一種全箭模態(tài)提取方法
【專利摘要】本發(fā)明涉及一種全箭模態(tài)提取方法，依次包括：一、建立全箭結(jié)構(gòu)梁單元模型；二、讀取全箭有限元模型節(jié)點(diǎn)信息和模態(tài)階數(shù)，獲取全箭有限元模型各階模態(tài)的固有頻率和關(guān)于質(zhì)量矩陣歸一化的特征向量；三、根據(jù)節(jié)點(diǎn)信息提取節(jié)點(diǎn)，提取節(jié)點(diǎn)選取為芯級、助推器的主節(jié)點(diǎn)和發(fā)動(dòng)機(jī)分枝、有效載荷分枝對應(yīng)的節(jié)點(diǎn)；四、指定歸一化節(jié)點(diǎn)編號(hào)；五、主振方向判別；六、得到按指定節(jié)點(diǎn)歸一化的特征向量及廣義質(zhì)量；七、模態(tài)結(jié)果輸出。本發(fā)明大大提高了模態(tài)提取工作的效率，降低了由人工提取模態(tài)失誤帶來的風(fēng)險(xiǎn)。
【專利說明】一種全箭模態(tài)提取方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]本發(fā)明涉及一種全箭模態(tài)提取方法，特別是涉及一種運(yùn)載火箭和液體導(dǎo)彈模態(tài)參數(shù)提取方法。
【背景技術(shù)】
[0002]全箭結(jié)構(gòu)動(dòng)特性一般采用商用有限元程序Patran/Nastran分析得到,無法直接給出指定點(diǎn)指定方向最大振型歸一的模態(tài)數(shù)據(jù)。Nastran計(jì)算結(jié)果.f06文件數(shù)據(jù)繁雜,無法直接提供給姿態(tài)控制系統(tǒng)和POGO穩(wěn)定性分析使用，傳統(tǒng)的模態(tài)提取方法效率較低，且易出差錯(cuò)。因此亟需提供一種新型的全箭模態(tài)提取方法。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0003]本發(fā)明要解決的技術(shù)問題是提供一種提高了模態(tài)提取工作的效率，降低了由人工提取模態(tài)失誤帶來的風(fēng)險(xiǎn)的全箭模態(tài)提取方法。
[0004]為解決上述技術(shù)問題，本發(fā)明一種全箭模態(tài)提取方法，依次包括以下步驟:
[0005]第一步、建立全箭結(jié)構(gòu)梁單元模型；
[0006]第二步、得到全箭有限元模型的模態(tài)分析結(jié)果；從模態(tài)分析結(jié)果中讀取全箭有限元模型節(jié)點(diǎn)信息和模態(tài)階數(shù)，獲取全箭有限元模型各階模態(tài)的固有頻率和關(guān)于質(zhì)量矩陣歸一化的特征向量；
[0007]第三步、根據(jù)火箭型號(hào)，獲取芯級、助推器需要輸出的節(jié)點(diǎn)個(gè)數(shù)及對應(yīng)節(jié)點(diǎn)編號(hào)，輸入需要提取的模態(tài)階數(shù)；需要提取的模態(tài)階數(shù)小于等于模態(tài)分析總階數(shù)；根據(jù)節(jié)點(diǎn)信息提取節(jié)點(diǎn)，提取節(jié)點(diǎn)選取為芯級、助推器的主節(jié)點(diǎn)和發(fā)動(dòng)機(jī)分枝、有效載荷分枝對應(yīng)的節(jié)
占.[0008]第四步、指定歸一化節(jié)點(diǎn)編號(hào)；
[0009]在帶整流罩飛行狀態(tài)，振型歸一化節(jié)點(diǎn)選取火箭整流罩頭部對應(yīng)節(jié)點(diǎn)；拋整流罩后，振型歸一化節(jié)點(diǎn)選取儀器艙前端面或二級機(jī)架箭體對接處對應(yīng)節(jié)點(diǎn)；
[0010]第五步、主振方向判別；
[0011]對第i階模態(tài)關(guān)于質(zhì)量矩陣歸一化的特征向量Oi，選取指定歸一化節(jié)點(diǎn)三個(gè)平動(dòng)和三個(gè)轉(zhuǎn)動(dòng)自由度中絕對值最大的振動(dòng)分量Ui, Ui為對應(yīng)方向；
[0012]第六步、得到按指定節(jié)點(diǎn)歸一化的特征向量及廣義質(zhì)量；
[0013]對第i階關(guān)于質(zhì)量矩陣歸一化的特征向量Oi，用該特征向量除以振動(dòng)分量七，得到按指定節(jié)點(diǎn)歸一化的特征向量I = OiAii;對應(yīng)該階模態(tài)的廣義質(zhì)量Gf = I /〃/ ；
[0014]第七步、模態(tài)結(jié)果輸出；
[0015]從第一階非零頻模態(tài)開始，輸出模態(tài)階數(shù)、固有頻率、廣義質(zhì)量、主振方向和按指定節(jié)點(diǎn)歸一化的特征向量。
[0016]步驟一依次包括:
[0017]a)采集火箭理論圖、總體原始數(shù)據(jù)，根據(jù)火箭理論圖中的芯級、助推器的結(jié)構(gòu)分布和總體原始數(shù)據(jù)中的分站信息，建立有限元模型節(jié)點(diǎn)和結(jié)構(gòu)質(zhì)量單元；
[0018]b)通過各部段結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)圖紙，獲取各部段結(jié)構(gòu)參數(shù)，建立模擬結(jié)構(gòu)剛度的梁單元;
[0019]c)采集彈道數(shù)據(jù)中各個(gè)飛行時(shí)間點(diǎn)的推進(jìn)劑質(zhì)量，建立推進(jìn)劑質(zhì)量單元；
[0020]d)在結(jié)構(gòu)質(zhì)量單元、推進(jìn)劑質(zhì)量單元和梁單元的基礎(chǔ)上組裝全箭有限元模型，并生成可供Nastran軟件分析的.bdf文件。
[0021]本發(fā)明根據(jù)結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)相關(guān)理論,能夠直接從Nastran計(jì)算結(jié)果? f06文件中提取相關(guān)數(shù)據(jù)進(jìn)行運(yùn)算，實(shí)現(xiàn)了主模態(tài)的自動(dòng)判別，進(jìn)而按照固定格式輸出頻率、振型、振型斜率和廣義質(zhì)量等模態(tài)數(shù)據(jù)。大大提高了模態(tài)提取工作的效率，降低了由人工提取模態(tài)失誤帶來的風(fēng)險(xiǎn)。
【專利附圖】

【附圖說明】
[0022]圖1為本發(fā)明所提供的一種全箭模態(tài)提取方法的流程示意圖。
【具體實(shí)施方式】
[0023]下面結(jié)合附圖和實(shí)施例對本發(fā)明作進(jìn)一步詳細(xì)的說明。
[0024]第一步、建立全箭結(jié)構(gòu)梁單元模型；
[0025]a)采集火箭理論圖、總體原始數(shù)據(jù)，根據(jù)火箭理論圖中的芯級、助推器的結(jié)構(gòu)分布和總體原始數(shù)據(jù)中的分站信息，建立有限元模型節(jié)點(diǎn)和結(jié)構(gòu)質(zhì)量單元；
[0026]b)通過各部段結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)圖紙，獲取各部段結(jié)構(gòu)參數(shù)，建立模擬結(jié)構(gòu)剛度的梁單元;
[0027]c)采集彈道數(shù)據(jù)中各個(gè)飛行時(shí)間點(diǎn)的推進(jìn)劑質(zhì)量，建立推進(jìn)劑質(zhì)量單元；
[0028]d)在結(jié)構(gòu)質(zhì)量單元、推進(jìn)劑質(zhì)量單元和梁單元的基礎(chǔ)上組裝全箭有限元模型，并生成可供Nastran軟件分析的.bdf文件；
[0029]第二步、通過Nastran軟件的模態(tài)分析功能對.bdf文件進(jìn)行計(jì)算,得到全箭有限元模型的模態(tài)分析結(jié)果.f06文件；從.f06文件中讀取全箭有限元模型節(jié)點(diǎn)信息和模態(tài)階數(shù)，獲取全箭有限元模型各階模態(tài)的固有頻率和關(guān)于質(zhì)量矩陣歸一化的特征向量。
[0030]第三步、根據(jù)火箭型號(hào)，獲取芯級、助推器需要輸出的節(jié)點(diǎn)個(gè)數(shù)及對應(yīng)節(jié)點(diǎn)編號(hào)，輸入需要提取的模態(tài)階數(shù)；需要提取的模態(tài)階數(shù)小于等于模態(tài)分析總階數(shù)；根據(jù)節(jié)點(diǎn)信息提取節(jié)點(diǎn)，提取節(jié)點(diǎn)選取為芯級、助推器的主節(jié)點(diǎn)和發(fā)動(dòng)機(jī)分枝、有效載荷分枝對應(yīng)的節(jié)點(diǎn)。[0031]第四步、指定歸一化節(jié)點(diǎn)編號(hào)；
[0032]在帶整流罩飛行狀態(tài)，振型歸一化節(jié)點(diǎn)選取火箭整流罩頭部對應(yīng)節(jié)點(diǎn)；拋整流罩后，振型歸一化節(jié)點(diǎn)選取儀器艙前端面或二級機(jī)架箭體對接處對應(yīng)節(jié)點(diǎn)。
[0033]第五步、主振方向判別；
[0034]對第i階模態(tài)關(guān)于質(zhì)量矩陣歸一化的特征向量Oi，選取指定歸一化節(jié)點(diǎn)三個(gè)平動(dòng)和三個(gè)轉(zhuǎn)動(dòng)自由度中絕對值最大的振動(dòng)分量Ui, Ui為對應(yīng)方向即為主振方向。
[0035]第六步、得到按指定節(jié)點(diǎn)歸一化的特征向量及廣義質(zhì)量；
[0036]對第i階關(guān)于質(zhì)量矩陣歸一化的特征向量Oi，用該特征向量除以振動(dòng)分量UI，得到按指定節(jié)點(diǎn)歸一化的特征向量= OiAii;對應(yīng)該階模態(tài)的廣義質(zhì)量G,.= 1/?,2，即指定歸一化點(diǎn)三個(gè)平動(dòng)和三個(gè)轉(zhuǎn)動(dòng)自由度中絕對值最大的振動(dòng)分量的倒數(shù)；
[0037]第七步、模態(tài)結(jié)果輸出:從第一階非零頻模態(tài)開始，輸出模態(tài)階數(shù)、固有頻率、廣義質(zhì)量、主振方向和按 指定節(jié)點(diǎn)歸一化的特征向量。
【權(quán)利要求】
1.一種全箭模態(tài)提取方法，依次包括以下步驟: 第一步、建立全箭結(jié)構(gòu)梁單元模型； 第二步、得到全箭有限元模型的模態(tài)分析結(jié)果；從模態(tài)分析結(jié)果中讀取全箭有限元模型節(jié)點(diǎn)信息和模態(tài)階數(shù)，獲取全箭有限元模型各階模態(tài)的固有頻率和關(guān)于質(zhì)量矩陣歸一化的特征向量； 第三步、根據(jù)火箭型號(hào)，獲取芯級、助推器需要輸出的節(jié)點(diǎn)個(gè)數(shù)及對應(yīng)節(jié)點(diǎn)編號(hào)，輸入需要提取的模態(tài)階數(shù)；需要提取的模態(tài)階數(shù)小于等于模態(tài)分析總階數(shù)；根據(jù)節(jié)點(diǎn)信息提取節(jié)點(diǎn)，提取節(jié)點(diǎn)選取為芯級、助推器的主節(jié)點(diǎn)和發(fā)動(dòng)機(jī)分枝、有效載荷分枝對應(yīng)的節(jié)點(diǎn)；第四步、指定歸一化節(jié)點(diǎn)編號(hào)； 在帶整流罩飛行狀態(tài)，振型歸一化節(jié)點(diǎn)選取火箭整流罩頭部對應(yīng)節(jié)點(diǎn)；拋整流罩后，振型歸一化節(jié)點(diǎn)選取儀器艙前端面或二級機(jī)架箭體對接處對應(yīng)節(jié)點(diǎn)； 第五步、主振方向判別； 對第i階模態(tài)關(guān)于質(zhì)量矩陣歸一化的特征向量Oi,選取指定歸一化節(jié)點(diǎn)三個(gè)平動(dòng)和三個(gè)轉(zhuǎn)動(dòng)自由度中絕對值最大的振動(dòng)分量Ui, Ui為對應(yīng)方向； 第六步、得到按指定節(jié)點(diǎn)歸一化的特征向量及廣義質(zhì)量； 對第i階關(guān)于質(zhì)量矩陣歸一化的特征向量Oi,用該特征向量除以振動(dòng)分量Ui,得到按指定節(jié)點(diǎn)歸一化的特征向量= OiAii ;對應(yīng)該階模態(tài)的廣義質(zhì)量6 =1/?2; 第七步、模態(tài)結(jié)果輸出； 從第一階非零頻模態(tài)開始， 輸出模態(tài)階數(shù)、固有頻率、廣義質(zhì)量、主振方向和按指定節(jié)點(diǎn)歸一化的特征向量。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種全箭模態(tài)提取方法，其特征在于:所述步驟一依次包括: a)采集火箭理論圖、總體原始數(shù)據(jù)，根據(jù)火箭理論圖中的芯級、助推器的結(jié)構(gòu)分布和總體原始數(shù)據(jù)中的分站信息，建立有限元模型節(jié)點(diǎn)和結(jié)構(gòu)質(zhì)量單元； b)通過各部段結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)圖紙，獲取各部段結(jié)構(gòu)參數(shù)，建立模擬結(jié)構(gòu)剛度的梁單元； c)采集彈道數(shù)據(jù)中各個(gè)飛行時(shí)間點(diǎn)的推進(jìn)劑質(zhì)量，建立推進(jìn)劑質(zhì)量單元； d)在結(jié)構(gòu)質(zhì)量單元、推進(jìn)劑質(zhì)量單元和梁單元的基礎(chǔ)上組裝全箭有限元模型，并生成可供Nastran軟件分析的.bdf文件。
【文檔編號(hào)】G06F17/50GK103455645SQ201210176958
【公開日】2013年12月18日 申請日期:2012年5月31日 優(yōu)先權(quán)日:2012年5月31日
【發(fā)明者】潘忠文, 王旭, 廉永正, 楊樹濤, 董鍇, 孫目, 曾耀祥 申請人: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