CN109325271B - 一种运载火箭结构有限元模型参数化建模方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开的一种运载火箭结构有限元模型参数化建模方法，属于航空航天技术领域。本发明实现方法为：定义火箭坐标系，根据模型材料表建立模型材料库，根据模型数据表建立芯级和助推器结构部段的集中质量‑梁或集中质量‑壳有限元模型，在芯级有限元模型基础上建立有效载荷的集中质量‑梁模型，通过建立捆绑连接结构的有限元模型，将包括有效载荷模型在内的芯级有限元模型和助推器结构有限元模型相连接，实现建立不包括发动机在内的火箭结构有限元模型，通过建立芯级和助推器各发动机质心位置和推力作用点模型，实现运载火箭结构有限元模型参数化建模。本发明有助于火箭结构的快速设计和结构参数的优化设计，进而解决火箭动力学领域相关技术问题。

Description

一种运载火箭结构有限元模型参数化建模方法

技术领域

本发明涉及运载火箭结构有限元模型的参数化建立方法，属于航空航天技术领域。

背景技术

运载火箭是包括我国在内的世界上所有航天国家发展航天技术的最重要的基础运载工具。对运载火箭结构特性的分析是其研制过程中的关键环节之一。随着运载火箭结构系统向着多样化、大型化、复杂化方向发展，对结构系统的动响应和动特性的分析已成为研制过程中不可或缺的部分。

建立运载火箭的结构动力学有限元模型是对其进行结构动响应和动特性分析的基础和前提，而传统的建模方式由于费时费力、效率低下等缺点已逐渐不能满足要求，如何高效可靠地建立运载火箭结构动力学分析模型成为人们愈发关注的关键技术之一。采用参数化的建模方法，根据以一定规范格式给出的参数快速地建立运载火箭的结构有限元模型，是解决上述问题的常用手段。虽然随着运载火箭技术向着大运载能力方向发展，世界各国的运载火箭大都采用芯级捆绑连接助推器的并联形式，但是由于运载火箭类型各异，采用参数化的方法通用地建立其结构有限元模型存在着固有的复杂性和困难性。建模所需的所有信息需要以特定的格式给出。在建模过程中，运载火箭芯级的级数，助推器的数量，捆绑连接的数量、位置及形式，有效载荷的位置及形式，各级发动机的数量、位置以及分布形式等因素都需考虑在内。但是从另一方面讲，如果克服了以上种种因素带来的困难，这项工作所带来的益处也是巨大的。采用参数化建模方法可以避免建立结构有限元模型过程中的大量重复操作，有效提高运载火箭动力学仿真与分析的效率，不仅对运载火箭结构的快速设计具有重要指导意义，同时也为火箭结构参数的优化设计提供了便利。

之前，受理专利“固体捆绑火箭捆绑位置的参数化判定方法”(专利申请号201610343825.2)提出了一种基于PCL语言的捆绑火箭集中质量-梁有限元模型捆绑位置的参数化建模方法。该方法对捆绑位置实现参数化，但无法对整个火箭结构实现参数化建模。同时，火箭结构有限元模型常在捆绑连接处建立壳单元，该方法仅采用集中质量-梁建模方式，无法对部分结构进行较为精确地建模。

发明内容

为了解决对运载火箭结构进行有限元仿真分析时手动建立模型费时费力、效率低下的问题。本发明公开的一种运载火箭结构有限元模型参数化建模方法要解决的技术问题是：能够自动生成火箭芯级和助推器各舱段的梁或壳有限元模型，适应两种典型捆绑连接形式自动生成捆绑结构有限元模型，自动生成各发动机质心位置和推力作用点模型并与对接面固连，自动生成有效载荷集中质量-梁模型，即实现运载火箭结构有限元模型参数化建模。本发明能够避免建立结构有限元模型过程中的大量重复操作，有效提高运载火箭动力学仿真与分析的效率，不仅对运载火箭结构的快速设计具有重要指导意义，同时也为火箭结构参数的优化设计提供便利，进而解决运载火箭动力学领域相关技术问题。

本发明的目的是通过下述技术方案实现的。

本发明公开的一种运载火箭结构有限元模型参数化建模方法，首先定义火箭坐标系，然后根据模型材料表建立模型材料库，根据模型数据表建立芯级和助推器结构部段的集中质量-梁或集中质量-壳有限元模型，并在芯级有限元模型基础上建立有效载荷的集中质量-梁模型，再通过建立捆绑连接结构的有限元模型，将包括有效载荷模型在内的芯级有限元模型和助推器结构有限元模型相连接，实现建立不包括发动机在内的火箭结构有限元模型，最后通过建立芯级和助推器各发动机质心位置和推力作用点模型，实现运载火箭结构有限元模型参数化建模。

本发明公开的一种运载火箭结构有限元模型参数化建模方法，包括如下步骤：

步骤1：定义“I-II-III-IV”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冯卡曼曲线理论尖点。

步骤2：建立模型材料库。

建立如表1所示的模型材料表，表1的表头需满足如表1所示的格式，按MAT1卡片格式要求依次写出每种材料的材料编号、弹性模量和泊松比，建立模型材料库。在模型材料表中搜索名称以得到相匹配材料编号，将得到的材料编号写到相应的卡片位置处以实现材料属性赋予。

表1

材料编号	材料名称	弹性模量	泊松比
				1
2
				3
…

步骤2所述MAT1卡片格式为MSC.Nastran计算文件，即*.bdf文件的卡片格式。

步骤3：建立芯级结构部段的集中质量-梁或集中质量-壳有限元模型。

划分芯级结构为多个模块，芯级结构的多个模块包括整流罩、载荷分支、一级火箭舱段、二级火箭舱段、……、n级火箭舱段。对划分后的单个模块分别建立如表2所示的模型数据表，表2的表头需满足如表2所示的格式，并读入如表2所示的模型数据表的模型数据。每个模块的表头格式都需满足如表2所示的格式。单个模块模型的建模方法如下：

首先，根据模型数据表中的至理论顶点距离x坐标，以GRID卡片格式建立芯级各模块各部段的起始两个中心节点。然后，判断模型数据表中各部段对应标识符B/S，所述B代表此部段建立梁模型，S代表此部段建立壳模型。若标识符为B：根据模型数据表中的信息得出材料编号、“TUBE”形截面的外径和内径，通过写PBARL卡片定义此段梁的属性，再结合中心节点编号写CBAR卡片建立此段梁模型；若标识符为S：根据输入数据确定此部段建立几圈节点和每圈上建立几个节点，建立所有壳单元节点后，根据模型数据表中的材料信息、厚度信息，通过写PSHELL卡片定义此段壳的属性，然后结合壳单元节点编号写CQUAD4卡片建立壳单元，再建立壳单元节点和中心节点的多点约束MPC连接。最后，根据模型数据表中的质量、半径信息以CONM2卡片写中心节点的集中质量和绕x轴的转动惯量。

所述的各个模块模型之间按实际连接位置采用多点约束MPC单元进行固连。至此，完成建立芯级结构部段的集中质量-梁有限元模型或集中质量-壳有限元模型。

表2

步骤3所述GRID、PBARL、CBAR、PSHELL、CQUAD4和CONM2卡片格式均为MSC.Nastran计算文件，即*.bdf文件的卡片格式。

步骤4：建立有效载荷的集中质量-梁模型。

建立有效载荷的集中质量-梁模型满足输入的有效载荷横向基频。

悬臂梁质量集中在端点，其等效刚度为3EI/L³，其中：E为弹性模量、I为截面惯性矩、L为悬臂梁的长度。由此得频率为

其中M为梁的集中质量。建立实心梁，外径取与有效载荷对接面外径相同，计算得截面惯性矩I；根据输入的质心位置距有效载荷对接面距离，得出梁的长度L；根据输入数据得集中质量M，调整杨氏模量E的大小使建立的质量-梁模型一阶频率满足输入的横向基频。由此得建立有效载荷集中质量-梁模型的材料弹性模量。

根据得出的弹性模量，以MAT1卡片格式写有效载荷集中质量-梁模型的材料。然后，以GRID、PBARL、CBAR卡片格式写有效载荷的梁单元模型。最后，根据输入数据以CONM2卡片格式写集中质量和节点绕主轴的三个转动惯量。至此，即完成建立有效载荷的集中质量-梁模型。

步骤5：在步骤3建立的模型中芯级有效载荷对接面上，按照步骤4建立有效载荷的集中质量-梁模型，实现有效载荷模型和芯级结构模型的连接，即建立包括有效载荷模型在内的芯级有限元模型。

步骤6：建立助推器结构部段的集中质量-梁或集中质量-壳有限元模型。

首先，根据输入数据确定助推器数量、自火箭建模坐标系y轴负半轴起顺时针各助推器主轴分布角度、各助推器主轴同芯级主轴的轴间距。然后，依次建立每个助推器各部段的梁、壳模型，即完成建立助推器结构部段的集中质量-梁或集中质量-壳有限元模型。所述的建立每个助推器各部段的梁、壳模型的建模方法同步骤3中单个模块的建模方法。

步骤7：通过建立捆绑连接结构有限元模型，将步骤5建立的包括有效载荷模型在内的芯级有限元模型和步骤6建立的助推器结构有限元模型相连接，实现建立不包括发动机在内的火箭结构有限元模型。

捆绑连接结构常采用两种形式。形式一：采用球头-球窝装置，建模时首先建立两根梁，再以多点约束MPC单元固连两根梁三个平动自由度以实现球铰的模拟；形式二：采用杆系结构，建模时采用杆单元实现杆系结构的模拟。

建立捆绑模型时由输入的助推捆绑连接站点位置信息，确定步骤6中建立助推器有限元模型上的助推捆绑连接点，再根据捆绑连接形式寻找步骤5中建立包括有效载荷模型在内的芯级有限元模型上的芯级捆绑连接点。

建立形式一的捆绑模型时：首先根据输入的位置参数X1、X2、θ，其中：X1为助推器轴线到球铰中心的横向距离、X2为助推器轴线到芯级捆绑连接点的横向距离、θ为助推连接点和芯级连接点的连线与横向平面的夹角，以GRID卡片格式建立梁单元节点，然后根据输入的梁材料、截面尺寸、非结构质量信息等以PBARL和CBAR卡片建立梁单元，最后以多点约束MPC单元连接两段梁单元的三个平动自由度。建立形式二的捆绑模型时：首先定义杆系结构外侧两连杆为杆1、杆3，中间连杆为杆2，根据输入的位置参数α₁、α₂、α₃、β₁、β₂、β₃，其中：α₁为杆1与芯级连接点同y轴负半轴的夹角、α₂为杆2与芯级连接点同y轴负半轴的夹角、α₃为杆3与芯级连接点同y轴负半轴的夹角、β₁为杆1与助推连接点同y轴的夹角、β₂为杆2与助推连接点同y轴的夹角、β₃为杆3与助推连接点同y轴的夹角，以GRID卡片格式分别建立杆单元节点，然后根据输入的杆材料、截面尺寸、非结构质量信息以PROD和CROD卡片建立杆单元。

作为优选，若芯级和助推捆绑连接点上下部段均建立了壳模型，所述壳模型即为步骤3、步骤6中建立的芯级和助推器集中质量-壳有限元模型，则在捆绑连接点处依次连接壳单元节点建立一圈截面为“Ω”形的梁单元，捆绑形式一的梁单元或捆绑形式二的杆单元节点实现连接至距离最近的“Ω”形梁单元节点；否则，捆绑节点连接至芯级、助推器中心节点。

至此，建立捆绑连接结构的梁或杆有限元模型，即实现将步骤5中建立建立包括有效载荷模型在内的芯级有限元模型和步骤6中建立助推器结构有限元模型相连接，实现建立不包括发动机在内的火箭结构有限元模型。

步骤7所述PROD和CROD卡片格式均为MSC.Nastran计算文件，即*.bdf文件的卡片格式。

步骤8：在步骤7建立火箭结构有限元模型的基础上，建立芯级和助推器各发动机质心位置和推力作用点模型，即实现运载火箭结构有限元模型参数化建模。

根据输入数据给出的芯级和助推器各发动机的质心位置三维坐标、推力作用点三维坐标、质量、以及对接面至理论顶点的距离，写GRID卡片建立各发动机质心位置节点和推力作用点，然后写CONM2卡片为质心位置节点赋予质量，最后，以多点约束MPC单元将质心位置节点和推力作用点固连于步骤7中建立的火箭结构有限元模型的相应发动机对接面上。至此，建立芯级和助推器各发动机质心位置和推力作用点模型，实现运载火箭结构有限元模型参数化建模。

还包括步骤9：将步骤1至步骤8实现的运载火箭结构有限元模型参数化建模方法，应用于火箭结构动力学领域，通过运载火箭结构有限元模型参数化建模，避免建立结构有限元模型过程中的大量重复操作，有效提高运载火箭动力学仿真与分析的效率，不仅对运载火箭结构的快速设计具有重要指导意义，同时也为火箭结构参数的优化设计提供便利，进而解决运载火箭结构动力学领域相关技术问题。

有益效果：

1、本发明公开的一种运载火箭结构有限元模型参数化建模方法，通过读取如表1格式的模型材料表、如表2格式的模型数据表和其他输入数据，可自动生成*.bdf文件，能够实现自动生成火箭芯级和助推器各舱段的梁或壳有限元模型，适应两种典型捆绑连接形式自动生成捆绑结构有限元模型，自动生成各发动机质心位置和推力作用点模型并与对接面固连，自动生成有效载荷集中质量-梁模型，进而能够解决对运载火箭结构进行手动建立有限元模型时效率低下的问题。

2、本发明公开的一种运载火箭结构有限元模型参数化建模方法，通过步骤3给出的芯级结构各模块的划分和建立有限元模型的方法、步骤4给出的建立有效载荷集中质量-梁模型的方法、步骤6给出的建立助推器有限元模型的方法、步骤7给出建立捆绑连接结构有限元模型的方法以及步骤8给出的建立芯级和助推器各发动机质心位置和推力作用点模型的方法，能够实现运载火箭结构有限元模型的模块化建立，能够通过组装各模块得到对应火箭各飞行状态下的结构有限元模型，为不同工况、不同时刻下火箭结构的载荷计算提供便利。

3、本发明公开的一种运载火箭结构有限元模型参数化建模方法，通过步骤7给出建立捆绑连接结构有限元模型的方法，能够适应两种典型捆绑连接形式在给定位置自动生成捆绑结构有限元模型，为火箭捆绑结构的位置、形式以及材料方面的设计提供便利。

4、本发明公开的一种运载火箭结构有限元模型参数化建模方法，应用于火箭结构动力学领域，通过运载火箭结构有限元模型参数化建模，避免建立结构有限元模型过程中的大量重复操作，有效提高运载火箭动力学仿真与分析的效率，不仅对运载火箭结构的快速设计具有重要指导意义，同时也为火箭结构参数的优化设计提供便利，进而解决运载火箭结构动力学领域相关技术问题。

附图说明

图1是本发明的火箭结构有限元模型参数化建模流程图；

图2是本施例中的火箭坐标系示意图；

图3是本施例中的模型材料表示意图；

图4是本施例中整流罩模型数据表示意图；

图5是本施例中捆绑形式一位置参数示意图；

图6是本施例中捆绑形式二位置参数示意图；

图7是本施例中四助推三捆绑二级火箭结构集中质量-梁/壳混合有限元模型(隐藏MPC连接)示意图；

图8是本施例中建立的火箭结构集中质量-梁/壳混合有限元模型模态分析示意图。

具体实施方式

为了更好的说明本发明的目的和优点，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1：

本实施例公开的一种运载火箭结构有限元模型参数化建模方法，具体实现方法如下：

步骤1：定义“I-II-III-IV”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，如图2所示。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冯卡曼曲线理论尖点。

步骤2：建立模型材料库。

建立并读入如图3所示的模型材料表，按MAT1卡片格式要求依次写出每种材料的材料编号、弹性模量和泊松比，建立模型材料库。在模型材料表中搜索名称以得到相匹配材料编号，将得到的材料编号写到相应的卡片位置处以实现材料属性赋予。

步骤2所述MAT1卡片格式为MSC.Nastran计算文件，即*.bdf文件的卡片格式。

步骤3：建立芯级结构部段的集中质量-梁或集中质量-壳有限元模型。

划分芯级结构为多个模块，芯级结构的多个模块包括整流罩、载荷分支、一级火箭舱段、二级火箭舱段、……、n级火箭舱段。以整流罩为例，对划分后的单个模块，分别建立如图4所示的模型数据表，并读入模型数据表的模型数据。单个模块模型的建模方法如下：

首先，根据模型数据表中的至理论顶点距离x坐标，以GRID卡片格式建立芯级各模块各部段的起始两个中心节点。然后，判断模型数据表中各部段对应标识符B/S，所述B代表此部段建立梁模型，S代表此部段建立壳模型。若标识符为B：根据模型数据表中的信息得出材料编号、“TUBE”形截面的外径和内径，通过写PBARL卡片定义此段梁的属性，再结合中心节点编号写CBAR卡片建立此段梁模型；若标识符为S：根据输入数据确定此部段建立几圈节点和每圈上建立几个节点，建立所有壳单元节点后，根据模型数据表中的材料信息、厚度信息，通过写PSHELL卡片定义此段壳的属性，然后结合壳单元节点编号写CQUAD4卡片建立壳单元，再建立壳单元节点和中心节点的多点约束MPC连接。最后，根据模型数据表中的质量、半径信息以CONM2卡片写中心节点的集中质量和绕x轴的转动惯量。

所述的各个模块模型之间按实际连接位置采用多点约束MPC单元进行固连。至此，完成建立芯级结构部段的集中质量-梁有限元模型或集中质量-壳有限元模型。

步骤3所述GRID、PBARL、CBAR、PSHELL、CQUAD4和CONM2卡片格式均为MSC.Nastran计算文件，即*.bdf文件的卡片格式。

步骤4：建立有效载荷的集中质量-梁模型。

建立有效载荷的集中质量-梁模型满足输入的有效载荷横向基频，本施例中基频取10Hz。

悬臂梁质量集中在端点，其等效刚度为3EI/L³，其中：E为弹性模量、I为截面惯性矩、L为悬臂梁的长度。由此得频率为

其中M为梁的集中质量。建立实心梁，外径取与有效载荷对接面外径相同，计算得截面惯性矩I；根据输入的质心位置距有效载荷对接面距离，得出梁的长度L，本施例中取0.045m；根据输入数据得集中质量M，本施例中取200kg，调整杨氏模量E的大小使建立的质量-梁模型一阶频率满足输入的横向基频。由此得建立有效载荷集中质量-梁模型的材料弹性模量。

根据得出的弹性模量，以MAT1卡片格式写有效载荷集中质量-梁模型的材料。然后，以GRID、PBARL、CBAR卡片格式写有效载荷的梁单元模型。最后，根据输入数据以CONM2卡片格式写集中质量200kg和节点绕主轴的三个转动惯量40kg·m²、41kg·m²、42kg·m²。至此，完成建立有效载荷的集中质量-梁模型。

步骤5：在步骤3建立的模型中芯级有效载荷对接面上，按照步骤4建立有效载荷的集中质量-梁模型，实现有效载荷模型和芯级结构模型的连接，即建立包括有效载荷模型在内的芯级有限元模型。

步骤6：建立助推器结构部段的集中质量-梁或集中质量-壳有限元模型。

首先，根据输入数据确定助推器数量、自火箭建模坐标系y轴负半轴起顺时针各助推器主轴分布角度、各助推器主轴同芯级主轴的轴间距。本施例中，助推器数量取4，其分布角度分别为0°、90°、180°、270°，轴间距均为1.42m。然后，依次建立每个助推器各部段的梁、壳模型，即完成建立助推器结构部段的集中质量-梁或集中质量-壳有限元模型。所述的建立每个助推器各部段的梁、壳模型的建模方法同步骤3中单个模块的建模方法。

步骤7：通过建立捆绑连接结构有限元模型，将步骤5建立的包括有效载荷模型在内的芯级有限元模型和步骤6建立的助推器结构有限元模型相连接，实现建立不包括发动机在内的火箭结构有限元模型。

捆绑连接结构常采用两种形式。形式一：采用球头-球窝装置，建模时首先建立两根梁，再以多点约束MPC单元固连两根梁三个平动自由度以实现球铰的模拟；形式二：采用杆系结构，建模时采用杆单元实现杆系结构的模拟。本施例中，火箭前、中捆绑采用形式二捆绑方式，后捆绑采用形式一捆绑方式。

建立捆绑模型时由输入的助推捆绑连接站点位置信息，确定步骤6中建立助推器有限元模型上的助推捆绑连接点，再根据捆绑连接形式寻找步骤5中建立包括有效载荷模型在内的芯级有限元模型上的芯级捆绑连接点。

建立形式一的捆绑模型时：首先根据输入的位置参数X1＝0.59m、X2＝0.74m、θ＝10°，如图5所示，其中：X1为助推器轴线到球铰中心的横向距离、X2为助推器轴线到芯级捆绑连接点的横向距离、θ为助推连接点和芯级连接点的连线与横向平面的夹角，以GRID卡片格式建立梁单元节点，然后根据输入的梁材料、截面尺寸、非结构质量信息等以PBARL和CBAR卡片建立梁单元，最后以多点约束MPC单元连接两段梁单元的三个平动自由度。建立形式二的捆绑模型时：首先定义杆系结构外侧两连杆为杆1、杆3，中间连杆为杆2，根据输入的位置参数α₁＝21°、α₂＝19°、α₃＝21°、β₁＝31°、β₂＝21°、β₃＝31°，如图6所示，其中：α₁为杆1与芯级连接点同y轴负半轴的夹角、α₂为杆2与芯级连接点同y轴负半轴的夹角、α₃为杆3与芯级连接点同y轴负半轴的夹角、β₁为杆1与助推连接点同y轴的夹角、β₂为杆2与助推连接点同y轴的夹角、β₃为杆3与助推连接点同y轴的夹角，以GRID卡片格式分别建立杆单元节点，然后根据输入的杆材料、截面尺寸、非结构质量信息以PROD和CROD卡片建立杆单元。

若芯级和助推捆绑连接点上下部段均建立了壳模型，所述壳模型即为步骤3、步骤6中建立的芯级和助推器集中质量-壳有限元模型，则在捆绑连接点处依次连接壳单元节点建立一圈截面为“Ω”形的梁单元，捆绑形式一的梁单元或捆绑形式二的杆单元节点实现连接至距离最近的“Ω”形梁单元节点；否则，捆绑节点连接至芯级、助推器中心节点。

至此，建立捆绑连接结构的梁或杆有限元模型，即实现将步骤5中建立建立包括有效载荷模型在内的芯级有限元模型和步骤6中建立助推器结构有限元模型相连接，实现建立不包括发动机在内的火箭结构有限元模型。

步骤7所述PROD和CROD卡片格式均为MSC.Nastran计算文件，即*.bdf文件的卡片格式。

步骤8：在步骤7建立火箭结构有限元模型的基础上，建立芯级和助推器各发动机质心位置和推力作用点模型，即实现运载火箭结构有限元模型参数化建模。

根据输入数据给出的芯级和助推器各发动机的质心位置三维坐标、推力作用点三维坐标、质量、以及对接面至理论顶点的距离，写GRID卡片建立各发动机质心位置节点和推力作用点，然后写CONM2卡片为质心位置节点赋予质量，最后，以多点约束MPC单元将质心位置节点和推力作用点固连于步骤7中建立的火箭结构有限元模型的相应发动机对接面上。至此，建立芯级和助推器各发动机质心位置和推力作用点模型，实现运载火箭结构有限元模型参数化建模。

建立的四助推三捆绑二级火箭结构集中质量-梁/壳混合有限元模型如图7所示，为显示清晰隐藏模型中的MPC连接。

还包括步骤9：将步骤1至步骤8实现的运载火箭结构有限元模型参数化建模方法，应用于火箭结构动力学领域，通过运载火箭结构有限元模型参数化建模，避免建立结构有限元模型过程中的大量重复操作，有效提高运载火箭动力学仿真与分析的效率，不仅对运载火箭结构的快速设计具有重要指导意义，同时也为火箭结构参数的优化设计提供便利，进而解决运载火箭结构动力学领域相关技术问题。

建立运载火箭结构集中质量-梁/壳混合模型，并进行模态分析，如图8所示。

以上所述的具体描述，对发明的目的、技术方案和有益效果进行了进一步详细说明，所应理解的是，以上所述仅为本发明的具体实施例，用于解释本发明，并不用于限定本发明的保护范围，凡在本发明的精神和原则之内，所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (8)

1.一种运载火箭结构有限元模型参数化建模方法，其特征在于：包括如下步骤，

步骤1：定义“I-II-III-IV”火箭坐标系；

步骤2：建立模型材料库；

步骤3：建立芯级结构部段的集中质量-梁或集中质量-壳有限元模型；

步骤3具体实现方法为，

划分芯级结构为多个模块，芯级结构的多个模块包括整流罩、载荷分支、一级火箭舱段、二级火箭舱段、……、n级火箭舱段；对划分后的单个模块分别建立如表2所示的模型数据表，表2的表头需满足如表2所示的格式，并读入如表2所示的模型数据表的模型数据；每个模块的表头格式都需满足如表2所示的格式；单个模块模型的建模方法如下：

首先，根据模型数据表中的至理论顶点距离x坐标，以GRID卡片格式建立芯级各模块各部段的起始两个中心节点；然后，判断模型数据表中各部段对应标识符B/S，所述B代表此部段建立梁模型，S代表此部段建立壳模型；若标识符为B：根据模型数据表中的信息得出材料编号、“TUBE”形截面的外径和内径，通过写PBARL卡片定义此段梁的属性，再结合中心节点编号写CBAR卡片建立此段梁模型；若标识符为S：根据输入数据确定此部段建立几圈节点和每圈上建立几个节点，建立所有壳单元节点后，根据模型数据表中的材料信息、厚度信息，通过写PSHELL卡片定义此段壳的属性，然后结合壳单元节点编号写CQUAD4卡片建立壳单元，再建立壳单元节点和中心节点的多点约束MPC连接；最后，根据模型数据表中的质量、半径信息以CONM2卡片写中心节点的集中质量和绕x轴的转动惯量；

所述的各个模块模型之间按实际连接位置采用多点约束MPC单元进行固连；至此，完成建立芯级结构部段的集中质量-梁有限元模型或集中质量-壳有限元模型；

表2

步骤4：建立有效载荷的集中质量-梁模型；

步骤4具体实现方法为，

建立有效载荷的集中质量-梁模型满足输入的有效载荷横向基频；

悬臂梁质量集中在端点，其等效刚度为3EI/L³，其中：E为弹性模量、I为截面惯性矩、L为悬臂梁的长度；由此得频率为

其中M为梁的集中质量；建立实心梁，外径取与有效载荷对接面外径相同，计算得截面惯性矩I；根据输入的质心位置距有效载荷对接面距离，得出梁的长度L；根据输入数据得集中质量M，调整杨氏模量E的大小使建立的质量-梁模型一阶频率满足输入的横向基频；由此得建立有效载荷集中质量-梁模型的材料弹性模量；

根据得出的弹性模量，以MAT1卡片格式写有效载荷集中质量-梁模型的材料；然后，以GRID、PBARL、CBAR卡片格式写有效载荷的梁单元模型；最后，根据输入数据以CONM2卡片格式写集中质量和节点绕主轴的三个转动惯量；至此，即完成建立有效载荷的集中质量-梁模型；

步骤5：在步骤3建立的模型中芯级有效载荷对接面上，按照步骤4建立有效载荷的集中质量-梁模型，实现有效载荷模型和芯级结构模型的连接，即建立包括有效载荷模型在内的芯级有限元模型；

步骤6：建立助推器结构部段的集中质量-梁或集中质量-壳有限元模型；

步骤7：通过建立捆绑连接结构有限元模型，将步骤5建立的包括有效载荷模型在内的芯级有限元模型和步骤6建立的助推器结构有限元模型相连接，实现建立不包括发动机在内的火箭结构有限元模型；

步骤8：在步骤7建立火箭结构有限元模型的基础上，建立芯级和助推器各发动机质心位置和推力作用点模型，即实现运载火箭结构有限元模型参数化建模。

2.如权利要求1所述的一种运载火箭结构有限元模型参数化建模方法，其特征在于：还包括步骤9，将步骤1至步骤8实现的运载火箭结构有限元模型参数化建模方法，应用于火箭结构动力学领域，通过运载火箭结构有限元模型参数化建模，避免建立结构有限元模型过程中的大量重复操作，有效提高运载火箭动力学仿真与分析的效率，不仅对运载火箭结构的快速设计具有重要指导意义，同时也为火箭结构参数的优化设计提供便利，进而解决运载火箭结构动力学领域相关技术问题。

3.如权利要求1或2所述的一种运载火箭结构有限元模型参数化建模方法，其特征在于：步骤1具体实现方法为，

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冯卡曼曲线理论尖点。

4.如权利要求3所述的一种运载火箭结构有限元模型参数化建模方法，其特征在于：步骤2具体实现方法为，

建立如表1所示的模型材料表，表1的表头需满足如表1所示的格式，按MAT1卡片格式要求依次写出每种材料的材料编号、弹性模量和泊松比，建立模型材料库；在模型材料表中搜索名称以得到相匹配材料编号，将得到的材料编号写到相应的卡片位置处以实现材料属性赋予；

表1

材料编号 材料名称 弹性模量 泊松比 1 2 3 …

5.如权利要求4所述的一种运载火箭结构有限元模型参数化建模方法，其特征在于：步骤6具体实现方法为，

首先，根据输入数据确定助推器数量、自火箭建模坐标系y轴负半轴起顺时针各助推器主轴分布角度、各助推器主轴同芯级主轴的轴间距；然后，依次建立每个助推器各部段的梁、壳模型，即完成建立助推器结构部段的集中质量-梁或集中质量-壳有限元模型；所述的建立每个助推器各部段的梁、壳模型的建模方法同步骤3中单个模块的建模方法。

6.如权利要求5所述的一种运载火箭结构有限元模型参数化建模方法，其特征在于：步骤7具体实现方法为，

捆绑连接结构常采用两种形式；形式一：采用球头-球窝装置，建模时首先建立两根梁，再以多点约束MPC单元固连两根梁三个平动自由度以实现球铰的模拟；形式二：采用杆系结构，建模时采用杆单元实现杆系结构的模拟；

建立捆绑模型时由输入的助推捆绑连接站点位置信息，确定步骤6中建立助推器有限元模型上的助推捆绑连接点，再根据捆绑连接形式寻找步骤5中建立包括有效载荷模型在内的芯级有限元模型上的芯级捆绑连接点；

建立形式一的捆绑模型时：首先根据输入的位置参数X1、X2、θ，其中：X1为助推器轴线到球铰中心的横向距离、X2为助推器轴线到芯级捆绑连接点的横向距离、θ为助推连接点和芯级连接点的连线与横向平面的夹角，以GRID卡片格式建立梁单元节点，然后根据输入的梁材料、截面尺寸、非结构质量信息等以PBARL和CBAR卡片建立梁单元，最后以多点约束MPC单元连接两段梁单元的三个平动自由度；建立形式二的捆绑模型时：首先定义杆系结构外侧两连杆为杆1、杆3，中间连杆为杆2，根据输入的位置参数α₁、α₂、α₃、β₁、β₂、β₃，其中：α₁为杆1与芯级连接点同y轴负半轴的夹角、α₂为杆2与芯级连接点同y轴负半轴的夹角、α₃为杆3与芯级连接点同y轴负半轴的夹角、β₁为杆1与助推连接点同y轴的夹角、β₂为杆2与助推连接点同y轴的夹角、β₃为杆3与助推连接点同y轴的夹角，以GRID卡片格式分别建立杆单元节点，然后根据输入的杆材料、截面尺寸、非结构质量信息以PROD和CROD卡片建立杆单元；

至此，建立捆绑连接结构的梁或杆有限元模型，即实现将步骤5中建立建立包括有效载荷模型在内的芯级有限元模型和步骤6中建立助推器结构有限元模型相连接，实现建立不包括发动机在内的火箭结构有限元模型。

7.如权利要求6所述的一种运载火箭结构有限元模型参数化建模方法，其特征在于：步骤8具体实现方法为，

根据输入数据给出的芯级和助推器各发动机的质心位置三维坐标、推力作用点三维坐标、质量、以及对接面至理论顶点的距离，写GRID卡片建立各发动机质心位置节点和推力作用点，然后写CONM2卡片为质心位置节点赋予质量，最后，以多点约束MPC单元将质心位置节点和推力作用点固连于步骤7中建立的火箭结构有限元模型的相应发动机对接面上；至此，建立芯级和助推器各发动机质心位置和推力作用点模型，实现运载火箭结构有限元模型参数化建模。

8.如权利要求7所述的一种运载火箭结构有限元模型参数化建模方法，其特征在于：

步骤2所述MAT1卡片格式为MSC.Nastran计算文件，即*.bdf文件的卡片格式；

步骤3所述GRID、PBARL、CBAR、PSHELL、CQUAD4和CONM2卡片格式均为MSC.Nastran计算文件，即*.bdf文件的卡片格式；

步骤7所述PROD和CROD卡片格式均为MSC.Nastran计算文件，即*.bdf文件的卡片格式；

若芯级和助推捆绑连接点上下部段均建立了壳模型，所述壳模型即为步骤3、步骤6中建立的芯级和助推器集中质量-壳有限元模型，则在捆绑连接点处依次连接壳单元节点建立一圈截面为“Ω”形的梁单元，捆绑形式一的梁单元或捆绑形式二的杆单元节点实现连接至距离最近的“Ω”形梁单元节点；否则，捆绑节点连接至芯级、助推器中心节点。

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