基于星箭连接环应变测量的星箭六自由度界面力计算方法
【专利摘要】本发明提供了一种基于星箭连接环应变测量的星箭六自由度界面力计算方法，在星箭连接环不同位置设置多组测点组，每组由三个(0°，45°，90°)的应变花(或应变测试光纤)分别测量三个测点的应变，可以直接利用材料力学相关公式计算，也可以由事先在地面试验中标定出的载荷-应变关系利用结构的线弹性特性预示星箭连接环受到的实际界面载荷。卫星发射阶段中每一步计算和每一个测量值都会由微处理器准确、实时地处理和记录。本发明避免了直接测力方案中因在星箭之间串联力传感器造成的对整体刚度和强度的削弱，同时采用应变测量还减轻了测量装置的重量。通过仿真试验此方法的有效性也得到验证。
【专利说明】基于星箭连接环应变测量的星箭六自由度界面力计算方法
【技术领域】
[0001] 本发明涉及计算星箭六自由度界面力的方法，具体涉及一种直接利用材料力学相 关公式计算出、或者由事先在地面试验中标定出的载荷-应变关系并根据结构的线弹性特 性预示星箭连接环受到的实际界面载荷的方法，具体涉及基于星箭连接环应变测量的星箭 六自由度界面力计算方法。
【背景技术】
[0002] 为了保证航天器及其各分系统和部组件能够经受住发射段和动力飞行段的恶劣 动力学环境，必须对其进行充分的动力学环境试验。在传统的加速度控制振动试验中，试验 夹具的机械阻抗与真实飞行构型中安装结构存在很大的差异，仅采用加速度条件作为控制 条件可能导致严重的"过试验"问题。
[0003] 20世纪90年代初，NASA的JPL实验室最早将力限试验技术应用于航天器振动试 验中。力限振动试验在传统振动试验加速度控制的基础上，通过限制试验夹具与试验件之 间的界面力，使振动试验中界面处的响应更接近真实的动力学环境，从而能够很好地缓解 振动"过试验"问题。国内在力限控制技术研究和应用方面尚处于研究探索阶段，航天器设 计部门和试验部门已认识到发展力限控制技术的重要性和迫切性。
[0004] 力限振动试验需要通过发射段实测获得星箭界面力谱作为振动试验的输入，另外 振动试验过程中也需要测量振动台输入到卫星中的界面力并由伺服反馈调整振动台的工 作电流。在运载火箭与卫星之间串入压电式力传感器作为测力装置虽然很直接，但其一般 为点式连接，会改变原有筒式连续结构从而导致强度和刚度的削弱，引起结构承载的巨大 风险。
【发明内容】
[0005] 针对现有技术中的缺陷，为避免在试验夹具与试验件之间串联力传感器，本发明 提出了一种通过测量星箭连接环应变，计算星箭六自由度界面力的方法。
[0006] 根据本发明提供的一种基于星箭连接环应变测量的星箭六自由度界面力计算方 法，包括步骤：
[0007] 在星箭连接环不同位置设置多组测点组，每组由三个（0°，45°，90° )的应变花 或应变测试光纤分别测量三个测点的应变，直接利用材料力学相关公式计算出或者由事先 在地面试验中标定出的载荷-应变关系利用结构的线弹性特性预示星箭连接环受到的实 际界面载荷。
[0008] 优选地，通过测量星箭界面环不同位置的应变间接地计算星箭界面力。
[0009] 优选地，每个测点用应变花或应变测试光纤测量三个方向的应变以得到该点的纵 向应变、环向应变和剪应变。
[0010] 优选地，直接利用材料力学相关公式计算出或者在地面试验中事先进行应变片的 标定，并根据结构的线弹性特性对发射阶段星箭连接环实时界面载荷进行预示。 toon] 优选地，所有应变花或应变测试光纤都接入微处理器进行高速、实时的运算和数 据存储。
[0012] 优选地，包括如下步骤：
[0013] 对于直接利用材料力学相关公式推算六自由度星箭界面力，具体如下：
[0014] 将星箭连接环考虑为圆薄壁环，采用梁弯曲时的平面截面假设，对星箭连接环进 行受力分析；
[0015] 假定薄壁环受到的载荷为F = [Qx Qy Nz Mx My Τζ]τ，其中：QX和Qy分别为X方向、 y方向剪力，Nz为轴力，1^和乂分别为X方向、y方向弯矩，Tz为扭矩，则，薄壁环受到的正 应力σ为
[0016]
【权利要求】
1. 一种基于星箭连接环应变测量的星箭六自由度界面力计算方法，其特征在于，包括 步骤： 在星箭连接环不同位置设置多组测点组，每组由三个（0°，45°，90° )的应变花或应 变测试光纤分别测量三个测点的应变，直接利用材料力学相关公式计算或者由事先在地面 试验中标定出的载荷-应变关系根据结构的线弹性特性预示星箭连接环受到的实际界面 载荷。
2. 根据权利要求1所述的基于星箭连接环应变测量的星箭六自由度界面力计算方法， 其特征在于，通过测量星箭连接环不同位置的应变间接地计算星箭界面力。
3. 根据权利要求1所述的基于星箭连接环应变测量的星箭六自由度界面力计算方法， 其特征在于，每个测点用应变花或应变测试光纤测量三个方向的应变以得到该点的纵向应 变、环向应变和剪应变。
4. 根据权利要求1所述的基于星箭连接环应变测量的星箭六自由度界面力计算方法， 其特征在于，直接利用材料力学相关公式计算出或者在地面试验中事先进行应变片的标 定，并利用结构的线弹性特性对发射阶段星箭连接环实时界面载荷进行预示。
5. 根据权利要求1所述的基于星箭连接环应变测量的星箭六自由度界面力计算方法， 其特征在于，所有应变花或应变测试光纤都接入微处理器进行高速、实时的运算和数据存 储。
6. 根据权利要求1所述的基于星箭连接环应变测量的星箭六自由度界面力计算方法， 其特征在于，包括如下步骤： 对于直接利用材料力学相关公式推算六自由度星箭界面力，具体过程如下： 将星箭连接环考虑为圆薄壁环，采用梁弯曲时的平面截面假设，对星箭连接环进行受 力分析； 假定薄壁环受到的载荷为F = [Qx Qy Nz Mx My Τζ]τ，其中：QX和Qy分别为X方向、y方 向剪力，Nz为轴力，Mx和My分别为x方向、y方向弯矩，Tz为扭矩，则，薄壁环受到的正应力 σ为
(1) 式中，?χ和iy分别为X方向、y方向的截面惯性矩，X，y为测点所处位置的横、纵坐标 值，A为截面面积，R为截面半径，t为截面厚度，θ为测点在圆周上的角度位置； 薄壁环受到的剪应力τ为
(2) 式中，前两项\?Θ
cos#为横向力引起的剪应力，第三J]
为扭矩引起的 剪应力；
因此，只需取薄壁环圆周上的一组测点位置（θπ θ2, θ3)，其中θ2, 03分别为测 点1、2、3在圆周上的角度位置，有： BF = 〇 (3) 式中，F为载荷，应力σ =
，σ,、分别为测点 1、2、3的所处位置的正应力，&、&、&分别为测点1、2、3的所处位置的剪应力； 则矩阵Β为：
(4) 由式（3)可知，由薄壁环圆周三个位置（θ ρ Θ 2, Θ 3)的应力能够计算得到界面载荷F， 而应力根据材料本构关系由应变得到。
7.根据权利要求6所述的基于星箭连接环应变测量的星箭六自由度界面力计算方法， 其特征在于，同时测量测点的纵向应变、环向应变和剪应变； 则有：
(5) 其中，εζ为测点纵向应变，ε9(ι。为应变花90°敏感栅应变，ε e为测点环向应变，％。 为应变花0°敏感栅应变，Υ0Ζ为测点剪应变，ε45。为应变花45°敏感栅应变； 对于各向同性弹性材料，基于平面应力假设，有：
(6) 其中，σ为测点正应变，τ为测点剪应变，Ε为弹性模量和ν为泊松比，λ和μ为拉 梅常数，可用弹性模量Ε和泊松比ν表示为：
(7) 取薄壁环圆周三个位置（θ ρ Θ 2, Θ 3)，则有： σ = ΚΑ ε (8) 式中，应变￡=
下标θρ θ2、θ3 表示应变片在薄壁环圆周的位置，上标0°、45°、90°表示每个应变片中不同敏感栅的角 度； 则矩阵I为：
(9) 矩阵K2为：
(10) 由式⑶和（8)，得到： F = ε (11) 因此，在薄壁环圆周三个位置（θρ θ2, θ3)布置应变片，能够由式（11)计算得到载荷 F〇
【文档编号】G01L1/22GK104296897SQ201410466455
【公开日】2015年1月21日 申请日期:2014年9月12日 优先权日:2014年9月12日
【发明者】张永涛, 王建炜, 杜冬, 周徐斌, 顾永坤 申请人:上海卫星工程研究所