楊 亮，完顏振海，杜可君，聶蓉梅，孫樹森

(北京宇航系統(tǒng)工程研究所，北京 100076)

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運載火箭結(jié)構(gòu)動特性分析工具的設(shè)計與實現(xiàn)

楊 亮，完顏振海，杜可君，聶蓉梅，孫樹森

(北京宇航系統(tǒng)工程研究所，北京 100076)

運載火箭的結(jié)構(gòu)模型復(fù)雜，只有通過開發(fā)專用的仿真分析軟件，才能高效、便捷的對其開展動力學(xué)特性分析；為保證工具建設(shè)的實用性，該軟件基于航天領(lǐng)域應(yīng)用廣泛的Patran/Nastran軟件進行二次開發(fā)；針對仿真分析流程,設(shè)計實現(xiàn)了運載火箭結(jié)構(gòu)動特性分析工具,涵蓋了建模與計算模塊、結(jié)果后處理模塊、模態(tài)篩選模塊與模型修正模塊，并提煉了其中的關(guān)鍵技術(shù)；經(jīng)工程實踐表明，工具可提升設(shè)計效率，且計算結(jié)果準(zhǔn)確、通用性與擴展性強，在工程中具備良好的應(yīng)用價值。

運載火箭；結(jié)構(gòu)動特性；仿真分析；工程應(yīng)用

0 引言

結(jié)構(gòu)動特性分析是運載火箭姿態(tài)控制系統(tǒng)設(shè)計、載荷計算的基礎(chǔ),在火箭總體設(shè)計中占有十分重要的地位,國內(nèi)外運載火箭高度重視全箭動特性分析及試驗工作[1]。土星-V和航天飛機在研制階段不僅進行了多種尺寸的縮比模型試驗,而且為了確保有限元分析結(jié)果的可靠性最終都進行了全箭振動試驗[2-4]。

結(jié)構(gòu)動特性是運載火箭重要的固有特性之一，動特性決定結(jié)構(gòu)在一項或多項載荷條件下的響應(yīng)情況，合理、精確的結(jié)構(gòu)動特性預(yù)示結(jié)果是結(jié)構(gòu)穩(wěn)定性分析的前提，是姿態(tài)控制設(shè)計、載荷計算的重要依據(jù)，同時可以為結(jié)構(gòu)設(shè)計提供有效的支持。

近年來，數(shù)字化設(shè)計水平不斷提高,運載火箭領(lǐng)域逐漸出現(xiàn)了各類數(shù)字化設(shè)計軟件,如控制系統(tǒng)[5]和發(fā)動機系統(tǒng)[6],大幅提升了相關(guān)專業(yè)的設(shè)計效率。在結(jié)構(gòu)設(shè)計領(lǐng)域,隨著火箭結(jié)構(gòu)的改進，以及新連接關(guān)系和新材料的出現(xiàn),結(jié)構(gòu)動特性分析已成為運載火箭總體優(yōu)化設(shè)計中不可缺少的一環(huán)，其數(shù)字化仿真分析需求愈加迫切。

在此基礎(chǔ)上，本文提出運載火箭結(jié)構(gòu)動特性分析軟件的設(shè)計方案，包括功能設(shè)計、總體設(shè)計與詳細設(shè)計，旨在實現(xiàn)結(jié)構(gòu)動特性的快速建模、計算與分析工作，并通過與模態(tài)試驗相結(jié)合，實現(xiàn)模型的閉環(huán)修正工作，達到預(yù)示飛行狀態(tài)運載火箭結(jié)構(gòu)動特性的目標(biāo)。

1 運載火箭結(jié)構(gòu)動特性仿真分析流程概述

箭體結(jié)構(gòu)動特性仿真分析工作的流程見圖1。具體工作內(nèi)容如下：

圖1 結(jié)構(gòu)動特性分析流程

第一步是開展數(shù)據(jù)前處理工作，主要完成結(jié)構(gòu)動特性建模所需的輸入?yún)?shù)梳理及數(shù)據(jù)設(shè)置；

第二步是動特性建模，即基于模型編程語言或可視化建模方式，完成火箭不同飛行時刻的結(jié)構(gòu)動特性建模；

第三步是動特性計算，主要選取求解器，設(shè)置求解算法，對計算模型進行求解；

第四步是結(jié)果后處理，對計算結(jié)果進行處理，輸出頻率、廣義質(zhì)量等內(nèi)容；

第五步是模態(tài)篩選，根據(jù)設(shè)計需求，從計算結(jié)果中剔除高階模態(tài)，選出滿足條件的相關(guān)階次的彎曲、縱振與扭轉(zhuǎn)模態(tài)；

第六步是模型修正，根據(jù)模態(tài)試驗結(jié)果，完成計算模型修正，使得計算與實驗相吻合；

最后是報告制定，主要完成動特性分析結(jié)果報告的編制。

2 運載火箭結(jié)構(gòu)動特性分析工具的設(shè)計

2.1 功能設(shè)計

動特性分析工具主要基于有限元前后處理軟件Patran和大型結(jié)構(gòu)分析軟件Nastran開展相關(guān)的建模與計算分析工作。依據(jù)圖1所示的計算流程，分析工具應(yīng)具備如下功能：

1)輸入數(shù)據(jù)前處理：根據(jù)不同構(gòu)型火箭的質(zhì)量分站、截面特征、材料屬性、推進劑液面高度等數(shù)據(jù)，進行推進劑分站質(zhì)量計算、同位置站點質(zhì)量合并、梁單元剛度計算等數(shù)據(jù)預(yù)處理操作，生成建模所需的數(shù)據(jù)。

2)參數(shù)化建模：在Patran環(huán)境下，基于PCL(Patran Command Language)語言形成全箭梁模型參數(shù)化建模模版，實現(xiàn)全箭梁模型的自動建模。

3)動力學(xué)特性計算：調(diào)用Nastran求解器，計算指定時刻的全箭梁模型，輸出計算結(jié)果。

4)結(jié)果后處理：根據(jù)輸出結(jié)果，將模態(tài)頻率、模態(tài)振型、廣義質(zhì)量等數(shù)據(jù)進行后處理，完成振型圖的繪制。

5)模態(tài)篩選：首先對初始時刻計算模態(tài)進行分類排序，即按照彎曲、縱振與扭轉(zhuǎn)3個方向分類，從低階到高階對模態(tài)進行排序，然后再開展后續(xù)時刻模態(tài)篩選工作。

6)模型修正：分析模態(tài)試驗結(jié)果與動特性計算結(jié)果的差異，并據(jù)此選擇修正算法，完成計算模型的自動修正，使各飛行時刻計算所得的各階頻率、各階振型與模態(tài)試驗結(jié)果保持一致，其中主要修正參數(shù)為梁單元的剛度。

7)報告生成：完成建模、計算、分析過程中輸入輸出及過程數(shù)據(jù)的梳理，生成具有標(biāo)準(zhǔn)格式的動特性分析報告。

2.2 總體設(shè)計

結(jié)構(gòu)動特性分析工具的總體設(shè)計主要分為以下三層：

數(shù)據(jù)層：底層支撐框架。采用面向?qū)ο蟮木幊谭椒?，采用?shù)據(jù)接口配置、C#與PCL語言混合編程等技術(shù)，通過不同類型輸入數(shù)據(jù)的提取與組合，并完成輸入數(shù)據(jù)的自動檢測，包括數(shù)據(jù)的正確性與完整性兩方面。

模型層：以數(shù)據(jù)層作為輸入，依次建立參數(shù)模型、計算模型與分析模型，實現(xiàn)從前處理、計算到后處理分析的關(guān)聯(lián)，保證模型處理的一致性，為應(yīng)用層提供支撐。

應(yīng)用層：包括參數(shù)化建模、動特性計算、模態(tài)篩選、數(shù)據(jù)分析、模型修正、報告生成等應(yīng)用。這些具體的應(yīng)用將在工具界面中直觀地提供給專業(yè)設(shè)計人員以便使用。

圖2 結(jié)構(gòu)動特性分析工具的總體設(shè)計

2.3 詳細設(shè)計

軟件工具由4個模塊組成，包括建模與計算模塊、結(jié)果后處理模塊、模態(tài)篩選模塊、模塊修正模塊。

2.3.1 建模與計算模塊

建模與計算模塊首先從輸入界面或數(shù)據(jù)文件中獲取總體原始數(shù)據(jù)，經(jīng)數(shù)據(jù)預(yù)處理得到建模所需數(shù)據(jù)，然后分別完成推進劑建模和箭體梁單元建模，最后組裝生成全箭有限元模型，提交求解器計算分析，模塊流程如圖3所示。

圖3 建模與計算模塊流程

2.3.2 結(jié)果后處理模塊

結(jié)果后處理模塊通過讀取建模與計算模塊的計算結(jié)果，提取出模態(tài)頻率、模態(tài)振型、廣義質(zhì)量等數(shù)據(jù)，自動生成標(biāo)準(zhǔn)格式的數(shù)據(jù)文件傳遞給姿態(tài)控制模塊，并生成標(biāo)準(zhǔn)格式的分析報告。同時，繪制生成振型圖、頻率隨時間變化曲線圖等。

2.3.3 模態(tài)篩選模塊

模態(tài)篩選模塊提供初始時刻篩選功能與后續(xù)時刻篩選功能。首先，根據(jù)姿控專業(yè)提供的篩選規(guī)則，對初始時刻的模態(tài)計算結(jié)果進行分類篩選。在起飛時刻之后，從后一時刻的模態(tài)計算結(jié)果中篩選出與前一時刻中各階模態(tài)振型最相似的模態(tài)，使每階模態(tài)的變化具有連續(xù)性。最后根據(jù)所有篩選結(jié)果，繪制模態(tài)頻率隨時間的變化曲線圖等，并生成所需的分析報告。圖4給出了模態(tài)篩選模塊的流程。

2.3.4 模型修正模塊

模型修正模塊根據(jù)動特性計算結(jié)果，與模態(tài)試驗結(jié)果的差異，自動調(diào)整建模參數(shù)(一般為梁單元剛度)，實現(xiàn)計算模型的自動修正，最終使得各飛行時刻建模計算所得的各階頻率、振型與模態(tài)試驗結(jié)果的誤差滿足用戶要求。

圖4 模態(tài)篩選模塊流程

2.4 軟件關(guān)鍵技術(shù)

運載火箭動特性分析軟件的設(shè)計與實現(xiàn)過程中，重點梳理了以下關(guān)鍵技術(shù)：

1)模型轉(zhuǎn)換技術(shù)：動特性分析是以總體原始數(shù)據(jù)、彈道參數(shù)以及Pro/E模型作為輸入，通過參數(shù)化建模等手段將Pro/E模型轉(zhuǎn)化為可供Nastran分析的有限元模型。一般來說，Patran分析功能強大，但建模能力相對較弱。該技術(shù)的關(guān)鍵是結(jié)合火箭Pro/E模型，利用其模型信息快速建立有限元模型。通過建立一套Pro/E與Patran/Nastran的數(shù)據(jù)接口，實現(xiàn)參數(shù)化建模，完成現(xiàn)兩個系統(tǒng)之間的信息交換，將Pro/E模型信息讀出，寫入有限元模型(*.bdf)文件中。

2)模型組裝技術(shù)：運載火箭的結(jié)構(gòu)是由各個部段組件而成。在動特性分析時，首先完成各部段的有限元建模，再組裝成整個火箭考核其整體性能。各個部段有限元模型組裝需要按照一定的規(guī)則才能完成，尤其是各個部段有限元單元劃分規(guī)則及單元、節(jié)點編號等需要制定一套合理、可行的規(guī)則。

3)推進劑建模技術(shù)：運載火箭中推進劑的質(zhì)量占全箭起飛質(zhì)量的90%左右，在飛行中推進劑不斷消耗，貯箱內(nèi)推進劑液面高度不斷變化，全箭質(zhì)心也隨之發(fā)生變化。全箭有限元模型能否正確反映推進劑的特性是模態(tài)分析中的關(guān)鍵，因此需要開展推進劑建模技術(shù)研究，將推進劑的縱橫分析模型統(tǒng)一，采用國內(nèi)外先進的推進劑模擬技術(shù)，如虛擬質(zhì)量法[4]等，應(yīng)用到箭體模態(tài)分析，提高分析精度與計算效率。

4)計算后處理技術(shù)： Nastran軟件的計算結(jié)果(*.f06文件)數(shù)據(jù)量大且復(fù)雜，因此數(shù)據(jù)提取困難，不利于動特性分析，需開展后處理技術(shù)研究，將計算結(jié)果處理成姿控專業(yè)所需的節(jié)點模態(tài)數(shù)據(jù)；同時直接輸出全箭各主要部段之間的傳遞關(guān)系，實現(xiàn)方便、快捷的目的。

5)模型修正技術(shù)：建模過程常會采用各種假設(shè)，且連接條件、邊界條件、材料參數(shù)及阻尼等與實際也存在差異，導(dǎo)致計算與實驗存在一定偏差。因此，在實際工作中需使用模態(tài)試驗結(jié)果修正有限元模型并據(jù)此開展動特性分析工作。常用的模型修正方法有兩種：基于參數(shù)的模型修正與直接矩陣逼近模型修正。上述方法各有利弊，可根據(jù)運載火箭自身結(jié)構(gòu)特點選擇合適的方法開展修正工作。

3 運載火箭結(jié)構(gòu)動特性分析工具的實現(xiàn)

為充分說明運載火箭結(jié)構(gòu)動特性分析工具，本節(jié)將結(jié)合仿真分析流程，說明該工具的功能實現(xiàn)情況。

打開動特性分析工具軟件，其主界面如圖5所示，依次完成以下操作：

1)點擊“數(shù)據(jù)前處理”，輸入材料參數(shù)、站點參數(shù)、發(fā)動機參數(shù)、貯箱參數(shù)以及推進劑參數(shù)等數(shù)據(jù)，并完成數(shù)據(jù)自動檢查與預(yù)處理；

2)點擊“參數(shù)化建?！?，軟件將調(diào)用Patran軟件，根據(jù)數(shù)據(jù)前處理階段生成的參數(shù)模型，生成對應(yīng)的有限元模型；

3)點擊“動特性計算”，設(shè)置歸一化方法與求解階次，調(diào)用Nastran軟件，完成模型動特性的自動求解；

4)點擊“結(jié)果后處理”，可完成提取模態(tài)頻率、模態(tài)質(zhì)量與模態(tài)振型等信息，其界面如圖6所示；

5)點擊“模態(tài)篩選”，完成相關(guān)設(shè)置，即可進行初始時刻和后續(xù)時刻的模態(tài)篩選；

6)點擊“其他功能”，選擇“模型修正”，輸入目標(biāo)模態(tài)與頻率，選取模型修正算法，即可完成模型自動修正；

7)點擊“報告定制與生成”，即可自動收集模型輸入、輸出參數(shù)，生成分析報告。

此外，工具還通過“一鍵分析”功能，實現(xiàn)數(shù)據(jù)前處理、參數(shù)化建模與動特性計算等功能的自動運行，減少人工操作，達到提升分析效率的目的。

圖5 工具的主界面窗口

圖6 結(jié)果后處理界面

4 結(jié)論

運載火箭結(jié)構(gòu)動特性分析工具作為載荷與結(jié)構(gòu)設(shè)計的重要工具，通過采用可視化界面和向?qū)綉?yīng)用，提供參數(shù)化建模、模態(tài)篩選、模型修正等功能，為快速動特性計算、虛實比對分析等工作提供支撐，幫助分析、定位以及改進火箭結(jié)構(gòu)設(shè)計薄弱環(huán)節(jié)，保證火箭的結(jié)構(gòu)動態(tài)品質(zhì)滿足設(shè)計要求。同時，該工具還開發(fā)了下游專業(yè)的接口，用于姿態(tài)控制、POGO分析等，以便建立一體化工作流程，開展多專業(yè)聯(lián)合設(shè)計，達到提升研制效率、改進特性品質(zhì)的目標(biāo)。

[1] 王 毅, 朱禮文, 王明宇，等. 大型運載火箭動力學(xué)關(guān)鍵技術(shù)及其進展綜述[J].導(dǎo)彈與航天運載技術(shù)， 2000， 2(1):29-37.

[2] Leadbetter S. A. Application of analysis and models to structural dynamic problems related to the Apollo-saturn V launch vehicle[J]. NASA TN D-5831, 1970.

[3] 邱吉寶, 王建民. 運載火箭模態(tài)試驗仿真技術(shù)研究新進展[J]. 宇航學(xué)報,2007,28(3).

[4] 潘忠文. 運載火箭動力學(xué)建模及振型斜率預(yù)示技術(shù)[J]. 中國科學(xué)E輯,2009,39(3).

[5] 權(quán) 赫,張嗣鋒. 運載火箭控制系統(tǒng)的BIT設(shè)計與實現(xiàn)[J]. 計算機測量與控制,2015,23(11):2.

[6] 殷延祥,李 亦,鞠玉濤,等.基于CATIA的固體火箭發(fā)動機系統(tǒng)設(shè)計[J]. 計算機測量與控制,2014,22(5):1580-1583.

Design and Implementation of Launch Vehicle’s Structural Dynamic Characteristics Analysis Tool

Yang Liang，Wanyan Zhenhai，Du Kejun，Nie Rongmei，Sun Shusen

(Beijing Institute of Aerospace Systems Engineering，Beijing 100076，China)

The structural model of launch vehicle is fairly complex, so it is absolutely necessary to develop a special simulation analysis software for its high efficient and convenient analysis on dynamics. To ensure the practical nature on tool design, this software has been developed by Patran/Nastran which is widely used in aerospace applications. In consideration of the simulation analysis process, we have designed and implemented launch vehicle’s structural dynamic characteristics analysis tool with modeling and calculating module, results postprocessing module, mode selecting module and model modifying module. The involved key techniques are also summarized. It is verified by engineering practice that the tool has many advantages including high design efficiency, calculation accuracy, good generality and expansibility, thus provided with effective value in use.

launch vehicle; structural dynamic characteristics; simulation analysis; engineering application

2016-01-04；

2016-01-29。

楊 亮(1983-)，男，山西五臺人，博士，工程師，主要從事數(shù)字化系統(tǒng)設(shè)計及仿真方向的研究。

1671-4598(2016)06-0237-03

10.16526/j.cnki.11-4762/tp.2016.06.065

TP181

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