一種飛行器分離仿真方法
【專利摘要】本發(fā)明公開了一種飛行器分離仿真方法，其包括以下步驟：確定多點(diǎn)-點(diǎn)式分離機(jī)構(gòu)、主被動(dòng)飛行器結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)參數(shù)；建立分離機(jī)構(gòu)系統(tǒng)動(dòng)力學(xué)模型；建立飛行器分離動(dòng)力學(xué)仿真模型；確定影響飛行器分離性能的各種參數(shù)，并進(jìn)行單因素影響仿真分析，確定主要影響參數(shù)；綜合考慮主要影響參數(shù)對(duì)飛行器分離性能的耦合仿真分析。本發(fā)明通過建立的仿真分析模型，綜合考慮多個(gè)主要影響因素，對(duì)飛行器分離全過程進(jìn)行了動(dòng)力學(xué)仿真分析，并且經(jīng)濟(jì)、高效。
【專利說明】一種飛行器分離仿真方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]本發(fā)明涉及航天飛行器【技術(shù)領(lǐng)域】，尤其涉及一種飛行器分離仿真方法。
[0002]
【背景技術(shù)】
[0003]目前，航天飛行器多采用串聯(lián)方式搭載，并在任務(wù)中要完成多次分離，而分離機(jī)構(gòu)系統(tǒng)的設(shè)計(jì)，要求與結(jié)構(gòu)高度耦合，具有可靠性高、環(huán)境適應(yīng)性強(qiáng)等特點(diǎn)，是影響飛行任務(wù)成敗的關(guān)鍵環(huán)節(jié)之一，同時(shí)受重力影響，分離過程很難在地面試驗(yàn)?zāi)M。所以飛行器分離仿真分析就顯得必不可少。
[0004]目前沒有發(fā)現(xiàn)同本發(fā)明類似技術(shù)的說明或報(bào)道，也尚未收集到國(guó)內(nèi)外類似的資料。
[0005]
【發(fā)明內(nèi)容】

[0006]為了克服現(xiàn)有技術(shù)的缺陷，本發(fā)明提供一種飛行器分離仿真方法，其包括以下步驟:
確定多點(diǎn)-點(diǎn)式分離機(jī)構(gòu)、主被動(dòng)飛行器結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)參數(shù)；
建立分離機(jī)構(gòu)系統(tǒng)動(dòng)力學(xué)模型；
建立飛行器分離動(dòng)力學(xué)仿真模型；
確定影響飛行器分離性能的各種參數(shù)，并進(jìn)行單因素影響仿真分析，確定主要影響參
數(shù)；
綜合考慮主要影響參數(shù)對(duì)飛行器分離性能的耦合仿真分析。
[0007]較佳地，所述多點(diǎn)-點(diǎn)式分離機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)參數(shù)包括分離彈簧分布位置、分離彈簧剛度、分離彈簧壓縮量，所述主被動(dòng)飛行器結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)參數(shù)包括主動(dòng)飛行器質(zhì)心、被動(dòng)飛行器質(zhì)心、主動(dòng)飛行器質(zhì)量、被動(dòng)飛行器質(zhì)量、主動(dòng)飛行器質(zhì)量慣量、被動(dòng)飛行器質(zhì)量慣量。
[0008]較佳地，所述分離機(jī)構(gòu)系統(tǒng)動(dòng)力學(xué)模型在ADAMS中建立的。
[0009]較佳地，建立飛行器分離動(dòng)力學(xué)仿真模型的方法為:
選取適當(dāng)?shù)牟牧蟿偠?、法向力中材料剛度貢獻(xiàn)值的指數(shù)、接觸材料的阻尼、全阻尼時(shí)的穿透值，然后在ADAMS中建立飛行器分離動(dòng)力學(xué)仿真模型。
[0010]較佳地，所述影響飛行器分離性能的各種參數(shù)包括分離彈簧力偏差、分離彈簧安裝位置偏差、分離彈簧力作用點(diǎn)便宜、彈簧推力線偏差、主動(dòng)飛行器質(zhì)心偏差、被動(dòng)飛行器質(zhì)心偏差、解鎖不同步性、分離插頭電脫失效、溫度引起彈簧剛度的變化。
[0011]與現(xiàn)有技術(shù)相比，本發(fā)明的有益效果如下:
本發(fā)明通過采用以上方法確定了飛行器分離機(jī)構(gòu)系統(tǒng)主要結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)參數(shù)，通過建立的仿真分析模型，綜合考慮多個(gè)主要影響因素，對(duì)飛行器分離全過程進(jìn)行了動(dòng)力學(xué)仿真分析，并且經(jīng)濟(jì)、高效。可以廣泛應(yīng)用于飛行器多點(diǎn)-點(diǎn)式分離機(jī)構(gòu)動(dòng)力學(xué)仿真分析，有效提高飛行器分離系統(tǒng)設(shè)計(jì)及其性能。
【專利附圖】

【附圖說明】
[0012]圖1是本發(fā)明實(shí)施例提供的飛行器分離仿真分析模型；
圖2是本發(fā)明實(shí)施例提供的分離彈簧動(dòng)力學(xué)模型；
圖3為本發(fā)明實(shí)施例提供的分離彈簧結(jié)構(gòu)示意圖；
圖4為本發(fā)明實(shí)施例提供的分離彈簧性能參數(shù)動(dòng)力學(xué)曲線；
圖5為本發(fā)明實(shí)施例提供的分離彈簧對(duì)外作用力時(shí)間歷程曲線圖。
【具體實(shí)施方式】
[0013]本發(fā)明提供一種飛行器分離仿真方法，該方法包括如下步驟:
步驟1:確定多點(diǎn)-點(diǎn)式分離機(jī)構(gòu)、主被動(dòng)飛行器結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)參數(shù)；
步驟2:建立分離機(jī)構(gòu)系統(tǒng)動(dòng)力學(xué)模型；
步驟3:建立飛行器分離動(dòng)力學(xué)仿真模型；
步驟4:確定影響飛行器分離性能的各種參數(shù)，并進(jìn)行單因素影響仿真分析，確定主要影響參數(shù):
步驟5:綜合考慮主要影響參數(shù)對(duì)飛行器分離性能的耦合仿真分析。
[0014]本發(fā)明通過采用以上方法確定了飛行器分離機(jī)構(gòu)系統(tǒng)主要結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)參數(shù)，通過建立的仿真分析模型，綜合考慮多個(gè)主要影響因素，對(duì)飛行器分離全過程進(jìn)行了動(dòng)力學(xué)仿真分析，并且經(jīng)濟(jì)、高效?？梢詮V泛應(yīng)用于飛行器多點(diǎn)-點(diǎn)式分離機(jī)構(gòu)動(dòng)力學(xué)仿真分析，有效提高飛行器分離系統(tǒng)設(shè)計(jì)及其性能。
實(shí)施例
[0015]如圖1所示，為本發(fā)明建立的飛行器分離仿真分析模型，本實(shí)施例提供了一種飛行器分離仿真方法，該方法包括如下步驟:
步驟1:確定多點(diǎn)-點(diǎn)式分離機(jī)構(gòu)、主被動(dòng)飛行器結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)參數(shù)；如圖1所示，本發(fā)明一共選取9個(gè)結(jié)構(gòu)參數(shù)，具體為:1)主動(dòng)飛行器I質(zhì)心；2)被動(dòng)飛行器2質(zhì)心；3)主動(dòng)飛行器I質(zhì)量；4)被動(dòng)飛行器2質(zhì)量；5)主動(dòng)飛行器I質(zhì)量慣量；6)被動(dòng)飛行器2質(zhì)量慣量；7)分離彈簧分布位置；8)分離彈簧剛度4 ；9)分離彈簧壓縮；
步驟2:建立分離機(jī)構(gòu)系統(tǒng)動(dòng)力學(xué)模型3 ;選定適當(dāng)?shù)牟牧蟿偠?、法向力中材料剛度?xiàng)貢獻(xiàn)值的指數(shù)、接觸材料的阻尼、全阻尼時(shí)的穿透值，如圖2所示，在ADAMS中建立分離機(jī)構(gòu)系統(tǒng)動(dòng)力學(xué)模型；
步驟3:建立飛行器分離動(dòng)力學(xué)仿真模型；
步驟4:確定影響飛行器分離性能的各種參數(shù)，共9個(gè)影響參數(shù)，具體為:1)分離彈簧力偏差、2)分離彈簧安裝位置偏差、3)分離彈簧力作用點(diǎn)偏移、4)彈簧推力線偏差、5)主動(dòng)飛行器質(zhì)心偏差、6)被動(dòng)飛行器質(zhì)心偏差、7)解鎖不同步性、8)分離插頭電脫失效、9)溫度引起彈簧剛度的變化，并進(jìn)行單因素影響仿真分析，確定主要影響參數(shù)；
步驟5:綜合考慮主要影響參數(shù)對(duì)飛行器分離性能的耦合仿真分析；
綜上所述，本發(fā)明提供了一種飛行器分離仿真方法，該方法包括如下步驟；步驟1:確定多點(diǎn)-點(diǎn)式分離機(jī)構(gòu)、主被動(dòng)飛行器結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)參數(shù)；步驟2:建立分離機(jī)構(gòu)系統(tǒng)動(dòng)力學(xué)模型；步驟3:建立飛行器分離動(dòng)力學(xué)仿真模型；步驟4:確定影響飛行器分離性能的各種參數(shù)，并進(jìn)行單因素影響仿真分析，確定主要影響參數(shù)；步驟5:綜合考慮主要影響參數(shù)對(duì)飛行器分離性能的耦合仿真分析。本發(fā)明通過采用以上方法確定了飛行器分離機(jī)構(gòu)系統(tǒng)主要結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)參數(shù)，通過建立的仿真分析模型，綜合考慮多個(gè)主要影響因素，對(duì)飛行器分離全過程進(jìn)行了動(dòng)力學(xué)仿真分析，并且經(jīng)濟(jì)、高效。可以廣泛應(yīng)用于飛行器多點(diǎn)-點(diǎn)式分離機(jī)構(gòu)動(dòng)力學(xué)仿真分析，有效提高飛行器分離系統(tǒng)設(shè)計(jì)及其性能。
[0016]以上公開的本發(fā)明優(yōu)選實(shí)施例只是用于幫助闡述本發(fā)明。優(yōu)選實(shí)施例并沒有詳盡敘述所有的細(xì)節(jié)，也不限制該發(fā)明僅為所述的【具體實(shí)施方式】。顯然，根據(jù)本說明書的內(nèi)容，可作很多的修改和變化。本說明書選取并具體描述這些實(shí)施例，是為了更好地解釋本發(fā)明的原理和實(shí)際應(yīng)用，從而使所屬【技術(shù)領(lǐng)域】技術(shù)人員能很好地理解和利用本發(fā)明。本發(fā)明僅受權(quán)利要求書及其全部范圍和等效物的限制。
【權(quán)利要求】
1.一種飛行器分離仿真方法，其特征在于，包括以下步驟: 確定多點(diǎn)-點(diǎn)式分離機(jī)構(gòu)、主被動(dòng)飛行器結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)參數(shù)； 建立分離機(jī)構(gòu)系統(tǒng)動(dòng)力學(xué)模型； 建立飛行器分離動(dòng)力學(xué)仿真模型； 確定影響飛行器分離性能的各種參數(shù)，并進(jìn)行單因素影響仿真分析，確定主要影響參數(shù)； 綜合考慮主要影響參數(shù)對(duì)飛行器分離性能的耦合仿真分析。
2.如權(quán)利要求1所述的飛行器分離仿真方法，其特征在于，所述多點(diǎn)-點(diǎn)式分離機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)參數(shù)包括分離彈簧分布位置、分離彈簧剛度、分離彈簧壓縮量，所述主被動(dòng)飛行器結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)參數(shù)包括主動(dòng)飛行器質(zhì)心、被動(dòng)飛行器質(zhì)心、主動(dòng)飛行器質(zhì)量、被動(dòng)飛行器質(zhì)量、主動(dòng)飛行器質(zhì)量慣量、被動(dòng)飛行器質(zhì)量慣量。
3.如權(quán)利要求1所述的飛行器分離仿真方法，其特征在于，所述分離機(jī)構(gòu)系統(tǒng)動(dòng)力學(xué)模型是在ADAMS中建立的。
4.如權(quán)利要求1所述的飛行器分離仿真方法，其特征在于，建立飛行器分離動(dòng)力學(xué)仿真模型的方法為: 選取適當(dāng)?shù)牟牧蟿偠?、法向力中材料剛度貢獻(xiàn)值的指數(shù)、接觸材料的阻尼、全阻尼時(shí)的穿透值，然后在ADAMS中建立飛行器分離動(dòng)力學(xué)仿真模型。
5.如權(quán)利要求1所述的飛行器分離仿真方法，其特征在于，所述影響飛行器分離性能的各種參數(shù)包括分離彈簧力偏差、分離彈簧安裝位置偏差、分離彈簧力作用點(diǎn)便宜、彈簧推力線偏差、主動(dòng)飛行器質(zhì)心偏差、被動(dòng)飛行器質(zhì)心偏差、解鎖不同步性、分離插頭電脫失效、溫度引起彈簧剛度的變化。
【文檔編號(hào)】G06F17/50GK103853869SQ201310375166
【公開日】2014年6月11日 申請(qǐng)日期:2013年8月26日 優(yōu)先權(quán)日:2013年8月26日
【發(fā)明者】張華 , 劉漢武, 唐杰, 王金童, 吳昊 申請(qǐng)人:上海宇航系統(tǒng)工程研究所