一种运载火箭管路补偿器刚度阵计算方法与流程

本发明涉及管路补偿器试验的领域，具体涉及一种运载火箭管路补偿器刚度阵计算方法。
背景技术：
：运载火箭在工作过程中，由于推进剂和增压气体温度变化及结构受力引起管路相对位移等方面的影响，火箭管路系统一般都设置补偿器。补偿器可以作为火箭管路系统径向、轴向和角度偏差的补偿，也能对振动和水击能量作部分吸收和隔离。相对于一般工业用管路补偿器，运载火箭用补偿器需考虑安装空间及产品重量等因素，钢丝网套补偿器能较好满足运载火箭的使用要求，获得广泛的应用。管路设计分析和试验验证过程中，补偿器的刚度性能是一项重要的影响因素，而钢丝网套补偿器在补偿器受拉和弯曲状态下仿真分析比较困难。目前，国内暂时还没有一种高精度的分析以及数值模拟方法，因此网套补偿器的刚度阵的计算方法十分重要。鉴于此，亟需设计快速计算补偿器刚度阵并且能满足轴向和横向刚度测试需求的运载器火箭管路补偿器刚度阵计算方法。技术实现要素：本发明的目的在于克服现有技术的不足，提供一种运载器火箭管路补偿器刚度阵计算方法。本发明提供一种运载火箭管路补偿器刚度阵计算方法，所述方法包括以下步骤：拉伸试验机轴向拉压单个补偿器，获得轴向载荷-位移曲线c1；根据所述轴向载荷-位移曲线c1获得轴向刚度k11，进一步得到等效弹性模量e；拉伸试验机压缩相对称放置的两组补偿器，横向位移的试验数据逐渐增大，记录每次试验过程中的横向位移-载荷曲线c2；基于所述横向位移-载荷曲线c2及所述等效弹性模量e，获得补偿器等效截面惯性矩i；根据所述等效弹性模量e、所述等效截面惯性矩i及补偿器几何参数确定侧向刚度和弯曲刚度的刚度阵。根据本发明的一个实施例，所述拉伸试验机压缩相对称放置的两组补偿器包括：所述拉伸试验机的加载速率选择在1mm/min-2mm/min之间。根据本发明的一个实施例，所述横向位移的试验数据逐渐增大包括：所述横向位移的数据至少分为第一横向位移、第二横向位移，所述第一横向位移选择在3mm-10mm之间，所述第二横向位移选择在10mm-25mm之间。根据本发明的一个实施例，所述根据所述轴向载荷-位移曲线c1获得轴向刚度k11包括：利用补偿器刚度的非线性特性，通过所述轴向位移-载荷曲线c1的值得到轴向刚度k11。根据本发明的一个实施例，所述根据所述轴向载荷-位移曲线c1获得轴向刚度k11，进一步得到等效弹性模量e包括：根据所述轴向刚度k11计算所述等效弹性模量e；利用公式f＝e*a*δl/l0，其中f为拉伸试验机的载荷，a为补偿器截面积，δl为轴向位移，l0为单个补偿器的长度。根据本发明的一个实施例，所述基于所述横向位移-载荷曲线c2及所述等效弹性模量e，获得补偿器等效截面惯性矩i包括：根据所述等效弹性模量e、计算等效截面惯性矩i；利用公式d＝fl^3/(156ei)，其中d为横向位移，l为两组偿器的长度。根据本发明的一个实施例，所述根据所述等效弹性模量e、所述等效截面惯性矩i及补偿器几何参数确定侧向刚度和弯曲刚度的刚度阵包括：根据所述等效弹性模量e和所述等效截面惯性矩i计算侧向刚度k22、k33，利用公式k22＝12ei/l^3，k33＝k22。根据本发明的一个实施例，所述根据所述等效弹性模量e、所述等效截面惯性矩i及补偿器几何参数确定侧向刚度和弯曲刚度的刚度阵包括：根据所述等效弹性模量e和所述等效截面惯性矩i计算侧向刚度k26、k35，利用公式k26＝6ei/l^2，k26＝k35。根据本发明的一个实施例，所述根据所述等效弹性模量e、所述等效截面惯性矩i及补偿器几何参数确定侧向刚度和弯曲刚度的刚度阵包括：根据所述等效弹性模量e和所述等效截面惯性矩i计算弯曲刚度k55、k66，利用公式k55＝4ei/l，k55＝k66。根据本发明的一个实施例，所述方法还包括：通过扭转试验得到扭转刚度k44，从而获得补偿器耦合刚度6x6矩阵。根据该运载火箭管路补偿器刚度阵计算方法通过轴向刚度值计算出侧向刚度值和弯曲刚度值，该方法能够快速得到各个维度的刚度值，解决了通过补偿器组件耦合刚度获取单个补偿器轴向刚度的难题，且方便工程师查看补偿器的各个性能。应了解的是，上述一般描述及以下具体实施方式仅为示例性及阐释性的，其并不能限制本发明所欲主张的范围。附图说明下面的附图是本发明的说明书的一部分，其绘示了本发明的示例实施例，所附附图与说明书的描述一起用来说明发明的原理。图1是本发明一个实施例的运载火箭管路补偿器刚度阵计算方法的示意图。具体实施方式下面将详细描述本发明的各个方面的特征和示例性实施例，为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及具体实施例，对本发明进行进一步详细描述。应理解，此处所描述的具体实施例仅被配置为解释本发明，用于示例性的说明本发明的原理，并不被配置为限定本发明。另外，附图中的机构件不一定是按照比例绘制的。例如，可能对于其他结构件或区域而放大了附图中的一些结构件或区域的尺寸，以帮助对本发明实施例的理解。下述描述中出现的方位词均为图中示出的方向，并不是对本发明实施例的具体结构进行限定。在本发明的描述中，需要说明的是，除非另有说明，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连。对于本领域的普通技术人员而言，可视具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。此外术语“包括”、“包含”“具有”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素结构件或组件不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出或固有的属于结构件、组件上的其他机构件。在没有更多限制的情况下，由语句“包括……”限定的要素，并不排除在包括要素的物品或者设备中还存在另外的相同要素。诸如“下面”、“下方”、“在…下”、“低”、“上方”、“在…上”、“高”等的空间关系术语用于使描述方便，以解释一个元件相对于第二元件的定位，表示除了与图中示出的那些取向不同的取向以外，这些术语旨在涵盖器件的不同取向。另外，例如“一个元件在另一个元件上/下”可以表示两个元件直接接触，也可以表示两个元件之间还具有其他元件。此外，诸如“第一”、“第二”等的术语也用于描述各个元件、区、部分等，并且不应被当作限制。类似的术语在描述通篇中表示类似的元件。对于本领域技术人员来说，本发明可以在不需要这些具体细节中的一些细节的情况下实施。下面对实施例的描述仅仅是为了通过示出本发明的示例来提供对本发明更好的理解。图1是本发明一个实施例的运载火箭管路补偿器刚度阵计算方法的示意图。本发明提供一种运载火箭管路补偿器刚度阵计算方法，方法包括以下步骤：s101，拉伸试验机轴向拉压单个补偿器，获得轴向载荷-位移曲线c1；s102，根据轴向载荷-位移曲线c1获得轴向刚度k11，进一步得到等效弹性模量e；s103，拉伸试验机压缩相对称放置的两组补偿器，横向位移的试验数据逐渐增大，记录每次试验过程中的横向位移-载荷曲线c2；s104，基于横向位移-载荷曲线c2及等效弹性模量e，获得补偿器等效截面惯性矩i；s105，根据等效弹性模量e、等效截面惯性矩i及补偿器几何参数确定侧向刚度和弯曲刚度的刚度阵。具体地，拉伸试验机轴向拉压单个补偿器，获得轴向载荷-位移曲线c1；根据轴向载荷-位移曲线c1获得轴向刚度k11，进一步得到等效弹性模量e；拉伸试验机压缩相对称放置的两组补偿器，横向位移的试验数据逐渐增大，记录每次试验过程中的横向位移-载荷曲线c2；基于横向位移-载荷曲线c2及等效弹性模量e，获得补偿器等效截面惯性矩i；根据等效弹性模量e、等效截面惯性矩i及补偿器几何参数确定侧向刚度和弯曲刚度的6x6的6阶刚度阵。根据本发明的一个实施例，基于轴向位移-载荷曲线c1获得轴向刚度k11包括：利用补偿器刚度的非线性特性，通过轴向位移-载荷曲线c1的值得到轴向刚度k11。由于运载火箭管路补偿器的非线性作用，其刚度呈现非线性特性，因此补偿器的轴向刚度k11可以利用轴向刚度试验获得，基于轴向刚度试验中的轴向位移-载荷曲线c1获得轴向刚度k11。如表格1-1所示，补偿器的整个刚度阵是由轴向刚度k11，两个第一侧向刚度k22、k26，两个第二侧向刚度k33、k35，两个第一弯曲刚度k35、k55，两个第二弯曲刚度k26、k66组成，具体如表格1-1。其中，两个第一侧向刚度k22、k26，两个第二侧向刚度k33、k35，两个第一弯曲刚度k35、k55，两个第二弯曲刚度k26、k66，以上刚度值都是通过轴向刚度k11，等效弹性模量e、等效截面惯性矩i及补偿器的几何参数计算得出。轴向刚度第一侧向刚度第二侧向刚度第一弯曲刚度第二弯曲刚度k11k22k26k33k35k35k55k26k66表格1-1根据本发明的一个实施例，拉伸机轴向拉压单个补偿器，然后拉伸试验机横向压缩相对称放置的两组补偿器包括：拉伸试验机的加载速率选择在1mm/min-2mm/min之间。在本实施例中，拉伸试验机的试验加载速率在1mm/min-2mm/min之间选择，保证拉伸试验机作用到补偿器的过程稳定可靠。根据本发明的一个实施例，对于轴向位移试验，先轴向压缩然后待恢复自由状态接近无变形后再进行拉伸试验；横向位移的试验数据逐渐增大直至破坏补偿器包括：横向位移的数据至少分为第一横向位移、第二横向位移，第一横向位移选择在3mm-10mm之间，第二横向位移选择在10mm-25mm之间。其中，试验先反复进行3次位移为第一横向位移的试验，分别记录3次试验的位移-载荷曲线；试验后再反复进行3次位移为第二横向位移的试验，分别记录3次试验的位移-载荷曲线。第一横向位移小于第二横向位移，第一横向位移选择在3mm-10mm之间，第二横向位移选择在10mm-25mm之间。作为另一种实施例，在进行了第一横向位移和第二横向位移的测试后，试验通过后进行极限加载至产品破坏或试验机与产品干涉，记录位移-载荷曲线。根据本发明的一个实施例，根据本发明的一个实施例，根据轴向载荷-位移曲线c1获得轴向刚度k11，进一步得到等效弹性模量e包括：根据轴向刚度k11计算等效弹性模量e；利用公式f＝e*a*δl/l0，其中f为拉伸试验机的载荷，a为补偿器截面积，δl为轴向位移，l0为单个补偿器的长度。具体地，根据补偿器的工作范围，根据轴向刚度k11进行等效弹性模量e的推算，利用公式f＝e*a*δl/l0，其中f为拉伸试验机的载荷，a为补偿器截面积，δl为轴向位移，l0为单个补偿器的长度。根据本发明的一个实施例，基于横向位移-载荷曲线c2及等效弹性模量e，获得补偿器等效截面惯性矩i包括：根据等效弹性模量e、计算等效截面惯性矩i；利用公式d＝fl^3/(156ei)，其中d为横向位移，l为两组偿器的长度。根据本发明的一个实施例，根据等效弹性模量e、等效截面惯性矩i及补偿器几何参数确定侧向刚度和弯曲刚度的刚度阵包括：根据等效弹性模量e和等效截面惯性矩i计算侧向刚度k22、k33，利用公式k22＝12ei/l^3，k33＝k22。根据本发明的一个实施例，根据等效弹性模量e、等效截面惯性矩i及补偿器几何参数确定侧向刚度和弯曲刚度的刚度阵包括：根据等效弹性模量e和等效截面惯性矩i计算侧向刚度k26、k35，利用公式k26＝6ei/l^2，k26＝k35。根据本发明的一个实施例，根据等效弹性模量e、等效截面惯性矩i及补偿器几何参数确定侧向刚度和弯曲刚度的刚度阵包括：根据等效弹性模量e和等效截面惯性矩i计算弯曲刚度k55、k66，利用公式k55＝4ei/l，k55＝k66。具体地，根据运载火箭管路补偿器的几何长度和梁单元刚度耦合关系，利用轴向刚度k11计算得出等效弹性模量e和等效截面惯性矩i，可以通过上述公式计算出第一侧向刚度k22、k26，第二侧向刚度k33、k35，第一弯曲刚度k55、第二弯曲刚度k66的值。根据本发明的一个实施例，运载火箭管路补偿器刚度阵计算方法还包括：通过扭转试验得到扭转刚度k44，从而获得补偿器耦合刚度6x6的6阶矩阵。具体地，运载火箭管路补偿器刚度阵还包括扭转刚度k44，该扭转刚度值通过补偿器的扭转试验可以得出，从而获得补偿器耦合刚度6x6的6阶刚度矩阵。如表格1-2所示，整个刚度矩阵围绕扭转刚度发散开来，工程师通过该运载火箭管路补偿器刚度阵能够迅速了解补偿器的各种性能，该方法能够快速得到各个维度的刚度值，解决了通过补偿器组件耦合刚度计算刚度矩阵的难题。表格1-2以上仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。当前第1页12