月球探测器软着陆动力学的参数化仿真方法
【专利摘要】本发明涉及月球探测器软着陆动力学的参数化仿真方法，属于深空探测【技术领域】。本方法集有限元建模、求解计算及结果后处理于一体，能够生成探测器各组件（包括中心体、燃料贮箱、月球车、缓冲支柱、足垫）的有限元网格模型并自动完成装配、工况设定、求解计算和结果提取；实现了月球探测器软着陆动力学参数化模型的自动化建立，避免了月球探测器的有限元建模过程中改变某一个特征尺寸引起的网格重划分和组件连接关系重设定给设计人员带来的重复劳动，解决了现有技术在月球探测器软着陆过程动力学分析中的设计效率问题。
【专利说明】月球探测器软着陆动力学的参数化仿真方法
【技术领域】
[0001]本发明涉及月球探测器软着陆动力学的参数化仿真方法，属于深空探测【技术领域】。
【背景技术】
[0002]我国当前正在进行第二、第三期月球探测的研制、实验。月球软着陆技术是我国探月工程的一项关键技术。为了保障探测器上搭载的设备与人员的安全，使得探测器平缓、顺利地着陆在月球表面，防止出现着陆器过载或倾倒，必须对月球软着陆过程进行严格的动力学分析与研究。
[0003]月球探测器软着陆过程动力学是研究从月球着陆器发动机关闭自由下落时刻到着陆器和月面接触直至稳定下来这段时间内的动力学过程。针对按照月球探测器建模方式的不同，至今国内外已形成三类分析方法:刚体动力学分析、刚柔耦合动力学分析和非线性有限元分析。其中非线性有限元分析方法相对于前两者其结果更为准确可靠，但是由于考虑了更多的力学因素，有限元模型的建立过程更加复杂。另外，由于改变探测器的某一个特征尺寸的同时需要重新划分有限元网格，而探测器各个组件间的连接又与网格节点密切相关。所以在初始设计阶段，探测器构型的任何微小变化都会带来网格划分和连接设置上的重复操作，对于探测器这种大型的航天器结构来说，建模上大量的重复操作既繁琐又易出错，严重影响设计效率。
[0004]Abaqus软件是国际公认的大型通用非线性有限元分析软件之一。在众多的有限元分析软件中，Abaqus软件提供的二次开发接口具有很大优势，其中脚本接口(AbaqusScriptingInterface)是在Python语言的基础上进行的定制开发，它扩充了Python的对象模型和数据类型,使Abaqus脚本接口的功能更加强大。本发明利用Python语言驱动Abaqus软件来进行探测器的建模、计算和后处理。
【发明内容】
[0005]为了解决现有技术在月球探测器软着陆过程动力学分析中的设计效率问题，本发明提出一种月球探测器软着陆动力学的参数化仿真方法。该方法集有限元建模、求解计算及结果后处理于一体，能够生成探测器各组件(包括中心体、燃料贮箱、月球车、缓冲支柱、足垫)的有限元网格模型并自动完成装配、工况设定、求解计算和结果提取。
[0006]本发明的技术方案如下:
[0007]步骤1:提取探测器组件(包括中心体、燃料贮箱、月球车、缓冲支柱、足垫)和月壤的几何特征尺寸、组件安装位置和相邻组件间的装配关系。
[0008]步骤2:建立探测器组件及月壤模型配置文件，每个配置文件中存放步骤I提取的中心体、燃料贮箱、月球车、缓冲支柱、足垫和月壤的几何特征尺寸，以及它们各自的有限元网格控制信息(包括网格大小和网格类型)。
[0009]步骤3:建立探测器组件及月壤的有限元模型:根据步骤2建立的配置文件中的几何特征尺寸及有限元网格控制信息，分别建立中心体、燃料贮箱、月球车、缓冲支柱、足垫和月壤的几何模型，并对各个几何模型划分有限元网格。然后依次对各个有限元网格赋予实际探测器和月壤结构对应的材料属性。
[0010]步骤4:建立探测器各组件的装配体模型配置文件，用于存放步骤I提取到的各个组件的安装位置和相邻组件间的装配关系。
[0011]步骤5:建立参数化装配体模型:根据步骤4建立的装配体配置文件中提供的各个组件的安装位置和装配关系，建立全局坐标系并将步骤3建立的各组件安装到全局坐标系的对应位置，然后建立相邻组件间的连接关系，形成参数化的装配体模型用于后续计算。
[0012]步骤6:建立仿真模型配置文件，用于存放仿真工况信息。仿真工况信息包括探测器着陆状态的载荷及边界条件、仿真算法的积分步长和仿真时间。
[0013]步骤7:建立参数化仿真模型，根据步骤6建立的仿真模型配置文件中提供的仿真工况信息，在步骤5得到的探测器装配体模型上施加载荷和边界条件，选择仿真时间和积分步长，最终建立有限元软件的求解器能识别的输入文件。
[0014]步骤8:有限元计算，将步骤7中得到的输入文件提交给有限元软件进行计算，得到仿真结果文件。所述仿真结果文件包括有限元节点编号以及对应节点的响应数据。
[0015]计算能通过商业有限元软件Abaqus、MSC.Patran、AnsyS、HyperWorks中任意一款实现。
[0016]步骤9:建立结果后处理配置文件，用于存放需要输出结果的节点所在的组件名称和有限元节点编号。
[0017]步骤10:参数化结果后处理，根据步骤9建立的结果后处理配置文件提供的节点编号及其所在的组件名称，打开步骤8得到的仿真结果文件，从中提取对应节点的响应数据，将数据写入文本文件并画图保存。
[0018]有益效果
[0019]本发明实现了月球探测器软着陆动力学参数化模型的自动化建立，避免了月球探测器的有限元建模过程中改变某一个特征尺寸引起的网格重划分和组件连接关系重设定给设计人员带来的重复劳动。将建模与仿真和结果后处理模块集成为统一的参数化分析方法，解决了现有技术在月球探测器软着陆过程动力学分析中的设计效率问题。参数化分析的输入参数与执行程序分离，可以结合工程领域已有技术对月球探测器实现优化设计。
【专利附图】
【附图说明】
[0020]图1为本发明的月球探测器软着陆动力学的参数化仿真流程示意图；
[0021]图2为【具体实施方式】中一次参数化仿真结束后工作目录下生成的文件；
[0022]图3为【具体实施方式】中月球探测器的装配体几何模型示意图；
[0023]图4为【具体实施方式】中月球探测器中心体几何模型示意图；
[0024]图5为【具体实施方式】中月球车支架与中心体顶板交线中点的加速度响应与已有试验数据的对比；
[0025]标号说明:1-月球车，2-中心体，3-缓冲支柱，4-足垫，5-月壤。
【具体实施方式】[0026]下面结合实施例和附图对本
【发明内容】
作进一步说明。
[0027]步骤1:简化月球探测器模型。
[0028]月球探测器上携带多种有效载荷，模型十分复杂，涉及到的几何尺寸繁多。所以在进行参数化仿真之前，本发明首先对探测器的物理模型进行简化:探测器软着陆动力学响应分析的根本目的是为了得到探测器上有效载荷的力学环境，从而制定着陆阶段的振动试验条件。而有效载荷的力学环境一般由冲击响应谱衡量，因此需要得到的物理量是有效载荷基座(即其在舱板上的安装位置)处的加速度响应。考虑到有效载荷(中心体侧板上的雷达、相机、天线、矢量发动机以及月球车上的桅杆、电控箱、电源控制器、惯性组件等)的质量较小，可以忽略它对基座加速度的影响。因此，可以仅对探测器和月球车的主承力结构建模，包括探测器的太阳翼、冷却板、舱板、侧板、顶板、底板和内部隔板，月球车的侧板、顶板和底板。将有效载荷的质量均匀分布到邻近的板壳结构上。月球车侧板底部边线与探测器顶板上的支座通过刚性单元进行运动学耦合约束。由于中心体和月球车的主承力板壳结构全部由合金材料或复合材料夹层制成且壁厚远远小于板长，所以二者的组装体可以视为一个纯弹性的壳体结构。
[0029]步骤2:提取探测器各组件(包括中心体、燃料贮箱、月球车、缓冲支柱、足垫)及月壤的几何特征尺寸、安装位置和相邻组件间的装配关系。其中中心体和燃料贮箱之间为固定连接，月球车和中心体之间为固定连接，缓冲支柱与中心体之间为球铰连接，缓冲支柱与足垫之间为球铰连接，足垫和月壤之间为接触(摩擦系数取0.4)。
[0030]步骤3:在计算机硬盘上建立工作目录空文件夹，目录全称为A，用于存放仿真用到的所有模型及分析结果。然后在文件夹A下建立空文件夹Material (材料)、Lander (着陆器)、Tank (I&箱)、Car (月球车)、Leg (缓冲支柱)、Saucer (足垫)、Soil (月壤)、Assembly(装配体)、Analysis (分析)、Output (结果),分别用于存放即将建立的模型材料库文件、中心体模型文件、燃料贮箱模型文件、月球车模型文件、缓冲支柱模型文件、足垫模型文件、月壤模型文件、探测器装配体模型文件、可用于进行探测器软着陆仿真的模型文件和加速度结果文件。
[0031]步骤4:利用商业有限元软件Abaqus建立探测器模型的材料库material, cae,用于保存探测器模型和月壤的所有材料。
[0032]步骤5:建立(或修改)探测器组件和月壤模型配置文件,每个配置文件中存放步骤2提取到的对应组件和月壤的几何特征尺寸和有限元网格控制信息(网格大小和网格类型)。即在文件夹Lander、Tank、Car、Leg、Saucer、SoiI中分别建立(或修改)模型配置文件lander, dat、tank, dat、car.dat、leg.dat、saucer, dat、soil, dat。
[0033]步骤6:建立参数化组件和月壤模型
[0034]利用封装的Python程序，首先将步骤4生成的material, cae文件复制到各个组件文件夹(Lander、Tank、Car、Leg、Saucer、Soil)下并更名为 lander, cae、tank, cae、car.cae、leg.cae、saucer, cae、soil, cae作为组件和月壤模型文件。然后通过Python程序读取步骤5建立的组件和月壤模型配置文件，根据配置文件中提供的组件和月壤几何特征尺寸和有限元网格控制信息驱动Abaqus软件打开并修改组件和月壤模型文件(lander, cae、tank, cae、car.cae、leg.cae、saucer, cae、soil, cae),建立各组件和月壤的几何模型并对其划分有限元网格，最后对组件和月壤上不同区域赋予实际探测器和月壤结构的材料属性。
[0035]步骤7:建立(或修改)装配体模型配置文件
[0036]在文件夹Assembly下建立(或修改)装配体配置文件sysassmebly.dat,用于存放步骤2提取到的各个组件的安装位置和相邻组件间的装配关系。
[0037]步骤8:建立参数化装配体模型
[0038]利用封装的Python程序驱动Abaqus软件在文件夹assembly下建立空白装配体模型文件assembly, cae并导入步骤6中建立好的组件和月壤模型(lander, cae、tank,cae、car.cae、leg.cae、saucer, cae、soil, cae)。读取步骤7建立的装配体模型配置文件sysassmebly.dat,根据配置文件中提供的组件安装位置和装配关系，在assembly, cae模型文件中将各组件安装到对应位置并建立相邻组件间的连接关系，其中中心体和燃料贮箱之间为固定连接，月球车和中心体之间为固定连接，缓冲支柱与中心体之间为球铰连接，缓冲支柱与足垫之间为球铰连接，足垫和月壤之间为接触(摩擦系数取0.4)。最后对探测器进行质量配平，使其质心坐标满足具体设计需要。保存并关闭assembly, cae文件。装配体模型示意图如图2所示。
[0039]步骤9:建立(或修改)仿真模型配置文件
[0040]在文件夹Analysis下建立(或修改)仿真模型配置文件analysis, dat,用于存放仿真工况信息。仿真工况信息包括探测器着陆状态的载荷及边界条件、仿真算法的积分步长和仿真时间。
[0041]步骤10:建立参数化仿真模型
[0042]利用封装的Python程序读取步骤9建立的仿真模型配置文件analysis, dat,将步骤8建立好的装配体模型文件assembly, cae复制到Analysis文件夹下并更名为analysis, cae。根据仿真模型配置文件analysis, dat提供的仿真工况信息,驱动Abaqus软件打开并修改analysis, cae文件,为探测器施加载荷和边界条件、选择仿真时间和步长，最终建立Abaqus软件的求解器(Standard求解器)可识别的输入文件analysis, inp。保存并关闭 analysis, cae。
[0043]步骤11:有限元计算，利用封装的Python程序将步骤10中得到的输入文件analysis, inp提交给Abaqus进行计算,得到仿真结果文件analysis, odb。
[0044]步骤12:建立(或修改)结果后处理配置文件
[0045]在文件夹Output下建立(或修改)结果后处理配置文件result, dat,用于存放需要输出结果的节点所在的组件名称和有限元节点编号。
[0046]步骤13:参数化结果后处理
[0047]利用封装的Python程序读取步骤12建立的result, dat文件,驱动Abaqus软件打开仿真结果文件analysis1.0db并根据result, dat文件提供的有限元节点编号提取对应节点的响应数据。然后通过Python程序关闭analysis1.0db文件,将响应数据文本文件及其时间曲线全部保存于文件夹Output下。月球车支架与中心体顶板交线中点的输出结果如图5所示。
【权利要求】
1.月球探测器软着陆动力学的参数化仿真方法，其特征在于:包括如下步骤: 步骤1:提取探测器组件和月壤的几何特征尺寸、组件安装位置和相邻组件间的装配关系；所述测器组件包括中心体、燃料贮箱、月球车、缓冲支柱、足垫； 步骤2:建立探测器组件及月壤模型配置文件，每个配置文件中存放步骤I提取的中心体、燃料贮箱、月球车、缓冲支柱、足垫和月壤的几何特征尺寸，以及它们各自的有限元网格控制信息，包括网格大小和网格类型； 步骤3:建立探测器组件及月壤的有限元模型:根据步骤2建立的配置文件中的几何特征尺寸及有限元网格控制信息，分别建立中心体、燃料贮箱、月球车、缓冲支柱、足垫和月壤的几何模型，并对各个几何模型划分有限元网格；然后依次对各个有限元网格赋予实际探测器和月壤结构对应的材料属性； 步骤4:建立探测器各组件的装配体模型配置文件，存放步骤I提取到的各个组件的安装位置和相邻组件间的装配关系； 步骤5:建立参数化装配体模型:根据步骤4建立的装配体配置文件中提供的各个组件的安装位置和装配关系，建立全局坐标系并将步骤3建立的各组件安装到全局坐标系的对应位置，然后建立相邻组件间的连接关系，形成参数化的装配体模型； 步骤6:建立仿真模型配置文件，用于存放仿真工况信息；仿真工况信息包括探测器着陆状态的载荷及边界条件、仿真算法的积分步长和仿真时间； 步骤7:建立参数化仿真模型，根据步骤6建立的仿真模型配置文件中提供的仿真工况信息，在步骤5得到的探测器装配体模型上施加载荷和边界条件，选择仿真时间和积分步长，最终建立有限元软件的求解器能识别的输入文件； 步骤8:有限元计算，将步骤7中得到的输入文件提交给有限元软件进行计算，得到仿真结果文件；所述仿真结果文件包括有限元节点编号以及对应节点的响应数据； 步骤9:建立结果后处理配置文件，存放需要输出结果的节点所在的组件名称和有限元节点编号； 步骤10:参数化结果后处理，根据步骤9建立的结果后处理配置文件提供的节点编号及其所在的组件名称，打开步骤8得到的仿真结果文件，从中提取对应节点的响应数据，将数据写入文本文件并画图保存。
2.根据权利要求1所述的月球探测器软着陆动力学的参数化仿真方法，其特征在于:步骤8所述计算能通过商业有限元软件Abaqus、MSC.Patran、AnsyS、HyperWorks中任意一款实现。
【文档编号】G06F17/50GK103678824SQ201310728558
【公开日】2014年3月26日 申请日期:2013年12月25日 优先权日:2013年12月25日
【发明者】刘莉, 周思达, 董威利, 杨武, 陈树霖, 张南富 申请人:北京理工大学