运载火箭载荷分析方法与流程

本申请属于运载火箭设计技术领域，具体涉及一种运载火箭载荷分析方法。

背景技术：

火箭载荷分析的目的是确定在外力作用下火箭结构指定部位的内力，旨在为火箭的结构设计和各部段的强度分析提供依据，其主要用于火箭的初步设计阶段。载荷分析的内容主要包括火箭在地面操作期间(如运输、停放、吊装和起竖等)所受的载荷、火箭在飞行过程中由于发动机的推力、气动力及操纵力产生的载荷、助推器与芯级的连接载荷、推进剂晃动产生的载荷、阵风及高空切变风作用引起的载荷等。由于载荷计算的项目繁多、计算量大，设计人员在研制阶段需要针对不同工况编写大量的程序以用于火箭载荷的计算，并且在火箭研制的不同阶段，通常还需要不断对程序进行修改，这些工作都涉及大量的初始数据及计算结果的处理，不仅工作量很大，而且效率很低、容易出错。

目前，现有技术中还没有一套适用于各种型号火箭的通用载荷分析方法，只有成熟的载荷计算理论及公式。需要设计人员依据不同型号及任务来编写和调试相应的计算程序，此外，所编写的程序没有操作界面，输入输出都不是可视化的，需要手工进行大量的数据预处理。这样既增加工作量，又增加数据出错的可能性，且会延长设计周期，从而也限制了载荷计算方法的推广和继承。这种情况显然不符合型号设计一体化、自动化要求，无法满足日趋激烈的国际商业发射市场的竞争。

技术实现要素：

为至少在一定程度上克服相关技术中存在的问题，本申请提供了一种运载火箭载荷分析方法。

根据本申请实施例的第一方面，本申请提供了一种运载火箭载荷分析方法，其包括以下步骤：

获取火箭载荷分析的工作项目类型；

根据不同的工作项目类型，采用有限元前处理软件分别对运载火箭进行建模，得到火箭模型以及火箭模型求解输入文件和输出控制文件；

将火箭模型求解输入文件和输出控制文件输入有限元分析软件，采用有限元分析软件对运载火箭模型进行载荷计算；

将计算得到的载荷数据进行用户界面显示。

进一步地，所述采用有限元分析软件对运载火箭模型进行载荷计算的步骤之前，还包括根据创建的火箭模型判别对应工作项目类型的输入数据是否完整的步骤，其包括：判别创建的火箭类型是否完整，如果创建的火箭模型不完整，则判定对应工作项目类型的输入数据不完整。

进一步地，所述运载火箭载荷分析方法还包括以下步骤：利用载荷数据对火箭模型进行验证，其具体包括全结构平衡验证、支反力验证和分支结构平衡验证；

进行全结构平衡验证时，如果火箭在自由-自由状态下，载荷计算得到的箭体两端的弯矩为0，则判定全结构平衡验证合格；

进行支反力验证时，如果火箭在支撑状态下，支反力等于外力，则判定支反力验证合格；

进行分支结构平衡验证时，如果分支点所有截面载荷均平衡，则判定分支结构平衡验证合格；

如果全结构平衡验证、支反力验证和分支结构平衡验证中有任一项验证不合格，则重新检查创建的火箭模型。

进一步地，所述步骤根据不同的工作项目类型，采用有限元前处理软件分别对运载火箭进行建模的过程为：

采集建模原始数据；

读取建模原始数据，创建火箭模型，并得到火箭模型求解输入文件；

创建输出控制文件，其中，输出控制文件中包括输出各个节点的轴力、剪力和弯矩，以及对应秒时刻的质量。

更进一步地，所述建模原始数据包括十二列数据，第一至第十二列数据分别为：节点号、节点位置、节点处的对应集中质量、节点处x向转动惯量、节点处y向转动惯量、节点处z向转动惯量、杆单元编号、杆属性编号、杆单元面积、法向力、轴向力、推力和支点的六自由度约束。

更进一步地，所述步骤创建火箭模型，并得到火箭模型求解输入文件的过程为：

创建箭体坐标系，其中，坐标原点取在火箭的理论尖点，即火箭头部母线延长线的交点；x轴沿火箭纵轴线指向尾端；y轴位于火箭纵对称面内向上；z轴与x轴、y轴构成右手坐标系oxyz；

通过读取建模原始数据中的第一列和第二列数据创建节点，通过读取建模原始数据中的第七列和第八列数据创建有限元，通过读取建模原始数据中的第三列至第六列数据创建质量元；

定义材料属性；

创建边界条件；其中，对于飞行过程中的火箭，其边界条件为自由边界；对于停放、运输、起吊的火箭，其支点位置为简支边界；

创建载荷，其中，对于气动法向力的位置和力的大小，直接读取对应秒时刻气动法向力数据，作用方向为y方向；对于气动轴向力的位置和力的大小，直接读取对应秒时刻气动轴向力数据，作用方向为x方向；发动机的推力大小及位置读取推力数据。

更进一步地，所述箭载荷分析的工作项目类型为全箭各个飞行工况的飞行载荷时，第二列输入的节点号数据具体为：主支梁和分支梁的站点位置；第三列至第六列输入的节点处的对应集中质量、节点处x向转动惯量、节点处y向转动惯量和节点处z向转动惯量数据具体为：各个站点的质量；第八列输入的杆属性编号数据具体为：主支梁和分支梁的材料属性；第九列输入的杆单元面积数据具体为：主支梁和分支梁的截面；第十列输入的法向力数据具体为：各个站点的气动法向力，第十一列输入的轴向力数据具体为：各个站点的气动轴向力；第十二列输入的推力数据具体为：喷管作用位置以及摆角方向以及不同飞行时刻下的推力值。

更进一步地，所述火箭载荷分析的工作项目类型为停放、运输、起吊载荷时，第二列输入的节点号数据具体为：主支梁和分支梁的站点位置；第三列至第六列输入的节点处的对应集中质量、节点处x向转动惯量、节点处y向转动惯量和节点处z向转动惯量数据具体为：各个站点的质量。第八列输入的杆属性编号数据具体为：主支梁和分支梁的材料属性；第九列输入的杆单元面积数据具体为：主支梁和分支梁的截面；第十三列输入的支点的六自由度约束数据具体为：支点约束位置。

更进一步地，所述火箭载荷分析的工作项目类型为起竖载荷时，第二列输入的节点号数据具体为：主支梁和分支梁的站点位置；第三列至第六列输入的节点处的对应集中质量、节点处x向转动惯量、节点处y向转动惯量和节点处z向转动惯量数据具体为：各个站点的质量；第八列输入的杆属性编号数据具体为：主支梁和分支梁的材料属性；第九列输入的杆单元面积数据具体为：主支梁和分支梁的截面；第十三列输入的支点的六自由度约束数据具体为：支点约束位置。

进一步地，所述有限元前处理软件采用patran，有限元分析软件采用nastran。

根据本申请的上述具体实施方式可知，至少具有以下有益效果：本申请运载火箭载荷分析方法通过对运载火箭进行建模，采用有限元分析软件对火箭模型进行载荷计算，并将计算结构进行用户界面显示，本申请通用性强，能够大大减轻设计人员的工作量，而且能够促进火箭设计的程序化、自动化，从而提高计算效率和可靠性，对提高火箭型号设计的速度和质量具有重要现实意义。

应了解的是，上述一般描述及以下具体实施方式仅为示例性及阐释性的，其并不能限制本申请所欲主张的范围。

附图说明

下面的所附附图是本申请的说明书的一部分，其示出了本申请的实施例，所附附图与说明书的描述一起用来说明本申请的原理。

图1为本申请具体实施方式提供的一种运载火箭载荷分析方法的流程图。

图2为本申请具体实施方式提供的一种运载火箭载荷分析方法中运载火箭建模方法的流程图。

具体实施方式

为使本申请实施例的目的、技术方案和优点更加清楚明白，下面将以附图及详细叙述清楚说明本申请所揭示内容的精神，任何所属技术领域技术人员在了解本申请内容的实施例后，当可由本申请内容所教示的技术，加以改变及修饰，其并不脱离本申请内容的精神与范围。

本申请的示意性实施例及其说明用于解释本申请，但并不作为对本申请的限定。另外，在附图及实施方式中所使用相同或类似标号的元件/构件是用来代表相同或类似部分。

关于本文中所使用的“第一”、“第二”、…等，并非特别指称次序或顺位的意思，也非用以限定本申请，其仅为了区别以相同技术用语描述的元件或操作。

关于本文中所使用的方向用语，例如：上、下、左、右、前或后等，仅是参考附图的方向。因此，使用的方向用语是用来说明并非用来限制本创作。

关于本文中所使用的“包含”、“包括”、“具有”、“含有”等等，均为开放性的用语，即意指包含但不限于。

关于本文中所使用的“及/或”，包括所述事物的任一或全部组合。

关于本文中的“多个”包括“两个”及“两个以上”；关于本文中的“多组”包括“两组”及“两组以上”。

关于本文中所使用的用语“大致”、“约”等，用以修饰任何可以细微变化的数量或误差，但这些微变化或误差并不会改变其本质。一般而言，此类用语所修饰的细微变化或误差的范围在部分实施例中可为20％，在部分实施例中可为10％，在部分实施例中可为5％或是其他数值。本领域技术人员应当了解，前述提及的数值可依实际需求而调整，并不以此为限。

某些用以描述本申请的用词将于下或在此说明书的别处讨论，以提供本领域技术人员在有关本申请的描述上额外的引导。

火箭的载荷分析指的是计算火箭在各种外力作用下箭体各横截面上的轴力、剪力和弯矩等内力，其所受外力主要有飞行时的气动力、发动机推力、竖立在发射台上时的风载荷以及在运输、起吊、起竖等过程中所受的各种支撑力等。火箭的载荷可以分为静载荷和动载荷。其中，静载荷是由定常外力引起的箭体内力，动载荷是由随机或剧烈变化的外力激起的箭体振动响应载荷。

箭体结构主要由各个承力构件组成，其主要包括推进剂贮箱、有效载荷舱、箱间段、级间段、发动机承力结构及尾端，这些构件连接形成火箭结构的主体，在载荷计算中称为主梁。主梁的功能是连接有效载荷、仪器设备和动力装置，贮存推进剂，承受各种载荷并维持火箭的气动外形，保证火箭的结构完整性。卫星等有效载荷以及各级发动机则是安装在主梁上的，通常称为支梁。

需要说明的是，火箭载荷计算不是计算火箭所受的气动力、推力等外载荷，而是计算在这些外载荷作用下火箭各部段的内力。

如图1所示，本申请提供了一种运载火箭载荷分析方法，其包括以下步骤：

s1、获取火箭载荷分析的工作项目类型，其中，火箭载荷分析的工作项目类型包括全箭各个工况下的飞行载荷、整流罩内外压差载荷、尾翼载荷以及地面载荷。其中，地面载荷包括停放、运输、起吊载荷和起竖载荷。

s2、根据不同的工作项目类型，采用有限元前处理软件分别对运载火箭进行建模，得到火箭模型以及火箭模型求解输入文件和输出控制文件，如图2所示，其具体过程为：

火箭模型复杂，节点数量多，在实际火箭飞行的各个秒状态中，节点编号和位置不变，箭体上对应的节点位置处的质量不变，然而贮箱对应位置处节点上的质量不断变化，作用在节点处的外力也在不断变化，因此在计算各个秒状态下的载荷时，需要建立多个秒状态的火箭模型。

具体地，有限元前处理软件采用patran。patran是工业领域最著名的有限元前、后处理器，是一个开放式、多功能的三维mcae软件包，具有集工程设计、工程分析和结果评估功能于一体的、交互图形界面的cae集成环境。

s21、采集建模原始数据，其中，建模原始数据包括十三列数据，第一至第十三列数据分别为：节点号、节点位置、节点处的对应集中质量、节点处x向转动惯量、节点处y向转动惯量、节点处z向转动惯量、杆单元编号、杆属性编号、杆单元面积、法向力、轴向力/推力和支点的自由度约束。

其中，火箭载荷分析的工作项目类型为全箭各个飞行工况的飞行载荷时，第二列输入的节点号数据具体为：主支梁和分支梁的站点位置。第三列至第六列输入的节点处的对应集中质量、节点处x向转动惯量、节点处y向转动惯量和节点处z向转动惯量数据具体为：各个站点的质量。第八列输入的杆属性编号数据具体为：主支梁和分支梁的材料属性。第九列输入的杆单元面积数据具体为：主支梁和分支梁的截面。第十列输入的法向力数据具体为：各个站点的气动法向力，第十一列输入的轴向力数据具体为：各个站点的气动轴向力。第十二列输入的推力数据具体为：喷管作用位置以及摆角方向以及不同飞行时刻下的推力值。

火箭载荷分析的工作项目类型为整流罩内外压差载荷时，第二列输入的节点位置数据具体为：整流罩各个站点的位置。第十列输入的法向力数据具体为：整流罩各个站点内外的法向气动系数，第十一列输入的轴向力数据具体为：整流罩各个站点内外的轴向气动系数。

火箭载荷分析的工作项目类型为尾翼载荷时，第二列输入的节点位置数据具体为：尾翼各个站点的位置。第十列输入的法向力数据具体为：尾翼各个站点的法向气动系数，第十一列输入的轴向力数据具体为：尾翼各个站点的轴向气动系数。

火箭载荷分析的工作项目类型为停放、运输、起吊载荷时，第二列输入的节点号数据具体为：主支梁和分支梁的站点位置。第三列至第六列输入的节点处的对应集中质量、节点处x向转动惯量、节点处y向转动惯量和节点处z向转动惯量数据具体为：各个站点的质量。第八列输入的杆属性编号数据具体为：主支梁和分支梁的材料属性。第九列输入的杆单元面积数据具体为：主支梁和分支梁的截面。第十三列输入的支点的自由度约束数据具体为：支点约束位置。

火箭载荷分析的工作项目类型为起竖载荷时，第二列输入的节点号数据具体为：主支梁和分支梁的站点位置。第三列至第六列输入的节点处的对应集中质量、节点处x向转动惯量、节点处y向转动惯量和节点处z向转动惯量数据具体为：各个站点的质量。第八列输入的杆属性编号数据具体为：主支梁和分支梁的材料属性。第九列输入的杆单元面积数据具体为：主支梁和分支梁的截面。第十三列输入的支点的六自由度约束数据具体为：支点约束位置。

s22、读取建模原始数据，创建火箭模型，并得到火箭模型求解输入文件，其具体过程为：

创建箭体坐标系，其中，坐标原点取在火箭的理论尖点，即火箭头部母线延长线的交点；x轴沿火箭纵轴线指向尾端；y轴位于火箭纵对称面内向上；z轴与x轴、y轴构成右手坐标系oxyz。

通过读取建模原始数据中的第一列和第二列数据创建节点，通过读取建模原始数据中的第七列和第八列数据创建有限元，通过读取建模原始数据中的第三列至第六列数据创建质量元。

定义材料属性。

创建边界条件。其中，对于飞行过程中的火箭，其边界条件为自由边界；对于停放、运输、起吊的火箭，其支点位置为简支边界。

创建载荷，其中，对于气动法向力的位置和力的大小，直接读取对应秒时刻气动法向力数据，作用方向为y方向；对于气动轴向力的位置和力的大小，直接读取对应秒时刻气动轴向力数据，作用方向为x方向；发动机的推力大小及位置读取推力数据。

s23、创建输出控制文件，其中，输出控制文件中包括输出各个节点的轴力、剪力和弯矩，以及对应秒时刻的质量。

s3、将火箭模型求解输入文件和输出控制文件输入有限元分析软件，采用有限元分析软件对运载火箭模型进行载荷计算。其中，载荷计算公式均为成熟的现有技术。具体地，有限元分析软件采用nastran。

s4、将计算得到的载荷数据进行用户界面显示，其中，计算得到的载荷数据包括各个节点的轴力、剪力和弯矩，以及对应秒时刻的质量。

本申请运载火箭载荷分析方法通过对运载火箭进行建模，采用有限元分析软件对火箭模型进行载荷计算，并将计算结构进行用户界面显示，极大的提高了载荷分析的通用性，促进了火箭载荷计算的程序化、自动化，加快了火箭研制效率和可靠性，对于增强我国在国际航天发射市场的竞争力具有现实而重要的意义。

上述步骤s3中，在采用有限元分析软件对运载火箭模型进行载荷计算的步骤之前，还包括根据创建的火箭模型判别对应工作项目类型的输入数据是否完整的步骤。如果创建的火箭模型不完整，则判定对应工作项目类型的输入数据不完整。具体地，例如，如果火箭模型在某站点处没有节点或者对应位置是截断的，则判定输入的数据中缺少该站点位置数据。如果火箭模型中某位置不显示三维图，则判定该位置没有赋予材料属性。

本申请一个实施例的运载火箭载荷分析方法可以在进行载荷计算之前根据创建的火箭模型对输入的数据完整性进行判别，即载荷分析方法具有自我检查功能，从而进一步提高了火箭设计的可靠性。

本申请运载火箭载荷分析方法还包括以下步骤：利用载荷数据对火箭模型进行验证，其具体包括全结构平衡验证、支反力验证和分支结构平衡验证。进行全结构平衡验证时，如果火箭在自由-自由状态下，载荷计算得到的箭体两端的弯矩为0，则判定全结构平衡验证合格。进行支反力验证时，如果火箭在支撑状态下，支反力等于外力，则判定支反力验证合格。进行分支结构平衡验证时，如果分支点所有截面载荷均平衡，则判定分支结构平衡验证合格。如果全结构平衡验证、支反力验证和分支结构平衡验证中有任一项验证不合格，则重新检查创建的火箭模型。

本申请一个实施例的运载火箭载荷分析方法在进行载荷计算之后进一步根据载荷计算结果对创建的火箭模型进行验证，能够更进一步提高火箭设计的可靠性。

在一个具体的实施例中，采用本申请提供运载火箭载荷分析方法，具体有限元分析软件采用nastran，有限元前处理软件采用patran，对运载火箭载荷进行分析时，其具体过程为：

1)在matlab中新建一个工作项目。

2)选择工作项目类型，其中，工作项目类型包括飞行载荷和地面载荷。飞行载荷包括全箭各个工况下的飞行载荷、整流罩内外压差载荷和尾翼载荷；地面载荷包括停放、运输、起吊载荷和起竖载荷。

3)按照不同的工作项目类型的初始数据输入要求，输入对应的初始数据，具体输入要求如下：

工作项目类型为全箭各个飞行工况的飞行载荷时，需要输入以下数据：全箭各个飞行时刻的原始数据、各个飞行时刻的气动数据、喷管作用位置以及摆角方向以及不同飞行时刻下的推力值。其中，全箭各个飞行时刻的原始数据包括主支梁和分支梁站点位置、各个站点质量、主支梁和分支梁的截面、主支梁和分支梁的材料属性。各个飞行时刻的气动数据包括各个站点的法向、轴向气动系数。

工作项目类型为整流罩内外压差载荷时，需要输入以下数据：整流罩各个站点的位置和整流罩各个站点的气动数据。其中，整流罩各个站点的气动数据包括整流罩各个站点内外的法向气动系数和轴向气动系数。

工作项目类型为尾翼载荷时，需要输入以下数据：尾翼各个站点的位置和尾翼各个站点的气动数据。其中，尾翼各个站点的气动数据包括尾翼各个站点的法向气动系数和轴向气动系数。

工作项目类型为停放、运输和起吊载荷时，需要输入以下数据：全箭各个飞行时刻的原始数据和支点约束位置。其中，全箭各个飞行时刻的原始数据包括主支梁和分支梁站点位置、各个站点质量、主支梁和分支梁的截面、主支梁和分支梁的材料属性。

工作项目类型为起竖载荷时，需要输入以下数据：全箭各个飞行时刻的原始数据、末端节点位置和支点约束位置。其中，全箭各个飞行时刻的原始数据包括主支梁和分支梁站点位置、各个站点质量、主支梁和分支梁的截面、主支梁和分支梁的材料属性。

4)将输入数据按照不同工作项目类型的输入内容批量导入到patran中的bdf文件中，完成火箭模型的创建，得到火箭模型求解输入文件。

5)利用patran中创建的火箭模型判别对应工作项目类型的输入数据是否完整。

其中，patran中火箭模型是利用所对应工作项目类型的输入数据来创建的。如果输入数据缺失，则创建的火箭模型不完整。

6)如果对应工作项目类型的输入数据不完整，则重新进行原始数据的输入；如果对应工作项目类型的输入数据完整，则将火箭模型求解输入文件和输出控制文件输入有限元分析软件nastran，利用有限元分析软件nastran对火箭模型进行载荷计算。

7)通过matlab对计算的载荷数据进行结果显示。

与现有技术相比，本申请能够减轻设计人员的工作量、促进火箭设计程序化和自动化，对提高火箭型号设计的速度和质量具有重要的意义。

以上所述仅为本申请示意性的具体实施方式，在不脱离本申请的构思和原则的前提下，任何本领域的技术人员所做出的等同变化与修改，均应属于本申请保护的范围。