一种基于显式动力学的弹架振动耦合源确定方法，包括如下步骤：S1、建立弹体有限元模型；建立架体有限元模型；S2、采用有限元方法，对弹体与架体进行模态分析，获取模态分析结果；S3、建立弹体和架体耦合振动显式动力学分析模型，并进行计算；S4、根据弹体轴向过载验证S3中计算结果是否合理，合理则转入S5，不合理则转入S3，修改弹体和架体耦合振动显式动力学分析模型，重新计算；S5、对弹体横向过载做快速傅里叶变换，然后与S3中的模态分析结果对比，确定振动耦合源。本发明专利技术解决了现有计算方法导弹离架过程载荷分析不彻底的问题，能够为导弹结构设计提供准确的输入。结构设计提供准确的输入。结构设计提供准确的输入。
【技术实现步骤摘要】
一种基于显式动力学的弹架振动耦合源确定方法及装置
[0001]本专利技术涉及一种基于显式动力学的弹架振动耦合源确定方法及装置，涉及导弹载荷分析领域。
技术介绍
[0002]导弹结构的载荷分析是进行导弹设计的重要依据，根据工程人员的经验，采用倾斜热发射的导弹，在发射离架之前，由于导轨与导弹之间的间隙、推力不均匀等因素的影响，导弹与发射架之间将发生振动耦合，产生较大的横向过载。特别是对于有助推的导弹而言，发射离架过程中产生的横向过载会超过助推段以及分离舱段飞行过程中的最大过载。
[0003]传统的导弹载荷分析大多是基于弹道计算程序得到导弹过载，再将过载作为输入条件，用简化的梁模型计算得到弹体截面的轴力与弯矩，以此作为结构设计的输入条件。这种载荷分析方法简单实用，但是计算粗略，无法分析考虑导弹发射离架过程中弹架耦合振动产生的载荷。
技术实现思路
[0004]本专利技术要解决的技术问题是：克服现有技术的不足，解决了现有计算方法导弹离架过程载荷分析不彻底的问题，本专利技术能够为导弹结构设计提供准确的输入。
[0005]本专利技术目的通过以下技术方案予以实现：
[0006]一种基于显式动力学的弹架振动耦合源确定方法，包括如下步骤：
[0007]S1、建立弹体有限元模型；建立架体有限元模型；
[0008]S2、采用有限元方法，对弹体与架体进行模态分析，获取模态分析结果；
[0009]S3、建立弹体和架体耦合振动显式动力学分析模型，并进行计算；
[0010]S4、根据弹体轴向过载验证S3中计算结果是否合理，合理则转入S5，不合理则转入S3，修改弹体和架体耦合振动显式动力学分析模型，重新计算；
[0011]S5、对弹体横向过载做快速傅里叶变换，然后与S2中的模态分析结果对比，确定振动耦合源。
[0012]优选的，所述建立弹体有限元模型的方法为：弹体有限元采用全壳模型，并根据几何模型分段，采用密度等效的方法调整每一舱段的质量质心，每个舱段采用实际厚度，弹体内部的元器件通过添加质量点进行模拟。
[0013]优选的，所述建立架体有限元模型的方法为：架体有限元模型中包括导向支撑架、起竖臂、液压支撑杆、导轨、挡弹块，其中导向支撑架、起竖臂、液压支撑杆均简化为四边形壳单元，导轨、挡弹块简化为六面体实体单元。
[0014]优选的，所述对弹体与架体进行模态分析，采用子空间迭代法，分析前30阶模态。
[0015]优选的，S3中计算结果是否合理的判定方法为：若S3计算结果中轴向过载的大小与发动机推力给弹体的加速度大小的比值为0.9～1.1，则合理，否则为不合理。
[0016]优选的，S5中确定振动耦合源的方法为：对横向过载快速傅里叶变换结果，其频域
峰值所在的频率与步骤S2模态分析计算结果对照，如果与某结构的固有频率的比值为0.9～1.1，则认为弹架耦合振动来源于该结构。
[0017]一种基于显式动力学的弹架振动耦合源确定装置，包括：
[0018]第一建模模块，用于建立弹体和架体有限元模型；
[0019]模态分析模块，采用有限元方法，对弹体与架体进行模态分析，获取模态分析结果；
[0020]第二建模模块，用于建立弹体和架体耦合振动显式动力学分析模型，并进行计算；
[0021]判别模块，根据弹体轴向过载验证第二建模模块的计算结果是否合理，合理调用识别模块，不合理则调用第二建模模块，修改弹体和架体耦合振动显式动力学分析模型，重新计算；
[0022]识别模块，用于对弹体横向过载做快速傅里叶变换，然后与模态分析结果对比，确定振动耦合源。
[0023]一种弹架减振方法，采用上述的弹架振动耦合源确定方法，确定弹架耦合振动来源的结构，采用更改安装位置、更改安装方式、调整固有频率中的一种或多种方式进行减振。
[0024]本专利技术相比于现有技术具有如下有益效果：
[0025](1)本专利技术的方法能够准确分析弹离架过程中的设计载荷，包括弹体危险截面的轴力、弯矩及横向过载，为结构设计提供载荷输入；本专利技术的方法能够确定弹架振动耦合主要来源，通过计算结果对发射架结构进行优化设计，可减小弹架振动耦合载荷；
[0026](2)本专利技术的方法解决了现有计算方法导弹离架过程载荷分析不彻底的问题，降低了导弹设计中的风险，提高了导弹总体设计可靠度；
[0027](3)本专利技术的方法建立了导弹发射载荷与发射架结构之间的联系，提高了发射架的总体设计质量，对发射架结构设计具有指导意义；
[0028](4)本专利技术的方法同时也可分析导弹拉偏、导轨与导弹的间隙以及推力不均匀性对导弹发射离架过程中载荷的影响。
[0029](5)本专利技术方法可广泛应用于各种型号倾斜热发射导弹、飞行器发射离架过程的载荷分析。
附图说明
[0030]图1为本专利技术方法的步骤流程图；
[0031]图2为本专利技术中一个显式动力学分析有限元模型；
[0032]图3为本专利技术助推前端面轴力；
[0033]图4为本专利技术助推前弯矩载荷；
[0034]图5为本专利技术助推前端面过载曲线；
[0035]图6为本专利技术助推器前端横向过载频域曲线。
具体实施方式
[0036]为使本专利技术的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合附图对本专利技术的实施方式作进一步详细描述。
[0037]实施例1：
[0038]一种基于显式动力学的弹架振动耦合源确定方法，如图1所示，包括以下步骤：
[0039]S1：根据弹体几何模型，建立弹体等效有限元模型，并核对质量及质心位置；
[0040]S2：根据发射架几何模型，建立架体简化有限元模型；
[0041]S3：采用有限元方法，对弹体与架体结构进行模态分析；
[0042]S4:建立弹架耦合振动显式动力学分析模型；
[0043]S5：采用商业有限元软件计算S4中模型，并在后处理模块中提取弹轴向与横向截面过载；
[0044]S6：根据弹体轴向过载验证计算结果的合理性；若判断结果合理，则进行下一步分析；若判断结果不合理，则检查S4中显式动力学模型材料属性、连接关系、接触属性、边界条件是否正确，修改后重新计算；
[0045]S7:对弹体横向过载做快速傅里叶变换；
[0046]S8：根据变换结果并与S3分析结果对照，分析耦合振动的主要来源。
[0047]所述步骤S1等效有限元模型的建立可以采用密度等效、添加质量点或非结构质量的方法，直至各部件质量质心与实际结构一致。
[0048]所述步骤S2中架体有限元模型中主要部件包括导向支撑架、起竖臂、液压支撑杆、导轨、挡弹块等，其中导向支撑架、起竖臂、液压支撑杆均简化为四边形壳单元，导轨、挡弹块简化为六面体实体单元。
[0049]所述步骤S3中模态分析方法为子空间迭代法或Lanczos方法。
[0050]所述步骤S4中各部件采用模拟连接形式；弹体滑块与导本文档来自技高网...
【技术保护点】
【技术特征摘要】
1.一种基于显式动力学的弹架振动耦合源确定方法，其特征在于，包括如下步骤：S1、建立弹体有限元模型；建立架体有限元模型；S2、采用有限元方法，对弹体与架体进行模态分析，获取模态分析结果；S3、建立弹体和架体耦合振动显式动力学分析模型，并进行计算；S4、根据弹体轴向过载验证S3中计算结果是否合理，合理则转入S5，不合理则转入S3，修改弹体和架体耦合振动显式动力学分析模型，重新计算；S5、对弹体横向过载做快速傅里叶变换，然后与S2中的模态分析结果对比，确定振动耦合源。2.根据权利要求1所述的弹架振动耦合源确定方法，其特征在于，所述建立弹体有限元模型的方法为：弹体有限元采用全壳模型，并根据几何模型分段，采用密度等效的方法调整每一舱段的质量质心，每个舱段采用实际厚度，弹体内部的元器件通过添加质量点进行模拟。3.根据权利要求1所述的弹架振动耦合源确定方法，其特征在于，所述建立架体有限元模型的方法为：架体有限元模型中包括导向支撑架、起竖臂、液压支撑杆、导轨、挡弹块，其中导向支撑架、起竖臂、液压支撑杆均简化为四边形壳单元，导轨、挡弹块简化为六面体实体单元。4.根据权利要求1所述的弹架振动耦合源确定方法，其特征在于，所述对弹体与架体进行模态分析，采用子空间迭代法，分析前30阶模态。5.根据权利要求1所述的弹架振动耦合源确定方法，其特征在于，S3中计算结果是否合理的判定方法为：若S3计算结果中轴向过载的大小与发动机推力给弹体的加速度大小的比值为0.9～1.1，则合理，否则为不合理。6.根据权利要求1所述的弹架振动耦合源确定方法，其特征在于，S5中确定振动耦合源的方法...
【专利技术属性】
技术研发人员：刘勇，朱梦骋，余泓波，王军，邵帅，吴伟潇，邵长兴，
申请(专利权)人：上海航天精密机械研究所，
类型：发明
国别省市：
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