CN115292974A - 可重复使用运载火箭着陆冲击瞬态动力学有限元建模方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及可重复使用运载火箭着陆冲击瞬态动力学有限元建模方法，包括如下步骤：运载火箭模型相关参数输入；有限元建模；模型装配连接；时间步长与质量缩放控制；计算结果评价以及计算结果评价后处理；利用最终修改好的有限元模型根据研制需要开展正式计算。利用此方法建立可重复使用运载火箭着陆冲击的非线性有限元分析模型，通过对计算结果进行数值稳定性检查和精度检查，确保计算结果的可信度。对比分析认为，本方法成熟可靠，能为可重复使用运载火箭垂直返回式着陆回收的方案设计改进和动力学环境预示供先验指导，具备较高的工程应用价值。

Description

可重复使用运载火箭着陆冲击瞬态动力学有限元建模方法

技术领域

本发明属于动力学有限元建模技术技术领域，具体为一种可重复使用运载火箭着陆冲击瞬态动力学有限元建模方法。

背景技术

可重复使用运载火箭垂直返回式着陆冲击过程中，箭体及着陆缓冲系统需在极短的时间内经受较大的冲击载荷，能否经受得住这一瞬态冲击动力学环境，是运载火箭软着陆能否成功的关键。因此有必要在前期方案设计阶段就对箭体着陆冲击动力学环境做出预示，以制定舱段和设备的设计、测试条件。

对动力学的研究主要可以分为两个方面：试验方法和动力学仿真。试验方法由于具有耗费大、周期长等缺点，在设计初期往往不予采用；在设计初期，一般用动力学仿真的方法进行模拟，在多种典型极端工况下对运载火箭着陆冲击进行动力学分析，以获得运载火箭在着陆回收任务剖面的各舱段及舱内单机、设备的力学环境边界。典型的动力学仿真方法主要分为以下几种：a)多刚体动力学仿真；b)刚柔耦合动力学仿真；c)全柔性体有限元仿真。前两种动力学仿真方法应用较广，建模相对简单，一般适用于低速、小变形情况的动力学问题；当模型中存在较多的柔性体，且需要关注高速冲击、柔性体的大变形等问题时，计算结果与实际相差较大，具有一定的局限性。采用全柔性体有限元仿真方法，用有限单元代替实际结构，对可重复使用运载火箭的着陆冲击过程进行全柔性有限元建模和仿真预示，可以较好地模拟着陆冲击过程中的接触、大变形及大位移等问题(涉及到材料非线性、接触非线性及几何非线性)，计算结果的可信度及精度相对最高，但是该方法建模难度最高，且计算量较大，耗时费力，工程应用价值不高。

发明内容

针对现有技术的缺陷和工程应用需求，结合可重复使用运载火箭自身的结构特征、着陆冲击的动力学特征，并借鉴航天航空领域冲击动力学仿真的应用案例，探究出可重复使用运载火箭着陆冲击瞬态动力学有限元建模方法。

本发明提供一种可重复使用运载火箭着陆冲击瞬态动力学有限元建模方法，所述运载火箭包括依次连接的箭体、尾段和设有缓冲器的着陆支腿，包括如下步骤

运载火箭模型相关参数输入；

有限元建模，内容包括：

结构网格划分，结构模拟，可重复使用运载火箭的箭体结构采用三维+一维的方式进行有限元建模，根据全箭几何数据及质量质心参数建立全箭网格模型，其中火箭尾部包含尾段及着陆支腿采用三维壳单元及实体单元进行模拟，尾部以上的箭体采用一维梁单元进行模拟；

缓冲器模拟，缓冲器的几何外形根据实际结构进行三维壳单元建模，其材料物理参数根据实际制造材料进行赋值，缓冲器结构等效为理论分析模型，所述理论分析模型具体为三维壳单元模型+柱铰+弹簧单元+阻尼单元，所述三维壳单元模型用于模拟结构外形及未变形时的结构刚度，所述柱铰用于模拟相对运动关系，所述弹簧单元用于模拟力学性能，所述阻尼单元用于模拟力学性能；

撞击地面模拟，根据分析需要或设定为刚性地面或设定为混凝土地面；

模型装配连接，连接模拟，根据运载火箭自身结构特征及实际连接形式进行运载火箭各结构间之间的连接、装配，箭体内部的连接包括螺栓连接、铰接两大类，用刚性单元模拟各结构件之间的螺栓连接，用铰链模拟各结构件之间的相对运动关系；

模型接触设置，接触模拟，采用对称罚函数接触算法，任何时候任何情况下均不要定义重复的或有重叠的接触，模型中没有初始穿透和干涉；

沙漏控制参数设置，沙漏控制采用的方法是：尽可能使用均匀的网格划分，以及对指定的结构单独施加沙漏控制、对局部增加模型刚度相结合；

时间步长与质量缩放控制：

采用显式积分即中心差分法确定时间步长，求解具体问题时，时间步长必须小于由该问题求解方程性质所决定的临界时间步长Δtmin，也即Courant条件，要求模型整体的质量增加百分比应控制在5％以内；

计算结果评价：

完成运载火箭整体着陆冲击有限元模型的搭建后，对整体仿真计算结果进行初步评价，具体步骤为

完成数值稳定性检查，判断计算结果的数值稳定性是否满足要求；

计算结果精度检查，判断计算结果的数值精度是否满足要求；

计算结果评价后处理，

如果数值稳定性和数值精度均满足要求，则判定计算结果可信，用所述有限元模型根据研制需要开展正式计算；

如果数值稳定性和数值精度其中一项不满足要求，则判定计算结果不可信，然后按照建模流程依次对网格质量、接触参数、连接设置、沙漏控制参数、时间步长及质量缩放控制参数逐一进行排查，直至最终定位问题；修改模型相关参数后重新提交计算，重复完成数值稳定性检查和计算结果精度检查的流程，直至最终计算结果的数值稳定性和精度均满足要求，则判定计算结果可信，利用最终修改好的有限元模型根据研制需要开展正式计算。

进一步地，所述连接模拟中，具体连接模拟内容如下：

所述箭体包括设有单机安装板的仪器舱段、设有发动机架和发动机的发动机舱段、后过渡段，所述后过渡段跟尾段连接，所述设有足垫的着陆支腿通过上支耳和下支耳连接在尾段的外壁上，所述上支耳和下支耳与尾段之间、尾段与后过渡段之间、发动机与发动机架之间、单机安装板与箭体的仪器舱段内壁之间均采用刚性单元来模拟螺栓连接；

着陆支腿与上支耳和下支耳(片)之间的相对运动关系采用转动铰进行模拟；

着陆支腿与足垫的相对运动关系采用球铰进行模拟。

进一步地，所述接触模拟的各种接触的具体定义为：全箭自身定义一个全局的单面接触来模拟着陆过程中箭体内部各结构件间的接触，该接触包含了除着陆地面、加速度传感器之外所有结构件，

着陆支腿和着陆地面之间定义面-面接触对来模拟支腿与地面间的动态接触。

进一步地，所述对称罚函数接触算法具体内容为：

模拟运载火箭与地面的动态接触和相对滑动，每一时间步首先检查各从节点是否穿透主表面，没有穿透则对该处节点不做任何处理；如果有穿透，则在该处节点与被穿透主表面之间引入一个较大的界面接触力，其大小与穿透深度、主表面刚度成正比。

进一步地，所述时间步长与质量缩放控制中时间步长的计算公式为：

其中：L—单元的特征长度；

c—波的传播速度，

α—与单元尺寸(梁单元、壳单元、体单元等)相关的系数。

其中，计算时间步长与单元尺寸大小、材料密度的均方根成正比，与弹性模量的均方根成反比。

进一步地，所述完成数值稳定性检查的具体内容如下：

计算是否按照设定时间正常结束；

仔细观察仿真变形动画，是否出现飞出的节点；

当没有外部能量输入时，计算总能量守恒，总能量变化应不超过3％。

进一步地，所述计算结果精度检查的具体内容如下：

沙漏能和界面接触滑移能应远小于内能，接触能大于零；

检查计算模型增加的总质量，增加质量百分比不应该超过3％；检查每一个零部件的质量增加是否正常；

仔细检查仿真变形动画，确定没有接触部件之间相互穿透的现象发生；

确定网格划分的尺寸能准确地模拟结构变形；

确定计算结果符合物理现象：交叉检查节点加速度和截面力、内能、应力和应变；

分析同一模型相似计算工况的计算稳定性和一致性，是否对某些参数敏感。

本发明的方法全面考虑了着陆缓冲系统的结构、缓冲器柔性、动态响应特性以及接触因素，基于瞬态响应分析，探究出一套带有缓冲器软着陆设计系统的可重复使用运载火箭着陆冲击瞬态动力学有限元建模方法，并利用此方法建立可重复使用运载火箭着陆冲击的非线性有限元分析模型，通过对计算结果进行数值稳定性检查和精度检查，确保计算结果的可信度。对比分析认为，本方法成熟可靠，能为可重复使用运载火箭垂直返回式着陆回收的方案设计改进和动力学环境预示供先验指导，具备较高的工程应用价值。

附图说明

图1为本发明方法的流程示意图；

图2(a)为可重复使用运载火箭三维模型示意图；

图2(b)为尾段及着陆主支腿三维模型示意图和着陆主支腿和尾段输出截面力位置示意图；

图3为缓冲器理论结构级有限元简化模型示意图；

图4为模型整体能量曲线示意图；

从上到下的顺序翻译：外力做功(重力)，沙漏能(标号为42的线条因为值相对太小，接近零轴即横坐标)，内能，动能，liding开头的就是滑移界面能即接触能，缓冲器弹簧阻尼能，总能量；

图5(a)为着陆主支腿截面力输出曲线示意图；

图5(b)为箭体截面力曲线示意图；

图6(a)为尾段应力分布应力云图；

图6(b)为尾段应力最大处单元应力时程工况示意图；

其中，1-箭体，11-仪器舱段，12-姿控舱段，13-前过渡段，14- 氧化剂燃烧剂箱及箱间舱段，15-后过渡段，2-尾段，21-上支耳上端 面截面位置，22-下支耳上端面截面位置，3-着陆主支腿，31-上支耳 (片)，32-下支耳(片)，33-着陆主支腿截面位置，34-缓冲器，35-足垫，311-隔板，312-外筒，313-内筒，301-柱铰，302-弹簧单元+ 阻尼单元。

具体实施方式

如图1，为本发明实施例的可重复使用运载火箭着陆冲击瞬态动力学有限元建模方法流程示意图。

本发明实施例提供一种可重复使用运载火箭着陆冲击瞬态动力学有限元建模方法，用前处理软件建模求解，后处理软件根据计算数据结果完成数值稳定性检查和计算结果精度检查。

运载火箭包括依次连接的箭体、尾段和设有缓冲器的着陆支腿，着陆支腿连接在尾段的外壁上，用前处理软件建模求解包括如下步骤

运载火箭模型相关参数输入；相关参数输入包括火箭的总体参数，理论外形图，三维CAD模型，载荷及边界条件；

用有限元建模软件建模求解，其中有限元建模，内容包括：

结构网格划分，结构模拟，可重复使用运载火箭的箭体结构采用三维+一维的方式进行有限元建模，根据全箭几何数据及质量质心参数建立全箭网格模型，其中火箭尾部包含尾段及着陆支腿采用三维壳单元及实体单元进行模拟，尾部以上的箭体采用一维梁单元进行模拟；

如图2(a)为可重复使用运载火箭三维模型示意图；如图2(b) 为尾段及着陆支腿三维模型示意图；如图3为缓冲器有限元简化模型示意图；

缓冲器模拟，缓冲器是运载火箭着陆冲击过程中的主要吸能结构，能够准确地模拟缓冲器在着陆过程中的相对运动关系及力学性能是准确进行着陆冲击动力学环境预示的关键；

着陆过程中缓冲器上套筒(外筒)、下套筒(内筒)间的相对运动关系可以用一个等效的柱铰来模拟。缓冲器自身的力学性能主要体现为弹簧减振特性和阻尼减振特性，因而缓冲器的物理模型可以认为是由一个弹簧振子模型和一个阻尼振子模型叠加而成。最终，缓冲器结构可等效为三维壳单元模型(模拟结构外形及未变形时的结构刚度)+柱铰(模拟相对运动关系)+弹簧单元(模拟力学性能)+阻尼单元(模拟力学性能)的理论分析模型，如3所示。经过对比验证，采用这种等效的模拟方式既能准确地反映缓冲器在着陆冲击过程中的运动关系，又能精确地考察其在着陆冲击过程中的力学性能。图3 中间的柱铰+弹簧单元+阻尼单元重合在一起。

缓冲器的几何外形根据实际结构进行三维壳单元建模，其材料物理参数根据实际制造材料进行赋值。

撞击地面模拟，根据分析需要或设定为刚性地面或设定为混凝土地面；

模型装配连接，根据运载火箭自身结构特征及实际连接形式进行运载火箭各结构间之间的连接、装配；

连接模拟，箭体内部的连接包括螺栓连接、铰接两大类，对于运载火箭低速着陆冲击问题，可以认为主要结构连接件的螺栓、螺母在碰撞过程中不变形。总而言之，用刚性单元模拟各结构件之间的螺栓连接，用铰链模拟各结构件之间的相对运动关系；

连接模拟中，具体连接模拟内容如下：

所述箭体顺次包括设有单机安装板的仪器舱段、姿控舱段、前过渡段、氧化剂燃烧剂舱段、后过渡段，所述后过渡段跟尾段连接，发动机架和发动机安装在尾段内，设有足垫的着陆支腿通过上支耳和下支耳连接在尾段的外壁上，所述上支耳和下支耳与尾段之间、尾段与后过渡段之间、发动机与发动机架之间、单机安装板与箭体的仪器舱段内壁之间均采用刚性单元来模拟螺栓连接；

着陆支腿与上支耳和下支耳(片)之间的相对运动关系采用转动铰进行模拟；

着陆支腿与足垫的相对运动关系采用球铰进行模拟。

模型接触设置，接触模拟，接触是碰撞模型中最为复杂的问题之一，如何准确地模拟不同物体之间的接触问题直接决定了模拟结果的预测能力。碰撞分析中接触处理的难点包括：金属材料和非金属材料之间的接触；复杂零部件之间的边与角的接触。因此建模时必须采用合理、高效的动态接触—界面算法，并且遵循相应的规范来保证接触的稳定性和合理的接触行为。

可重复使用运载火箭着陆冲击仿真建模进行接触模拟时要点：采用对称罚函数接触算法，任何时候任何情况下均不要定义重复的或有重叠的接触，模型中没有初始穿透和干涉，因为初始穿透可能会改变结构的屈曲模式，初始干涉可能会产生完全错误的结果；

常用的接触类型可分为三类：单面接触、点—面接触、面—面接触。

可重复使用运载火箭着陆冲击仿真建模主要接触定义为：

全箭自身定义一个全局的单面接触来模拟着陆过程中箭体内部各结构件间的接触，该接触包含了除着陆地面、加速度传感器之外所有结构件，

着陆支腿和着陆地面之间定义面-面接触对来模拟支腿与地面间的动态接触。

具体地，对称罚函数接触算法具体内容如下：

采用对称罚函数接触算法，可以较为准确地模拟运载火箭与地面的动态接触和相对滑动。其基本的分析原理为：每一时间步先检查各从节点是否穿透主表面，没有穿透则对该从节点不做任何处理。如果穿透，则在该从节点与被穿透主表面之间引入一个较大的界面接触力，其大小与穿透深度、主表面刚度成正比，称为罚函数值。它的物理意义相当于在从节点与被穿透主表面之间放置一个法向弹簧，以限制从节点对主表面的穿透。所谓对称罚函数法是指再对各所有的主节点按如上步骤处理，其算法与从节点一样。对称罚函数法编程简单，很少激起网格的零能模式，没有噪声。罚函数值大小受到稳定性限制。若计算中发现明显穿透，可放大罚函数值或缩小时间步长来调节。

可重复使用运载火箭着陆冲击有限元模型采用对称罚函数接触算法，计算结果表明，动态接触效果较好，总界面滑移能小于总能量的5％，计算结果有效。

沙漏模式又称零能模式，在进行显示动力学分析的求解过程中，为缩减计算代价，在有限元建模过程中通常对壳单元和实体单元采用单点积分模式，而单个积分点的实体单元和壳单元在变形过程中容易形成零能模式，主要表现为产生一种自然震荡并且比所有结构响应的周期要短得多，网格变形呈现锯齿状的外形，被称为沙漏变形。必须有效控制求解过程中的沙漏变形，以确保分析的正确性。

通常而言，当显示动态分析中使用缩减积分单元时，总沙漏能量不超过总能量的10％被认为是可以接受的分析结果。

沙漏控制包括沙漏控制参数设置，例如局部模型刚度，具体地沙漏控制采用的方法是：第一种，尽可能使用均匀的网格划分，一般来说，整体的网格细化会明显减少沙漏的影响；

第二种，对指定的结构单独施加沙漏控制、对局部增加模型刚度，这是一种常用且有效的沙漏控制方法；可重复使用运载火箭着陆冲击有限元模型主要采用第一种和第二种相结合的沙漏控制方法，经过计算验证，模型总体沙漏控制效果较好，总沙漏能小于总能量的3％，计算结果有效。

时间步长与质量缩放控制：

仿真着陆过程的时间长度即迭代步长；采用显式积分即中心差分法确定时间步长，求解具体问题时，时间步长必须小于由该问题求解方程性质所决定的临界时间步长Δtmin，也即Courant条件，要求模型整体的质量增加百分比应控制在5％以内；

具体地，时间步长与质量缩放控制中时间步长的计算公式为：

其中：L—单元的特征长度；

c—波的传播速度，

α—与单元尺寸(梁单元、壳单元、体单元等)相关的系数。

其中，计算时间步长与单元尺寸大小、材料密度的均方根成正比，与弹性模量的均方根成反比。

显示动力学分析软件在计算时间步时会检查所有单元，而整个有限元模型的计算时间步长取决于最小尺寸单元的时间步长。当模型的质量不好时尤其是有很多个小单元存在，此时计算代价会成倍地增长，为减小计算量，需要人为地控制计算时间步长。此时在不改变有限元模型的前提下，加大计算时间步长，由上述时间步长的计算公式可知，或改变单元尺寸，或改变材料密度，或改变弹性模量。对于已经初始化的有限元计算模型，所有单元尺寸不能再变、弹性模量不变 (计算中需要使用真实的弹性模量)，那么最终只能改变单元密度，而这会最终导致模型整体质量增加，这就是改变时间步长也称为质量缩放的原因。

通常而言，质量缩放只应用于小于指定时间步长的单元。可以人为控制时间步长，在显示动力学分析软件中通过指定实际计算步长，程序自动增加对应单元的密度。虽然使用质量缩放可以显著地降低求解时间，需要注意的是，某些单元密度的增加会导致模型整体质量的增加，当需要考虑模型的惯性效应时，应对增加质量的百分比进行控制，即不可任意设置时间计算时间步长。一般情况下，模型整体的质量增加百分比应控制在5％以内。

可重复使用运载火箭着陆冲击有限元模型计算最终计算的质量增加百分比为0.35％，说明计算模型时间步长设置合理，质量缩放水平控制得很好。

计算结果评价：

完成运载火箭整体着陆冲击有限元模型的搭建后，对整体仿真计算结果进行初步评价，用CAE后处理软件根据计算数据结果完成数值稳定性检查和计算结果精度检查，确保计算结果的可信度，具体步骤是根据项目研制背景设置至少一个典型计算工况；对该典型工况下的计算文件进行初步检查，完成数值稳定性检查，判断计算结果的数值稳定性是否满足要求；

具体地，完成数值稳定性检查的具体内容如下：

计算是否按照设定时间正常结束；

仔细观察仿真变形动画，是否出现飞出的节点；

当没有外部能量输入时，计算总能量守恒，总能量变化应不超过 3％。见图4，图4是CAE后处理软件根据计算数据结果做的图，图4 中的曲线是能量随时间的变化曲线，图方框中按从上到下的顺序：41- 外力做功(重力)，42-沙漏能(线条因为值相对太小，接近零轴即横坐标)，43-内能，44-动能，45-liding开头的就是滑移界面能即接触能，46-缓冲器弹簧阻尼能，47-总能量；从图中看出总能量在150ms 以后就几乎没有变化，满足总能量变化应不超过3％的要求。

计算结果精度检查，判断计算结果的数值精度是否满足要求；

具体地，计算结果精度检查的具体内容如下：

沙漏能和界面接触滑移能应远小于内能，接触能大于零(见图4，图4中45-liding开头的就是滑移界面能即接触能)；

检查计算模型增加的总质量，增加质量百分比不应该超过3％，模型计算质量检查见表1，质量缩放即初始质量增加和最终质量增加与时间步长设置有关，就是质量缩放大小的问题；

检查每一个零部件的质量增加是否正常；

表1

模型计算质量检查内容	检查数据值	备注
			模型计算质量	6004.1kg
初始质量增加	63.27kg
			初始质量增加百分比	1.054％
最终质量增加	68.94kg
			最终质量增加百分比	1.148％

仔细检查仿真变形动画，确定没有接触部件之间相互穿透的现象发生；在CAE后处理软件里边人工判断，可以设置变形放大系数，很容易辨识。

确定网格划分的尺寸能准确地模拟结构变形；从整个体系来看，根据具体部件的尺寸来确定网格划分的尺寸，部件的尺寸小则网格划分的尺寸就小；

确定计算结果符合物理现象：交叉检查节点加速度和截面力(见图5(a)中主支腿51a-X1截面力，52a-X2截面力，53a-Y1截面力，54a-Y2截面力，X1和X2代表两根与箭体轴线对称的主支腿，Y1和 Y2代表另外两根与箭体轴线对称的主支腿；图5(b)中51b-箭体上支耳附近截面力，52b-箭体下支耳附近截面力)、内能、应力(见图 6(a)箭体尾段应力分布，和图6(b)箭体尾段应力最大处单元应力时程工况)和应变；

分析同一模型相似计算工况的计算稳定性和一致性，通过相似计算工况的计算结果对比判断稳定性和一致性；分析是否对某些参数敏感，例如摩擦系数，改变摩擦系数的值，比较相应的计算结果改变的多少可以判断是否敏感；

计算结果评价后处理，

如果数值稳定性和数值精度均满足要求，则判定计算结果可信，用所述有限元模型根据研制需要开展正式计算；

如果数值稳定性和数值精度其中一项不满足要求，则判定计算结果不可信，然后按照建模流程依次对网格质量、接触参数、连接设置、沙漏控制参数、时间步长及质量缩放控制参数逐一进行排查，直至最终定位问题；修改模型相关参数后重新提交计算，重复完成数值稳定性检查和计算结果精度检查的流程，直至最终计算结果的数值稳定性和精度均满足要求，则判定计算结果可信，利用最终修改好的有限元模型根据研制需要开展正式计算。

Claims (7)

1.可重复使用运载火箭着陆冲击瞬态动力学有限元建模方法，所述运载火箭包括依次连接的箭体、尾段和设有缓冲器的着陆支腿，其特征在于包括如下步骤

运载火箭模型相关参数输入；

有限元建模，内容包括：

结构网格划分，结构模拟，可重复使用运载火箭的箭体结构采用三维+一维的方式进行有限元建模，根据全箭几何数据及质量质心参数建立全箭网格模型，其中火箭尾部包含尾段及着陆支腿采用三维壳单元及实体单元进行模拟，尾部以上的箭体采用一维梁单元进行模拟；

缓冲器模拟，缓冲器的几何外形根据实际结构进行三维壳单元建模，其材料物理参数根据实际制造材料进行赋值，缓冲器结构等效为理论分析模型，所述理论分析模型具体为三维壳单元模型+柱铰+弹簧单元+阻尼单元，所述三维壳单元模型用于模拟结构外形及未变形时的结构刚度，所述柱铰用于模拟相对运动关系，所述弹簧单元用于模拟力学性能，所述阻尼单元用于模拟力学性能；

撞击地面模拟，根据分析需要或设定为刚性地面或设定为混凝土地面；

模型装配连接，连接模拟，根据运载火箭自身结构特征及实际连接形式进行运载火箭各结构间之间的连接、装配，箭体内部的连接包括螺栓连接、铰接两大类，用刚性单元模拟各结构件之间的螺栓连接，用铰链模拟各结构件之间的相对运动关系；

模型接触设置，接触模拟，采用对称罚函数接触算法，任何时候任何情况下均不要定义重复的或有重叠的接触，模型中没有初始穿透和干涉；

沙漏控制参数设置，沙漏控制采用的方法是：尽可能使用均匀的网格划分，以及对指定的结构单独施加沙漏控制、对局部增加模型刚度相结合；

时间步长与质量缩放控制：

采用显式积分即中心差分法确定时间步长，求解具体问题时，时间步长必须小于由该问题求解方程性质所决定的临界时间步长Δtmin，也即Courant条件，要求模型整体的质量增加百分比应控制在5％以内；

计算结果评价：

完成运载火箭整体着陆冲击有限元模型的搭建后，对整体仿真计算结果进行初步评价，具体步骤为

完成数值稳定性检查，判断计算结果的数值稳定性是否满足要求；

计算结果精度检查，判断计算结果的数值精度是否满足要求；

计算结果评价后处理，

如果数值稳定性和数值精度均满足要求，则判定计算结果可信，用所述有限元模型根据研制需要开展正式计算；

如果数值稳定性和数值精度其中一项不满足要求，则判定计算结果不可信，然后按照建模流程依次对网格质量、接触参数、连接设置、沙漏控制参数、时间步长及质量缩放控制参数逐一进行排查，直至最终定位问题；修改模型相关参数后重新提交计算，重复完成数值稳定性检查和计算结果精度检查的流程，直至最终计算结果的数值稳定性和精度均满足要求，则判定计算结果可信，利用最终修改好的有限元模型根据研制需要开展正式计算。

2.根据权利要求1所述的动力学有限元建模方法，其特征在于，所述连接模拟中，具体连接模拟内容如下：

所述箭体包括设有单机安装板的仪器舱段、设有发动机架和发动机的发动机舱段、后过渡段，所述后过渡段跟尾段连接，所述设有足垫的着陆支腿通过上支耳和下支耳连接在尾段的外壁上，所述上支耳和下支耳与尾段之间、尾段与后过渡段之间、发动机与发动机架之间、单机安装板与箭体的仪器舱段内壁之间均采用刚性单元来模拟螺栓连接；

着陆支腿与上支耳和下支耳间的相对运动关系采用转动铰进行模拟；

着陆支腿与足垫的相对运动关系采用球铰进行模拟。

3.根据权利要求1所述的动力学有限元建模方法，其特征在于，所述接触模拟的各种接触的具体定义为：全箭自身定义一个全局的单面接触来模拟着陆过程中箭体内部各结构件间的接触，该接触包含了除着陆地面、加速度传感器之外所有结构件，

着陆支腿和着陆地面之间定义面-面接触对来模拟支腿与地面间的动态接触。

4.根据权利要求3所述的动力学有限元建模方法，其特征在于，所述对称罚函数接触算法具体内容为：

模拟运载火箭与地面的动态接触和相对滑动，每一时间步首先检查各从节点是否穿透主表面，没有穿透则对该处节点不做任何处理；如果有穿透，则在该处节点与被穿透主表面之间引入一个较大的界面接触力，其大小与穿透深度、主表面刚度成正比(称为罚函数值。它的物理意义相当于在从节点与被穿透主表面之间放置一个法向弹簧，以限制从节点对主表面的穿透)。

5.根据权利要求1所述的动力学有限元建模方法，其特征在于，所述时间步长与质量缩放控制中时间步长的计算公式为：

其中：L—单元的特征长度；

c—波的传播速度，

α—与单元尺寸(梁单元、壳单元、体单元等)相关的系数。

其中，计算时间步长与单元尺寸大小、材料密度的均方根成正比，与弹性模量的均方根成反比。

6.根据权利要求1所述的动力学有限元建模方法，其特征在于所述完成数值稳定性检查的具体内容如下：

计算是否按照设定时间正常结束；

仔细观察仿真变形动画，是否出现飞出的节点；

当没有外部能量输入时，计算总能量守恒，总能量变化应不超过3％。

7.根据权利要求1所述的动力学有限元建模方法，其特征在于所述计算结果精度检查的具体内容如下：

沙漏能和界面接触滑移能应远小于内能，接触能大于零；

检查计算模型增加的总质量，增加质量百分比不应该超过3％；检查每一个零部件的质量增加是否正常；

仔细检查仿真变形动画，确定没有接触部件之间相互穿透的现象发生；

确定网格划分的尺寸能准确地模拟结构变形；

确定计算结果符合物理现象：交叉检查节点加速度和截面力、内能、应力和应变；

分析同一模型相似计算工况的计算稳定性和一致性，是否对某些参数敏感。

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