本發(fā)明涉及一種基于閉環(huán)仿真的運載器分布載荷優(yōu)化設計方法，屬于運載器總體設計領域。

背景技術：

傳統(tǒng)的運載器分布載荷計算包括：氣動載荷、操縱載荷、晃動載荷和彈性載荷等，其中氣動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)計算結果所計算得出的，由于未考慮控制系統(tǒng)間各個參數(shù)的相互影響，可以稱之為開環(huán)載荷計算。首先，由于靜態(tài)計算提供的攻擺角具有一定的保守性，相應的開環(huán)載荷在氣動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)計算的限制，不能考慮擺動慣性力、氣動阻尼力等產(chǎn)生的附加載荷，在進行晃動載荷和彈性載荷的計算中無法充分考慮控制的加入對這兩部分載荷的影響；再次，開環(huán)載荷計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程中的所有工況；其中晃動載荷和彈性載荷的計算流程類似，晃動尾翼和彈性位移均為根據(jù)經(jīng)驗自行取值，設計余量往往較大。

因此，開環(huán)載荷計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力學閉環(huán)仿真下的運載器分布載荷優(yōu)化技術研究，即閉環(huán)載荷計算。

技術實現(xiàn)要素：

本發(fā)明的技術解決問題是：克服現(xiàn)有技術的不足，提供一種基于閉環(huán)仿真的運載器分布載荷優(yōu)化設計方法，能夠真實反映火箭在飛行過程中的運載器各個部段所受的載荷，對復核載荷設計的完備性和設計余量具有重大意義。

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

(1)為運載器建立六自由度動力學模型；

(2)利用六自由度動力學模型進行閉環(huán)仿真，得到發(fā)動機推力、氣動力、控制擺角、飛行攻角、運載器繞心角加速度、壓心位置、質心位置、運載器質心加速度；

(3)建立運載器分布載荷剪力計算模型，結合步驟(2)得到的動力學參數(shù)計算運載器每個站點下截面剪力；

(4)建立運載器分布載荷彎矩計算模型，結合步驟(2)得到的動力學參數(shù)計算運載器每個站點下截面彎矩；

(5)建立運載器分布載荷軸力計算模型，結合步驟(2)得到的動力學參數(shù)計算運載器每個站點截面軸力；

(6)基于步驟(3)-(5)的計算結果，并復核運載器載荷滿足情況，若滿足則設計結束，若不滿足則優(yōu)化步驟(2)的仿真輸入，重新獲得動力學參數(shù)，重復步驟(3)-(5)，直到運載器載荷滿足要求。

所述步驟(3)中建立運載器分布載荷剪力計算模型的過程如下：

設運載器分站站號為i＝1～s，站點距理論尖點距離為xi，站點質量為mi；分支梁站號為fi＝1～l，分支梁與運載器對接處距理論尖點距離為xfi，分支梁質心距理論尖點距離為xfti，站點質量為mfi；運載器受到集中力為1～k，其中第j個集中力大小為fj，集中力作用位置距離理論尖點的距離為xfj；

以1～n個站點整體做力平衡分析得到第n個站點下截面剪力計算公式如下：

其中力的方向以運載器體坐標系+y1軸方向為正；

qn為第n個站點的下截面剪力；

δ(xn-xr)、δ(xn-xfj)為單位階躍函數(shù)；

faj為第j站點所受到的氣動力；

xz為運載器質心位置距離理論尖點的距離，xnz為1～n個站點的合質心距理論尖點的距離；

為運載器繞體坐標系+z1軸的角加速度，為運載器質心視加速度，α為飛行攻角，q為飛行動壓，sm為運載器氣動參考面積，為第j個站點的法向力系數(shù)導數(shù)；

xy為壓心位置；

p、分別為發(fā)動機推力和控制擺角；

xr為發(fā)動機推力作用點距離理論尖點的距離。

所述步驟(4)中以1～n個站點整體做力矩平衡分析得到第n個站點彎矩計算模型如下：

其中，

jz為運載器繞體坐標系+z1的轉動慣量。

所述步驟(4)中建立運載器分布載荷軸力計算模型的過程如下：

以運載器體坐標系+x1軸定義力的正方向，則運載器第n個站點所受到的軸力t(xn)計算模型為：

式中：

nx為飛行軸向過載，由六自由度動力學模型閉環(huán)計算得到；

mli為集中質量，xli為集中質量距離理論尖點的距離；

cxi為第i個站點的分布氣動軸力系數(shù)；

px為發(fā)動機軸向推力；

nb為助推器個數(shù)，tb為助推器傳遞給芯級的軸向力合力，xb為助推器傳力點距離理論尖點的距離。

所述tb滿足：-tb+pzx-nxmzg-dzx＝0

式中pzx為助推器發(fā)動機軸向推力，dzx為助推器受到的氣動軸力,mz為當前助推器總質量。

與現(xiàn)有技術相比，本發(fā)明具有如下有益效果：

本發(fā)明建立了運載器分布載荷剪力計算模型、彎矩計算模型、軸力計算模型，將上述計算模型與六自由度動力學仿真模型進行結合，每個模型的計算輸入均為閉環(huán)仿真結果，從而保證載荷計算結果能夠真實反映火箭在飛行過程中的運載器各個部段所受的載荷，對復核載荷設計的完備性和設計余量具有重大意義。

附圖說明

圖1為本發(fā)明流程圖；

圖2為運載器分布載荷剪力模型推導示意圖；

圖3為分布載荷軸力模型推導示意圖；

圖4為53s芯級軸力載荷計算結果與傳統(tǒng)方法比對示意圖。

具體實施方式

如圖1所示，本發(fā)明的步驟如下：

(1)為運載器建立六自由度動力學模型。

建立過程如下：

首先按照如下方法建立質心動力學方程：

為運載器坐標系視加速度

為發(fā)射系到發(fā)慣系轉換矩陣

v＝l^t(a0,b0,ωe,t)va-ωe×r

式中:

運載器質心在發(fā)射慣性系中的加速度；xa,ya,za：運載器質心在發(fā)射慣性坐標系中的位置

運載器質心相對于發(fā)射慣性坐標系的速度。

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

為箭體坐標系下視加速度；

gax,gay,gaz為發(fā)射坐標系下重力加速度；

a0：發(fā)射方位角；

b0：發(fā)射點的地理緯度；

ωe：地球自轉角速度；

m：運載器質量；

faero、fp、分別為氣動力、氣動阻尼力、發(fā)動機推力、發(fā)動機擺動慣性力；

分別為液體推進劑晃動和運載器彈性對剛體作用。

然后按照如下過程建立繞心動力學方程：

式中：

轉動慣量矩陣繞質心角速度斜對稱矩陣其中分別為繞x1軸、y1軸、z1軸的轉動慣量，為慣量積。

mp、maero、mslosh分別為發(fā)動機推力力矩、發(fā)動機擺動慣性力矩、氣動力矩、氣動阻尼力矩、液體推進劑晃動對運載器產(chǎn)生的作用力矩。

(2)利用六自由度動力學模型進行閉環(huán)仿真，得到發(fā)動機推力、氣動力、控制擺角、飛行攻角、運載器繞心角加速度、壓心位置、質心位置、運載器質心加速度。

(3)建立運載器分布載荷剪力計算模型，結合步驟(2)得到的動力學參數(shù)計算運載器每個站點下截面剪力。

如圖2所示，設運載器分站站號為i＝1～s，站點距理論尖點距離為xi，站點質量為mi；分支梁站號為fi＝1～l，分支梁與運載器對接處距理論尖點距離為xfi，分支梁質心距理論尖點距離為xfti，站點質量為mfi；運載器受到集中力(晃動力、外力)為1～k，其中第j個集中力大小為fj，集中力作用位置距離理論尖點的距離為xfj；

以1～n個站點整體做力平衡分析得到第n個站點下截面剪力計算公式如下：

其中力的方向以運載器體坐標系+y1軸方向為正；

qn為第n個站點的下截面剪力；

δ(xn-xr)、δ(xn-xfj)為單位階躍函數(shù)；

faj為第j站點所受到的氣動力；

xz為運載器質心位置距離理論尖點的距離，xnz為1～n個站點的合質心距理論尖點的距離；

為運載器繞體坐標系+z1軸的角加速度，為運載器質心視加速度，α為飛行攻角，q為飛行動壓，sm為運載器氣動參考面積，為第j個站點的法向力系數(shù)導數(shù)；

xy為壓心位置；

p、分別為發(fā)動機推力和控制擺角；

xr為發(fā)動機推力作用點距離理論尖點的距離。

(4)建立運載器分布載荷彎矩計算模型，結合步驟(2)得到的動力學參數(shù)計算運載器每個站點下截面彎矩。

以1～n個站點整體做力矩平衡分析得到第n個站點彎矩計算模型過程如下：

考慮以下求和變換公式：

將其代入彎矩方程中繼續(xù)推導可得

進一步推導得到：

其中，

jz為運載器繞體坐標系+z1的轉動慣量。

(5)建立運載器分布載荷軸力計算模型，結合步驟(2)得到的動力學參數(shù)計算運載器每個站點截面軸力。

如圖3所示，以運載器體坐標系+x1軸定義力的正方向，則運載器第n個站點所受到的軸力t(xn)計算模型為：

式中：

nx為飛行軸向過載，由六自由度動力學模型閉環(huán)計算得到；

mli為集中質量，xli為集中質量距離理論尖點的距離；

cxi為第i個站點的分布氣動軸力系數(shù)；

px為發(fā)動機軸向推力；

nb為助推器個數(shù)，tb為助推器傳遞給芯級的軸向力合力，xb為助推器傳力點距離理論尖點的距離。

tb滿足：-tb+pzx-nxmzg-dzx＝0

式中pzx為助推器發(fā)動機軸向推力，dzx為助推器受到的氣動軸力,mz為當前助推器總質量。

(6)基于步驟(3)-(5)的計算結果，并復核運載器載荷滿足情況，若滿足則設計結束，若不滿足則優(yōu)化步驟(2)的仿真輸入(通過分析飛行參數(shù)對運載器分布載荷的影響確定優(yōu)化變量)，重新獲得動力學參數(shù)，重復步驟(3)-(5)，直到運載器載荷滿足要求。

本發(fā)明建立了六自由度動力學模型和分布載荷計算模型，考慮各項偏差和干擾，通過六自由度動力學模型閉環(huán)仿真得到運載器視加速度、繞心角加速度、過載、氣動數(shù)據(jù)、動力數(shù)據(jù)等，輸入給分布載荷計算模型，計算包括捆綁連接載荷在內(nèi)的運載器各個質量站點所受到的載荷，實現(xiàn)與真實飛行狀態(tài)更加匹配的運載器分布載荷計算，并最終達到復核、優(yōu)化載荷設計結果的目的。本方法能量化分析各項因素對運載器分布載荷的影響，有利于提升載荷計算的精確性，能降低傳統(tǒng)計算方法中的不確定性，進而提高運載載荷設計的精細化水平。

本發(fā)明方法能夠真實反映火箭在飛行過程中的運載器各個部段所受的載荷，對復核載荷設計的完備性和設計余量具有重大意義。此外，本方法還能夠驗證主動減載方案對載荷分布的影響，是飛行中真實載荷的的有效評估手段。

本發(fā)明方法已應用于我國某助推捆綁構型火箭載荷設計工作中，53s芯級軸力載荷計算結果與傳統(tǒng)方法比對如圖4所示，圖中橫軸為運載器軸向位置，縱軸為載荷計算結果(歸一化后)，比對不難看出基于閉環(huán)仿真的分布載荷計算結果要相比傳統(tǒng)計算方法更為優(yōu)化，傳統(tǒng)方法設計結果更為保守。由于該方法的通用性，可推廣應用于在飛型號的載荷復核以及未來型號的載荷優(yōu)化設計中。

本發(fā)明說明書中未作詳細描述的內(nèi)容屬本領域技術人員的公知技術。