一种基于统计能量法的捆绑火箭高频环境仿真预示方法与流程

1.本发明涉及运载火箭领域，具体涉及一种基于统计能量法的捆绑火箭高频环境仿真预示方法，通过该方法进行仿真分析，给出火箭各舱段对应高频随机加速度响应及舱段内噪声响应，为火箭全箭随机加速度环境条件及噪声环境条件设计提供参考。


背景技术：

2.运载火箭在主动飞行段，由于起飞喷流噪声和跨音速气动噪声的存在，使得箭上单机设备面临恶劣的高频声振动环境。随着大推力发动机的应用、运载火箭中型/重型化发展，运载火箭各舱段在主动飞行段将面临更为恶劣的噪声环境。因此有效预示运载火箭各舱段高频声振环境，提供箭上单机设备合理的高频环境条件，对单机设备的设计和地面试验验证具有重要的影响。
3.对于运载火箭，全箭环境条件设计必须在设计之初就应该完成，并作为总体输入供火箭各单机分系统开展设计。此时由于缺乏运载火箭的飞行实测环境数据，因而基于仿真预示是开展火箭全箭环境条件设计的重要支撑参考。对于运载火箭高频环境预示，传统的有限元方法受制于模型规模大、计算时间长等各种因素，在实际工程运用中难以对高频环境进行有限元仿真分析，同时当火箭总体构型处于方案迭代设计时，有限元方法在快速迭代响应计算方面效率较低。


技术实现要素：

4.本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提出一种基于统计能量法的捆绑火箭高频环境仿真预示方法，运载火箭在主动飞行段，其各舱段高频振动环境主要由起飞喷流噪声和跨音速气动噪声作用于舱段结构引起，现役运载火箭各舱段高频振动环境，由起飞喷流噪声引起的高频振动环境要比跨音速气动噪声引起的高频振动环境大。按照本发明方法对运载火箭在起飞段各舱段对应高频随机加速度响应及舱段内噪声响应进行仿真预示，为火箭全箭随机加速度环境条件及噪声环境条件设计提供参考。
5.本发明的技术解决方案是：
6.一种基于统计能量法的捆绑火箭高频环境仿真预示方法，该方法的步骤包括：
7.步骤1，根据捆绑火箭总体理论设计结构，并基于统计能量法(sea)理论建立捆绑火箭统计能量模型，捆绑火箭统计能量模型包括对应舱段结构sea子系统及声腔sea子系统；
8.步骤2，基于试车或者计算得到运载火箭芯一级发动机喷口中心喷流噪声z
a
和捆绑助推发动机喷口中心喷流噪声z
b
；
9.步骤3，基于步骤2得到的z
a
和z
b
，取火箭轴线与芯一级发动机喷口所在平面交点为计算位置o0，进一步根据噪声随距离衰减工程计算公式式中z0为源头噪声，z
l
为待预示位置噪声，k为常数，可根据经验进行选取，l为待预示位置至源头距离，单位为米。进而可计算得到芯一级发动机和捆绑助推发动机组合后在o0点的噪声z
tol
，作为捆绑火
箭芯一级底部起飞喷流总噪声；
10.步骤4，基于步骤1建立的捆绑火箭统计能量模型，取建立的结构子系统对应舱段中心面，计算得到该中心面与火箭轴线交点o
i
至芯一级底部o0点的距离；
11.步骤5，基于步骤4得到的距离，根据噪声随距离衰减工程计算公式计算得到各舱段结构子系统外噪声激励；
12.步骤6，基于步骤5计算得到的外噪声激励加载在对应结构sea子系统上，计算得到各结构sea子系统高频随机加速度响应及舱内声腔sea子系统噪声响应结果，得到的响应结果为全箭高频随机振动条件及噪声条件设计提供参考依据。
13.有益效果
14.(1)本发明公开了一种基于统计能量法的捆绑火箭高频环境仿真预示方法，可在运载火箭设计全过程通过仿真计算，给出火箭各舱段的高频随机振动响应及对应舱段内噪声响应，为全箭高频随机振动条件及噪声条件设计提供参考依据。
15.(2)本发明中使用统计能量法并运用于运载火箭等大尺度结构高频振动响应仿真预示方面，能较好的克服有限元法的缺点，可为运载火箭的方案快速迭代论证、高频声振环境预示等提供极大的方便。
附图说明
16.本发明的一种基于统计能量法的捆绑火箭高频环境仿真预示方法由以下的实施例及附图给出。
17.图1是捆绑火箭统计能量(sea)模型。
18.图2是捆绑火箭单台发动机及捆绑组合后喷流噪声。
19.图3是捆绑火箭底部发动机位置示意图。
20.图4是捆绑火箭尾段结构子系统中心面至芯一级底部o0点的距离。
21.图5是捆绑火箭芯一级尾段预示外噪声。
22.图6是捆绑火箭激励加载计算模型。
23.图7是捆绑火箭芯一级尾段随机加速度psd预示结果。
24.图8是捆绑火箭芯一级尾段内部噪声预示结果。
具体实施方式
25.以下结合某捆绑火箭对本发明的一种基于统计能量法的捆绑火箭高频环境仿真预示方法作进一步的详细描述。
26.本发明的一种基于统计能量法的捆绑火箭高频环境仿真预示方法包括以下步骤：
27.步骤1；根据捆绑火箭总体理论设计结构，并基于统计能量法(sea)理论建立捆绑火箭统计能量模型，总模型由对应舱段结构sea子系统及声腔sea子系统组成。具体实施步骤如下：根据捆绑火箭总体理论设计图，按舱段结构进行划分，包括芯级尾段、芯级过渡段、芯级箱间段、芯级级间段、芯级贮箱筒段、芯级贮箱前后底、芯级贮箱前后过渡段、整流罩、捆绑助推发动机壳体、捆绑助推发动机头锥、捆绑助推发动机尾段等进行结构划分，并建立相应的结构sea子系统；火箭舱段内部封闭空间、芯级贮箱内推进剂、捆绑助推推进剂建立相应的声腔sea子系统；当所有结构子系统和声腔子系统建立好后，再建立好各子系统之间
的连接，其中助推与芯级的连接处，采用点连接形式将对应子系统连接起来，得到捆绑火箭全箭统计能量分析模型如图1所示，同时设置好相应的损耗因子等参数。
28.步骤2；基于试车或者计算得到运载火箭芯一级发动机喷口中心喷流噪声z
a
和捆绑助推发动机喷口中心喷流噪声z
b
。具体实施步骤如下：根据发动机试车实测或工程计算，得到芯一级发动机(单机)喷口中心喷流噪声z
a
和捆绑助推发动机喷口中心喷流噪声z
b
对应声压级谱，如图2所示。
29.步骤3；基于步骤2得到的喷流噪声，取火箭轴线与芯一级发动机喷口所在平面交点为计算位置o0，进一步根据噪声随距离衰减工程计算公式式中z0为源头噪声，z
l
为待预示位置噪声，k为常数，可根据经验进行选取，l为待预示位置至源头距离，单位为米。进而可计算得到芯一级发动机和捆绑助推发动机组合后在o0点的噪声z
tol
，作为捆绑火箭芯一级底部起飞喷流总噪声。具体实施步骤如下：该火箭底部发动机位置如图3所示，一级由两台芯一级发动机和四台捆绑助推发动机组成。取火箭轴线与芯一级发动机喷口所在平面交点为计算位置o0，其中芯一级发动机喷口中心o
a
到o0距离为l
a
，捆绑助推发动机喷口中心o
b
到o0距离为l
b
，根据噪声随距离衰减工程计算公式本算例中取k＝3.2。从而可计算得到单台芯一级发动机传递到芯一级底部o0的噪声为捆绑助推发动机传递到芯一级底部o0的噪声为进一步根据多噪声源组合噪声工程计算公式式中l
wi
为单个噪声源噪声，n为发动机个数，l
w
为总噪声，可计算得到芯一级底部o0总噪声为z
tol
可作为捆绑火箭起飞喷流总噪声，如图2所示。
30.步骤4；基于步骤1建立的捆绑火箭统计能量模型，取建立的结构子系统对应舱段中心面，计算得到该中心面与火箭轴线交点o
i
至芯一级底部o0点的距离。具体实施步骤如下：本例中以芯一级尾段子系统为例，根据全箭理论图可得到其对应舱段实际结构中心面距离芯一级底部o0点距离为h
i
，如图4所示。按同样的方法可得到其他各结构子系统中心面至芯一级底部o0点的距离。
31.步骤5；基于步骤4得到的距离，根据噪声随距离衰减工程计算公式计算得到各舱段结构子系统外噪声激励。具体实施步骤如下：本例中以芯一级尾段子系统为例，根据步骤4得到的距离h
i
，可计算得到芯一级尾段子系统对应外噪声为如图5所示。按同样的方法可计算得到其他各结构子系统对应外噪声激励。
32.步骤6；基于步骤5计算得到的外噪声激励加载在对应结构sea子系统上，可计算得到各结构sea子系统高频随机加速度响应及舱内声腔sea子系统噪声响应结果，仿真结果可为全箭高频随机振动条件及噪声条件设计提供参考依据。具体实施步骤如下：本例中以芯一级尾段子系统为例，将步骤5得到的外噪声激励z
i
施加到对应芯一级尾段子系统外表面上，同理在其他各结构子系统施加对应外噪声激励，至此完成了捆绑火箭全箭统计能量分析模型的建立，最终高频sea计算模型如图6所示，进而可计算得到各结构子系统高频随机
加速度响应及舱内噪声响应结果。本例中计算得到的芯一级尾段随机加速度功率谱密度预示结果如图7所示，芯一级尾段内部噪声预示结果如图8所示，各部位计算结果可作为全箭高频随机振动条件及噪声条件的设计参考依据。
33.本发明的一种基于统计能量法的捆绑火箭高频环境仿真预示方法，已成功应用于新一代固体捆绑运载火箭研制中，为全箭高频随机振动条件及噪声条件设计提供了重要的参考依据。
34.本发明虽然已以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本发明，任何本领域技术人员在不脱离本发明的精神和范围内，都可以利用上述揭示的方法和技术内容对本发明技术方案做出可能的变动和修改，因此，凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化及修饰，均属于本发明技术方案的保护范围。