(19)国家知识产权局 (12)发明 专利申请 (10)申请公布号 (43)申请公布日 (21)申请 号 202111623650.8 (22)申请日 2021.12.28 (71)申请人 航天科工火箭 技术有限公司 地址 430000 湖北省武汉市新洲区阳逻经 济开发区红岗村阳逻开发区管委会五 楼504室 (72)发明人 刘力宇　刘访　孙康　田鹏宇　 黄陈哲　周前坤　宋心成　刘重洋　 梁家伟　郑洪伟　兰薇薇　崔敏亮　 马道远　杨跃　龚习　马征　 向志坚　 (74)专利代理 机构 武汉智汇为专利代理事务所 (普通合伙) 42235 专利代理师 杨为国(51)Int.Cl. G06F 30/23(2020.01) G06F 119/14(2020.01) (54)发明名称 可重复使用运载火箭着陆冲击瞬态动力学 有限元建模方法 (57)摘要 本发明涉及可重复使用运载火箭着陆冲击 瞬态动力学有限元建模方法， 包括如下步骤： 运 载火箭模型相关参数输入； 有限元建模； 模型装 配连接； 时间步长与质量缩放控制； 计算结果评 价以及计算结果评价后处理； 利用最终修改好的 有限元模型根据研制需要开展正式计算。 利用此 方法建立可重复使用运载火箭着陆冲击的非线 性有限元分析模 型， 通过对计算结果进行数值稳 定性检查和精度检查， 确保计算结果的可信度。 对比分析认为， 本方法成熟可靠， 能为可重复使 用运载火箭垂直返回式着陆回收的方案设计改 进和动力学环 境预示供先验指导， 具备较高的工 程应用价 值。 权利要求书3页 说明书8页 附图6页 CN 115292974 A 2022.11.04 CN 115292974 A 1.可重复使用运载火箭着陆冲击瞬态动力学有限元建模方法， 所述运载火箭包括依次 连接的箭体、 尾段和设有缓冲器的着陆支腿， 其特 征在于包括如下步骤 运载火箭模型相关参数输入； 有限元建模， 内容包括： 结构网格划分， 结构模拟， 可重复使用运载火箭的箭体结构采用三维+一维的方式进行 有限元建模， 根据全箭几何数据及质量质心参数建立全箭网格模型， 其中火箭尾部包含尾 段及着陆支腿采用三 维壳单元及实体单元进 行模拟， 尾部以上的箭体采用一 维梁单元进 行 模拟； 缓冲器模拟， 缓冲器的几何外形根据实 际结构进行三维壳单元建模， 其材料物理参数 根据实际制 造材料进行赋值， 缓冲器结构等效为理论分析模型， 所述理论分析模型具体为 三维壳单元模型+柱铰+弹簧单元+阻尼单元， 所述三维壳单元模型用于模拟结构外形及未 变形时的结构刚度， 所述柱铰用于模拟相对运动关系， 所述 弹簧单元用于模拟力学性能， 所 述阻尼单 元用于模拟力学性能； 撞击地面模拟， 根据分析需要或设定为刚性 地面或设定为混凝 土地面； 模型装配连接， 连接模拟， 根据运载火箭自身结构特征及实 际连接形式进行运载火箭 各结构间之间的连接、 装配， 箭体内部的连接包括螺栓连接、 铰接两大类， 用刚性单元模拟 各结构件之间的螺 栓连接， 用铰链模拟各 结构件之间的相对运动关系； 模型接触设置， 接触模拟， 采用对称罚函数接触算法， 任何时候任何情况下均不要定义 重复的或有重 叠的接触， 模型中没有初始穿透和干涉； 沙漏控制参数设置， 沙漏控制采用的方法是： 尽可能使用均匀的网格划分， 以及对指定 的结构单独施加沙漏控制、 对局部增 加模型刚度相结合； 时间步长与质量缩放控制： 采用显式积分即中心差分法确定时间步长， 求解具体问题时， 时间步长必须小于由该 问题求解方程性质所决定的临界时间步长Δtmin， 也即Courant条件， 要求模 型整体的质量 增加百分比应控制在5％以内； 计算结果评价： 完成运载火箭整体着陆冲击有限元模型的搭建后， 对整体仿真计算结果进行初步评 价， 具体步骤为 完成数值稳定性检查， 判断计算结果的数值稳定性是否满足要求； 计算结果精度检查， 判断计算结果的数值精度是否满足要求； 计算结果评价后处 理， 如果数值稳定性和数值精度均满足要求， 则判定计算结果可信， 用所述有限元模型根 据研制需要开展正式计算； 如果数值稳定性和数值精度其中一项不满足要求， 则判定计算结果不可信， 然后按照 建模流程依次对网格质量、 接触参数、 连接设置、 沙漏控制参数、 时间步长及质量缩放控制 参数逐一进 行排查， 直至最 终定位问题； 修改模型相关参数后重新提交计算， 重复完成数值 稳定性检查和计算结果精度检查的流程， 直至最 终计算结果的数值稳定性和精度均满足要 求， 则判定计算结果可信， 利用最终修改好的有限元模型根据研制需要开展正式计算。 2.根据权利要求1所述的动力学有限元建模方法， 其特征在于， 所述连接模拟中， 具体权　利　要　求　书 1/3 页 2 CN 115292974 A 2连接模拟内容如下： 所述箭体包括设有单机安装板的仪器舱段、 设有发动机架和发动机的发动机舱段、 后 过渡段， 所述后过渡段跟尾段连接， 所述设有足垫的着陆支腿通过上支耳和下支耳连接在 尾段的外壁上， 所述上支耳和下支耳与尾段之 间、 尾段与后过渡段之 间、 发动机与发动机架 之间、 单机安装板与箭体的仪器舱段内壁之间均采用刚性单 元来模拟螺 栓连接； 着陆支腿与上支耳和下支耳间的相对运动关系采用转动铰进行模拟； 着陆支腿与足垫的相对运动关系采用球 铰进行模拟。 3.根据权利要求1所述的动力学有限元建模方法， 其特征在于， 所述接触模拟的各种接 触的具体定义为： 全箭自身定义一个全局的单面接触来模拟着陆过程中箭体内部各结构件 间的接触， 该接触包 含了除着陆地 面、 加速度传感器之外所有结构件， 着陆支腿和着陆地 面之间定义 面‑面接触对来模拟支腿与地 面间的动态接触。 4.根据权利要求3所述的动力学有限元建模方法， 其特征在于， 所述对称罚函数接触算 法具体内容 为： 模拟运载火箭与地面的动态接触和相对滑动， 每一 时间步首先检查各从节点是否穿透 主表面， 没有穿透则对该 处节点不做任何处理； 如果有穿透， 则在该 处节点与被穿透主表 面 之间引入一个较大 的界面接触力， 其大小与穿透深度、 主表面刚度成正比(称为罚函数值。 它的物理意义相当于在从节点与被穿透主表面之间放置一个法向弹簧， 以限制从节点对主 表面的穿透)。 5.根据权利要求1所述的动力学有限元建模方法， 其特征在于， 所述 时间步长与质量缩 放控制中时间步长的计算公式为： 其中： L— 单元的特征长度； c—波的传播速度， α —与单元尺寸(梁单 元、 壳单元、 体单元等)相关的系数。 其中， 计算 时间步长与单元尺寸大小、 材料密度的均 方根成正比， 与弹性模量的均 方根 成反比。 6.根据权利要求1所述的动力学有限元建模方法， 其特征在于所述完成数值稳定性检 查的具体内容如下： 计算是否按照设定时间正常结束； 仔细观察仿真变形动画， 是否出现飞出的节点； 当没有外部能量输入时， 计算总能量守恒， 总能量变化应不超过3％。 7.根据权利要求1所述的动力学有限元建模方法， 其特征在于所述计算结果精度检查 的具体内容如下： 沙漏能和界面接触滑 移能应远小于内能， 接触能大于零； 检查计算模型增加的总质量， 增加质量百分比不应该超过3％； 检查每一个零部件的质 量增加是否正常；权　利　要　求　书 2/3 页 3 CN 115292974 A 3