本發(fā)明涉及一種基于閉環(huán)仿真的運(yùn)載器分布載荷優(yōu)化設(shè)計(jì)方法，屬于運(yùn)載器總體設(shè)計(jì)領(lǐng)域。

背景技術(shù)：

傳統(tǒng)的運(yùn)載器分布載荷計(jì)算包括：氣動(dòng)載荷、操縱載荷、晃動(dòng)載荷和彈性載荷等，其中氣動(dòng)載荷和操縱載荷是載荷專業(yè)依據(jù)姿控專業(yè)提供的攻擺角靜態(tài)計(jì)算結(jié)果所計(jì)算得出的，由于未考慮控制系統(tǒng)間各個(gè)參數(shù)的相互影響，可以稱之為開環(huán)載荷計(jì)算。首先，由于靜態(tài)計(jì)算提供的攻擺角具有一定的保守性，相應(yīng)的開環(huán)載荷在氣動(dòng)載荷和操縱載荷這兩部分具有一定的保守性；其次，由于靜態(tài)計(jì)算的限制，不能考慮擺動(dòng)慣性力、氣動(dòng)阻尼力等產(chǎn)生的附加載荷，在進(jìn)行晃動(dòng)載荷和彈性載荷的計(jì)算中無(wú)法充分考慮控制的加入對(duì)這兩部分載荷的影響；再次，開環(huán)載荷計(jì)算是基于人為確定的某些特征工況開展的，不能覆蓋火箭飛行過(guò)程中的所有工況；其中晃動(dòng)載荷和彈性載荷的計(jì)算流程類似，晃動(dòng)尾翼和彈性位移均為根據(jù)經(jīng)驗(yàn)自行取值，設(shè)計(jì)余量往往較大。

因此，開環(huán)載荷計(jì)算一方面具有一定的保守性，另一方面也不夠全面完整，非常有必要開展基于火箭六自由度全量動(dòng)力學(xué)閉環(huán)仿真下的運(yùn)載器分布載荷優(yōu)化技術(shù)研究，即閉環(huán)載荷計(jì)算。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：

本發(fā)明的技術(shù)解決問(wèn)題是：克服現(xiàn)有技術(shù)的不足，提供一種基于閉環(huán)仿真的運(yùn)載器分布載荷優(yōu)化設(shè)計(jì)方法，能夠真實(shí)反映火箭在飛行過(guò)程中的運(yùn)載器各個(gè)部段所受的載荷，對(duì)復(fù)核載荷設(shè)計(jì)的完備性和設(shè)計(jì)余量具有重大意義。

本發(fā)明的技術(shù)解決方案是：一種基于閉環(huán)仿真的運(yùn)載器分布載荷優(yōu)化設(shè)計(jì)方法，包括以下步驟：

(1)為運(yùn)載器建立六自由度動(dòng)力學(xué)模型；

(2)利用六自由度動(dòng)力學(xué)模型進(jìn)行閉環(huán)仿真，得到發(fā)動(dòng)機(jī)推力、氣動(dòng)力、控制擺角、飛行攻角、運(yùn)載器繞心角加速度、壓心位置、質(zhì)心位置、運(yùn)載器質(zhì)心加速度；

(3)建立運(yùn)載器分布載荷剪力計(jì)算模型，結(jié)合步驟(2)得到的動(dòng)力學(xué)參數(shù)計(jì)算運(yùn)載器每個(gè)站點(diǎn)下截面剪力；

(4)建立運(yùn)載器分布載荷彎矩計(jì)算模型，結(jié)合步驟(2)得到的動(dòng)力學(xué)參數(shù)計(jì)算運(yùn)載器每個(gè)站點(diǎn)下截面彎矩；

(5)建立運(yùn)載器分布載荷軸力計(jì)算模型，結(jié)合步驟(2)得到的動(dòng)力學(xué)參數(shù)計(jì)算運(yùn)載器每個(gè)站點(diǎn)截面軸力；

(6)基于步驟(3)-(5)的計(jì)算結(jié)果，并復(fù)核運(yùn)載器載荷滿足情況，若滿足則設(shè)計(jì)結(jié)束，若不滿足則優(yōu)化步驟(2)的仿真輸入，重新獲得動(dòng)力學(xué)參數(shù)，重復(fù)步驟(3)-(5)，直到運(yùn)載器載荷滿足要求。

所述步驟(3)中建立運(yùn)載器分布載荷剪力計(jì)算模型的過(guò)程如下：

設(shè)運(yùn)載器分站站號(hào)為i＝1～s，站點(diǎn)距理論尖點(diǎn)距離為xi，站點(diǎn)質(zhì)量為mi；分支梁站號(hào)為fi＝1～l，分支梁與運(yùn)載器對(duì)接處距理論尖點(diǎn)距離為xfi，分支梁質(zhì)心距理論尖點(diǎn)距離為xfti，站點(diǎn)質(zhì)量為mfi；運(yùn)載器受到集中力為1～k，其中第j個(gè)集中力大小為fj，集中力作用位置距離理論尖點(diǎn)的距離為xfj；

以1～n個(gè)站點(diǎn)整體做力平衡分析得到第n個(gè)站點(diǎn)下截面剪力計(jì)算公式如下：

其中力的方向以運(yùn)載器體坐標(biāo)系+y1軸方向?yàn)檎?/p>

qn為第n個(gè)站點(diǎn)的下截面剪力；

δ(xn-xr)、δ(xn-xfj)為單位階躍函數(shù)；

faj為第j站點(diǎn)所受到的氣動(dòng)力；

xz為運(yùn)載器質(zhì)心位置距離理論尖點(diǎn)的距離，xnz為1～n個(gè)站點(diǎn)的合質(zhì)心距理論尖點(diǎn)的距離；

為運(yùn)載器繞體坐標(biāo)系+z1軸的角加速度，為運(yùn)載器質(zhì)心視加速度，α為飛行攻角，q為飛行動(dòng)壓，sm為運(yùn)載器氣動(dòng)參考面積，為第j個(gè)站點(diǎn)的法向力系數(shù)導(dǎo)數(shù)；

xy為壓心位置；

p、分別為發(fā)動(dòng)機(jī)推力和控制擺角；

xr為發(fā)動(dòng)機(jī)推力作用點(diǎn)距離理論尖點(diǎn)的距離。

所述步驟(4)中以1～n個(gè)站點(diǎn)整體做力矩平衡分析得到第n個(gè)站點(diǎn)彎矩計(jì)算模型如下：

其中，

jz為運(yùn)載器繞體坐標(biāo)系+z1的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量。

所述步驟(4)中建立運(yùn)載器分布載荷軸力計(jì)算模型的過(guò)程如下：

以運(yùn)載器體坐標(biāo)系+x1軸定義力的正方向，則運(yùn)載器第n個(gè)站點(diǎn)所受到的軸力t(xn)計(jì)算模型為：

式中：

nx為飛行軸向過(guò)載，由六自由度動(dòng)力學(xué)模型閉環(huán)計(jì)算得到；

mli為集中質(zhì)量，xli為集中質(zhì)量距離理論尖點(diǎn)的距離；

cxi為第i個(gè)站點(diǎn)的分布?xì)鈩?dòng)軸力系數(shù)；

px為發(fā)動(dòng)機(jī)軸向推力；

nb為助推器個(gè)數(shù)，tb為助推器傳遞給芯級(jí)的軸向力合力，xb為助推器傳力點(diǎn)距離理論尖點(diǎn)的距離。

所述tb滿足：-tb+pzx-nxmzg-dzx＝0

式中pzx為助推器發(fā)動(dòng)機(jī)軸向推力，dzx為助推器受到的氣動(dòng)軸力,mz為當(dāng)前助推器總質(zhì)量。

與現(xiàn)有技術(shù)相比，本發(fā)明具有如下有益效果：

本發(fā)明建立了運(yùn)載器分布載荷剪力計(jì)算模型、彎矩計(jì)算模型、軸力計(jì)算模型，將上述計(jì)算模型與六自由度動(dòng)力學(xué)仿真模型進(jìn)行結(jié)合，每個(gè)模型的計(jì)算輸入均為閉環(huán)仿真結(jié)果，從而保證載荷計(jì)算結(jié)果能夠真實(shí)反映火箭在飛行過(guò)程中的運(yùn)載器各個(gè)部段所受的載荷，對(duì)復(fù)核載荷設(shè)計(jì)的完備性和設(shè)計(jì)余量具有重大意義。

附圖說(shuō)明

圖1為本發(fā)明流程圖；

圖2為運(yùn)載器分布載荷剪力模型推導(dǎo)示意圖；

圖3為分布載荷軸力模型推導(dǎo)示意圖；

圖4為53s芯級(jí)軸力載荷計(jì)算結(jié)果與傳統(tǒng)方法比對(duì)示意圖。

具體實(shí)施方式

如圖1所示，本發(fā)明的步驟如下：

(1)為運(yùn)載器建立六自由度動(dòng)力學(xué)模型。

建立過(guò)程如下：

首先按照如下方法建立質(zhì)心動(dòng)力學(xué)方程：

為運(yùn)載器坐標(biāo)系視加速度

為發(fā)射系到發(fā)慣系轉(zhuǎn)換矩陣

v＝l^t(a0,b0,ωe,t)va-ωe×r

式中:

運(yùn)載器質(zhì)心在發(fā)射慣性系中的加速度；xa,ya,za：運(yùn)載器質(zhì)心在發(fā)射慣性坐標(biāo)系中的位置

運(yùn)載器質(zhì)心相對(duì)于發(fā)射慣性坐標(biāo)系的速度。

為箭體坐標(biāo)系至發(fā)射慣性系之間的轉(zhuǎn)換矩陣；γ,ψ,分別為滾動(dòng)角、偏航角、俯仰角；

為箭體坐標(biāo)系下視加速度；

gax,gay,gaz為發(fā)射坐標(biāo)系下重力加速度；

a0：發(fā)射方位角；

b0：發(fā)射點(diǎn)的地理緯度；

ωe：地球自轉(zhuǎn)角速度；

m：運(yùn)載器質(zhì)量；

faero、fp、分別為氣動(dòng)力、氣動(dòng)阻尼力、發(fā)動(dòng)機(jī)推力、發(fā)動(dòng)機(jī)擺動(dòng)慣性力；

分別為液體推進(jìn)劑晃動(dòng)和運(yùn)載器彈性對(duì)剛體作用。

然后按照如下過(guò)程建立繞心動(dòng)力學(xué)方程：

式中：

轉(zhuǎn)動(dòng)慣量矩陣繞質(zhì)心角速度斜對(duì)稱矩陣其中分別為繞x1軸、y1軸、z1軸的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量，為慣量積。

mp、maero、mslosh分別為發(fā)動(dòng)機(jī)推力力矩、發(fā)動(dòng)機(jī)擺動(dòng)慣性力矩、氣動(dòng)力矩、氣動(dòng)阻尼力矩、液體推進(jìn)劑晃動(dòng)對(duì)運(yùn)載器產(chǎn)生的作用力矩。

(2)利用六自由度動(dòng)力學(xué)模型進(jìn)行閉環(huán)仿真，得到發(fā)動(dòng)機(jī)推力、氣動(dòng)力、控制擺角、飛行攻角、運(yùn)載器繞心角加速度、壓心位置、質(zhì)心位置、運(yùn)載器質(zhì)心加速度。

(3)建立運(yùn)載器分布載荷剪力計(jì)算模型，結(jié)合步驟(2)得到的動(dòng)力學(xué)參數(shù)計(jì)算運(yùn)載器每個(gè)站點(diǎn)下截面剪力。

如圖2所示，設(shè)運(yùn)載器分站站號(hào)為i＝1～s，站點(diǎn)距理論尖點(diǎn)距離為xi，站點(diǎn)質(zhì)量為mi；分支梁站號(hào)為fi＝1～l，分支梁與運(yùn)載器對(duì)接處距理論尖點(diǎn)距離為xfi，分支梁質(zhì)心距理論尖點(diǎn)距離為xfti，站點(diǎn)質(zhì)量為mfi；運(yùn)載器受到集中力(晃動(dòng)力、外力)為1～k，其中第j個(gè)集中力大小為fj，集中力作用位置距離理論尖點(diǎn)的距離為xfj；

以1～n個(gè)站點(diǎn)整體做力平衡分析得到第n個(gè)站點(diǎn)下截面剪力計(jì)算公式如下：

其中力的方向以運(yùn)載器體坐標(biāo)系+y1軸方向?yàn)檎?/p>

qn為第n個(gè)站點(diǎn)的下截面剪力；

δ(xn-xr)、δ(xn-xfj)為單位階躍函數(shù)；

faj為第j站點(diǎn)所受到的氣動(dòng)力；

xz為運(yùn)載器質(zhì)心位置距離理論尖點(diǎn)的距離，xnz為1～n個(gè)站點(diǎn)的合質(zhì)心距理論尖點(diǎn)的距離；

為運(yùn)載器繞體坐標(biāo)系+z1軸的角加速度，為運(yùn)載器質(zhì)心視加速度，α為飛行攻角，q為飛行動(dòng)壓，sm為運(yùn)載器氣動(dòng)參考面積，為第j個(gè)站點(diǎn)的法向力系數(shù)導(dǎo)數(shù)；

xy為壓心位置；

p、分別為發(fā)動(dòng)機(jī)推力和控制擺角；

xr為發(fā)動(dòng)機(jī)推力作用點(diǎn)距離理論尖點(diǎn)的距離。

(4)建立運(yùn)載器分布載荷彎矩計(jì)算模型，結(jié)合步驟(2)得到的動(dòng)力學(xué)參數(shù)計(jì)算運(yùn)載器每個(gè)站點(diǎn)下截面彎矩。

以1～n個(gè)站點(diǎn)整體做力矩平衡分析得到第n個(gè)站點(diǎn)彎矩計(jì)算模型過(guò)程如下：

考慮以下求和變換公式：

將其代入彎矩方程中繼續(xù)推導(dǎo)可得

進(jìn)一步推導(dǎo)得到：

其中，

jz為運(yùn)載器繞體坐標(biāo)系+z1的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量。

(5)建立運(yùn)載器分布載荷軸力計(jì)算模型，結(jié)合步驟(2)得到的動(dòng)力學(xué)參數(shù)計(jì)算運(yùn)載器每個(gè)站點(diǎn)截面軸力。

如圖3所示，以運(yùn)載器體坐標(biāo)系+x1軸定義力的正方向，則運(yùn)載器第n個(gè)站點(diǎn)所受到的軸力t(xn)計(jì)算模型為：

式中：

nx為飛行軸向過(guò)載，由六自由度動(dòng)力學(xué)模型閉環(huán)計(jì)算得到；

mli為集中質(zhì)量，xli為集中質(zhì)量距離理論尖點(diǎn)的距離；

cxi為第i個(gè)站點(diǎn)的分布?xì)鈩?dòng)軸力系數(shù)；

px為發(fā)動(dòng)機(jī)軸向推力；

nb為助推器個(gè)數(shù)，tb為助推器傳遞給芯級(jí)的軸向力合力，xb為助推器傳力點(diǎn)距離理論尖點(diǎn)的距離。

tb滿足：-tb+pzx-nxmzg-dzx＝0

式中pzx為助推器發(fā)動(dòng)機(jī)軸向推力，dzx為助推器受到的氣動(dòng)軸力,mz為當(dāng)前助推器總質(zhì)量。

(6)基于步驟(3)-(5)的計(jì)算結(jié)果，并復(fù)核運(yùn)載器載荷滿足情況，若滿足則設(shè)計(jì)結(jié)束，若不滿足則優(yōu)化步驟(2)的仿真輸入(通過(guò)分析飛行參數(shù)對(duì)運(yùn)載器分布載荷的影響確定優(yōu)化變量)，重新獲得動(dòng)力學(xué)參數(shù)，重復(fù)步驟(3)-(5)，直到運(yùn)載器載荷滿足要求。

本發(fā)明建立了六自由度動(dòng)力學(xué)模型和分布載荷計(jì)算模型，考慮各項(xiàng)偏差和干擾，通過(guò)六自由度動(dòng)力學(xué)模型閉環(huán)仿真得到運(yùn)載器視加速度、繞心角加速度、過(guò)載、氣動(dòng)數(shù)據(jù)、動(dòng)力數(shù)據(jù)等，輸入給分布載荷計(jì)算模型，計(jì)算包括捆綁連接載荷在內(nèi)的運(yùn)載器各個(gè)質(zhì)量站點(diǎn)所受到的載荷，實(shí)現(xiàn)與真實(shí)飛行狀態(tài)更加匹配的運(yùn)載器分布載荷計(jì)算，并最終達(dá)到復(fù)核、優(yōu)化載荷設(shè)計(jì)結(jié)果的目的。本方法能量化分析各項(xiàng)因素對(duì)運(yùn)載器分布載荷的影響，有利于提升載荷計(jì)算的精確性，能降低傳統(tǒng)計(jì)算方法中的不確定性，進(jìn)而提高運(yùn)載載荷設(shè)計(jì)的精細(xì)化水平。

本發(fā)明方法能夠真實(shí)反映火箭在飛行過(guò)程中的運(yùn)載器各個(gè)部段所受的載荷，對(duì)復(fù)核載荷設(shè)計(jì)的完備性和設(shè)計(jì)余量具有重大意義。此外，本方法還能夠驗(yàn)證主動(dòng)減載方案對(duì)載荷分布的影響，是飛行中真實(shí)載荷的的有效評(píng)估手段。

本發(fā)明方法已應(yīng)用于我國(guó)某助推捆綁構(gòu)型火箭載荷設(shè)計(jì)工作中，53s芯級(jí)軸力載荷計(jì)算結(jié)果與傳統(tǒng)方法比對(duì)如圖4所示，圖中橫軸為運(yùn)載器軸向位置，縱軸為載荷計(jì)算結(jié)果(歸一化后)，比對(duì)不難看出基于閉環(huán)仿真的分布載荷計(jì)算結(jié)果要相比傳統(tǒng)計(jì)算方法更為優(yōu)化，傳統(tǒng)方法設(shè)計(jì)結(jié)果更為保守。由于該方法的通用性，可推廣應(yīng)用于在飛型號(hào)的載荷復(fù)核以及未來(lái)型號(hào)的載荷優(yōu)化設(shè)計(jì)中。

本發(fā)明說(shuō)明書中未作詳細(xì)描述的內(nèi)容屬本領(lǐng)域技術(shù)人員的公知技術(shù)。