降低试验费用、提高新型号设计质量的目的，为建立固体火箭发动机虚拟试验基础系统、扩充固体火箭发动机试验方法奠定技术基础，以提高固体火箭发动机试验灵活性、增强数字化试验验证能力。

发明内容

本发明是一种固体火箭发动机虚拟试验基础系统及试验方法，针对固体火箭发动机试验特点及传统试验模式出现的瓶颈问题，开展固体火箭发动机虚拟试验基础技术研究，为改进固体火箭发动机传统试验模式、深入开展该领域虚拟试验技术的应用研究奠定技术基础，建立固体火箭发动机虚拟试验基础系统，使该系统在一定程度上具有与真实固体火箭发动机地面试验相似的流程和功能。

本发明上述目的是通过下述方案来实现的：

固体火箭发动机虚拟试验基础系统包括支撑工具层，模型层，接口层，运行支撑环境层。

支撑工具层是建立固体火箭发动机虚拟试验基础系统运行平台的基础，支撑工具层的核心是数据库；数据库通过数据接口结构化存储虚拟试验系统的试验信息、试验过程数据和输入/输出数据，对试验信息、试验过程数据和输入/输出数据进行管理；通过数据库对固体火箭发动机虚拟试验模型、试车台模型、传感器模型进行调度、管理。

模型层包括固体火箭发动机虚拟试验模型、试车台模型和传感器模型，根据真实固体火箭发动机设计参数、试车台结构、试验台装置参数、试验环境温度和包括传感器、测试线缆、测试系统在内的测试环节信息，确定固体火箭发动机虚拟试验模型、试车台模型和传感器模型。将固体火箭发动机设计参数输入到固体火箭发动机虚拟试验模型中，确定与真实固体火箭发动机形成映射关系的固体火箭发动机虚拟试验模型；根据试车台结构、试验台装置参数、试验环境温度，确定虚拟试验试车台模型，利用均匀试验设计方法定量分析试车台模型的工装同轴度、工装连接弹阻力、工装预紧力的影响因素权重，通过模型接口将试车台模型工装同轴度、工装连接弹阻力、工装预紧力的影响因素权重施加到固体火箭发动机虚拟试验模型上；根据真实试验所用的包括传感器、测试线缆、测试系统在内的测试环节信息，确定与测试环节对应的传感器模型，利用均匀试验设计方法定量分析传感器模型校准精度影响因素权重，通过模型接口将传感器模型的校准精度影响因素权重施加到固体火箭发动机虚拟试验模型上。

固体火箭发动机虚拟试验模型是针对真实固体火箭发动机的内弹道参数(即压强和推力)数据进行模拟。固体火箭发动机稳定工作段的压强虚拟试验模型是其中ρ_P是推进剂密度、C^*是特征速度，利用最小二乘法对标准固体火箭发动机历史试验数据进行分析得到燃速系数a和压强指数n，系数是根据真实固体火箭发动机的历史试验压强数据P_1(e)和历史设计参数ρ_P1、C₁ ^*、n₁、a₁求出。由于推力参数测试受到试车台和传感器的影响较大，导致推力参数测试的不确定度高于压强参数测试的不确定度，利用压强数据来推导推力数据具有较高的置信度，得到发动机稳定工作段的推力虚拟试验模型为F_(e)＝C_(e)P_(e)-A_eP_a，其中A_e是喷管出口截面积、P_a是发动机工作环境压强、P_(e)是根据压强虚拟试验模型得到，系数是根据真实固体火箭发动机的历史试验推力数据F_1(e)、历史试验压强数据P_1(e)和历史设计参数A_e1、P_a1求出。

试车台模型，试车台是固体火箭发动机地面试车的重要装置，固体火箭发动机被固定在试车台上进行地面试车，试车台相当于试验环境，试车台类型、试车台装置的工装同轴度、工装连接弹阻力、工装预紧力对固体火箭发动机地面试验内弹道参数(特别是推力参数)的测试精度有较大影响。因此，建立试车台模型作为固体火箭发动机虚拟试验的环境模型。通过Pro/E设计软件建立试车台物理模型，将物理模型导入到ANSYS分析软件中对试车台模型的工装同轴度、工装连接弹阻力、工装预紧力进行有限元分析；利用均匀试验设计方法对有限元分析结果进行分析，得到工装同轴度、工装连接弹阻力、工装预紧力的影响因素权重，通过模型接口将试车台模型工装同轴度、工装连接弹阻力、工装预紧力影响因素权重施加到固体火箭发动机虚拟试验模型上。

传感器模型，利用包括应变式传感器、测试线缆和测试系统在内的测试环节对真实固体火箭发动机地面试车的内弹道参数进行测试，由于固体火箭发动机稳定工作段持续时间长，内弹道参数稳定工作段数值占总数值得95％～98％，对测试环节进行线性化处理能够满足真实试验测试环节工作及试后试验数据处理的要求。因此，采用最小二乘拟合直线法建立传感器模型为y＝kx+b，其中y是测试环节输出量、x是测试环节输入量、k是斜率、b是截矩，利用均匀试验设计方法定量分析传感器模型校准精度影响因素权重，通过模型接口将传感器模型的校准精度影响因素权重施加到固体火箭发动机虚拟试验模型上。

接口层包括模型接口和数据接口，模型接口是将试车台模型和传感器模型的影响因素权重施加到固体火箭发动机虚拟试验模型上，完成模型连接；通过数据接口实现模型层和支撑工具层间的通信、虚拟试验模型和虚拟试验运行支撑环境层间的数据交互。

运行支撑环境层是固体火箭发动机虚拟试验基础系统的运行平台，将真实固体火箭发动机设计参数、试车台结构、试验台装置参数、试验环境温度和包括传感器、测试线缆、测试系统在内的测试环节信息作为固体火箭发动机虚拟试验基础系统输入，确定与真实固体火箭发动机试验形成映射关系的固体火箭发动机虚拟试验模型、试车台模型、传感器模型和可视化模型；利用基础系统中的控制模块对模型层的模型仿真过程进行控制，模拟得到固体火箭发动机虚拟试验内弹道数据；通过固体火箭发动机虚拟试验基础系统中的可视化模块对虚拟试验过程进行演示。

本发明还提供一种固体火箭发动机虚拟试验方法，具体通过如下步骤实现：

步骤一、确定虚拟试验模型；首先从数据库中读取固体火箭发动机虚拟试验模型、试车台模型和传感器模型；根据真实固体火箭发动机设计参数、试车台结构、试验台装置参数、试验环境温度和包括传感器、测试线缆、测试系统在内的测试环节信息，确定与真实固体火箭发动机试验特征相类似的固体火箭发动机虚拟试验模型、试车台模型和传感器模型，完成固体火箭发动机虚拟试验模型、试车台模型和传感器模型参数设置；通过数据库对真实固体火箭发动机设计参数、试车台结构、试验台装置参数、试验环境温度和包括传感器、测试线缆、测试系统在内的测试环节信息，以及固体火箭发动机虚拟试验模型、试车台模型和传感器模型关键参数进行保存、管理；

步骤二、模型连接；利用均匀试验设计方法对有限元分析结果进行分析，得到试车台模型工装同轴度、工装连接弹阻力、工装预紧力的影响因素权重；利用均匀试验设计方法定量分析传感器模型校准精度影响因素权重；通过模型接口将试车台模型工装同轴度、工装连接弹阻力、工装预紧力影响因素权重和传感器模型校准精度影响因素权重施加到固体火箭发动机虚拟试验模型中；

步骤三、可视化模型参数设置；将固体火箭发动机虚拟试验模型、试车台模型和传感器模型参数输入到运行支撑环境层内的可视化模块中，确定与固体火箭发动机虚拟试验模型、试车台模型和传感器模型形成映射关系的可视化模型，完成可视化模型参数设置；

步骤四、固体火箭发动机虚拟试验运行控制；通过固体火箭发动机虚拟试验基础系统对虚拟试验对象模型输出和可视化模块动态演示过程进行控制，使虚拟试验内导弹曲线和工作过程与真实固体火箭发动机地面试车过程相似，达到对虚拟试验效果控制的目的，即实现启动、运行、暂停等功能，直至虚拟试验结束；

步骤五、固体火箭发动机虚拟试验结果评估；对固体火箭发动机虚拟试验生成的内弹道数据和真实试验内导弹数据进行比对、分析，评估并检验固体火箭发动机虚拟试验的效果和精度，将虚拟试验数据和虚拟试验分析结果保存到数据库中；

评估固体火箭发动机虚拟试验结果是否满足要求，如果满足，则结束本次试验；如果不满足，则返回步骤一重新进行虚拟试验，直至满足要求。

附图说明

图1是本发明的固体火箭发动机虚拟试验基础系统结构框架；

图2固体火箭发动机虚拟试验流程。

具体实施方式

下面结合附图及具体实施例对本发明作进一步详细的说明。

图1是固体火箭发动机虚拟试验基础系统结构框架，本发明的固体火箭发动机虚拟试验基础系统包括支撑工具层1，模型层2，接口层3，运行支撑环境层4。

支撑工具层1是建立固体火箭发动机虚拟试验基础系统运行平台的基础，支撑工具层1的核心是数据库。数据库通过数据接口32结构化存储虚拟试验系统的试验信息、试验过程数据和输入/输出数据，对试验信息、试验过程数据和输入/输出数据进行管理；通过数据库对固体火箭发动机虚拟试验模型21、试车台模型22、传感器模型23进行调度、管理。

模型层2包括固体火箭发动机虚拟试验模型21、试车台模型22和传感器模型23，根据真实固体火箭发动机设计参数、试车台结构、试验台装置参数、试验环境温度和包括传感器、测试线缆、测试系统在内的测试环节信息，确定固体火箭发动机虚拟试验模型21、试车台模型22和传感器模型23。将固体火箭发动机设计参数输入到固体火箭发动机虚拟试验模型中21，确定与真实固体火箭发动机形成映射关系的固体火箭发动机虚拟试验模型21；根据试车台结构、试验台装置参数、试验环境温度，确定虚拟试验试车台模型22，利用均匀试验设计方法定量分析试车台模型22的工装同轴度、工装连接弹阻力、工装预紧力的影响因素权重，通过模型接口31将试车台模型22工装同轴度、工装连接弹阻力、工装预紧力的影响因素权重施加到固体火箭发动机虚拟试验模型21上；根据真实试验所用的包括传感器、测试线缆、测试系统在内的测试环节信息，确定与测试环节对应的传感器模型23，利用均匀试验设计方法定量分析传感器模型23校准精度影响因素权重，通过模型接口31将传感器模型23的校准精度影响因素权重施加到固体火箭发动机虚拟试验模型21上。

接口层3包括模型接口31和数据接口32。模型接口31是将模型层2中的试车台模型22和传感器模型23的影响因素权重施加到固体火箭发动机虚拟试验模型21上，完成模型连接；通过数据接口32实现模型层2和支撑工具层1间的通信、虚拟试验模型和虚拟试验运行支撑环境层4间的数据交互。

运行支撑环境层4是固体火箭发动机虚拟试验基础系统的运行平台。将真实固体火箭发动机设计参数、试车台结构、试验台装置参数、试验环境温度和包括传感器、测试线缆、测试系统在内的测试环节信息作为固体火箭发动机虚拟试验基础系统输入，确定与真实固体火箭发动机形成映射关系的固体火箭发动机虚拟试验模型21、试车台模型22、传感器模型23和可视化模型；利用基础系统中的控制模块对模型层2的模型仿真过程进行控制，模拟得到固体火箭发动机内弹道数据；通过固体火箭发动机虚拟试验基础系统中的可视化模块对虚拟试验过程进行演示。

本发明还提供一种固体火箭发动机虚拟试验方法，如图2固体火箭发动机虚拟试验流程所示，具体通过如下步骤实现：

步骤一、确定虚拟试验模型。首先从数据库中读取固体火箭发动机虚拟试验模型21、试车台模型22和传感器模型23；根据真实固体火箭发动机设计参数、试车台结构、试验台装置参数、试验环境温度和包括传感器、测试线缆、测试系统在内的测试环节信息，确定与真实固体火箭发动机试验特征相类似的固体火箭发动机虚拟试验模型21、试车台模型22和传感器模型23，完成固体火箭发动机虚拟试验模型21、试车台模型22和传感器模型23参数设置；通过数据库对真实固体火箭发动机设计参数、试车台结构、试验台装置参数、试验环境温度和包括传感器、测试线缆、测试系统在内的测试环节信息，以及固体火箭发动机虚拟试验模型21、试车台模型22和传感器模型23关键参数进行保存、管理；

步骤二、模型连接。利用均匀试验设计方法对有限元分析结果进行分析，得到试车台模型22工装同轴度、工装连接弹阻力、工装预紧力的影响因素权重；利用均匀试验设计方法定量分析传感器模型23校准精度影响因素权重；通过模型接口31将试车台模型22工装同轴度、工装连接弹阻力、工装预紧力影响因素权重和传感器模型23校准精度影响因素权重施加到固体火箭发动机虚拟试验模型中21；

步骤三、可视化模型参数设置。将固体火箭发动机虚拟试验模型21、试车台模型22和传感器模型23参数输入到运行支撑环境层1内的可视化模块中，确定与固体火箭发动机虚拟试验模型21、试车台模型22和传感器模型23形成映射关系的可视化模型，完成可视化模型参数设置；

步骤四、固体火箭发动机虚拟试验运行控制。通过固体火箭发动机虚拟试验基础系统对虚拟试验对象模型输出和可视化模块动态演示过程进行控制，使虚拟试验内导弹曲线和工作过程与真实固体火箭发动机地面试车过程相似，达到对虚拟试验效果控制的目的，即实现启动、运行、暂停等功能，直至虚拟试验结束；

步骤五、固体火箭发动机虚拟试验结果评估；对固体火箭发动机虚拟试验生成的内弹道数据和真实试验内导弹数据进行比对、分析，评估并检验固体火箭发动机虚拟试验的效果和精度，将虚拟试验数据和虚拟试验分析结果保存到数据库中；

评估固体火箭发动机虚拟试验结果是否满足要求，如果满足，则结束本次试验；如果不满足，则返回步骤一重新进行虚拟试验，直至满足要求。

至此，针对某一型号固体火箭发动机的一次虚拟试验完成。

Claims (5)

1.一种固体火箭发动机虚拟试验基础系统，其特征在于：包括支撑工具层，模型层，接口层，运行支撑环境层；

支撑工具层是建立固体火箭发动机虚拟试验基础系统运行平台的基础，支撑工具层的核心是数据库；数据库通过数据接口结构化存储虚拟试验系统的试验信息、试验过程数据和输入/输出数据，对试验信息、试验过程数据和输入/输出数据进行管理；通过数据库对固体火箭发动机虚拟试验模型、试车台模型、传感器模型进行调度、管理；

模型层包括固体火箭发动机虚拟试验模型、试车台模型和传感器模型，根据真实固体火箭发动机设计参数、试车台结构、试验台装置参数、试验环境温度和包括传感器、测试线缆、测试系统在内的测试环节信息，确定固体火箭发动机虚拟试验模型、试车台模型和传感器模型。将固体火箭发动机设计参数输入到固体火箭发动机虚拟试验模型中，确定与真实固体火箭发动机形成映射关系的固体火箭发动机虚拟试验模型；根据试车台结构、试验台装置参数、试验环境温度，确定虚拟试验试车台模型，利用均匀试验设计方法定量分析试车台模型的工装同轴度、工装连接弹阻力、工装预紧力的影响因素权重，通过模型接口将试车台模型工装同轴度、工装连接弹阻力、工装预紧力的影响因素权重施加到固体火箭发动机虚拟试验模型上；根据真实试验所用的包括传感器、测试线缆、测试系统在内的测试环节信息，确定与测试环节对应的传感器模型，利用均匀试验设计方法定量分析传感器模型校准精度影响因素权重，通过模型接口将传感器模型的校准精度影响因素权重施加到固体火箭发动机虚拟试验模型上；

接口层包括模型接口和数据接口，模型接口是将试车台模型和传感器模型的影响因素权重施加到固体火箭发动机虚拟试验模型上，完成模型连接；通过数据接口实现模型层和支撑工具层间的通信、虚拟试验模型和虚拟试验运行支撑环境层间的数据交互；

运行支撑环境层是固体火箭发动机虚拟试验基础系统的运行平台，将真实固体火箭发动机设计参数、试车台结构、试验台装置参数、试验环境温度和包括传感器、测试线缆、测试系统在内的测试环节信息作为固体火箭发动机虚拟试验基础系统输入，确定与真实固体火箭发动机试验形成映射关系的固体火箭发动机虚拟试验模型、试车台模型、传感器模型和可视化模型；利用基础系统中的控制模块对模型层的模型仿真过程进行控制，模拟得到固体火箭发动机虚拟试验内弹道数据；通过固体火箭发动机虚拟试验基础系统中的可视化模块对虚拟试验过程进行演示。

2.根据权利要求1所述的一种固体火箭发动机虚拟试验基础系统，其特征在于：所述的固体火箭发动机虚拟试验模型是针对真实固体火箭发动机的内弹道参数(即压强和推力)数据进行模拟。固体火箭发动机稳定工作段的压强虚拟试验模型是其中ρ_P是推进剂密度、C^*是特征速度，利用最小二乘法对标准固体火箭发动机历史试验数据进行分析得到燃速系数a和压强指数n，系数是根据真实固体火箭发动机的历史试验压强数据P_1(e)和历史设计参数ρ_P1、C₁ ^*、n₁、a₁求出。由于推力参数测试受到试车台和传感器的影响较大，导致推力参数测试的不确定度高于压强参数测试的不确定度，利用压强数据来推导推力数据具有较高的置信度，得到发动机稳定工作段的推力虚拟试验模型为F_(e)＝C_(e)P_(e)-A_eP_a，其中A_e是喷管出口截面积、P_a是发动机工作环境压强、P_(e)是根据压强虚拟试验模型得到，系数是根据真实固体火箭发动机的历史试验推力数据F_1(e)、历史试验压强数据P_1(e)和历史设计参数A_e1、P_a1求出。

3.根据权利要求1所述的一种固体火箭发动机虚拟试验基础系统，其特征在于：所述的试车台模型作为固体火箭发动机虚拟试验的环境模型，通过Pro/E设计软件建立试车台物理模型，将物理模型导入到ANSYS分析软件中对试车台模型的工装同轴度、工装连接弹阻力、工装预紧力进行有限元分析；利用均匀试验设计方法对有限元分析结果进行分析，得到工装同轴度、工装连接弹阻力、工装预紧力的影响因素权重，通过模型接口将试车台模型工装同轴度、工装连接弹阻力、工装预紧力影响因素权重施加到固体火箭发动机虚拟试验模型上。

4.根据权利要求1所述的一种固体火箭发动机虚拟试验基础系统，其特征在于：所述的传感器模型利用包括应变式传感器、测试线缆和测试系统在内的测试环节对真实固体火箭发动机地面试车的内弹道参数进行测试；采用最小二乘拟合直线法建立传感器模型为y＝kx+b，其中y是测试环节输出量、x是测试环节输入量、k是斜率、b是截矩，利用均匀试验设计方法定量分析传感器模型校准精度影响因素权重，通过模型接口将传感器模型的校准精度影响因素权重施加到固体火箭发动机虚拟试验模型上。

5.一种固体火箭发动机虚拟试验方法，其特征在于如下步骤：

步骤一、确定虚拟试验模型；首先从数据库中读取固体火箭发动机虚拟试验模型、试车台模型和传感器模型；根据真实固体火箭发动机设计参数、试车台结构、试验台装置参数、试验环境温度和包括传感器、测试线缆、测试系统在内的测试环节信息，确定与真实固体火箭发动机试验特征相类似的固体火箭发动机虚拟试验模型、试车台模型和传感器模型，完成固体火箭发动机虚拟试验模型、试车台模型和传感器模型参数设置；通过数据库对真实固体火箭发动机设计参数、试车台结构、试验台装置参数、试验环境温度和包括传感器、测试线缆、测试系统在内的测试环节信息，以及固体火箭发动机虚拟试验模型、试车台模型和传感器模型关键参数进行保存、管理；

步骤二、模型连接；利用均匀试验设计方法对有限元分析结果进行分析，得到试车台模型工装同轴度、工装连接弹阻力、工装预紧力的影响因素权重；利用均匀试验设计方法定量分析传感器模型校准精度影响因素权重；通过模型接口将试车台模型工装同轴度、工装连接弹阻力、工装预紧力影响因素权重和传感器模型校准精度影响因素权重施加到固体火箭发动机虚拟试验模型中；

步骤三、可视化模型参数设置；将固体火箭发动机虚拟试验模型、试车台模型和传感器模型参数输入到运行支撑环境层内的可视化模块中，确定与固体火箭发动机虚拟试验模型、试车台模型和传感器模型形成映射关系的可视化模型，完成可视化模型参数设置；

步骤四、固体火箭发动机虚拟试验运行控制；通过固体火箭发动机虚拟试验基础系统对虚拟试验对象模型输出和可视化模块动态演示过程进行控制，使虚拟试验内导弹曲线和工作过程与真实固体火箭发动机地面试车过程相似，达到对虚拟试验效果控制的目的，即实现启动、运行、暂停等功能，直至虚拟试验结束；

步骤五、固体火箭发动机虚拟试验结果评估；对固体火箭发动机虚拟试验生成的内弹道数据和真实试验内导弹数据进行比对、分析，评估并检验固体火箭发动机虚拟试验的效果和精度，将虚拟试验数据和虚拟试验分析结果保存到数据库中；

评估固体火箭发动机虚拟试验结果是否满足要求，如果满足，则结束本次试验；如果不满足，则返回步骤一重新进行虚拟试验，直至满足要求。