一种支座式多球体贮箱承载能力简化验证方法与流程

本发明涉及航天飞行器结构试验技术领域，具体涉及一种支座式多球体贮箱承载能力简化验证方法。

背景技术：

在航天飞行器结构设计领域，试验验证仍然是获得结构性能的最有效直接的方法。航天飞行器结构试验通常采用整体结构来进行试验验证，一次性获得整器的整体和局部的结构承载性能，但是采用整器进行试验验证的硬件投产与试验规模均较大，对与方案研制初期阶段，结构工艺、构型均不完全确定的情形下，时间周期与经费成本均耗费较大，难以实现快速、低成本研制的要求。

本发明公开了一种支座式多球体贮箱承载能力简化验证方法，试验件构型简单，试验规模小，并可以通过设置多个典型特征局部试验来获得较多的子样数据，提高试验数据的可靠性。

技术实现要素：

本发明所要解决的问题是满足航天飞行器结构的快速、低成本研制试验的需要，提出一种支座式多球体贮箱承载能力简化验证方法,该方法包括如下步骤：

步骤1：设计带有支座的单球体试验件，所述的单球体试验件的支座结构局部与支座式多球体贮箱支座结构局部相同，单球体试验件设置固定安装接口；

步骤2：在单球体试验件的支座上安装力源载荷加载装置；

步骤3：将单球体试验件的固定安装接口固定于试验平台；

步骤4：在力源载荷加载装置上安装测力传感器；

步骤5：力源载荷加载装置连接载荷加载控制设备；

步骤6：步骤4中所述的测力传感器连接载荷记录设备，所述的载荷记录设备记录所述测力传感器的读数。

进一步，所述步骤1中支座结构局部包含支座和与支座连接的球体部分。

进一步，所述步骤1中单球体试验件设置的固定安装接口可为单球体试验件中部的法兰盘，但不限于法兰盘形式。

进一步，所述步骤2中力源载荷加载装置可为液压作动筒，但不限于液压作动筒。

进一步，所述步骤4中力源载荷加载装置为手动或自动。

进一步，所述步骤6中载荷记录设备为计算机或信号记录装置。

作为本发明的一种优选方式，单球体试验件固定安装接口以法兰盘的形式设置在球体中部。

本发明充分考虑了支座式多球体贮箱的承载形式与结构特点，针对实际结构的快速、低成本的试验验证需求，提出了单球体支座局部试验验证方法。通过对单球体试验件的支座合理布置，可实现多个支座在一个球体上实现试验验证，减低了试验成本和试验周期，提高了试验数据可靠性。

附图说明

图1为本发明的实施例所提供的支座式多球体贮箱示意图。

图2为本发明的实施例所提供的支座式多球体贮箱承载能力简化验证方法系统布置图；

图3为本发明的实施例的一种支座式多球体贮箱承载能力简化验证方法流程图。

具体实施方式

参见示出本发明实施例的附图，下文将更详细地描述本发明。为了达成充分及完整公开，并且使本技术领域的技术人员完全了解本发明的范围。

下文结合附图和实施例对本发明所提供的支座式多球体贮箱承载能力简化验证方法作进一步说明。

如图1所示，本发明的一个实施例所提供的支座式多球体贮箱承载能力简化验证方法，包括：

步骤1：设计单球体试验件1，并设置固定安装接口2和与多球体贮箱支座结构相同的支座3；

步骤2：在单球体试验件的支座3上安装力源载荷加载装置4；

步骤3：将单球体试验件1的固定安装接口2固定于试验平台5；

步骤4：在力源载荷加载装置4上安装测力传感器6；

步骤5：力源载荷加载装置4连接载荷加载控制设备7；

步骤6：步骤4中所述的测力传感器连接载荷记录设备8，所述的载荷记录设备8记录所述测力传感器的读数。

作为本发明的一种优选方式，将单球体试验件1固定安装接口2设置为球体中部的法兰接口形式，便于安装。

通过本发明所提供的支座式多球体贮箱承载能力简化验证方法实现对支座式多球体贮箱结构承载能力试验的简化验证。

对于本领域技术人员而言，显然本发明不限于上述示范性实施例的细节，而且在不背离本发明的精神或基本特征的情况下，能够以其他的具体形式实现本发明。因此，无论从哪一点来看，均应将实施例看作是示范性的，而且是非限制性的，本发明的范围由所附权利要求而不是上述说明限定，因此旨在将落在权利要求的等同要件的含义和范围内的所有变化囊括在本发明内。不应将权利要求中的任何附图标记视为限制所涉及的权利要求。