[发明专利]一种运载火箭发射动力学有限元智能后处理方法

说明书

本发明公开了一种运载火箭发射动力学有限元智能后处理方法，该方法的具体步骤如下：步骤S1，在计算机程序中自动生成数据处理命令和控制命令；步骤S2，在有限元后处理软件中调用控制命令并自动批量处理数据；步骤S3，在计算机程序中智能识别特殊时刻，自动标注绘图。本发明能够提高数据后处理效率，减小工作量，同时降低错误。

技术领域

本发明属于发射动力学后处理技术领域，具体涉及一种运载火箭发射动力学有限元智能后处理方法。

背景技术

运载火箭发射系统涉及运载火箭、发射架、起竖装置、发射平台等相关要素，涉及机械、液压、控制、动力学等诸多学科，具有多种工作剖面、多种发射环境等工况组合。运载火箭发射系统涉及要素多、专业广、系统技术状态新、使用状态多，属于强非线性复杂耦合系统问题。因而设计新型号运载火箭时，往往需要通过大量仿真工况计算，综合考察运载火箭发射动力学特性。

运载火箭发射动力学特性分析通常需要关注运载火箭三方向位移、速度、角速度、加速度、角加速度分量、适配器/滑块与导轨接触力以及离架时刻间隙等多条曲线参数。在运载火箭发射过程中，存在运载火箭发动机点火时刻、运载火箭开始运动时刻、特征点离架时刻、适配器离架时刻、箭底离架等特殊时刻，上述时刻为运载火箭发射过程中约束状态发生突变时刻或动力学关注特征时刻。上述特征时刻参数往往影响运载火箭发射动力学特性，需要对此进行分析。除此之外，发射动力学仿真分析通常需要对大量不同发射工况中的动力学特性进行分析，存在提取数据量大、提取慢、数据非线性强的特点。

现有的发射动力学批量后处理方法，主要依靠手动逐个导出数据并查看、人工识别特殊时刻，进而对仿真计算结果进行分析，存在数据导出量大、人工成本高、分析难的特点，人工批量处理大量发射动力学工况数据并进行分析工作量大、处理效率低下、容易出现人为错误。

发明内容

有鉴于此，本发明提供了一种运载火箭发射动力学有限元智能后处理方法，能够提高数据后处理效率，减小工作量，同时降低错误。

本发明是通过下述技术方案实现的：

一种运载火箭发射动力学有限元智能后处理方法，该方法的具体步骤如下：

步骤S1，在计算机程序中自动生成数据处理命令和控制命令；

步骤S2，在有限元后处理软件中调用控制命令并自动批量处理数据；

步骤S3，在计算机程序中智能识别特殊时刻，自动标注绘图。

进一步的，步骤S1的具体过程为：

S101：确定要输出的数据，即在运载火箭发射系统的计算结果中选择要生成的运动学参数和力学参数：在有限元后处理软件中导入运载火箭发射系统上的预设观测点的ID，选择预设观测点的空间信息、火箭质心点的运动学参数及运载火箭发射系统内的接触部件的接触力的力学参数；其中，所述空间信息包括时间参数和坐标数据，所述运动学参数包括位移、速度、角位移及角速度；

S102：在计算机程序中预先生成打开计算结果的命令，依据步骤S101选择的运动学参数和力学参数，自动生成数据处理命令，数据处理命令用于自动输出所需数据，并根据数据处理命令自动生成有限元后处理软件可识别的控制命令，控制命令用于控制数据处理命令的运行，进而自动输出所需数据，即步骤S101中的空间信息、运动学参数和力学参数，并生成控制命令文件，且所述控制命令文件保存为有限元后处理软件可识别的文件格式。

进一步的，步骤S2的具体过程为：

S201：调用有限元后处理软件；

S202：在有限元后处理软件环境下，优先打开计算结果文件，运行步骤S1生成的控制命令，控制数据处理命令的运行，自动输出所需数据，即步骤S101中的空间信息、运动学参数和力学参数，并将所述空间信息、运动学参数和力学参数保存至指定路径。