CN106055748A - 固体捆绑火箭捆绑位置的参数化判定方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及固体捆绑火箭捆绑位置的参数化判定方法，属于航空航天领域。本发明的判定方法，首先采用梁‑集中质量模型对火箭模型进行简化，选取第一个捆绑组合位置为原始位置，利用有限元法对整箭进行有限元建模并解算；然后改变捆绑位置，并通过第一个捆绑组合位置的模型得到得到PCL语言描述的参数化形式模型，将新的捆绑位置替换原模型的捆绑位置后再次建模并解算，再采用相同方法解算剩余捆绑位置的模型。本发明的判断方法避免了固体捆绑火箭改变捆绑位置的有限元建模过程中给设计人员带来的重复劳动，提高了对火箭力学特性分析的设计效率，可以结合工程领域已有技术对固体捆绑火箭实现优化设计。

Description

固体捆绑火箭捆绑位置的参数化判定方法

技术领域

本发明涉及固体捆绑火箭捆绑位置的参数化判定方法，属于航空航天领域。

背景技术

运载火箭是将地面有效载荷送入空间轨道的有效技术手段，我国当前正在进行的探月工程、空间站工程和火星计划都与运载火箭技术息息相关。其中，火箭的力学特性分析是运载火箭设计阶段的关键部分。针对助推器的捆绑位置的不同，为了得到最佳的捆绑位置，必须对运载火箭进行参数化的建模与分析。

运载火箭力学特性包括静力学特性与动力学特性。质量特性在运载火箭力学特性分析中占有重要的地位，而推进剂的质量在火箭总质量的占绝大部分。针对运载火箭推进剂质量建模方式的不同，至今已形成三类建模分析方法：梁-集中质量模型、壳-集中质量模型和全箭实体模型。其中梁-集中质量模型在模型经济性和计算精度上有一定的优势。另外，由于改变运载火箭运载火箭助推器的捆绑位置和捆绑形式，每次都需要重新建立有限元模型，所以在初始设计阶段，捆绑位置的变化会带来有限元建模上的重复操作，严重影响设计效率。因此建立参数化的分析模型，使得重复性的建模过程简化并易于实施，是十分有必要的。

火箭结构示意图如图1所示，并按图2建立火箭坐标系，采用“I-II-III-IV”火箭坐标系统，即右手法则的笛卡尔坐标系，坐标系y轴正向与火箭坐标系III象限线重合，坐标系z轴正向与火箭坐标系II象限线重合，坐标系x轴正向遵守右手法则指向火箭箭轴负方向(即整流罩指向火箭尾段的方向)，坐标系原点位于整流罩von Karman曲线理论尖点。

针对固体捆绑火箭的捆绑形式，分析模型采用的三杆连接形式如图3所示，此捆绑位置离坐标系原点较近，为前捆绑。球铰连接形式如图4所示，由4个捆绑连杆和2个主捆绑接头组成，主捆绑结构球头位于距芯级150mm(水平)，距助推器150mm(水平)的位置，此捆绑位置离坐标系原点较远，为后捆绑。各取火箭助推器前后捆绑连接点5个位置，并对其进行排列组合，得到25个捆绑位置组合形式(如表2所示)，按表中的顺序对25个捆绑位置的固体捆绑火箭建立参数化的模型，进行仿真和结果的后处理与分析。其中，计算所需的箭体结构有限元模型主要由梁单元模拟，结构质量由集中质量单元模拟。捆绑连接部分：捆绑连杆采用杆单元模拟；主捆绑连接接头采用梁模型模拟，球头部分采用自由度释放(DOF Release)的方法释放梁单元的3个转动自由度，以实现球铰的功能。各发动机机架均采用梁模型模拟。

Patran和Nastran软件是国际公认的大型通用有限元分析软件。在众多的有限元分析软件中，Patran和Nastran软件提供的二次开发接口具有一定优势，其中脚本接口(Patran Scripting Interface)是在PCL语言的基础上进行的。本发明利用PCL语言驱动Patran和Nastran软件来进行固体捆绑火箭的建模、计算和后处理。

发明内容

本发明的目的是为了解决现有技术在固体捆绑运载火箭力学特性分析中的设计效率问题，提出一种针对固体捆绑运载火箭捆绑位置的参数化判定方法。

本发明的目的是通过以下技术方案实现的：

本发明的固体捆绑火箭捆绑位置的参数化判定方法，具体判定步骤如下：

步骤1：采用梁-集中质量模型对火箭模型进行简化，选取第一个捆绑组合位置为原始位置，利用有限元法对整箭进行有限元建模，建模过程可以在MSC.Patran中实现。

步骤2：将步骤1中得到的有限元模型提交给有限元软件进行计算。计算能通过商业有限元软件Abaqus、MSC.Nastran、Ansys、HyperWorks中任意一款实现。

步骤3：根据步骤2得到的计算结果，从中提取站点截面的气动力、操纵力和晃动力，根据力的合成法则式1合成球头载荷与连杆轴力载荷；提取整箭的动特性的特征根，并按从小到大排列，按式2计算得到整箭的共振频率。将计算得到的数据利用MATLAB软件写入文本文件并画图。

$N_{combine}=N_{aero}+N_{manoeuver}+\sqrt{{\left(N_{slosh}\right)}^2+{\left(0.165N_{aero}\right)}^2+{\left(0.05N_{manoeuver}\right)}^2}---\left(1\right)$

其中，N_combine是合成之后的力，N_aero为气动力，N_manoeuver为操纵力，N_slosh为晃动力；f为频率，w为圆频率，即得到的整箭的动特性特征根。

步骤4：改变捆绑位置，得到新的捆绑位置。利用步骤1得到的正常绑位有限元模型，得到PCL语言描述的参数化形式模型，该过程可以通过有限元软件MSC.Patran中实现。将新的捆绑位置替换原模型的捆绑位置，替换方式以文本读写方式进行，替换位置可以在MSC帮助文档中得到关键字sgm_const_curve_2d_circle_v2，改变关键字函数中的捆绑位置坐标即可完成PCL的二次开发。将改变捆绑位置后得到的参数化有限元模型提交给有限元软件进行计算，重复步骤2与步骤3，完成有限元计算和结果的后处理。

步骤5：重复该步骤4，直至得到所有捆绑位置的成球头载荷与连杆轴力载荷，以及整箭的共振频率，以三连杆轴力合成载荷、球头合成载荷最小准则以及一阶模态频率最低准则对结果进行评价，从而选取最佳捆绑组合形式。

有益效果

本发明实现了固体捆绑火箭捆绑位置的参数化模型的自动化建立，避免了固体捆绑火箭改变捆绑位置的有限元建模过程中给设计人员带来的重复劳动。将建模与仿真和结果后处理模块集成为统一的参数化分析方法，解决了现有技术在固体捆绑改变捆绑位置中的火箭力学特性分析的设计效率问题。参数化分析的写入参数与执行程序分离，可以结合工程领域已有技术对固体捆绑火箭实现优化设计。

附图说明

图1为固体捆绑火箭结构示意图；

图2为火箭模型坐标系示意图；

图3为三连杆捆绑连接示意图；

图4为球头捆绑连接示意图；

1-有效载荷；2-整流罩；3-芯二级；4-助推器；5-芯一级。

具体实施方式

下面结合实施例和附图对本发明内容作进一步说明。

实施例

以判定某型号火箭的捆绑位置为例，该火箭的结构示意图如图1所示，按图2建立火箭坐标系，采用“I-II-III-IV”火箭坐标系统，即右手法则的笛卡尔坐标系，坐标系y轴正向与火箭坐标系III象限线重合，坐标系z轴正向与火箭坐标系II象限线重合，坐标系x轴正向遵守右手法则指向火箭箭轴负方向(即整流罩指向火箭尾段的方向)，坐标系原点位于整流罩von Karman曲线理论尖点。

针对固体捆绑火箭的捆绑形式，分析模型采用的三杆连接形式，如图3所示，此捆绑位置离坐标系原点较近，为前捆绑。球铰连接形式如图4所示，由4个捆绑连杆和2个主捆绑接头组成，主捆绑结构球头位于距芯级150mm(水平)，距助推器150mm(水平)的位置，此捆绑位置离坐标系原点较远，为后捆绑。各取火箭助推器前后捆绑连接点5个位置，并对其进行排列组合，得到25个捆绑位置组合形式(如表2所示)，按表中的顺序对25个捆绑位置的固体捆绑火箭建立参数化的模型，进行仿真和结果的后处理与分析。其中，计算所需的箭体结构有限元模型主要由梁单元模拟，结构质量由集中质量单元模拟。捆绑连接部分：捆绑连杆采用杆单元模拟；主捆绑连接接头采用梁模型模拟，球头部分采用自由度释放(DOFRelease)的方法释放梁单元的3个转动自由度，以实现球铰的功能。各发动机机架均采用梁模型模拟。

对上述固体捆绑火箭捆绑位置的参数化判定方法，具体判定步骤如下：

步骤1：采用梁-集中质量模型对火箭模型进行简化，以表2中的第一个捆绑组合位置为原始位置，利用有限元法对整箭进行有限元建模，建模过程可以在MSC.Patran中实现。

步骤2：将步骤1中得到的有限元模型提交给有限元软件进行计算。计算能通过商业有限元软件Abaqus、MSC.Nastran、Ansys、HyperWorks中任意一款实现。

步骤3：参数化结果后处理，根据步骤2得到的计算结果，从中提取站点截面的气动力、操纵力和晃动力，根据力的合成法则(式1)合成球头载荷与连杆轴力载荷；提取整箭的动特性的特征根，并按从小到大排列，按式2计算得到整箭的共振频率。将计算得到的数据利用MATLAB软件写入文本文件并画图。

$N_{combine}=N_{aero}+N_{manoeuver}+\sqrt{{\left(N_{slosh}\right)}^2+{\left(0.165N_{aero}\right)}^2+{\left(0.05N_{manoeuver}\right)}^2}---\left(1\right)$

其中，N_combine是合成之后的力，N_aero为气动力，N_manoeuver为操纵力，N_slosh为晃动力；f为频率，w为圆频率，即得到的整箭的动特性特征根。

步骤4：按照表1顺序改变捆绑位置，得到新的捆绑位置。利用步骤1得到的正常绑位有限元模型，得到PCL语言描述的参数化形式模型，该过程可以通过有限元软件MSC.Patran中实现。将新的捆绑位置替换原模型的捆绑位置，替换方式以文本读写方式进行，替换位置可以在MSC帮助文档中得到关键字sgm_const_curve_2d_circle_v2，改变关键字函数中的捆绑位置坐标即可完成PCL的二次开发。将改变捆绑位置后得到的参数化模型提交给有限元软件进行计算，重复步骤2与步骤3，完成有限元计算和结果的后处理。

步骤5：重复该步骤4，得到25个捆绑位置的成球头载荷与连杆轴力载荷，以及整箭的共振频率。通过对比分析，如表2所示，以三连杆轴力合成载荷、球头合成载荷最小准则以及一阶模态频率最低准则对结果进行了评价，选取了前捆绑点为2，后捆绑点为3时的捆绑组合形式为最佳捆绑形式。

表1为捆绑组合形式表格

表2为各捆绑组合计算结果

Claims (1)

1.固体捆绑火箭捆绑位置的参数化判定方法，其特征是具体判定步骤如下：

步骤1：采用梁-集中质量模型对火箭模型进行简化，选取第一个捆绑组合位置为原始位置，利用有限元法对整箭进行有限元建模；

步骤2：将步骤1中得到的有限元模型提交给有限元软件进行计算；

步骤3：根据步骤2得到的计算结果，从中提取站点截面的气动力、操纵力和晃动力，根据力的合成法则式1合成球头载荷与连杆轴力载荷；提取整箭的动特性的特征根，并按从小到大排列，按式2计算得到整箭的共振频率；将计算得到的数据利用MATLAB软件写入文本文件并画图；

$N_{combine}=N_{aero}+N_{manoeuver}+\sqrt{{\left(N_{slosh}\right)}^2+{\left(0.165N_{aero}\right)}^2+{\left(0.05N_{manoeuver}\right)}^2}---\left(1\right)$

其中，N_combine是合成之后的力，N_aero为气动力，N_manoeuver为操纵力，N_slosh为晃动力；f为频率，w为圆频率，即得到的整箭的动特性特征根；

步骤4：改变捆绑位置，得到新的捆绑位置；利用步骤1得到的正常绑位有限元模型，得到PCL语言描述的参数化形式模型，该过程可以通过有限元软件MSC.Patran中实现；将新的捆绑位置替换原模型的捆绑位置，替换方式以文本读写方式进行，替换位置可以在MSC帮助文档中得到关键字sgm_const_curve_2d_circle_v2，改变关键字函数中的捆绑位置坐标即可完成PCL的二次开发；将改变捆绑位置后得到的参数化有限元模型提交给有限元软件进行计算，重复步骤2与步骤3，完成有限元计算和结果的后处理；

步骤5：重复该步骤4，直至得到所有捆绑位置的成球头载荷与连杆轴力载荷，以及整箭的共振频率，以三连杆轴力合成载荷、球头合成载荷最小准则以及一阶模态频率最低准则对结果进行评价，从而选取最佳捆绑组合形式。