[發明專利]基于星箭連接環應變測量的星箭六自由度界面力計算方法

有效

• 申請號: 201410466455.2
• 申請日: 2014-09-12
• 公開（公告）號: CN104296897A
• 公開（公告）日: 2015-01-21
• 發明（設計）人: 張永濤;王建煒;杜冬;周徐斌;顧永坤
• 申請（專利權）人: 上海衛星工程研究所
• 主分類號: G01L1/22
• 分類號: G01L1/22;G01L1/24
• 代理公司: 上海漢聲知識產權代理有限公司 31236
• 代理人: 郭國中

技術領域

本發明涉及計算星箭六自由度界面力的方法，具體涉及一種直接利用材料力學相關公式計算出、或者由事先在地面試驗中標定出的載荷-應變關系并根據結構的線彈性特性預示星箭連接環受到的實際界面載荷的方法，具體涉及基于星箭連接環應變測量的星箭六自由度界面力計算方法。

背景技術

為了保證航天器及其各分系統和部組件能夠經受住發射段和動力飛行段的惡劣動力學環境，必須對其進行充分的動力學環境試驗。在傳統的加速度控制振動試驗中，試驗夾具的機械阻抗與真實飛行構型中安裝結構存在很大的差異，僅采用加速度條件作為控制條件可能導致嚴重的“過試驗”問題。

20世紀90年代初，NASA的JPL實驗室最早將力限試驗技術應用于航天器振動試驗中。力限振動試驗在傳統振動試驗加速度控制的基礎上，通過限制試驗夾具與試驗件之間的界面力，使振動試驗中界面處的響應更接近真實的動力學環境，從而能夠很好地緩解振動“過試驗”問題。國內在力限控制技術研究和應用方面尚處于研究探索階段，航天器設計部門和試驗部門已認識到發展力限控制技術的重要性和迫切性。

力限振動試驗需要通過發射段實測獲得星箭界面力譜作為振動試驗的輸入，另外振動試驗過程中也需要測量振動臺輸入到衛星中的界面力并由伺服反饋調整振動臺的工作電流。在運載火箭與衛星之間串入壓電式力傳感器作為測力裝置雖然很直接，但其一般為點式連接，會改變原有筒式連續結構從而導致強度和剛度的削弱，引起結構承載的巨大風險。

發明內容

針對現有技術中的缺陷，為避免在試驗夾具與試驗件之間串聯力傳感器，本發明提出了一種通過測量星箭連接環應變，計算星箭六自由度界面力的方法。

根據本發明提供的一種基于星箭連接環應變測量的星箭六自由度界面力計算方法，包括步驟：

在星箭連接環不同位置設置多組測點組，每組由三個(0°，45°，90°)的應變花或應變測試光纖分別測量三個測點的應變，直接利用材料力學相關公式計算出或者由事先在地面試驗中標定出的載荷-應變關系利用結構的線彈性特性預示星箭連接環受到的實際界面載荷。

優選地，通過測量星箭界面環不同位置的應變間接地計算星箭界面力。

優選地，每個測點用應變花或應變測試光纖測量三個方向的應變以得到該點的縱向應變、環向應變和剪應變。

優選地，直接利用材料力學相關公式計算出或者在地面試驗中事先進行應變片的標定，并根據結構的線彈性特性對發射階段星箭連接環實時界面載荷進行預示。

優選地，所有應變花或應變測試光纖都接入微處理器進行高速、實時的運算和數據存儲。

優選地，包括如下步驟：

對于直接利用材料力學相關公式推算六自由度星箭界面力，具體如下：

將星箭連接環考慮為圓薄壁環，采用梁彎曲時的平面截面假設，對星箭連接環進行受力分析；

假定薄壁環受到的載荷為F＝[Q_x?Q_y?N_z?M_x?M_y?T_z]^T，其中：Q_x和Q_y分別為x方向、y方向剪力，N_z為軸力，M_x和M_y分別為x方向、y方向彎矩，T_z為扭矩，則，薄壁環受到的正應力σ為