[發(fā)明專利]一種桿系結(jié)構(gòu)火箭艙段飛行載荷測(cè)量方法

有效

• 申請(qǐng)?zhí)枺?/td>: 201710447096.X
• 申請(qǐng)日: 2017-06-14
• 公開(kāi)（公告）號(hào): CN107270787B
• 公開(kāi)（公告）日: 2019-01-25
• 發(fā)明（設(shè)計(jì)）人: 馬斌捷;洪良友;賈亮;劉思宏;榮克林;王夢(mèng)魁;崔高偉;史東勝;吳瑞斌;倪徑達(dá)
• 申請(qǐng)（專利權(quán)）人: 北京強(qiáng)度環(huán)境研究所;中國(guó)運(yùn)載火箭技術(shù)研究院
• 主分類號(hào): F42B35/02
• 分類號(hào): F42B35/02
• 代理公司: 暫無(wú)信息
• 代理人: 暫無(wú)信息

本發(fā)明涉及飛行載荷測(cè)量技術(shù)領(lǐng)域，提供一種桿系結(jié)構(gòu)火箭艙段飛行載荷測(cè)量方法，包括：S1，通過(guò)布置在目標(biāo)火箭斜桿上的應(yīng)變片組構(gòu)成的測(cè)量橋路，獲取所述目標(biāo)火箭飛行過(guò)程中的彎曲應(yīng)變數(shù)據(jù)和軸向應(yīng)變數(shù)據(jù)；S2，基于所述彎曲應(yīng)變數(shù)據(jù)和所述軸向應(yīng)變數(shù)據(jù)，利用火箭結(jié)構(gòu)載荷測(cè)量本構(gòu)模型，獲取所述目標(biāo)火箭飛行過(guò)程中的彎矩載荷和軸向載荷。本發(fā)明提供的一種桿系結(jié)構(gòu)火箭艙段飛行載荷測(cè)量方法，通過(guò)建立火箭桿系結(jié)構(gòu)軸力、彎矩及剪力載荷分別解耦的組橋橋路，獲取火箭飛行過(guò)程中的應(yīng)變數(shù)據(jù)，并結(jié)合地面標(biāo)定試驗(yàn)獲取目標(biāo)火箭應(yīng)變與載荷的關(guān)系，實(shí)現(xiàn)火箭實(shí)際飛行過(guò)程的載荷測(cè)量，能夠有效消除或減小測(cè)量偏差，提高火箭飛行載荷測(cè)量的準(zhǔn)確性。

技術(shù)領(lǐng)域

本發(fā)明涉及飛行載荷測(cè)量技術(shù)領(lǐng)域，更具體地，涉及一種桿系結(jié)構(gòu)火箭艙段飛行載荷測(cè)量方法。

背景技術(shù)

飛行載荷測(cè)量在整個(gè)火箭研制和生產(chǎn)過(guò)程中占有重要地位，是完成火箭新結(jié)構(gòu)定型、驗(yàn)證火箭結(jié)構(gòu)完整性和合理性，以及保證火箭飛行安全等必須的試驗(yàn)項(xiàng)目。

目前現(xiàn)有技術(shù)較少涉及火箭飛行過(guò)程載荷的測(cè)量，更多是采用理論計(jì)算，或者根據(jù)過(guò)載測(cè)量數(shù)據(jù)，通過(guò)動(dòng)力學(xué)模型間接獲取載荷。另外，目前存在的一些火箭載荷實(shí)測(cè)技術(shù)多為各型火箭模型和實(shí)物的地面風(fēng)載荷試驗(yàn)，針對(duì)的艙段都是圓柱殼式結(jié)構(gòu)艙段。

上述現(xiàn)有技術(shù)中的理論計(jì)算和基于動(dòng)力學(xué)模型過(guò)載數(shù)據(jù)的測(cè)量方法，都是對(duì)火箭實(shí)際飛行載荷的間接估計(jì)，會(huì)不可避免的引入測(cè)量偏差，影響對(duì)實(shí)際飛行載荷測(cè)量的準(zhǔn)確性。針對(duì)各型火箭模型和實(shí)物的地面風(fēng)載荷試驗(yàn)，測(cè)量艙段的結(jié)構(gòu)形式和受力方式都較為簡(jiǎn)單，基本都是在線性假設(shè)的基礎(chǔ)上進(jìn)行載荷測(cè)量工作，很難做到真實(shí)反應(yīng)火箭飛行過(guò)程載荷。

因此，有必要尋求一種方法，能夠?qū)崿F(xiàn)在火箭實(shí)際飛行過(guò)程中對(duì)火箭飛行載荷的測(cè)量，以消除或減小測(cè)量偏差，提高火箭飛行載荷測(cè)量的準(zhǔn)確性。

發(fā)明內(nèi)容

為了克服上述問(wèn)題或者至少部分地解決上述問(wèn)題，本發(fā)明提供一種桿系結(jié)構(gòu)火箭艙段飛行載荷測(cè)量方法，以實(shí)現(xiàn)在火箭實(shí)際飛行過(guò)程中對(duì)火箭飛行載荷的測(cè)量，從而達(dá)到消除或減小測(cè)量偏差，提高火箭飛行載荷測(cè)量的準(zhǔn)確性的目的。

本發(fā)明提供一種桿系結(jié)構(gòu)火箭艙段飛行載荷測(cè)量方法，包括：S1，通過(guò)布置在目標(biāo)火箭斜桿上的應(yīng)變片組構(gòu)成的測(cè)量橋路，獲取所述目標(biāo)火箭飛行過(guò)程中的彎曲應(yīng)變數(shù)據(jù)和軸向應(yīng)變數(shù)據(jù)；S2，基于所述彎曲應(yīng)變數(shù)據(jù)和所述軸向應(yīng)變數(shù)據(jù)，利用火箭結(jié)構(gòu)載荷測(cè)量本構(gòu)模型，獲取所述目標(biāo)火箭飛行過(guò)程中的彎矩載荷和軸向載荷。

其中，所述步驟S1具體包括：通過(guò)由第一應(yīng)變片組構(gòu)成的第一彎矩測(cè)量橋路，獲取所述目標(biāo)火箭飛行過(guò)程中第一方向彎曲應(yīng)變數(shù)據(jù)，所述第一應(yīng)變片組布置在所述目標(biāo)火箭艙第一直徑兩端的兩對(duì)相鄰斜桿內(nèi)側(cè)面中段位置；通過(guò)由第二應(yīng)變片組構(gòu)成的第二彎矩測(cè)量橋路，獲取所述目標(biāo)火箭飛行過(guò)程中第二方向彎曲應(yīng)變數(shù)據(jù)，所述第二應(yīng)變片組布置在所述目標(biāo)火箭艙第二直徑兩端的兩對(duì)相鄰斜桿內(nèi)側(cè)面中段位置，且所述第二直徑與所述第一直徑成90度夾角；通過(guò)由第三應(yīng)變片組構(gòu)成的軸力測(cè)量橋路，獲取所述目標(biāo)火箭飛行過(guò)程中的軸向應(yīng)變數(shù)據(jù)，所述第三應(yīng)變片組布置在所述第一應(yīng)變片組下方設(shè)定距離處。

進(jìn)一步的，在進(jìn)行彎曲應(yīng)變數(shù)據(jù)測(cè)量和軸向應(yīng)變數(shù)據(jù)測(cè)量之前，所述方法還包括：將所述第一應(yīng)變片組包括的橫向應(yīng)變片和豎向應(yīng)變片分別粘貼在所述第一直徑兩端兩對(duì)相鄰且交點(diǎn)向上的斜桿內(nèi)側(cè)面中段位置；將所述第二應(yīng)變片組包括的橫向應(yīng)變片和豎向應(yīng)變片分別粘貼在所述第二直徑兩端兩對(duì)相鄰且交點(diǎn)向上的斜桿內(nèi)側(cè)面中段位置；將所述第三應(yīng)變片組包括的橫向應(yīng)變片和豎向應(yīng)變片分別粘貼在所述第一直徑兩端兩對(duì)相鄰且交點(diǎn)向上的斜桿內(nèi)側(cè)面中段偏下位置；所述橫向應(yīng)變片至少為4片，所述豎向應(yīng)變片至少為4片。