一種多機(jī)并聯(lián)液體火箭發(fā)動機(jī)結(jié)構(gòu)低頻的仿真方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001] 本發(fā)明涉及航天結(jié)構(gòu)工程領(lǐng)域，具體涉及一種多機(jī)并聯(lián)液體火箭發(fā)動機(jī)結(jié)構(gòu)低頻 的仿真方法。
【背景技術(shù)】
[0002] 在火箭發(fā)射及飛行過程中，液體火箭發(fā)動機(jī)本身就是強(qiáng)烈的沖擊、振動和噪聲源， 同時也承受著最惡劣的靜態(tài)內(nèi)壓，集中力等靜載荷，還承受著全箭最強(qiáng)烈的振動、沖擊、腔 體管道內(nèi)的壓強(qiáng)脈動及高、低溫等環(huán)境載荷。液體火箭發(fā)動機(jī)的結(jié)構(gòu)低頻特性影響運載火 箭上面級和有效載荷的正常工作，同時又是全箭縱向耦合振動系統(tǒng)（P0G0)的一個重要組 成部分，其分析精度直接影響到動態(tài)載荷與環(huán)境條件，關(guān)系到整個火箭在飛行過程中的安 全可靠性。特別是對于載人航天來說，低頻特性還關(guān)系到宇航員的安全和舒適度。
[0003] 多機(jī)并聯(lián)液體火箭發(fā)動機(jī)，其各組成零部件特性迥異，種類繁多，結(jié)構(gòu)復(fù)雜，涉及 到正交各向異性夾層旋轉(zhuǎn)殼、單層旋轉(zhuǎn)殼、高速轉(zhuǎn)盤、三維空間走向薄柱殼及細(xì)長梁、空間 桁架、空間梁結(jié)構(gòu)、柔性或剛性轉(zhuǎn)子系統(tǒng)元器件和子系統(tǒng)等結(jié)構(gòu)，各組件及結(jié)構(gòu)子系統(tǒng)力學(xué) 性能各不相同。多機(jī)并聯(lián)液體火箭發(fā)動機(jī)整體結(jié)構(gòu)仿真模型具有幾萬甚至幾十萬個自由 度，若直接用多機(jī)并聯(lián)后的模態(tài)試驗數(shù)據(jù)修改和驗證該數(shù)學(xué)模型是非常困難的，需花費大 量的人力和物力成本，而且最后模型的方程組不能穩(wěn)定趨于唯一解，可信度非常低，模型的 仿真結(jié)果與實際相差較遠(yuǎn)。因而建立一種合理的，更加符合多機(jī)并聯(lián)液體火箭發(fā)動機(jī)結(jié)構(gòu) 低頻特性的仿真方法有著非常重大的意義。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0004] 為了克服現(xiàn)有多機(jī)并聯(lián)液體火箭發(fā)動機(jī)結(jié)構(gòu)低頻的仿真方法采用整體建模、整體 利用多機(jī)并聯(lián)后的模態(tài)試驗數(shù)據(jù)進(jìn)行修改驗證的方法可信度低且修改和驗證復(fù)雜的技術(shù) 問題，本發(fā)明提供一種多機(jī)并聯(lián)液體火箭發(fā)動機(jī)結(jié)構(gòu)低頻的仿真方法。
[0005] 本發(fā)明的技術(shù)解決方案如下：
[0006] -種多機(jī)并聯(lián)液體火箭發(fā)動機(jī)結(jié)構(gòu)低頻的仿真方法，其特殊之處在于：所述方法 包括以下步驟：
[0007] (1)建立單臺液體火箭發(fā)動機(jī)的結(jié)構(gòu)仿真模型；
[0008] (2)確定多種狀態(tài)下單機(jī)模態(tài)試驗方案，所述多種狀態(tài)指單臺液體火箭發(fā)動機(jī)的 地面固支狀態(tài)、發(fā)動機(jī)與試車臺連接狀態(tài)、伺服機(jī)構(gòu)安裝與否狀態(tài)；
[0009] (3)進(jìn)行單機(jī)模態(tài)試驗，獲得單機(jī)結(jié)構(gòu)頻率和振型數(shù)據(jù)；
[0010] (4)根據(jù)頻率和振型數(shù)據(jù)，判斷前3-7階模態(tài)試驗數(shù)據(jù)的相關(guān)性，如果相關(guān)性符合 要求，進(jìn)行步驟5,如果相關(guān)性不滿足要求，查找并改正試驗錯誤，回到步驟3 ;
[0011] (5)利用相關(guān)性符合要求的模態(tài)試驗數(shù)據(jù)修改單機(jī)結(jié)構(gòu)仿真模型；
[0012] (6)將修改完善的單機(jī)結(jié)構(gòu)仿真模型采用固定界面子結(jié)構(gòu)模態(tài)綜合法組裝成多機(jī) 并聯(lián)結(jié)構(gòu)仿真模型；
[0013] (7)進(jìn)行多機(jī)并聯(lián)發(fā)動機(jī)結(jié)構(gòu)低頻仿真。
[0014] 上述步驟（1)中單臺液體火箭發(fā)動機(jī)的推力室和渦輪泵結(jié)構(gòu)仿真模型應(yīng)沿其軸 線選取不同的特征截面，用圓柱殼單元代替，其余組件按質(zhì)量和轉(zhuǎn)動慣量等效方法進(jìn)行建 模。
[0015] 上述步驟（4)中判斷前7階模態(tài)試驗數(shù)據(jù)相關(guān)性的方法為模態(tài)置信因子。
[0016] 上述步驟（5)中利用相關(guān)性符合要求的模態(tài)試驗數(shù)據(jù)時，先采用單機(jī)仿真結(jié)果的 誤差分布曲線進(jìn)行待修改參數(shù)區(qū)域定位，然后調(diào)整誤差大的結(jié)構(gòu)質(zhì)量矩陣和剛度矩陣。
[0017] 上述步驟（7)中多機(jī)并聯(lián)發(fā)動機(jī)結(jié)構(gòu)低頻仿真方法采用Lanczos迭代法。
[0018] 上述液體火箭發(fā)動機(jī)固定界面子結(jié)構(gòu)模態(tài)綜合法的計算方法為：
[0019] 以單臺液體火箭發(fā)動機(jī)作為子結(jié)構(gòu)a為例，在無阻尼自由振動下的運動方程為
【主權(quán)項】
1. 一種多機(jī)并聯(lián)液體火箭發(fā)動機(jī)結(jié)構(gòu)低頻的仿真方法，其特征在于：所述方法包括以 下步驟： (1) 建立單臺液體火箭發(fā)動機(jī)的結(jié)構(gòu)仿真模型； (2) 確定多種狀態(tài)下單機(jī)模態(tài)試驗方案，所述多種狀態(tài)指單臺液體火箭發(fā)動機(jī)的地面 固支狀態(tài)、發(fā)動機(jī)與試車臺連接狀態(tài)、伺服機(jī)構(gòu)安裝與否狀態(tài)； (3) 進(jìn)行單機(jī)模態(tài)試驗，獲得單機(jī)結(jié)構(gòu)頻率和振型數(shù)據(jù)； (4) 根據(jù)頻率和振型數(shù)據(jù)，判斷前3-7階模態(tài)試驗數(shù)據(jù)的相關(guān)性，如果相關(guān)性符合要 求，進(jìn)行步驟5,如果相關(guān)性不滿足要求，查找并改正試驗錯誤，回到步驟3 ; (5) 利用相關(guān)性符合要求的模態(tài)試驗數(shù)據(jù)修改單機(jī)結(jié)構(gòu)仿真模型； (6) 將修改完善的單機(jī)結(jié)構(gòu)仿真模型采用固定界面子結(jié)構(gòu)模態(tài)綜合法組裝成多機(jī)并聯(lián) 結(jié)構(gòu)仿真模型； (7) 進(jìn)行多機(jī)并聯(lián)發(fā)動機(jī)結(jié)構(gòu)低頻仿真。
2. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的多機(jī)并聯(lián)液體火箭發(fā)動機(jī)結(jié)構(gòu)低頻的仿真方法，其特征在 于： 所述步驟（1)中單臺液體火箭發(fā)動機(jī)的推力室和渦輪泵結(jié)構(gòu)仿真模型應(yīng)沿其軸線選 取不同的特征截面，用圓柱殼單元代替，其余組件按質(zhì)量和轉(zhuǎn)動慣量等效方法進(jìn)行建模。
3. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的多機(jī)并聯(lián)液體火箭發(fā)動機(jī)結(jié)構(gòu)低頻的仿真方法，其特征在 于： 所述步驟（4)中判斷前7階模態(tài)試驗數(shù)據(jù)相關(guān)性的方法為模態(tài)置信因子。
4. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的多機(jī)并聯(lián)液體火箭發(fā)動機(jī)結(jié)構(gòu)低頻的仿真方法，其特征在 于： 所述步驟（5)中利用相關(guān)性符合要求的模態(tài)試驗數(shù)據(jù)時，先采用單機(jī)仿真結(jié)果的誤差 分布曲線進(jìn)行待修改參數(shù)區(qū)域定位，然后調(diào)整誤差大的結(jié)構(gòu)質(zhì)量矩陣和剛度矩陣。
5. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的多機(jī)并聯(lián)液體火箭發(fā)動機(jī)結(jié)構(gòu)低頻的仿真方法，其特征在 于： 所述步驟（7)中多機(jī)并聯(lián)發(fā)動機(jī)結(jié)構(gòu)低頻仿真方法采用Lanczos迭代法。
6. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的多機(jī)并聯(lián)液體火箭發(fā)動機(jī)結(jié)構(gòu)低頻的仿真方法，其特征在 于： 液體火箭發(fā)動機(jī)固定界面子結(jié)構(gòu)模態(tài)綜合法的計算方法為： 以單臺液體火箭發(fā)動機(jī)作為子結(jié)構(gòu)a為例，在無阻尼自由振動下的運動方程為
其中i為子結(jié)構(gòu)內(nèi)部物理坐標(biāo)，j為結(jié)構(gòu)邊界物理坐標(biāo)，fj為結(jié)構(gòu)邊界力向量，M為子 結(jié)構(gòu)的質(zhì)量矩陣，X為子結(jié)構(gòu)的位移向量，K為子結(jié)構(gòu)的剛度矩陣， 以固定界面條件為例，引入X,_=0,展開式（3)的第一行，可得
式（4)的特征方程為
其中〇i為子結(jié)構(gòu)的主模態(tài)， 按照約束模態(tài)的定義，可得
其中Iij為依次給予j個界面坐標(biāo)的單位位移，wjj為子結(jié)構(gòu)內(nèi)部坐標(biāo)的靜力位移響 應(yīng)，F(xiàn)jj為約束界面上的反力矩陣， 由于單臺液體火箭發(fā)動機(jī)子結(jié)構(gòu)的高階主模態(tài)對整體結(jié)構(gòu)的低頻振動貢獻(xiàn)較小，因此 可以截斷部件的高階主模態(tài)，則子結(jié)構(gòu)a的結(jié)點位移為
其中為子結(jié)構(gòu)的低階主模態(tài)，uk為子結(jié)構(gòu)的模態(tài)坐標(biāo)， 同理可得另一單臺液體火箭發(fā)動機(jī)子結(jié)構(gòu)0的結(jié)點位移， 根據(jù)界面位移協(xié)調(diào)條件，消去子結(jié)構(gòu)a和3中不獨立的元素，可得縮聚后的主模態(tài)坐 標(biāo)q的表達(dá)式
將式（7)、（8)代入式（3)及另一子結(jié)構(gòu)0運動方程，運用拉格朗日第二類方程，可得 雙機(jī)并聯(lián)液體火箭發(fā)動機(jī)整體結(jié)構(gòu)的運動方程
將液體火箭發(fā)動機(jī)兩個子結(jié)構(gòu)a和3通過式（9)合并后可以視為一個新的單個液體 火箭發(fā)動機(jī)子結(jié)構(gòu)，然后根據(jù)式（3)_(9)與另一臺液體火箭發(fā)動機(jī)子結(jié)構(gòu)進(jìn)行組裝，以此 類推，完成多臺液體火箭發(fā)動機(jī)子結(jié)構(gòu)的組裝。
【專利摘要】本發(fā)明提供一種多機(jī)并聯(lián)液體火箭發(fā)動機(jī)結(jié)構(gòu)低頻的仿真方法，將發(fā)動機(jī)結(jié)構(gòu)模態(tài)試驗與多機(jī)并聯(lián)發(fā)動機(jī)結(jié)構(gòu)仿真技術(shù)緊密結(jié)合，首先對液體火箭發(fā)動機(jī)結(jié)構(gòu)模態(tài)試驗數(shù)據(jù)進(jìn)行相關(guān)性判定，然后利用符合相關(guān)性的模態(tài)試驗數(shù)據(jù)進(jìn)行單機(jī)結(jié)構(gòu)仿真模型的修改，確保單機(jī)結(jié)構(gòu)仿真模型的可信度，將修改后的單機(jī)仿真模型采用固定界面子結(jié)構(gòu)法組裝成多機(jī)并聯(lián)液體火箭發(fā)動機(jī)，最后進(jìn)行多機(jī)并聯(lián)液體火箭發(fā)動機(jī)結(jié)構(gòu)低頻仿真。該方法特別適用于大型復(fù)雜結(jié)構(gòu)的數(shù)值仿真模型的修改和驗證，可大幅減少仿真模型修改的工作量，降低研制成本，克服了以往直接用多機(jī)并聯(lián)后的模態(tài)試驗數(shù)據(jù)難以修改和驗證仿真模型的不足，有效地提高了多機(jī)并聯(lián)液體火箭發(fā)動機(jī)結(jié)構(gòu)低頻的仿真準(zhǔn)確率。
【IPC分類】G06F17-50
【公開號】CN104615807
【申請?zhí)枴緾N201410828767
【發(fā)明人】杜飛平, 譚永華, 陳建華, 陳守芳, 李妙婷, 吳濤
【申請人】中國航天科技集團(tuán)公司第六研究院第十一研究所
【公開日】2015年5月13日
【申請日】2014年12月26日