CN110907208A - 一种运载火箭的模态试验方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种运载火箭的模态试验方法，包括：依据有限元模型获取零秒时刻运载火箭自由飞行状态下的一阶振型，以运载火箭的所述一阶振型与该运载火箭中心线的交点为节点位置；以运载火箭上对应所述节点位置的周向外侧为吊点，起吊运载火箭，其中运载火箭的箭体及起吊包带之间设有弹性加长结构，以消除吊梁弯曲刚度对箭体弯曲刚度的影响；获取处于起吊状态下运载火箭的模态参数。本发明提供的模态试验方法，可以减少吊梁刚度对火箭模态参数的影响，提高火箭模态试验结果的可靠性。

Description

一种运载火箭的模态试验方法

技术领域

本发明涉及运载火箭试验技术领域，尤其涉及一种运载火箭的模态试验方法。

背景技术

对于长细比较大的运载火箭而言，为了获取模态参数，常规的做法是将其等效成梁模型，来获取运载火箭的模态参数，这些模态参数可以提供给姿态控制系统分析使用。

对于刚度连接的箭体，若是仅仅通过仿真难以保证其模型及通过模型获得的相关参数的准确性。另外，模态参数中所涉及到的阻尼参数也只能通过模态试验获取。

在开展运载火箭的模态试验时，为了保证试验结果的真实性，目前常规的做法是通过一个与飞行箭结构、尺寸相同的模拟箭，实施模态试验，并通过模态试验获得的模态试验结果对原始仿真模型进行修正。然而，从加工、总装过程中，模拟箭与飞行箭的结构性能并不完全一样，尤其连接刚度难以保证。采用模拟箭进行模态试验，不仅获得的试验结果可靠性较低，而且增加了研制成本，降低了火箭产品的竞争力。

亟需设计一种可靠性高、成本低的模态试验方法，从而提高运载火箭模态试验的精度，降低模态试验成本。

发明内容

本发明的目的在于克服现有技术的不足，提供一种运载火箭的模态试验方法。这种模态试验方法可以减少吊梁刚度对火箭模态参数的影响，提高火箭模态试验结果的可靠性。

本申请提供了一种运载火箭的模态试验方法，包括：依据有限元模型获取零秒时刻运载火箭自由飞行状态下的一阶振型，以运载火箭的所述一阶振型与该运载火箭中心线的交点为节点位置；以运载火箭上对应所述节点位置的周向外侧为吊点，起吊运载火箭，其中运载火箭的箭体及起吊包带之间设有弹性加长结构，以消除吊梁弯曲刚度对箭体弯曲刚度的影响；获取处于起吊状态下运载火箭的模态参数。

在一个实施例中，依据有限元模型获取零秒时刻运载火箭自由飞行状态下的一阶振型包括：通过运载火箭箭体自由状态运动方程获取运载火箭前后端的两个振型节点位置；以运载火箭上对应所述节点位置的周向外侧为吊点，起吊运载火箭包括：在运载火箭上选取三个吊点，其中前后吊点为运载火箭的前后端两个所述节点位置所对应的周向外侧，中间吊点为运载火箭的质心位置所对应的周向外侧。

在一个实施例中，所述自由状态运动方程为：

其中：

其中X为箭体的位置，

速度，X加速度向量；n为箭体有n个自由度；M为箭体的总质量矩阵；C为箭体的总阻尼矩阵；K为箭体的总刚度矩阵；

其中令

A_i为箭体第i个自由度的振幅，φ_i便为结构归一化的振型。

在一个实施例中，所述弹性加长结构为软吊带。

在一个实施例中，所述软吊带的长度在2.5-3.2米的范围内。

在一个实施例中，所述软吊带的长度在2.7-3米的范围内。

在一个实施例中，所述软吊带的内部设有弹簧。

在一个实施例中，模态试验方法还包括：通过获取的运载火箭模态参数结果修正运载火箭的仿真模型，以及用修正后的仿真模型分别计算各个秒飞行阶段的模态参数。

本申请的模态试验方法，通过选取火箭振型节点附近的位置作为起吊点，以及在吊梁和起吊包带之间增加软吊带，可以极大的降低起吊刚度对火箭模态试验的干扰，提高模态试验中获取的模态参数的准确性。

应了解的是，上述一般描述及以下具体实施方式仅为示例性及阐释性的，其并不能限制本发明所欲主张的范围。

附图说明

下面的附图是本发明的说明书的一部分，其绘示了本发明的示例实施例，所附附图与说明书的描述一起用来说明本发明的原理。

图1为本申请实施例的模态试验方法流程图。

图2-4为本申请实施例运载火箭的一阶、二阶和三阶振型示意图。

图5为本申请实施例的三点起吊示意图。

具体实施方式

现详细说明本发明的多种示例性实施方式，该详细说明不应认为是对本发明的限制，而应理解为是对本发明的某些方面、特性和实施方案的更详细的描述。

在不背离本发明的范围或精神的情况下，可对本发明说明书的具体实施方式做多种改进和变化，这对本领域技术人员而言是显而易见的。由本发明的说明书得到的其他实施方式对技术人员而言是显而易见得的。本申请说明书和实施例仅是示例性的。

在进行运载火箭的模态试验时，如何正确模拟被测火箭的边界条件是一个需要重点考虑的问题。运载的火箭飞行状态为自由状态，在做全箭模态试验时，要求具有自由边界条件，然而达到完全自由的约束状态非常困难。为了尽可能地减少火箭测量过程中的约束，例如，可以采用柔软支撑。具体地，柔性支撑可以采用橡皮绳悬挂、弹簧悬挂、气垫支撑、空气弹簧支撑进行自由边界模拟。显然，对于长细比大、重量大的火箭而言，这些柔性支撑无论从操作角度，还是从承力方面，都难以实现对火箭的自由约束。

本申请基于现有的吊装装置的基础上，一方面将吊点选取在一阶振型节点上，另一方面通过在吊梁和箭体中增加软包带，增加吊梁和箭体之间的距离，保证模态试验中获得的模态参数是箭体自由状态下的模态，从而提高模态参数测量的准确性及可靠性。

本申请提供了一种运载火箭的模态试验方法。参见图1，模态试验方法包括：

S1依据有限元模型获取零秒自由飞行状态下运载火箭的一阶振型，以运载火箭的所述一阶振型与该运载火箭中心线的交点为节点位置；

S2以运载火箭上对应所述节点位置的周向外侧为吊点，起吊运载火箭，其中运载火箭的箭体及起吊包带之间设有弹性加长结构，以消除吊梁弯曲刚度对箭体弯曲刚度的影响；

S3获取处于起吊状态下运载火箭的模态参数。

本发明的模态试验方法，通过在现有的吊装装置的基础上，在吊梁和箭体中增加软包带，并将起吊点选在运载火箭的一阶振型节点位置，可以确保模态试验中获得的模态参数是箭体自由状态下的模态，提高了模态试验的可靠性。

在一个实施例中，S1依据有限元模型获取零秒自由飞行状态下运载火箭的一阶振型包括：通过运载火箭箭体自由状态运动方程获取运载火箭前后端的两个振型节点位置。

S2以运载火箭上对应所述节点位置的周向外侧为吊点，起吊运载火箭包括：在运载火箭上选取三个吊点，其中前后吊点为运载火箭的前后端两个节点位置所对应的周向外侧，中间吊点为运载火箭的质心位置所对应的周向外侧。

本申请实施例的火箭模态试验方法，通过将起吊点选取到火箭的前后端振型节点及质心位置，可以最大限度地减小起吊装置对火箭地约束，提高模态参数试验获得数据的准确性。

以下给出了由自由状态运动方程推导振型节点的过程：

其中，自由运动方程为：

其中：

其中X为箭体的位置，

速度，

加速度向量；n为箭体有n个自由度；M为箭体的总质量矩阵；C为箭体的总阻尼矩阵；K为箭体的总刚度矩阵；

其中令

A_i为箭体第i个自由度的振幅，φ_i便为结构归一化的振型。根据上述正弦函数及如图2所示，运载火箭的一介振型节点为正弦函数与火箭中心线的交点，且一介振型节点共有2个。同样，如图3、图4所示，二阶振型节点和三阶振型节点与运载火箭中心线的交点分别为3个和5个。

如图5所示，运载火箭得三点起吊过程的振型节点情况与通过自由运动方程推导的一阶振型结构类似。其中，软吊带1和3的起吊位置在正弦函数与火箭中心线的两端的交点所对应的火箭周向外侧上，软吊带2在火箭的起吊点在质心所在周向外侧。可见，与振型节点及火箭质心一致的三点起吊可以很好的反应火箭自由飞行状态，从而显著地提高模态参数的准确性。相反，如果吊点不在火箭的一阶振型节点上，则悬吊系统会对火箭的自由运动造成干扰。

在一个实施例中，所述弹性加长结构可以为软吊带。例如，软吊带的材料可以为碳纤维材料或尼龙材料，从而进一步减轻起吊组件的重量，提高起吊能力。

运载火箭在起吊过程中，其悬吊方式水平的刚体平动模态主要表现为单摆特性。根据单摆频率计算公式

其水平方向的刚体频率与箭体质量及连接刚度无关，只与悬吊工装的长度l有关(g通常取9.8m/s²)。也就是说，悬吊工装的长度l越长，刚体频率越低，因此通过使箭体吊点与吊梁间采用软吊带形式，且长度不小于3m，可尽量降低吊梁弯曲刚度对箭体模态的影响。

为了准确模拟自由边界下的全箭模态试验，尽可能地消除吊梁对全箭模态的影响，例如，软吊带的长度可以在2.5-3.2米的范围内。进一步地，软吊带的长度在2.7-3米的范围内。考虑到厂房限高，软吊带优选可以为3米，从而既能够最大程度的减少对火箭自由运动的限制，也便于火箭在厂房内的起吊操作。

在一个实施例中，软吊带的内部可以设有弹簧，从而进一步改善吊带对火箭自由运动的适应能力，提高模态参数测量的可靠性。例如，火箭在被起吊到最大起吊长度时，弹簧对火箭的拉力可以不小于吊带施加拉力的10％-15％，从而通过弹性更好的弹簧，进一步提高火箭起吊过程中的自由度。此外，通过在吊带中加装弹簧，还可以减小火箭在起吊过程中的意外扰动，使其迅速稳定到起吊预期位置，显著提高了模态试验过程中起吊系统的抗干扰性。

在一个实施例中，模态试验方法还包括：通过获取的运载火箭模态参数结果修正运载火箭的仿真模型，以及用修正后的仿真模型分别计算各个秒飞行阶段的模态参数。本发明的运载火箭模态试验方法，一方面通过运载火箭自由状态模拟，获取吊点位置，另一方面，可以通过起吊后模拟的运载火箭的模态参数修正起吊模型，从而可以更准确的计算火箭各秒飞行阶段的模态参数。

需要说明的是，为了进一步提高吊点选取的准确性，还可以采用修正后的火箭仿真模型获取以修正后模型获取的一阶振型节点，从而进一步改善火箭起吊后的自由状态。例如，经过多次试验，运载火箭的振型阶点的位置可以在3-4次迭代后达到最佳，即经过多次振型节点选取，模态参数获取，火箭模型修正，振型节点选取的循环操作后，可以使振型节点的位置逐渐靠近理想值，从而极大的提高运载火箭模态参数试验的精确性。

本申请的模态试验方法，通过选取火箭振型节点附近的位置作为起吊点，以及在吊梁和起吊包带之间增加软吊带，可以极大的降低起吊刚度对火箭模态试验的干扰，提高模态试验中获取的模态参数的准确性。

以上所述仅为本发明示意性的具体实施方式，在不脱离本发明的构思和原则的前提下，任何本领域的技术人员所做出的等同变化与修改，均应属于本发明保护的范围。

Claims (8)

1.一种运载火箭的模态试验方法，其特征在于，包括：

依据有限元模型获取零秒时刻运载火箭自由飞行状态下的一阶振型，以运载火箭的所述一阶振型与该运载火箭中心线的交点为节点位置；

以运载火箭上对应所述节点位置的周向外侧为吊点，起吊运载火箭，其中运载火箭的箭体及起吊包带之间设有弹性加长结构，以消除吊梁弯曲刚度对箭体弯曲刚度的影响；

获取处于起吊状态下运载火箭的模态参数。

2.根据权利要求1所述的运载火箭的模态试验方法，其特征在于，依据有限元模型获取零秒时刻运载火箭自由飞行状态下的一阶振型包括：

通过运载火箭箭体自由状态运动方程获取运载火箭前后端的两个振型节点位置；

以运载火箭上对应所述节点位置的周向外侧为吊点，起吊运载火箭包括：

在运载火箭上选取三个吊点，其中前后吊点为运载火箭的前后端两个所述节点位置所对应的周向外侧，中间吊点为运载火箭的质心位置所对应的周向外侧。

3.根据权利要求2所述的运载火箭的模态试验方法，其特征在于，所述自由状态运动方程为：

其中：

其中X为箭体的位置，

速度，

加速度向量；n为箭体有n个自由度；M为箭体的总质量矩阵；C为箭体的总阻尼矩阵；K为箭体的总刚度矩阵；

其中令

A_i为箭体第i个自由度的振幅，φ_i便为结构归一化的振型。

4.根据权利要求1-4任一项所述的运载火箭的模态试验方法，其特征在于，所述弹性加长结构为软吊带。

5.根据权利要求4所述的运载火箭的模态试验方法，其特征在于，所述软吊带的长度在2.5-3.2米的范围内。

6.根据权利要求5所述的运载火箭的模态试验方法，其特征在于，所述软吊带的长度在2.7-3米的范围内。

7.根据权利要求4所述的运载火箭的模态试验方法，其特征在于，所述软吊带的内部设有弹簧。

8.根据权利要求1-4任一项所述的运载火箭的模态试验方法，其特征在于，还包括：通过获取的运载火箭模态参数结果修正运载火箭的仿真模型，以及

用修正后的仿真模型分别计算各个秒飞行阶段的模态参数。

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