一种基于多体虚拟样机的运载火箭飞行仿真方法技术

本发明专利技术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。本发明专利技术通用性高、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。

A Flight Simulation Method of Launch Vehicle Based on Multi-body Virtual Prototype

The invention discloses a flight simulation method of launch vehicle based on multi-body virtual prototype. Firstly, the finite element model of the structural dynamics characteristics of the rocket body is transformed into a structural model file, and then the dynamic modules outside the structure of the rocket body are divided into three categories: computer module, hardware module and environment module; and each sub-module is classified and developed to realize the dynamic performance of each sub-module. Simulations; using pre-processing tools to complete input parameters configuration of each sub-module and realize simulation configuration; developing integrated architecture module, generating multi-body virtual prototype model, realizing parameter configuration of simulation initialization, scheduling and managing all sub-modules according to scheduling configuration order; finally, calling integrated architecture module through multi-body solver to realize multi-body solution and post-processing display \u3002 The invention has high universality, strong expanding ability, obviously improves efficiency, and can adapt to the system dynamics simulation of various launch vehicles and missiles.

【技术实现步骤摘要】
一种基于多体虚拟样机的运载火箭飞行仿真方法
本专利技术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。
技术介绍
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(AutomaticDynamicAnalysisofMechanicalSystems)，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。
技术实现思路
本专利技术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。本专利技术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(HardWareConfig)”和“硬件挂载(HardWareLoad)”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。本专利技术与现有技术相比具有如下有益效果：(1)本专利技术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)本专利技术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)本专利技术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为本专利技术流程图；本文档来自技高网...

【技术保护点】
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；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。

【技术特征摘要】
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；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。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(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(HardWareConfig)”和“硬件挂载(HardWareLoad)”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。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：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。5.根据权利要求4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...

【专利技术属性】
技术研发人员：杨云飞，汤波，程兴，胡鹏翔，张普卓，祁峰，张志国，赵永志，马成，王国辉，张兵，秦旭东，
申请(专利权)人：北京宇航系统工程研究所，中国运载火箭技术研究院，
类型：发明
国别省市：北京,11