一种箭体运动方程系数计算方法及系统与流程

1.本发明涉及航天工程技术领域，具体涉及一种箭体运动方程系数计算方法及系统。


背景技术：

2.运载火箭是具有无穷多自由度的非均匀连续弹性体，沿纵轴为变刚度和变质量分布，在外载荷作用下，箭体产生变形和弯曲振动，但主要是细长箭体的横向弯曲振动。控制系统的敏感元件将感受弯曲变形引起的附加信号，经自动稳定装置引起控制力和力矩的变化，严重时这种附加信号将影响控制系统的有效工作，甚至导致飞行的失败。为了保证飞行器的安全性，在运载火箭研制过程中需计算得到弹性箭体运动方程系数，以便对飞行过程中的控制稳定性指标进行评估。
3.目前常用的弹性箭体运动方程系数计算方法，需设计人员花费大量的精力对运载火箭的结构数据、弹道数据、气动数据、有限元模型等各种数据进行详细的设计及提取处理，还面临数据类型多、中间数量量大，各方面综合因素由此最终导致这种设计方法效率低、成本高、周期长。


技术实现要素：

4.针对现有技术中存在的缺陷，本发明的目的在于提供箭体运动方程系数计算方法及系统，能够解决现有技术中需设计人员花费大量的精力对运载火箭的结构数据、弹道数据、气动数据、有限元模型等各种数据进行详细的处理，导致设计方法效率低、成本高、周期长的问题。
5.为达到以上目的，本发明采取的技术方案是：
6.本发明提供一种箭体运动方程系数计算方法，包括以下步骤：
7.载入箭体各种飞行控制方式下的设计弹道初始参数、设计气动初始参数和参数化箭体有限元模型；输入箭体的控制参数和结构参数；
8.根据控制参数，确定所有的特征时刻点；
9.根据设计弹道初始参数和各个特征时刻点，确定各个特征时刻点的弹道运行参数；根据设计气动初始参数和弹道运行参数，确定气动运行参数；根据参数化箭体有限元模型和弹道运行参数，确定各个特征时刻点的实时箭体有限元模型；调用有限元软件，根据各个特征时刻点的实时箭体有限元模型，通过有限元软件模拟确定动力学参数；
10.根据弹道运行参数、气动运行参数、动力学参数以及运载火箭的结构参数，确定弹性箭体运动方程的各项参数。
11.一些可选的实施例中，所述的各种飞行控制方式包括：姿控发动机、燃气舵、空气舵和摆动喷管中的一种或者多项的多种组合；
12.所述的设计弹道初始参数包括不同的飞行控制方式对应的时间、箭体质量、质心、相对速度、飞行马赫数、动压、攻角、弹道倾角、弹道倾角、主动机有效推力、大气密度、俯仰
舵偏角和姿控发动机有效推力；
13.所述的设计气动初始参数根据不同的飞行控制方式对应包括：分段弹体法向力梯度、分段弹体法向力系数对攻角导数、分段弹体侧向力系数对侧滑角导数、空气舵法向力系数对舵偏角导数、分段弹体特征面积、燃气舵升力梯度和空气舵升力梯度中其中多项的多种组合；
14.所述的控制参数包括运载火箭的飞行级数、所述飞行级数对应飞行过程中发动机点火时刻和燃料耗尽时刻、各个特征时刻点的时间间隔和振型阶次。
15.一些可选的实施例中，所述的根据各种控制方式下的设计弹道初始参数和各个特征时刻点，确定各个特征时刻点的弹道运行参数，具体包括：
16.根据各个特征时刻点对对应的飞行控制方式的设计弹道初始参数进行插值计算，确定各个特征时刻点的弹道运行参数，包括：时间、箭体质量、质心、相对速度、飞行马赫数、动压、攻角、弹道倾角、弹道倾角、主动机有效推力、大气密度、俯仰舵偏角和姿控发动机有效推力。
17.一些可选的实施例中，所述的根据设计气动初始参数和弹道运行参数，确定气动运行参数，具体包括：
18.根据各个特征时刻点弹道运行数据中的马赫数、攻角和舵偏角，确定各个时刻的分段弹体法向力梯度和/或空气舵升力梯度；
19.根据分段弹体法向力梯度和/或空气舵升力梯度向对应控制方式的设计气初始动参数进行插值计算，确定各个特征时刻点气动运行参数，包括分段弹体法向力梯度、分段弹体法向力系数对攻角导数、分段弹体侧向力系数对侧滑角导数、空气舵法向力系数对舵偏角导数、分段弹体特征面积、燃气舵升力梯度和/或空气舵升力梯度。
20.一些可选的实施例中，所述的根据参数化箭体有限元模型和弹道运行参数，确定各个特征时刻点的实时箭体有限元模型，模拟确定动力学参数，具体包括：
21.根据各个特征时刻点的箭体质量、质心，对参数化箭体有限元模型进行计算，确定各个特征时刻点的实时箭体有限元模型；
22.根据实时箭体有限元模型和振型阶次，确定各特征时刻点动力学参数，包括箭体的频率、振型和截面质量数据。
23.一些可选的实施例中，所述弹性箭体运动方程的各项参数包括各特征时刻点的圆频率、惯组处振型及斜率、与旋转角速度成比例的等效刚性箭体的广义气动力对各阶振型振动的影响系数。
24.一些可选的实施例中，所述的结构参数包括：惯组安装基面至全箭实际尖点距离、发动机喷管作用点至全箭实际尖点距离和发动机的推力作用线偏斜。
25.另一方面，本发明还提供一种箭体运动方程系数计算方法的系统，包括：
26.数据输入模块，载入箭体各种飞行控制方式下的设计弹道初始参数、设计气动初始参数和参数化箭体有限元模型；输入箭体的控制参数和结构参数；
27.数据处理模块，其用于根据控制参数，确定所有的特征时刻点；根据设计弹道初始参数和各个特征时刻点，确定各个特征时刻点的弹道运行参数；根据设计气动初始参数和弹道运行参数，确定气动运行参数；根据参数化箭体有限元模型和弹道运行参数，确定各个特征时刻点的实时箭体有限元模型；调用有限元软件，根据各个特征时刻点的实时箭体有
限元模型，通过有限元软件模拟确定动力学参数；根据弹道运行参数、气动运行参数、动力学参数以及运载火箭的结构参数，确定弹性箭体运动方程的各项参数。
28.一些可选的实施例中，所述数据输入模块包括：
[0029]-数据载入单元，其用于载入运载火箭各种飞行控制方式下的设计弹道初始参数、设计气动初始参数和参数化箭体有限元模型；
[0030]-数据输入单元，其用于箭体的控制参数和结构参数；
[0031]
所述数据处理模块包括：
[0032]-特征时刻处理单元，其用于箭体的控制参数和结构参数；
[0033]-弹道参数处理单元，其用于根据设计弹道初始参数和各个特征时刻点，确定各个特征时刻点的弹道运行参数；
[0034]-气动参数处理单元，其用于根据设计气动初始参数和弹道运行参数，确定气动运行参数；
[0035]-模型处理单元，其用于根据参数化箭体有限元模型和弹道运行参数，确定各个特征时刻点的实时箭体有限元模型，
[0036]-调用单元，其用于调用有限元软件，根据各个特征时刻点的实时箭体有限元模型，通过有限元软件模拟确定动力学参数；
[0037]-系数求解单元，其用于根据弹道运行参数、气动运行参数、动力学参数和结构参数，确定弹性箭体运动方程的各项参数。
[0038]
一些可选的实施例中，还包括存储模块，其用于储存数据输入模块和数据处理模块的数据。
[0039]
与现有技术相比，本发明的优点在于：该方法根据箭体的控制参数，确定所有的特征时刻点；根据设计弹道初始参数和各个特征时刻点，确定各个特征时刻点的弹道运行参数；根据设计气动初始参数和弹道运行参数，确定气动运行参数；根据参数化箭体有限元模型和弹道运行参数，确定各个特征时刻点的实时箭体有限元模型，并结合振型阶次，模拟确定动力学参数；根据弹道运行参数、气动运行参数、动力学参数以及运载火箭的结构参数，确定弹性箭体运动方程的各项参数。该系统仅需要通过数据输入模块载入箭体各种飞行控制方式下的设计弹道初始参数、设计气动初始参数和参数化箭体有限元模型，以及输入箭体的控制参数和结构参数；数据处理模块通过调用有限元软件，并在后台处理数据，将弹性箭体运动方程系数的计算过程进自动化、流程化、集成化，实现对运载火箭的弹性箭体运动方程系数的简单、高效、快速计算。本发明可加快研制进度、提升设计质量、降低研制成本。
附图说明
[0040]
为了更清楚地说明本技术实施例中的技术方案，下面将对实施例描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本技术的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
[0041]
图1为本发明实施例中箭体运动方程系数计算方法的流程图。
具体实施方式
[0042]
为使本技术实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本技术实施例中的附图，对本技术实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本技术的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本技术中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动的前提下所获得的所有其他实施例，都属于本技术保护的范围。
[0043]
以下结合附图对本发明的实施例作进一步详细说明。如图1所示：
[0044]
本方发明提供一种箭体运动方程系数计算方法，包括：
[0045]
s1：载入箭体各种飞行控制方式下的设计弹道初始参数、设计气动初始参数和参数化箭体有限元模型；输入箭体的控制参数和结构参数。
[0046]
在一些实施例中，所述的各种飞行控制方式包括：姿控发动机、燃气舵、空气舵和摆动喷管中的一种或者多项的多种组合。
[0047]
即采用的飞行控制方式可以为姿控发动机、燃气舵、空气舵和摆动喷管几种控制方式的一种或者多种的组合。
[0048]
所述的设计弹道初始参数包括不同的飞行控制方式对应的时间、箭体质量、质心、相对速度、飞行马赫数、动压、攻角、弹道倾角、弹道倾角、主动机有效推力、大气密度、俯仰舵偏角和姿控发动机有效推力。
[0049]
本实施例中，在采用飞行控制方式中有空气舵控制时，设计弹道初始参数中才有俯仰舵偏角的初始设计参数；在采用飞行控制方式中有姿控发动机控制时，设计弹道初始参数中才有姿控发动机有效推力的初始设计参数。所述的设计气动初始参数根据不同的飞行控制方式对应包括：分段弹体法向力梯度、分段弹体法向力系数对攻角导数、分段弹体侧向力系数对侧滑角导数、空气舵法向力系数对舵偏角导数、分段弹体特征面积、燃气舵升力梯度和空气舵升力梯度中其中多项的多种组合。
[0050]
在本实施例中，在采用飞行控制方式中有空气舵控制时，其设计气动初始参数中才有空气舵法向力系数对舵偏角导数和空气舵升力梯度；在采用飞行控制方式中有燃气舵控制时，其设计气动初始参数中才有燃气舵升力梯度。
[0051]
所述的控制参数包括运载火箭的飞行级数、所述飞行级数对应飞行过程中发动机点火时刻和燃料耗尽时刻和各个特征时刻点的时间间隔。
[0052]
s2：根据控制参数，确定所有的特征时刻点。
[0053]
在本实施例中，依据运载火箭的飞行控制要求，选取待计算的运载火箭飞行级数，以及运载火箭的箭体在该飞行技术下飞行过程中发动机点火时刻、燃料耗尽时刻、待计算特征时刻点的时间间隔，数据处理模块在后台以此确定运动方程系数待计算的特征时刻点。
[0054]
s3：根据设计弹道初始参数和各个特征时刻点，确定各个特征时刻点的弹道运行参数；根据设计气动初始参数和弹道运行参数，确定气动运行参数；根据参数化箭体有限元模型和弹道运行参数，确定各个特征时刻点的实时箭体有限元模型；调用有限元软件，根据各个特征时刻点的实时箭体有限元模型，通过有限元软件模拟确定动力学参数。
[0055]
s31：确定各个特征时刻点的弹道运行参数，具体包括：
[0056]
根据各个特征时刻点对对应的飞行控制方式的设计弹道初始参数进行插值计算，确定各个特征时刻点的弹道运行参数，包括：时间、箭体质量、质心、相对速度、飞行马赫数、
动压、攻角、弹道倾角、弹道倾角、主动机有效推力、大气密度、俯仰舵偏角(根据飞行控制方式确定，即采用的有空气舵控制)和姿控发动机有效推力(根据飞行控制方式确定，即采用的有姿控发动机控制)。
[0057]
s32：确定气动运行参数，具体包括：
[0058]
首先根据各个特征时刻点弹道运行数据中的马赫数、攻角和舵偏角，确定各个时刻的分段弹体法向力梯度和/或空气舵升力梯度，其中空气舵升力梯度在采用空气舵的飞行控制方式下才涉及。
[0059]
再根据分段弹体法向力梯度和/或空气舵升力梯度向对应控制方式的设计气初始动参数进行插值计算，确定各个特征时刻点气动运行参数，包括分段弹体法向力梯度、分段弹体法向力系数对攻角导数、分段弹体侧向力系数对侧滑角导数、空气舵法向力系数对舵偏角导数、分段弹体特征面积、燃气舵升力梯度(仅限燃气舵控制方式下使用)和/或空气舵升力梯度(仅限空气舵控制方式下使用)。
[0060]
s33：模拟确定动力学参数，具体包括：
[0061]
根据各个特征时刻点弹道运行参数中的箭体质量、质心，对参数化箭体有限元模型进行计算，确定各个特征时刻点的实时箭体有限元模型。
[0062]
调用有限元软件，根据实时箭体有限元模型，以及输入的待计算各个特征时刻点的振型阶次作为模拟计算控制参数，确定各特征时刻点的动力学参数，包括箭体的频率、振型和截面质量数据。
[0063]
在本实施例中，s1步骤中的参数化箭体有限元模型，基于参数化建模，其发动机各部件的质量参数已进行参数化，发动机各部件的质量参数可依据发动机整体质量、质心变化情况进行适应性调整。发动机质量和质心计算：以设计弹道初始参数中各特征时刻点中的时间作为输入，计算各特征时刻点中主发动机的质量和质心参数。
[0064]
各个特征时刻点弹道运行参数中的箭体质量、质心作为输入，主要考虑发动机的燃料消耗，由数据处理模块对有限元模型中已参数化的发动机质量质心参数进行计算，计算得到各特征时刻下发动机各部件的质量参数，后台的数据处理模块自动输出得到各特征时刻下的实时箭体有限元模型。有限元软件包含ansys、nastran等商业软件。
[0065]
s4：根据弹道运行参数、气动运行参数、动力学参数以及运载火箭的结构参数，确定弹性箭体运动方程的各项参数。
[0066]
优选地，所述弹性箭体运动方程的各项参数包括各特征时刻点的圆频率、惯组处振型及斜率、与旋转角速度成比例的等效刚性箭体的广义气动力对各阶振型振动的影响系数。
[0067]
优选地，所述的结构参数包括：惯组安装基面至全箭实际尖点距离、发动机喷管作用点至全箭实际尖点距离和发动机的推力作用线偏斜。
[0068]
本发明还提供一种箭体运动方程系数计算系统，包括：
[0069]
数据输入模块，载入箭体各种飞行控制方式下的设计弹道初始参数、设计气动初始参数和参数化箭体有限元模型；输入箭体的控制参数和结构参数；
[0070]
数据处理模块，其用于根据控制参数，确定所有的特征时刻点；根据设计弹道初始参数和各个特征时刻点，确定各个特征时刻点的弹道运行参数；根据设计气动初始参数和弹道运行参数，确定气动运行参数；根据参数化箭体有限元模型和弹道运行参数，确定各个
特征时刻点的实时箭体有限元模型；调用有限元软件，根据各个特征时刻点的实时箭体有限元模型，通过有限元软件模拟确定动力学参数；根据弹道运行参数、气动运行参数、动力学参数以及运载火箭的结构参数，确定弹性箭体运动方程的各项参数。
[0071]
优选地，所述数据输入模块包括：数据载入单元，其用于载入运载火箭各种飞行控制方式下的设计弹道初始参数、设计气动初始参数和参数化箭体有限元模型；还包括数据输入单元，其用于箭体的控制参数和结构参数；
[0072]
所述数据处理模块包括：特征时刻处理单元，其用于箭体的控制参数和结构参数；还包括弹道参数处理单元，其用于根据设计弹道初始参数和各个特征时刻点，确定各个特征时刻点的弹道运行参数；还包括气动参数处理单元，其用于根据设计气动初始参数和弹道运行参数，确定气动运行参数；还包括模型处理单元，其用于根据参数化箭体有限元模型和弹道运行参数，确定各个特征时刻点的实时箭体有限元模型，还包括调用单元，其用于调用有限元软件，根据各个特征时刻点的实时箭体有限元模型，通过有限元软件模拟确定动力学参数；还包括系数求解单元，其用于根据弹道运行参数、气动运行参数、动力学参数和结构参数，确定弹性箭体运动方程的各项参数。
[0073]
该系统还包括存储模块，其用于储存数据输入模块和数据处理模块的数据。
[0074]
综上所述，该方法根据箭体的控制参数，确定所有的特征时刻点；根据设计弹道初始参数和各个特征时刻点，确定各个特征时刻点的弹道运行参数；根据设计气动初始参数和弹道运行参数，确定气动运行参数；根据参数化箭体有限元模型和弹道运行参数，确定各个特征时刻点的实时箭体有限元模型，并结合振型阶次，模拟确定动力学参数；根据弹道运行参数、气动运行参数、动力学参数以及运载火箭的结构参数，确定弹性箭体运动方程的各项参数。
[0075]
该系统仅需要通过数据输入模块载入箭体各种飞行控制方式下的设计弹道初始参数、设计气动初始参数和参数化箭体有限元模型，以及输入箭体的控制参数和结构参数；数据处理模块通过调用有限元软件，并在后台处理数据，将弹性箭体运动方程系数的计算过程进自动化、流程化、集成化，实现对运载火箭的弹性箭体运动方程系数的简单、高效、快速计算。本发明可加快研制进度、提升设计质量、降低研制成本。
[0076]
在本技术的描述中，需要说明的是，术语“上”、“下”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本技术和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本技术的限制。除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本技术中的具体含义。
[0077]
需要说明的是，在本技术中，诸如“第一”和“第二”等之类的关系术语仅仅用来将一个实体或者操作与另一个实体或操作区分开来，而不一定要求或者暗示这些实体或操作之间存在任何这种实际的关系或者顺序。而且，术语“包括”、“包含”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的过程、方法、物品或者设备不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其他要素，或者是还包括为这种过程、方法、物品或者设备所固有的要素。在没有更多限制的情况下，由语句“包括一个
……”
限定的要素，并不排
除在包括所述要素的过程、方法、物品或者设备中还存在另外的相同要素。
[0078]
以上所述仅是本技术的具体实施方式，使本领域技术人员能够理解或实现本技术。对这些实施例的多种修改对本领域的技术人员来说将是显而易见的，本文中所定义的一般原理可以在不脱离本技术的精神或范围的情况下，在其它实施例中实现。因此，本技术将不会被限制于本文所示的这些实施例，而是要符合与本文所申请的原理和新颖特点相一致的最宽的范围。