运载火箭载荷分析方法技术

本申请提供一种运载火箭载荷分析方法，其包括以下步骤：获取火箭载荷分析的工作项目类型；根据不同的工作项目类型，采用有限元前处理软件分别对运载火箭进行建模，得到火箭模型以及火箭模型求解输入文件和输出控制文件；将火箭模型求解输入文件和输出控制文件输入有限元分析软件，采用有限元分析软件对运载火箭模型进行载荷计算；将计算得到的载荷数据进行用户界面显示。本申请的通用性强，且能够大大减轻设计人员的工作量，而且能够促进火箭设计的程序化、自动化，从而提高计算效率和可靠性，对提高火箭型号设计的速度和质量具有重要现实意义。

Load Analysis Method of Launch Vehicle

This application provides a load analysis method for launch vehicle, which includes the following steps: obtaining the type of work item for rocket load analysis; modeling the launch vehicle separately by using finite element pre-processing software according to different types of work item, obtaining the input file and output control file for the rocket model and the rocket model; solving the input file and output file for the rocket model; and solving the input file and output file for the rocket model. The control file is input into the finite element analysis software, and the load of the launch vehicle model is calculated by the finite element analysis software. The calculated load data is displayed in the user interface. This application has strong universality, can greatly reduce the workload of designers, and can promote the programmability and automation of rocket design, so as to improve the calculation efficiency and reliability. It has important practical significance for improving the speed and quality of rocket model design.

【技术实现步骤摘要】
运载火箭载荷分析方法
本申请属于运载火箭设计
，具体涉及一种运载火箭载荷分析方法。
技术介绍
火箭载荷分析的目的是确定在外力作用下火箭结构指定部位的内力，旨在为火箭的结构设计和各部段的强度分析提供依据，其主要用于火箭的初步设计阶段。载荷分析的内容主要包括火箭在地面操作期间(如运输、停放、吊装和起竖等)所受的载荷、火箭在飞行过程中由于发动机的推力、气动力及操纵力产生的载荷、助推器与芯级的连接载荷、推进剂晃动产生的载荷、阵风及高空切变风作用引起的载荷等。由于载荷计算的项目繁多、计算量大，设计人员在研制阶段需要针对不同工况编写大量的程序以用于火箭载荷的计算，并且在火箭研制的不同阶段，通常还需要不断对程序进行修改，这些工作都涉及大量的初始数据及计算结果的处理，不仅工作量很大，而且效率很低、容易出错。目前，现有技术中还没有一套适用于各种型号火箭的通用载荷分析方法，只有成熟的载荷计算理论及公式。需要设计人员依据不同型号及任务来编写和调试相应的计算程序，此外，所编写的程序没有操作界面，输入输出都不是可视化的，需要手工进行大量的数据预处理。这样既增加工作量，又增加数据出错的可能性，且会延长设计周期，从而也限制了载荷计算方法的推广和继承。这种情况显然不符合型号设计一体化、自动化要求，无法满足日趋激烈的国际商业发射市场的竞争。
技术实现思路
为至少在一定程度上克服相关技术中存在的问题，本申请提供了一种运载火箭载荷分析方法。根据本申请实施例的第一方面，本申请提供了一种运载火箭载荷分析方法，其包括以下步骤：获取火箭载荷分析的工作项目类型；根据不同的工作项目类型，采用有限元前处理软件分别对运载火箭进行建模，得到火箭模型以及火箭模型求解输入文件和输出控制文件；将火箭模型求解输入文件和输出控制文件输入有限元分析软件，采用有限元分析软件对运载火箭模型进行载荷计算；将计算得到的载荷数据进行用户界面显示。进一步地，所述采用有限元分析软件对运载火箭模型进行载荷计算的步骤之前，还包括根据创建的火箭模型判别对应工作项目类型的输入数据是否完整的步骤，其包括：判别创建的火箭类型是否完整，如果创建的火箭模型不完整，则判定对应工作项目类型的输入数据不完整。进一步地，所述运载火箭载荷分析方法还包括以下步骤：利用载荷数据对火箭模型进行验证，其具体包括全结构平衡验证、支反力验证和分支结构平衡验证；进行全结构平衡验证时，如果火箭在自由-自由状态下，载荷计算得到的箭体两端的弯矩为0，则判定全结构平衡验证合格；进行支反力验证时，如果火箭在支撑状态下，支反力等于外力，则判定支反力验证合格；进行分支结构平衡验证时，如果分支点所有截面载荷均平衡，则判定分支结构平衡验证合格；如果全结构平衡验证、支反力验证和分支结构平衡验证中有任一项验证不合格，则重新检查创建的火箭模型。进一步地，所述步骤根据不同的工作项目类型，采用有限元前处理软件分别对运载火箭进行建模的过程为：采集建模原始数据；读取建模原始数据，创建火箭模型，并得到火箭模型求解输入文件；创建输出控制文件，其中，输出控制文件中包括输出各个节点的轴力、剪力和弯矩，以及对应秒时刻的质量。更进一步地，所述建模原始数据包括十二列数据，第一至第十二列数据分别为：节点号、节点位置、节点处的对应集中质量、节点处X向转动惯量、节点处Y向转动惯量、节点处Z向转动惯量、杆单元编号、杆属性编号、杆单元面积、法向力、轴向力、推力和支点的六自由度约束。更进一步地，所述步骤创建火箭模型，并得到火箭模型求解输入文件的过程为：创建箭体坐标系，其中，坐标原点取在火箭的理论尖点，即火箭头部母线延长线的交点；X轴沿火箭纵轴线指向尾端；Y轴位于火箭纵对称面内向上；Z轴与X轴、Y轴构成右手坐标系OXYZ；通过读取建模原始数据中的第一列和第二列数据创建节点，通过读取建模原始数据中的第七列和第八列数据创建有限元，通过读取建模原始数据中的第三列至第六列数据创建质量元；定义材料属性；创建边界条件；其中，对于飞行过程中的火箭，其边界条件为自由边界；对于停放、运输、起吊的火箭，其支点位置为简支边界；创建载荷，其中，对于气动法向力的位置和力的大小，直接读取对应秒时刻气动法向力数据，作用方向为Y方向；对于气动轴向力的位置和力的大小，直接读取对应秒时刻气动轴向力数据，作用方向为X方向；发动机的推力大小及位置读取推力数据。更进一步地，所述箭载荷分析的工作项目类型为全箭各个飞行工况的飞行载荷时，第二列输入的节点号数据具体为：主支梁和分支梁的站点位置；第三列至第六列输入的节点处的对应集中质量、节点处X向转动惯量、节点处Y向转动惯量和节点处Z向转动惯量数据具体为：各个站点的质量；第八列输入的杆属性编号数据具体为：主支梁和分支梁的材料属性；第九列输入的杆单元面积数据具体为：主支梁和分支梁的截面；第十列输入的法向力数据具体为：各个站点的气动法向力，第十一列输入的轴向力数据具体为：各个站点的气动轴向力；第十二列输入的推力数据具体为：喷管作用位置以及摆角方向以及不同飞行时刻下的推力值。更进一步地，所述火箭载荷分析的工作项目类型为停放、运输、起吊载荷时，第二列输入的节点号数据具体为：主支梁和分支梁的站点位置；第三列至第六列输入的节点处的对应集中质量、节点处X向转动惯量、节点处Y向转动惯量和节点处Z向转动惯量数据具体为：各个站点的质量。第八列输入的杆属性编号数据具体为：主支梁和分支梁的材料属性；第九列输入的杆单元面积数据具体为：主支梁和分支梁的截面；第十三列输入的支点的六自由度约束数据具体为：支点约束位置。更进一步地，所述火箭载荷分析的工作项目类型为起竖载荷时，第二列输入的节点号数据具体为：主支梁和分支梁的站点位置；第三列至第六列输入的节点处的对应集中质量、节点处X向转动惯量、节点处Y向转动惯量和节点处Z向转动惯量数据具体为：各个站点的质量；第八列输入的杆属性编号数据具体为：主支梁和分支梁的材料属性；第九列输入的杆单元面积数据具体为：主支梁和分支梁的截面；第十三列输入的支点的六自由度约束数据具体为：支点约束位置。进一步地，所述有限元前处理软件采用PATRAN，有限元分析软件采用NASTRAN。根据本申请的上述具体实施方式可知，至少具有以下有益效果：本申请运载火箭载荷分析方法通过对运载火箭进行建模，采用有限元分析软件对火箭模型进行载荷计算，并将计算结构进行用户界面显示，本申请通用性强，能够大大减轻设计人员的工作量，而且能够促进火箭设计的程序化、自动化，从而提高计算效率和可靠性，对提高火箭型号设计的速度和质量具有重要现实意义。应了解的是，上述一般描述及以下具体实施方式仅为示例性及阐释性的，其并不能限制本申请所欲主张的范围。附图说明下面的所附附图是本申请的说明书的一部分，其示出了本申请的实施例，所附附图与说明书的描述一起用来说明本申请的原理。图1为本申请具体实施方式提供的一种运载火箭载荷分析方法的流程图。图2为本申请具体实施方式提供的一种运载火箭载荷分析方法中运载火箭建模方法的流程图。具体实施方式为使本申请实施例的目的、技术方案和优点更加清楚明白，下面将以附图及详细叙述清楚说明本申请所揭示内容的精神，任何所属
技术人员在了解本申请内容的实施例后，当可由本申请内容所教示的技术，加以改变本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种运载火箭载荷分析方法，其特征在于，包括以下步骤：获取火箭载荷分析的工作项目类型；根据不同的工作项目类型，采用有限元前处理软件分别对运载火箭进行建模，得到火箭模型以及火箭模型求解输入文件和输出控制文件；将火箭模型求解输入文件和输出控制文件输入有限元分析软件，采用有限元分析软件对运载火箭模型进行载荷计算；将计算得到的载荷数据进行用户界面显示。

【技术特征摘要】
2019.01.09 CN 20191001896941.一种运载火箭载荷分析方法，其特征在于，包括以下步骤：获取火箭载荷分析的工作项目类型；根据不同的工作项目类型，采用有限元前处理软件分别对运载火箭进行建模，得到火箭模型以及火箭模型求解输入文件和输出控制文件；将火箭模型求解输入文件和输出控制文件输入有限元分析软件，采用有限元分析软件对运载火箭模型进行载荷计算；将计算得到的载荷数据进行用户界面显示。2.根据权利要求1所述的运载火箭载荷分析方法，其特征在于，所述采用有限元分析软件对运载火箭模型进行载荷计算的步骤之前，还包括根据创建的火箭模型判别对应工作项目类型的输入数据是否完整的步骤，其包括：判别创建的火箭类型是否完整，如果创建的火箭模型不完整，则判定对应工作项目类型的输入数据不完整。3.根据权利要求1所述的运载火箭载荷分析方法，其特征在于，还包括以下步骤：利用载荷数据对火箭模型进行验证，其具体包括全结构平衡验证、支反力验证和分支结构平衡验证；进行全结构平衡验证时，如果火箭在自由-自由状态下，载荷计算得到的箭体两端的弯矩为0，则判定全结构平衡验证合格；进行支反力验证时，如果火箭在支撑状态下，支反力等于外力，则判定支反力验证合格；进行分支结构平衡验证时，如果分支点所有截面载荷均平衡，则判定分支结构平衡验证合格；如果全结构平衡验证、支反力验证和分支结构平衡验证中有任一项验证不合格，则重新检查创建的火箭模型。4.根据权利要求1或2或3所述的运载火箭载荷分析方法，其特征在于，所述步骤根据不同的工作项目类型，采用有限元前处理软件分别对运载火箭进行建模的过程为：采集建模原始数据；读取建模原始数据，创建火箭模型，并得到火箭模型求解输入文件；创建输出控制文件，其中，输出控制文件中包括输出各个节点的轴力、剪力和弯矩，以及对应秒时刻的质量。5.根据权利要求4所述的运载火箭载荷分析方法，其特征在于，所述建模原始数据包括十二列数据，第一至第十二列数据分别为：节点号、节点位置、节点处的对应集中质量、节点处X向转动惯量、节点处Y向转动惯量、节点处Z向转动惯量、杆单元编号、杆属性编号、杆单元面积、法向力、轴向力、推力和支点的六自由度约束。6.根据权利要求5所述的运载火箭载荷分析方法，其特征在于，所述步骤创建火箭模型，并得到火箭模型求解输入文件的过程为：创建箭体坐标系，其中，坐标原点取在火箭的理论尖点，即火箭头部母线延长线的交点；X轴沿火箭纵轴线指向尾端；Y轴位于火箭纵对称面内向上；Z轴与X轴、Y轴构成右手坐标系OXYZ；通...

【专利技术属性】
技术研发人员：张瑞，华楠，郝赓，戴政，刘建，康永来，
申请(专利权)人：北京蓝箭空间科技有限公司，
类型：发明
国别省市：北京,11