CN106570249A - 一种大火箭起飞漂移离散仿真方法 - Google Patents

Abstract

一种大火箭起飞漂移离散仿真方法，(1)建立火箭、活动发射平台、活动发射平台上的地面设施的三维模型，并按照实际发射状态进行装配定位；(2)从火箭起飞开始到关注的时间段进行仿真，获取该时间段内火箭起飞高度、最大漂移量大小及滚转姿态数据；(3)对关注的时间段进行离散仿真，对离散后的每个时刻进行如下处理：(3.1)从步骤(2)的结果中查找该时刻对应的火箭起飞高度、最大漂移量大小及滚转姿态数据；(3.2)根据该时刻最大漂移量数据，以火箭发射轴心为圆心，最大漂移量为半径，结合此刻火箭的滚转姿态数据，制作沿发射轴心的圆周路径；(3.3)根据上述得到的圆周路径计算并记录火箭尾部与所有关注对象之间的最小间距。

Description

一种大火箭起飞漂移离散仿真方法

技术领域

本发明涉及航天产品数字样机设计、装配及干涉分析技术，属于航天产品数字化设计与系统仿真领域。

背景技术

大型运载火箭CZ-5在海南发射场进行发射试验，发射时使用活动发射平台、尾端服务塔等地面设备。由于海南浅层风影响，火箭在起飞出塔时发生一定程度的偏转与漂移，需要提前针对火箭起飞时刻的漂移进行仿真预示，找出危险间距和肯能发生干涉的风险位置，并在地面设备设计时兼顾考虑火箭的起飞安全。

在分析火箭在起飞时刻由于漂移而可能与活动发射平台及尾端服务塔等地面设备的碰撞，传统使用二维平面分析的方法：针对某一时刻火箭的起飞高度和漂移距离，分别在俯视、左(右)视等方向进行平面投影(如图1、2所示)，并在二维图纸中肉眼找出间距最小的地方进行测量。这种平面分析方法的缺点在于：1)火箭周围均有地面设备环绕，此方法一次只能对单一方向进行分析，无法进行360度全方位分析，极有可能会漏掉某些特定方向的危险间距，分析成本随着分析方向的增加而增大，耗费时间人力；2)在二维图纸中人工观察危险间距，会带入主观因素，具有漏项、错看等风险；3)传统的分析方法在处理漂移方向时，往往是根据数据统计选定了最可能的风向基础上，基于此计算得出的漂移方向进行后续间距检查验证，由于风向难以预测，对火箭漂移的方向往往比漂移量的大小更加难以预料，传统分析方法不能满足对于任意漂移方向仿真验证的需求。

同时，由于起飞段是火箭安全起飞至关重要的环节，为保证出塔安全，姿控通过程序角控制，使火箭起飞后远离发射塔。但是，因为箭体支承臂、尾端服务塔等布局在各个方位，点火至出发射台，按弹道计算结果时间不少于1.7s，不施加程序角；出发射台后施加程序角。起飞出塔阶段大火箭将由于起飞浅层风影响，受到不确定约束方向的风力或误差偏移，考虑传统基于姿控数据插值连续仿真方法无法预示各方向偏移情况，必须对姿控数据完成帧离散作为仿真的基础。

发明内容

本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提供了一种大火箭起飞漂移离散仿真方法，完成大火箭起飞漂移安全性分析。

本发明的技术解决方案是：一种大火箭起飞漂移离散仿真方法，步骤如下：

(1)建立火箭、活动发射平台、活动发射平台上的地面设施的三维模型，并按照实际发射状态进行装配定位；

(2)从火箭起飞开始到关注的时间段进行仿真，获取该时间段内火箭起飞高度、最大漂移量大小及滚转姿态数据；

(3)对关注的时间段进行离散仿真，对离散后的每个时刻进行如下处理：

(3.1)从步骤(2)的结果中查找该时刻对应的火箭起飞高度、最大漂移量大小及滚转姿态数据；

(3.2)根据该时刻最大漂移量数据，以火箭发射轴心为圆心，最大漂移量为半径，结合此刻火箭的滚转姿态数据，制作沿发射轴心的圆周路径；

(3.3)根据上述得到的圆周路径计算并记录火箭尾部与所有关注对象之间的最小间距。

对步骤(1)中建立的模型进行轻量化处理，保留外观细节，删除内部冗余结构。

对步骤(1)建模中关注的对象进行单独处理，并将模型在DELMIA环境中实现自动装配定位，所述的单独处理为在模型中的对象都定位完成后，针对关注的对象，将其余对象全部隐藏，保存为.cgr轻量化格式。

关注的时间段为起飞时刻到火箭尾部飞离活动发射平台上地面设施的时间，以及火箭尾部出塔前1-3s的时间。

起飞时刻到火箭尾部飞离活动发射平台上地面设施的时间段离散时间间隔不大于0.1s。

火箭尾部出塔前1-3s的时间段离散时间间隔不大于0.2s。

本发明与现有技术相比有益效果为：

(1)提出一种大火箭起飞漂移离散仿真方法，即利用火箭、活动发射平台、地面设施等三维模型，在虚拟仿真环境中，通过定义不同对象间的距离，针对起飞某一时刻高度和姿态状态，在任意漂移方向上进行动态仿真，由计算机自动监测对象间的间隙变化，给出在这一时刻火箭特定姿态下由于不同漂移方向而与不同对象间的最小间距变化曲线，快速定位最严格工况。

(2)本发明无需制作剖面视图进行分析，也无需事先知道浅层风风向或漂移的具体方向，节省试验分析的人力和时间成本。

附图说明

图1为传统方法在俯视方向上起飞安全分析示意；

图2为传统方法在某一方向上起飞安全分析示意；

图3a、3b、3c为本发明考虑漂移和转角箭上任意点位置范围；

图4为本发明流程图；

图5为起飞漂移离散仿真方法分析火箭与某地面设施随任意漂移方向间隙的变化散点图。

具体实施方式

下面结合实例对本发明做详细说明。本发明离散仿真方法如图4所示步骤如下：

1)建立火箭、活动发射平台、地面设施等三维模型，对所要关注的对象应该进行单独处理，并在DELMIA环境中实现自动装配定位；

无论是火箭系统、地面设施系统还是活动发射平台，其系统都具有曲面精细、曲面片多、模型量级庞大的特点，模型总量大小一般在10G以上，既不便查找某一单独对象也不利于后续方针计算。本发明针对这种情况采取特殊轻量化处理方式：在CATIA-DELMIAprocess制作环境下，各系统间定位一经完成，遂根据每个观察对象将格式转换产生的曲面片按照对象不同进行重新组合，随后针对某一特定观察对象，将剩余观察对象全部隐藏，后保存为.cgr轻量化格式存出。经过此种方式保存出的模型，不仅外形特征能够保留，而且忽略内部构造使得模型量级大大减小，在新的process中再次应用这种轻量化模型时，不需要重复装配，所有对象可以实现一导入就自动装配定位。

2)通过仿真或者其他方式获取火箭从起飞时刻到想要关注的时间段内的火箭起飞高度、最大漂移量大小及滚转姿态数据；

3)对关注的时间段进行离散仿真，对离散后的每个时刻进行如下处理：根据仿真经验，由于火箭在刚升空出塔时需要经过地面设施以及发射塔架等障碍，关注的时间段为起飞时刻到火箭尾部飞离活动发射平台上地面设施的时间，以及火箭尾部出塔前1-3s的时间。本例中在起飞在0-2s之间以及7-9s之间使用离散方式进行仿真较为合理。2-7s之间无需使用该离散方法，应用正常的六自由度姿态仿真即可。

3.1)从步骤(2)的结果中查找该时刻对应的火箭起飞高度、最大漂移量大小及滚转姿态数据，得到离散数据；

以飞行时序为时间历程，对2s起飞安全关键阶段实施s1等间隔离散，例如以0.1s为间隔将2s内离散为21帧(含0s帧)；对2s以上按s2(其中，s2＝n*s1，n为自然计数)等间隔离散，例如增量至0.5s将2s至10s离散为16帧；对10s以上按s3(其中，s3＝n*s2，n为自然计数)等间隔离散，例如增量至2s将10s以上飞行段进行帧离散。离散时，以0.1s为步长，查找每一时刻对应的起飞高度、最大漂移量大小及火箭围绕自身箭体轴系的滚转角度即可，漂移的方向可不做考虑。

3.2)针对某时刻最大漂移量数据，制作沿发射轴心的圆周路径，并记录此圆周路径的初始姿态数据；

考虑定长度无定向漂移、单向绕箭体形心转角，箭壁上任意一点A点(如图3a)的可能位置范围为图3b中小圆周。若考虑箭体自身滚转影响，则点A的位置范围为下图3c中的阴影部分。具体进行起飞安全分析时，要根据箭地结构布局、转角方向确定危险点及危险方向，再具体分析数值。

离散完成后，针对某一起飞时刻，根据其最大漂移量等数据，在火箭装配体下以最大漂移量为半径的圆形环绕路线。该圆形环绕路线需要依托在火箭大装配体下一个单独的零件体内进行定义，针对每帧姿控输入高度、偏差量、滚转角数据，对大火箭全结构部段进行箭体结构自身轴心为圆心的最大偏差量公转旋转，以覆盖任意方向的偏移。

使用利用形状生成轨迹功能，将圆形路线制作成为运动轨迹，生成后可见CATIA软件自带罗盘会高亮并自动跳转至轨迹路线上，此时记录下罗盘在漂移平面方向的两项坐标值，用于调整火箭轴心置于圆形轨迹路线上。

调整火箭滚转姿态，使火箭在保持滚装姿态的同时沿发射轴心做上一步骤定义的圆周运动；

人工验证火箭轨迹是否正确，即判断火箭在某一高度上的坐标参数与预先获取的坐标参数是否一致，若一致，则轨迹正确，往下执行后续步骤，若不一致，则重新执行该步骤(3)；

3.3)根据上述得到的圆周路径计算并记录火箭尾部与所有关注对象之间的最小间距，具体步骤如下：

3.3.1)利用距离观测，定义火箭与不同关注对象之间的距离，可以同时定义多个观测距离：

大火箭尾部起飞安全，需要考虑大火箭点火起飞过程中箭体尾段结构(以后端框为准)、尾翼、喷管等与尾端服务塔、箭体支承臂等发射平台上的结构运动干涉。基于全方向覆盖仿真的最小间隙帧解算技术方案为通过定义大火箭尾部与活动发射平台各对象动态间隙，针对每帧公转路径进行最小间隙解算，得到仿真过程间隙变化历程曲线(如图5)，并对干涉位置进行截图及标记。

由于每帧公转路径仿真前大火箭需完成该帧滚控角定义，故起飞安全最小间隙帧解算起点位置为仅考虑滚控角状态，可作为该帧全方向覆盖仿真的比对基准，从而对整个仿真过程进行定量及定性分析。帧解算前可定义间隙阈值，作为对解算结果的筛选条件，即解算过程仅识别并记录超过阈值的部分，以减少仿真工作量提高解算效率。

3.3.2)打开间距检测，将所有关注距离状态设置为“详细”，将间距实时监测定于开启状态，点击路径演示进行实时状态间距检查，由于经过第一步的轻量化处理，该步骤的计算时间较没有经过轻量化处理的方针计算能够普遍提速5-6倍；

3.3.3)计算完成后导出该时刻EXCEL格式计算结果数据，进行后续处理。

本说明书未详细说明部分属于本领域技术人员公知常识。

Claims (6)

1.一种大火箭起飞漂移离散仿真方法，其特征在于步骤如下：

(1)建立火箭、活动发射平台、活动发射平台上的地面设施的三维模型，并按照实际发射状态进行装配定位；

(2)从火箭起飞开始到关注的时间段进行仿真，获取该时间段内火箭起飞高度、最大漂移量大小及滚转姿态数据；

(3)对关注的时间段进行离散仿真，对离散后的每个时刻进行如下处理：

(3.1)从步骤(2)的结果中查找该时刻对应的火箭起飞高度、最大漂移量大小及滚转姿态数据；

(3.2)根据该时刻最大漂移量数据，以火箭发射轴心为圆心，最大漂移量为半径，结合此刻火箭的滚转姿态数据，制作沿发射轴心的圆周路径；

(3.3)根据上述得到的圆周路径计算并记录火箭尾部与所有关注对象之间的最小间距。

2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于：对步骤(1)中建立的模型进行轻量化处理，保留外观细节，删除内部冗余结构。

3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于：对步骤(1)建模中关注的对象进行单独处理，并将模型在DELMIA环境中实现自动装配定位，所述的单独处理为在模型中的对象都定位完成后，针对关注的对象，将其余对象全部隐藏，保存为.cgr轻量化格式。

4.根据权利要求1或2所述的方法，其特征在于：关注的时间段为起飞时刻到火箭尾部飞离活动发射平台上地面设施的时间，以及火箭尾部出塔前1-3s的时间。

5.根据权利要求4所述的方法，其特征在于：起飞时刻到火箭尾部飞离活动发射平台上地面设施的时间段离散时间间隔不大于0.1s。

6.根据权利要求4所述的方法，其特征在于：火箭尾部出塔前1-3s的时间段离散时间间隔不大于0.2s。