本發(fā)明屬于航天系統(tǒng)，涉及一種火箭脈動(dòng)壓力載荷時(shí)域設(shè)計(jì)方法。

背景技術(shù)：

1、運(yùn)載火箭主動(dòng)段在大氣層內(nèi)跨聲速飛行時(shí)，在箭體外形突變處將產(chǎn)生局部非定常氣動(dòng)力，即分離流和附體流交替的脈動(dòng)壓力和激波振蕩的脈動(dòng)壓力。由于其主要能量集中于低頻段，將引起運(yùn)載火箭全箭橫向彈性振動(dòng)。隨著運(yùn)載火箭規(guī)模的增加，由脈動(dòng)壓力干擾引起的火箭彈性載荷在總載荷中的比例逐步提升，其精細(xì)化設(shè)計(jì)對(duì)提升運(yùn)載火箭運(yùn)載效率和結(jié)構(gòu)效率十分關(guān)鍵。

2、在傳統(tǒng)的運(yùn)載火箭脈動(dòng)壓力載荷設(shè)計(jì)方法中，首先通過(guò)風(fēng)洞縮比試驗(yàn)獲取火箭特定外形不同馬赫數(shù)下的脈動(dòng)壓力量級(jí)、分布及功率譜密度。然后在彈性載荷計(jì)算時(shí)，假定運(yùn)載火箭受到穩(wěn)態(tài)的脈動(dòng)壓力外載荷，根據(jù)脈動(dòng)壓力的功率譜密度計(jì)算火箭結(jié)構(gòu)在穩(wěn)態(tài)隨機(jī)輸入力下的穩(wěn)態(tài)彈性響應(yīng)，所采用的是頻域方法。但根據(jù)脈動(dòng)壓力產(chǎn)生機(jī)理，在運(yùn)載火箭的飛行剖面中，火箭飛過(guò)大風(fēng)區(qū)(0.8-1.2ma)的時(shí)間很短，只有幾秒，且動(dòng)壓迅速變化，因此實(shí)際飛行剖面中火箭結(jié)構(gòu)尚未被激勵(lì)至穩(wěn)態(tài)振動(dòng)就已經(jīng)飛過(guò)脈動(dòng)壓力影響區(qū)。傳統(tǒng)充分激勵(lì)下的穩(wěn)態(tài)響應(yīng)計(jì)算方法會(huì)高估脈動(dòng)壓力載荷，影響了運(yùn)載火箭結(jié)構(gòu)效率。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)思路

1、本發(fā)明解決的技術(shù)問(wèn)題是：克服現(xiàn)有技術(shù)的不足，提出一種火箭脈動(dòng)壓力載荷時(shí)域設(shè)計(jì)方法，通過(guò)高精度動(dòng)力學(xué)模型瞬態(tài)響應(yīng)分析，獲取脈動(dòng)壓力彈性載荷的時(shí)域計(jì)算方法，實(shí)現(xiàn)了對(duì)火箭飛行橫向彈性載荷的有效減載。

2、本發(fā)明解決技術(shù)的方案是：

3、一種火箭脈動(dòng)壓力載荷時(shí)域設(shè)計(jì)方法，包括：

4、步驟一、對(duì)運(yùn)載火箭的縮比模型進(jìn)行風(fēng)洞試驗(yàn)，確定動(dòng)脈壓力的分布規(guī)律；

5、步驟二、根據(jù)運(yùn)載火箭的實(shí)際飛行情況，選取外力辨識(shí)振動(dòng)測(cè)點(diǎn)；

6、步驟三、運(yùn)載火箭飛行后，對(duì)步驟二中確定的外力辨識(shí)振動(dòng)測(cè)點(diǎn)采集的振動(dòng)數(shù)據(jù)進(jìn)行預(yù)處理，獲得振動(dòng)遙測(cè)時(shí)域數(shù)據(jù)；

7、步驟四、根據(jù)步驟一確定的動(dòng)脈壓力分布規(guī)律、步驟二確定的外力辨識(shí)振動(dòng)測(cè)點(diǎn)、步驟三獲得的振動(dòng)遙測(cè)時(shí)域數(shù)據(jù)，獲取運(yùn)載火箭單發(fā)次的時(shí)域外力頻譜圖；

8、步驟五、重復(fù)步驟三至步驟四m-1次，獲得運(yùn)載火箭m發(fā)次的時(shí)域外力頻譜圖包絡(luò)，即運(yùn)載火箭外力模型的時(shí)域曲線；m為不小于5的正整數(shù)；

9、步驟六、根據(jù)步驟五的運(yùn)載火箭外力模型的時(shí)域曲線和步驟一的運(yùn)載火箭的縮比模型，獲取火箭的脈動(dòng)壓力載荷。

10、在上述的一種火箭脈動(dòng)壓力載荷時(shí)域設(shè)計(jì)方法，所述步驟一中，通過(guò)對(duì)運(yùn)載火箭縮比模型進(jìn)行風(fēng)洞試驗(yàn)，獲得脈動(dòng)壓力均方根量級(jí)隨運(yùn)載火箭縮比模型高度的變化曲線。

11、在上述的一種火箭脈動(dòng)壓力載荷時(shí)域設(shè)計(jì)方法，動(dòng)脈壓力的分布規(guī)律為：

12、脈動(dòng)壓力集中于運(yùn)載火箭的外形變化處，包括整流罩錐柱交界面、整流罩倒錐、助推頭錐柱交界面；因此脈動(dòng)壓力等效為多點(diǎn)集中載荷。

13、在上述的一種火箭脈動(dòng)壓力載荷時(shí)域設(shè)計(jì)方法，所述步驟二中，根據(jù)運(yùn)載火箭的頻率和模態(tài)，脈動(dòng)壓力的能量集中在低頻；所述低頻為20hz以下。

14、在上述的一種火箭脈動(dòng)壓力載荷時(shí)域設(shè)計(jì)方法，根據(jù)運(yùn)載火箭具體模態(tài)，選取低頻前幾階模態(tài)中全箭模態(tài)位移大的位置作為外力辨識(shí)振動(dòng)測(cè)點(diǎn)，包括星箭界面、整流罩、級(jí)間段、尾段。

15、在上述的一種火箭脈動(dòng)壓力載荷時(shí)域設(shè)計(jì)方法，所述步驟三中，運(yùn)載火箭的箭體頻率為低頻，振動(dòng)數(shù)據(jù)中的高頻分量影響外力辨識(shí)精度。

16、在上述的一種火箭脈動(dòng)壓力載荷時(shí)域設(shè)計(jì)方法，所述預(yù)處理的具體方法為：

17、采用低通濾波器濾掉振動(dòng)數(shù)據(jù)中的高頻分量，防止高頻數(shù)據(jù)影響外力辨識(shí)精度；同時(shí)，濾掉小于箭體1/2一階橫向頻率的趨勢(shì)項(xiàng)，防止剛體位移影響辨識(shí)結(jié)果。

18、在上述的一種火箭脈動(dòng)壓力載荷時(shí)域設(shè)計(jì)方法，所述步驟四中，獲取運(yùn)載火箭單發(fā)次的時(shí)域外力頻譜圖的具體方法為：

19、以步驟二確定的外力辨識(shí)振動(dòng)測(cè)點(diǎn)位置和步驟三采集的振動(dòng)遙測(cè)時(shí)域數(shù)據(jù)作為辨識(shí)算法的已知量；根據(jù)步驟一中動(dòng)脈壓力的分布規(guī)律確定外力作用點(diǎn)位置和數(shù)量，并將外力作用點(diǎn)位置和數(shù)量作為外力的空間分布信息；采用多點(diǎn)外力的辨識(shí)方法對(duì)外力進(jìn)行反向辨識(shí)，獲取各外力作用點(diǎn)上的外力時(shí)域歷程，從而形成運(yùn)載火箭單次飛行試驗(yàn)的多點(diǎn)外力，即運(yùn)載火箭單發(fā)次的時(shí)域外力頻譜圖。

20、在上述的一種火箭脈動(dòng)壓力載荷時(shí)域設(shè)計(jì)方法，所述步驟五中，運(yùn)載火箭飛行時(shí)，大氣狀態(tài)和具體的飛行剖面存在散差；將運(yùn)載火箭每一發(fā)次辨識(shí)外力的頻譜圖進(jìn)行包絡(luò)，得到最終外力模型的時(shí)域曲線。

21、在上述的一種火箭脈動(dòng)壓力載荷時(shí)域設(shè)計(jì)方法，所述步驟六中，根據(jù)步驟五的運(yùn)載火箭外力模型的時(shí)域曲線，對(duì)步驟一中的運(yùn)載火箭的縮比模型開(kāi)展有限元時(shí)域瞬態(tài)響應(yīng)分析，提取運(yùn)載火箭截面內(nèi)力，即為火箭的脈動(dòng)壓力載荷。

22、本發(fā)明與現(xiàn)有技術(shù)相比的有益效果是：

23、(1)本發(fā)明結(jié)合火箭快速跨越飛行大風(fēng)區(qū)的特性，改變傳統(tǒng)基于充分激勵(lì)的穩(wěn)態(tài)響應(yīng)分析方法，通過(guò)開(kāi)展外力辨識(shí)和全箭時(shí)域瞬態(tài)響應(yīng)分析，精細(xì)化計(jì)算脈動(dòng)壓力彈性載荷，彈性載荷降低15％～17％，具有重要的工程應(yīng)用推廣應(yīng)用價(jià)值；

24、(2)本發(fā)明通過(guò)高精度動(dòng)力學(xué)模型瞬態(tài)響應(yīng)分析，獲取脈動(dòng)壓力彈性載荷的時(shí)域計(jì)算方法，實(shí)現(xiàn)了對(duì)火箭飛行橫向彈性載荷的有效減載；

25、(3)本發(fā)明在運(yùn)載火箭飛行中全箭布置有振動(dòng)測(cè)點(diǎn)，因此可結(jié)合脈動(dòng)壓力風(fēng)洞試驗(yàn)，建立外力模型的空間特性，確定外力作用點(diǎn)位置和數(shù)量，再根據(jù)全箭模態(tài)信息和振動(dòng)測(cè)點(diǎn)布置，確定振動(dòng)源數(shù)據(jù)選取，最后根據(jù)飛行測(cè)量振動(dòng)數(shù)據(jù)進(jìn)行時(shí)域外載荷反向辨識(shí)和多發(fā)次包絡(luò)，獲取外力模型時(shí)域曲線，最后開(kāi)展瞬態(tài)響應(yīng)分析獲取全箭脈動(dòng)壓力彈性載荷。

技術(shù)特征：

1.一種火箭脈動(dòng)壓力載荷時(shí)域設(shè)計(jì)方法，其特征在于：包括：

2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種火箭脈動(dòng)壓力載荷時(shí)域設(shè)計(jì)方法，其特征在于：所述步驟一中，通過(guò)對(duì)運(yùn)載火箭縮比模型進(jìn)行風(fēng)洞試驗(yàn)，獲得脈動(dòng)壓力均方根量級(jí)隨運(yùn)載火箭縮比模型高度的變化曲線。

3.根據(jù)權(quán)利要求2所述的一種火箭脈動(dòng)壓力載荷時(shí)域設(shè)計(jì)方法，其特征在于：動(dòng)脈壓力的分布規(guī)律為：

4.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種火箭脈動(dòng)壓力載荷時(shí)域設(shè)計(jì)方法，其特征在于：所述步驟二中，根據(jù)運(yùn)載火箭的頻率和模態(tài)，脈動(dòng)壓力的能量集中在低頻；所述低頻為20hz以下。

5.根據(jù)權(quán)利要求4所述的一種火箭脈動(dòng)壓力載荷時(shí)域設(shè)計(jì)方法，其特征在于：根據(jù)運(yùn)載火箭具體模態(tài)，選取低頻前幾階模態(tài)中全箭模態(tài)位移大的位置作為外力辨識(shí)振動(dòng)測(cè)點(diǎn)，包括星箭界面、整流罩、級(jí)間段、尾段。

6.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種火箭脈動(dòng)壓力載荷時(shí)域設(shè)計(jì)方法，其特征在于：所述步驟三中，運(yùn)載火箭的箭體頻率為低頻，振動(dòng)數(shù)據(jù)中的高頻分量影響外力辨識(shí)精度。

7.根據(jù)權(quán)利要求6所述的一種火箭脈動(dòng)壓力載荷時(shí)域設(shè)計(jì)方法，其特征在于：所述預(yù)處理的具體方法為：

8.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種火箭脈動(dòng)壓力載荷時(shí)域設(shè)計(jì)方法，其特征在于：所述步驟四中，獲取運(yùn)載火箭單發(fā)次的時(shí)域外力頻譜圖的具體方法為：

9.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種火箭脈動(dòng)壓力載荷時(shí)域設(shè)計(jì)方法，其特征在于：所述步驟五中，運(yùn)載火箭飛行時(shí)，大氣狀態(tài)和具體的飛行剖面存在散差；將運(yùn)載火箭每一發(fā)次辨識(shí)外力的頻譜圖進(jìn)行包絡(luò)，得到最終外力模型的時(shí)域曲線。

10.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種火箭脈動(dòng)壓力載荷時(shí)域設(shè)計(jì)方法，其特征在于：所述步驟六中，根據(jù)步驟五的運(yùn)載火箭外力模型的時(shí)域曲線，對(duì)步驟一中的運(yùn)載火箭的縮比模型開(kāi)展有限元時(shí)域瞬態(tài)響應(yīng)分析，提取運(yùn)載火箭截面內(nèi)力，即為火箭的脈動(dòng)壓力載荷。

技術(shù)總結(jié)
本發(fā)明涉及一種火箭脈動(dòng)壓力載荷時(shí)域設(shè)計(jì)方法，屬于航天系統(tǒng)技術(shù)領(lǐng)域；對(duì)運(yùn)載火箭的縮比模型進(jìn)行風(fēng)洞試驗(yàn)，確定動(dòng)脈壓力的分布規(guī)律；根據(jù)運(yùn)載火箭的實(shí)際飛行情況，選取外力辨識(shí)振動(dòng)測(cè)點(diǎn)；對(duì)外力辨識(shí)振動(dòng)測(cè)點(diǎn)采集的振動(dòng)數(shù)據(jù)進(jìn)行預(yù)處理，獲得振動(dòng)遙測(cè)時(shí)域數(shù)據(jù)；獲取運(yùn)載火箭單發(fā)次的時(shí)域外力頻譜圖；重復(fù)上述步驟m?1次，獲得運(yùn)載火箭m發(fā)次的時(shí)域外力頻譜圖包絡(luò)，即運(yùn)載火箭外力模型的時(shí)域曲線；m為不小于5的正整數(shù)；根據(jù)運(yùn)載火箭外力模型的時(shí)域曲線和運(yùn)載火箭的縮比模型，獲取火箭的脈動(dòng)壓力載荷；本發(fā)明通過(guò)高精度動(dòng)力學(xué)模型瞬態(tài)響應(yīng)分析，獲取脈動(dòng)壓力彈性載荷的時(shí)域計(jì)算方法，實(shí)現(xiàn)了對(duì)火箭飛行橫向彈性載荷的有效減載。

技術(shù)研發(fā)人員：闞鐳,陳士強(qiáng),常嘉輝,劉暉,劉凱,蘇虹,唐偉,曾耀祥,祁峰,徐珊姝,潘忠文,牟宇,鄧新宇,姜人偉
受保護(hù)的技術(shù)使用者：北京宇航系統(tǒng)工程研究所
技術(shù)研發(fā)日：
技術(shù)公布日：2025/1/6