一种火箭发动机冷摆数字试验方法
【技术领域】
[0001]本发明涉及火箭发动机试验领域，特别是一种火箭发动机冷摆数字试验方法。
【背景技术】
[0002]航天型号火箭发动机结构复杂，需要进行大量的地面试验，其中发动机冷摆试验是一项结构协调的重要内容，必须在研制周期中尽早解决。
[0003]目前，现有技术的冷摆试验以成品地面试验为主，缺乏必要的手段在发动机设计早期进行试验以检查发动机冷摆过程中，管路、喷管、主结构等是否干涉，从而早期修正设计方案。同时，现有技术对地面试验无法模拟的极限状态也缺乏有效的摸底与评估。
【发明内容】
[0004]本发明要解决的技术问题为:提供一种火箭发动机冷摆数字试验方法，运用特定的数字化试验流程与方法，不依赖地面试验，在设计早期提前预示发动机摆动的过程，发现冷摆过程中存在的动态干涉问题和易发生碰撞的危险区域，反馈设计修改方案，为设计质量的提升、实物试验周期的缩减提供方法和参考依据。
[0005]本发明的技术方案为:
[0006]一种火箭发动机冷摆数字试验方法，包括，SI，设置仿真环境初始化参数；S2，基于发动机三维模型构建包含真实运动机构和状态的运动机构模型，在软件中对火箭发动机、伺服机构进行安装；S3，定义火箭发动机的运动机构的运动方程；S4，根据发动机运动机构的运动方程开始运行冷摆的数字试验，进行动态干涉检查。
[0007]进一步地，在步骤SI中设置仿真环境初始化参数，包括设置显示模型细节程度或自动检查精度或层显示状态。
[0008]进一步地，在步骤S2中根据伺服机构与发动机运动关系，预先装配辅助零件十字轴，依次完成十字轴与机架销钉副定义、伺服机构下支点与十字轴销钉副定义、伺服机构上支点与机架球铰定义。
[0009]进一步地，在步骤S2中装配完成后拖动组件完成自由度检查，保证伺服机构与发动机正确的运动副装配关系。
[0010]进一步地，在步骤S3中利用运动方程模块进行圆摆、俯仰、滚动、偏航、矩形摆动运动方程定义。
[0011]进一步地，在步骤S3中对矩形特殊摆动方式通过拟合轨迹方法完成运动方程定义。
[0012]进一步地，在步骤S4中分别完成对正常状态、极限状态、摸底状态的矩形摆动仿真。
[0013]进一步地，在步骤S4中采取人工检查、自动检查相结合的方法进行动态干涉检查。
[0014]进一步地，自动检查指利用碰撞检测功能，对发动机摆动过程中发动机喷管、伺服机构、防热板、Y字梁等进行干涉检查。
[0015]进一步地，人工检查的方法包含运动包络检查法及运动仿真检查法。
[0016]本发明与现有技术相比的优点在于:
[0017](I)本发明整套方法技术完整、步骤合理、操作规范、项目全面，在设计早期验证了相关结构设计方案的合理性，充分体现了仿真对实物试验的预示作用。
[0018](2)本发明采用拟合轨迹、驱动图元定义等数字化先进手段对火箭发动机五种摆动方式进行仿真，对发动机地面实物试验无法实现的极限工况进行模拟，是实物试验的有效补充，实现了发动机摆动过程关键间距提取及危险间距识别，提前暴露了存在及潜在的不协调问题。
[0019](3)此外，本发明基于Pro/E软件的统一底层平台，使得Pro/E设计模型能够直接用于仿真，避免了异构模型转换，以数字样机为单一数据源实现了设计仿真无缝传递，保证了数据的一致性。
【附图说明】
[0020]图1示出了本发明中的矩形轨迹插值拟合流程。
[0021]图2示出了本发明的火箭发动机冷摆数字试验方法实施流程图。
【具体实施方式】
[0022]本发明包括如下技术方案:
[0023]一种火箭发动机冷摆数字试验方法，包含对火箭发动机圆摆、俯仰、滚动、偏航及矩形五种摆动方式的数字试验方法，对正常状态、极限状态、摸底状态三种设计状态进行仿真模拟(例如利用ProE/Mechanism模块)，实现火箭发动机摆动过程动态干涉问题识别及危险间距提取。
[0024]本发明的火箭发动机冷摆数字试验方法如下:
[0025](I)利用CAD设计软件的运动机构装配模块对火箭发动机、伺服机构进行正确安装(例如利用Pro/E运动机构装配模块)。
[0026]以单台发动机由两台伺服机构A、B驱动控制为例，说明两者间装配流程如下:根据伺服机构A与发动机运动关系，预先装配辅助零件十字轴，依次完成十字轴与机架销钉副定义、伺服机构下支点与十字轴销钉副定义、伺服机构上支点与机架球铰定义。装配完成后拖动组件完成自由度检查，保证伺服机构与发动机正确的运动副装配关系。按上述同样的方法完成伺服机构B与发动机的运动副装配关系。
[0027](2)进行圆摆、俯仰、滚动、偏航、矩形摆动运动方程定义(例如利用ProE/Mechanism 模块)。
[0028]对火箭发动机特定摆动方式逐一进行运动方程定义，其中圆摆、俯仰、滚动、偏航四种常规摆动方式直接通过ProE/Mechanism模块内嵌固定驱动图元完成定义，对矩形特殊摆动方式通过拟合轨迹方法完成运动方程定义，其技术方案为:
[0029]按伺服机构A、B两个方向对摆动轨迹按时间序列分别进行插值。由于矩形轨迹在作动器变换点处不可导，为避免仿真时出现跳变发散而导致拟合轨迹中断，必须对作动器变换点处进行微数量级插值，在作动器变换点± △ (△ < 0.01)处拟合出可导曲线代替原不可导部分。由于矩形摆动一个周期包含四次作动器变换，需依次对其进行微数量级插值，以完成矩形轨迹拟合。附图1给出了发动机矩形轨迹插值拟合流程，包括:1)矩形轨迹分解，以伺服机构A、B方向矢量进行分解；2)变换点微数量级插值，变换点值选取拟合可导曲线；3)变换点插值曲线合成，伺服机构A、B变换点曲线生成；4)时间序列定义，对伺服机构A、B时间序列定义；5)矩形轨迹单周期拟合，完成单周期内矩形轨迹定义；6)拟合矩形轨迹验证，生成2D\3D轨迹曲线，进行伺服机构A、B拟合矩形轨迹验证。
[0030]基于插值拟合的矩形轨迹进行发动机单机喷管运动定义包括:
[0031]a)添加矩形拟合轨迹至伺服电机图元；
[0032]b)以发动机单机喷管常平座为对象，按伺服机构A、伺服机构B方向完成矢量分解；
[0033]c)基于伺服电机矩形运动图元完成常平座两个方向运动轨迹定义，作为单机喷管运动的几何电机原动力。
[0034]d)设置单机喷管初始位置，建立单机喷管运动分析任务，按周期序列完成时间定义。
[0035](3)面向多种极限状态的火箭发动机摆动轨迹定义。
[0036]正常状态下，沿伺服机构作动器伸缩方向，每台伺服机构可以推动发动机摆动土 α，即发动机在单个伺服机构作动器方向的摆角限幅值为α °。理论极限状态下，发动机在单个伺服机构作动器方向的摆角限幅值为β °。摸底状态下，认为发动机在单个伺服机构作动器方向的摆角限幅值为γ°。此三种状态的圆形、俯仰、滚动、偏航常规摆动仿真通过对两个伺服机构进行幅值不同的运动方程定义，完成摆动模拟。对矩形特殊摆动，分别插值最大摆角幅度为、β°、γ°的矩形轨迹，完成对正常状态、极限状态、摸底状态的矩形摆动仿真。
[0037](4)采取人工检查、自动检查相结合的方法进行动态干涉检查，对仿真结果进行分析与评估。
[0038]发动机动态干涉检查主要检查发动机在其整个运动轨迹上是否与其它零部件有干涉现象；检查发动机在整个运动轨迹上与其它零部件之间的距离