【技术实现步骤摘要】
本专利技术属于运载火箭，涉及本专利技术涉及一种运载火箭飞行试验主舱段载荷高效评估方法。
技术介绍
1、当前运载火箭的载荷设计环节没有实现闭环，难以对火箭结构的设计载荷进行裕度分析。运载火箭飞行试验载荷评估成为了解决上述问题的关键，可以通过在箭体上设置载荷测量桥路，直接测量飞行试验状态的载荷，但此方法前期准备时间长、涉及专业多，实施过程较为复杂。或者可以利用模型缩减方法将运载火箭简化为具有集中质量的多自由度系统，测量每个集中质量系统的加速度，最后利用达朗贝尔原理将各截面的惯性力进行累加，得到截面载荷，此方法需要测量多位置的加速度信息，会增加运载火箭的系统复杂度、可靠性及成本，难以实际应用。本专利技术利用运载火箭本身的遥测数据，及火箭箭体特征参数进行了运载火箭飞行试验主舱段载荷的高效评估。
技术实现思路
1、本专利技术解决的技术问题是：克服现有技术的不足，本专利技术提出了一种运载火箭飞行试验主舱段载荷评估方法，分别考虑了准静态载荷和动态载荷的评估方法，通过遥测数据分析技术实现了运载火箭飞行试验主舱段载荷的高效评估。
2、本专利技术解决技术的方案是：一种运载火箭飞行试验主舱段载荷评估方法，该方法包括如下步骤：
3、s1、从运载火箭飞行试验结果中，获取惯组加速度、发动机摆角、箭体角速度、刚体加速度信息、弹性振动响应信息；
4、s2、根据刚体加速度信息、箭体角速度、发动机摆角以及火箭箭体特征数据、弹道数据，计算攻角和偏航角，将攻角和偏航角进行合成，得到合成
5、s3、根据弹性振动响应信息，结合箭体模态振型和频率，计算箭体广义响应位移，根据箭体广义响应位移计算得到主舱段的动态载荷；
6、s4、将主舱段的准静态载荷与动态载荷叠加，得到运载火箭飞行试验主舱段总载荷。
7、优选地，所述步骤s1将惯组加速度数据以频率分段点f为界分离得到刚体加速度信息和弹性振动响应信息：
8、频率小于频率分段点的惯组加速度信息为刚体加速度信息，大于等于频率分段点的惯组加速度信息为弹性振动响应信息。
9、优选地，所述步骤s2采用力平衡法或力矩平衡法计算攻角和偏航角。
10、优选地，采用力平衡法计算攻角的公式如下：
11、fαf+fcf-ma平f＝0
12、fαf＝qscnα
13、fcf＝psin(δf)
14、a测f＝a平f+ωf·l
15、式中，fαf为法向气动力；fcf为法向控制力；m为火箭总质量；a平f为箭体质心的法向平动加速度；a测f为惯组测量的法向速度；为箭体绕俯仰轴转动的角加速度，由角速度微分得到；l为惯组到箭体质心的距离；q为动压；s为气动参考面积；cn为气动力系数；α为攻角；p为发动机推力；δf为法向摆角。
16、优选地，采用力平衡法计算偏航角的公式如下：
17、fαh+fch-ma平h＝0
18、fαh＝qscnβ
19、fch＝psin(δh)
20、
21、式中，fαh为横向气动力；fch为横向控制力；m为火箭总质量；a平h为箭体质心的横向平动加速度；a测h为惯组测量的横向速度；为箭体绕偏航轴转动的角加速度，由角速度微分得到；l为惯组到箭体质心的距离；q为动压；s为气动参考面积；cn为气动力系数；β为偏航角；p为发动机推力；δh为横向摆角。
22、优选地，采用力矩平衡法计算攻角的方法为：
23、首先，根据如下公式计算法向气动力矩mαf：
24、
25、mαf＝fαf·lα
26、mcf＝fcf·lc
27、式中，mαf为法向气动力矩；mcf为法向控制力矩；jf为绕过质心俯仰轴转动惯量；lα为压心到箭体质心的距离；lc为发动机摇摆点到箭体质心的距离；
28、然后，根据法向气动力矩，查询法向气动力矩与攻角的对应关系表，得到攻角。
29、优选地，采用力矩平衡法计算偏航角的方法为：
30、首先，根据如下公式计算法向气动力矩mαf：
31、
32、mαh＝fαh·lα
33、mch＝fch·lc
34、式中，mαh为横向气动力矩；mch为横向控制力矩；jh为绕过质心偏航轴转动惯量；lα为压心到箭体质心的距离；lc为发动机摇摆点到箭体质心的距离。
35、然后，根据横向气动力矩，查询横向气动力矩与偏航角的对应关系表，得到偏航角。
36、优选地，箭体第i阶广义响应位移为：
37、
38、其中，qi为第i阶广义响应位移；ai为惯组第i阶横向加速度响应幅值；ωi为箭体第i阶固有圆频率。
39、优选地，所述动态载荷包括动态剪力载荷、动态弯矩载荷，计算公式如下：
40、qi＝qi[qi]
41、mi＝qi[mi]
42、式中，ψi为箭体第i阶头部归一化振型；[qi]为第i阶广义剪力载荷；qi为第i阶动态剪力载荷；[mi]为第i阶广义弯矩载荷；mi为第i阶动态弯矩载荷；i＝1,2。
43、优选地，所述步骤s4将主舱段的准静态载荷与动态载荷叠加计算方法如下：
44、
45、
46、式中，q静为准静态剪力载荷；m静为准静态弯矩载荷；q为总剪力载荷；m为总弯矩载荷。
47、本专利技术与现有技术相比的有益效果是：
48、(1)、本专利技术提出的运载火箭飞行试验主舱段载荷高效评估方法，通过运载火箭原本的遥测数据，实现了合成攻角的计算，相比于现有技术中的加速度测量方法或载荷测量桥路方法，减少了额外的仪器布置，降低了实现难度，简化了飞行试验载荷评估流程。
49、(2)、本专利技术实现了准静态载荷和动态载荷的分别计算，相比于现有技术中的测量方法，能够将载荷分类分析，精细化分析不同载荷的数值水平，可以提升载荷设计水平。
50、(3)、本专利技术有助于对火箭飞行试验状态的载荷设计裕度进行评估，分析火箭飞行试验状态结构余量和薄弱环节，进一步提升火箭飞行试验载荷设计水平，为后续提升火箭运载能力和运载效率奠定基础。
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1.一种运载火箭飞行试验主舱段载荷评估方法，其特征在于，包含如下步骤：
2.根据权利要求1所述的一种运载火箭飞行试验主舱段载荷评估方法，其特征在于所述步骤S1将惯组加速度数据以频率分段点f为界分离得到刚体加速度信息和弹性振动响应信息：
3.根据权利要求1所述的一种运载火箭飞行试验主舱段载荷评估方法，其特征在于所述步骤S2采用力平衡法或力矩平衡法计算攻角和偏航角。
4.根据权利要求4所述的一种运载火箭飞行试验主舱段载荷评估方法，其特征在于采用力平衡法计算攻角的公式如下：
5.根据权利要求4所述的一种运载火箭飞行试验主舱段载荷评估方法，其特征在于采用力平衡法计算偏航角的公式如下：
6.根据权利要求4所述的一种运载火箭飞行试验主舱段载荷评估方法，其特征在于采用力矩平衡法计算攻角的方法为：
7.根据权利要求4所述的一种运载火箭飞行试验主舱段载荷评估方法，其特征在于采用力矩平衡法计算偏航角的方法为：
8.根据权利要求4所述的一种运载火箭飞行试验主舱段载荷评估方法，其特征在于箭体第i阶广义响应位移为：
...【技术特征摘要】
1.一种运载火箭飞行试验主舱段载荷评估方法，其特征在于，包含如下步骤：
2.根据权利要求1所述的一种运载火箭飞行试验主舱段载荷评估方法，其特征在于所述步骤s1将惯组加速度数据以频率分段点f为界分离得到刚体加速度信息和弹性振动响应信息：
3.根据权利要求1所述的一种运载火箭飞行试验主舱段载荷评估方法，其特征在于所述步骤s2采用力平衡法或力矩平衡法计算攻角和偏航角。
4.根据权利要求4所述的一种运载火箭飞行试验主舱段载荷评估方法，其特征在于采用力平衡法计算攻角的公式如下：
5.根据权利要求4所述的一种运载火箭飞行试验主舱段载荷评估方法，其特征在于采用力平衡法计算偏航角的公式如下：
【专利技术属性】
技术研发人员：洪刚，毛玉明，赵静伟，舒忠平，郑博文，
申请(专利权)人：上海宇航系统工程研究所，
类型：发明
国别省市：
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