一种基于成熟度的运载火箭数字样机设计方法与流程

本发明涉及运载火箭数字样机设计方法，属于数字化设计技术领域。

背景技术：

近年来，随着三维数字化技术的发展，各型号从关注、试点到全面采用三维数字化技术，基本经历了二维出图，三维建模为辅二维出图为主，三维建模为主二维出图为辅，到全三维模型下厂全面取消二维出图几个阶段。三维数字样机以其所见所得的直观性，在几何协调方面具有无以伦比的优势。

初期，设计人员使用三维数字样机进行建模协调时，由于受到传统设计流程(在传统设计流程下，总体下达任务书、设计出图、工艺审图、工装设计、物资备料等工作都是串行开展)的影响，创建三维数字样机的过程整体而言也是串行的，即总体下达任务书，设计建模，工艺审查模型等，随着工作的深入开展，发现其工作效率低下，设计质量得不到提高，细节包括设计人员发现问题，找管理人员调度，管理人员找相关人员协调，并且多个问题不能一次解决，周而复始，导致计划一推再推，质量也得不到提高。究其原因，是三维数字样机设计缺少有效的顶层方法指导，缺少并行协同，缺少有效的质量管控。

技术实现要素：

本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提供了一种基于成熟度的运载火箭数字样机设计方法，实现了并行协同，有效提高了设计质量，减少设计更改和反复，提高总装配一次成功率。

本发明的技术解决方案是：一种基于成熟度的运载火箭数字样机设计方法，步骤如下：

步骤一：建立总成骨架模型，在总成骨架模型中创建并发布针对各个分系统的几何外形约束；

步骤二：建立主承力结构模型，实现主承力结构的结构设计、性能仿真、物资备料和工装设计的协调匹配；

步骤三：建立功能性结构细节模型，确保其具备可装配性和可维修性；

步骤四：完成运载火箭各子级和全箭数字样机数字模装，确保各子级和全箭数字样机的协调匹配；

步骤五：按照单机、分系统、总体的顺序，依次对总成骨架模型、主承力结构模型、功能性结构细节模型以及运载火箭各子级和全箭的数字样机进行技术状态固化，并发布。

所述步骤二的具体实现步骤如下：

(2.1)各分系统根据步骤二发布的几何外形约束，建立主承力结构模型，完成后并行执行步骤(2.2)、(2.3)、(2.4)；

(2.2)开展主承力结构性能仿真分析计算，如果主承力结构不满足设计性能要求，则返回步骤(2.1)，优化主承力结构模型，直到所有主承力结构满足设计性能要求；

(2.3)开展主承力结构的物资备料协调准备，如果物资备料无法满足要求，则返回步骤(2.1)，修改主承力结构模型的材料属性，直到物资备料满足要求；

(2.4)开展主承力结构工装设计工作，如果工装设计始终无法满足主承力结构要求，则返回步骤(2.1)，优化主承力结构模型，直到工装设计和主承力结构协调匹配。

所述步骤三的具体实现步骤如下：

(3.1)各分系统在步骤三建立的主承力结构模型基础上，创建功能性结构细节模型，完成后并行执行步骤(3.2)、(3.3)；

(3.2)进行装配仿真，如果细节模型不具备可装配性，则返回步骤(3.1)，优化功能性结构细节模型，直到所有细节模型均具备可装配性；

(3.3)进行人机工程仿真，如果细节模型不具备可维修性，则返回步骤(3.1)，优化功能性结构细节模型，直到所有细节模型均具备可维修性。

所述步骤四的具体实现步骤如下：

(4.1)依据总成骨架模型，收集主承力结构模型和功能性结构细节模型，按照单机、分系统的顺序依次进行装配，依次建立运载火箭各子级和全箭的数字样机；

(4.2)依次对运载火箭各子级和全箭的数字样机进行静态和动态干涉分析，如果发现干涉或不协调问题，则分析原因，根据原因确定返回步骤三或步骤四，进而优化模型，直到运载火箭各子级和全箭的数字样机均不存在干涉和不协调问题；

(4.3)依次对运载火箭各子级和全箭的数字样机开展关键舱段装配仿真及人机工程仿真，从工艺性和可操作性的角度对设计方案的合理性和正确性进行验证，如果发现可装配性或可维修性的问题(包括可装配性或可维修性差或不可装配、不可维修)，则分析原因，根据原因确定返回步骤三或步骤四，进而优化模型，直到运载火箭各子级和全箭的数字样机具备可装配性和可维修性；

(4.4)依次对运载火箭各子级和全箭的数字样机进行质量、质心、转动惯量的精确计算。

本发明与现有技术相比有益效果为：

(1)本发明提出一种基于成熟度的运载火箭数字样机设计方法，即以三维数字样机为载体，将三维数字样机的成熟过程划分为五个等级，制定各等级成熟度标志，明确工作项目，明确具体工作目标，以指导运载火箭数字样机设计研发过程。与传统设计模式相比，本发明给出了有效的顶层指导方法，实现了并行协同，有效提高了设计质量，减少设计更改和反复，提高总装配一次成功率。

(2)通过基于成熟度的等级划分，驱动总体和分系统协同设计。分别建立了骨架模型和全箭数字模装模型，总体和分系统基于数字样机开展了设计要求的发布和设计闭环验证，使得总体要求得以落实，分系统间接口得以验证。

(3)通过基于成熟度的等级划分，驱动设计和工艺协同设计。分别基于主承力结构模型和功能性结构细节模型，设计和工艺基于数字样机并行开展了零件物资备料协同和大型工装设计协同，使得物资备料和大型工装设计中的问题提前得到解决，提高了设计质量和效率。

(4)通过基于成熟度的等级划分，驱动设计和仿真协同设计。分别基于功能性结构细节模型和数字模装模型，开展了静态和动态干涉检查、装配仿真、人机工程仿真，验证了产品的可装配性和可维修性，验证了系统间的接口和协调性，实现了设计和仿真的闭环验证。

附图说明

图1为基于成熟度的运载火箭数字样机设计阶段划分示意图；

图2为箭体壳段骨架模型示意图；

图3为箭体壳段主承力结构模型示意图；

图4为功能性结构细节模型示意图，其中(a)为设备支架示意图，(b)为管路支架示意图；

图5为全箭数字样机示意图；

图6为骨架模型层次关系示意图；

图7为箭体壳段强度性能仿真模型示意图；

图8为优化后的箭体壳段模型示意图。

具体实施方式

在传统的设计手段中，设计人员依靠设计图纸表达设计意图，依靠实物模装确定空间布局，依靠实物装配及设计更改最终确定设计方案，造成了大量的设计反复和设计更改，难以做到总装一次成功。

技术成熟度方法(tra)是一种通用的、指导性的原则，最大的缺点是针对性不强、无法直接使用。在弹箭体三维协同设计过程中，如果技术成熟度方法，将无法量化度量协同工作，无法指导协同团队并行开展工作，造成协同混乱、效率低等问题。

本发明参考技术成熟度方法，结合箭体三维协同设计过程中总体、分系统、设计、工艺、工装等人员工作特点，以三维数字样机为载体，将复杂运载火箭结构设计从最初要求到详细实现的全过程划分为5个阶段，确定每个阶段的工作内容，实现总体到分系统的并行协同设计，实现设计和工艺的并行协同工作，最终实现全箭数字样机的建立，确立技术状态基线。通过本发明，实现基于数字化手段的“设计-仿真-优化”过程，提前将干涉和不协调问题在数字样机环境中发现并解决，通过精细化的设计和仿真工作，减少设计更改和设计反复，提高设计质量，确保总装一次成功。

本发明数字样机设计开始，首先建立统一的软硬件协同设计环境，完成运载火箭数字样机设计的准备工作。建立统一的软硬件协同设计环境包括统一软件版本、统一配置三维设计模板、统一单位制和精度、统一坐标系、命名、着色要求、统一轻量化和简化要求等，实现总体、分系统、单机模型的标准化和规范化。在硬件环境方面，统一使用高性能图形工作站工作，提高系统运行效率。

然后，基于成熟度对运载火箭结构设计进行五个阶段划分，示意图如图1所示。具体实现过程为：

步骤一：建立总成骨架模型，完成总体对各分系统的设计接口、外形包络范围、设计要求等信息的创建，并发布针对各个分系统的发布几何(几何外形约束)。

具体方法是先建立产品总体设计信息放在总配置的高层，即建立总成骨架模型和总成布局参数，然后分解分系统的总体设计信息，在总成骨架中发布针对各个分系统的几何信息，再将几何信息传递到下游的相应分系统总成结构中去。这样总体设计信息发生改变时，分系统总成及相应零件可以关联修改，并且相关分系统分解给多位工程师完成设计，从而实现了整箭的并行设计。

创建总成骨架模型的核心作用就是按产品结构树层次将设计条件自上而下地进行发布传递、各层对相应设计条件进行接收。为了规范设计条件的发布和接收，通过总成骨架模型来建立和管理设计条件，不同级别的设计条件分别建立到不同层次的骨架模型里。所需要传递的设计意图、设计参考、设计信息，如：接口定位、表面轮廓、装配参考、形状尺寸等，均反映在骨架模型中。

步骤二：建立主承力结构模型，实现主承力结构的结构设计、性能仿真、物资备料和工装设计的协调匹配。

具体步骤包括：

(2.1)各分系统根据步骤二发布的部件几何外形约束，建立主承力结构模型，完成后并行执行步骤(2.2)、(2.3)、(2.4)；

主承力结构模型设计的内容一般包括材料、结构形式、主要尺寸、接口定义、重要公差、表面处理、技术要求等。

(2.2)开展主承力结构性能仿真分析计算，如果主承力结构不满足设计性能要求，则返回步骤(2.1)，优化主承力结构模型，直到所有主承力结构满足设计性能要求。

(2.3)开展主承力结构长周期的物资备料协调准备，如果物资备料无法满足要求，则返回步骤(2.1)，修改主承力结构模型的材料属性，直到物资备料满足要求。

(2.4)开展主承力结构大型工装设计工作，如果工装设计始终无法满足主承力结构要求，则返回步骤(2.1)，优化主承力结构模型，直到工装设计和主承力结构协调匹配。

主承力结构模型示例见图3。

步骤三：建立功能性结构细节模型，确保其具备可装配性和可维修性。

在主承力结构设计的基础上，基于单机设备安装、气瓶安装、对接接插件支架安装等设计信息，开展功能性结构细节模型的创建。

建模完成后，开展装配仿真和人机工程仿真验证，确保设计细节通过可装配性和可维修性仿真验证。在运载火箭密集舱段中，对功能性结构的可装配性和可维修性仿真验证，是确保设计方案一次成功的必要环节。在传统的设计手段中，必须基于实物产品验证才能得到结论，本发明的方法大幅提前了验证节点，对提高设计质量具有重要意义。

步骤四：完成运载火箭各子级和全箭数字样机数字模装，确保各子级和全箭数字样机的协调匹配。

数字模装是在产品几何数字样机的基础上，模拟全箭及各分系统产品的装配过程，达到在实物生产前提前开展机械接口匹配性检查的目的。数字模装一般按照单机、分系统、总体的顺序依次齐套进行产品总装。通过数字模装，替代实物模装实现总体布局、系统间和部段间机械接口协调、箭体内仪器设备接口协调、管路系统布局、电缆敷设，验证结构总体方案的正确性和合理性，考察各系统的结构协调性，及早暴露和解决各种不协调问题，减少正式投产后由于结构不协调带来的设计、生产反复。全箭数字模装模型示例见图5。

对于运载火箭数字样机而言，数字模装一般包括：

(4.1)依据总成骨架模型，收集主承力结构模型和功能性结构细节模型，按照单机、分系统的顺序依次进行装配，依次建立运载火箭各子级和全箭的数字样机，替代实物模装实现总体布局、系统间、模块间、箭地间机械接口协调、管路系统取样、电缆分支设计，为确定各分系统设计要求提供依据；

(4.2)依次对运载火箭各子级和全箭的数字样机进行静态和动态干涉分析，如果发现干涉或不协调问题，则分析原因，根据原因确定返回步骤三或步骤四，进而优化模型，直到运载火箭各子级和全箭的数字样机均不存在干涉和不协调问题；

(4.3)依次对运载火箭各子级和全箭的数字样机开展关键舱段装配仿真及人机工程仿真，从工艺性和可操作性的角度对设计方案的合理性和正确性进行验证，如果发现可装配性或可维修性的问题(包括可装配性或可维修性差或不可装配、不可维修)，则分析原因，根据原因确定返回步骤三或步骤四，进而优化模型，直到运载火箭各子级和全箭的数字样机具备可装配性和可维修性；

(4.4)依次对运载火箭各子级和全箭的数字样机进行质量、质心、转动惯量的精确计算。

步骤五：按照单机、分系统、总体的顺序，依次对总成骨架模型、主承力结构模型、功能性结构细节模型以及运载火箭各子级和全箭的数字样机进行技术状态固化，并发布。

实施例：

以某运载火箭为例，介绍本发明方法的实施方法。

1)建立统一的协同设计环境

在软硬件方面，通过统一配置高性能图形工作站的形式，将三维设计中所需的软件(如三维设计软件、性能仿真软件、装配仿真软件等)进行统一安装。在规范和制度方面，建立统一的工作制度和要求，建立统一的设计规范，至少应统一配置三维设计模板、统一单位制和精度、统一坐标系、命名、着色要求、统一轻量化和简化要求等。

2)建立总成骨架模型

打开三维设计软件，建立总成骨架模型，基于全箭理论顶点，创建火箭基准坐标系，作为总成骨架模型设计的起始基准。总成骨架模型按产品结构层次关系构建，可分为全箭骨架模型、子级骨架模型和部段级骨架模型。总成骨架模型层次关系如图6所示。

其中，全箭骨架模型包括全箭轴线、全箭坐标系、象限标记、部段级对接面、子级与部段级坐标系、全箭外廓、理论分离面、发布几何(三维标注)等。子级骨架模型包括复制几何、子级轴线、子级象限标记、部段级对接面、部段级坐标系、部段级外廓、子级总装的仪器设备接口、子级其它设计接口、发布几何等。部段骨架包括复制几何、部段级坐标系、部段级象限标记、主结构、开口、仪器设备安装接口、其它设计接口、发布几何等。

箭体壳段骨架模型如图2所示。

3)建立主承力结构模型

以箭体壳段和箭体贮箱为例，箭体壳段主承力结构一般包括：端框、中间框、桁条、大梁、蒙皮；明确壳段高度、直径、中间框高度、壁板形式、端框形式等。箭体壳段主承力结构模型如图3所示。

箭体贮箱主承力结构一般包括：端框、短壳、筒段、瓜瓣；明确贮箱长度、筒段长度、直径等。

主承力结构模型完成后，开展主结构强度性能仿真分析计算，箭体壳段强度性能仿真模型如图7所示，确保主结构满足设计载荷要求。基于性能仿真结果，对主结构进行结构优化，优化后的箭体壳段模型如图8所示。

强度性能仿真分析的同时，开展长周期零件、锻铸件的物资备料协调准备、大型工装设计准备等工作。大型机加零件如壁板、环轧类、整体机加短壳、捆绑及起吊类等难加工锻铸件零件，大型钣金件如瓜瓣类零件均在长周期零件范畴。

4)建立功能性结构等细节模型，实现设计方案的详细验证。

以箭体壳段和箭体贮箱为例，箭体壳段功能性结构包括：设备支架、仪器电缆支架、管路支架、口框、口盖、长排整流罩等。设备支架模型如图4中(a)所示，管路支架模型如图4中(b)所示。

箭体贮箱功能性结构包括：仪器电缆支架、管路支架、长排整流罩、法兰等。

功能性结构等细节模型完成后，同步开展装配仿真和人机工程仿真验证，确保设计细节通过可装配性和可维修性仿真验证。

5)完成运载火箭各子级和全箭数字样机数字模装，确保各子级和全箭数字样机的协调匹配。

(4.1)依据总成骨架模型，收集主承力结构模型和功能性结构细节模型，按照单机、分系统的顺序依次进行装配，依次建立运载火箭各子级和全箭的数字样机，替代实物模装实现总体布局、系统间、模块间、箭地间机械接口协调、管路系统取样、电缆分支设计，为确定各分系统设计要求提供依据。建立好的全箭数字样机如图5所示。

(4.2)依次对运载火箭各子级和全箭的数字样机进行静态和动态干涉分析，如果发现干涉或不协调问题，则分析原因，根据原因确定返回步骤三或步骤四，进而优化模型，直到运载火箭各子级和全箭的数字样机均不存在干涉和不协调问题。

干涉分析项目包括以下内容：

管系间接口直径、对接面匹配检查；

传感器接口插深、管径、台阶面匹配检查；

发动机接口孔径、开孔数量匹配检查；

管路绑扎处与结构支架匹配检查；

法兰对接面匹配检查；

仪器支架接口匹配检查；

安装螺栓长度匹配检查；

部段对接孔径匹配检查；

电缆管路干涉检查；

导管全位置焊接过程干涉检查；

箭上连接器安装过程干涉检查；

阀门、管路拆装过程干涉检查；

发动机摆动过程干涉检查；

发动机、伺服机构联合摆动过程干涉检查；

设计指标一致性检查。

(4.3)依次对运载火箭各子级和全箭的数字样机开展关键舱段装配仿真及人机工程仿真，从工艺性和可操作性的角度对设计方案的合理性和正确性进行验证，如果发现可装配性或可维修性的问题(包括可装配性或可维修性差或不可装配、不可维修)，则分析原因，根据原因确定返回步骤三或步骤四，进而优化模型，直到运载火箭各子级和全箭的数字样机具备可装配性和可维修性。

装配仿真及人机工程仿真的具体验证项目包括以下内容：

阀门拆装可行性仿真验证；

部段对接可行性仿真验证；

发动机对接可行性仿真验证；

管路拆装可行性仿真验证；

气检操作可行性仿真验证；

关键仪器设备测试操作可行性仿真验证；

关键仪器设备拆装可行性仿真验证；

伺服机构安装拆装可行性仿真验证；

气液连接器安装操作可行性仿真验证。

(4.4)依次对运载火箭各子级和全箭的数字样机进行质量、质心、转动惯量的精确计算。

步骤六：按照单机、分系统、总体的顺序，依次对总成骨架模型、主承力结构模型、功能性结构细节模型以及运载火箭各子级和全箭的数字样机进行技术状态固化，并发布。

本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。