一种杆系结构火箭舱段飞行载荷测量方法与流程

本发明涉及飞行载荷测量技术领域，更具体地，涉及一种杆系结构火箭舱段飞行载荷测量方法。

背景技术：

飞行载荷测量在整个火箭研制和生产过程中占有重要地位，是完成火箭新结构定型、验证火箭结构完整性和合理性，以及保证火箭飞行安全等必须的试验项目。

目前现有技术较少涉及火箭飞行过程载荷的测量，更多是采用理论计算，或者根据过载测量数据，通过动力学模型间接获取载荷。另外，目前存在的一些火箭载荷实测技术多为各型火箭模型和实物的地面风载荷试验，针对的舱段都是圆柱壳式结构舱段。

上述现有技术中的理论计算和基于动力学模型过载数据的测量方法，都是对火箭实际飞行载荷的间接估计，会不可避免的引入测量偏差，影响对实际飞行载荷测量的准确性。针对各型火箭模型和实物的地面风载荷试验，测量舱段的结构形式和受力方式都较为简单，基本都是在线性假设的基础上进行载荷测量工作，很难做到真实反应火箭飞行过程载荷。

因此，有必要寻求一种方法，能够实现在火箭实际飞行过程中对火箭飞行载荷的测量，以消除或减小测量偏差，提高火箭飞行载荷测量的准确性。

技术实现要素：

为了克服上述问题或者至少部分地解决上述问题，本发明提供一种杆系结构火箭舱段飞行载荷测量方法，以实现在火箭实际飞行过程中对火箭飞行载荷的测量，从而达到消除或减小测量偏差，提高火箭飞行载荷测量的准确性的目的。

本发明提供一种杆系结构火箭舱段飞行载荷测量方法，包括：s1，通过布置在目标火箭斜杆上的应变片组构成的测量桥路，获取所述目标火箭飞行过程中的弯曲应变数据和轴向应变数据；s2，基于所述弯曲应变数据和所述轴向应变数据，利用火箭结构载荷测量本构模型，获取所述目标火箭飞行过程中的弯矩载荷和轴向载荷。

其中，所述步骤s1具体包括：通过由第一应变片组构成的第一弯矩测量桥路，获取所述目标火箭飞行过程中第一方向弯曲应变数据，所述第一应变片组布置在所述目标火箭舱第一直径两端的两对相邻斜杆内侧面中段位置；通过由第二应变片组构成的第二弯矩测量桥路，获取所述目标火箭飞行过程中第二方向弯曲应变数据，所述第二应变片组布置在所述目标火箭舱第二直径两端的两对相邻斜杆内侧面中段位置，且所述第二直径与所述第一直径成90度夹角；通过由第三应变片组构成的轴力测量桥路，获取所述目标火箭飞行过程中的轴向应变数据，所述第三应变片组布置在所述第一应变片组下方设定距离处。

进一步的，在进行弯曲应变数据测量和轴向应变数据测量之前，所述方法还包括：将所述第一应变片组包括的横向应变片和竖向应变片分别粘贴在所述第一直径两端两对相邻且交点向上的斜杆内侧面中段位置；将所述第二应变片组包括的横向应变片和竖向应变片分别粘贴在所述第二直径两端两对相邻且交点向上的斜杆内侧面中段位置；将所述第三应变片组包括的横向应变片和竖向应变片分别粘贴在所述第一直径两端两对相邻且交点向上的斜杆内侧面中段偏下位置；所述横向应变片至少为4片，所述竖向应变片至少为4片。

其中，由所述第一应变片组构成所述第一弯矩测量桥路具体包括：对所述第一直径两端相邻斜杆上所述第一应变片组的横向应变片信号和竖向应变片信号分别求和，再对每对相邻斜杆上所述第一应变片组的横向应变片信号和与竖向应变片信号和求差，最后将所述第一直径两端所述第一应变片组的应变片信号差相减，构成所述第一弯矩测量桥路；由所述第二应变片组构成所述第二弯矩测量桥路具体包括：对所述第二直径两端相邻斜杆上所述第二应变片组的横向应变片信号和竖向应变片信号分别求和，再对每对相邻斜杆上所述第二应变片组的横向应变片信号和与竖向应变片信号和求差，最后将所述第二直径两端所述第二应变片组的应变片信号差相减，构成所述第二弯矩测量桥路；由所述第三应变片组构成所述轴力测量桥路具体包括：对所述第一直径两端相邻斜杆上所述第三应变片组的横向应变片信号和竖向应变片信号分别求和，再对每对相邻斜杆上所述第三应变片组的横向应变片信号和与竖向应变片信号和求差，最后将所述第一直径两端所述第三应变片组的应变片信号差相加，构成所述轴力测量桥路。

其中，所述箭体结构载荷测量本构模型包括载荷测量非线性本构模型，所述载荷测量非线性本构模型的获取步骤包括：获取所述目标火箭的地面标定试验数据，根据所述地面标定试验数据获取所述载荷测量非线性本构模型。。

其中，所述根据所述目标火箭的地面标定试验数据获取所述载荷测量非线性本构模型具体包括：基于火箭飞行过程中的应变耦合效应，设计包含待定参数的载荷测量非线性本构模型；对所述目标火箭进行地面标定试验，获取所述目标火箭的试验施加载荷数据和对应的标定应变数据；将所述试验施加载荷数据和所述标定应变数据带入所述包含待定参数的载荷测量非线性本构模型，计算获取所述待定参数值；将所述待定参数值带入所述包含待定参数的载荷测量非线性本构模型，获取所述载荷测量非线性本构模型。

其中，所述对所述目标火箭进行地面标定试验，获取所述目标火箭的试验施加载荷数据和对应的标定应变数据进一步包括：通过地面标定装置，分别对所述目标火箭施加不同类型及不同数值的载荷，获取所述试验施加载荷数据；分别获取各所述载荷类型和所述载荷数值工况下所述目标火箭对应产生的所述标定应变数据。

其中，所述步骤s2具体包括：将所述弯曲应变数据和所述轴向应变数据带入所述火箭结构载荷测量本构模型，通过计算获取所述目标火箭飞行过程中的所述弯矩载荷和所述轴向载荷。

进一步的，在所述第一应变片组附近还布置有备用第一应变片组，和/或在所述第二应变片组附近还布置有备用第二应变片组；相应的，所述方法还包括：通过由所述备用第一应变片组构成的备用第一弯矩测量桥路，测取火箭飞行过程备用第一方向弯曲应变数据，和/或通过由所述备用第二应变片组构成的备用第二弯矩测量桥路，测取火箭飞行过程备用第二方向弯曲应变数据。

进一步的，在所述第二应变片组偏下方位置，还布置有备用第三应变片组；相应的，所述方法还包括：通过由所述备用第三应变片组构成的备用轴力测量桥路，测取火箭飞行过程的备用轴向应变数据。

本发明提供的一种杆系结构火箭舱段飞行载荷测量方法，通过建立火箭复杂杆系结构承受动态轴力、弯矩及剪力载荷时，轴力、弯矩及剪力载荷分别解耦的组桥桥路，测取火箭实际飞行过程中产生的应变，并结合地面标定试验，获取目标火箭产生应变与所承受载荷的关系，实现对火箭实际飞行过程的载荷测量，能够有效消除或减小测量偏差，提高火箭飞行载荷测量的准确性。

附图说明

图1为本发明实施例一种杆系结构火箭舱段飞行载荷测量方法流程图；

图2为本发明实施例一种测取火箭飞行过程应变数据处理过程构成示意图；

图3为本发明实施例一种杆系结构火箭舱段的载荷测点布置示意图；

图4为本发明实施例一种杆系结构舱段的轴力和弯矩测量桥路结构示意图；

图5为本发明实施例一种线性本构模型的载荷计算结果示意图；

图6为本发明实施例一种载荷测量非线性本构模型的测量精度结果示意图；

图7为本发明实施例一种载荷测量非线性本构模型的获取处理流程图；

图8为本发明实施例一种杆系结构火箭舱段的灵敏度标定试验系统结构示意图。

具体实施方式

为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动的前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

作为本发明实施例的一个实施例，本实施例提供一种杆系结构火箭舱段飞行载荷测量方法，参考图1，为本发明实施例一种杆系结构火箭舱段飞行载荷测量方法流程图，包括：

s1，通过布置在目标火箭斜杆上的应变片组构成的测量桥路，获取所述目标火箭飞行过程中的弯曲应变数据和轴向应变数据。

其中，杆系结构火箭舱：为锥形结构，由上、下端框，24根管及管接头组成。其中24根管用混合连接方式与上下管接头组成12组叉子单元。叉子单元通过螺栓均匀连接在上、下端框上。

应变片：是由敏感栅等构成用于测量应变的元件，使用时将其牢固地粘贴在构件的测点上，构件受力后由于测点发生应变，敏感栅也随之变形而使其电阻发生变化，再由专用仪器测得其电阻变化大小，并转换为测点的应变值。

测量桥路：由应变片组中多个应变片按一定的连接方式形成的桥路连接，该桥路连接设置有输出端，由输出端输出的电阻值可获取构件发生的应变。

弯曲应变：是由弯矩产生的构件的应变。应变指在外力或非均匀温度场等因素作用下构件局部的相对变形。弯矩是受力构件截面上的内力矩的一种，即垂直于横截面的内力系的合力偶矩。

轴向应变：指在外载荷或非均匀温度场等因素作用下构件轴向上发生的相对变形。

步骤s1具体为，对于已经布置好测量桥路的待测火箭，火箭发射之前，火箭上遥测系统对载荷系统进行供电，测量系统起动，并自动进行桥路平衡操作。此后，测量系统持续通过测量桥路采集应变信号，并以模拟信号形式传给遥测系统，遥测系统传给地面接收站，直到飞行结束，得到火箭上各测点处的应变[εxεyεz]，包括弯曲应变数据和轴向应变数据。

s2，基于所述弯曲应变数据和所述轴向应变数据，利用火箭结构载荷测量本构模型，获取所述目标火箭飞行过程中的弯矩载荷和轴向载荷。

其中，本构模型：反映结构宏观性质的数学模型。指将描述连续介质变形的参量与描述内力的参量联系起来的一组关系式。对于不同的结构，在不同的变形条件下有不同的本构模型，是结构或者材料的宏观力学性能的综合反映。

步骤s2具体为，对于上述步骤已经获取的火箭飞行过程的弯曲应变数据和轴向应变数据，通过已知的火箭结构载荷测量本构模型，获取火箭弯曲应变数据和轴向应变数据与火箭所受弯矩载荷和轴向载荷的数量关系，并由此根据已经获取的火箭飞行过程中弯曲应变数据和轴向应变数据，计算获取火箭飞行过程的弯矩载荷和轴向载荷。

其中可选的，所述步骤s2具体包括：将所述弯曲应变数据和所述轴向应变数据带入所述火箭结构载荷测量本构模型，通过计算获取所述目标火箭飞行过程中的弯矩载荷和轴向载荷。

具体而言，对于上述步骤获取的火箭飞行过程中弯曲应变数据和轴向应变数据，需要转化为火箭实际飞行载荷数据。载荷测量本构模型恰好为表述构件应变与构件受力关系的数学模型，因此，对于火箭飞行过程中已知量弯曲应变数据和轴向应变数据，将其带入火箭结构载荷测量本构模型，可以计算获取对应的火箭飞行过程实际弯矩载荷和轴向载荷。

本发明实施例提供的一种杆系结构火箭舱段飞行载荷测量方法，通过应变测量桥路测取火箭实际飞行过程中杆系结构火箭舱段斜杆上的应变数据，并据此通过火箭结构载荷测量本构模型获取火箭飞行过程的飞行载荷数据。是对火箭飞行数据的直接测量，能够有效消除或减小测量偏差，提高火箭飞行载荷测量的准确性。

根据上述实施例，其中可选的，步骤s1具体处理过程参考图2，为本发明实施例一种测取火箭飞行过程应变数据处理过程构成示意图，包括：

s11，通过由第一应变片组构成的第一弯矩测量桥路，获取所述目标火箭飞行过程中第一方向弯曲应变数据，所述第一应变片组布置在所述目标火箭舱第一直径两端的两对相邻斜杆内侧面中段位置；s12，通过由第二应变片组构成的第二弯矩测量桥路，获取所述目标火箭飞行过程中第二方向弯曲应变数据，所述第二应变片组布置在所述目标火箭舱第二直径两端的两对相邻斜杆内侧面中段位置，且所述第二直径与所述第一直径成90度夹角；s13，通过由第三应变片组构成的轴力测量桥路，获取所述目标火箭飞行过程中的轴向应变数据，所述第三应变片组布置在所述第一应变片组下方设定距离处。

在一个实施例中，在进行弯曲应变数据测量和轴向应变数据测量之前，所述方法还包括：将所述第一应变片组包括的横向应变片和竖向应变片分别粘贴在所述第一直径两端两对相邻且交点向上的斜杆内侧面中段位置；将所述第二应变片组包括的横向应变片和竖向应变片分别粘贴在所述第二直径两端两对相邻且交点向上的斜杆内侧面中段位置；将所述第三应变片组包括的横向应变片和竖向应变片分别粘贴在所述第一直径两端两对相邻且交点向上的斜杆内侧面中段偏下位置；所述横向应变片至少为4片，所述竖向应变片至少为4片。

具体而言，本实施例测量方法的实现所依赖的系统组成包括：应变片桥路、动态应变变换器、电缆、数据采集器以及地面标定试验系统。

测量圆柱加筋壳式火箭舱段的飞行载荷可采用直接应变测量方法，即在测量部段内壁或外壁相隔180°的同一截面高度处粘贴应变片，将两处的应变测量结果求和再除以2，即可获取轴向推力产生的轴向应变；将两处的应变测量结果相减再除以2，即可获取应变片所在平面内横向弯矩产生的弯曲应变。然后再根据地面标定试验得到的应变与载荷的关系，可以获得火箭的实际飞行载荷。

但是对于如图3所示的变截面叉形杆系结构舱段，其受力特点与通常的蒙皮加筋壳体有一定的区别，该结构中杆件受力方向与箭体母线不平行，若按照通常的组桥方法，测得的轴力载荷和弯矩载荷中将会包含箭体横向剪力，因此需要在应变片布置和组桥方式上采取新的措施。

对于如图3所示的叉形杆系结构，考虑到消除箭体横向剪力对载荷测量结果的影响，需要将相邻的一对斜杆的同向应变信号相加，因此选择火箭舱四周四对交点向上的斜杆作为测量点，角度相差均为90°，即在α、α+90°、α+180°和α+270°方位的四对斜杆的内侧面中间高度粘贴应变片，以便保持单片应变片感受到的变形状态简单，且与舱段的整体受力高度相关。

即，将弯矩应变片粘贴在斜杆内侧面中间高度处，粘贴高度一致；将轴力测点应变片粘贴在斜杆内侧面中间高度稍低20mm间距处。这些测量方位满足180°对边的弯矩与轴力的解耦要求，也满足两个方向弯矩的正交要求。每片应变片具体的粘贴位置示意参考图3，为本发明实施例一种杆系结构火箭舱段的载荷测点布置示意图。

图中测点yb1至测点yb4处的应变片为弯矩测量应变片，分别粘贴在图中四对斜杆内侧面的中段位置，粘贴高度一致；测点yb5和测点yb7处的应变片分别粘贴在测点yb1和测点yb3偏下方约20mm处，粘贴高度一致。

测点yb1和测点yb3相隔180°，两处粘贴的应变片属第一应变片组，构成第一弯矩测量桥路；测点yb2和测点yb4相隔180°，两处粘贴的应变片属第二应变片组，构成第二弯矩测量桥路；测点yb5和测点yb7处粘贴的应变片属第三应变片组，构成轴力测量桥路。第一应变片组、第二应变片组和第三应变片组均分别包括4片横向应变片和4片竖向应变片。

定义测点yb1至测点yb3方向火箭舱的直径为第一直径，与所述第一直径垂直的火箭舱直径为第二直径，第一直径和第二直径两端的每对斜杆中，一根标记为ab，另一根标记为cd。则在测点yb1的ab斜杆内侧面中段分别粘贴一片竖向应变片yb1a和一片横向应变片yb1b，在cd斜杆内侧面中段分别粘贴一片竖向应变片yb1c和一片横向应变片yb1d。

同样，在测点yb3的ab斜杆内测中段粘贴竖向应变片yb3a和横向应变片yb3b，在cd斜杆内测中段粘贴竖向应变片yb3c和横向应变片yb3d；在测点yb2的ab斜杆内测中段粘贴竖向应变片yb2a和横向应变片yb2b，在cd斜杆内测中段粘贴竖向应变片yb2c和横向应变片yb2d；在测点yb4的ab斜杆内测中段粘贴竖向应变片yb4a和横向应变片yb4b，在cd斜杆内测中段粘贴竖向应变片yb4c和横向应变片yb4d。

对于轴力测量应变片，同样在测点yb5的ab斜杆内测中段偏下粘贴竖向应变片yb5a和横向应变片yb5b，在cd斜杆内测中段偏下粘贴竖向应变片yb5c和横向应变片yb5d；在测点yb7的ab斜杆内测中段偏下粘贴竖向应变片yb7a和横向应变片yb7b，在cd斜杆内测中段偏下粘贴竖向应变片yb7c和横向应变片yb7d。

在火箭飞行过程中，对于由测点yb1和测点yb3处应变片构成的第一弯矩测量桥路，由应变数据采集单元从桥路输出端采集数据，并经转化获取第一方向弯曲应变数据；同样通过由测点yb2和测点yb4处应变片构成的第二弯矩测量桥路，由应变数据采集单元测取第二方向弯曲应变数据；通过由测点yb5和测点yb7处应变片构成的轴力测量桥路，由应变数据采集单元测取轴向应变数据。

其中可选的，由所述第一应变片组构成所述第一弯矩测量桥路具体包括：对所述第一直径两端相邻斜杆上所述第一应变片组的横向应变片信号和竖向应变片信号分别求和，再对每对相邻斜杆上所述第一应变片组的横向应变片信号和与竖向应变片信号和求差，最后将所述第一直径两端所述第一应变片组的应变片信号差相减，构成所述第一弯矩测量桥路；

由所述第二应变片组构成所述第二弯矩测量桥路具体包括：对所述第二直径两端相邻斜杆上所述第二应变片组的横向应变片信号和竖向应变片信号分别求和，再对每对相邻斜杆上所述第二应变片组的横向应变片信号和与竖向应变片信号和求差，最后将所述第二直径两端所述第二应变片组的应变片信号差相减，构成所述第二弯矩测量桥路；

由所述第三应变片组构成所述轴力测量桥路具体包括：对所述第一直径两端相邻斜杆上所述第三应变片组的横向应变片信号和竖向应变片信号分别求和，再对每对相邻斜杆上所述第三应变片组的横向应变片信号和与竖向应变片信号和求差，最后将所述第一直径两端所述第三应变片组的应变片信号差相加，构成所述轴力测量桥路。

具体而言，根据上述实施例，图3中测点yb1至yb4中的应变片在相隔180°两两测点组桥后，用于测量两个方向的弯矩载荷。测点yb5和测点yb7组桥后，用于测量截面轴力载荷。

为消除箭体横向剪力的影响，需要根据横向剪力对斜杠受力的不同，进行针对性的组桥。实际上，每根斜杆的轴向力中包含的由箭体横向剪力产生的分量，在相邻的两个斜杆中这个分量是反号的，而箭体的轴向力和弯矩在相邻的两个斜杆中产生的分量是同号的，因此将相邻两根斜杆的轴向力相加，从而消除或减小箭体横向剪力的影响，保留需要测量的弯矩和轴力信号。

具体来说，就是在图3中每一测点处，贴竖向应变片a和横向应变片b的ab杆，以及贴纵向应变片c和横向应变片d的cd杆，将两杆中的竖向应变片a与c和横向应变片b与d分别相加，这样可以使箭体横向剪力在ab杆与cd杆中产生的反号轴向应变抵消，消除或减小横向剪力对测量结果的影响。

然后，对于每对ab杆和cd杆，分别对竖向应变片a与c的和与横向应变片b与d的和求差，竖向应变片横向应变片以消除或减小温度效应，并增大应变信号。

如此，每个测点处就只包含了箭体轴力和弯矩所产生的应变。在此基础上，再将测量部段内相隔180°处的测点应变片信号差相加或相减，具体为，求弯曲应变时为相减，求轴向应变时为相加。从而分别得到箭体轴向应变数据和两个方向上弯矩产生的弯曲应变数据。

如图4所示，为本发明实施例一种杆系结构舱段的轴力和弯矩测量桥路结构示意图。图中示出斜杆系结构舱段的轴力和两个方向弯矩测量桥路的具体连接方式，具体为图(a)为轴力测量桥路，图(b)为两个方向弯矩测量桥路，每一个测量桥路形成一个测量通道。

图中桥路构成能够圆满解决杆系结构火箭舱段8根测量斜杆的应变片的组桥问题，具有温度补偿功能，能最大限度的减小横向剪力对载荷测量精度的影响，并且测点的方位可以比较准确的确定。

本发明实施例提供的一种杆系结构火箭舱段飞行载荷测量方法，通过采用本实施例所述测点布置方式和组桥形式，能够消除火箭飞行过程中箭体的横向剪力对轴力及弯矩载荷测量结果的影响，实现飞行过程中全箭两个方向弯矩载荷和一个轴力方向载荷的实时测量，为火箭的载荷设计和结构优化提供输入。

其中根据上述实施例，所述箭体结构载荷测量本构模型包括载荷测量非线性本构模型，所述载荷测量非线性本构模型的获取步骤包括：根据所述目标火箭的地面标定试验数据获取所述载荷测量非线性本构模型。。

具体而言，通常，箭体结构的载荷测量本构模型可表示为：

式中，{εfxεfyεfz}^t表示应变向量，{fxfyfz}^t表示载荷向量，cij表示灵敏度系数，定义为桥路应变与载荷之比，即：

cij＝εi/fj(i,j＝x,y,z)；

式中，cij表示灵敏度系数，εi表示i方向的应变，fj表示j方向上的载荷，i,j＝x表示箭体横截面x方向(与i象限的角度为α°)的弯曲应变和弯矩载荷，i,j＝y为箭体横截面y方向(与i象限的角度为α°+90°)的弯曲应变和弯矩载荷，i,j＝z为箭体纵轴z方向的轴向应变和轴向压力。

上述箭体结构的载荷测量本构模型也可以表示为：

式中，[fxfyfz]表示载荷向量，[εxεyεz]表示应变向量，矩阵{sij}，i,j＝x,y,z表示刚度系数，定义为载荷与桥路应变之比，是灵敏度矩阵的逆矩阵。

上式的使用要求是在轴力载荷和弯矩载荷的量程相近时，才能保证测量精度在10％以内。但是，当轴力测量通道的量程超过弯矩通道10倍，弯矩测点的轴力耦合应变将达到与弯曲应变相同的量级，从而对弯矩载荷的测量带来显著的误差，试验结果参见图5，为本发明实施例一种线性本构模型的载荷计算结果示意图，图中表明该误差甚至达到了70％。

由于杆系结构火箭舱段所受到的轴力载荷和弯矩载荷的幅值量级通常差别较大，为保证测量结果的精度，还需要解决高轴力小弯矩条件下的载荷测量的本构模型。为此，本实施例采用一种计及载荷耦合效应的载荷测量本构模型。

上述箭体结构的载荷测量本构模型，只计及了载荷与应变一次项的关系，为了提高两种载荷量级不一致情况下载荷辨识的精度，在载荷测量的本构模型中，增加载荷与应变二次项的修正项。

考虑到标定试验的主灵敏度线性度较好，与应变二次项相关的修正项可以只保留耦合应变项εyεz、εzεx和εxεy。据此，载荷测量的本构模型可在上述箭体结构的载荷测量本构模型的基础上，将其增广至考虑载荷测点间应变耦合项的非线性载荷模型，即：

式中，[fxfyfz]表示载荷向量，[εxεyεz]表示应变一次项向量，[εyεzεzεxεxεy]表示应变二次项向量，矩阵[s]^t和矩阵{si-jk}，i,j,k＝x,y,z分别表示一次项刚度系数和二次项刚度系数。

将上式进行等效变换，则合并改写为：

式中，[fxfyfz]表示载荷向量，[εxεyεzεyεzεzεxεxεy]表示应变向量，矩阵[sijsi-jk]^t，i,j,k＝x,y,z表示非线性刚度系数矩阵，是载荷与一次项应变及二次项应变的比值。

上式即为考虑应变耦合效应的载荷测量非线性本构模型，使用该模型进行载荷测量的结果参考图6，为本发明实施例一种载荷测量非线性本构模型的测量精度结果示意图。由图6可见，弯矩载荷的识别误差降低至13％。

本发明实施例提供的一种杆系结构火箭舱段飞行载荷测量方法，通过采用载荷测量非线性本构模型，能够在杆系结构火箭舱段受轴力载荷和弯矩载荷的幅值量级差别较大条件下，明显提高载荷测量精度，保证测量准确性。

其中可选的，所述载荷测量非线性本构模型的获取处理过程参考图7，为本发明实施例一种载荷测量非线性本构模型的获取处理流程图，包括：

s21，基于火箭飞行过程中的应变耦合效应，设计包含待定参数的载荷测量非线性本构模型。

具体而言，首先按上述实施例所述考虑载荷测点间应变耦合项的非线性载荷模型列写模型方程，即列写包含待定参数的载荷测量非线性本构模型方程如下：

式中，[fxfyfz]表示载荷向量，[εxεyεzεyεzεzεxεxεy]表示应变向量，矩阵[sijsi-jk]^t，i,j,k＝x,y,z即为待定参数矩阵。在地面标定试验中，载荷向量和应变向量均为可直接测量的数据。

s22，对所述目标火箭进行地面标定试验，获取所述目标火箭的试验施加载荷数据和对应的标定应变数据。

具体而言，地面标定系统和被测舱段的轴压、弯矩和剪力联合静力试验系统相同，如图8所示，为本发明实施例一种杆系结构火箭舱段的灵敏度标定试验系统结构示意图，包括：加力帽、上转接框、上边界弹性模拟件、被测舱段、下边界模拟件、下转接框、静力试验平台以及力/力矩加载单元。

为使灵敏度试验时杆系结构火箭舱段横截面的应力分布与飞行过程相近，以保证飞行载荷的测量精度，各部段上下连接部段的刚度过渡段也要参加灵敏度试验。另外，在标定试验中，为计及电缆网和应变变换器对灵敏度的影响，须采用真实的箭上电缆网和应变变换器。

然后采用该标定试验系统对杆系结构火箭舱段进行灵敏度标定。在标定过程中，记录每轮试验施加的载荷数据和火箭舱段在该施加载荷下产生的应变数据。

其中可选的，所述对所述目标火箭进行地面标定试验，获取所述目标火箭的试验施加载荷数据和对应的标定应变数据进一步包括：通过地面标定装置，分别对所述目标火箭施加不同类型及不同数值的载荷，获取所述试验施加载荷数据；分别获取各所述载荷类型和所述载荷数值工况下所述目标火箭对应产生的所述标定应变数据。

具体而言，分三类工况对杆系结构火箭舱段进行标定试验，即：单独轴压载荷、单独弯矩载荷和轴压-弯矩联合载荷。测量部段需要进行四个加载方向的弯矩标定试验、两个安装方位的轴力部段试验以及两个安装方位的弯矩-轴力联合试验，每种状态重复三次，每次试验分10级加载和卸载，每一级载荷记录三个通道的应变。

各工况的加载量级原则上取最大使用载荷的1/3，分10级对杆系结构火箭舱段进行加载和卸载，记录每级施加载荷的载荷类型和载荷数值，构成载荷向量[fxfyfz]。同时，对应记录该施加载荷引起的弯矩测量桥路和轴向推力测量桥路的应变，即为标定应变数据，构成应变向量[εxεyεzεyεzεzεxεxεy]。

s23，将所述试验施加载荷数据和所述标定应变数据带入所述包含待定参数的载荷测量非线性本构模型，计算获取所述待定参数值。

具体而言，对于上述步骤获取的载荷向量[fxfyfz]和应变向量[εxεyεzεyεzεzεxεxεy]，将其带入步骤s21获取的包含待定参数的载荷测量非线性本构模型方程，则该方程中的未知量只有待定参数矩阵[sijsi-jk]^t，i,j,k＝x,y,z。通过解方程，获取该待定参数矩阵各元素的取值。

s24，将所述待定参数值带入所述包含待定参数的载荷测量非线性本构模型，获取所述载荷测量非线性本构模型。

具体而言，在上述步骤获取待定参数矩阵取值之后，该待定参数矩阵即为已知量。将其带入步骤s21中包含待定参数的载荷测量非线性本构模型方程，则获取的方程即为载荷测量非线性本构模型。该载荷测量非线性本构模型反映的是，杆系结构火箭舱段承受载荷与该载荷下火箭结构产生的应变的对应关系。

本发明实施例提供的一种杆系结构火箭舱段飞行载荷测量方法，通过地面标定试验，直接获得外载荷和应变的关系，实现对杆系结构火箭舱段的载荷测量非线性本构模型的建立，为实现火箭飞行过程实际载荷测量奠定基础。同时该试验方法无中间环节，易于实现，特别是高轴力小弯矩载荷条件下，能有效提高测量精度。

进一步的，在上述实施例所述第一应变片组附近还布置有备用第一应变片组，和/或在所述第二应变片组附近还布置有备用第二应变片组；相应的，所述方法还包括：通过由所述备用第一应变片组构成的备用第一弯矩测量桥路，测取火箭飞行过程备用第一方向弯曲应变数据，和/或通过由所述备用第二应变片组构成的备用第二弯矩测量桥路，测取火箭飞行过程备用第二方向弯曲应变数据。

在一个实施例中，在所述第二应变片组偏下方位置，还布置有备用第三应变片组；相应的，所述方法还包括：通过由所述备用第三应变片组构成的备用轴力测量桥路，测取火箭飞行过程的备用轴向应变数据。

具体而言，在上述实施例测点yb1至测点yb4处的斜杆ab上，分别另外粘贴一片竖向应变片a′和一片横向应变片b′，在斜杆cd上分别另外粘贴一片竖向应变片c′和一片横向应变片d′。

测点yb1与测点yb3处的应变片yb1a′、yb1b′、yb1c′和yb1d′，以及yb3a′、yb3b′、yb3c′和yb3d′组成备用第一应变片组，应变片yb1a′、yb1b′、yb1c′和yb1d′，以及yb3a′、yb3b′、yb3c′和yb3d′按上述实施例所述组桥方式构成备用第一弯矩测量桥路。

同样的，测点yb2与测点yb4处的应变片yb2a′、yb2b′、yb2c′和yb2d′，以及yb4a′、yb4b′、yb4c′和yb4d′组成备用第二应变片组，应变片yb1a′、yb1b′、yb1c′和yb1d′，以及yb3a′、yb3b′、yb3c′和yb3d′按上述实施例所述组桥方式构成备用第二弯矩测量桥路。

对于轴力测量，在测点yb2与测点yb4偏下方，与测点yb5和测点yb7对应位置处设置备用第三应变片组，备用第三应变片组所在的位置为测点yb6和测点yb8。

同样的，在测点yb6处的斜杆ab上，分别粘贴一片竖向应变片yb6a′和一片横向应变片yb6b′，在斜杆cd上粘贴一片竖向应变片yb6c′和一片横向应变片yb6d′；在测点yb8处的斜杆ab上，分别粘贴一片竖向应变片yb8a′和一片横向应变片yb8b′，在斜杆cd上粘贴一片竖向应变片yb8c′和一片横向应变片yb8d′。应变片yb6a′、yb6b′、yb6c′和yb6d′，以及yb8a′、yb8b′、yb8c′和yb8d′按上述实施例所述组桥方式构成备用轴力测量桥路。

与上述实施例同理，在火箭飞行过程中，对于由测点yb1和测点yb3处备用应变片构成的备用第一弯矩测量桥路，由应变数据采集单元从备用第一弯矩测量桥路输出端采集数据，并经转化获取备用第一方向弯曲应变数据。

同样通过由测点yb2和测点yb4处备用应变片构成的备用第二弯矩测量桥路，由应变数据采集单元测取备用第二方向弯曲应变数据；通过由测点yb6和测点yb8处备用应变片构成的备用轴力测量桥路，由应变数据采集单元测取备用轴向应变数据。

需要说明的是，上述备用第一应变片组、备用第三应变片组和备用第三应变片组可以同时存在，可以单独存在，也可以任意两个同时存在，且各主测测量桥路和备用测量桥路测得的数据可互为备用。在进行地面标定和飞行过程数据测量时，需对3路主测通道数据和3路备用通道数据同时采集。

本发明实施例提供的一种杆系结构火箭舱段飞行载荷测量方法，通过设置备用测量桥路，可测取火箭飞行备用数据，提高火箭飞行载荷测量的可靠性。

为了更清楚的说明，本实施例根据上述实施例提供完整的杆系结构火箭舱段飞行载荷测量方法处理流程如下：

步骤一，安装测量系统，包括：

首先，根据杆系结构的特点，选择测点位置，并按要求粘贴应变片。选择测点位置时，需注意，一要结构形式比较均匀，对应力集中影响较小，保证应变与外载荷有较大的相关性；二要各个方位的夹角均为90°，并且180°对边测点处的结构形式基本相同，以保证弯矩和轴向推力测点的解耦；三要弯矩和轴向推力测点尽量远离结构的上下端面，以减小边界效应对测量精度的影响，且贴片位置有可达性，不能影响箭上仪器设备的安装；四要在各测点处同时在相交的一对斜杠上都布置应变片，以便消除箭体横向剪力的影响。

其次，按照图4所示测量桥路结构，将各组应变片进行连接，并分别组成测量两个方向弯矩和一个轴力的测量桥路。每个测量舱段共6个测量通道，其中3路为主测量通道，另外3路为备用测量通道。

再次，布置箭上仪器设备。箭上仪器设备包括电缆网和应变变换器，应变片通过电缆网完成组桥工作，电缆网的另一端与箭上应变变换器连接，实现桥路应变信号的采集与调理，并将其转换为可供遥测系统采集的模拟电压信号。

步骤二，进行地面标定试验，包括：

首先，安装测量部段。将火箭测量部段与上下刚度过渡段及转接段对接后，下端固定在平台上；

其次，连接地面标定试验数据采集仪器。地面标定试验时，火箭上遥测系统不参与试验，因此，需要另外配置一套地面数据采集系统，以及与应变变换器连接的箭上电缆。

再次，进行刚度标定试验。试验时分别单独施加轴压载荷、弯矩载荷和轴压-弯矩联合载荷，加载量级不超过火箭测量部段使用载荷的1/3，分10级进行加载。分别记录每次加载载荷的载荷形式和载荷数值，以及每次加载载荷引起的弯矩测量桥路和轴向推力测量桥路的应变。

弯矩加载方向分为x、y、-x和-y4个方向，轴压-弯矩载荷联合试验工况时，弯矩加载方向为x+45°和y+45°方向。

步骤三，进行飞行试验，包括：

首先，火箭发射之前，箭上遥测系统对载荷系统进行供电，测量系统起动，并自动进行桥路平衡操作。

此后，测量系统持续对测量桥路的应变信号进行采集，并以模拟信号形式传给遥测系统，遥测系统传给地面接收站，直到飞行结束，得到各个测点处的应变[εxεyεz]。

步骤四，数据处理，包括：

首先，载荷测量的非线性本构模型建模。将所有的试验数据，包括单独轴力载荷、单独弯矩载荷和轴力-弯矩联合载荷工况的各加载子级的实测应变值和实际的加载载荷值，代入包含待定参数的应变耦合效应载荷测量非线性本构模型方程，采用最小二乘法，计算获取载荷测量的非线性本构模型的待定参数取值：

其次，飞行载荷识别。根据上述步骤识别得到的载荷模型，以及飞行实测的各通道的应变数据，根据下式进行飞行载荷计算：

其中，[fxfyfz]为火箭飞行载荷向量，[εxεyεzεyεzεzεxεxεy]为火箭飞行过程应变向量，矩阵s为模型参数矩阵。

再次，将测量坐标系中的载荷值转换至箭体坐标系。由于火箭箭体所受的弯矩合力矩一般不与弯矩测量方向一致，设箭体横截面上一组相互垂直的弯矩测量方向为x和y，法向弯矩和侧向弯矩的方向为x＇和y＇。两个方向的弯矩mx和my都不为零，根据mx和my可以找出合力矩的大小和方向。通过坐标变换方法，可得到与xoy坐标系呈α角的箭体载荷坐标系x′o′y′方向的弯矩。

最后应说明的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。