[发明专利]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

说明书

技术领域

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

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。

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。

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

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。

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：

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。

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。

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。

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。

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。

优选地，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＝[Q_x Q_y N_z M_x M_y T_z]^T，其中：Q_x和Q_y分别为x方向、y方向剪力，N_z为轴力，M_x和M_y分别为x方向、y方向弯矩，T_z为扭矩，则，薄壁环受到的正应力σ为