CN109491266B - 一种基于多体虚拟样机的运载火箭飞行仿真方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种基于多体虚拟样机的运载火箭飞行仿真方法，首先将箭体结构动力学特性的有限元模型转化为结构模型文件，然后将箭体结构之外的动力学模块划分为计算机模块、硬件模块和环境模块三类；分类开发每一类的子模块，实现各子模块动力学性能的模拟；使用前处理工具完成各个子模块的输入参数配置，并实现仿真配置；开发集成构架模块，生成多体虚拟样机模型、实现仿真初始化的参数配置、根据调度配置次序调度管理所有子模块；最后通过多体求解器，调用集成构架模块，实现多体求解，并后处理展示。本发明通用性高、扩展能力强，明显提升了效率，可以适应多种运载火箭与导弹的系统动力学仿真。

Description

一种基于多体虚拟样机的运载火箭飞行仿真方法

技术领域

本发明涉及一种基于多体虚拟样机的运载火箭飞行仿真方法。属于航天动力学与控制领域。

背景技术

传统运载火箭飞行仿真多是基于箭体动力学微分-代数方程组开展(《远程火箭弹道学》，贾沛然等，国科技大学出版社)。近年来，随着计算机仿真技术发展，多体动力学虚拟样机仿真方法开始逐步运用到运载火箭飞行仿真中。

多体动力学方法将复杂机械系统建模成相互连接的多个刚体或柔性体构成的系统，对其施加各种载荷、约束、接触和碰撞等，进行模拟实际过程的动力学仿真。多体动力学方法的求解速度以不断发展的计算机能力为保障，基本不受系统自由度规模和模型复杂度的限制。

国际上商用的多体动力学分析软件包括ADAMS(Automatic Dynamic Analysis ofMechanical Systems)，DADS和SIMPACK、RecurDyn等，国内开发的通用多体动力学分析软件并不多见，知名的包括上海交通大学洪嘉振等人开发的CADAMB软件以及清华大学任革学等人开发的INSIDES软件。其中INSIDES具有针对大规模大变形柔性系统开展仿真分析的能力，该软件在各个系统领域均有较多的应用案例，其正确性和稳定性已经得到了工程实际的验证。

然而无论是国际上的还是国内的多体动力学分析软件，均属于通用软件，针对一般机械系统有通用模块，针对特定领域有专用模块，如汽车模块、风机模块、轮胎模块等。针对运载火箭(或其他飞行器)领域，没有专用模块，用户只能使用通用模块进行建模仿真，其仿真功能有限，无法仿真运载火箭具有的许多跨学科特性。此外，通用模块建模往往消耗时间长，无法满足运载火箭快速迭代仿真设计的需要。以Adams为例，完成一个带导航-制导-姿态控制功能的火箭飞行过程仿真，仅建模过程就需要花费数月的时间。因此针对运载火箭(或飞行器)领域的设计需要，建立一种考虑多学科特性并能快速建模的多体动力学飞行仿真方法是非常有必要的，能够为运载火箭专用飞行仿真模块的开发提供理论基础和方法支撑。

发明内容

本发明的目的在于克服现有技术的上述不足，提供一种基于多体虚拟样机的运载火箭飞行仿真方法，通用性高，明显提升了效率，可以适应多种运载火箭与导弹的系统动力学仿真。

本发明的上述目的主要是通过如下技术方案予以实现的：

一种基于多体虚拟样机的运载火箭飞行仿真方法，包括如下步骤：

步骤(一)、将箭体结构动力学特性的有限元模型转化为结构模型文件，所述结构模型文件包含多体虚拟样机建模所需的箭体结构信息；

步骤(二)、将箭体结构之外的动力学模块划分为计算机模块、硬件模块和环境模块三类；

步骤(三)、按照步骤(二)的类别，分类开发每一类的子模块，实现各子模块动力学性能的模拟；

步骤(四)、使用前处理工具完成各个子模块的输入参数配置，并实现仿真配置；

步骤(五)、开发集成构架模块，所述集成构架模块用于生成多体虚拟样机模型、实现仿真初始化的参数配置、根据调度配置次序调度管理所有子模块；

步骤(六)、通过多体求解器，调用集成构架模块，实现多体求解，并后处理展示。

所述步骤(二)中，

计算机模块，包括导航、制导、姿态控制三个子模块；

硬件模块，包括发动机、贮箱、晃动、变质量、惯性组合、速率陀螺、加表、伺服机构、反推火箭子模块；

环境模块，包括气动与风、重力加速度、大气参数子模块。

所述步骤(四)中，前处理工具完成各个子模块输入参数与仿真配置的过程如下：

(3.1)通过前处理工具载入并展示结构模型文件，并能够增加结构相关的参数配置；

(3.2)通过前处理工具设置硬件模块参数，包括“硬件配置(HardWare Config)”和“硬件挂载(HardWare Load)”两类参数配置；

(3.3)通过前处理工具设置环境模块参数；

(3.4)通过前处理工具设置计算机模块参数；

(3.5)通过前处理工具实现仿真配置，包括时序管理、任务配置、积分配置、仿真输出配置。

所述步骤(五)中，集成构架模块将结构模型文件存储成XML格式，将通过前处理工具设置的环境模块参数、硬件模块参数、计算机模块参数统一存储成XML格式的子模块配置文件，将通过前处理工具设置的仿真配置参数存储成XML格式的仿真配置文件。

集成构架模块生成多体虚拟样机模型的步骤如下：

(5.1)通过函数将结构模型文件转化为结构多体模型；

(5.2)通过函数将子模块配置文件转化为多体格式文件，并实现子模块在结构多体模型上的挂载；

(5.3)通过函数，将仿真配置文件(XML格式)转化为多体格式文件；

(5.4)上述挂载子模块的结构多体模型和步骤3)的多体格式文件，形成了完整的多体虚拟样机模型文件。

集成构架模块实现仿真初始化参数配置的步骤如下：

(6.1)编写子模块初始化函数，功能包括将子模块输入参数(XML文件)载入内存、为各子模块赋初始值；

(6.2)在集成构架模块增加初始化调度函数，根据调度配置次序调用各子模块的初始化函数，实现各子模块依次初始化。

集成构架模块根据调度配置次序调度管理所有子模块的实现步骤如下：

(7.1)各子模块除了需要从多体虚拟样机模型文件中获取参数作为本单元输入数据外，还需要将其他子模块的输出结果作为本子模块的输入数据，为便于管理海量数据的传递，利用多体动力学分析软件具备的总线机制传递数据，即将所有子模块的计算结果传递给事先定义好的总线，同时所有子模块从总线获取数据；

(7.2)为实现各个子模块按照调度配置次序依次驱动，采用基于时序时串的多体仿真数据交互方法实现箭上所有子模块按照时序时串依次动作，实现火箭的连续仿真。

采用“指针交叉引用技术”，实现子模块之间信息的共享。

“指针交叉引用技术”的实现方法如下：

在某个子模块A中定义一个指针，通过集成构架模块调度，使得该指针指向其他子模块B或结构模型中的相关变量，实现子模块A对子模块B或结构模型相关变量数值的获取。

所述步骤(六)的具体实现方法如下：

(10.1)通过多体求解器调用集成构架模块；

(10.2)通过集成构架模块根据调度配置次序调用子模块；

(10.3)对子模块进行初始化；

(10.4)子模块进行单步计算；

(10.5)更新数据总线；

(10.6)多体虚拟样机模型进行积分求解；

(10.7)依据循环条件重复执行步骤(10.4)—(10.6)，实现动力学求解；

(10.8)记录仿真结果，采用后处理展示仿真结果。

本发明与现有技术相比具有如下有益效果：

(1)本发明提供了一种系统的解决方法，具有通用性且可操作性强。结合多体动力学分析软件与火箭的特点，将动力学模块划分为硬件、环境、计算机三类，每类中的子模块函数均按照通用化规范编写，可以适应多种运载火箭型号，简洁清晰、便于实现，明显提升了效率，且具备可扩展性。

(2)本发明设计了集成构架模块，用于驱动各子模块运行。集成构架模块具有管理各子模块数据传递，实现子模块计算、子模块和多体求解器协调求解的功能。该集成构架模块具有逻辑清晰、通用性和可扩展性强的优点。

(3)本发明提出一套数据管理方法：将有限元模型、各子模块配置参数、仿真配置参数均保存为XML格式的中间文件，然后采用程序自动转译为多体虚拟样机模型文件；各子模块输入-输出数据均在集成构架模块统一调度下与总线进行交互；采用指针交叉引用技术实现子模型之间数据的共享。上述方法为软件的通用化奠定基础。

附图说明

图1为本发明流程图；

图2为有限元软件形成的火箭结构动力学模型；

图3为结构模型文件信息示意图；

图4为XML格式的结构模型文件示意图；

图5为前处理工具配置功能示意图；

图6为前处理-结构-坐标配置页面；

图7为硬件挂载-发动机页面；

图8为多体求解步骤示意图；

图9为通过后处理软件展示的虚拟样机模型；

图10为仿真输出位置信息；

图11为仿真输出姿态角偏差。

具体实施方式

下面结合附图和具体实施例对本发明作进一步详细的描述：

本发明提出一种基于多体虚拟样机的运载火箭飞行仿真方法。其多体虚拟样机模型文件除火箭结构模型外，还包括多种火箭独有的动力学模块模型：导航、制导、姿控、环境、晃动、变质量、贮箱、气动、推力、分离模块模型等。本方法基于前处理工具实现模型输入参数配置，基于动力学模型程序实现各子模块功能在线计算，基于集成构架模块实现了多模块数据管理与驱动。

本方法解决了原有虚拟样机建模方法中建模过程耗时长的缺陷，能够适应在线故障模拟、适应基于事件驱动从而可以开展多飞行段连续仿真的需求。

方法具有通用性高、扩展能力强，效率提升的优点。基于本发明方法开发的软件，可以适应多种运载火箭与导弹的系统动力学仿真。

如图1所示，本发明的具体实现过程如下：

步骤1，将有限元模型文件转化成结构模型文件

基于预处理程序，处理体现箭体结构动力学特性的有限元模型文件，形成存贮箭体结构信息的结构模型文件；

1)所述有限元模型文件由有限元软件产生

Abaqus，Nastran等有限元软件均可以开展箭体结构动力学建模。基于Nastran软件建模，可以形成BDF格式的模型文件。图2所示为有限元软件形成的火箭结构动力学模型。

2)所述结构模型文件包含多体建模必要的信息

为实现多体虚拟样机建模，需要从有限元模型文件中提取必要的结构信息，形成结构模型文件。结构模型文件包括MARKER、Bode、JOINT、INTANCE等信息，如图3所示。

结构模型文件属于从有限元模型到多体虚拟样机模型的过渡性文件。本方法中，采用XML格式保存从有限元文件中提取的信息，形成XML格式的结构模型文件，如图4所示。

步骤2，完成单元模块划分。

火箭动力学仿真，除了箭体结构外，需要通过软件模拟的动力学环节包括：导航、制导、姿态控制、发动机、贮箱、晃动、变质量、惯性组合、速率陀螺、加表、伺服机构、反推火箭、气动与风、重力、大气参数等，将这些统统称之为动力学子模块。

上述子模块，具有各自的动力学特性，如果采用函数模拟实现它们的动力学性能，各函数均有大量的输入-输出参数需要“配置(Config)”。同时从多体技术的角度看，子模块在箭体上作用力的位置、大小、方向不同，与箭体相互影响也将不同，为此需要给定子模块在多体上“挂载(Load)”的参数。

综合上述两个方面需求，将子模块划分为三类：

A计算机模块，实现导航、制导、姿态控制功能；

B硬件模块，包括发动机、贮箱、晃动、变质量、惯性组合、速率陀螺、加表、伺服机构、反推火箭等模块；

C环境模块，包括气动与风、重力加速度、大气参数模块。

划分三类的原因：1)计算机为箭上真实硬件，实现导航、制导、姿态控制功能。箭上计算机需要开发参数“配置(Config)”功能，多体模型对箭上计算机位置信息不敏感，因此无需对它开发参数“挂载(Load)”功能。2)除箭机外，其它箭上动力学单元对安装位置敏感。为实现这些硬件(或软件)的动力学性能，需要开发“硬件配置(HardWare Config)”功能，同时需要配置他们在多体上的位置信息，即需要对它们开发“硬件挂载(HardWare Load)”功能。3)气动与风、重力加速度、大气参数(含压力、密度计算等)非箭上实际的硬件，属于外部环境给箭体带来的作用力，他们对箭体的作用具有分布式的特点，不适宜当成单一的硬件考虑，环境模块同样需要开发参数配置和参数挂载两项功能。

步骤3完成上述各子模块的动力学功能开发，形成动力学子模块功能文件

开发各子模块，实现各单元动力学性能的模拟。

各种多体软件均支持用户开发自己的接口函数，实现对单元模块动力学性能的模拟。

为实现通用化设计，可规定各子模块按照统一的构架开发，各子模块均要求实现功能包括：输入参数录入、初始化、计算、输出数据更新。

步骤4使用前处理工具完成各子模块输入参数配置、并完成仿真配置开发前处理工具，实现子模块模块参数与仿真配置，实现功能包括：

1)通过前处理工具载入并展示结构模型文件，并能够增加结构相关的参数配置；

2)通过前处理工具设置硬件模块参数，包括“硬件配置(HardWare Config)”和“硬件挂载(HardWare Load)”两类参数配置；

3)通过前处理工具设置环境模块参数；

4)通过前处理工具设置计算机模块参数；

5)通过前处理工具实现仿真配置，包括时序管理、任务配置、积分配置、仿真输出配置。

通过前处理工具实现参数配置功能示意如图5。

前处理工具可以载入结构模型文件，展示箭体的结构信息，同时也可以通过界面实现部分与结构相关参数的配置，比如可以通过前处理工具在箭体结构增加坐标系(Marker)、铰接(Joint)、外力(Force)等。图6为为通过前处理工具配置Marker的示意图。

硬件模块参数配置方面：

以发动机为例，通过前处理工具配置参数包括：发动机名称、DLL名称、动力特性参数、流量-推力时变特性参数、发动机使用推进剂种类等。这些参数均为发动机推力计算模块(engine.dll)所必要的输入参数。

“发动机挂载”配置参数包括，各级发动机名称、发动机挂载节点名称、发动机摇摆方向等信息。所配置参数为实现发动机推力与摇摆控制力相对箭体作用“挂载(Load)”所必要的参数。如图7所示。

对一枚火箭而言，有几种不同类型的发动机；同一类型的发动机，可能挂载在箭体结构不同的位置。针对发动机动力学性能开发函数模块(DLL)的时候，按照“配置”和”挂载”分类功能分别开发子函数，可以实现软件模块的通用化。其它硬件模块均参照这一模式开发。

环境模块参数配置方面：

以气动为例，配置参数包括：DLL名称，箭体各子结构名称，各子结构迎风节点名称、编号、坐标信息等，参数均为分布式气动力计算模块(aero.dll)所必要的信息。

计算机模块配置方面：

制导配置参数包括：DLL函数名称、程序角、制导模式选择(摄动制导、迭代制导等)、导引常系数、导引变系数、导引网络、关机方程参数等，所有参数均为制导模块(compter.dll中的子函数)输入参数。

通过"Save"键，可将前处理录入参数保存，通过"Load"键，可以调出参数文件。本方法中，所有参数文件均保存为XML文件。

姿态控制配置参数包括：DLL名称、敏感元件、静态增益、动态增益、静态网络、动态网络、减载增益等相关参数。所有参数均为姿态控制模块(compter.dll中的子函数)输入参数。

仿真配置方面：

仿真配置包括时序管理、任务配置、积分配置、仿真输出配置。

时序管理配置参数包括：各级计算机关机指令名称、关机指令对应的发动机动作、关机指令对应的箭上计算机动作等。

积分配置参数包括：积分模式、积分启动时间、积分步长、误差等信息。

任务配置内容包括发射点位置、状态初值等。仿真输出则配置仿真需要记录的参数个数、记录时间间隔等。

步骤5开发集成构架模块，实现功能包括：

5.1)虚拟样机模型文件生成；

5.2)仿真初始化配置；

5.3)单元模块计算功能调度。

如采用C++编写构架模块，命名为rocket.c。

5.1)虚拟样机模型文件生成

集成构架模块将结构模型文件存储成XML格式，将通过前处理工具设置的环境模块参数、硬件模块参数、计算机模块参数统一存储成XML格式的子模块配置文件，将通过前处理工具设置的仿真配置参数存储成XML格式的仿真配置文件。

本方法具体包括3个步骤

1)通过转译函数将结构模型文件(XML格式)转化为结构多体模型；

2)通过转译函数将单元模型文件(XML格式)转化为多体格式文件，实现单元在结构多体模型上的挂载；

3)通过转译函数，将仿真配置文件(XML格式)转化为多体格式文件；

4)上述挂载子模块的结构多体模型和步骤3)的多体格式文件，形成了完整的含“结构-控制-外力-仿真配置”的多体虚拟样机模型文件。

针对结构信息的转译函数，可以放置在集成构架模块(rocket.c)中；针对子模块的转译函数可以放置在各子模块函数模块中；针对仿真配置信息的转译函数，可以放置在集成构架模块(rocket.c)中。在集成构架模块中配置接口函数，统一调度各转译函数的执行，最终可生成火箭虚拟样机模型文件。

部分子模块挂载，需要引用到结构模型中已有的坐标信息，如气动单元模块，需要从结构模型中获取所有迎风梁的坐标信息。为此可采用“指针交叉引用技术“，在气动函数(aero.dll)中可定义一指针，通过构架模块(rocket.c)调度，指向结构模型中的迎风梁坐标数组，实现梁坐标信息的获取。通过指针的交叉引用实现了不同模块之间信息的共享，程序会更加简洁、通用性强。

本方法中，结构模型文件、子模块配置文件、仿真配置文件如表1所示

表1 XML文件列表

虚拟样机模型文件列表如下。

表2虚拟样机模型文件列表

5.2)仿真初始化配置

多体仿真之前，需要通过初始化环节，对相应变量赋初值

a)编写子模块初始化函数，功能包括将子模块输入参数(XML文件)载入内存、为各子模块赋初始值。这些初始化函数配置在各子模块中。

a)在集成构架模块中(rocket.cpp)增加初始化调度函数，功能为依次调用各子模块的初始化函数，实现各子模块依次初始化。

程序初始化过程，部分子模块同样存在需要引用结构或其他子模块信息的情况，比如：贮箱配置子模块与挂载在该贮箱上的发动机子模块将共用推进剂流量信息。为此可采用前述的“指针交叉引用技术”，实现流量信息的共享。

5.3)子模块计算功能调度

由于子模块众多，需要通过集成构架模块管理各模块输入-输出参数存贮位置、各子模块执行次序。

1)各子模块除了需要从多体模型获取参数作为本子模块输入数据外，还可能需要将其他子模块的输出结果作为本子模块的输入数据。为便于管理海量数据的传递，利用多体动力学分析软件具备的总线(databus)机制传递数据，即将所有单元的计算结果传递给实现定义好的总线，同时所有子模块从总线获取数据。

2)为实现各个子模块按照时序依次驱动，采用基于时序时串的多体仿真数据交互方法实现箭上所有单元模块(软、硬件)按照时序时串依次动作，实现火箭的连续仿真。

通过集成构架模块，实现上述两部分功能，完成对各子模块计算函数的统一调度。

集成构架模块(rocket.cpp)部分函数列表与实现功能如表3所示。

表3构架模块(rocket.cpp)部分函数列表

步骤6通过多体求解器，调用集成构架模块，实现多体求解，并后处理展示

详细求解步骤如下：

1)通过多体求解器调用集成构架模块；

2)通过集成构架模块根据调度配置次序调用子模块；

3)对子模块进行初始化；

4)子模块进行单步计算；

5)更新数据总线；

6)多体虚拟样机模型进行积分求解；

7)依据循环条件重复执行步骤4)—6)，实现动力学求解；

8)记录仿真结果，采用后处理展示仿真结果。

求解步骤实现功能示意如图8所示。

注：图中run.bat为批处理文件，配置多体仿真程序路径信息等；Thudynamics.ext为多体求解器程序。

通过集成构架模块(C++程序)，按照设定的步长，依次驱动各子模块和多体求解器，实现函数计算与积分运算，获取时变的火箭飞行动力学状态；

仿真产生文本格式的数据，可以基于成熟后处理软件可以展示仿真结果，也可以直接绘制曲线。

一个通过后处理软件展示的虚拟样机模型如图9所示。

依据仿真结果绘制的曲线如图10、图11所示。验证了本发明方法的有效性。

基于本发明的运载火箭飞行仿真方法，已经开发相对应的多体仿真软件，并完成数个仿真，充分验证了该方法的有效性。本文提供的方法能够在所有运载火箭或相关飞行器上推广运用。

以上所述，仅为本发明最佳的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。

本发明说明书中未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员的公知技术。

Claims (8)

1.一种基于多体虚拟样机的运载火箭飞行仿真方法，其特征在于包括如下步骤：

步骤(一)、将箭体结构动力学特性的有限元模型转化为结构模型文件，所述结构模型文件包含多体虚拟样机建模所需的箭体结构信息；

步骤(二)、将箭体结构之外的动力学模块划分为计算机模块、硬件模块和环境模块三类；

步骤(三)、按照步骤(二)的类别，分类开发每一类的子模块，实现各子模块动力学性能的模拟；

步骤(四)、使用前处理工具完成各个子模块的输入参数配置，并实现仿真配置；

过程如下：

(4.1)通过前处理工具载入并展示结构模型文件，并能够增加结构相关的参数配置；

(4.2)通过前处理工具设置硬件模块参数，包括“硬件配置”和“硬件挂载”两类参数配置；

(4.3)通过前处理工具设置环境模块参数；

(4.4)通过前处理工具设置计算机模块参数；

(4.5)通过前处理工具实现仿真配置，包括时序管理、任务配置、积分配置、仿真输出配置；

步骤(五)、开发集成构架模块，所述集成构架模块用于生成多体虚拟样机模型、实现仿真初始化的参数配置、根据调度配置次序调度管理所有子模块；

步骤(六)、通过多体求解器，调用集成构架模块，实现多体求解，并后处理展示；

具体实现方法如下：

(6.1)通过多体求解器调用集成构架模块；

(6.2)通过集成构架模块根据调度配置次序调用子模块；

(6.3)对子模块进行初始化；

(6.4)子模块进行单步计算；

(6.5)更新数据总线；

(6.6)多体虚拟样机模型进行积分求解；

(6.7)依据循环条件重复执行步骤(6.4)—(6.6)，实现动力学求解；

(6.8)记录仿真结果，采用后处理展示仿真结果。

2.根据权利要求1所述的一种基于多体虚拟样机的运载火箭飞行仿真方法，其特征在于：所述步骤(二)中，

计算机模块，包括导航、制导、姿态控制三个子模块；

硬件模块，包括发动机、贮箱、晃动、变质量、惯性组合、速率陀螺、加表、伺服机构、反推火箭子模块；

环境模块，包括气动与风、重力加速度、大气参数子模块。

3.根据权利要求1所述的一种基于多体虚拟样机的运载火箭飞行仿真方法，其特征在于：所述步骤(五)中，集成构架模块将结构模型文件存储成XML格式，将通过前处理工具设置的环境模块参数、硬件模块参数、计算机模块参数统一存储成XML格式的子模块配置文件，将通过前处理工具设置的仿真配置参数存储成XML格式的仿真配置文件。

4.根据权利要求3所述的一种基于多体虚拟样机的运载火箭飞行仿真方法，其特征在于：集成构架模块生成多体虚拟样机模型的步骤如下：

(5.1)通过函数将结构模型文件转化为结构多体模型；

(5.2)通过函数将子模块配置文件转化为多体格式文件，并实现子模块在结构多体模型上的挂载；

(5.3)通过函数，将仿真配置文件转化为多体格式文件；

(5.4)上述挂载子模块的结构多体模型和步骤(5.3)的多体格式文件，形成了完整的多体虚拟样机模型文件。

5.根据权利要求3所述的一种基于多体虚拟样机的运载火箭飞行仿真方法，其特征在于：集成构架模块实现仿真初始化参数配置的步骤如下：

(6.1)编写子模块初始化函数，功能包括将子模块输入参数载入内存、为各子模块赋初始值；

(6.2)在集成构架模块增加初始化调度函数，根据调度配置次序调用各子模块的初始化函数，实现各子模块依次初始化。

6.根据权利要求3所述的一种基于多体虚拟样机的运载火箭飞行仿真方法，其特征在于：集成构架模块根据调度配置次序调度管理所有子模块的实现步骤如下：

(7.1)各子模块除了需要从多体虚拟样机模型文件中获取参数作为本单元输入数据外，还需要将其他子模块的输出结果作为本子模块的输入数据，为便于管理海量数据的传递，利用多体动力学分析软件具备的总线机制传递数据，即将所有子模块的计算结果传递给事先定义好的总线，同时所有子模块从总线获取数据；

(7.2)为实现各个子模块按照调度配置次序依次驱动，采用基于时序时串的多体仿真数据交互方法实现箭上所有子模块按照时序时串依次动作，实现火箭的连续仿真。

7.根据权利要求6所述的一种基于多体虚拟样机的运载火箭飞行仿真方法，其特征在于：采用“指针交叉引用技术”，实现子模块之间信息的共享。

8.根据权利要求7所述的一种基于多体虚拟样机的运载火箭飞行仿真方法，其特征在于：“指针交叉引用技术”的实现方法如下：

在某个子模块A中定义一个指针，通过集成构架模块调度，使得该指针指向其他子模块B或结构模型中的相关变量，实现子模块A对子模块B或结构模型相关变量数值的获取。

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