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无人机火箭助推系统结构设计及多体动力学分析
来源：985论文网 添加时间：2020-05-18 14:13
摘 要
在本文中，采用火箭增强型发射方法的无人机的发射段是最重要的研究对象，旨在提高发射段的飞行稳定性和安全性，并沿着导轨将其从轨道上取下。在一阶段进行动态仿真和有限元分析，并对影响无人机安全发射的各种参数进行分析和优化。无人机火箭增强系统的改进主要取决于无人机火箭增强系统的结构设计。高质量生产的基础是提高无人机火箭助推系统的性能。因此，研究无人机火箭增强系统的有限元分析方法对提高无人机火箭增强系统的性能，促进经济发展具有重要意义。
根据无人机发射器的一般要求，设计了无人助推发射的一般时间表。 Proe软件用于确定无人机助推发射系统的实体模型，并为动态仿真和有限元分析做准备。主要任务如下：
（1）规划了无人机火箭助推系统的功能，确定了无人机火箭助推系统的整体结构布局方案。主要无人机火箭助推系统部件的详细结构设计和整机的三维模型在PROE中建立。确定了无人机火箭助推系统的单元方案。
（2）结合静力分析理论，整个无人机火箭助推系统的有限元模型导入在ANSYS中。得到整个无人机火箭助推系统的位移和静态刚度的趋势图，在某种程度上为整个无人机火箭助推系统的设计优化提供参考；完成整机模态仿真分析，对于无人机火箭助推系统和状态，得到整机的前八阶固有频率和主振动模态，得到整机的振动形式。
（3）基于显式动力学分析方法，进行无人机火箭助推系统的多体动力学分析，分析整个无人机火箭助推系统的动力学和无人机火箭助推系统的最薄弱部分，并确定要优化的部件。完成了整机和条件下的多体动力学仿真分析，得到了整机在不同工况下的位移和应力分布，为后续的无人机火箭助推系统部件优化提供方向。
（4）基于上述计算结果用于优化无人机火箭助推系统底座的拓扑结构。优化无人机火箭助推系统底座的尺寸并确定最佳结构设计尺寸，以便在保持刚度和强度的基础上实现减重设计。根据材料的最佳分布图，进行机座结构改进以减轻重量。
关键词：无人机；火箭助推；发射装置；发射动力学；有限元；拓扑优化
目录
摘 要 I
Abstract II
目录 IV
1 绪论 1
1.1 研究背景及意义 1
1.1.1 课题背景 1
1.1.2 研究意义 1
1.2 国内外研究现状 2
1.2.1 无人机发展趋势 2
1.2.2 无人机发射方式研究现状 3
1.3 本文研究内容及方法 6
2 无人机火箭助推系统结构总体设计 8
2.1 总体结构设计基本思想 8
2.2 无人机火箭助推系统需求及功能规划 8
2.2.1技术要求 8
2.2.2发射架系统的方案选择 9
2.2.3发射系统结构组成 9
2.3无人机火箭助推系统总体布局设计及单元设计计算 11
2.2.1导轨选型以及结构设计 11
2.2.2小车系统设计 15
2.2.3缓冲系统设计 16
2.2.4动力系统设计 18
2.2.5发射架总体装配 19
2.4 无人机火箭助推系统数学模型 19
3 无人机火箭助推系统整机静力学特性分析 21
3.1相关分析理论基础 21
3.1.1有限元方法理论 21
3.1.2模态分析理论 24
3.2 无人机火箭助推系统整机有限元模型建立 25
3.2.1整机模型简化 25
3.2.2整机材料属性设置 26
3.2.3整机网格划分 26
3.3 无人机火箭助推系统整机静力学计算结果分析 28
3.3.1整机边界条件设置 28
3.3.2计算结果分析 28
3.4 无人机火箭助推系统整机模态分析 31
3.4.1整机边界条件设置 31
3.4.2模态结果分析 31
4 无人机火箭助推系统整机多体动力学特性分析 34
4.1 有限元动力学分析理论基础 34
4.1.1显式动力学分析理论 34
4.1.2 显示动力学计算控制 36
4.2 无人机火箭助推系统整机多体动力学模型建立 38
4.2.1网格划分 38
4.1.2材料模型定义 39
4.1.2边界条件设置 39
4.3加载载荷下的多体动力学计算结果分析 40
4.3.1多体动力学整机等效应力计算结果分析 40
4.3.2多体动力学各部件等效应力计算结果分析 41
4.3.3多体动力学无人机启动过程位移计算结果分析 42
4.3.4 无人机火箭助推系统负载数据分析 43
5 无人机火箭助推系统关键部件优化与分析 47
5.1连续体拓扑优化理论 47
5.1.1连续体结构拓扑优化的数学模型 47
5.1.2连续体结构拓扑优化的最小势能原理 48
5.1.3连续体结构拓扑优化的计算方法 49
5.2无人机火箭助推系统骨架轻量化设计与分析 52
5.2.1 轻量化设计方法 52
5.2.2结构轻量化设计流程 53
5.3 无人机火箭助推系统骨架拓扑优化模型的建立 53
5.3.1 拓扑优化分析简介 54
5.3.2模型单元与材料定义 55
5.3.3约束条件变量分析 56
5.3.4设计变量定义 57
5.4拓扑优化结果分析 61
6 总结及展望 63
6.1 总结 63
6.2 展望 63
参考文献 64
致 谢 67
1 绪论
1.1 研究背景及意义
1.1.1 课题背景
一百年前，第一架无人机在美国诞生，并被美国空军用作目标。在接下来的时期，无人机主要用于军事目的。直到最近，无人机热潮征服了世界，导致无人机技术飞速发展，无人机已从单一军事领域扩展到民用领域。等领域。价格低廉，易于使用的小型无人机的发展非常迅速。由于可以保护无人机不受许多障碍和恶劣环境的侵害，因此在前沿战场上使用了大量小型无人机，尤其是可以垂直起降的无人驾驶飞机，这使无人机在军事期间更加强大任务。一种重要的航空武器已经实现。用民用术语来说，大量的小型无人机被用于航空摄影，资源勘探，紧急援助和航空照片制图。由于无人机的飞速发展，许多军事和私人公司都在争相投资其财务和物质资源来开发无人机。但是，对于无人机的发射方式，国内外方法仍在改进传统方法，特别是对几乎没有空的小型无人机发射的研究。
无人飞行器（UAV）是“无人飞行器”的缩写，是一种使用无线电遥控器和自己的程序控制的无人机。自1927年无人机问世以来，它已广泛应用于各行各业。无人机发展的最初目的是将其应用于战争领域。它们在战争中的使用使战争进入了以非智能武器和信息武器为主的“非接触式战争”新时代。无人机的优点是：体积小，重量轻，成本低，易于起降，无人员伤亡，操作简便且对战争的适应性强。
随着社会的进步和科学技术的发展，无人机的范围已逐渐从军事转移到民用领域。现在，经济和社会越来越重视人事费用预算，许多公司和国家主管部门将减少人员，这是节省运营成本的最重要措施。无人机可以在替代人力资源和节省资金方面发挥重要作用影响。
1.1.2 研究意义
如今，无人机发射系统已成为无人机战斗过程中的重要组成部分，并已逐渐发展成为能够执行紧急发射任务和良好适应性的先进装备。无人机发射系统的优点是：
（1）无人机发射系统体积小，功能强大；它不需要大的跑道，发射过程很短，而且无人机高速离开。
（2）无人机发射系统机动性强，生存几率高；由于整个无人机都可以安装在运输车上（汽车，军舰，机车等），因此具有良好的机动性。
（3）无人机发射系统生产成本低；战时简单的生产要求和良好的可持续供应能力。
（4）无人机发射系统非常灵活；它具有在所有气候条件下使丘陵沟壑和沼泽起伏的能力。
由于这些优点，无人机发射系统在军事装备中具有重要的地位。因此，有必要改善当前无人机发射系统的机动性，并设计和研究一种强大的发射系统来对抗无人机。提高性能非常重要。
1.2 国内外研究现状
1.2.1 无人机发展趋势
无人机的发展趋势也可以从军事和民用领域来解释。
（1）军用无人机的发展趋势
1）隐身
在新一代猎人逐渐变得不可见的同时，中国，美国和俄罗斯的新一代主战飞机采用了隐形设计。因此，隐身的发展也是未来无人机的发展方向之一。
2）非常聪明
随着人工智能的飞速发展，大多数智能算法，如人工神经网络算法，遗传算法等，在工程领域，无人机将逐步实现“无人驾驶”的全过程，在未来，规避风险，以至于任务可以安全完成。
3）多功能
现在，无人驾驶飞机的基本情况是，无人驾驶飞机只能执行一项特殊任务，导致无人驾驶飞机种类繁多，但没有独特的新颖性，而且还会导致对无人驾驶飞机资源的不合理投资。将来，无人机必须升级到可以执行多方面集成任务的模型，即多功能机，从而降低无人机的生产成本。
4）长时间观察
目前，由于飞机尺寸小，所携带的燃料只能在较小的活动空间内维持无人机的飞行任务，而不能在大型喷气式飞机上运行。将来，随着新能源和发动机技术的改进，可以实现大规模运行的目标。
（2）民用无人机的发展趋势。
1）提高信号传输能力
提高民用无人机的信号传输能力体现在两个方面：一方面，随着无人机范围的增加，信号的传输能力保持在当前的短距离水平；另一方面，控制民用无人机的改进和与终端的连接，然后实现一个终端同时控制多架无人机，并实现多架无人机的协同运行。
2）提高防撞性能
无人机在救援应用和野外基础设施建设中发挥着重要作用。由于野外飞行情况复杂，因此有必要提高无人机的防撞能力。为了提高无人机的防撞能力，我们可以从两个方面入手：一方面，我们将开始对无人机进行智能化，并赋予无人机高度的人工智能，以便使无人机能够复杂化环境以减少预防影响的风险；另一方面，无人驾驶飞机由更具弹性的材料制成，可以在撞击时提供保护。
3）空中设备的小型化
空中设备的小型化是无人机多功能功能，持久耐用和改进的防撞性能的必然要求。空中设备的小型化是确保无人机多功能性的重要措施。空中设备的小型化可以在相同条件下在空中运输更多设备；空中设备的小型化是为了确保长距离的飞行时间。在相同情况下，小型化的机载设备的一种重要方法可以确保无人机携带更多的燃料；设备在空中的小型化降低了无人机的飞行惯性并提高了无人机的灵活性。减少无人机的撞击，确保无人机的安全。
1.2.2 无人机发射方式研究现状
无人机的发射意味着无人机通过自身的动力或其他设备的动力为无人机的启动提供能量，因此无人机可以在发射结束时达到安全的启动速度。有许多因素影响无人机系统的性能。主要因素是无人机的发射。因为无人机可以有效发挥功能，所以无人机可以平稳起飞。如果无人机在发射阶段无法起飞或在启动过程中立即坠毁，则会导致重大的经济损失，并且无法执行无人机的任务。它正在实施中，因此，无人机的发射技术是整个无人机系统最重要的技术之一。目前，无人机的发射方式可细分为：起飞起飞，弹射启动，火箭助推发射，手动掷射，空中发射，垂直发射和潜艇发射。
1.滑跑起飞
能够短跑和起飞的飞机通常在身体上配备有步行装置，并且该步行装置可以反复使用，例如起落架，滑雪轭等。以这种方式起飞的飞机必须在地面上行驶一段距离才能获得足够的起飞速度，并且飞机在整个起飞过程中承受的过载较小。安装在飞机上的滑动装置增加了飞机的整体重量，增加了起飞速度并延长了步行距离。许多小型飞机的滑动装置没有缩回机构，并且通常固定在飞机上。飞行过程中产生的阻力较高。 。而且，按照启始方式起飞的飞机对跑道提出了更高的要求，起飞环境适应性较差。有许多类型的飞机使用冲刺来起飞当今的无人机。代表机型有中国的“彩虹4”无人机(图1-1中)和美国的美国捕食者(左) 、“先锋”RQ-2无人机(图1-1右)等。
图1-1 美国捕食者(左) “彩虹4”无人机(中)、“先锋”RQ-2无人机(右)
2.弹射起飞
使用弹射启动的无人机必须在发射前配备安装在发射器适配器上的轨道发射器，然后依靠发射器的功率为无人机提供安全操作所需的能量。根据发射器电源的不同形式，通常可以将其细分为：液压排放，气动排放，电磁排放和橡胶排放。起飞弹弓的好处是：飞机的发射周期相对较短，有利于提高发射效率；对发射场的要求不高，并且在任何地形中，只要可以容纳发射装置，就可以发射无人机。同时，弹射和起飞有许多缺点：当发射器的功率恒定以实现更高的发射速度时，必须延长轨道，这将增加整个发射的长度，增加音量，并且增加重量；发射低重量的无人机。有许多类型的小型无人机可以用弹弓起飞，例如“ Blade” SF-300B（图1-2）。
图1-2 “刀锋”SF-300B
3.手抛发射
当手抛出发射时，首先使无人机的功率最大化，并加速人体以使其达到一定的速度，然后用手将无人机抛出，然后由无人机自行驱动抛出。使用这种方法发射无人机既简单又便宜，并且仅适用于重量轻且启动速度低的无人机。用手投掷飞机时，飞机的破损率较高，执行人工投掷任务的人员的经验也较高。美国陆军使用的“大乌鸦”无人机（图1-4是使用手抛法起飞）。
图1-4“大乌鸦”
4.空中发射
在空中，有必要使用辅助设备将无人驾驶飞机带到空中，然后释放无人驾驶飞机，然后释放无人驾驶飞机，然后依靠自己的力量飞行。美国陆军的“灰山”珀迪克斯（图1-5）就是这样开始的：2016年3月，三名“大黄蜂”猎人以0.6马赫的速度释放了丁103“灰山”。 “ Perdix无人机。使用这种飞机在飞机的帮助下起飞是昂贵的，特别是要使机场承运人起飞，成本是巨大的。但是，该无人机可以在外部快速部署，凭借航空公司的出色表现，很容易突破敌人的防空网络，从而大大降低了在全面防御时无人驾驶飞机被击中的机会。
图1-5 Perdix无人机
5.垂直起飞
垂直起飞的飞机不需要跑道。当前，可以在市场上垂直起飞的无人飞机可以分为两种类型：旋翼和固定翼。这种方式起飞的优点是：出发地点要求不高，场地稍平；或者可以直接在室内起飞；起动过程很简单，不需要其他辅助设备。这就是为什么垂直起飞的飞机具有良好的发展时刻，并广泛用于农药传播，森林巡逻，救灾和研究的原因。许多大学，研究机构和私人公司也加入了这种飞机的开发。南昌航空大学研制的“黑蜻蜓”无人保护机是一种垂直起降旋翼飞机（左图1-6）； VD200（图1-6右）是成都飞机设计学院开发的垂直起步器。固定翼的无人驾驶飞机，在飞机离开之前，飞机直立在地面上，到达一定高度后，飞机变为平飞状态。
图1-6 “黑蜻蜓”(左)、VD200(右)
6.潜射起飞
潜射起飞技术最早是由美国和前苏联发明的。无人驾驶飞机正在被潜艇磨损。潜水艇具有良好的隐蔽性，可以将障碍物打破，并在到达目的地后释放无人机。无人机携带自己的炸弹，对有价值的目标投掷自杀炸弹或将自己的导弹发送给攻击目标。该技术主要用于军事目的。通常有两种在水下发射无人机的方式：干式发射，湿式发射。在干式发射中，无人机首先被装载到类似于鱼雷的运载工具中，然后潜艇鱼雷发射器从水面发射车辆，最后车辆释放无人机。以这种方式发射无人机时，无人机不会与海水接触。在湿发射的情况下，无人机不需要运载工具，潜水艇将直接在水下释放飞机。飞机依靠自己的浮力漂浮，然后上升到海面后自行离开。美国的“ XFCUSA-eXperimental”（图1-7左）和“ Hongge”（图1-7右）是无人机起飞的代表。
图1-7 XFC USA-eXperimental(左)、“鸿鹅”(右)
7.火箭助推发射
以这种方式起飞的飞机被安装在短距离的轨道上。火箭助推器安装在与飞机腹部成一定角度的位置（请参见图1-3“火蜂”无人机），并且火箭助推器在起飞期间会被发射。当辅助燃料用完时，它会自动从飞机的腹部掉落。
火箭升起发射无人机，在助推火箭的作用下，可以在短时间内获得启动速度和确定的飞行高度，然后火箭自动掉落，无人机继续飞行发动机。这种类型的起飞是可操纵的，不受机场条件的限制，并且也可以在地面或在船上发射，以扩展无人机的使用范围，因此是发射无人机的常用方式。
图1-3 “火蜂”无人机
1.3 本文研究内容及方法
本文根据无人机发射装置的总体要求，设计了无人助推式发射总体方案，利用Proe软件建立了无人机助推发射系统的实体模型，并为动力学仿真和有限元分析做准备。主要工作如下：
（1）规划了无人机火箭助推系统的功能，确定了无人机火箭助推系统的整体结构布局方案。主要无人机火箭助推系统部件的详细结构设计和整机的三维模型在PROE中建立。确定了无人机火箭助推系统的单元方案。
（2）结合静力分析理论，整个无人机火箭助推系统的有限元模型导入在ANSYS中。得到整个无人机火箭助推系统的位移和静态刚度的趋势图，在某种程度上为整个无人机火箭助推系统的设计优化提供参考；完成整机模态仿真分析，对于无人机火箭助推系统和状态，得到整机的前八阶固有频率和主振动模态，得到整机的振动形式。
（3）基于ANSYS/LSDYNA，进行无人机火箭助推系统的多体动力学分析，分析整个无人机火箭助推系统的动力学和无人机火箭助推系统的最薄弱部分，并确定要优化的部件。完成了整机和条件下的多体动力学仿真分析，得到了整机在不同工况下的位移和应力分布，为后续的无人机火箭助推系统部件优化提供方向。
（4）基于Hypermesh结构优化模块，进行无人机火箭助推系统列拓扑的优化设计，并使用底座部件尺寸的优化。优化的目标是增加刚度和强度，同时减少部件的重量。
2 无人机火箭助推系统结构总体设计
2.1 总体结构设计基本思想
对于本文档中介绍的15kg-50kg无人飞机，以下设计要求适用于发射系统：
（1）无人机启动速度要求
发射系统设计的目的是使无人机在较短的鞭打距离和较短的时间内即可获得比无人机更高的推重比，从而使无人机能够获得所需的升力为起飞。无人机的启动速度受许多因素影响。因此，发射系统的设计必须充分考虑无人机的重量，飞行性能和解锁时无人机可以承受的超载。在一定范围内，无人机离开汽车系统的速度当然要尽可能快。然而，由于无人机的结构特征和发射器的结构安全性，无人机的速度必须具有上限。因此，在设计过程中必须平衡两者之间的关系，并且必须尽可能提高发射器无人驾驶飞机的发射速度，以满足无人机和发射器的安全性。
（2）传动系统易于操作
当然，无人机在发射前的准备工作要尽可能地小，这要求设计的发射系统易于操作并且易于在发射现场组装。发射完成后，下次发射的准备工作越少，无人机发射器的发射效率就越好。
（3）发射过程的安全性，可靠性和可维护性
首先，将无人机从手推车系统上断开并发射，这要求发射器在结构设计上具有高度的可靠性和安全性。其次，无人机发射系统中使用的组件和结构组件必须是可持续的；对于损坏的零件，必须及时找到更换零件。因此，在初始设计阶段就必须考虑到市场上存在的结构轮廓，并使用更多可替换的标准零件。
2.2 无人机火箭助推系统需求及功能规划
2.2.1技术要求
本文的研究对象是由火箭助推器驱动的小型无人机发射器。该系统最重要的技术要求是：
（1）飞机起飞时最大过载很小，起飞过载不超过2 g。当无人机作为动力发射器发射时，作用在无人机上的力始终是恒定的。在整个无人机发射过程中，传统发射器在飞机初始功率时具有最大价值，并随着排量变化而逐渐减小。
（2）整个发射系统易于操作。总计包括：无人机启动后，适配器返回
导轨加工简单；重新获取发射器的能力很快；一次发射完成后，可以在短时间内重新安装其他无人机，从而提高了无人机的发射效率。
（3）启动过程安全可靠。在无人机发射期间，发射器的组件可靠地工作，并且可以长时间重复使用。如果零件损坏，更换过程很容易。
（4）整个发射器重量轻且易于拆卸。通常在外面选择发射场。在某些地方，进入车辆并不方便。必须拆除发射架，然后将其移至发射场。发射架重量轻，拆装方便，可以提高发射场的适应性。
（5）在缓冲过程中，缓冲装置的最大作用力不大于200N。
（6）如果无人机没有自己的动力，则发射速度会产生比无人机自身重量（2千克）更大的升力。
2.2.2发射架系统的方案选择
本文的第一部分描述了无人机的各种常见启动模式，这些启动模式为启动系统设计铺平了道路。该设计可用于基于无人机最重要的参数来分析无人机启动系统。因此，本文研究了市场上的许多无人机，并在启动过程设计过程中选择了它们的参数作为参数。其中，某类无人机的一般参数如表2.1所示。
表2.1某型无人机总体参数表
总体参数 参数选择
无人机构型 固定翼
动力系统 火箭助推
越落架构型 无起落架
最大起飞重量 30kg
翼展 3.06m
机长 1.96m
机高 1.03m
考虑到已发射无人机的一般参数，适合此类无人机的发射时间表为：起飞起飞，火箭助推启动，机器功率弹射器启动和弹射器启动。其中，短距离起跑对跑道的要求较高，通常必须在特殊的民用机场起飞；火箭有助于启动涉及烟火的活动，无法保证发射过程的安全性和隐蔽性，并且发射过程具有声音，光线，烟雾等。对生态环境的破坏不容小under。在研究了起飞起飞，火箭助推和弹射起飞的利弊之后，本文选择并弹射式起飞作为这种无人机的发射装置。
根据弹射器启动方法进行进一步筛选。由于无人机的重量轻，所以液体/气动排放设备太笨重且不经济，并且排放重量远大于无人机的重量。由于推力重量比很大，弹射系统被设计为运载火箭推力的来源。
2.2.3发射系统结构组成
发射系统的主要原理是：依靠推力驱动小车系统的提供来加速导轨上的运动。当无人机达到设定速度时，它会通过操作系统的命令与托架系统分离；无人机关闭后，工作停止。存在推力；阻尼系统对小车系统施加延迟阻尼，并且小车系统在延迟阻尼的影响下减速，并且导轨末端的最终液压缓冲器可防止小车系统飞出导轨，从而损坏小车。人员和设备。发射架系统由五个部分组成：架子系统，手推车系统，缓冲系统，动力系统和锁定/解锁机构。整个无人机启动系统的结构如图2.1所示。
图2.1弹射系统装置图
(1)机架系统
机架系统包括：导轨，支撑框架和手推车锁定机构。小车系统将无人飞机沿着导轨进行加速运动，这要求小车系统与导轨之间的摩擦力尽可能小，并且导轨与水平面之间的角度（即发射角）安排合理。在范围内。能量发出的光束角太大而转化为重力势能的能量变得太大，最终的延迟系统未正确安装在轨道末端。连接到滑车系统的滑动轴承牢固地安装在导轨上，以防止滑车系统从导轨上松脱而导致启动失败。当无人机速度达到20 m / s时，必须用无人机解锁手推车系统。
(2)小车系统
小车系统是发射系统中最关键的子系统之一。主要结构包括：无人飞行器释放臂结构，无人飞行器后部支撑结构，延时接触件和手推车锁/释放机构件。以及电源系统和相关控制系统必须安装在手推车上。
(3)缓冲系统
缓冲系统是轿厢系统释放无人机后的延迟装置，包括减震器和液压阀。并保护无人机发射系统。
(4)动力系统
驱动系统包括四个15公斤的冲头。当轿厢系统锁定时，四个将打开，并且在无人机即将离开轿厢系统时必须关闭推力。
(5)闭锁/解锁机构
发射系统中需要两个锁定/解锁机制来控制无人机/锁定/解锁无人机。其中，滑架系统和导轨之间的锁定/解锁机构必须支撑四个60千克的冲头，而无人机必须支撑20千克的冲头。对于无人机锁定/解锁的设计，必须考虑无人机的上升力和前进力推力。
2.3无人机火箭助推系统总体布局设计及单元设计计算
2.2.1导轨选型以及结构设计
所选的导轨必须首先满足刚度和强度要求，并且导轨的长度和两条导轨之间的宽度是根据无人机升起时的实际操作条件预先确定的。
在原始设计中必须考虑根据负载情况的导轨的刚度。改善刚度的措施主要是：
（1）正确选择截面的形状和大小；
（2）加强结构如肋骨，隔断等的合理布置和布置；
（3）提高构件的局部刚度；
（4）使用焊接的结构元件。
另外，必须考虑强度对机械部件的影响。
（1）轨道材料的选择
在市场上，无人飞机发射器和导轨的制造通常使用高刚性和高强度的钢材料。这取决于钢材的机械性能：
1）强度高，比重轻。与其他材料相比，钢材具有更高的强度。在相同条件下，钢结构的横截面更小，更轻。
2）材料均匀，可靠性好。它主要体现在实际工程应用中，理论计算值与仿真结果非常吻合。
3）良好的可塑性和韧性。选择用于技术应用的材料具有出色的可塑性。在相同的工作条件下，钢结构不会因冲击载荷而突然断裂。值得注意的是，钢结构还具有出色的韧性和刚度。这就是为什么在施加动态载荷的结构元件时工程师首选钢材料的原因。
（2）导轨部的形状选择
轨道的横截面通常具有诸如矩形，圆形和圆形的形状。尽管I形交叉导轨具有良好的抗弯曲性，但抗扭性能较差，并且需要为滑车滑动装置的设计花费大量时间，因此未考虑I形交叉导轨。矩形导轨具有平衡的弯曲和扭转阻力。
图2.3导轨模型图
然而，推车系统不容易卡在导轨上。考虑到矩形异型轨的设计不能很好地固定在滑动装置上，而I形异型轨必须设计成滑动装置，导轨的横截面如图2所示。选择2.3。作为此设计的指南。导轨也是市场上成熟的工业产品，并且可靠性具有可以与之特别适配的滑动导轨，如图2.4所示。
图2.4导轨滑块配合图
(3)导轨长度估算
在弹出开始时，无人机和手推车系统的速度为零，而当无人机从手推车系统释放时，速度为20 m / s。在此过程中，无人驾驶飞机的推力即推力克服了滑架系统的滑动轴承与导轨之间的摩擦，并且由无人驾驶飞机的空气动力学阻力执行的功被转化为动能和潜在重力无人机和手推车系统。在原始设计中，导轨的长度分为两部分。第一部分是托架系统和无人机的加速运动，第二部分是在无人机与托架系统分离后，托架系统减速。第一位移s1由以下公式给出：
其中F包括货车系统的推力和无人机本身的推力； m是汽车系统和无人机的质量；推杆与水平地面的夹角（发射角）暂定为5°，以方便使用。滑块与导轨之间的动摩擦系数也很容易估算为0.08。
进而可以求得第一段位移:
如果替换数字，则第一移动s1可以为8.044m。第二排量S2是这样的过程，其中推力为零，并且在无人机与车架系统断开连接后，车架系统因阻尼力而延迟：
式中，f为减速的阻尼力，m:为小车系统的质量。
进而可以导出第二段位移:
图2.5阻尼力一位移图
比较中有两个未知数，即延迟位移和所应用的延迟阻尼的大小。该曲线配备了一个数学公式，如图2.5所示。
将无人机从托架系统中取出后，将执行延迟过程。 2000N到2500N之间的减速阻尼符合设计要求。为了便于计算，延迟的衰减的初始选择为2000N，延迟的延迟为1m。因此，滑架系统的整个移动过程被临时选择为9 m，并且估计了上滑架系统和最终关闭装置，并且导轨的长度最初设置为10 m。
（4）估算两个导轨的宽度
由于发射的无人机跨度比较大，如图2.6所示。为了达到平衡，两个导轨之间的距离必须为600 mm。导轨的安装位置如图2.7所示。
图2.6发射无人机模型图
图2.7导轨安装位置图
2.2.2小车系统设计
小车系统是连接无人机和导轨的关键系统。当滑架系统的移动速度达到设定值时，滑架系统驱动无人机在推力的影响下沿导轨执行加速运动。小车系统和无人机解锁，并且小车系统在减震器加载器的影响下执行延迟。无人机在惯性和自推进的影响下继续向前移动，并且托架系统最终在导轨的末端停止。这样就完成了无人机发射的完整发射过程。
推车系统是无人机发射器的核心组件。设计内容为：
（1）台车系统与导轨之间的连接件设计
滑架系统和导轨之间的连接是通过专门改装的滑动轴承实现的，其型号如图2.8所示。
图2.8滑块模型图
四个滑动轴承（每个导轨2个）安装在手推车系统的底部。滑动轴承安装在导轨上。在发射过程中，滑动轴承只能沿导轨轴向移动。而且，滑动轴承的内腔被嵌入球中并被润滑油覆盖，这可以大大减少滑动轴承与导轨之间的摩擦。
（3）发射阶段后的支撑机构设计
由于在发射期间将无人机调整为不同的发射角度，因此必须调整后支撑架的高度。液压系统可用于将后部支撑结构的高度调整到针对不同仰角发射的要求。该模型如图2.11所示。
Proe平台上的组装汽车系统的模型如图2.12所示。
图2.11小车后支撑结构模型图
图2.12小车系统装配图
2.2.3缓冲系统设计
无人机发射器的缓冲系统由两部分组成，一部分是减震器，另一部分是液压阀。
(1)阻尼加载器
图2.13阻尼加载器模型图
发射器的减震器加载器结构如图2.13和2.14所示，其中1（锁定弹簧）是手推车触点的第一部分，施加压力后为1，解锁3个环形部分的锁定，锁定5个手推车的（接触杆）环内；在运行时，阻尼器的运动缸被迫压缩4（弹簧）。将弹簧压缩到一定程度后，将顶针按2（顶针控制器）推入运动气缸，以防止弹簧松开。弹性势能对汽车产生另一个影响。阻力在于可转向发动机应用于通过变速箱的气门装载器。
(2)液压缓冲器设计
在冲击能量大的情况下，使用液压减震器保护设备变得越来越普遍，因为液压减震器可以通过开口吸收剂将油中超过90％的冲击能量转换成热能，并使其消散。缓冲器效率和衰减因子均远高于传统缓冲器。
1)液压缓冲器的选型
图2. 15冲撞模式分类图
图2.16冲撞模式图
碰撞方式的分类主要分为：水平运动，垂直运动和倾斜运动随运动，如图2.15所示。由于滑架系统的设计在倾斜的导轨上移动，克服了重力作用和导轨的摩擦，因此该模式相当于倾斜运动中的自由落体。
实际能量计算
步骤1：根据图2.16中的图例计算动能E1的值：
步骤2：根据暂时的动能E1值，选择吸收能量大于动能的AD64050
图2.17液压型号图
然后计算以执行功能E2：
步骤3：计算总能量E。由于E2的值太小，因此汽车系统的动能为总能量：
有效质量的校核:
步骤1：根据碰撞模式的图例计算Me的值，因为总能量来自动能：:
该值小于AD64050的规格值。因此，AD64050可用。
2.2.4动力系统设计
动力总成的设计也是无人机发射系统中最重要的步骤之一。动力系统是助推火箭系统。
此设计选择驱动器作为电源系统，具体取决于以下特性：
（1）推重比大。只有具有较高的压力重量比的驾驶员才能显着提高无人机发射系统的性能。由于重量轻，大多数使用航空铝合金作为材料，有些可以用碳纤维制成。推力重量比已大大增加；
（2）推力可控。可调节负载以控制辅助浪涌；
图2.18所示为模型图。
图2. 18助推火箭模型图
2.2.5发射架总体装配
通过以上步骤，在Proe软件平台上对发射架整体装配，装配之后的效果如图2.19所示。
图2.19发射装置整体装配图
2.4 无人机火箭助推系统数学模型
火箭作用力数学模型，火箭的推力通常在体轴系中表示:
其中: 为火箭轴线与机体oxz平面的夹角; 为火箭轴线与机体OXY平面的夹角，正使推力产生正侧力分量。
在气流轴系中表示为:
助推火箭的推力线未穿过重心时的火箭推力
对无人机的链接效果是：
式中 为火箭推力作用点位置向量。火箭坠落后，无人机被迫正常飞行。
3 无人机火箭助推系统整机静力学特性分析
3.1相关分析理论基础
3.1.1有限元方法理论
影响结构材料性能的因素有很多（应力，应力，变形速度，温度，湿度，老化等），在确定本构方程时通常只考虑应力和应力的两个物理参数。 两者的经典弹性被认为是线性的理论，着名的胡克定律。
弹性阵列和柔性阵列分别位于
或 (3-1)
其中 和 分别为弹性阵和柔度阵。
即 和 ，根据剪应力互等定律，9个独立参数用于各向异性材料的正交各向异性，对各向同性材料：
(3-2)
其中 表示为弹性模量，只有两个独立的材料参数， 表示泊松比。
线性（小变形）关系： (3-3)
直接为所有类型边界条件导出的平衡方程以及有限元方程，位移边界条件： 边界上 其中 为位移向量， 为边界 上的指定位移， 为微分算子[14]。
经典力学给出结构的平衡方程：
Or (3-4)
边界条件 Or 在 上 (3-5)
对于物理力，结构内力，应力张量，外表面力，直接导出各种边界条件的平衡方程，有限元比较，虚拟工作原理或加权残差经典原理的有限元比较[15] 应用了大规模。 虚功的原理与虚拟外力相同：当边界条件满足对象平衡的虚拟运动中的连续（小）发生时，在虚拟拉伸能量中产生的应力和扭曲。 这称为位移法（位移模型），表示为
(3-6)
True是对应于（虚位移）的虚拟应力，虚位移必须满足位移应变和位移限制条件的几何关系。 可变形体的总势能计算如下：=，以位移为基础的比较未知当前有限元的主电流，它是外力和变形能量在公式中，根据原理 虚拟工作
(3-7)
根据规则，不改变的是移动改变，不寻求紧张和力量，并且不搜索连续移动功能的整个领域，
， (3-8)
代入 式即 式。
根据上述能量原理，已经创建了各种方法来解决结构位移，例如Liz方法和Galerkin方法。 满足位移插值函数的要求是找到各种子域（单元）。 有限元方法和经典Leeds方法的一个重要区别是有限元方法用于满足连续位移函数的域和域边界。
其中 为 式中微分算子[22]。可用于局部坐标（元素坐标系）[24]的是于是体内位移场
(3-9)
代入几何关系 可得
(3-10)
一旦选择位移模式，因此，可以通过几何得到，至关重要的是物理和平衡条件推导出。将其代入方程 则有
(3-11)
进一步将本构关系 代入，上式成为：
(3-12)
其中 单元刚度矩阵
作用于节点的当量体力
作用于节点的表面力
指全体所有单元的总和[23]，元件刚度矩阵，为每个单元格整合域，表示单元节点上的位移的是其次是坐标整体叠加转换坐标。
在位移模式中选择适当的单位，每个单元的内部位移（场）。
在位移模式中选择适当的单位，以确保其收敛每个单元的内部位移（场）表示单元节点上的位移[25]。
即： (3-13)
形函数应满足的条件[26-35]：
A）在位移单元内，并确保位移单元（符合）之间的连续协调。
B）确保其刚性运动（恒定），以确保没有应变单元用于刚体运动。
C）包含任何线性项，以满足恒定的应力条件。 因此，单位模式的选择。 同时，确定解的性能[36]。有 ， ，且结点 上， ，
因此，要提高解的准确性，还要从改进单元模型开始[37]。
例如： 1. 一维两结点线性杆单元
设 (3-14)
其中
2. 常应变（常应力）三角形平面单元（二维）
定义： 为 的面积。 ， ， 分别为 ， ， 的面积。采用面积坐标： ， ， 。
内任一点的面积坐标为：（ ， ， ），
设面内两个方向的位移为线性函数： ， (3-15)
本文结构分析采用的有限元技术求解结构问题的基本步骤如下:
a.先离化结构；然后分结构单元；并选择单元结构的位移模式
有限元分析过程的离散化对应于有限元格子的分布，有限元网络的结构程度也决定了有限元结构分散的大小。通常，考虑结构有限元网络。结构有限元单元用作分析有限元力学性能的基本对象，离散化误差越小，但这也会导致计算量增加。在结构电离处理之后，必须确定结构有限元 - 单结构的力特性和钻头形状，并且必须确定单元节点力与单元节点的位移之间的映射关系。获得整体强度矩阵和全局位移矢量，单元的随机点位移必须由形状函数表示，以确定单元的运动。位移函数可以是一阶线性方程或高阶多项式。位移函数必须确保有限元解收敛到实解，并且结构的有限元处的值等于有限元。
b.进行单元结构的力学特性分析
利用物理本构方程，即首先确定结构的几何方程，并且能够反映有限元元素运动的元素数组:
(3-2）
其中 为单元应变列阵， 为单元节点位移向量， 为单元应变矩阵。其中 是单元应力列阵，建立起单元应力和应变的关系:
(3-3）
是单元的弹性矩阵。
采用最小势能法或者虚位移原理可得到节点位移与节点力间的关系:
(3-4）
其可以由单元应变矩阵 和单元弹性矩阵 来表示，其中 表示的是单元强度矩阵， 是单元的等效节点的载荷列阵；
c.进行整体的力学特性分析
结构载荷必须以等效方式移动到有限元节点上的载荷，如果外部载荷在有限元分析的离散化结构的节点上不起作用，并与原始有限元节点载荷一起确定积分元素。形成有限元负荷阵列。分析其变形的最大部位，对于单位强度矩阵和单位位移矩阵，以便可以确定围绕结构有限元的整体强度的方程。
(3-5）
根据给定的行程条件和边界条件，音速为 ，求解修正的整体强度方程，得到有限元节点的位移分量和相应的单元应力。修正有限元分析的积分强度方程，上式 表示的是结构有限元整体的强度矩阵， 表示的是结构有限元整体的位移向量， 表示的是结构有限元整体载荷向量；
3.1.2模态分析理论
在振动方程方面，模态分析的一般运动方程是：：
[M]{u••}+[C]{u•}+[K]{u}={F(t)}…………………（4-１）
其中：[M]是质量矩阵; [C]是阻尼矩阵; [K]是刚度矩阵; u是节点位移矢量; u•和u••分别是从位移矢量到时间t得到的第一阶和第二阶; F（t）是外部载荷矢量。
从自由振动开始，忽略阻尼，方程式变为：
[M]{u••}+[K]{u}={0}…………………………… （4-２）
由系数行列式det([K]-ω2[M])＝０可求出方程的特征值λi(λi=ωi2)，在谐运动的情况下，方程可化为：
([K]-ω2[M]){u}={0}…… ……………………（4-３）
其中：ω是结构的自然外围频率。 可以从系数行列式det（[K]-ω2[M]）= 0获得该方程的特征值λi（λi=ωi2），并获得该结构的自然圆频率coi，以及该结构的固有频率。 结构fi =Ωi/（2π）。 对应于特征值λi的特征向量{u} i表示模式形状，即，假设以频率振动结构的形状在本文中，更新的拉格朗日算法用于计算无人机火箭助推系统的动力学，并分析运动过程中的动态响应。
3.2 无人机火箭助推系统整机有限元模型建立
3.2.1整机模型简化
在进行有限元仿真前，需建立整机有限元模型，整机有限元模型的建立主要包括整机三维模型简化、材料属性设置(材料、密度、杨氏模量、泊松比等)、接触处理、边界条件设置及有限元网格划分。通过在ANSYS 中对无人机火箭助推系统整机进行静态特性分析，可以得到整机的位移变形和应力云图，在进行无人机火箭助推系统静力学分析前，可以为无人机火箭助推系统最薄弱的环节辨识提供参考依据，为后续整机结构优化提供方向。
由于实际结构是非常复杂的，利用实际结构模型进行往往达不到预想的目的。模型简化指的是忽略零部件或装配件的细节。如果是分析整机特性，指出了结构简化原则与计算目的有关，根据无人机火箭助推系统部件是否处于整机闭合力学系统等原则，则细节应简化，否则细节应保留，并分别对无人机火箭助推系统各部件进行了相应的简化处理;李明宏观上从三个方面对模型简化问题进行了研究阐述，分别是物理控的模型、可信模型、CAD模型，并通过特征抑制误差进行了后期验证估计;钱隆等对无人机火箭助推系统整机模型简化进行了专门的研究，并轧辊磨床为例，提出了不同的简化方法和策略，因此，进行了仿真验证，提出了“简化有效指数”的概念;曹伟娟对CAE领域的几何模型简化问题进行了综述研究，分别就细节抑制、降维、对称简化、装配体简化和简化影响评估这五个方面进行了详细阐述和评估。因此，吴智恒等对无人机火箭助推系统整机结构建模中的结构简化问题进行了研究，必须对其进行简化，以提升后期网格生成的质量和计算性能。
将其删去，为提高后期有限元分析的性能和网格划分的效率，在网格划分前必须进行无人机火箭助推系统结构简化处理。本文所开发的无人机火箭助推系统，其结构复杂，各部件上存在大量的螺栓连接孔、倒角、凹槽等特征，在利用ANSYS 划分网格时，难度非常大，且后期的分析性能和效率特别低。
最终建立无人机火箭助推系统简化模型。根据模型简化和等效修改原则，在对无人机火箭助推系统整机结构进行有限元分析前，对整机模型做了如下简化和修改:①对于不影响无人机火箭助推系统整机特性分析结果的一些微小特征，将其忽略，如无人机火箭助推系统各零部件上的螺栓孔、倒角、小型凹槽、尖角等特征;②对于对整机质量影响较小部件，如地脚螺栓等装配部件;③在几乎不影响分析结果的前提下，在进行有限元网格划分前，将几个零部件等效为一个实体。
3.2.2整机材料属性设置
在将三维整机简化模型导入到ANSYS 之后，采用原先建模时的m单位制。整机各部件材料属性设置如表3-1所示。根据分析的目的，先对无人机火箭助推系统简化模型各个部件材料属性进行设置，无人机火箭助推系统的大部分零件采用45钢，具有较好的强度硬度及耐磨性，而其余整机部件材料采用HT3 0具有良好的强度刚度和抗振性能。
表3-1整机部件材料属性设置
材料
弹性模量/MPa 密度/kg.m-3 屈服极限/Mpa 强度极限/Mpa 泊松比μ
45钢 2.07e+5 7800 355 580 0.30
HT300 1.3e11 7300 275 350 0.26
3.2.3整机网格划分
有限元直接作用的程度直接影响计算机的速度和计算结果的准确性。执行网格加密划分以使网格更加精确。为了提高准确率，必须在导入之前进行相应的模型简化;为了提高解决方案的准确性，为确保无人机火箭助推系统网格分布的质量，为每个部件设定合适的网格单元尺寸，例如对于相关部件。手动选择网格由ANSYS Classic完成。 ANSYS中常用的三维有限元网格划分方法是：自动网格划分（自动，四面体（四面体，扫描分割（扫描，十六进制和多区域））本文开发的铣床和铣床结构复杂。这就是选择ANSYS功能进行网格自动划分的原因，首先使用整个无人机火箭助推系统的不同部分。操作更复杂。在整个无人机火箭助推系统啮合的过程中，Solid185六面体单元用于无人机火箭助推系统的每个部件。然后将网格分布方法和每个组件的网格分布结果进行集成，以达到整个无人机火箭助推系统网格分布的目的。尺寸设置为20mm。底座固定在地面上，请参考每个部件的最小尺寸，基础单元的网格尺寸限制为20 mm。在整台无人机火箭助推系统自动干预后，单元数为438，645，节点数为114，531。
（a）静力分析局部网格图 （b）静力分析局部网格图
（c）静力分析整体网格图
（c）静力分析整体网格图
图3-2 无人机火箭助推系统静力分析网格划分
3.3 无人机火箭助推系统整机静力学计算结果分析
3.3.1整机边界条件设置
分别设置两种不同的载荷工况：
（1）重力+助推载荷
（2）重力+助推载荷+风载荷
施加相应的载荷，整个无人机火箭助推约束设置为底座与支撑自由度全约束。两种条件下的重力加速度设定为9.8 m / s2
3.3.2计算结果分析
由于无人机火箭助推系统作用于零件，因此仅仅根据自身重量分析整个无人机火箭助推系统的静态特性是不够的。具体静态分析的结果如表3-1所示。有必要在外部载荷下进一步分析其静态特性。最大应力值为21.29MPa，整个无人机火箭助推系统的最大位移随着刀架行程的增加而增加。
图3-3，3-4是当载荷1与载荷2时整个无人机火箭助推系统的应力云图。
图3-3 载荷1作用下无人机火箭助推系统整体变形位移计算结果
图3-4 载荷2作用下无人机火箭助推系统整体等效应力计算结果
图3-5，3-6是当载荷1与载荷2时整个无人机火箭助推系统的合位移云图。
图3-5 载荷1作用下无人机火箭助推系统整体变形位移计算结果
图3-6 载荷2作用下无人机火箭助推系统整体等效应力计算结果
图3-3，3-4，3-5，3-6显示整个系统的最大变形和应力值出现在导轨末端与无人机助推接近的位置，即支架与底座，不影响无人机火箭助推系统的正常运行。整个无人机火箭助推系统的变形差异相对较小，但增加很小。
重力和助推力协同工作时整个无人机火箭助推系统的变形和应力如图3-3所示。模拟分析整个无人机火箭助推系统在重力影响下的分析不能完全理解无人机火箭助推系统的静态特性，因此有必要分析整个无人机火箭助推系统在受到外部载荷时的变形和应力。
重力和助推力以及风力载荷协同工作时整个无人机火箭助推系统的变形和应力如图3-4所示。整个无人机火箭助推系统在导轨前端的扭曲是最大的。从图3-5，3-6可以看出，整个无人机火箭助推系统分别是导轨与底座附近有最大变形和总位移。而整机的最大应力发生部位分别为底座与导轨连接部位。
3.4 无人机火箭助推系统整机模态分析
3.4.1整机边界条件设置
在ANSYS中，提取模态的主要方法有六种：阻尼法、缩减法、分块法、子空间法、动态提取法、非对称法。使用何种模态提取方法主要基于模型的大小以及其具体的应用场合[48]。
ANSYS模态分析过程：
（1）创建需要分析的结构的有限元模型（此步骤已于上一章节完成）
（2）进入ANSYS求解器并设定分析类型
（3）定义主自由度
（4）模型加载
（5）指定载荷步选项
（6）求解计算
设置分块法计算模态方法，提取前20阶模态振型与固有频率。
3.4.2模态结果分析
如表2-1所示，模态分析用于获得无人机火箭助推系统的前6个固有频率和主要振动模式。 解决每个的固有频率和模式形式。 因此，通常只研究前几个步骤或十个步骤。 在此示例中，高阶模态能量的比例很小，并且对结构振动的影响不明显。 表2-1列出了模型的前三个模态频率。 低阶机器具有很大的固有频率，而六阶模态频率已经很高，因此分析方案采用前六个步骤进行分析。
表2-1模型前六阶固有频率
阶次 固有频率（Hz）
一阶 17.13
二阶 19.60
三阶 64.83
四阶 91.12
五阶 98.60
六阶 151.13
七阶 211.43
八阶 257.48
表2-1中的分析结果表明，整个无人机火箭助推系统的低阶模式显示了局部振动模式。具有一定的抗振能力，对外界影响不敏感。固有频率值之间的差异很大，这表明无人机火箭助推系统具有良好的刚性。从图3-1可以看出，这些局部振动模式表明，在结构中存在薄弱环节，需要进一步优化以提高刚度并将局部振动模式转换为普通振动模式减少原因。激发力用于产生共振。整个机器的前8种模式如图3-1所示：
a)一阶振型 b) 二阶振型
c) 三阶振型 d) 四阶振型
d) 五阶振型 e) 六阶振型
d) 七阶振型 e) 八阶振型
图3-1模型前六阶振型
整机的前8阶固有频率主要集中在之间，图中前8阶振型均主要表现为导轨扭转和底座变形，需要增加刚度。底座部分将是后期结构优化的重点。由此可知，这两部分是对整机低阶振型影响程度最大的结构件。
4 无人机火箭助推系统整机多体动力学特性分析
4.1 有限元动力学分析理论基础
4.1.1显式动力学分析理论
给定与失真历史相关的主要变形问题，必须应用增量方法：根据参考配置的不同，求解方法可以分为更新的拉格朗日格式和完全拉格朗日格式。以时间序列离散时间，然后在离散时间寻找数值解。比较拉格朗日方法和完全拉格朗日方法进行了比较和分析。结论是，在计算大失真和大位移问题时，使用更新的拉格朗日方法来使用完全拉格朗日方法。之前更新的拉格朗日方法更接近实际情况，计算区间中的所有变量。应力和应力描述主要假设当前配置的欧拉公式和无穷小应力，时间配置作为参考配置。更新拉格朗日格式的主要比较是：
质量守恒 (4-1)
动量守恒 (4-2)
能量守恒 (4-2) (4-3)
变形率 (4-4)
本构关系 (4-5)
边界条件 (4-6)
初始条件 (4-7)
立即解决这组方程几乎是不可能的。解决方案领域的任何地方都必须满足动量守恒比较。只需要动量比来满足守恒。数值计算方法从微分方程的弱形式开始，由有限元离散化，然后推导出虚功率方程得到节点位移方程。可以使用加权剩余方法写出动量方程的弱形式，其中虚拟速度系数被作为加权系数，
(4-8)
利用分步积分，式可写为
上式称为虚功率方程，其数值求解是首先将结构空间离散化[44]，质点X在任一时刻的空间坐标
由此可得单元内任一点X的位移为
同理，式中， 为节点 的形函数[45]，重复下标表示在其取值范围内求和。
单元内任一点的速度、加速度、变形率以及虚速度可表示为
式中， 为节点 的位移。 (4-8)
代入虚功率方程式中[46]，将上式写成矩阵形式，整理后得
可得当前时刻下节点位移 ，进而求得当前时刻的结构应变与应力。式中， ； ； 为系统质量阵，求解上式，与时间无关，只需要在初始时刻计算即可。
无论是采用更新拉格朗日还是完全拉格朗日格式，都可以写成如下形式的有限元常微分方程：
(4-9)
式中， 。在中心差分算法的每一时间步[ ]内， ， ，所以可以直接求解上式；采用Newmark 方法的第一时间步[t，t+ ]内， ， 。每个增量计算的起点。可以认为节点的瞬时位置在空间上被选择，因为它们代表那时的配置，因为它们随时间不断更新。将所有历史因素保存在不同的张力，张力和节点位置，但是从不同的角度来看。这些点的背景来自物质点，实际上可以说。计算固定力学问题时，应指出发生的位移或变形。迫切需要这个功能。更新后的拉格朗日格式继承了欧拉系统的简洁性。更新拉格朗日格式结合了两个原始遗留系统在重负载下的优势。 。计算时间顺序的时间顺序方法和更新拉格朗日格式的步骤如下：
1.给出了广义时间的增量值。2.根据数值积分法计算。 解决未知节点速度所需的刚度矩阵可以通过满足具有零变量的给定边界条件来导出。 这解决了每个节点的速度和单元内的失真速度。
3.可以根据在前一步骤中获得的单元中的应力和应变条件来确定当前负载增量的每个单位中的切线模量值。 因此，计算机中的无量纲切向模量可以以预定方式作为应变的函数来读取。
4.使用本构方程计算每个元素中基尔霍夫应力的Juamann导数。 然后使用公式确定基尔霍夫应力的体速。
5.准备下一步并计算每个单元中的新真实应力。
6.计算每个单元中标称应力的卫星导数和前一步骤预期的标称应力变化。
7.检查每个装置是否处于塑性充电状态或弹性状态。 由此可以确定以下计算所需的本构刚度因子。
8.计算每个单元中的等效应力，应力和平均应力以及拉伸。
9，更新节点位置
，其中 (式3-26)
10.重复1-9的过程。
4.1.2 显示动力学计算控制
ANSYS/LS-DYNA中采用Jaumann应力率。在本构方程中与应变率对应的应力率必须是关于刚体转动具有不变性的客观张量。考虑结构的大变形特点，将Jaumann应力率改写为 相应于Euler应力与无穷小应变，将上式代入，即可以得到 时刻的应力矢量修正后的计算公式。将上式代入式，即可以得到 时刻的应力矢量修正后的计算公式。
单元计算的单点高斯积分与沙漏控制，非线性动力方程数值计算中[56]，考察常微分方程式中的 的计算过程，最大的困难在于耗时过多，则需要每个单元每次迭代计算8次本构方程，若六面体单元使用 高斯积分，计算量很大，如果采用单点高斯积分，并且需要将各点的应变矩阵存入外存。上式可以写成
(式3-27)
式中， ，简化了数值积分计算过程。
应力增量 由应变率 根据材料本构关系求出，在计算上式时，而 与形变速度场 有关，即
(式3-28)
8节点实体单元内任意点的速度分量为
(式3-29)
式中， 为单元节点坐标， 为单元形函数。将速度场用矩阵表示，将形函数展开，可得
(式3-30)
式中， 、 、 、 、 、 、 、 。
单元速度场由基矢量 组成。由上式可知，其中基矢量 反映单元平动， 反映单元剪切变形， 反映单元拉压变形， 称为沙漏基矢量[57]。
需要对 在单元形心处求导，根据式，在此过程中 将被丢失，称为零能模态，即它们对单元应变能计算没有贡献。根据形函数插值计算得到的应变却为零，即在某种情况下会出现节点位移不为零的情况。在动响应计算中，这是不允许的。将可能自由发展，如不控制零能模态，出现严重的数值振荡。
控制沙漏模态的方法主要有两种：刚度控制与粘性阻尼力控制。在LS-DYNA中用前一种方法：即引入一个与沙漏模态变形方向相反的沙漏粘性阻力，在体单元节点K处，沿 轴方向：
(式3-31)
式中，负号表示阻尼力与沙漏模态 的变形方向相反； 为沙漏模态的模： 为质量密度； 为材料声速； 为用记定义常数，通常取0.05～0.15。系数 。式中， 为单元体积；
则系统运动微分方程改写成，将各节点的沙漏粘性阻尼力组装成总体沙漏粘性阻尼力阵 ，
该方法计算简单，沙漏模态在运算中不断受到控制，沙漏粘性阻尼力做的功在总能量中可以忽略，由于沙漏模态与实际变形的其他基矢量正交，在ANSYS/LS-DYNA中，控制沙漏的关键字为*CONTROL-HOURGLASS。
4.2 无人机火箭助推系统整机多体动力学模型建立
4.2.1网格划分
在整个无人机火箭助推系统中，Solid164六面体单元用于无人机火箭助推系统的每个部件。然后将网格分布方法和每个组件的网格分布结果进行集成，以达到整个无人机火箭助推系统网格分布的目的。尺寸设置为20mm。在整台无人机火箭助推系统自动干预后，单元数为686，589，节点数为194，256。
图4-3多体动力学分析无人机火箭助推系统整机有限元模型
无人机火箭助推系统各部分零件网格划分如下所示。
a)局部网格划分 b)局部网格划分
c) 局部网格划分 d) 局部网格划分
e) 局部网格划分 f) 局部网格划分
图4-3 无人机火箭助推系统多体动力学分析网格划分
4.1.2材料模型定义
采用原先建模时的m单位制。整机各部件材料属性设置如表3-1所示。根据分析的目的，先对无人机火箭助推系统简化模型各个部件材料属性进行设置，无人机火箭助推系统的大部分零件采用45钢，具有较好的强度硬度及耐磨性，而其余整机部件材料采用HT3 0具有良好的强度刚度和抗振性能。
表3-1整机部件材料属性设置
材料
弹性模量/MPa 密度/kg.m-3 屈服极限/Mpa 强度极限/Mpa 泊松比μ
45钢 2.07e+5 7800 355 580 0.30
HT300 1.3e11 7300 275 350 0.26
显式动力学计算中采用的材料模型为塑性随动模型。
4.1.2边界条件设置
与工况下对于下方支撑结构的约束全部自由度，进行显示动力学计算，使用关键字*BOUNDARY_PRESCRIBED_MOTION_SET、*DEFINE_CURVE。动力学零件采用弹塑性材料*MAT_PLASTIC_KINEMATIC。同时考虑接触因素，需要加入关键字分别为*CONTACT_AUTOMATIC_SURFACE_TO_SURFACE_ID。
4.3加载载荷下的多体动力学计算结果分析
4.3.1多体动力学整机等效应力计算结果分析
正常工况下对于整机进行显式动力学计算，得到无人机火箭助推系统等效应力云图如下所示。
a) 第1载荷步等效应力场云图 b) 第2载荷步等效应力场云图
c) 第3载荷步等效应力场云图 d) 第4载荷步等效应力场云图
c) 第5载荷步等效应力场云图 d) 第6载荷步等效应力场云图
图4-10 无人机火箭助推系统工作状态下整体等效应力云图
解决方案通过求解器求解，得到相应的应力，应变模式和总变形图。从图中可以看出，最大应力为312MPa。应力最大区域在无人机尾部，发生在无人机火箭助推启动的瞬间。
4.3.2多体动力学各部件等效应力计算结果分析
无人机火箭助推系统各个局部部件的等效应力计算结果如下所示。
a) 局部等效应力场云图 b) 局部等效应力场云图
c) 局部等效应力场云图 d) 局部等效应力场云图
e) 局部等效应力场云图 f) 局部等效应力场云图
图4-10 无人机火箭助推系统工作状态下局部等效应力云图
解决方案通过求解器求解，得到相应的应力，应变模式和总变形图。从图中可以看出，各个子部件最大应力为158MPa，发生在驱动小车上，其余部件在火箭助推过程中应力值均不是太大，其中发射系统底座应力值在1.1Mpa左右。
4.3.3多体动力学无人机启动过程位移计算结果分析
无人机火箭助推系统启动过程合位移计算结果如下所示。
a) 第1载荷步合位移分布云图 b) 第2载荷步合位移分布云图
c) 第3载荷步合位移分布云图 d) 第4载荷步合位移分布云图
e) 第5载荷步合位移分布云图 f) 第6载荷步合位移分布云图
无人机火箭助推系统工作状态下合位移整体分布云图
无人机火箭助推系统工作状态下启动时合位移分布如图所示，最大位移初始在无人机尾部，随着助推过程的发展，无人机机翼与前端逐渐获得速度，位移增加，最终整个无人机的位移达到统一数值。
4.3.4 无人机火箭助推系统负载数据分析
通过无人机火箭助推系统多体动力学计算，得到接触力、阻力矩、动力学位移、速度等数据如下所示。
由关键节点各动力学物理量时程计算结果可知，无人机火箭助推系统上关键节点位移时程符合输入的运动规律，对于今后的无人机火箭助推系统系统建模可以较好的提供相关负载数据。
火箭助推系统导轨是整个系统的关键部件之一，其关键节点各动力学物理量时程计算结果如上图所示，由结果可知，在整个运动过程中，导轨的位移数值很小，没有发生移位，可以保证整个发射过程的平稳性。
5 无人机火箭助推系统关键部件优化与分析
5.1连续体拓扑优化理论
5.1.1连续体结构拓扑优化的数学模型
当前，结构设计取决于要完成的经验。它通常包含三种不同类型和级别的信息。传统的结构设计可以突破原始系统的局限，可以快速，准确地实现新的结构设计。设计经验通常需要设计师花费大量时间进行验证和优化。
在物理结构中，当前例如拓扑，形状和大小。形状优化理论在车身结构设计中也取得了良好的效果。优化拓扑更复杂，优化理论成熟，范围最广。这就是为什么它是最近研究中的热点和困难问题。而且很难做出合适的形状。
连续结构拓扑的设计问题主要包括两种类型：一种是刚度设计的优化问题，而最重要的考虑因素是结构变形。另一个是灵活的设计优化问题，如果结构满足着重于输出的位移和功率的限制，则模型的输出位移在设计区域中有望最小。期望设计一种在满足设计约束时将失真能量最小化的区域模型。关于均质化方法，设计连续体结构优化的方法有很多，可变密度方法和可变厚度方法。本文讨论了刚度设计优化问题的类型，以表达单元结构的拓扑优化设计方法。根据优化标准添加或删除单元。该方法的核心是尽可能地对初始区域模型进行划分，并形成由多个单元组成的结构。第一个区域使用基本结构。最后保留的结构单元是最佳拓扑单元。
如果存在中等大小的单元以创建结构和尺寸拓扑的融合，则可以使用复合材料来扩展设计空间。均质化方法是将结构单元改变为一个单元，并通过增加或减小单体的尺寸来增加或减少结构。
据信，材料的宏观物理常数与密度不线性相关。可变密度方法不引入微元件结构。可变厚度方法可以分类为尺寸优化类别。在有限元模型中连续体是离散的之后，各个元素的密度可以变化（从0到1）。该方法可用于获得具有可移动空间的部件和壳体。此方法主要考虑丢弃面板或外壳组件的设计区域并将它们合并为单元，并且单元的厚度是可变的（从0到T）。
本文档中使用的拓扑方法主要是可变密度方法。要创建合适的模型并准确显示可变密度方法的定义，请首先设置如下数学函数：
用于建模和计算该方法的方法如下。其中E是弹性模量，上述函数显示为离散函数，这是设计材料的可用范围，而v是给定区域的材料体积。对于此函数，必须将其转换为连续函数，以确定该函数是否有解决方案。分区空间被分割并转换为有限数量的元素。可以使用以下方法获得使用可变密度方法优化连续体拓扑的数学模型：
通过输入罚因子p和连续变量，我们可以将离散函数的可用变量转换为连续函数的可用变量。
式中，E为弹性模量， 为设计材料可用范围，v为特定区域的材料体积。
上述函数表现为一个离散的函数，针对此函数，它的优化空间被分割，并转换为有限个单元。我们可以通过引入惩罚因子p以及一个连续变量 ，将这个离散函数的可用变量 ，转变为连续函数的可用变量 ，可以得到使用变密度法的连续体拓扑优化数学模型如下:
需要将其转化为连续函数以确定函数有解。
式中， 为单元优化设计变量。
5.1.2连续体结构拓扑优化的最小势能原理
节点的位移和单元应变之间关系可由以下方程描述:
为了创建连续体离散结构中单元应力及节点位移间的相互关系，针对平面应力问题，最小势能原理可将问题转化，并提供了一种求得连续体结构总势能函数极值的方法。
式中，[B]为单元应变矩阵。而应力应变之间存在如下关系:
式中，[E]为弹性模量矩阵。由上述(2.7和(2.8)可知，单元节点位移和应力间有如下表述:
在单一载荷约束条件下，单元总势能表达式可简化为:
其中， 为常量。单元等效节点的应力{F}可由单元体积力 、单元表面力 单元集中力 三者进行表述，即:
而矩阵[k]可由以下公式求得:
为求最小势能，需要对上述单元总势能求极值，即:
通过代入上述(2.10)式，便可得到系统内部单元平衡方程如下:
对结构整体进行连续状态积分求解，将内部单元的平衡方程化为结构整体的平衡
方程，即为:
式中，f为力矢量， 为位移矢量。
通过最小势能原理，便可将势能函数极值求出，在进行连续体结构计算时，进而方便应力与位移的方程收敛并取得好的结构拓扑结论。
5.1.3连续体结构拓扑优化的计算方法
本文档旨在使用优化的标准方法来优化结构的连续拓扑。 在连续体拓扑优化分析中，提高了分析效率，正确的算法可以大大缩短解析时间，迭代结果相对准确可靠。 它适用于具有简单目的和简单限制的优化计算。 该方法收敛速度快，计算量小，不需要求取变量的导数。
使用单一载荷的简单结构并使用连续体拓扑理论的优化数学模型为：
对于连续的单负荷优化问题，可以使用以下过程来描述用于解决此类问题的优化。
标准的方法。
根据最小势原理得到的结构总体平衡方程为能
由上述条件可知
将上述函数的相对位移 对变量 求导，载荷f为定值。
优化空间体积v对变量 ，求结构偏导数得:
函数 对变量 求偏导，则目标函数可改写为:
当 满足 ，目标函数 对变量 求导，可得:
此时，求偏导，将函数 对变量 ，并由 可得:
可构造出如下拉格朗日函数
为了计算简单连续体数学模型函数极限值所出现的位置，
式中，且 是三种不同形式的标量，拉格朗日乘子 ，
令
此时，求偏导，等号两边同时对优化设计变量 ，可得:
可建立如下方程:
由方程约束条件和极值条件，
假定 。因载荷f是独立的设
并由此可求得拉格朗日乘子 的极值。由此展开拉格朗日函数并整理得:
计变量，便有 。 ap
令 。
则上述(2.33)式可转化为:
由上述公式，可建立关于变量 ，的迭代公式:
因此，因为拉格朗日乘子 为是一个定值，优化空间内的应变能密度也应为定值。
保证迭代过程稳定，为了避免迭代变量出现发散，上述迭代形式特引入了优化变量移动幅 和阻尼系数 ，这两个参数可在每一步的迭代过程中起到调节迭代速度的作用。引入优化设计变量 的移动幅 ，可令 并在迭代时，则最终优化设计变量 的迭代形式为
上述优化准则方法确定了迭代过程，迭代结果准确，收敛速度快。在对无人机火箭助推系统基础进行拓扑优化时，可以相对反应复杂结构的实际结果，并采用软件实现的过程。通过优化准则的方法进行迭代。
5.2无人机火箭助推系统骨架轻量化设计与分析
5.2.1 轻量化设计方法
轻量化设计设计是保持或改善原始组件的功能并减轻其重量的前提。基于静态抗扭刚度降低组件的重量，加权因子的表达式如下：
加权因子通常用于专门测量产品的重量损失，即重量/性能比。
。 (5.1)
在上式中，Ct代表扭矩的刚度，m代表框架的质量，A代表垂直投影的面积。因此，轻量指数La用于测量加权结果。称重前后的损坏程度有时不是轻巧的结果。
(5.2)
用上面的公式替换上面的公式可以得出轻量级的指数方程式：
(5.3)
然而，在新的轻质材料彼此无法区分的时代，结构优化设计是优选的轻质方法。将上面的公式替换为上面的公式可以得到轻量级的指数比较：上面的公式是选择新材料然后优化结构设计的应用，最终为新的生产过程提供最佳的轻量级解决方案。
5.2.2结构轻量化设计流程
在传统的产品设计过程中，或者由供应商制造原型，设计人员必须首先签名产品草图，尺寸验证，原型，门户和路测，然后将图纸传递到验证设计。直到产品性能达到使用要求为止。重复此过程，如果您不满意，可以重新设计问题并再次调整图形。这种传统的产品设计当然是可行的。如图5.8所示，需要手动和重复的过程来满足现代高效设计概念的要求，因此传统的产品设计周期长且昂贵。
在完成产品的初步设计之后，可以基于CAD模型对产品的性能（例如运动过程）进行仿真，以验证产品的性能，工作量和使用寿命。随着计算机和CAE技术的飞速发展，CAE设计方法正在逐渐改变传统的设计过程。在设计过程中可能出现的问题可以减少物理测试过程，并限制设计周期和成本。可以通过仿真来实现早期检测。
这里的CAE工具是HyperWorks。如何确保模型的准确性，如何选择最具代表性的计算条件以及最佳的结构轻量化方法是必要的。实施轻型框架设计是一个复杂的过程。这项研究的重要部分。
5.3 无人机火箭助推系统骨架拓扑优化模型的建立
在本文中，选择了运行条件以在不同的运行条件下优化无人机火箭助推器系统的拓扑。
1.定义设计变量
在拓扑优化中，设计变量是指为了实现优化目标而可以更改的材料部分，即设计区域。
2.定义优化
总共有三个答案，一个目标答案和两个极限答案。在本文的优化问题中，目标是最大程度地减少灵活性并最大化刚性。限制是体积分数不得超过原始体积的80％；大多数图像失真不能超过原始位移。
3.定义目标函数和设计限制。对象功能必须将合规性输出设置为最小值，然后将设计规则与相应的工作条件结合起来，选择相应的响应关联并将其分为三部分：体积分数，危险点运动和对称性限制。风险点的行程极限是基于原始模型选择六个大位移点作为参考系统。体积分数的限制意味着优化结构中材料的体积不得超过设计区域总体积的80％。优化的结构相对简单。
本文中使用的拓扑优化是可应用于实体元素的少数结构优化方法之一。有时可以根据优化结果直接过滤模型结构。最好的材料分布在特定的设计空间中。优化拓扑时，将每个元素的密度值视为0或1，并将单位分别定义为空或固定。该设计针对特定材料优化了布局和其他表面贴图，在大多数情况下会获得结构中的特定力路径和支撑结构。对于密度方法，其中每个单元的材料密度值直接用作在1和0之间连续变化并分别表示0和实数的设计变量。本文档中使用的方法是使用连续变量来显示物料的分布，并使用密度方法来定义物料的流动规律。材料传输路径在某种程度上减少了次要部分中使用的材料量，从而为后续的改进工作和次要设计提供了有价值的视觉信息。优化框架拓扑的主要目的是表明整个框架在不同的工作条件下可以工作。
5.3.1 拓扑优化分析简介
目前，结构优化设计的应用涉及航空航天，造船，汽车，机械，轻工，纺织，桥梁，节水，能源和军事，包括结构轻量化，电压降低，结构性能和安全性。预期寿命等结构优化设计是优化技术和现代设计方法的有限元分析的结合。目标是设计具有不同要求（例如，最佳的结构尺寸，形状等）的结构。结构优化设计充分利用计算机技术，有限元技术和优化技术，可以显着缩短设计周期，减少产品的材料消耗，提高产品性能和性能，并产生可观的经济效益。因此，结构工程设计已被广泛使用，技术设计具有重要的导电意义。
拓扑优化设计为设计人员在结构结构设计的初始阶段提供了概念设计模型，并为布局中的结构提供了最佳解决方案。因此，在设计准备的早期阶段，使用拓扑优化技术来改进概念设计模型，以便可以在优化的布局结构的基础上构建后期部分的结构设计，从而获得更大的经济效益并且更易于接受由技术设计师。拓扑优化技术已经成为结构设计优化的研究和应用热点。
拓扑优化可以使用壳单元或实体单元来定义设计空间。但是，可以满足特定功能要求的拓扑优化结果可能具有许多甚至无限多种结构形式，并且不能定量地描述或参数化拓扑的拓扑。因此我们可以优化横截面的拓扑或尺寸优化。
结构拓扑优化的最大优势在于它可以基于已知的边界条件，载荷条件和设计空间区域。在产品结构未知之前，可以确定更合理的产品结构设计。它与产品结构的特定设计尺寸无关，而可以是设计师。提供新的产品结构设计和优化的材料分配程序。
通过调整边框的结构形状或内部几何形状以改善结构特征并节省材料使用来实现形状优化。
Altair OptiStruct是用于设计，分析和优化产品结构的有限元计算和结构优化的解决方案。它具有先进的优化技术，可提供全面优化的设计方法。
OptiStruct软件优化功能非常强大，可以执行结构拓扑优化，地形优化，形状优化和尺寸优化等，不仅可以改善现有结构的设计，而且可以在结构的第一个概念设计阶段中发挥重要作用。产品。
OptiStruct软件提供了优化方法，可以针对静态，模态，屈曲，频率响应等进行优化。借助稳定的密钥优化算法，可以在模型中定义数千个设计变量。设计变量可用于选择像元密度，节点坐标或属性（例如厚度，形状大小，面积，惯性矩等）。用户可以根据设计要求和优化目标来调整设计变量。
OptiStruct软件提供了广泛的参数集，使用户可以控制整个优化过程和优化的可用性。这些参数包括优化解决方案和生产过程参数。用户可以设置迭代次数，第一步，目标公差和损失因子以优化参数，并可以基于生产过程的特定部分的设计添加过程限制参数以获得正确的优化结果和促进生产。
5.3.2模型单元与材料定义
根据基材的材料特性，PSOLID单元是合适的。 PSOLID单元是具有4个节点的三维实体，用于模拟三维实体。它由四个节点定义，每个节点在x，y和z方向上具有三个自由度。它具有超弹性，可塑性，应力增强，大伸长率和高变形能力。该单元可用于模拟几乎不可压缩的亚弹性材料和完全不可压缩的超弹性材料的变形。该单元的优点是自由度和节点数很大，因此解决方案性能较高，但缺点是解决方案的效率较低。
本文选择自由网格划分方式对底座两端进行网格划分，采用PSolid单元，其生成10064个，单元455119个，见图5-2。
定义底座的材料参数，对底座支架端进行约束自由度，并根据前面的动力学与静力学结果，施加集中力载荷，计算出底座未开孔情况下的变形与应力结果作为初始的优化依据
表5-1为底座力学参数表。
牌号 弹性模量/MPa 密度/kg.m-3 屈服极限/Mpa 强度极限/Mpa 泊松比μ
45 2.07e+5 7800 355 560 0.3
5.3.3约束条件变量分析
当前，技术领域中常用的拓扑优化方法可以分为两类：退化和演进。降级方法是传统的拓扑优化方法。降级法分为基本结构法，均质化法，变密度法和厚度变化法。
可变密度方法是连续优化结构拓扑的最常用方法之一。基本思想是将连续体结构划分为有限元分析模型，并引入假设密度的可变材料。在优化设计的材料密度时，考虑到材料质量（或体积限制）和结构平衡条件的限制，用于优化拓扑的设计变量的结构灵活性是设计目标的最小功能，因此拓扑优化的结构问题反映为材料的最佳分布。
在本文中，拓扑优化的计算方法基于连续体的可变密度方法，即优化材料分布，并且在给定的设计空间中，结构的结构部分的密度必须由该部分估算拓扑优化不需要。密度的结构部分保持接近零。
优化设计有三个主要要素，即设计变量，目标函数和约束函数。设计变量是一组参数变量，这些变量在优化迭代过程中进行了修改以提高目标的性能。目标函数是要实现的结构的最佳设计性能的函数，并且是设计变量的函数。限制是设计变更的限制，是设计变量值和其他性能统计信息的要求。
形状优化技术基于结构的形状或孔的形状，并通过从目标结构的表面移动单位节点来计算最佳结构表面元素的位置。此时，网格节点将移动或变形到新位置，这对应于更改零部件设计的CAD结构，从而提高了零部件的性能。本文中使用的形状优化技术是一种基于边界节点自由变形的自由形状优化技术。也就是说，无需手动变形网格，仅选择一组边界节点（例如节点的边缘或表面节点），设置边界节点的变形，然后自动调整网格的最佳性能即可。边缘形状通过迭代优化计算。
5.3.4设计变量定义
优化设计的数学模型可以表示为：
最小化：f（X）= f（x1，x2，...，xn）
适用于：gj（X）≤0 j = 1，...，m
Hk（X）= 0 k = 1，...，mh
xL≤x≤xU i = 1，......，n
其中X =（x1，x2，...，xn）是设计变量，f（X）是目标函数，g（X）是不等式限制函数，h（X）是等式限制函数； L表示下限，即下限，U表示上限，即上限。
在OptiStruct中，目标函数f（X），约束函数g（X）和h（X）是通过有限元分析获得的结构响应。设计变量X是一个向量，其选择取决于优化的类型。在拓扑优化中，设计变量是元素的密度。当优化尺寸（包括自由尺寸的优化）时，设计变量是结构元素的属性。通过形状优化和形状优化（包括自由形状优化），设计变量是形状变形的线性组合因子。 OptiStruct使用不同类型的信息卡描述了优化设计的三个要素。结构响应（用于评估目标和局限性）和设计变量将信息卡用于批量数据。结构响应通常是指DRESP1，DRESP2或DRESP3卡，而设计变量基于使用DTPL，DTPG或DESVAR卡的不同类型的优化。目标功能和限制使用子库信息类型的信息框定义。目标功能使用DESOBJ卡，限制功能使用DESSUB或DESGLB卡。
首先，在不增强底端的情况下在基础上执行静态分析。结果如图5-17所示。最大位移为0.19毫米，分布位置在末端。最大等效电压为25.9 MPa。电线的下端。
对于基部和基部之间的连接的加强结构，选择最小体积作为目标变量，选择变形变量的设计变量，并且将基部的位移上限设定为0.16mm。执行迭代，拓扑结果如下。
对底座下端进行静力学分析，得到结果如图5-17所示，其中最大位移量为0.38mm，分布位置在螺纹顶端；最大等效应力值为72.7Mpa，分布位置在两端。
对于底座下端加固结构，选取最小体积为目标变量，设计变量选取变形位移，设置底座的位移上限为0.33mm，进行迭代，得到拓扑结果如下所示。
5.4拓扑优化结果分析
从基座上下两端的拓扑优化分析结果可以看出，在增强结构的中间出现了孔，这意味着可以去除材料。红色越深，剩余的材料越多，蓝色密度的值越小，留下的材料越少。靠近电线和底座的底座连接处的材料更多。
强度的增加可以通过拓扑优化来实现，而总重量的增加较少。碱的重量是该过程的重要参数。超重会增加能量消耗。因此，更适合在起点以下使用轻质设计以确保底座的强度。
该分析是为了优化底座的上端和下端的加固并优化重量。所获得的拓扑可以应用于实际的基本设计，从而使用较少的材料，减少了基座的变形，减小了基座的电压幅度，从而减小了应力。在循环中增加基座的疲劳寿命。
6 总结及展望
6.1 总结
本文根据无人机发射装置的总体要求，设计了无人助推式发射总体方案，利用Proe软件建立了无人机助推发射系统的实体模型，并为动力学仿真和有限元分析做准备。主要工作如下：
（1）规划了无人机火箭助推系统的功能，确定了无人机火箭助推系统的整体结构布局方案。主要无人机火箭助推系统部件的详细结构设计和整机的三维模型在PROE中建立。确定了无人机火箭助推系统的单元方案。
（2）结合静力分析理论，整个无人机火箭助推系统的有限元模型导入在ANSYS中。得到整个无人机火箭助推系统的位移和静态刚度的趋势图，在某种程度上为整个无人机火箭助推系统的设计优化提供参考；完成整机模态仿真分析，对于无人机火箭助推系统和状态，得到整机的前八阶固有频率和主振动模态，得到整机的振动形式。
（3）基于显式动力学分析工具ANSYS/LSDYNA，进行无人机火箭助推系统的多体动力学分析，分析整个无人机火箭助推系统的动力学和无人机火箭助推系统的最薄弱部分，并确定要优化的部件。完成了整机和条件下的多体动力学仿真分析，得到了整机在不同工况下的位移和应力分布，为后续的无人机火箭助推系统部件优化提供方向。
（4）在Hypermesh中，根据材料的最佳分布图，通过拓扑优化进行底座的优化，得到底座材料的最佳分布。优化结果表明材料减少了。刚度和强度在重量的起始点以下得到改善。根据多目标响应面的结果和灵敏度分析，从而减小了底座的重量，找到了最佳设计，提高了静态和动态性能。
6.2 展望
本文中的研究基于以前对无人机发射进行调查的经验。近年来，随着计算机技术的飞速发展，使用虚拟原型技术来模拟发射也很流行，并且计算机计算的速度使我们能够构建更大，更复杂的模型。
在发射过程中装载和移动无人机非常复杂。许多物理过程尚未完全理解。许多地方都采用了简化的设计。需要深化和改进的进一步工作：
（}）在导轨和滑块之间的配合上存在一定的误差，并且在传输过程中不能忽略其变形。简化刚体的使用会导致理论计算与实际情况有所不同。
（2）仅模拟了一个发射箱，而未考虑其他发射箱的影响；
（3）船体是刚体，重心的位置选择在几何形状的中间，并且仅根据与实际情况无异的经验给出空气动力学参数。应进行风洞测试以进行更详细的研究；
（4）在助推火箭的安装和参数化过程中使用了最有利的数据，没有充分考虑安装的偏差以及火箭自身装药和批次的影响。
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