CN112213087B - 一种航天运载器连接器脱落测试方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种航天运载器连接器脱落测试方法及服务器。该方法包括以下步骤：采集第一航天运载器发射过程中的数据参数，通过采集到的数据计算航天运载器在发射过程中连接器脱落时的加速度，根据加速度和采集到的数据获得使连接器脱离运载器的矢量力以及矢量力的施力方向，使同规格的待测航天运载器与连接器连接，并对连接器施加所述矢量力，观察连接器是否可以脱落，进而完成测试。本发明的连接器脱落测试方法可以在待测航天运载器的连接器脱落测试过程中模拟航天运载器发射时使连接器脱落的状态，实现在航天运载器发射前对连接器进行规范的脱落测试，使测试结果更准确，从而达到连接器脱落测试的目的，提升航天运载器发射的成功率。

Description

一种航天运载器连接器脱落测试方法

技术领域

本发明涉及航天运载器发射技术领域，具体为一种航天运载器连接器脱落测试方法。

背景技术

通常情况下，液体运载航天运载器在起飞前需要通过连接器进行连接加注，且连接器在加注完成后需要与运载器脱落分离。在现有一些型号的航天运载器中，连接器的脱落是在航天运载器点火前后，依靠外力进行插头分离动作而实现的，而已投入使用的脐带式连接器产品基本不进行航天运载器发射前的连接器脱落测试，尽管也有极少数航天公司会在航天运载器发射前进行脱落测试，但是测试方法非常不规范。

目前的测试方法仅仅是施加外力拽动连接器使其脱落即视为完成脱落测试，该方法导致脱落测试时和航天运载器发射时使脐带连接器脱落的施力方向和施力强度均不一致，所以最终的测试结果不准确，不能达到验证连接器在航天运载器发射时是否能正常脱落的目的。

发明内容

针对相关技术中的上述技术问题，本发明提出一种航天运载器连接器脱落测试方法及服务器。该脱落测试方法测试过程规范且易操作、测试结果准确，测试难度低，而且可以逐渐提高连接器脱落测试的覆盖率，保证每一枚航天运载器发射前都可以对连接器做一次脱落测试，提升航天运载器的发射成功率。

本发明的一个方面提供了一种航天运载器连接器脱落测试方法。该测试方法包括以下步骤：

采集第一航天运载器的数据参数；

通过采集到的数据计算航天运载器在发射过程中连接器脱落时的加速度；

根据所述加速度和采集到的数据获得使所述连接器脱离运载器的矢量力以及所述矢量力的施力方向；

使与所述第一航天运载器同规格的待测航天运载器与所述连接器连接，并对所述连接器施加所述矢量力，观察所述连接器是否可以脱落，进而完成测试。

进一步地，所述采集第一航天运载器发射过程中的数据至少包括：第一航天运载器初始质量M₀、燃料燃烧速率α、连接器脱落时的时间t、连接器脱落时的航天运载器发射速度测量值V、航天运载器有效推力P以及航天运载器的迎风面积S。

进一步地，所述通过采集到的数据计算航天运载器发射过程中连接器脱落时的加速度的方法为：通过瞬时加速度公式

计算得到加速度a的值。

进一步地，所述确定所述矢量力施力方向，并结合所述加速度和采集到的数据获得使所述连接器脱离运载器的矢量力的方法为：

计算连接器脱落时与运载器近地端的夹角；

通过动力学方程计算所述矢量力大小。

进一步地，所述计算所述连接器临近脱落时与运载器的夹角的方法为：根据正弦公式sinβ＝L1/L2计算得到使所述连接器脱拔的矢量力的施力方向与运载器的夹角角度β。其中，L1为发射架与运载器接口的直线距离，L2为所述连接器自发射架至接口端的直线距离。

进一步地，所述通过动力学方程计算所述矢量力大小的方法为：将各参数代入如下动力学方程

计算得到F的值；

式中M₀为第一航天运载器初始质量、α为燃料燃烧速率、t为连接器脱落时的时间、P为航天运载器有效推力、g为重力加速度、V为连接器脱落时的航天运载器发射速度、S为航天运载器的迎风面积、C为空气阻力系数、ρ为空气密度、m为连接器自发射架至接口端的质量、β为连接器脱落时与航天运载器近地部分的夹角、F为所述矢量力的大小。

进一步地，所述通过采集的数据计算航天运载器发射过程中连接器脱落时的加速度前还包括：

采集燃料燃烧后喷出的气体相对航天运载器的速率u的数据；

通过航天运载器速度公式

计算得到航天运载器发射速度理想值v；

对比航天运载器发射速度测量值V与航天运载器发射速度理想值v，若差值大于0.3m/s，则将航天运载器发射速度测量值V与航天运载器发射速度理想值v的平均值作为所述第一航天运载器的发射速度。

进一步地，所述根据加速度获得使所述连接器脱落的矢量力，具体包括：分别获取多个同规格航天运载器的矢量力，当多个矢量力相近且在允许误差范围内时，取多个矢量力的平均值进行下一待测航天运载器的脱落测试。

进一步地，使与所述第一航天运载器同等规格的待测航天运载器与所述连接器连接，并对所述连接器施加所述矢量力，观察所述连接器是否可以脱落的方法，具体为：

在与运载器靠近地面部分夹角为β且远离运载器的方向上，对连接器施加大小为F的力，观察连接器是否可以正常脱落，进而完成脱落测试。

本发明的另一个方面提供了一种服务器，包括存储器和处理器，其中所述存储器存储可执行程序，所述处理器用于调用所述可执行程序，以执行上述的航天运载器连接器脱落测试方法。

本发明提供的航天运载器连接器脱落测试方法及服务器，通过前期采集航天运载器发射时的各种参考数据，并根据采集到的数据计算连接器脱落时刻的加速度和施力方向，进而通过动力平衡公式计算得到使连接器脱拔的矢量力值，最终实现对下一待测航天运载器进行连准确规范的连接器脱落测试，达到脱落测试的目的。

在阅读具体实施方式并且在查看附图之后，本领域的技术人员将认识到另外的特征和优点。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1是根据本发明第一种实施例的航天运载器连接器脱落测试测量方法的流程图。

图2是根据本发明第二种实施例的航天运载器连接器脱落测试测量方法的流程图。

具体实施方式

下面结合附图并通过具体实施方式来进一步说明本发明的技术方案。诸如“下面”、“下方”、“在…下”、“低”、“上方”、“在…上”、“高”等的空间关系术语用于使描述方便，以解释一个元件相对于第二元件的定位，表示除了与图中示出的那些取向不同的取向以外，这些术语旨在涵盖器件的不同取向。另外，例如“一个元件在另一个元件上/下”可以表示两个元件直接接触，也可以表示两个元件之间还具有其他元件。此外，诸如“第一”、“第二”等的术语也用于描述各个元件、区、部分等，并且不应被当作限制。类似的术语在描述通篇中表示类似的元件。

本发明的一个方面提供了一种航天运载器连接器脱落测试方法。该测试方法主要应用于航天运载器发射前对连接器进行规范的脱落测试。参见图1，该航天运载器连接器脱落测试方法包括以下步骤：

S10采集第一航天运载器发射过程中的数据参数。

S20通过采集到的数据计算航天运载器在发射过程中连接器脱落时的加速度。

S30根据所述加速度和采集到的数据获得使所述连接器脱离运载器的矢量力，以及所述矢量力的施力方向。

S40使与所述第一航天运载器同规格的待测航天运载器与所述连接器连接，并对所述连接器施加所述矢量力，观察所述连接器是否可以脱落，进而完成测试。

本发明的实施例前期通过采集第一航天运载器的各项参数以及航天运载器发射过程中的实时数据，并根据采集到的数据计算出第一航天运载器发射过程中连接器脱落瞬间的瞬时加速度，以及连接器脱落瞬间对运载器施力的角度，进而计算出使连接器脱离运载器的矢量力。后期，对与第一航天运载器规格相同的待测航天运载器发射前进行脱落测试时，首先将连接器接口与运载器接口连接，并调整连接器相对于待测航天运载器的角度后，对连接器施加前述的矢量力进行测试连接器是否可以正常脱落，模拟航天运载器发射时连接器脱落的状态，进而得到准确的测试结果，完成测试。

需要说明的是，连接器作为工业生产出的标准产品，每个同等规格的连接器的质量基本一致，即使存在少许的差异对测试结果也不会造成影响。

进一步地，采集第一航天运载器发射过程中的数据至少包括：第一航天运载器初始质量M₀、燃料燃烧速率α、连接器脱落时的时间t、连接器脱落时的航天运载器发射速度测量值V、航天运载器有效推力P以及航天运载器的迎风面积S。

本发明的实施例通过在前期采集第一航天运载器的各项参数以及航天运载器发射过程中的实时数据，包括但不限于：第一航天运载器初始质量M₀、燃料燃烧速率α、连接器脱落时的时间t、连接器脱落时的航天运载器发射速度测量值V、航天运载器有效推力P以及航天运载器的迎风面积S等，以利用采集到的数据为后期矢量力的计算提供数据支撑，使计算结果更准确。

进一步地，通过采集到的数据计算航天运载器发射过程中连接器脱落时的加速度的方法为：通过瞬时加速度公式

计算得到加速度a的值。本发明的实施例利用前期采集的连接器脱落时的时间t和连接器脱落时的航天运载器发射速度测量值V，通过加速度求解公式得到连接器脱落瞬间的加速度，通过将两个数据代入瞬时加速度公式

计算求得连接器脱落时刻的加速度a。由于航天运载器发射过程中每个时刻的加速度可能都是不同的，所以根据瞬时加速度公式计算得到的加速度是比较准确的。

参见图2，进一步地，确定所述矢量力施力方向，并结合加速度和采集到的数据获得使连接器脱离运载器的矢量力的方法为：

S301计算连接器脱落时与运载器近地端的夹角；

S302通过动力学方程计算所述矢量力大小。

航天运载器发射过程中，用于加注的连接器在航天运载器发射到一定高度后会被航天运载器拉直，与航天运载器形成一个夹角，随后在发射架的固定作用下，拉拽连接器使连接器脱离运载器，此时连接器受到的拉拽力(即前述的矢量力)的计算方法为：先计算该矢量力相对于运载器的施力角度，即计算连接器临近脱落时与运载器的夹角，随后再将求得的加速度值a和采集到的各类所需数据代入动力学方程，通过动力学方程计算该矢量力的大小，从而得到该矢量力。

关于计算连接器临近脱落时与运载器的夹角需要说明的是，由于航天运载器向上发射过程中连接器脱落，可知使连接器脱落的施力方向一定是远离航天运载器的方向，所以我们只需要计算施力方向与运载器靠近地面部分的夹角即可，假如计算得到施力方向与运载器靠近地面部分的夹角为β，则可以确定使连接器脱离运载器的力是远离运载器且与运载器近地面部分夹角为β方向的。

具体地，计算连接器临近脱落时与运载器的夹角的方法为：根据正弦公式sinβ＝L1/L2计算得到使连接器脱拔的矢量力施力方向与运载器的夹角角度β，L1为发射架与运载器接口的直线距离，L2为连接器自发射架至接口端的直线距离。

本发明的实施例可以利用正弦公式计算连接器临近脱落时与运载器的夹角。由于航天运载器发射初始阶段一直保持运载器垂直于水平面向上的状态，所以连接器临近脱落时，发射架与运载器接口的直线距离L1、连接器自发射架至接口端的直线距离L2和部分运载器可以视为一个直角三角形，所以可以利用正弦公式sinβ＝L1/L2计算得到此时连接器与运载器的夹角β，进而可以得到连接器脱落的矢量力的施力方向与运载器的夹角角度也为β(由于自航天运载器发射到连接器脱落仅几秒的时间，所以可以忽略地球自转因素)。

进一步地，通过动力学方程计算所述矢量力大小的方法为：将各参数代入如下动力学方程

计算得到F的值；

式中M₀为第一航天运载器初始质量、α为燃料燃烧速率、t为连接器脱落时的时间、P为航天运载器有效推力、g为重力加速度、V为连接器脱落时的航天运载器发射速度、S为航天运载器的迎风面积、C为空气阻力系数、ρ为空气密度、m为连接器自发射架至接口端的质量、β为连接器脱落时与航天运载器近地部分的夹角、F为所述矢量力的大小。

本发明的实施例通过将计算得到的连接器脱落时刻的瞬时加速度a和采集到的相应数据代入动力学方程

求得使连接器脱离运载器的矢量力大小F。其中空气阻力系数C和空气密度ρ根据发射场的海拔、温度和气压等因素确定具体数值。需要说明的是，m*g为连接器自发射架至与航天运载器接口端的重力，由于连接器脱落时处于拉紧状态，所以连接器此部分的重力都施加于运载器上，虽然连接器的重力对于运载器来说影响甚微，但为了使脱落测试结果更准确规范，还是需要把连接器的重力考虑进去，进而使动力学公式更符合实际。

需要说明的是，M₀为航天运载器的初始质量，α*t为燃料的消耗量，所以t时刻，航天运载器的实际质量＝M₀-α*t。

为航天运载器发射过程中受到的空气阻力。

在一个实施例中，通过采集的数据计算航天运载器发射过程中连接器脱落时的加速度前还包括：采集燃料燃烧后喷出的气体相对航天运载器的速率u的数据；通过航天运载器的速度公式

计算得到航天运载器发射速度理想值v；对比航天运载器发射速度测量值V与航天运载器发射速度理想值v，若差值大于0.3m/s，则将航天运载器发射速度测量值V与航天运载器发射速度理想值v的平均值作为所述第一航天运载器的发射速度。

本发明的实施例在计算第一航天运载器连接器脱落瞬间的加速度前，还包括采集燃料燃烧后喷出的气体相对航天运载器的速率u，并通过航天运载器发射速度公式

计算得到航天运载器发射的理想值v。由于航天运载器发射过程中可能受到各种因素的影响，如天气因素和环境因素，可能会使监测收集到的数据信息(如航天运载器发射速度测量值V)与实际发射速度存在误差。所以，可以先将航天运载器发射速度测量值V与航天运载器发射速度理想值v对比，若差值大于0.3m/s，则将航天运载器发射速度测量值V与航天运载器发射速度理想值v的平均值作为第一航天运载器的发射速度，若差值小于等于0.3m/s，则将航天运载器发射速度测量值V视为第一航天运载器的发射速度。利用该方法得到的发射速度值更贴合实际，可以使下一待测航天运载器的脱落测试结果更准确。

进一步地，根据加速度获得使所述连接器脱落的矢量力，具体包括：分别获取多个同规格航天运载器的矢量力，当多个矢量力相近且在允许误差范围内时，取多个矢量力的平均值进行下一待测航天运载器的脱落测试。

本发明的实施例通过前期对多个同规格的航天运载器进行数据采集和计算，分别计算每个航天运载器发射过程中使连接器脱落的矢量力，当多个矢量力相近且在允许误差内时，可以取其平均值进行下一待测航天运载器的脱落测试。积累多组数据后，当多个矢量力相近且在允许误差范围内时，可以将平均值作为最终的矢量力，可以使脱落测试的结果更准确。

进一步地，使与第一航天运载器同等规格的待测航天运载器与连接器连接，并对连接器施加所述矢量力，观察连接器是否可以脱落的方法，具体为：在与运载器靠近地面部分的夹角为β且远离运载器的方向上，对连接器施加大小为F的力，观察连接器是否可以正常脱落。

具体地，待测航天运载器发射前将连接器接口与运载器接口连接，在与运载器呈β角度的位置上，可以通过施力装置对连接器施加大小为F的力，进而观察连接器是否可以正常脱落。该施力装置能够实现力度可控即可，故在此不做具体限定。为了延长连接器的使用寿命，可以通过辅助绳索对连接器的接口端施力，避免直接拉拽连接器，可以减小连接器损坏的风险，增加连接器的使用次数和使用寿命。

在上述实施例中，航天运载器可以是液体火箭。

本发明的上述实施例可以彼此组合，且具有相应的技术效果。

本发明的另一个方面提供了一种服务器，包括存储器和处理器，其中所述存储器存储可执行程序，所述处理器用于调用所述可执行程序，以执行上述的航天运载器连接器脱落测试方法。

上述的本发明实施例的测量方法可在各种硬件、软件编码或两者组合中进行实施。本发明的服务器可涉及计算机处理器、数字信号处理器、微处理器或现场可编程门阵列(Field Programmable Gate Array，FPGA)执行的多种功能。可根据本发明配置上述处理器执行特定任务，其通过执行定义了本发明揭示的特定方法的机器可读软件代码或固件代码来完成。可将软件代码或固件代码发展为不同的程序语言与不同的格式或形式。也可为不同的目标平台编译软件代码。然而，根据本发明执行任务的软件代码与其他类型配置代码的不同代码样式、类型与语言不脱离本发明的精神与范围。

本发明提供的航天运载器连接器脱落测试方法及服务器，通过前期采集航天运载器发射时的各种参考数据，并根据采集到的数据计算连接器脱落时刻的加速度和施力方向，进而通过动力学公式计算得到使连接器脱拔的矢量力，以实现对下一待测航天运载器连接器进行规范准确的脱落测试，达到测试目的。该测试方法的有益效果是：使航天运载器连接器脱落测试过程更规范，测量结果更准确，且测试方法简单易操作，可以逐渐提高航天运载器连接器脱落测试的覆盖率，进一步提升航天运载器的发射成功率。

以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (8)

1.一种航天运载器连接器脱落测试方法，其特征在于，包括以下步骤：

采集第一航天运载器发射过程中的数据参数，至少包括：第一航天运载器初始质量M₀、燃料燃烧速率α、连接器脱落时的时间t、连接器脱落时的航天运载器发射速度测量值V、航天运载器有效推力P以及航天运载器的迎风面积S；

通过采集到的数据计算航天运载器在发射过程中连接器脱落时的加速度a；

通过计算连接器脱落时与运载器近地部分的夹角β，确定使连接器脱拔的矢量力施力方向；

通过动力学方程：

计算得到所述矢量力F的值；式中g为重力加速度、C为空气阻力系数、ρ为空气密度、m为连接器自发射架至接口端的质量、β为连接器脱落时与航天运载器近地部分的夹角、F为所述矢量力的大小；

使与所述第一航天运载器同规格的待测航天运载器与所述连接器连接，并对所述连接器施加所述矢量力，观察所述连接器是否可以脱落，进而完成测试。

2.根据权利要求1所述的航天运载器连接器脱落测试方法，其特征在于，所述通过采集到的数据计算航天运载器发射过程中连接器脱落时的加速度a的方法为：

通过瞬时加速度公式

计算得到加速度a的值。

3.根据权利要求1所述的航天运载器连接器脱落测试方法，其特征在于，所述计算所述连接器脱落时与运载器近地部分的夹角β的方法为：

根据正弦公式sinβ＝L1/L2计算得到使所述连接器脱落时与运载器近地部分的夹角β；L1为发射架与运载器接口的直线距离，L2为所述连接器自发射架至接口端的直线距离。

4.根据权利要求2所述的航天运载器连接器脱落测试方法，其特征在于，所述采集到的数据计算航天运载器发射过程中连接器脱落时的加速度a前还包括：

采集燃料燃烧后喷出的气体相对航天运载器的速率u的数据；

通过航天运载器的速度公式

计算得到航天运载器发射速度理想值v；

对比航天运载器发射速度测量值V与航天运载器发射速度理想值v，若差值大于0.3m/s，则将航天运载器发射速度测量值V与航天运载器发射速度理想值v的平均值作为所述第一航天运载器的发射速度。

5.根据权利要求1所述的航天运载器连接器脱落测试方法，其特征在于，还包括：分别获取多个同规格航天运载器的矢量力，当多个矢量力相近且在允许误差范围内时，取多个矢量力的平均值进行下一待测航天运载器的脱落测试。

6.根据权利要求1所述的航天运载器连接器脱落测试方法，其特征在于，使与所述第一航天运载器同等规格的待测航天运载器与所述连接器连接，并对所述连接器施加所述矢量力，观察所述连接器是否可以脱落的方法，具体为：在与运载器靠近地面部分夹角为β且远离运载器的方向上，对连接器施加大小为F的力，观察连接器是否可以正常脱落，进而完成脱落测试。

7.根据权利要求1所述的航天运载器连接器脱落测试方法，其特征在于，所述使与所述第一航天运载器同规格的待测航天运载器与所述连接器连接，并对所述连接器施加所述矢量力，观察所述连接器是否可以脱落的方法为：

在与运载器靠近地面部分的夹角为β且远离运载器的方向上，通过辅助绳索对连接器的接口端施加大小为F的力，观察所述连接器是否可以脱落。

8.一种服务器，其特征在于，包括存储器和处理器，其中所述存储器存储可执行程序，所述处理器用于调用所述可执行程序，以执行如权利要求1-7任一项所述的航天运载器连接器脱落测试方法。

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