一种多发动机捆绑火箭舱段随机振动环境仿真预示方法与流程

1.本发明属于运载火箭技术领域，尤其涉及一种多发动机捆绑火箭舱段随机振动环境仿真预示方法。


背景技术：

2.运载火箭在发射主动飞行段，由发动机工作导致的起飞喷流噪声会对全箭各舱段造成恶劣的高频随机振动环境，从而对箭上单机设备的正常工作带来不利影响。箭上各单机设备需要根据运载总体给出的随机振动环境条件开展相应的抗力学环境分析设计及试验，以保证各单机设备具有相应的飞行声振环境适应性。因此运载总体给出的全箭各舱段随机振动条件合理性对箭上各单机设备的设计研制具有重要的影响。
3.对于多发动机捆绑火箭，由于起飞时段发动机数量较多，使得起飞喷流噪声尤为恶劣，通过发动机地面热试车试验进行力学环境搭载测量是获得发动机喷流噪声的最佳方法，但对于研制阶段的多发动机捆绑火箭，由于无法开展一级所有发动机全动力试车试验，仅能通过单发动机试车或者单子级试车来获得部分发动机的喷流噪声，因此对于多发动机捆绑后的总喷流噪声及各舱段外噪声只能通过预示得到。噪声是引起火箭舱段随机振动环境的主要因素，基于噪声激励对舱段进行随机振动环境预示的常用方法有限元法和统计能量法，两种方法适应不同的计算需求，当需要对舱段局部位置如单机与支架安装面等进行精细化预示时，则应采用有限元法，但对于设计的噪声环境条件是以声压级谱给定，无法直接用于有限元模型的计算，需要转化为功率谱密度才可用于有限元计算。


技术实现要素：

4.本发明的技术解决问题：克服现有技术的不足，提供一种多发动机捆绑火箭舱段随机振动环境仿真预示方法，可对多发动机捆绑火箭舱段随机振动环境进行精细化预示，为多发动机捆绑火箭舱段随机振动环境条件设计与改善提供有效的解决途径。
5.为了解决上述技术问题，本发明公开了一种多发动机捆绑火箭舱段随机振动环境仿真预示方法，包括：
6.步骤1，获取多发动机捆绑火箭芯一级发动机喷口中心喷流噪声za和捆绑助推发动机喷口中心喷流噪声zb；
7.步骤2，根据za和zb，计算得到多发动机捆绑火箭芯一级底部起飞喷流总噪声z
tol
；
8.步骤3，根据多发动机捆绑火箭芯一级底部起飞喷流总噪声z
tol
，计算得到舱段外噪声zi；
9.步骤4，根据多发动机捆绑火箭舱段几何构型，建立舱段对应的有限元仿真计算模型；
10.步骤5，基于步骤3计算得到的zi，计算得到噪声声压功率谱密度s(fc)；
11.步骤6，将步骤5计算得到的s(fc)作为步骤4建立的舱段对应的有限元仿真计算模型的噪声输入激励，开展舱段随机振动环境仿真预示。
12.在上述多发动机捆绑火箭舱段随机振动环境仿真预示方法中，通过试验方法或计算方法，获取多发动机捆绑火箭芯一级发动机喷口中心喷流噪声za和捆绑助推发动机喷口中心喷流噪声zb。
13.在上述多发动机捆绑火箭舱段随机振动环境仿真预示方法中，通过试验方法，获取多发动机捆绑火箭芯一级发动机喷口中心喷流噪声za和捆绑助推发动机喷口中心喷流噪声zb，包括：
14.开展单台芯一级发动机动力试车试验，从单台芯一级发动机动力试车试验结果中提取得到za；
15.开展单台捆绑助推发动机动力试车试验，从单台捆绑助推发动机动力试车试验结果中提取得到zb。
16.在上述多发动机捆绑火箭舱段随机振动环境仿真预示方法中，通过计算方法，获取多发动机捆绑火箭芯一级发动机喷口中心喷流噪声za和捆绑助推发动机喷口中心喷流噪声zb，包括：
17.根据如下公式，计算得到za：
18.za＝120+10log
10
(αaf
ava
)-ra19.其中，fa表示单台芯一级发动机推力，va表示单台芯一级发动机喷流速率，αa表示单台芯一级发动机喷流声效率因子，ra表示单台芯一级发动机与喷流方向及频率相关的喷流方向因子；
20.根据如下公式，计算得到zb：
21.zb＝120+10log
10
(αbf
bvb
)-rb22.其中，fb表示单台捆绑助推发动机推力，vb表示单台捆绑助推发动机喷流速率，αb表示单台捆绑助推发动机喷流声效率因子，rb表示单台捆绑助推发动机与喷流方向及频率相关的喷流方向因子。
23.在上述多发动机捆绑火箭舱段随机振动环境仿真预示方法中，根据za和zb，计算得到多发动机捆绑火箭芯一级底部起飞喷流总噪声，包括：
24.确定芯一级发动机喷口中心oa到点o0的距离la，以及捆绑助推发动机中心ob到o0的距离lb；其中，点o0为：火箭轴线与芯一级发动机喷口所在平面的交点；
25.根据噪声随距离衰减工程计算公式，计算得到单台芯一级发动机传递到o0的噪声z
a1
和单台捆绑助推发动机传递到o0的噪声z
b1
；
26.根据z
a1
和z
b1
，计算得到多发动机捆绑火箭芯一级底部起飞喷流总噪声z
tol
。
27.在上述多发动机捆绑火箭舱段随机振动环境仿真预示方法中，z
a1
和z
b1
的计算公式如下：
[0028][0029][0030]
其中，k表示常数。
[0031]
在上述多发动机捆绑火箭舱段随机振动环境仿真预示方法中，z
tol
的计算公式如下：
[0032]
[0033]
其中，m表示芯一级发动机的数量，n表示捆绑助推发动机的数量。
[0034]
在上述多发动机捆绑火箭舱段随机振动环境仿真预示方法中，多发动机捆绑火箭一级，包括：m台芯一级发动机和n台捆绑助推发动机。
[0035]
在上述多发动机捆绑火箭舱段随机振动环境仿真预示方法中，通过如下公式计算得到舱段外噪声zi：
[0036][0037]
其中，h表示舱段中心面距离o0的距离。
[0038]
在上述多发动机捆绑火箭舱段随机振动环境仿真预示方法中，基于步骤3计算得到的zi，计算得到噪声声压功率谱密度s(fc)，包括：
[0039]
确定zi的中心频率fc对应的频带带宽δfc和声压级l
p
；
[0040]
根据δfc和l
p
，计算得到s(fc)：
[0041][0042]
其中，p
ref
表示参考声压，p
ref
＝2*10-5
pa。
[0043]
本发明具有以下优点：
[0044]
本发明公开了一种多发动机捆绑火箭舱段随机振动环境仿真预示方法，可对多发动机捆绑火箭舱段随机振动环境进行精细化预示，为多发动机捆绑火箭舱段随机振动环境条件设计与改善提供有效的解决途径。
附图说明
[0045]
图1是本发明实施例中一种多发动机捆绑火箭舱段随机振动环境仿真预示方法的步骤流程图；
[0046]
图2是本发明实施例中一种芯一级发动机喷口中心喷流噪声和捆绑助推发动机喷口中心喷流噪声的示意图；
[0047]
图3是本发明实施例中一种多发动机捆绑火箭一级底部发动机组合位置示意图；
[0048]
图4是本发明实施例中一种舱段中心面距离芯一级底部中心点距离示意图；
[0049]
图5是本发明实施例中一种舱段外噪声示意图；
[0050]
图6是本发明实施例中一种舱段对应的有限元仿真计算模型的示意图；
[0051]
图7是本发明实施例中一种噪声声压功率谱密度示意图；
[0052]
图8是本发明实施例中一种舱段单机与支架安装界面的随机振动响应功率谱示意图。
具体实施方式
[0053]
为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合附图对本发明公开的实施方式作进一步详细描述。
[0054]
如图1，在本实施例中，该多发动机捆绑火箭舱段随机振动环境仿真预示方法，包括：
[0055]
步骤1，获取多发动机捆绑火箭芯一级发动机喷口中心喷流噪声za和捆绑助推发
动机喷口中心喷流噪声zb。
[0056]
在本实施例中，可通过试验方法或计算方法，获取za和zb，如图2所示。
[0057]
试验方法如下：开展单台芯一级发动机动力试车试验，从单台芯一级发动机动力试车试验结果中提取得到za。开展单台捆绑助推发动机动力试车试验，从单台捆绑助推发动机动力试车试验结果中提取得到zb。
[0058]
计算方法如下：根据za＝120+10log
10
(αaf
ava
)-ra，计算得到za；根据zb＝120+10log
10
(αbf
bvb
)-rb，计算得到zb。其中，fa表示单台芯一级发动机推力，va表示单台芯一级发动机喷流速率，αa表示单台芯一级发动机喷流声效率因子，ra表示单台芯一级发动机与喷流方向及频率相关的喷流方向因子；fb表示单台捆绑助推发动机推力，vb表示单台捆绑助推发动机喷流速率，αb表示单台捆绑助推发动机喷流声效率因子，rb表示单台捆绑助推发动机与喷流方向及频率相关的喷流方向因子。
[0059]
步骤2，根据za和zb，计算得到多发动机捆绑火箭芯一级底部起飞喷流总噪声z
tol
。
[0060]
在本实施例中，z
tol
的具体计算过程如下：
[0061]
确定芯一级发动机喷口中心oa到点o0的距离la，以及捆绑助推发动机中心ob到o0的距离lb；其中，点o0为：火箭轴线与芯一级发动机喷口所在平面的交点。
[0062]
根据噪声随距离衰减工程计算公式，计算得到单台芯一级发动机传递到o0的噪声z
a1
和单台捆绑助推发动机传递到o0的噪声z
b1
：
[0063][0064][0065]
其中，k表示常数。
[0066]
根据z
a1
和z
b1
，计算得到多发动机捆绑火箭芯一级底部起飞喷流总噪声z
tol
：
[0067][0068]
其中，m表示芯一级发动机的数量，n表示捆绑助推发动机的数量。需要说明的是，多发动机捆绑火箭一级由m台芯一级发动机和n台捆绑助推发动机组成。
[0069]
例如，如图3所示，多发动机捆绑火箭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，芯一级发动机喷口中心oa到o0的距离为la，捆绑助推发动机中心ob到o0的距离为lb，k＝3.2，则有：进一步，可作为多发动机捆绑火箭芯一级底部起飞喷流总噪声。
[0070]
步骤3，根据多发动机捆绑火箭芯一级底部起飞喷流总噪声z
tol
，计算得到舱段外噪声zi。
[0071]
在本实施例中，zi的计算公式如下：
[0072][0073]
其中，h表示舱段中心面距离o0的距离。
[0074]
例如，取多发动机捆绑火箭某舱段，计算该舱段中心面距离o0的距离h，如图4所示；根据得到的距离h，进一步计算得到舱段外噪声如图5所示。
[0075]
步骤4，根据多发动机捆绑火箭舱段几何构型，建立舱段对应的有限元仿真计算模型。
[0076]
在本实施例中，建立的舱段对应的有限元仿真计算模型如图6所示。
[0077]
步骤5，基于步骤3计算得到的zi，计算得到噪声声压功率谱密度s(fc)。
[0078]
在本实施例中，可将舱段外噪声zi转变为噪声声压功率谱密度s(fc)，如图7所示。其中，s(fc)的具体计算过程如下：
[0079]
确定zi的中心频率fc对应的频带带宽δfc和声压级l
p
；根据δfc和l
p
，计算得到s(fc)：
[0080][0081]
其中，p
ref
表示参考声压，p
ref
＝2*10-5
pa。
[0082]
步骤6，将步骤5计算得到的s(fc)作为步骤4建立的舱段对应的有限元仿真计算模型的噪声输入激励，开展舱段随机振动环境仿真预示。
[0083]
在本实施例中，可将步骤5计算得到的s(fc)作为输入，加载于图6所示的有限元模型的蒙皮壳单元上，并开展舱段随机振动环境仿真预示，计算得到舱段单机与支架安装界面的随机振动响应功率谱结果，如图8所示。
[0084]
综上所述，本发明所述的多发动机捆绑火箭舱段随机振动环境仿真预示方法，已成功应用于新一代固体捆绑运载火箭研制中，为全箭各舱段高频随机振动条件设计提供了重要的参考依据。
[0085]
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。
[0086]
本发明说明书中未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员的公知技术。

技术特征：
1.一种多发动机捆绑火箭舱段随机振动环境仿真预示方法，其特征在于，包括：步骤1，获取多发动机捆绑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
；步骤2，根据z
a
和z
b
，计算得到多发动机捆绑火箭芯一级底部起飞喷流总噪声z
tol
；步骤3，根据多发动机捆绑火箭芯一级底部起飞喷流总噪声z
tol
，计算得到舱段外噪声z
i
；步骤4，根据多发动机捆绑火箭舱段几何构型，建立舱段对应的有限元仿真计算模型；步骤5，基于步骤3计算得到的z
i
，计算得到噪声声压功率谱密度s(f
c
)；步骤6，将步骤5计算得到的s(f
c
)作为步骤4建立的舱段对应的有限元仿真计算模型的噪声输入激励，开展舱段随机振动环境仿真预示。2.根据权利要求1所述的多发动机捆绑火箭舱段随机振动环境仿真预示方法，其特征在于，通过试验方法或计算方法，获取多发动机捆绑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
。3.根据权利要求2所述的多发动机捆绑火箭舱段随机振动环境仿真预示方法，其特征在于，通过试验方法，获取多发动机捆绑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
，包括：开展单台芯一级发动机动力试车试验，从单台芯一级发动机动力试车试验结果中提取得到z
a
；开展单台捆绑助推发动机动力试车试验，从单台捆绑助推发动机动力试车试验结果中提取得到z
b
。4.根据权利要求2所述的多发动机捆绑火箭舱段随机振动环境仿真预示方法，其特征在于，通过计算方法，获取多发动机捆绑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
，包括：根据如下公式，计算得到z
a
：z
a
＝120+10log
10
(α
a
f
ava
)-r
a
其中，f
a
表示单台芯一级发动机推力，v
a
表示单台芯一级发动机喷流速率，α
a
表示单台芯一级发动机喷流声效率因子，r
a
表示单台芯一级发动机与喷流方向及频率相关的喷流方向因子；根据如下公式，计算得到z
b
：z
b
＝120+10log
10
(α
b
f
bvb
)-r
b
其中，f
b
表示单台捆绑助推发动机推力，v
b
表示单台捆绑助推发动机喷流速率，α
b
表示单台捆绑助推发动机喷流声效率因子，r
b
表示单台捆绑助推发动机与喷流方向及频率相关的喷流方向因子。5.根据权利要求1所述的多发动机捆绑火箭舱段随机振动环境仿真预示方法，其特征在于，根据z
a
和z
b
，计算得到多发动机捆绑火箭芯一级底部起飞喷流总噪声，包括：确定芯一级发动机喷口中心o
a
到点o0的距离l
a
，以及捆绑助推发动机中心o
b
到o0的距离l
b
；其中，点o0为：火箭轴线与芯一级发动机喷口所在平面的交点；根据噪声随距离衰减工程计算公式，计算得到单台芯一级发动机传递到o0的噪声z
a1
和单台捆绑助推发动机传递到o0的噪声z
b1
；
根据z
a1
和z
b1
，计算得到多发动机捆绑火箭芯一级底部起飞喷流总噪声z
tol
。6.根据权利要求5所述的多发动机捆绑火箭舱段随机振动环境仿真预示方法，其特征在于，z
a1
和z
b1
的计算公式如下：的计算公式如下：其中，k表示常数。7.根据权利要求5所述的多发动机捆绑火箭舱段随机振动环境仿真预示方法，其特征在于，z
tol
的计算公式如下：其中，m表示芯一级发动机的数量，n表示捆绑助推发动机的数量。8.根据权利要求7所述的多发动机捆绑火箭舱段随机振动环境仿真预示方法，其特征在于，多发动机捆绑火箭一级，包括：m台芯一级发动机和n台捆绑助推发动机。9.根据权利要求6所述的多发动机捆绑火箭舱段随机振动环境仿真预示方法，其特征在于，通过如下公式计算得到舱段外噪声z
i
：其中，h表示舱段中心面距离o0的距离。10.根据权利要求1所述的多发动机捆绑火箭舱段随机振动环境仿真预示方法，其特征在于，基于步骤3计算得到的z
i
，计算得到噪声声压功率谱密度s(f
c
)，包括：确定z
i
的中心频率f
c
对应的频带带宽δf
c
和声压级l
p
；根据δf
c
和l
p
，计算得到s(f
c
)：其中，p
ref
表示参考声压，p
ref
＝2*10-5
pa。

技术总结
本发明公开了一种多发动机捆绑火箭舱段随机振动环境仿真预示方法，包括：获取多发动机捆绑火箭芯一级发动机喷口中心喷流噪声Z


技术研发人员：龙新军 潘望白 胡迪科 徐腾 方贤亮 吴松 吴佳林 洪刚 张亮
受保护的技术使用者：上海宇航系统工程研究所
技术研发日：2023.04.17
技术公布日：2023/8/9