[發(fā)明專利]一種基于耦合質(zhì)量的液體推進(jìn)劑動力學(xué)模擬方法

無效

• 申請?zhí)枺?/td>: 201210176955.3
• 申請日: 2012-05-31
• 公開（公告）號: CN103455644A
• 公開（公告）日: 2013-12-18
• 發(fā)明（設(shè)計(jì)）人: 潘忠文;王旭;廉永正;董鍇;曾耀祥;林宏;楊樹濤;徐慶紅;王明宇
• 申請（專利權(quán)）人: 北京宇航系統(tǒng)工程研究所;中國運(yùn)載火箭技術(shù)研究院
• 主分類號: G06F17/50
• 分類號: G06F17/50
• 代理公司: 核工業(yè)專利中心 11007
• 代理人: 高尚梅

技術(shù)領(lǐng)域

本發(fā)明涉及一種基于耦合質(zhì)量的液體推進(jìn)劑動力學(xué)模擬方法，特別是涉及一種運(yùn)載火箭和液體導(dǎo)彈等效梁模型液體推進(jìn)劑質(zhì)量模擬方法。

背景技術(shù)

液體火箭中推進(jìn)劑可占全箭起飛時總重的90％左右。液體推進(jìn)劑對火箭橫向、縱向、扭轉(zhuǎn)作用效果與固體結(jié)構(gòu)（包括固體推進(jìn)劑）不同，其動力學(xué)模擬技術(shù)一直是火箭結(jié)構(gòu)動力學(xué)建模的重點(diǎn)和難點(diǎn)。液體推進(jìn)劑與貯箱的液固耦合作用會降低火箭結(jié)構(gòu)振動頻率。

隨著火箭運(yùn)載能力提高、助推器長度不斷增加，捆綁火箭的縱向、橫向、扭轉(zhuǎn)耦合模態(tài)越來越突出。以往火箭結(jié)構(gòu)動力學(xué)分析過程中，橫向分析采用梁模型、縱向分析采用彈簧-質(zhì)量模型，無法反映捆綁火箭縱向與橫向、縱向與扭轉(zhuǎn)模態(tài)之間耦合效應(yīng)的問題。如我國首次載人飛行試中遇到的8Hz現(xiàn)象，就是典型的火箭縱向、橫向、扭轉(zhuǎn)動力學(xué)耦合問題，主要表現(xiàn)了芯級以縱向、扭轉(zhuǎn)為主、而助推器主要表現(xiàn)為橫向?yàn)橹鳌Ｒ虼素叫杼峁┮环N新型的基于耦合質(zhì)量的液體推進(jìn)劑動力學(xué)模擬方法。

發(fā)明內(nèi)容

本發(fā)明要解決的技術(shù)問題是提供一種提高了火箭結(jié)構(gòu)動特性分析的精度的基于耦合質(zhì)量的液體推進(jìn)劑動力學(xué)模擬方法。

為解決上述技術(shù)問題，本發(fā)明一種基于耦合質(zhì)量的液體推進(jìn)劑動力學(xué)模擬方法，依次包括以下步驟：

第一步、采集火箭貯箱的結(jié)構(gòu)參數(shù)，包括貯箱容積、貯箱上底和下底幾何形狀和尺寸信息、貯箱筒段高度和直徑；采集貯箱中推進(jìn)劑的密度信息；

采集總體原始數(shù)據(jù)，根據(jù)總體原始數(shù)據(jù)得到貯箱的分站信息；根據(jù)分站信息得到貯箱節(jié)點(diǎn)和貯箱節(jié)點(diǎn)對應(yīng)的質(zhì)量單元；

采集彈道數(shù)據(jù)，根據(jù)彈道數(shù)據(jù)得到某飛行時刻的推進(jìn)劑質(zhì)量；

第二步、根據(jù)推進(jìn)劑質(zhì)量和推進(jìn)劑的密度信息，得到推進(jìn)劑體積；根據(jù)火箭貯箱的結(jié)構(gòu)參數(shù)，得到推進(jìn)劑的液位高度；

第三步、根據(jù)推進(jìn)劑的液位高度，將推進(jìn)劑分配在貯箱的節(jié)點(diǎn)對應(yīng)坐標(biāo)上；

第四步、根據(jù)貯箱每個節(jié)點(diǎn)分配到的推進(jìn)劑質(zhì)量，得到推進(jìn)劑單元耦合質(zhì)量矩陣；

當(dāng)節(jié)點(diǎn)位于貯箱筒段位置時，其耦合質(zhì)量矩陣

Mfe=0mfe0mfe0000;]]>

式中：為所述節(jié)點(diǎn)分配到的推進(jìn)劑質(zhì)量；

當(dāng)節(jié)點(diǎn)位于貯箱下底位置時，其耦合質(zhì)量矩陣