一种固体火箭舱段结构振动载荷谱的获取方法与流程

本发明涉及航天器结构振动领域，尤其涉及一种固体火箭舱段结构振动载荷谱的获取方法。

背景技术：

航天器作为一种高科技的产物，不仅关系到本国的国际地位，更重要的是它能探索宇宙奥秘，拉近人类的距离，从而间接地维护世界和平。但是，航天器造价昂贵，并且具有一次使用性，因此高可靠性是对航天器运行的基本要求。从人类活动进入太空开始，空间环境状态及其变化规律探索就成为了航天活动所关心的重要问题。

火箭运行在主动段经历的动力学环境主要有振动、噪音和冲击，这些由环境激起的振动响应可能引起舱段结构的破坏，导致局部失稳，承力件断裂等危险发生，从而导致发射失败，浪费大量的人力、物力、财力。并且同液体火箭相比，固体火箭运行环境更加恶劣，因此对固体火箭的舱段结构进行研究更有意义。

为使固体火箭在运行过程中更可控、更能达到预期效果，如若能实时获取火箭舱段结构的振动载荷谱，并对载荷进行有效干预是解决此类问题行之有效的方法。

目前大型机械结构载荷谱的获取主要有两种方法：一是现场实测，即通过直接在大型机械结构危险截面粘贴应变片的方法以获取其载荷——时间历程(载荷谱)。这不仅需要耗费大量人力物力，而且对于火箭舱段而言，其运行环境较为极端且具有一次使用的特点，安装应变片获取载荷的方法难度极大，并且能够获取的数据极其有限。二是应用软件进行仿真，即根据实际的工作环境，将环境中的各种情况进行参数化、数模化，并且将这种参数化、数模化的数据进行回归，用一个或多个数学解析式进行表达。接着将环境变量、飞行参数等影响载荷的数据作为输入，代入拟合的解析式中进行求解，进而间接得到仿真的载荷谱，而火箭实际运行随机性很强，很难用一个确定的数学解析式来表达。

固体火箭舱段结构对强度和重量的要求极其严苛，目前火箭舱段均采用强量化的薄壁结构，存在在获取载荷谱试验时容易产生变形等问题。

技术实现要素：

本发明要解决的技术问题在于针对现有技术中的缺陷，提供一种固体火箭舱段结构振动载荷谱的获取方法。

本发明解决其技术问题所采用的技术方案是：一种固体火箭舱段结构振动载荷谱的获取方法，包括以下步骤：

1)通过仿真得到模拟振源载荷谱

1.1)建立固体火箭舱段结构的有限元模型

根据现有固体火箭舱段结构参数建立舱段结构模型，并据实分别给模型赋予相应材料属性，进行网格划分和模态分析；

1.2)获取环境参数，将获取的环境参数进行数学建模；所述环境参数包括火箭本身产生的各种载荷参数和外界环境产生的各种载荷参数，建模模型如下：

式(1)中，f(s)表示参数归化后的环境载荷，g(kisi)表示载荷归化函数，si表示第i种单一的环境载荷因素变量，ki表示第i种环境载荷对应的权重值，n表示有n种环境载荷；

式(1)中，

式(2)中，si表示第i种单一的环境载荷因素变量，u(tij)表示载荷特征变量函数，tij表示第i中环境载荷因素的第j种特征参数，kij表示第i中环境载荷因素的第j种特征参数对应的权重；

1.3)获取发动机工作参数；包括发动机的功率参数、转动参数和动力参数；

1.4)模拟生成发动机振动载荷谱和综合振源载荷谱；

输入步骤1.2数学建模生成的环境载荷参数，仿真模拟得到相应载荷谱；

2)通过对固体火箭舱段结构的振动模拟，对载荷进行实测；

2.1)根据步骤1)仿真模拟获得的发动机载荷谱和综合振源载荷谱估计对火箭舱段结构振动情况明显的位置；

2.2)根据步骤2.1)确定的位置按安装要求对称布置应变片；

2.3)进行振动测试，实测获得固体火箭舱段结构的振动载荷谱；

3)根据步骤2)的结果对模拟的振源载荷谱进行修正，编制固体火箭舱段结构振动载荷谱。

按上述方案，所述步骤2.3)中进行振动测试，具体如下：

固体火箭舱段的结构特征是分级结构，根据现有数据(存于火箭数据库的同型号火箭舱段级间铆合力数据)预估夹持力，并确定各级舱的夹持方向；然后按顺序对一级舱、二级舱以及三级舱进行振动测试，测试过程如下：

2.3.1)对各级舱段进行分段测试，并得到相关载荷谱：

在一级舱前段输入步骤1)中获取的发动机振动载荷z1，作为振源输入；在一级舱尾端贴应变片获取尾端振动载荷谱z2；夹持二级舱并在二级舱前段输入振动载荷z2；在二级舱尾端贴应变片获取尾端振动载荷谱z3；夹持三级舱并在三级舱前段输入振动载荷z3；在三级舱尾端贴应变片获取尾端振动载荷谱z4；

控制其他工艺参数一致性，在施加发动机振动载荷参数的基础上输入环境变量参数，环境变量参数为步骤1.2)建立的环境载荷f(s)，将f(s)和发动机振动参数作为振源输入分别对一级舱、二级舱以及三级舱进行振动测试，并获取载荷谱；

2.3.2)拆掉级间段夹具进行舱段总成振动测试

拆掉级间段夹具，铆合一级与二级间级间段，铆合二级与三级间级间段，形成三级舱段总成。

在一级舱段前段输入发动机载荷参数，在舱段表面输入环境变量载荷f(s)；在危险截面贴应片获取对应位置的载荷谱。

按上述方案，所述步骤2.3)振动实测时添加用于减小测试时薄壁结构变形的支撑结构。

按上述方案，所述步骤3)对模拟的综合振源载荷谱进行修正，编制固体火箭舱段结构振动载荷谱；具体如下：

3.1)根据步骤1)得到模拟的综合振源载荷谱；

3.2)根据步骤2)获得实际的载荷谱；

3.3)对比步骤1)和步骤2)的载荷参数，进行数学优化处理：处理过程为假定仿真结果与实测结果的差值为△，当△大于预定值时调整仿真模型参数(参数变化根据载荷特征参数调整)，循环仿真过程；直到当△值小于预定值时优化结束，得到最优仿真模型；

3.4)根据最终的优化载荷参数，得到火箭舱段结构振动载荷谱。

本发明产生的有益效果是：本发明采用“分级+总成测试”和“模拟+实测”模式获取的载荷谱能够对实际的火箭振动载荷进行预测，为节约航天领域一次性使用的火箭舱段试验材料提供了一种行之有效的方法。

附图说明

下面将结合附图及实施例对本发明作进一步说明，附图中：

图1是本发明实施例的结构示意图；

图2为应变片电路模块图。

具体实施方式

为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合实施例，对本发明进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。

如图1所示，本发明提出的关于固体火箭舱段结构振源载荷谱获取方法的技术方案是：运用云端边缘计算实现“实测——调控——模拟”的集成设计，以获取高可信度的振源载荷谱。主要以下分为三个步骤：1、通过软件仿真得到模拟振源载荷谱；2、通过技术手段对载荷进行实测，并进行边缘计算；3、对振源载荷谱进行对比修正处理并编制振源载荷谱。

所述步骤1是通过软件仿真得到模拟的载荷谱，其具体实施步骤如下：

1.1建立有限元模型

首先选用合适的有限元分析软件，类如ansys、abaqus等专业的有限元分析软件。

进一步地，根据现有固体火箭舱段结构参数建立舱段结构模型。并据实分别给模型赋予相应材料属性(一般选材为碳基复合材料)。

进一步地，根据模型的特性对模型进行网格划分，网格划分属性选择结构属性，并对重要部位进行子模型处理，划分更为细致的网格。

进一步地，对附定属性的模型进行模态分析，得到其相应的模型共振频率，阶数由现有技术决定。

1.2获取环境参数

首先获取火箭本身自己产生的各种载荷——飞行速度、发动机振动参数、级间段接触等参数，这些参数由地面实验提供，并整合仿真数据进行优化处理得到最优的参数数据。

进一步地，获取外界环境产生的各种载荷——空气阻尼、大气温度、大气湿度、风速、大气层压差等参数。

进一步地，将获取的环境参数进行建模，形成统一的载荷数学模型，并对其进行回归，将回归得到的数据以参数的形式输出。

本发明建立的模型是“载荷——环境参数”模型，即

式(1)中，f(s)表示参数归化后的环境载荷，g(kisi)表示载荷归化函数，si表示第i种单一的环境载荷因素变量，ki表示第i种环境载荷对应的权重值，n表示有n种环境载荷；

式(1)中，

式(2)中，si表示第i种单一的环境载荷因素变量，u(tij)表示载荷特征变量函数，tij表示第i中环境载荷因素的第j种特征参数，kij表示第i中环境载荷因素的第j种特征参数对应的权重；

为方便本实施例更好地表达，本发明将提取几个重要的环境参数进行描述。假设本发明关心的环境载荷分别是风载荷和冷空气载荷，那么i＝1，2,其中1代表风载荷，2代表冷空气载荷。以风载荷为例，则影响风载荷的特征参数分别有风力、风速、风向、风温、风流等，此时j＝1,2,3,4,5，其中1代表风力，2代表风速，3代表风向，4代表风温，5代表风流。最后根据模型输入参数，得到归化的载荷。

1.3获取发动机工作参数

根据发动机铭牌，获取发动机的功率参数、转动参数、动力参数等等，间接得到其转动惯量等物理参数。

1.4模拟生成发动机振动载荷谱和综合振源载荷谱

对步骤1.3获取的发动机参数进行数学建模，并通过相关仿真软件将其统一为载荷信息，并将其以载荷谱形式输出。

对步骤1.1生成的模型进行分析步处理、相关性处理；

进一步地，输入步骤1.2数学建模生成的环境载荷参数；

进一步地，对模型进行场输出、历程输出处理；

进一步地，对模型进行作业管理并提交；

进一步地，得到仿真模拟的载荷谱；

进一步地，循环所述步骤，并进行参数优化，得到载荷谱。

所述步骤2是通过技术手段对载荷进行实测，其具体实施步骤如下：

2.1选择应变片

本发明选择电阻应变片，电阻应变片的原理是由于固体火箭舱段在振动的时候产生微小的变形，导致应变片上下两极自由基距离发生变化而使应变片产生微小的电阻变化，这个微小的变化导致通过电流产生微小变化，这个变化经过放大器的放大处理将微观电子宏观化，最后通过“电流——位移”数据还原进而得到相应载荷。

2.2应变片安装位置选择

首先根据仿真模拟的数据对火箭舱段结构振动情况较为明显的位置进行预估计，为了使得到的数据更加有说服力尽可能多的仿真数据。

进一步地，对振动情况进行分级处理，本发明预分为三级。分别为：振动最为明显为a级，其次为b级，最后为c级。分级标准为振动幅值与频率乘积控制在一定范围内的分为一级，低于可分析阈值的振动情况不予分级处理。

进一步地，在危险截面对称布置应变片，安装要求是6×60°配置，每级的安装规格相同。

2.3应变片电路设计

首先确定电源为3.7v安全电压电路源；

进一步地，固定各个元器件；

进一步地，烧结电路；

进一步地，测试电流放大器、显示器等元器件。

2.4模块设置

如图2所示，电路模块分为应变电路测量模块、信号放大处理模块、信号处理模块、电源模块、参数接收模块。

所述电源模块，是直流电流，专为应变电路测量模块、信号放大处理模块、信号处理模块提供电源。

所述应变电路测量模块，电信号接收模块，用来接收应变片因阻值变化而产生的微小电信号变化；

所述电信号扩大模块，用来扩大接收应变测量模块产生的微小电信号变化，并将这个变化乘以一个对应指数，得到扩大后的电信号；

所述信号处理模块，用来将扩大后的电信号还原为“电流——位移”参数，最后将位移量以载荷形式输出；

所述参数接收模块，是接收信号处理模块产生的载荷参数，并将这个载荷输出到云端处理器中。

所述步骤3是对振源载荷进行修正并编制振源载荷谱，具体实施步骤如下：

1)根据步骤1得到模拟的综合振源载荷谱；

2)根据步骤2获得实际的载荷谱；

3)对比步骤1和步骤2的载荷参数，进行数学优化处理：处理过程为假定仿真结果与实测结果的差值为△，当△大于预定值时调整仿真模型参数(参数变化根据载荷特征参数调整)，循环仿真过程；直到当△值小于预定值时优化结束，得到最优仿真模型；

4)根据最终的优化载荷参数，得到火箭舱段结构振动载荷谱。

如图1所示，本发明为解决舱段结构振动复杂情况提出的改进技术方案：“分级分段测试+总成测试”。

所述改进技术方案包含下面几个步骤：

1、获取原技术方案中步骤1.4的发动机振动载荷谱

2、根据固体火箭舱段结构特征设计夹持方案

固体火箭舱段的结构特征是分级结构，级与级之间采用级间段铆接方式，本发明就某型三级箭设计六爪夹持结构。

进一步地，根据现有数据预估夹持力，并确定夹持方向。

3、按顺序对一级舱、二级舱以及三级舱进行振动测试

首先在一级舱前段输入步骤1获取的发动机振动载荷z1，作为振源输入；

进一步地，在一级舱尾端贴应变片获取尾端振动载荷谱z2；

进一步地，夹持二级舱并在二级舱前段输入振动载荷z2；

进一步地，在二级舱尾端贴应变片获取尾端振动载荷谱z3；

进一步地，夹持三级舱并在三级舱前段输入振动载荷z3；

进一步地，在三级舱尾端贴应变片获取尾端振动载荷谱z4。

4、输入环境变量对一级舱、二级舱以及三级舱进行振动测试，并获取载荷谱

获取技术方案一中步骤1.2仿真得到的环境影响载荷；

进一步地，在步骤3的基础上添加环境影响载荷；

进一步地，对三级舱段进行分段测试，并得到相关载荷谱。

5、拆掉级间段夹具进行舱段总成振动测试

首先，拆掉模拟级间段连接的夹具；

进一步地，装配三级火箭；

进一步地，在一级前段输入发动机载荷，在相应位置输入环境变量载荷；

进一步地，在危险截面贴应片获取对应位置的载荷谱。

最后，编写对应程序，自动生成载荷谱。

应当理解的是，对本领域普通技术人员来说，可以根据上述说明加以改进或变换，而所有这些改进和变换都应属于本发明所附权利要求的保护范围。