一种适用于超大长细比结构火箭橇动力学建模分析方法技术

本发明专利技术提供了一种适用于超大长细比结构火箭橇动力学建模与分析方法，本发明专利技术针对超大长细比(大于10)结构的火箭橇结构，提出火箭橇‑轨道耦合动力学分析方法，用于获得结构各部件在轨力学特性并为结构设计提供安全性校核边界。本发明专利技术通过对火箭橇系统及轨道采用Eluer‑Bernouli进行离散，获得各系统的刚度及质量矩阵，通过模拟靴轨碰撞获得靴轨接触力特性，通过实测载荷‑位移获得轨道承载特性，最终结合火箭橇动力学方程及Newmark‑β时域积分算法获得火箭橇及轨道的响应信号并为结构安全性校核提供边界。

【技术实现步骤摘要】

本专利技术涉及靶场试验测试，具体涉及一种火箭橇-轨道耦合系统运动学与动力学分析方法。

技术介绍

1、火箭橇是以火箭发动机为动力，沿专门建造的滑轨高速滑行的地面试验系统，主要模拟武器系统研制过程中有关速度、加速度条件，用于飞机、导弹、航宇飞行器整机或部件等功能考核。随着火箭橇的高速发展，技术水平不断提高，系统的载荷及在轨速度不断增加，在大载荷、高马赫数下的火箭橇系统安全性成为设计的重点及难点。现有火箭橇试验主要集中于战斗部类性能考核，由于战斗部自身结构强度高、刚度大，因此在火箭橇在轨安全性分析中一般将其当做刚体进行建模，不考虑其自身变形对橇体结构的影响，通过ls-dyna采用实体单元solid164对系统进行离散并开展动力学分析便可获得较高的精度。伴随着航天领域的蓬勃发展，越来越多的运载火箭箭体开始依托火箭橇试验对其结构安全性开展考核，由于运载火箭长细比远远高于战斗部类被试品，其箭体自身便构成火箭橇系统主体，且自身刚度及强度较低，无法将其视作刚体，采用传统分析计算方法对其进行分析时，由于solid164无法较好的模拟高长细比结构的力学特性，使得计算结果与实测本文档来自技高网...

【技术保护点】

1.一种适用于超大长细比结构火箭橇动力学建模分析方法，其特征在于包括如下步骤：

2.根据权利要求1所述一种适用于超大长细比结构火箭橇动力学建模分析方法，其特征在于：所述步骤2中Fg重力通过实测获得。

3.根据权利要求1所述一种适用于超大长细比结构火箭橇动力学建模分析方法，其特征在于：所述步骤2中Fa通过CFX气动分析获得。

4.根据权利要求1所述一种适用于超大长细比结构火箭橇动力学建模分析方法，其特征在于：所述步骤2中Fr由实测轨道支撑刚度及阻尼获得，写作：

5.根据权利要求1所述一种适用于超大长细比结构火箭橇动力学建模分析方法，其特征在于...

【技术特征摘要】

1.一种适用于超大长细比结构火箭橇动力学建模分析方法，其特征在于包括如下步骤：

2.根据权利要求1所述一种适用于超大长细比结构火箭橇动力学建模分析方法，其特征在于：所述步骤2中fg重力通过实测获得。

3.根据权利要求1所述一种适用于超大长细比结构火箭橇动力学建模分析方法，其特征在于：所述步骤2中fa通过cfx气动分析获得。

4.根据权利要求1所述一种适用于超大长细比结构火箭橇动力学建模分析方法，其特征在于：所述步骤2中fr由实测轨道支撑...

【专利技术属性】
技术研发人员：赵项伟，范坤，杨珍，谢林清，王涛，
申请(专利权)人：中国兵器工业试验测试研究院，
类型：发明
国别省市：