[发明专利]面对称再入飞行器结构静力试验载荷设计的最小二乘方法

说明书

本发明公开了一种面对称再入飞行器结构静力试验载荷设计的最小二乘方法分为四个步骤：第一步，根据输入的六分量形式的站位气动载荷和站位质量形式的质量分布，计算分段六分量形式的气动力和惯性力及其合力；第二步，根据分段六分量形式合力，给出分段等效载荷的大小和等效作用位置的最小二乘解；第三步，根据分段等效载荷的大小和等效作用位置，利用杠杆分配原理，给出站位等效载荷的“两点挑”求解方法，得到了站位三分量形式等效加载力大小及其等效作用位置；第四步，利用分段等效载荷和站位等效载荷，求出加载站位的力矩偏差，以进行载荷评价。本发明实现了面对称再入飞行器结构静力试验载荷的高精度快速设计，便于静力试验设计人员使用。

技术领域

本发明属于飞行器结构静力试验领域，尤其涉及一种面对称再入飞行器结构静力试验载荷设计的最小二乘方法。

背景技术

面对称再入飞行器的再入段为无动力有控飞行，飞行马赫数范围较飞机大，气动升/阻比和机动能力均介于飞机和导弹之间。其飞行剖面与飞机和导弹均有显著区别。面对称再入飞行器的全飞行器结构静力试验是在试验室条件下，用试验装置再现载荷及边界条件，研究飞行器结构静强度和静刚度的试验。结构静力试验是验证结构形式的合理性和结构静力分析正确性的重要手段。静力试验精度要求高、载荷类型多、载荷量值大，是考核结构系统的大型地面试验之一。静力试验设计是静力试验的首要工作，载荷设计是静力试验设计的核心工作之一，载荷设计方法的好坏在一定程度上决定了静力试验的测试覆盖性。面对称再入飞行器结构静力载荷的输入主要有气动力、惯性力和集中力等3种。其中，气动力和惯性力为分布力。气动力一般分站给出六分量力形式的轴力、剪力和弯矩载荷，常以站位质心为参考点，从单侧或双侧积分得到。惯性力则以分站质量的形式给出质量分布并以过载系数的形式给出飞行器过载。航天常用的静力试验“端面载荷方法”一般分舱段给出上下端面的轴力、弯矩和剪力载荷，试验实施中常通过过渡舱段把下端面固定在地面上，在上端面上通过过渡舱段和加力帽施加轴力、弯矩和剪力载荷。该方法试验载荷设计和实施简单，在导弹、火箭等舱段界面清晰的舱段静力试验中得到广泛应用。面对称飞行器的舱段无明晰界限，静力试验无法分段实施，端面载荷方法明显不适用。航空以“多点挑”为代表的载荷等效方法实现了气动分布载荷直接向静力试验节点载荷的转化，在全机静力试验中得到广泛应用。该方法在数据处理过程中，假设气动力加载于平面上且加载力方向均垂直于该平面。由于翼面的边缘及机身均明显非平面，“多点挑”方法有明显的方法误差。加上，“多点挑”为代表的载荷等效方法直接处理大量的气动数据，计算量较大，往往需要定制专业的软件。面对称再入飞行器机身的气动力可占整个飞行器的1/3～1/2，“多点挑”为代表的载荷等效方法已不能满足静力试验载荷精度要求。目前还未看到公开的面对称再入飞行器高精度静力试验载荷设计方法。

发明内容

本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供了一种面对称再入飞行器结构静力试验载荷设计的最小二乘方法，主要解决的问题包括：根据输入的六分量形式的站位气动载荷和站位质量形式的质量分布，计算分段六分量形式的气动力和惯性力及其合力；根据分段六分量形式合力，给出分段等效载荷的大小和等效作用位置的最小二乘解；根据分段等效载荷的大小和等效作用位置，利用杠杆分配原理，给出站位等效载荷的“两点挑”求解方法，得到了站位三分量形式等效加载力大小及其等效作用位置；利用分段等效载荷和站位等效载荷，求出加载站位的力矩偏差，以进行载荷评价。本发明实现了面对称再入飞行器试验载荷的高精度快速设计，便于静力试验设计人员使用。