CN105628352A - 一体化运载火箭卫星整流罩的静力试验方法 - Google Patents

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Abstract

本发明一体化运载火箭卫星整流罩的静力试验方法，步骤包括：根据卫星整流罩的外形特点和原始载荷截面，评估得到施加剪切载荷的截面；根据原始载荷截面的外压、轴压、弯矩确定各截面的当量弯矩，进而确定当量剪切载荷，采用此时的当量剪切载荷进行静力试验，可以涵盖传统的当量轴压载荷，达到卫星整流罩强度全面考核的目的；静力试验的实施时，需要先连接卫星整流罩与剪力传递装置，并将剪力传递装置与力源加载装置连接，力源加载装置通过测力传感器读取载荷数值，并通过加载控制设备实现多个剪切载荷的同时施加。本发明的方法简单、可靠，利用当量剪切载荷代替了当量轴压载荷，可以广泛应用于对于一体化卫星整流罩的静力试验设计。

Description

一体化运载火箭卫星整流罩的静力试验方法
技术领域
本发明涉及静力试验技术领域，具体涉及一体化运载火箭卫星整流罩的静力试验方法。
背景技术
卫星整流罩是运载火箭的重要舱段。在火箭飞行过程中，卫星整流罩会承受轴力、剪力、弯矩、外压等多种载荷。其中，弯矩载荷是主要载荷。常规卫星整流罩采用球头-锥段-筒段设计方案，由于球头便于拆除，静力试验采用了传统的设计方案，即将弯矩、轴压等效为当量轴压或同时考虑弯矩、轴压载荷，在双锥段上方施加载荷，进而进行静力试验考核。
随着设计和工艺的进步，卫星整流罩有时会采用球头-锥段-筒段一体化设计方案，比如全复合材料整流罩。这类产品的球头无法拆除，轴压和弯矩无法直接施加，传统的当量轴压或弯矩-轴压组合试验方案受到了很大限制，必须寻找一种新的静力试验设计方法。
发明内容
针对现有技术的不足，本发明公开了一种简单、可靠的卫星整流罩静力试验方法，该方法利用当量剪切载荷代替了当量轴压载荷，可以广泛应用于对于一体化卫星整流罩的静力试验设计。
本发明的技术解决问题：针对传统的当量轴压试验方法不能应用于一体化运载火箭卫星整流罩静力试验设计，提出一种利用当量剪切代替当量轴压载荷的方法，该方法包括如下步骤：
步骤1：确定剪力加载截面，加载截面需涵盖原始载荷截面。加载截面编号由球头驻点依次往下分别为0,1,2,3,4......
步骤2：根据原始载荷截面的外压、轴力、弯矩确定各剪力加载截面的当量弯矩，当量弯矩的确定方法是：
其中，为i截面的半径；为i-1到i截面之间的最大外压或最小内压；为i截面的轴力，为i截面的初始弯矩。
步骤3：根据i-1截面（含）以上的剪力和i+1截面的弯矩确定i截面的当量剪切载荷，当量剪力的确定方法是：
其中，为i截面到球头驻点的距离。
步骤4：连接卫星整流罩与剪力传递装置，剪力传递装置可为帆布拉带，但不限于帆布拉带；
步骤5：卫星整流罩通过固定工装固定；
步骤6：力源加载装置与剪力传递装置连接，并连接测力传感器；
步骤7：力源加载装置连接载荷加载控制设备，并逐步同时施加剪力载荷。
进一步，所述步骤6中力源载荷加载装置为作动筒。
进一步，所述步骤7中力源载荷加载装置为手动或自动控制。
与现有技术相比，本发明针对一体化卫星整流罩的结构特点，提出了一种利用当量剪切载荷设计静力试验的方法。当量剪切载荷可以通过当量弯矩的方法得到，能够充分考虑外压、轴力、弯矩的综合影响，达到卫星整流罩强度全面考核的目的；通过选择合适的剪力传递装置，很容易实现当量剪切载荷的施加，载荷的大小及方向易于控制，可以代替卫星整流罩传统的当量轴压静力试验方法。
附图说明
图1为本发明的实施例所确定的卫星整流罩剪力加载截面；
图2为本发明实施例所提供的卫星整流罩剪力试验系统布置图。
图3为一体化运载火箭卫星整流罩的静力试验方法流程图。
具体实施方式
参见示出本发明实施例的附图，下文将更详细地描述本发明。为了达成充分及完整公开，并且使本技术领域的技术人员完全了解本发明的范围。
下文结合附图1～3和实施例对本发明所提供的采用当量剪切代替当量轴压载荷的卫星整流罩静力试验方法作进一步说明。
如图1所示，本发明的一个实施例所提供的卫星整流罩含有Ⅰ~Ⅵ六个原始载荷截面，原始截面的尺寸与载荷为：
表1
截面 与驻点轴向距离 半径 ΔP Q M N
驻点 0 0.4291 27.122 1 0 2
I 0.243 0.9947 19.606 3 0 6
II 1.495 1.3 9.714 14 8 29
III 2.845 1.3 -2.571 31 35 58
IV 4.245 1.3 -0.711 41 87 60
V 5.245 1.125 -4.072 35 127 63
VI 6.145 0.4291 -1.897 34 158 69
卫星整流罩静力试验方法包括：
步骤1：确定加载截面，Ⅰ~Ⅲ截面锥度较大大，为缓和剪力，防止剪力传递装置与整流罩滑移，分别在Ⅰ~Ⅱ、Ⅱ~Ⅲ球头之间等距离插入2个截面，由球头驻点到筒段下端面共有0~9个剪力加载截面；
步骤2：根据初始的外压、轴力、弯矩载荷，确定的各截面当量弯矩见表2。3截面的弯矩由1、4截面的弯矩线性插值得到；5、6截面的弯矩由4、7截面的弯矩线性插值得到。
步骤3：根据当量弯矩，确定各截面当量剪力，见表2。如果按照上式计算，1~3曲线段截面的剪力载荷较大，可适当减小，以防止剪力加载设备滑脱等问题。此时，只会使得1~4截面的静力试验考核不足。但这些截面靠近驻点，载荷较小，同时半径较小，结构刚度较大，不会首先出现轴压破坏。
表2
截面 当量弯矩 当量剪切
1 4.65 10.00
2 19.23 15.00
3 39.47 20.00
4 61.45 67.54
5 84.03 -21.84
6 124.84 -9.02
7 161.60 -60.01
8 191.93 20.28
9 233.88 -18.16
10（最下端） 255.29 -
以下结合图2，步骤4：按照各截面的位置，将帆布拉带5依次粘接到卫星整流罩1上；
步骤5：卫星整流罩1下端与钢框7上端连接，钢框7下端连接到试验平台8上；
步骤6：帆布拉带5可以通过杠杆系统6与测力计4、力源加载装置3连接；
步骤7：力源加载装置3连接载荷加载控制设备，并逐步同时施加剪力载荷。
通过本发明所提供的试验方法实现以当量剪切载荷替代当量轴压载荷对一体化卫星整流罩进行静力试验的设计。
对于本领域技术人员而言，显然本发明不限于上述示范性实施例的细节，而且在不背离本发明的精神或基本特征的情况下，能够以其他的具体形式实现本发明。因此，无论从哪一点来看，均应将实施例看作是示范性的，而且是非限制性的，本发明的范围由所附权利要求而不是上述说明限定，因此旨在将落在权利要求的等同要件的含义和范围内的所有变化囊括在本发明内。不应将权利要求中的任何附图标记视为限制所涉及的权利要求。

Claims (4)

1.一种运载火箭卫星整流罩的静力试验方法，其特征在于，包括以下步骤：
步骤1：确定剪力加载截面，加载截面需涵盖原始载荷截面；
步骤2：根据原始载荷截面的载荷确定各剪力加载截面的当量弯矩，当量弯矩的确定方法是：
其中，为i截面的半径；为i-1到i截面之间的最大外压或最小内压；为i截面的轴力，为i截面的初始弯矩；
步骤3：根据各截面位置和当量弯矩确定当量剪切载荷，当量剪力的确定方法是：
其中，为i截面到球头驻点的距离；
步骤4：连接卫星整流罩与剪力传递装置；
步骤5：卫星整流罩通过固定工装固定；
步骤6：力源加载装置与剪力传递装置连接，并连接测力传感器；
步骤7：力源加载装置连接载荷加载控制设备，并逐步同时施加剪力载荷。
2.如权利要求1所述运载火箭卫星整流罩的静力试验方法，其特征在于：所述步骤4中剪力传递装置采用帆布拉带。
3.如权利要求1所述运载火箭卫星整流罩的静力试验方法，其特征在于：所述步骤6中力源载荷加载装置为作动筒。
4.如权利要求1所述运载火箭卫星整流罩的静力试验方法，其特征在于：所述步骤7中力源载荷加载装置为手动或自动控制。
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