CN110344966B - 一种固体火箭地面试验自由边界的构建装置及方法 - Google Patents

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Abstract

一种固体火箭地面试验自由边界构建装置，包括火箭产品，状态监测仪表，其特征在于，还包括产品托架车，气源，囊式气枕，附加气室，产品维型工装，火箭产品通过产品托架车承载；气源为囊式气枕提供气压；所述产品维型工装根据火箭结构外型尺寸设计，上部用于贴合其外表面承载部位作面接触，底部与囊式气枕采用法兰连接；所述的附加气室上部与囊式气枕采用法兰连接，底部与地面固连；所述的状态监测仪表安装在产品维型工装上。本发明不受试验场地限制，可在箭体水平托架车停放状态时，快速搭建囊式气枕悬浮系统实现产品自由‑自由边界的模拟。

Description

一种固体火箭地面试验自由边界的构建装置及方法
技术领域
本发明应用于固体运载火箭、战略/战术导弹等大型结构的地面试验领域，可模拟产品飞行时的自由边界，具体涉及一种地面试验自由边界快速构建装置及方法。
背景技术
运载火箭、导弹等飞行器在进行研制阶段需要开展大量的地面试验。其中需要开展全箭/弹级别的重要试验包括有模态试验、分离试验、伺服弹性试验等。在这些地面试验中，有些需要模拟火箭/导弹在空中飞行时的自由-自由状态，以满足试验边界条件的真实性。
目前，国内外开展自由-自由状态下全箭/弹地面试验主要采用搭建承力龙门架方法或直接在振动塔内悬挂系统中进行。由于运载火箭、导弹等飞行器尺寸重量较大，若采用搭建龙门架或进入振动塔方法，会耗费较高人力物力成本用于搭设平台、设计工装、设计悬挂系统、校验强度、状态转换等；且越来越多的产品要求在不离开厂房的情况下，快速开展试验获取有效的数据并抽样检定产品状态，因此采用传统的搭建龙门架或进入试验工位方法存在一定的劣势。
针对目前现有技术的瓶颈，本项发明提出了新的边界模拟系统，该方法可不受场地限制，构建满足试验要求的边界条件，快速开展试验并获取可靠的数据。
发明内容
本发明提出了一种可在产品水平状态下快速实现自由-自由边界模拟的方法，可缩短边界模拟耗时，同时能够有效的保证试验数据质量。
本发明公开了：一种固体火箭地面试验自由边界构建装置，包括火箭产品、状态监测仪表，还包括产品托架车、气源、囊式气枕、附加气室和产品维型工装，火箭产品通过产品托架车承载；气源为囊式气枕提供气压；所述产品维型工装根据火箭结构外型尺寸设计，上部贴合其外表面承载部位作面接触，底部与囊式气枕采用法兰连接；所述的附加气室上部与囊式气枕采用法兰连接，底部与地面固连；所述的状态监测仪表安装在产品维型工装上；所述产品托架车、囊式气枕、附加气室为多个。
进一步的，还包括管路系统、在所述管路系统上设置的气路调节阀；所述管路系统与气源连接，气源产生的压缩空气，通过管路系统向囊式气枕充气提供气压；气路调节阀采用可控调节电磁阀，接受指令后对囊式气枕进行压力控制和调节。
进一步的，还包括安装在火箭箭体质心前与质心后的保护措施，所述保护措施采用安全带环抱火箭箭体。
进一步的，所述的产品托架车为箭体停放时使用，在开展试验前托架车在停放时锁死固定。
进一步的，所述囊式气枕设计为四点两组或六点三组形式，根据箭体结构形式分配气枕承载力。
一种固体火箭地面试验自由边界快速构建方法，其特征在于，包括如下步骤：
步骤一：产品准备工作；
步骤二：囊式气枕组装；
步骤三：管路系统组装；
步骤四：产品悬浮操作；
步骤五：试验过程；
步骤六：产品状态恢复。
一种固体火箭地面试验自由边界快速构建方法，所述步骤二的具体实现方法为：
a.确定火箭箭体前后两组支撑位置；
b.在支撑位置处放置底部附加气室构件；
c.将每个囊式气枕下端法兰与附加气室连接，囊式气枕与附加气室连通；
d.将每个囊式气枕上端法兰与产品维型工装连接，囊式气枕与产品维型工装为气密连接；
e.产品维型工装与箭体结构间为缓冲材料，避免硬连接的磕碰。
一种固体火箭地面试验自由边界快速构建方法，所述步骤三的具体实现方法为：
a.将多路气管分别与多个附加气室预留的充压气孔连接；
b.在每个囊式气枕的管路系统中增加可控气路调节阀；
c.将管路系统与气源相连；
d.在产品维型工装上便于观测处安装箭体状态监测仪表。
一种固体火箭地面试验自由边界快速构建方法，所述步骤四还包括如下步骤：
a.将所有气路调节阀关闭，开启气源；
b.同时开启多组囊式气枕的气路调节阀，监测压力传感器，达到指定压力目标，能平衡火箭箭体自重；
c.将控制策略改为位移控制，通过调节囊式气枕的压力值，使火箭箭体最终水平；
d.设定压力、位移、倾角等控制参数的稳定偏差值，保证试验过程中系统的稳定可控。
本发明的有益效果：
本发明不受试验场地限制，可在箭体水平托架车停放状态时，快速搭建囊式气枕悬浮系统实现产品自由-自由边界的模拟；通过设计气枕的刚度、气压及气室容积可使得边界模拟系统刚体频率满足试验标准需求；状态监测仪表能用于反馈产品状态并实时调节气路调节阀以保证边界模拟系统稳定。
在某型号固体火箭地面模态试验中，将该发明的自由边界快速实现方法进行了应用验证。表1为试验获取的系统刚体频率和产品的模态参数与传统悬挂方式下结果的对比，可以看出试验结果一致性较好，但本发明的构建耗时明显少于传统方法。
附图说明
图1固体火箭地面试验自由边界快速构建装置主视图；
图2固体火箭地面试验自由边界快速构建装置正视图；
图3自由边界系统自动控制策略流程图；
其中，1火箭产品，2产品托架车，3管路系统，4气路调节阀，5气源，6囊式气枕，7附加气室，8产品维型工装，9状态监测仪表，10保护措施。
具体实施方式
除了下面所述的实施例，本发明还可以有其它实施例或以不同方式来实施。因此，应当知道，本发明并不局限于在下面的说明书中所述或在附图中所示的部件的结构的详细情况。当这里只介绍一个实施例时，权利要求并不局限于该实施例。
该方法通过设计满足相关试验边界标准的囊式气枕，利用称重传感器、位移传感器和气压计监测产品状态，通过气路调节阀控制调节各个气枕气压，使产品实现自由-自由边界要求。本发明的方案主要如下：
一种固体火箭地面试验自由边界构建装置，包括：火箭产品1，产品托架车2，气源5，囊式气枕6，附加气室7，产品维型工装8，状态监测仪表9；
火箭产品1初始为水平状态停置于现场，通过产品托架车2承载；当实现自由状态时，气源5为囊式气枕6提供气压，囊式气枕6体积增大达到稳定状态后将产品浮起；所述的产品维型工装8根据火箭结构外型尺寸设计，上部用于贴合其外表面承载部位作面接触，底部与囊式气枕6采用法兰连接；所述的附加气室7上部与囊式气枕6采用法兰连接，底部与地面固连；所述的状态监测仪表9安装在产品维型工装8上便于观测位置；当箭体悬浮后通过观察仪表数据调整每个囊式气枕6的气压和承载力，保证箭体平衡和安全。
所述构建装置，还包括管路系统3，气路调节阀4；所述气源5与管路系统3连接，气源5产生压缩空气，通过管路系统3向囊式气枕6充气提供气压；所述的气路调节阀4位于管路系统3上，气路调节阀4采用可控调节电磁阀，通过接受指令可对每一个囊式气枕6进行压力控制和调节。
所述构建装置，还包括保护措施10，所述保护措施10采用安全带环抱产品，所述保护措施10为两条安装带，安装在火箭箭体质心前与火箭质心后。
附加气室7容积大小能直接影响囊式气枕支撑系统频率，需要在设计时考虑其外形、承载和体积等因素。
所述的状态监测仪表9包括每个囊式气枕的气压表、位移行程传感器、承载力传感器。
所述的产品托架车2为箭体停放时使用，根据产品的尺寸和质心分布不同可能有两个或多个托架车；在开展试验前托架车在停放时需锁死固定，避面产品滑动出现意外。
所述的囊式气枕6为提供自由悬浮边界的主要结构，其组成的支撑系统应设计满足低于全箭最低阶频率四分之一的要求；囊式气枕6可设计为四点两组或六点三组形式，根据箭体结构形式分配气枕承载力。
所述的保护措施为保证产品在悬浮过程和试验中不会因为突发状况产生倾倒、歪斜、磕碰等事故；保护措施可采用环抱箭体、横向限位等方式实现。
一种固体火箭地面试验自由边界快速构建方法：
步骤一：产品准备工作；
a.安装保护措施10，分别在火箭箭体质心前后，采用安全带环抱产品并，置于高处加以固定防止自由边界实施过程中产生产品倾倒风险；
b.完成模态试验用传感器安装，通道连线，试验系统联调工作。
步骤二：囊式气枕6组装；
a.确定火箭箭体前后两组支撑位置；
b.在支撑位置处放置底部附加气室7构件，前后共四点两组；
c.将每个囊式气枕6下端法兰与附加气室连接，囊式气枕6与附加气室7连通；
d.将每个囊式气枕6上端法兰与产品维型工装8连接，囊式气枕6与产品维型工装8为气密连接；
e.产品维型工装8与箭体结构间为缓冲材料，避免硬连接的磕碰。
步骤三：管路系统3组装；
a.将四路气管分别与四个附加气室7预留的充压气孔连接；
b.在每个囊式气枕6的管路系统3中增加可控气路调节阀4；
c.将管路系统3与气源相连5；
d.在产品维型工装8上便于观测处安装箭体状态监测仪表9，状态监测仪表9信号来源附加气室7的压力表、囊式气枕6的压力传感器和位移传感器。
步骤四：产品悬浮操作；
图2为囊式气枕6快速自由边界系统自动控制策略流程图，主要流程为：
a.将所有气路调节阀4关闭，开启气源5；
b.缓慢、同时开启前后两组囊式气枕6系统的气路调节阀4，监测压力传感器，达到指定压力目标，此时能平衡火箭箭体自重；
c.将控制策略改为位移控制，同时监测位移传感器和压力传感器，通过调节各囊式气枕6的压力值，使火箭箭体最终水平；
d.设定压力、位移、倾角等控制参数的稳定偏差值，保证试验过程中系统的稳定可控。
步骤五：试验过程；
a.安装模态试验激振器；
b.开展地面模态试验；
c.试验结束。
步骤六：产品状态恢复，见表1快速法及传统悬挂法构建自由边界数据对比；
a.将模态试验用设备拆除；
b.清理产品托架车2附近干涉障碍物；
c.按照压力控制算法，根据设定的卸压速度，将囊式气枕6内的压力卸载。
表1快速法及传统悬挂法构建自由边界数据对比
Figure BDA0002131024910000061
对于上述本发明所提出的方法，还可以在不脱离本发明内容上作出各种改进，因此本发明的保护范围应该由所附的权利要求书内容确定。

Claims (3)

1.一种固体火箭地面试验自由边界快速构建方法，其特征在于，包括如下步骤：
步骤一：产品准备工作；
步骤二：囊式气枕组装；
步骤三：管路系统组装；
步骤四：产品悬浮操作；
步骤五：试验过程；
步骤六：产品状态恢复；
所述步骤二的具体实现方法为：
a.确定火箭箭体前后两组支撑位置；
b.在支撑位置处放置底部附加气室构件；
c.将每个囊式气枕下端法兰与附加气室连接，囊式气枕与附加气室连通；
d.将每个囊式气枕上端法兰与产品维型工装连接，囊式气枕与产品维型工装为气密连接；
e.产品维型工装与箭体结构间为缓冲材料，避免硬连接的磕碰。
2.如权利要求1所述的一种固体火箭地面试验自由边界快速构建方法，其特征在于，所述步骤三的具体实现方法为：
a.将多路气管分别与多个附加气室预留的充压气孔连接；
b.在每个囊式气枕的管路系统中增加可控气路调节阀；
c.将管路系统与气源相连；
d.在产品维型工装上便于观测处安装箭体状态监测仪表。
3.如权利要求1所述的一种固体火箭地面试验自由边界快速构建方法，其特征在于，所述步骤四还包括如下步骤：
a.将所有气路调节阀关闭，开启气源；
b.同时开启多组囊式气枕的气路调节阀，监测压力传感器，达到指定压力目标，能平衡火箭箭体自重；
c.将控制策略改为位移控制，通过调节囊式气枕的压力值，使火箭箭体最终水平；
d.设定压力、位移、倾角控制参数的稳定偏差值，保证试验过程中系统的稳定可控。
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