[发明专利]细长体亚临界推力试车试验装置及临界推力外推方法和系统

说明书

本发明提供了一种细长体亚临界推力试车试验装置及临界推力外推方法和系统，包括试车台、细长飞行器模拟件和悬吊支撑装置；所述试车台包括试车台底座、前挡承力墙和测力传感器；所述细长飞行器模拟件包括铝合金细长体与固体火箭发动机；所述悬吊支撑装置包括橡皮绳、滚珠和支撑装置。本发明试验过程风险低，试验结果可靠性高，能有效指导工程设计。

技术领域

本发明涉及固体火箭发动机试车试验及结构动力学技术领域，具体地，涉及一种细长体亚临界推力试车试验装置及临界推力外推方法和系统。

背景技术

由于飞行器高加速、远射程等技战指标的不断提升，现代飞行器广泛使用轻质材料并采用大型薄壁结构设计，气动布局一般设计为细长体升力体布局，导致细长飞行器结构横向弯曲特征愈发显著，此时飞行器的发动机推力方向将随着细长体弯曲振动而不断改变，形成随动力；另外，变推力、双脉冲等新型能量管理技术在固体火箭发动机上的广泛应用，使得飞行过程中发动机的输出推力幅值会发生较大变化。上述两点使得随动推力作用下细长飞行器振动及其气动弹性行为更为突出且复杂，给飞行任务带来安全隐患。

在工程中随动力的作用机理目前还存在争议，推力是否视为随动载荷会导致对结构振动特性和动力学稳定性的分析得出不同的结论，仿真分析的结果难以有效指导工程设计。所以，通过地面试车试验来验证及研究工程应用中随动力对细长飞行器的影响十分有必要。

专利文献CN113447224A(申请号：CN202110795429.4)公开了一种随动推力作用下振动试验及稳定性边界预示方法及系统，涉及结构动力学、结构振动试验技术领域，该方法包括：设计前弹身细长体结构缩比模型试验件，在前弹身细长体结构的一侧安装发动机，并对系统的动力学特性及稳定性进行分析；在随动推力作用下将发动机一端与前弹身细长体结构缩比模型试验件固定，另一端处于开放状态，发动机下面放置点接触支撑装置；开展前弹身细长体结构缩比模型试车试验；对获得的试验数据进行分析并对前弹身细长体结构试车试验系统的临界压力进行预示。

目前常规的固体火箭发动机地面试车试验中将固体火箭发动机固定安装于试车台上，6个自由度完全约束，此时的推力只能沿固定轴向作用于发动机尾端，不能模拟推力作为随动载荷的工况。同时，受限于固体火箭发动机试车存在很大的危险性，具备固体火箭发动机试车资质的研究机构及学者较少，相关研究也较少，目前没有发现与本发明类似技术的专利。现行公开报导的文献中，国外学者针对固体火箭发动机推力作用于悬臂梁自由端切线开展试车试验，通过调整发动机推力幅值大小以及悬臂梁的长度，进行了多次试验，根据每次试验中悬臂梁振幅发散与否判断是否到达临界推力值。但重复多次试验导致的固体火箭发动机加工、装配、试车的经济成本以及试验场地安全防护、风险管控代价均很高昂；而且由于试车试验中发动机推力存在超调、振荡等现象，理想临界或者接近临界推力的试验工况也极易逼近超临界推力试验工况：在超临界推力的试验工况下，细长体试验对象进入发散的振动状态，一旦细长体结构折断，失去约束的固体火箭发动机高速飞出是极为危险的，会对整个试车系统造成严重的破坏。综上所述，如何设计较为安全可控的亚临界试验，通过较少次数的试验，获得有效的系统亚临界振动响应数据，并从中外推预示出系统的失稳临界推力，是当前随动推力作用下细长飞行器地面试车试验中亟需解决的问题。

发明内容

针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种细长体亚临界推力试车试验装置及临界推力外推方法和系统。

根据本发明提供的细长体亚临界推力试车试验装置，包括试车台、细长飞行器模拟件和悬吊支撑装置；

所述试车台包括试车台底座、前挡承力墙和测力传感器；

所述细长飞行器模拟件包括铝合金细长体与固体火箭发动机；

所述悬吊支撑装置包括橡皮绳、滚珠和支撑装置；

所述铝合金细长体一端连接测力传感器并固定于试车台前挡承力墙上，所述铝合金细长体另一端通过螺纹转接与固体火箭发动机相连接，形成悬臂结构；