【技术实现步骤摘要】
本说明书涉及可回收火箭领域，更具体地说，本申请涉及一种可回收火箭支腿载荷确定的方法及相关设备。
技术介绍
1、随着世界航天进入大规模互联网星座、太空资源开发利用、载人月球探测等为代表的新阶段，各国正在实施和规划大规模星座计划、载人月球探测计划、载人火星探测、地月空间经济圈等，进入空间规模需求快速增长。若采用一次性运载火箭实施发射任务，对发射成本和运载火箭产能将是巨大挑战。重复使用是降低发射成本的的应对产能需求的必要选择。
2、带回收支腿的重复使用火箭是常见的回收火箭形式，通过着陆支撑机构垂直着陆，实现箭体的部分回收。通过支腿对速度进行缓冲，降低过载和载荷，避免对回收箭体和单机产生损伤。如何对精确确定支腿的载荷成为了设计可回收火箭支腿的关键。
技术实现思路
1、在
技术实现思路
部分中引入了一系列简化形式的概念，这将在具体实施方式部分中进一步详细说明。本申请的
技术实现思路
部分并不意味着要试图限定出所要求保护的技术方案的关键特征和必要技术特征，更不意味着试图确定所要求保护的技术方案的保护范围。
2、第一方面，本申请提出一种可回收火箭支腿载荷确定的方法，上述方法包括：
3、获取预设数量的应变片对应的应变数据，其中，上述应变片贴合在目标支腿上的预设位置；
4、基于上述应变数据和上述目标支腿的物理参数确定上述预设位置对应的实测信息，其中，上述实测信息包括截面轴力实测信息和弯矩实测信息；
5、通过刚柔耦合动力学模型获取预设位置对应的仿真信
6、调整上述刚柔耦合动力学模型至上述实测信息和上述仿真信息的信息误差小于预设误差，以获取目标仿真模型；
7、基于上述目标仿真模型获取上述目标支腿在不同工况下的载荷信息。
8、在一种实施方式中，上述预设数量为4，每两个上述应变片在预设位置对应截面上投影之间的角度为90度，每个上述应变片的安装方向与上述目标支腿的轴线平行，两个上述应变片在径向方向上的连线与上述目标支腿对应的连接转轴的轴线平行。
9、在一种实施方式中，上述物理参数包括横截面积、弹性模量、转动惯量和外径，上述应变数据包括第一应变片应变数据、第二应变片应变数据、第三应变片应变数据和第四应变片应变数据，上述弯矩实测信息包括绕z轴弯矩实测信息和绕y轴弯矩实测信息
10、上述基于上述应变数据和上述目标支腿的物理参数确定上述预设位置对应的实测信息，包括：
11、根据上述第一应变片应变数据、上述第二应变片应变数据、上述第三应变片应变数据和上述第四应变片应变数据、上述弹性模量和上述截面面积确定上述截面轴力实测信息；
12、根据上述转动惯量、上述弹性模量、上述外径、上述第一应变片应变数据和上述第三应变片应变数据确定上述弯矩实测信息，其中，第一应变片和第三应变片为在径向方向上的连线与上述目标支腿对应的连接转轴的轴线平行的应变片；
13、根据上述转动惯量、上述弹性模量、上述外径、上述第二应变片应变数据和上述第四应变片应变数据确定上述弯矩实测信息，其中，第二应变片和第四应变片为在径向方向上的连线与上述目标支腿对应的连接转轴的轴线垂直的应变片。
14、在一种实施方式中，根据下式求取上述截面轴力实测信息t、绕z轴弯矩实测信息mz和绕y轴弯矩实测信息my:
15、
16、
17、
18、其中，ε0为上述第一应变片应变数据、ε90为上述第二应变片应变数据、ε180为上述第三应变片应变数据和ε270为上述第四应变片应变数据，e为上述弹性模量、iz为绕z轴的转动惯量，iy为绕y轴的转动惯量，r为上述外径。
19、在一种实施方式中，上述调整上述刚柔耦合动力学模型至上述实测信息和上述仿真信息的信息误差小于预设误差，以获取目标仿真模型，包括：
20、构建刚体动力学模型，其中，上述刚体动力学模型包括可回收火箭本体刚体模型和可回收火箭支腿刚体模型；
21、基于上述可回收火箭刚体模型调整上述可回收火箭刚体模型的第一参数，以使上述实测信息和上述仿真信息的信息误差至第一误差范围内；
22、构建刚柔耦合动力学模型，其中，上述刚柔动力学模型包括可回收火箭本体刚体模型和可回收火箭支腿柔体模型；
23、基于上述刚柔耦合动力学模型调整第二参数，以使上述实测信息和上述仿真信息的信息误差至第二误差范围内，以获取上述目标仿真模型，其中，上述第二误差范围内的任意数值均小于上述第一误差范围内的任意数值。
24、在一种实施方式中，上述第一参数包括足垫与地面的碰撞刚度和碰撞阻尼，上述第二参数包括初始充压、流量系数和摩擦系数。
25、在一种实施方式中，上述方法还包括：
26、调整支腿柔性体的阻尼系数，以调整上述目标仿真模型的收敛速度。
27、第二方面，本申请还提出一种可回收火箭支腿载荷确定装置，包括：
28、第一获取单元，用于获取预设数量的应变片对应的应变数据，其中，上述应变片贴合在目标支腿上的预设位置；
29、确定单元，用于基于上述应变数据和上述目标支腿的物理参数确定上述预设位置对应的实测信息，其中，上述实测信息包括截面轴力实测信息和弯矩实测信息；
30、第二获取单元，用于通过刚柔耦合动力学模型获取预设位置对应的仿真信息，其中，上述仿真信息包括截面轴力仿真信息和弯矩仿真信息；
31、第三获取单元，用于调整上述刚柔耦合动力学模型至上述实测信息和上述仿真信息的信息误差小于预设误差，以获取目标仿真模型；
32、第四获取单元，用于基于上述目标仿真模型获取上述目标支腿在不同工况下的载荷信息。
33、第三方面，一种电子设备，包括：存储器、处理器以及存储在上述存储器中并可在上述处理器上运行的计算机程序，上述处理器用于执行存储器中存储的计算机程序时实现如上述的第一方面任一项的可回收火箭支腿载荷确定的方法的步骤。
34、第四方面，本申请还提出一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，上述计算机程序被处理器执行时实现第一方面上述任一项的可回收火箭支腿载荷确定的方法。
35、综上，本申请实施例的可回收火箭支腿载荷确定的方法包括：获取预设数量的应变片对应的应变数据，其中，上述应变片贴合在目标支腿上的预设位置；基于上述应变数据和上述目标支腿的物理参数确定上述预设位置对应的实测信息，其中，上述实测信息包括截面轴力实测信息和弯矩实测信息；通过刚柔耦合动力学模型获取预设位置对应的仿真信息，其中，上述仿真信息包括截面轴力仿真信息和弯矩仿真信息；调整上述刚柔耦合动力学模型至上述实测信息和上述仿真信息的信息误差小于预设误差，以获取目标仿真模型；基于上述目标仿真模型获取上述目标支腿在不同工况下的载荷信息。本申请实施例提出的可回收火箭支腿载荷确定方法，该方案结合了实测数据和仿真数本文档来自技高网...
【技术保护点】
1.一种可回收火箭支腿载荷确定方法，其特征在于，包括：
2.根据权利要求1所述的可回收火箭支腿载荷确定方法，其特征在于，所述预设数量为4，每两个所述应变片在预设位置对应截面上投影之间的角度为90度，每个所述应变片的安装方向与所述目标支腿的轴线平行，两个所述应变片在径向方向上的连线与所述目标支腿对应的连接转轴的轴线平行。
3.根据权利要求2所述的可回收火箭支腿载荷确定方法，其特征在于，所述物理参数包括横截面积、弹性模量、转动惯量和外径，所述应变数据包括第一应变片应变数据、第二应变片应变数据、第三应变片应变数据和第四应变片应变数据，所述弯矩实测信息包括绕Z轴弯矩实测信息和绕Y轴弯矩实测信息，
4.根据权利要求3所述的可回收火箭支腿载荷确定方法，其特征在于，根据下式求取所述截面轴力实测信息T、绕Z轴弯矩实测信息Mz和绕Y轴弯矩实测信息My:
5.根据权利要求1所述的可回收火箭支腿载荷确定方法，其特征在于，所述调整所述刚柔耦合动力学模型至所述实测信息和所述仿真信息的信息误差小于预设误差，以获取目标仿真模型，包括：
6.根据权利要
7.根据权利要求5所述的可回收火箭支腿载荷确定方法，其特征在于，还包括：
8.一种可回收火箭支腿载荷确定装置，其特征在于，包括：
9.一种电子设备，包括：存储器和处理器，其特征在于，所述处理器用于执行存储器中存储的计算机程序时实现如权利要求1-7中任一项所述的可回收火箭支腿载荷确定的方法的步骤。
10.一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，其特征在于：所述计算机程序被处理器执行时实现如权利要求1-7中任一项所述的可回收火箭支腿载荷确定的方法。
...【技术特征摘要】
1.一种可回收火箭支腿载荷确定方法，其特征在于，包括：
2.根据权利要求1所述的可回收火箭支腿载荷确定方法，其特征在于，所述预设数量为4，每两个所述应变片在预设位置对应截面上投影之间的角度为90度，每个所述应变片的安装方向与所述目标支腿的轴线平行，两个所述应变片在径向方向上的连线与所述目标支腿对应的连接转轴的轴线平行。
3.根据权利要求2所述的可回收火箭支腿载荷确定方法，其特征在于，所述物理参数包括横截面积、弹性模量、转动惯量和外径，所述应变数据包括第一应变片应变数据、第二应变片应变数据、第三应变片应变数据和第四应变片应变数据，所述弯矩实测信息包括绕z轴弯矩实测信息和绕y轴弯矩实测信息，
4.根据权利要求3所述的可回收火箭支腿载荷确定方法，其特征在于，根据下式求取所述截面轴力实测信息t、绕z轴弯矩实测信息mz和绕y轴弯矩实测信息my:
5.根据权利要求1所述的可回...
【专利技术属性】
技术研发人员：刘访，刘重洋，黄陈哲，周前坤，田鹏宇，汪焱，兰薇薇，郑洪伟，杨跃，马道远，崔敏亮，
申请(专利权)人：航天科工火箭技术有限公司，
类型：发明
国别省市：
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