[发明专利]一种固液捆绑运载火箭星箭耦合分析系统及方法

说明书

一种固液捆绑运载火箭星箭耦合分析系统及方法，利用固液捆绑运载火箭星箭耦合分析系统首先建立分析工况固液捆绑运载火箭星箭耦合系统有限元模型；其次计算分析工况气动力、阵风、脉动压力、发动机控制力、发动机推力等外力函数；然后进行模态法瞬态响应分析；最后获取星箭界面响应、结构载荷等分析结果，能够有效模拟固液捆绑运载火箭实际飞行工况中受到外力产生响应的物理过程，实现了星箭界面、火箭结构的载荷和力学环境的预示，预示结果可作为火箭、卫星结构设计和地面振动试验的依据。

技术领域

本发明涉及一种固液捆绑运载火箭星箭耦合分析系统及方法，属于运载火箭技术领域。

背景技术

固液捆绑火箭研制过程中，星箭界面和火箭箭体、捆绑连接结构的静动态载荷和力学环境设计是研制中的难点之一。星箭耦合分析是基于星箭耦合系统的有限元模型，在模拟实际飞行工况的外力输入下，求解目标结构的响应，从而预示火箭载荷和力学环境的方法。为了实现准确的固液捆绑火箭星箭耦合分析，获取卫星及火箭关键部位的应力、位移、载荷，需要建立能准确反映星箭耦合系统纵向、横向、扭转弹性的三维有限元模型。固液捆绑火箭在实际飞行工况中受到的外力难以直接测量，需要设计能够反映实际的外力函数。火箭飞行中受到分布于箭体表面的分布力，但是设计的外力函数是集中力，无法分布施加于星箭耦合系统三维模型表面，需要等效的外力函数施加方法。现有技术中现在仍缺少有效的设计方案。

发明内容

本发明解决的技术问题是：针对目前现有技术中，现在仍缺少有效的设计方案的问题，提出了一种固液捆绑运载火箭星箭耦合分析系统及方法。

本发明解决上述技术问题是通过如下技术方案予以实现的：

一种固液捆绑运载火箭星箭耦合分析方法，包括：

建立当前分析工况固液捆绑运载火箭星箭耦合系统的有限元模型；

基于有限元模型计算当前分析工况气动力、阵风、脉动压力、发动机控制力、发动机推力的外力函数；

根据外力函数进行模态法瞬态响应分析，获取分析结果。

所述有限元模型中，用于表征火箭主结构、液体推进剂、固体推进剂、发动机、捆绑连接机、卫星，火箭主结构采用三维模型表征，液体推进剂采用含有虚质量的壳单元表征，固体推进剂采用三维实体单元表征，发动机、捆绑连接机构采用三维模型表征，卫星用三维模型或动力学缩聚模型表征。

所述脉动压力的外力函数为时程曲线函数，根据使用火箭缩尺比例模型的地面风洞脉动压力试验测得的截面合成脉动压力时程曲线经过相似变换确定，具体为：

式中，T_f—火箭分析工况时间、T_m—地面试验时间、F_f—火箭分析工况脉动压力、F_m—地面试验脉动压力、D_f—火箭脉动压力部位特征直径、D_m—缩尺模型脉动压力部位特征直径、V_f—火箭分析工况飞行速度、V_m—地面试验风洞风速、Q_f—火箭分析工况动压、Q_m—地面试验动压。

所述外力函数中，气动力、阵风根据当前分析工况下火箭实际参数确定；发动机控制力根据火箭实际参数确定，以传递函数的形式施加，输入为火箭传感器位置的模型分析位移、速度、加速度，输出为发动机摆角；发动机推力根据发动机地面试车数据，截取当前分析工况时间，并经过地面-高空推力换算确定。

所述有限元模型中，采用三维模型的火箭主结构部段，在火箭中心轴线上建立预设数量的节点，将中心轴线上的节点与三维模型上相同轴向坐标的节点用内插值单元连接，将三维模型上节点的位移、力的平均值传递至中心轴线上的节点。