[发明专利]一种通过舱段试验获取火箭模态振型斜率及其偏差的方法

说明书

本发明涉及一种通过舱段试验获取火箭模态振型斜率及其偏差的方法，属于火箭动力学特性仿真与试验技术领域，主要涉及到运载火箭模态振型斜率试验与仿真计算的方法。本发明将舱段试验与仿真计算结果的偏差和局部安装位置的偏差二者叠加，即可作为振型斜率标准值的偏差，以百分比形式给出。采用舱段试验的方法，进行惯性器件对安装位置的优选，无需通过全箭模态试验进行惯性器件选位。

技术领域

本发明涉及一种通过舱段试验获取火箭模态振型斜率及其偏差的方法，属于火箭动力学特性仿真与试验技术领域，主要涉及到运载火箭模态振型斜率试验与仿真计算的方法。

背景技术

运载火箭全箭试验中，需要测量弯曲模态的惯性器件位置振型斜率响应进而对安装位置优选，随着设计水平提升，采用子结构试验可以获取全箭的动力学特性数据，因而局部振型斜率试验也要通过子结构或者舱段级试验来进行。本发明采用舱段试验的方法，来获取火箭模态振型斜率及其偏差。

发明内容

本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提出一种通过舱段试验获取火箭模态振型斜率及其偏差的方法，采用舱段试验的方法，获取火箭模态振型斜率及其偏差。

本发明的技术解决方案是：

一种通过舱段试验获取火箭模态振型斜率及其偏差的方法，该方法的步骤包括：

第一步，获取惯性器件安装舱段的振型斜率试验结果a；

惯性器件安装舱段的振型斜率试验结果获取方法为：对惯性器件安装舱段进行模态试验，获取惯性器件安装舱段的模态频率、振型和惯性器件预选的若干个安装位置的振型斜率试验结果；

其中惯性器件预选的安装位置不要在距离上下边界0.2D的范围内(D为惯性器件安装舱段直径)，对h/D大于1.5的舱段(h为舱段高度)，需要进行两端自由、底端固支顶端自由、底端固支顶端加盖板约束三种状态的模态试验；

其中两端自由、底端固支顶端自由状态试验需要测量模态频率和振型，底端固支顶端加盖板状态试验需要测量模态频率、振型和振型斜率，同时盖板的质量可以进行调整，获取到多种状态下的惯性器件安装舱段的振型斜率试验结果a；

对h/D小于1的舱段，需要进行两端自由、底端固支顶端自由的模态试验，其中两端自由状态试验需要测量模态频率和振型，底端固支顶端自由试验需要测量模态频率、振型和振型斜率，底端固支顶端自由状态的中心对称形状呼吸模态振型斜率测量结果为a；

对h/D在1和1.5之间的舱段，可以按照小于1或者大于1状态进行试验并得到结果；

第二步，获取惯性器件安装舱段的振型斜率的仿真结果b；

惯性器件安装舱段的振型斜率的仿真结果获取方法：首先对惯性器件安装舱段进行精细化建模，进行精细化建模是指舱段的蒙皮用壳单元建模、桁条和环框用梁单元建模，仪器设备用质量单元建模，并用多点约束与蒙皮和桁条的节点进行连接；其次对h/D小于1、大于1.5、1和1.5之间的情况分别按照第一步中的模态试验状态进行模态计算，并根据第一步中的模态试验的频率及振型测量结果对舱段模型进行修正，可以修正蒙皮和桁条的刚度，修正完成后的模型模态频率计算结果与试验结果在前3阶偏差均要在20％以内，最后按照舱段振型斜率测量试验状态进行计算，得到舱段振型斜率的仿真结果b；

第三步，根据第一步和第二步得到的舱段振型斜率试验结果a和仿真结果b得到振型斜率的第一部分偏差m＝(a-b)/b*100％；

第四步，将全箭模型中的惯性器件舱段替换为第二步经过修正后的舱段精细化模型，通过仿真计算得到舱段在全箭一阶弯曲模态下的振型斜率分布图，其中惯性器件预选位置的仿真计算结果记为c，选取预选位置周围纵向距离不小于0.5m，周向角度不小于5度的范围评估振型斜率的变化，此范围内振型斜率平均值记为p，振型斜率最大值为q、最小值为r，惯性器件局部安装位置引起的振型斜率偏差n＝Max(q-p,p-r)/p*100％；