专利名称：基于数值仿真的卫星防护结构弹道极限自动获取方法
技术领域：
本发明涉及卫星关键部位的防护结构，具体涉及一种基于数值仿真的卫星防护结构弹道极限自动获取方法。
背景技术：
为了抵御空间碎片对卫星的撞击，需要为卫星的关键部位设计并安装防护结构。空间碎片击中卫星防护结构会产生“穿透”与“未穿透”两种结果，而这两种状态的临界点就称为弹道极限。弹道极限是评估防护结构防护能力的最重要的指标。工程上常用弹道极限曲线和弹道极限方程来刻画一种防护结构的防护能力。弹道极限曲线是指极限穿透下的碎片直径和撞击速度之间的关系曲线。而弹道极限方程是针对特定类型的防护结构又引入了其它参考变量，比如:防护板厚度、防护板间距等，通过数值拟合获得的方程。空间碎片撞击卫星防护结构的过程在力学上被界定为超高速碰撞问题。针对这种问题开展地面试验研究是非常昂贵的。目前超高速碰撞数值仿真使用最广的数值算法是SPHCSmoothed Particle Dynamics,光滑粒子流体动力学)。LS-dyna是目前世界上使用最广的冲击动力学仿真软件之一。利用LS-dyna并结合前后处理器LS-prepost,用户可以建立空间碎片和卫星防护结构的SPH模型，并对碎片撞击防护结构的破碎过程进行SPH仿真计算。LS-dyna的仿真计算需要用户对撞击问题进行具体准确地描述，包括弹丸直径、撞击速度、防护结构具体布局、各部位尺寸和间距等。只有将这些和撞击条件相关的参数全部定义清楚之后才能进行撞击过程的仿真计算。无论是弹道极限曲线还是弹道极限方程，其基础都是弹道极限点。有了极限点后通过绘图和拟合就能获得 曲线和方程。在防护结构的几何尺寸和布局参数全都固定，碎片的撞击速度也固定的条件下，单一的变化碎片直径会获得“穿透”和“未穿透”两种结果。当撞击结果正好处于两者的临界状态时，此时就获得了极限状态下的一组参数组合，包括空间碎片直径和撞击速度等，称为一个极限点。由于空间碎片直径是最后一个被确定下来的量，它也被称为弹道极限直径。弹道极限直径就是指，空间碎片撞击防护结构处于临界点状态时候的空间碎片的直径。然而通过现有LS-dyna的使用可知，数值仿真软件只能在全部参数都确定下的情况下才能计算，也包含碎片直径。因此现有数值仿真软件只能进行一个特定撞击过程的分析，而无法进行极限点分析。极限点的获取就需要人工建立多种碎片直径下的撞击模型，进行多个仿真计算，并通过一定策略人工寻找极限点。另外由于人工进行分析时，每次对极限点的判断带有主观性，多次判断之间无法保证标准的客观性，因此分析得到的结论中含有人为误差，这降低了弹道极限分析结果的
可信度
发明内容
本发明的目的是为了解决目前人工分析获得卫星防护结构弹道极限，分析周期长，分析成本高，且还有人为误差的问题，提出一种基于数值仿真的卫星防护结构弹道极限自动获取方法。本发明提供的一种基于数值仿真的卫星防护结构弹道极限自动获取方法，首先由用户建立工作目录和防护结构模型k文件，并将撞击仿真头文件和防护结构模型k文件拷入工作目录下，然后填写弹道极限自动获取配置文件，开始通过以下步骤进行弹道极限自动获取:步骤一、自动建模:伺服程序根据当前要创建的仿真模型的关键参数和配置，生成建模脚本，之后调用前处理软件以后台批处理方式读取生成的建模脚本并执行建模操作，最后整理输出仿真模型k文件。所述的关键参数和配置包括:所要建立的空间碎片和防护结构的几何模型以及其物理特性，撞击条件和约束条件，仿真配置信息。所述的空间碎片采用弹丸模型。步骤二、自动仿真计算:直接在DOS下以批处理方式启动LS-dyna求解器并以命令方式输入配置选项，对仿真模型k文件进行计算，并根据仿真模型k文件中的配置，以固定的时间间隔输出d3plot结果文件。步骤三、自动仿真结果提取:伺服程序调用后处理软件以后台批处理方式读取d3plot结果文件，得到d3plot结果文件中的结果数据。所述的前处理软件和后处理软件都带有命令模式与后台批处理模式。步骤四、自动仿真终 止判断:对步骤三得到的结果数据进行判断，看结果是否稳定，如果结果稳定结束当前仿真，继续执行步骤五；如果结果还不稳定则继承该结果，通过LS-dyna求解器的重启动技术转步骤二执行。步骤五、自动极限状态判断:读取当前步骤三得到的结果数据，以图形显示撞击过程和当前状态，如果空间碎片临界穿透防护结构，则直接获得极限点，转步骤七执行，否则继续执行步骤六。步骤六、自动极限直径搜寻:建立方程:y=f (X)，其中，X是正实数，表示弹丸直径，y表示穿透状态，y的值是O或I，其中O表示未穿透，I表示穿透；用半值法求解函数f，给定初始值 xl 和 χ2,且 xl<x2,并且 f (xl)=0, f (x2)=l^x=(xl+x2)/2,计算 f (x),如果 f (x) =0则令xl=x，如果f (X) =1则令x2=x ;再令X= (xl+x2) /2计算f (x)，以此类推，直到| xl_x2 |〈a,收敛公差a取为有限元网格模型的单元边长或者SPH无网格模型的粒子间距，此时，获得的弹丸的极限直径就是当前的(xl+x2)/2 ;其中，SPH表示光滑粒子流体动力学。步骤七、在获得所需要数量的极限点后，调用工程数学分析软件matlab计算引擎进行绘图和拟合操作，生成弹道极限曲线和方程。本发明的弹道极限自动获取方法，使用数值仿真对超高速碰撞问题进行数值模拟计算，相对传统人工分析，大大降低了分析的成本，缩短了获取的周期，并且在通过数值仿真方法获得了弹道极限特性后，只需要辅助以少量的实验，对仿真结果进行校准，就可以提供给工程设计使用，具有实用价值。
图1是本方明弹道极限自动获取方法的步骤流程图2是本发明方法步骤五中在弹丸撞击时防护结构在背面出现鼓包的示意图；图3是本发明实施例中所建立的单层铝防护板和弹丸的示意图；图4是本发明实施例采用步骤六的极限直径搜寻方法求解极限点过程的记录；图5是对应图4中的记录的每一次迭代点的仿真结果图；图6是本发明实施例得到的弹道极限曲线示意图。
具体实施例方式下面将结合附图和实施例对本发明作进一步的详细说明。本发明一种基 于数值仿真的卫星防护结构弹道极限自动获取方法，首先由用户建立工作目录和防护结构模型k文件，并将撞击仿真头文件和防护结构模型k文件拷入工作目录下，然后填写弹道极限自动获取配置文件，开始通过如图1所示的步骤进行弹道极限自动获取。弹道极限自动获取配置文件中，给定和极限点搜寻相关的参数，包括:工作目录、相关k文件的文件名、自动极限直径搜寻的两个初值xl和x2、收敛误差a ;另外由于极限分析程序后台调用前后处理软件LS-pr印ost以及LS-dyna求解器，因此还需要给出这些软件批处理接口程序的路径和程序名。步骤一至六在弹道极限自动获取中要被迭代和不断重复，所以通过编程由程序自动完成，本发明实施例采用C++语言编程实现。本发明的弹道极限自动获取方法，如图1所示，具体包括以下步骤:步骤一、自动建模。伺服程序根据当前要创建的模型的关键参数和配置，动态生成建模脚本，之后调用前处理软件以后台批处理方式读取生成的建模脚本并执行建模操作，最后输出模型k文件。所述的关键参数和配置，主要包括:建立空间碎片和防护结构的几何模型，如几何尺寸、布局尺寸等，空间碎片和防护结构的物理特性如材料模型、材料参数等，撞击条件和约束条件如撞击速度、防护板边缘的固定等，仿真配置信息。仿真配置信息是指仿真过程如结果输出设置、迭代时间步控制等，和在仿真进行时必要的设置如CPU使用情况、内存分配
坐寸O所述的空间碎片一般以圆球形的铝弹丸来代替，这是在超高速碰撞地面模拟实验中使用最多的方式。铝弹丸一般使用SPH算法进行计算。所述的防护结构则要根据具体要分析的问题进行建模。常见的防护结构有:单板或多板式防护结构、填充式防护结构、带有蜂窝夹层板的防护结构、带有放热层的防护结构等。防护结构要根据具体的部件特征选用SPH、有限元实体或者有限元壳单元等来计算。模型的建立首先要根据每一个部件如弹丸、防护板、填充层等的几何尺寸建立几何体，之后根据选择的算法不同或填充粒子或划分网格。由此也可见如果要更改撞击弹丸尺寸，就需要从建模环节重新开始。目前人工建模通过人工鼠标键盘操作前处理软件实现。本发明方法中的自动建模就是要让前处理软件在无人工干预的情况下自动执行，包括了两个要点:1、如何替代前处理软件中的人工鼠标操作；2、如何自动启动前处理软件并执行那些操作。本发明方法中为了实现第I点，通过在前处理软件的选取中选择带有命令模式的软件来实现。软件LS-pr印ost拥有自己的cmd命令流，并且可以通过SCRIPT0语言进行二次开发，这样就可以用对应的指令来替代人工建模操作。软件ANSYS可以使用APDUANSYSParametric Design Language, ANSYS参数化设计语言)进行批处理操作。软件Truegrid也拥有其自身的基于fortran语言。这三种软件都带有命令模式。为了实现第2点，前处理软件还必须具有后台批处理模式，也就是在DOS下，在完全没有图形界面的情况下进行软件启动、仿真模型的创建和软件退出。这三个前处理软件LS-prepost、ANSYS和Truegrid都是具有批处理模式的。所以本发明的方法在具体实现中可以采用这三种前处理软件。本发明在具体说明中是采用软件LS-prepost来说明的。因为在弹道极限获取过程中，需要改变弹丸直径，改变仿真模型，使得弹丸直径和防护结构模型的范围发生变化，而仿真模型改变了，建模过程就要变化，相应的命令模式下的建模命令也要变化，批处理模式下的建模脚本也要变化，所以为了实现自动建模，就要求在弹丸直径变化后，建模脚本可以自动重写，并根据自动重写的建模脚本建立新的模型，这就需要一个全局的伺服程序。伺服程序就是用来接收当前要创建的仿真模型的关键参数和配置，动态生成建模脚本，之后调用前处理软件以后台批处理方式读取生成的脚本并执行建模操作，最后整合输出下一步计算用的仿真模型k文件。所述的伺服程序，它实现的功能是根据当前的目标，比如要创建一个弹丸模型，或者提取某条结果数据，动态创建相应的cmd脚本，创建的cmd脚本中就包含了相应的操作命令如创建弹丸或者提取数据相应的命令以及参数，进而调用带有命令模式与后台批处理模式的前处理软件执行cmd脚本中的命令，这样就将原本由人工实现的功能转为自动实现。无论前处理还是后面步骤所述的后处理都是LS-prepost的功能(ANSYS和Truegrid也类似)，当人工使 用LS-prepost时，由人工点击鼠标来实现相应的目标功能。所述的仿真模型k文件，包括三部分:第一部分是撞击仿真头文件，撞击仿真头文件是被预先设定的，其内针对仿真冲击碰撞问题提供了设定方法和设定参数。仿真配置信息主要包含在撞击仿真头文件中。在该部分中，还包括弹丸的part (部件)、弹丸模型算法和弹丸模型材料信息，因为这些信息一般是不变的，即使要变动弹丸材料，只在头文件中修改也很方便。所述的弹丸模型算法比如为SPH算法。第二部分是防护结构模型文件，主要是防护结构信息。由于防护结构的形式有多种，比如有多板式、填充式等,在材料使用上又涉及均质板、编制材料、泡沫材料等。相应的防护结构建模方式也要根据具体情况来确定，因此永远无法寻找一种普适的参数化建模方法适用于任何一种防护结构建模。所以对于防护结构信息，由用户以k文件的方式提供一个防护结构模型k文件。所述的防护结构模型k文件中包含防护结构的几何信息、材料信息和防护结构模型的算法等。所述的防护结构模块的算法比如为SPH、有限元实体或者有限元壳单元等。第三部分是动态生成参数k文件，记载每次仿真需要更新的参数。为了进行弹道极限分析，需要对同一个防护结构在不同撞击速度下，不同的撞击弹丸直径下进行多次仿真。在这个过程中保持不变的配置参数都存放在头文件中。而对于每次仿真需要更新的参数，比如撞击速度和弹丸直径则需要由伺服程序动态生成。另外，由于弹丸直径的变化要求弹丸模型必须重新建立，因此弹丸模型的节点单元信息也是由伺服程序调用软件LS-prepost动态创建的。这些可变量构成了动态生成参数k文件。将上述三部分组合就构成了可提供LS-dyna仿真的完整的k文件。步骤二、自动仿真计算。直接在DOS下以批处理方式启动LS-dyna求解器并以命令方式输入配置选项，对仿真模型k文件进行计算，并根据仿真模型k文件中的配置以固定的时间间隔输出d3plot结果文件。仿真计算的环节就是要将仿真模型k文件提交给LS-dyna求解器进行冲击动力学数值仿真求解。在计算过程中，LS-dyna求解器会根据用户在仿真模型k文件中做出的配直以固定的时间间隔输出d3plot结果文件。所有的计算结果彳目息都储存在d3plot结果文件中。人工方式下，一般通过图形界面设定计算工作路径，并制定计算用的k文件，以及相关的内存和CPU配置选项，最后点击运行,之后LS-dyna求解器就会启动并进行求解。本发明方法中自动仿真计算就要求跳过图形界面，直接在DOS下以批处理方式直接启动LS-dyna求解器，并以命令方式输入各种配置选项。同样的由于每次使用的仿真模型k文件不同，工作路径不同，LS-dyna的启动命令参数也就不一样，这也是需要动态生成的。比如:用DOS命令启动D盘test文件夹下的仿真模型k文件一exam, k计算，LS-dyna求解器ls971.exe存放在E盘的prog文件夹下,使用2个CPU并行计算,则启动的DOS命令为:
权利要求
1.一种基于数值仿真的卫星防护结构弹道极限自动获取方法，其特征在于，首先由用户建立工作目录和防护结构模型k文件，并将撞击仿真头文件和防护结构模型k文件拷入工作目录下，然后填写弹道极限自动获取配置文件，开始通过以下步骤进行弹道极限自动获取: 步骤一、自动建模:伺服程序根据当前要创建的仿真模型的关键参数和配置，生成建模脚本，之后调用前处理软件以后台批处理方式读取生成的建模脚本并执行建模操作，最后整理输出仿真模型k文件；所述的关键参数和配置包括:所要建立的空间碎片和防护结构的几何模型以及其物理特性，撞击条件和约束条件，仿真配置信息；所述的空间碎片采用弹丸模型； 步骤二、自动仿真计算:直接在DOS下以批处理方式启动LS-dyna求解器并以命令方式输入配置选项，对仿真模型k文件进行计算，并根据仿真模型k文件中的配置，以固定的时间间隔输出d3plot结果文件； 步骤三、自动仿真结果提取:伺服程序调用后处理软件以后台批处理方式读取d3plot结果文件，得到d3plot结果文件中的结果数据；所述的前处理软件和后处理软件都带有命令模式与后台批处理模式； 步骤四、自动仿真终止判断:对步骤三得到的结果数据进行判断，看结果是否稳定，如果结果稳定，结束当前仿真，继续执行步骤五；如果结果不稳定，则继承该结果，通过LS-dyna求解器的重启动技术转步骤二执行； 步骤五、自动极限状态判断:读取当前步骤三得到的结果数据，以图形显示撞击过程和当前状态，如果空间碎片临界穿透防护结构，则直接获得极限点，转步骤七执行，否则继续执行步骤六； 步骤六、自动极限直径搜寻:建立方程:y=f (X)，其中，X是正实数，表示弹丸直径，y表示穿透状态，y的值是O或1， 其中O表示未穿透，I表示穿透；用半值法求解函数f，给定初始值xl和χ2,且xl<x2,并且确保初始的f (xl)=0, f (x2)=l,令x=(xl+x2)/2,计算f (x),如果f (x) =0则令xl=x，如果f (X) =1则令x2=x ;再令X= (xl+x2) /2计算f (x)，以此类推，直到xl-x2 I <a,收敛公差a取为有限元网格模型的单元边长或者SPH无网格模型的粒子间距，此时，获得的弹丸的极限直径就是当前的(xl+x2)/2 ;其中，SPH表示光滑粒子流体动力学； 步骤七、更新撞击速度和弹丸直径，重复步骤一到步骤六，获得所需要的极限点数量后，伺服程序调用工程数学分析软件matlab计算引擎进行绘图和拟合操作，生成弹道极限曲线和方程。
2.根据权利要求1所述的卫星防护结构弹道极限自动获取方法，其特征在于，所述的弹道极限自动获取配置文件，包含了与弹道极限点搜寻相关的参数，包括:工作目录、相关k文件的文件名、自动极限直径搜寻的两个初始值xl和x2、收敛误差a、以及前后处理软件以及LS-dyna求解器的批处理接口程序的路径和程序名。
3.根据权利要求1所述的卫星防护结构弹道极限自动获取方法，其特征在于，步骤一中所述的仿真模型k文件，包括三部分:撞击仿真头文件、防护结构模型k文件和动态生成参数k文件；所述的撞击仿真头文件是被预先设定的，针对仿真冲击碰撞问题提供了设定方法和设定参数，包含仿真配置信息以及弹丸的部件、弹丸模型算法和弹丸材料信息；所述的防护结构模型k文件包含防护结构的几何信息、材料信息和防护结构模型的算法；所述的动态生成参数k文件，由伺服程序动态生成，记载每次仿真需要更新的参数，包括撞击速度和弹丸直径。
4.根据权利要求1或2所述的卫星防护结构弹道极限自动获取方法，其特征在于，步骤一所述的前处理软件和步骤三所述的后处理软件为LS-prepost、ANSYS或者Truegrid。
5.根据权利要求1所述的卫星防护结构弹道极限自动获取方法，其特征在于，步骤四中所述的结果是否稳定，具体是:(1)如果每一个物体的等效质心加速度在一个时间段内的平均值，都小于阈值A，则结果稳定；(2)若出现加速度振荡波动的情况，对加速度的方差或者模值进行计算，如果每一个物体的等效质心加速度的方差或者模值都小于预设的阈值A，则结果稳定；在撞击速度的垂直平面内加速度矢量叠加为O的情况，计算1/4弹丸的等效加速度，若该加速度小于预设的阈值A，则结果稳定；(3)针对弹丸穿透了一块防护板而未运动到下一块防护板处，出现匀速运动状态的情况，对弹丸撞击轴线方向的速度进行判断，如果轴线速度大于阈值B，而弹丸粒子当前的坐标没有超出防护结构的空间范围，则结果不稳定，撞击过程没结束，如果轴线速度大于阈值B，而弹丸粒子当前坐标超出了防护结构范围，则结果稳定，撞击结束；如果弹丸的加速度趋近于0，速度也趋近于0，并且弹丸还在防护结构的空间范围内，则弹丸未穿透防护结构，但结果稳定，撞击结束；所述的阈值A设定为初始速度值的1/1000，所述的阈值B设定为撞击初始速度的1/100。
6.根据权利要 求1所述的卫星防护结构弹道极限自动获取方法，其特征在于，步骤五中所述的空间碎片临界穿透防护结构穿透的判断方法是:在加速度趋近于O的前提下，如果弹丸速度大于阈值B，并且弹丸超出了防护结构范围，则弹丸已穿透防护结构；如果弹丸速度也趋于0，并且弹丸在防护结构范围内，则弹丸未穿透防护结构；对于由于弹丸的撞击引起防护结构在背面出现鼓包的情况，将防护结构范围修正为初始防护结构范围附加上1-1.5倍的最后一层防护板的厚度；所述的阈值B设定为撞击初始速度的1/100。
7.根据权利要求1所述的卫星防护结构弹道极限自动获取方法，其特征在于，步骤七中所述的所需要的极限点数量为7个；撞击速度的范围是2-8km/s，每间隔lkm/s得到一个极限点。
全文摘要
本发明是一种基于数值仿真的卫星防护结构弹道极限自动获取方法，首先伺服程序根据要创建的仿真模型的关键参数和配置，生成建模脚本，调用前处理软件读取建模脚本执行建模操作，输出仿真模型k文件，启动LS-dyna求解器进行计算，并以固定时间间隔输出结果文件，然后利用LS-dyna求解器的重启动分析功能进行仿真终止判断，直到结果稳定，仿真结束，将得到的结果文件中的数据，以图形显示出，若得到临界穿透情况则直接获得极限点，否则采用自动极限直径搜寻得到极限点，最后获得所需要的极限点后，生成弹道极限曲线和方程。本发明方法降低了分析成本，缩短了周期，对仿真结果只需辅助少量实验进行校准，就能提供给工程设计使用。
文档编号G06F17/50GK103218490SQ20131012988
公开日2013年7月24日 申请日期2013年4月15日 优先权日2013年4月15日
发明者张晓天, 贾光辉 申请人:北京航空航天大学