一种航天飞行器载荷设计快速计算方法与流程

1.本发明涉及航天飞行器载荷设计技术领域，尤其涉及一种航天飞行器载荷设计快速计算方法。


背景技术：

2.航天飞行器载荷设计是开展飞行器设计的一项主要工作，其主要目的是通过对飞行器任务剖面的分析，选择载荷工况，进行载荷计算，为飞行器结构设计和部段的强度(包括稳定性和动态特性)计算提供依据。
3.当前，航天飞行器载荷设计计算方法是通过cfd计算飞行器表面的压力，然后根据飞行器的受力状态，通过表面压力加载的方式综合开展载荷设计和强度分析，但是，其在长期型号设计中，存在诸多不足：
4.(1)飞行器表面压力不均匀，按大面积等值加载时存在偏差，按表面分布节点加载时，存在强度计算有限元节点和cfd计算节点不匹配，也存在压力偏差，导致最终的气动力加载结果存在偏差；
5.(2)通过压力加载的载荷设计计算对强度分析建模较为复杂，计算工作量大，且不方便对单个舱段的载荷状态进行分析。


技术实现要素：

6.本发明意在提供一种航天飞行器载荷设计快速计算方法，以解决现有的航天飞行器载荷设计计算方法复杂且不便于强度分析的问题。
7.为达到上述目的，本发明提供如下技术方案：
8.一种航天飞行器载荷设计快速计算方法，包括以下步骤：
9.s1、选取航天飞行器载荷设计工况；
10.s2、划分航天飞行器载荷计算截面并分配质量；
11.s3、计算每个工况下各截面的气动力和伺服机构上的法向力；
12.s4、计算每个工况下各截面的设计载荷，所述设计载荷包括轴向力、横向剪力和横向弯矩。
13.进一步，所述步骤s1中，航天飞行器载荷设计工况包括轴向最大过载、横向最大过载和最大动压点。
14.进一步，所述步骤s2，具体为：
15.以航天飞行器理论尖点为坐标原点o建立坐标系，以航天飞行器纵轴指向尾部为x轴，以垂直于ox向上为y轴，z轴与x、y轴遵循右手定则，将航天飞行器沿轴向分成s个计算截面，并按各部段质量分配将全弹质量分布到各截面。
16.进一步，所述步骤s4，具体为：
17.(1)截面轴向力计算，包括：
18.a、主动段工况轴向力计算，发动机推力作用截面为发动机前端框截面，设为if，则
有：
19.发动机推力作用截面前第n节点处轴向力：
[0020][0021]
发动机推力作用截面if轴向力：
[0022][0023]
发动机推力作用截面后第n节点处轴向力：
[0024][0025]
b、被动段工况轴向力计算，无发动机推力作用，第n节点处轴向力：
[0026][0027]
(2)各截面横向剪力计算，计算公式为：
[0028][0029]
(3)各截面横向弯矩计算，计算公式为：
[0030][0031]
上式中，i＝1,2,
···
,s；n＝1,2,
···
,s；gi为第i截面的质量，xi为第i截面的质心，xi为第i截面分布的轴向气动力，yi为第i截面分布的法向气动力，n
xi
为第i截面的轴向过载系数，n
xi
＝n
x0
，n
yi
为第i截面的法向过载系数，yr为伺服机构上的法向力，xn为第n截面的质心，xr为伺服机构的质心，f为发动机推力。
[0032]
相比现有技术，本发明的有益效果：
[0033]
本发明所使用的一种航天飞行器载荷设计快速计算方法，能够得到较为真实、合理的截面载荷分布，且工程应用简便、方法合理、可信，同时在很大程度上降低了飞行器结构设计的难度。
[0034]
同时，通过该方法可便捷的给出飞行器不同截面的轴力、剪力和弯矩，该计算结果反应的是飞行器在飞行过程的综合受力结果，可直接应用该计算结果更加便捷地对飞行器结构开展强度分析。
附图说明
[0035]
图1为本发明实施例提供的一种航天飞行器载荷设计快速计算方法的流程图；
[0036]
图2为本发明实施例提供的航天飞行器载荷计算截面划分示意图。
具体实施方式
[0037]
下面结合附图和实施方式对本发明作进一步的详细说明：
[0038]
如图1所示的，一种航天飞行器载荷设计快速计算方法，包括以下步骤：
[0039]
s1、选取航天飞行器载荷设计工况；
[0040]
具体的，根据航天飞行器任务剖面，选取主要的弹道特征点工况，一般分为主动段(有发动机推力作用)和被动段(无发动机推力作用)，分别选取轴向最大过载、横向最大过载和最大动压点作为载荷计算工况。
[0041]
s2、划分航天飞行器载荷计算截面并分配质量；
[0042]
具体的，参考图2，以航天飞行器理论尖点为坐标原点o建立坐标系，以航天飞行器纵轴指向尾部为x轴，以垂直于ox向上为y轴，z轴与x、y轴遵循右手定则，将航天飞行器沿轴向分成s个计算截面，本实施例中，s＝29，并按各部段质量分配将全弹质量分布到各截面。各截面重量分别记为gi(i＝1～s)，对应的轴向坐标分别记为xi(i＝1～s)。
[0043]
s3、计算每个工况下各截面的气动力和伺服机构上的法向力；
[0044]
具体的，包括分布的轴向气动力xi、法向气动力yi、侧向气动力zi和伺服机构上的法向力yr，该类参数均由气动专业计算给出，为已知状态参数。
[0045]
s4、计算每个工况下各截面的设计载荷，所述设计载荷包括轴向力、横向剪力和横向弯矩；
[0046]
具体为：
[0047]
(1)航天飞行器总体参数计算，包括：
[0048]
航天飞行器总重量：
[0049][0050]
航天飞行器质心：
[0051][0052]
航天飞行器的轴向总气动力和法向总气动力：
[0053][0054]
航天飞行器压心：
[0055][0056]
航天飞行器转动惯量：
[0057][0058]
航天飞行器质心处的过载系数：
[0059]ny0
＝(y-yr)/g,n
x0
＝(f-x)/g
ꢀꢀꢀ
(6)
[0060]
(2)截面轴向力计算，包括：
[0061]
a、主动段工况轴向力计算，发动机推力作用截面为发动机前端框截面，设为if，则有：
[0062]
发动机推力作用截面前第n节点处轴向力：
[0063][0064]
发动机推力作用截面if轴向力：
[0065][0066]
发动机推力作用截面后第n节点处轴向力：
[0067][0068]
b、被动段工况轴向力计算，无发动机推力作用，第n节点处轴向力：
[0069][0070]
(3)各截面横向剪力计算，计算公式为：
[0071][0072]
(4)各截面横向弯矩计算，计算公式为：
[0073][0074]
上式中，i＝1,2,
···
,s；n＝1,2,
···
,s；gi为第i截面的质量，xi为第i截面的质心，xi为第i截面分布的轴向气动力，yi为第i截面分布的法向气动力，n
xi
为第i截面的轴向过载系数，n
xi
＝n
x0
，n
yi
为第i截面的法向过载系数，xn为第n截面的质心，xr为伺服机构的质心，f为发动机推力。
[0075]
以上所述的仅是本发明的实施例，方案中公知的具体技术方案和/或特性等常识在此未作过多描述。应当指出，对于本领域的技术人员来说，在不脱离本发明技术方案的前提下，还可以作出若干变形和改进，这些也应该视为本发明的保护范围，这些都不会影响本发明实施的效果和专利的实用性。本技术要求的保护范围应当以其权利要求的内容为准，说明书中的具体实施方式等记载可以用于解释权利要求的内容。