本發(fā)明涉及飛行載荷測(cè)量技術(shù)領(lǐng)域，更具體地，涉及一種桿系結(jié)構(gòu)火箭艙段飛行載荷測(cè)量方法。

背景技術(shù)：

飛行載荷測(cè)量在整個(gè)火箭研制和生產(chǎn)過(guò)程中占有重要地位，是完成火箭新結(jié)構(gòu)定型、驗(yàn)證火箭結(jié)構(gòu)完整性和合理性，以及保證火箭飛行安全等必須的試驗(yàn)項(xiàng)目。

目前現(xiàn)有技術(shù)較少涉及火箭飛行過(guò)程載荷的測(cè)量，更多是采用理論計(jì)算，或者根據(jù)過(guò)載測(cè)量數(shù)據(jù)，通過(guò)動(dòng)力學(xué)模型間接獲取載荷。另外，目前存在的一些火箭載荷實(shí)測(cè)技術(shù)多為各型火箭模型和實(shí)物的地面風(fēng)載荷試驗(yàn)，針對(duì)的艙段都是圓柱殼式結(jié)構(gòu)艙段。

上述現(xiàn)有技術(shù)中的理論計(jì)算和基于動(dòng)力學(xué)模型過(guò)載數(shù)據(jù)的測(cè)量方法，都是對(duì)火箭實(shí)際飛行載荷的間接估計(jì)，會(huì)不可避免的引入測(cè)量偏差，影響對(duì)實(shí)際飛行載荷測(cè)量的準(zhǔn)確性。針對(duì)各型火箭模型和實(shí)物的地面風(fēng)載荷試驗(yàn)，測(cè)量艙段的結(jié)構(gòu)形式和受力方式都較為簡(jiǎn)單，基本都是在線性假設(shè)的基礎(chǔ)上進(jìn)行載荷測(cè)量工作，很難做到真實(shí)反應(yīng)火箭飛行過(guò)程載荷。

因此，有必要尋求一種方法，能夠?qū)崿F(xiàn)在火箭實(shí)際飛行過(guò)程中對(duì)火箭飛行載荷的測(cè)量，以消除或減小測(cè)量偏差，提高火箭飛行載荷測(cè)量的準(zhǔn)確性。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：

為了克服上述問(wèn)題或者至少部分地解決上述問(wèn)題，本發(fā)明提供一種桿系結(jié)構(gòu)火箭艙段飛行載荷測(cè)量方法，以實(shí)現(xiàn)在火箭實(shí)際飛行過(guò)程中對(duì)火箭飛行載荷的測(cè)量，從而達(dá)到消除或減小測(cè)量偏差，提高火箭飛行載荷測(cè)量的準(zhǔn)確性的目的。

本發(fā)明提供一種桿系結(jié)構(gòu)火箭艙段飛行載荷測(cè)量方法，包括：s1，通過(guò)布置在目標(biāo)火箭斜桿上的應(yīng)變片組構(gòu)成的測(cè)量橋路，獲取所述目標(biāo)火箭飛行過(guò)程中的彎曲應(yīng)變數(shù)據(jù)和軸向應(yīng)變數(shù)據(jù)；s2，基于所述彎曲應(yīng)變數(shù)據(jù)和所述軸向應(yīng)變數(shù)據(jù)，利用火箭結(jié)構(gòu)載荷測(cè)量本構(gòu)模型，獲取所述目標(biāo)火箭飛行過(guò)程中的彎矩載荷和軸向載荷。

其中，所述步驟s1具體包括：通過(guò)由第一應(yīng)變片組構(gòu)成的第一彎矩測(cè)量橋路，獲取所述目標(biāo)火箭飛行過(guò)程中第一方向彎曲應(yīng)變數(shù)據(jù)，所述第一應(yīng)變片組布置在所述目標(biāo)火箭艙第一直徑兩端的兩對(duì)相鄰斜桿內(nèi)側(cè)面中段位置；通過(guò)由第二應(yīng)變片組構(gòu)成的第二彎矩測(cè)量橋路，獲取所述目標(biāo)火箭飛行過(guò)程中第二方向彎曲應(yīng)變數(shù)據(jù)，所述第二應(yīng)變片組布置在所述目標(biāo)火箭艙第二直徑兩端的兩對(duì)相鄰斜桿內(nèi)側(cè)面中段位置，且所述第二直徑與所述第一直徑成90度夾角；通過(guò)由第三應(yīng)變片組構(gòu)成的軸力測(cè)量橋路，獲取所述目標(biāo)火箭飛行過(guò)程中的軸向應(yīng)變數(shù)據(jù)，所述第三應(yīng)變片組布置在所述第一應(yīng)變片組下方設(shè)定距離處。

進(jìn)一步的，在進(jìn)行彎曲應(yīng)變數(shù)據(jù)測(cè)量和軸向應(yīng)變數(shù)據(jù)測(cè)量之前，所述方法還包括：將所述第一應(yīng)變片組包括的橫向應(yīng)變片和豎向應(yīng)變片分別粘貼在所述第一直徑兩端兩對(duì)相鄰且交點(diǎn)向上的斜桿內(nèi)側(cè)面中段位置；將所述第二應(yīng)變片組包括的橫向應(yīng)變片和豎向應(yīng)變片分別粘貼在所述第二直徑兩端兩對(duì)相鄰且交點(diǎn)向上的斜桿內(nèi)側(cè)面中段位置；將所述第三應(yīng)變片組包括的橫向應(yīng)變片和豎向應(yīng)變片分別粘貼在所述第一直徑兩端兩對(duì)相鄰且交點(diǎn)向上的斜桿內(nèi)側(cè)面中段偏下位置；所述橫向應(yīng)變片至少為4片，所述豎向應(yīng)變片至少為4片。

其中，由所述第一應(yīng)變片組構(gòu)成所述第一彎矩測(cè)量橋路具體包括：對(duì)所述第一直徑兩端相鄰斜桿上所述第一應(yīng)變片組的橫向應(yīng)變片信號(hào)和豎向應(yīng)變片信號(hào)分別求和，再對(duì)每對(duì)相鄰斜桿上所述第一應(yīng)變片組的橫向應(yīng)變片信號(hào)和與豎向應(yīng)變片信號(hào)和求差，最后將所述第一直徑兩端所述第一應(yīng)變片組的應(yīng)變片信號(hào)差相減，構(gòu)成所述第一彎矩測(cè)量橋路；由所述第二應(yīng)變片組構(gòu)成所述第二彎矩測(cè)量橋路具體包括：對(duì)所述第二直徑兩端相鄰斜桿上所述第二應(yīng)變片組的橫向應(yīng)變片信號(hào)和豎向應(yīng)變片信號(hào)分別求和，再對(duì)每對(duì)相鄰斜桿上所述第二應(yīng)變片組的橫向應(yīng)變片信號(hào)和與豎向應(yīng)變片信號(hào)和求差，最后將所述第二直徑兩端所述第二應(yīng)變片組的應(yīng)變片信號(hào)差相減，構(gòu)成所述第二彎矩測(cè)量橋路；由所述第三應(yīng)變片組構(gòu)成所述軸力測(cè)量橋路具體包括：對(duì)所述第一直徑兩端相鄰斜桿上所述第三應(yīng)變片組的橫向應(yīng)變片信號(hào)和豎向應(yīng)變片信號(hào)分別求和，再對(duì)每對(duì)相鄰斜桿上所述第三應(yīng)變片組的橫向應(yīng)變片信號(hào)和與豎向應(yīng)變片信號(hào)和求差，最后將所述第一直徑兩端所述第三應(yīng)變片組的應(yīng)變片信號(hào)差相加，構(gòu)成所述軸力測(cè)量橋路。

其中，所述箭體結(jié)構(gòu)載荷測(cè)量本構(gòu)模型包括載荷測(cè)量非線性本構(gòu)模型，所述載荷測(cè)量非線性本構(gòu)模型的獲取步驟包括：獲取所述目標(biāo)火箭的地面標(biāo)定試驗(yàn)數(shù)據(jù)，根據(jù)所述地面標(biāo)定試驗(yàn)數(shù)據(jù)獲取所述載荷測(cè)量非線性本構(gòu)模型。。

其中，所述根據(jù)所述目標(biāo)火箭的地面標(biāo)定試驗(yàn)數(shù)據(jù)獲取所述載荷測(cè)量非線性本構(gòu)模型具體包括：基于火箭飛行過(guò)程中的應(yīng)變耦合效應(yīng)，設(shè)計(jì)包含待定參數(shù)的載荷測(cè)量非線性本構(gòu)模型；對(duì)所述目標(biāo)火箭進(jìn)行地面標(biāo)定試驗(yàn)，獲取所述目標(biāo)火箭的試驗(yàn)施加載荷數(shù)據(jù)和對(duì)應(yīng)的標(biāo)定應(yīng)變數(shù)據(jù)；將所述試驗(yàn)施加載荷數(shù)據(jù)和所述標(biāo)定應(yīng)變數(shù)據(jù)帶入所述包含待定參數(shù)的載荷測(cè)量非線性本構(gòu)模型，計(jì)算獲取所述待定參數(shù)值；將所述待定參數(shù)值帶入所述包含待定參數(shù)的載荷測(cè)量非線性本構(gòu)模型，獲取所述載荷測(cè)量非線性本構(gòu)模型。

其中，所述對(duì)所述目標(biāo)火箭進(jìn)行地面標(biāo)定試驗(yàn)，獲取所述目標(biāo)火箭的試驗(yàn)施加載荷數(shù)據(jù)和對(duì)應(yīng)的標(biāo)定應(yīng)變數(shù)據(jù)進(jìn)一步包括：通過(guò)地面標(biāo)定裝置，分別對(duì)所述目標(biāo)火箭施加不同類型及不同數(shù)值的載荷，獲取所述試驗(yàn)施加載荷數(shù)據(jù)；分別獲取各所述載荷類型和所述載荷數(shù)值工況下所述目標(biāo)火箭對(duì)應(yīng)產(chǎn)生的所述標(biāo)定應(yīng)變數(shù)據(jù)。

其中，所述步驟s2具體包括：將所述彎曲應(yīng)變數(shù)據(jù)和所述軸向應(yīng)變數(shù)據(jù)帶入所述火箭結(jié)構(gòu)載荷測(cè)量本構(gòu)模型，通過(guò)計(jì)算獲取所述目標(biāo)火箭飛行過(guò)程中的所述彎矩載荷和所述軸向載荷。

進(jìn)一步的，在所述第一應(yīng)變片組附近還布置有備用第一應(yīng)變片組，和/或在所述第二應(yīng)變片組附近還布置有備用第二應(yīng)變片組；相應(yīng)的，所述方法還包括：通過(guò)由所述備用第一應(yīng)變片組構(gòu)成的備用第一彎矩測(cè)量橋路，測(cè)取火箭飛行過(guò)程備用第一方向彎曲應(yīng)變數(shù)據(jù)，和/或通過(guò)由所述備用第二應(yīng)變片組構(gòu)成的備用第二彎矩測(cè)量橋路，測(cè)取火箭飛行過(guò)程備用第二方向彎曲應(yīng)變數(shù)據(jù)。

進(jìn)一步的，在所述第二應(yīng)變片組偏下方位置，還布置有備用第三應(yīng)變片組；相應(yīng)的，所述方法還包括：通過(guò)由所述備用第三應(yīng)變片組構(gòu)成的備用軸力測(cè)量橋路，測(cè)取火箭飛行過(guò)程的備用軸向應(yīng)變數(shù)據(jù)。

本發(fā)明提供的一種桿系結(jié)構(gòu)火箭艙段飛行載荷測(cè)量方法，通過(guò)建立火箭復(fù)雜桿系結(jié)構(gòu)承受動(dòng)態(tài)軸力、彎矩及剪力載荷時(shí)，軸力、彎矩及剪力載荷分別解耦的組橋橋路，測(cè)取火箭實(shí)際飛行過(guò)程中產(chǎn)生的應(yīng)變，并結(jié)合地面標(biāo)定試驗(yàn)，獲取目標(biāo)火箭產(chǎn)生應(yīng)變與所承受載荷的關(guān)系，實(shí)現(xiàn)對(duì)火箭實(shí)際飛行過(guò)程的載荷測(cè)量，能夠有效消除或減小測(cè)量偏差，提高火箭飛行載荷測(cè)量的準(zhǔn)確性。

附圖說(shuō)明

圖1為本發(fā)明實(shí)施例一種桿系結(jié)構(gòu)火箭艙段飛行載荷測(cè)量方法流程圖；

圖2為本發(fā)明實(shí)施例一種測(cè)取火箭飛行過(guò)程應(yīng)變數(shù)據(jù)處理過(guò)程構(gòu)成示意圖；

圖3為本發(fā)明實(shí)施例一種桿系結(jié)構(gòu)火箭艙段的載荷測(cè)點(diǎn)布置示意圖；

圖4為本發(fā)明實(shí)施例一種桿系結(jié)構(gòu)艙段的軸力和彎矩測(cè)量橋路結(jié)構(gòu)示意圖；

圖5為本發(fā)明實(shí)施例一種線性本構(gòu)模型的載荷計(jì)算結(jié)果示意圖；

圖6為本發(fā)明實(shí)施例一種載荷測(cè)量非線性本構(gòu)模型的測(cè)量精度結(jié)果示意圖；

圖7為本發(fā)明實(shí)施例一種載荷測(cè)量非線性本構(gòu)模型的獲取處理流程圖；

圖8為本發(fā)明實(shí)施例一種桿系結(jié)構(gòu)火箭艙段的靈敏度標(biāo)定試驗(yàn)系統(tǒng)結(jié)構(gòu)示意圖。

具體實(shí)施方式

為使本發(fā)明的目的、技術(shù)方案和優(yōu)點(diǎn)更加清楚，下面將結(jié)合本發(fā)明實(shí)施例中的附圖，對(duì)本發(fā)明中的技術(shù)方案進(jìn)行清楚、完整地描述，顯然，所描述的實(shí)施例是本發(fā)明的一部分實(shí)施例，而不是全部的實(shí)施例?；诒景l(fā)明中的實(shí)施例，本領(lǐng)域普通技術(shù)人員在沒(méi)有做出創(chuàng)造性勞動(dòng)的前提下所獲得的所有其他實(shí)施例，都屬于本發(fā)明保護(hù)的范圍。

作為本發(fā)明實(shí)施例的一個(gè)實(shí)施例，本實(shí)施例提供一種桿系結(jié)構(gòu)火箭艙段飛行載荷測(cè)量方法，參考圖1，為本發(fā)明實(shí)施例一種桿系結(jié)構(gòu)火箭艙段飛行載荷測(cè)量方法流程圖，包括：

s1，通過(guò)布置在目標(biāo)火箭斜桿上的應(yīng)變片組構(gòu)成的測(cè)量橋路，獲取所述目標(biāo)火箭飛行過(guò)程中的彎曲應(yīng)變數(shù)據(jù)和軸向應(yīng)變數(shù)據(jù)。

其中，桿系結(jié)構(gòu)火箭艙：為錐形結(jié)構(gòu)，由上、下端框，24根管及管接頭組成。其中24根管用混合連接方式與上下管接頭組成12組叉子單元。叉子單元通過(guò)螺栓均勻連接在上、下端框上。

應(yīng)變片：是由敏感柵等構(gòu)成用于測(cè)量應(yīng)變的元件，使用時(shí)將其牢固地粘貼在構(gòu)件的測(cè)點(diǎn)上，構(gòu)件受力后由于測(cè)點(diǎn)發(fā)生應(yīng)變，敏感柵也隨之變形而使其電阻發(fā)生變化，再由專用儀器測(cè)得其電阻變化大小，并轉(zhuǎn)換為測(cè)點(diǎn)的應(yīng)變值。

測(cè)量橋路：由應(yīng)變片組中多個(gè)應(yīng)變片按一定的連接方式形成的橋路連接，該橋路連接設(shè)置有輸出端，由輸出端輸出的電阻值可獲取構(gòu)件發(fā)生的應(yīng)變。

彎曲應(yīng)變：是由彎矩產(chǎn)生的構(gòu)件的應(yīng)變。應(yīng)變指在外力或非均勻溫度場(chǎng)等因素作用下構(gòu)件局部的相對(duì)變形。彎矩是受力構(gòu)件截面上的內(nèi)力矩的一種，即垂直于橫截面的內(nèi)力系的合力偶矩。

軸向應(yīng)變：指在外載荷或非均勻溫度場(chǎng)等因素作用下構(gòu)件軸向上發(fā)生的相對(duì)變形。

步驟s1具體為，對(duì)于已經(jīng)布置好測(cè)量橋路的待測(cè)火箭，火箭發(fā)射之前，火箭上遙測(cè)系統(tǒng)對(duì)載荷系統(tǒng)進(jìn)行供電，測(cè)量系統(tǒng)起動(dòng)，并自動(dòng)進(jìn)行橋路平衡操作。此后，測(cè)量系統(tǒng)持續(xù)通過(guò)測(cè)量橋路采集應(yīng)變信號(hào)，并以模擬信號(hào)形式傳給遙測(cè)系統(tǒng)，遙測(cè)系統(tǒng)傳給地面接收站，直到飛行結(jié)束，得到火箭上各測(cè)點(diǎn)處的應(yīng)變[εxεyεz]，包括彎曲應(yīng)變數(shù)據(jù)和軸向應(yīng)變數(shù)據(jù)。

s2，基于所述彎曲應(yīng)變數(shù)據(jù)和所述軸向應(yīng)變數(shù)據(jù)，利用火箭結(jié)構(gòu)載荷測(cè)量本構(gòu)模型，獲取所述目標(biāo)火箭飛行過(guò)程中的彎矩載荷和軸向載荷。

其中，本構(gòu)模型：反映結(jié)構(gòu)宏觀性質(zhì)的數(shù)學(xué)模型。指將描述連續(xù)介質(zhì)變形的參量與描述內(nèi)力的參量聯(lián)系起來(lái)的一組關(guān)系式。對(duì)于不同的結(jié)構(gòu)，在不同的變形條件下有不同的本構(gòu)模型，是結(jié)構(gòu)或者材料的宏觀力學(xué)性能的綜合反映。

步驟s2具體為，對(duì)于上述步驟已經(jīng)獲取的火箭飛行過(guò)程的彎曲應(yīng)變數(shù)據(jù)和軸向應(yīng)變數(shù)據(jù)，通過(guò)已知的火箭結(jié)構(gòu)載荷測(cè)量本構(gòu)模型，獲取火箭彎曲應(yīng)變數(shù)據(jù)和軸向應(yīng)變數(shù)據(jù)與火箭所受彎矩載荷和軸向載荷的數(shù)量關(guān)系，并由此根據(jù)已經(jīng)獲取的火箭飛行過(guò)程中彎曲應(yīng)變數(shù)據(jù)和軸向應(yīng)變數(shù)據(jù)，計(jì)算獲取火箭飛行過(guò)程的彎矩載荷和軸向載荷。

其中可選的，所述步驟s2具體包括：將所述彎曲應(yīng)變數(shù)據(jù)和所述軸向應(yīng)變數(shù)據(jù)帶入所述火箭結(jié)構(gòu)載荷測(cè)量本構(gòu)模型，通過(guò)計(jì)算獲取所述目標(biāo)火箭飛行過(guò)程中的彎矩載荷和軸向載荷。

具體而言，對(duì)于上述步驟獲取的火箭飛行過(guò)程中彎曲應(yīng)變數(shù)據(jù)和軸向應(yīng)變數(shù)據(jù)，需要轉(zhuǎn)化為火箭實(shí)際飛行載荷數(shù)據(jù)。載荷測(cè)量本構(gòu)模型恰好為表述構(gòu)件應(yīng)變與構(gòu)件受力關(guān)系的數(shù)學(xué)模型，因此，對(duì)于火箭飛行過(guò)程中已知量彎曲應(yīng)變數(shù)據(jù)和軸向應(yīng)變數(shù)據(jù)，將其帶入火箭結(jié)構(gòu)載荷測(cè)量本構(gòu)模型，可以計(jì)算獲取對(duì)應(yīng)的火箭飛行過(guò)程實(shí)際彎矩載荷和軸向載荷。

本發(fā)明實(shí)施例提供的一種桿系結(jié)構(gòu)火箭艙段飛行載荷測(cè)量方法，通過(guò)應(yīng)變測(cè)量橋路測(cè)取火箭實(shí)際飛行過(guò)程中桿系結(jié)構(gòu)火箭艙段斜桿上的應(yīng)變數(shù)據(jù)，并據(jù)此通過(guò)火箭結(jié)構(gòu)載荷測(cè)量本構(gòu)模型獲取火箭飛行過(guò)程的飛行載荷數(shù)據(jù)。是對(duì)火箭飛行數(shù)據(jù)的直接測(cè)量，能夠有效消除或減小測(cè)量偏差，提高火箭飛行載荷測(cè)量的準(zhǔn)確性。

根據(jù)上述實(shí)施例，其中可選的，步驟s1具體處理過(guò)程參考圖2，為本發(fā)明實(shí)施例一種測(cè)取火箭飛行過(guò)程應(yīng)變數(shù)據(jù)處理過(guò)程構(gòu)成示意圖，包括：

s11，通過(guò)由第一應(yīng)變片組構(gòu)成的第一彎矩測(cè)量橋路，獲取所述目標(biāo)火箭飛行過(guò)程中第一方向彎曲應(yīng)變數(shù)據(jù)，所述第一應(yīng)變片組布置在所述目標(biāo)火箭艙第一直徑兩端的兩對(duì)相鄰斜桿內(nèi)側(cè)面中段位置；s12，通過(guò)由第二應(yīng)變片組構(gòu)成的第二彎矩測(cè)量橋路，獲取所述目標(biāo)火箭飛行過(guò)程中第二方向彎曲應(yīng)變數(shù)據(jù)，所述第二應(yīng)變片組布置在所述目標(biāo)火箭艙第二直徑兩端的兩對(duì)相鄰斜桿內(nèi)側(cè)面中段位置，且所述第二直徑與所述第一直徑成90度夾角；s13，通過(guò)由第三應(yīng)變片組構(gòu)成的軸力測(cè)量橋路，獲取所述目標(biāo)火箭飛行過(guò)程中的軸向應(yīng)變數(shù)據(jù)，所述第三應(yīng)變片組布置在所述第一應(yīng)變片組下方設(shè)定距離處。

在一個(gè)實(shí)施例中，在進(jìn)行彎曲應(yīng)變數(shù)據(jù)測(cè)量和軸向應(yīng)變數(shù)據(jù)測(cè)量之前，所述方法還包括：將所述第一應(yīng)變片組包括的橫向應(yīng)變片和豎向應(yīng)變片分別粘貼在所述第一直徑兩端兩對(duì)相鄰且交點(diǎn)向上的斜桿內(nèi)側(cè)面中段位置；將所述第二應(yīng)變片組包括的橫向應(yīng)變片和豎向應(yīng)變片分別粘貼在所述第二直徑兩端兩對(duì)相鄰且交點(diǎn)向上的斜桿內(nèi)側(cè)面中段位置；將所述第三應(yīng)變片組包括的橫向應(yīng)變片和豎向應(yīng)變片分別粘貼在所述第一直徑兩端兩對(duì)相鄰且交點(diǎn)向上的斜桿內(nèi)側(cè)面中段偏下位置；所述橫向應(yīng)變片至少為4片，所述豎向應(yīng)變片至少為4片。

具體而言，本實(shí)施例測(cè)量方法的實(shí)現(xiàn)所依賴的系統(tǒng)組成包括：應(yīng)變片橋路、動(dòng)態(tài)應(yīng)變變換器、電纜、數(shù)據(jù)采集器以及地面標(biāo)定試驗(yàn)系統(tǒng)。

測(cè)量圓柱加筋殼式火箭艙段的飛行載荷可采用直接應(yīng)變測(cè)量方法，即在測(cè)量部段內(nèi)壁或外壁相隔180°的同一截面高度處粘貼應(yīng)變片，將兩處的應(yīng)變測(cè)量結(jié)果求和再除以2，即可獲取軸向推力產(chǎn)生的軸向應(yīng)變；將兩處的應(yīng)變測(cè)量結(jié)果相減再除以2，即可獲取應(yīng)變片所在平面內(nèi)橫向彎矩產(chǎn)生的彎曲應(yīng)變。然后再根據(jù)地面標(biāo)定試驗(yàn)得到的應(yīng)變與載荷的關(guān)系，可以獲得火箭的實(shí)際飛行載荷。

但是對(duì)于如圖3所示的變截面叉形桿系結(jié)構(gòu)艙段，其受力特點(diǎn)與通常的蒙皮加筋殼體有一定的區(qū)別，該結(jié)構(gòu)中桿件受力方向與箭體母線不平行，若按照通常的組橋方法，測(cè)得的軸力載荷和彎矩載荷中將會(huì)包含箭體橫向剪力，因此需要在應(yīng)變片布置和組橋方式上采取新的措施。

對(duì)于如圖3所示的叉形桿系結(jié)構(gòu)，考慮到消除箭體橫向剪力對(duì)載荷測(cè)量結(jié)果的影響，需要將相鄰的一對(duì)斜桿的同向應(yīng)變信號(hào)相加，因此選擇火箭艙四周四對(duì)交點(diǎn)向上的斜桿作為測(cè)量點(diǎn)，角度相差均為90°，即在α、α+90°、α+180°和α+270°方位的四對(duì)斜桿的內(nèi)側(cè)面中間高度粘貼應(yīng)變片，以便保持單片應(yīng)變片感受到的變形狀態(tài)簡(jiǎn)單，且與艙段的整體受力高度相關(guān)。

即，將彎矩應(yīng)變片粘貼在斜桿內(nèi)側(cè)面中間高度處，粘貼高度一致；將軸力測(cè)點(diǎn)應(yīng)變片粘貼在斜桿內(nèi)側(cè)面中間高度稍低20mm間距處。這些測(cè)量方位滿足180°對(duì)邊的彎矩與軸力的解耦要求，也滿足兩個(gè)方向彎矩的正交要求。每片應(yīng)變片具體的粘貼位置示意參考圖3，為本發(fā)明實(shí)施例一種桿系結(jié)構(gòu)火箭艙段的載荷測(cè)點(diǎn)布置示意圖。

圖中測(cè)點(diǎn)yb1至測(cè)點(diǎn)yb4處的應(yīng)變片為彎矩測(cè)量應(yīng)變片，分別粘貼在圖中四對(duì)斜桿內(nèi)側(cè)面的中段位置，粘貼高度一致；測(cè)點(diǎn)yb5和測(cè)點(diǎn)yb7處的應(yīng)變片分別粘貼在測(cè)點(diǎn)yb1和測(cè)點(diǎn)yb3偏下方約20mm處，粘貼高度一致。

測(cè)點(diǎn)yb1和測(cè)點(diǎn)yb3相隔180°，兩處粘貼的應(yīng)變片屬第一應(yīng)變片組，構(gòu)成第一彎矩測(cè)量橋路；測(cè)點(diǎn)yb2和測(cè)點(diǎn)yb4相隔180°，兩處粘貼的應(yīng)變片屬第二應(yīng)變片組，構(gòu)成第二彎矩測(cè)量橋路；測(cè)點(diǎn)yb5和測(cè)點(diǎn)yb7處粘貼的應(yīng)變片屬第三應(yīng)變片組，構(gòu)成軸力測(cè)量橋路。第一應(yīng)變片組、第二應(yīng)變片組和第三應(yīng)變片組均分別包括4片橫向應(yīng)變片和4片豎向應(yīng)變片。

定義測(cè)點(diǎn)yb1至測(cè)點(diǎn)yb3方向火箭艙的直徑為第一直徑，與所述第一直徑垂直的火箭艙直徑為第二直徑，第一直徑和第二直徑兩端的每對(duì)斜桿中，一根標(biāo)記為ab，另一根標(biāo)記為cd。則在測(cè)點(diǎn)yb1的ab斜桿內(nèi)側(cè)面中段分別粘貼一片豎向應(yīng)變片yb1a和一片橫向應(yīng)變片yb1b，在cd斜桿內(nèi)側(cè)面中段分別粘貼一片豎向應(yīng)變片yb1c和一片橫向應(yīng)變片yb1d。

同樣，在測(cè)點(diǎn)yb3的ab斜桿內(nèi)測(cè)中段粘貼豎向應(yīng)變片yb3a和橫向應(yīng)變片yb3b，在cd斜桿內(nèi)測(cè)中段粘貼豎向應(yīng)變片yb3c和橫向應(yīng)變片yb3d；在測(cè)點(diǎn)yb2的ab斜桿內(nèi)測(cè)中段粘貼豎向應(yīng)變片yb2a和橫向應(yīng)變片yb2b，在cd斜桿內(nèi)測(cè)中段粘貼豎向應(yīng)變片yb2c和橫向應(yīng)變片yb2d；在測(cè)點(diǎn)yb4的ab斜桿內(nèi)測(cè)中段粘貼豎向應(yīng)變片yb4a和橫向應(yīng)變片yb4b，在cd斜桿內(nèi)測(cè)中段粘貼豎向應(yīng)變片yb4c和橫向應(yīng)變片yb4d。

對(duì)于軸力測(cè)量應(yīng)變片，同樣在測(cè)點(diǎn)yb5的ab斜桿內(nèi)測(cè)中段偏下粘貼豎向應(yīng)變片yb5a和橫向應(yīng)變片yb5b，在cd斜桿內(nèi)測(cè)中段偏下粘貼豎向應(yīng)變片yb5c和橫向應(yīng)變片yb5d；在測(cè)點(diǎn)yb7的ab斜桿內(nèi)測(cè)中段偏下粘貼豎向應(yīng)變片yb7a和橫向應(yīng)變片yb7b，在cd斜桿內(nèi)測(cè)中段偏下粘貼豎向應(yīng)變片yb7c和橫向應(yīng)變片yb7d。

在火箭飛行過(guò)程中，對(duì)于由測(cè)點(diǎn)yb1和測(cè)點(diǎn)yb3處應(yīng)變片構(gòu)成的第一彎矩測(cè)量橋路，由應(yīng)變數(shù)據(jù)采集單元從橋路輸出端采集數(shù)據(jù)，并經(jīng)轉(zhuǎn)化獲取第一方向彎曲應(yīng)變數(shù)據(jù)；同樣通過(guò)由測(cè)點(diǎn)yb2和測(cè)點(diǎn)yb4處應(yīng)變片構(gòu)成的第二彎矩測(cè)量橋路，由應(yīng)變數(shù)據(jù)采集單元測(cè)取第二方向彎曲應(yīng)變數(shù)據(jù)；通過(guò)由測(cè)點(diǎn)yb5和測(cè)點(diǎn)yb7處應(yīng)變片構(gòu)成的軸力測(cè)量橋路，由應(yīng)變數(shù)據(jù)采集單元測(cè)取軸向應(yīng)變數(shù)據(jù)。

其中可選的，由所述第一應(yīng)變片組構(gòu)成所述第一彎矩測(cè)量橋路具體包括：對(duì)所述第一直徑兩端相鄰斜桿上所述第一應(yīng)變片組的橫向應(yīng)變片信號(hào)和豎向應(yīng)變片信號(hào)分別求和，再對(duì)每對(duì)相鄰斜桿上所述第一應(yīng)變片組的橫向應(yīng)變片信號(hào)和與豎向應(yīng)變片信號(hào)和求差，最后將所述第一直徑兩端所述第一應(yīng)變片組的應(yīng)變片信號(hào)差相減，構(gòu)成所述第一彎矩測(cè)量橋路；

由所述第二應(yīng)變片組構(gòu)成所述第二彎矩測(cè)量橋路具體包括：對(duì)所述第二直徑兩端相鄰斜桿上所述第二應(yīng)變片組的橫向應(yīng)變片信號(hào)和豎向應(yīng)變片信號(hào)分別求和，再對(duì)每對(duì)相鄰斜桿上所述第二應(yīng)變片組的橫向應(yīng)變片信號(hào)和與豎向應(yīng)變片信號(hào)和求差，最后將所述第二直徑兩端所述第二應(yīng)變片組的應(yīng)變片信號(hào)差相減，構(gòu)成所述第二彎矩測(cè)量橋路；

由所述第三應(yīng)變片組構(gòu)成所述軸力測(cè)量橋路具體包括：對(duì)所述第一直徑兩端相鄰斜桿上所述第三應(yīng)變片組的橫向應(yīng)變片信號(hào)和豎向應(yīng)變片信號(hào)分別求和，再對(duì)每對(duì)相鄰斜桿上所述第三應(yīng)變片組的橫向應(yīng)變片信號(hào)和與豎向應(yīng)變片信號(hào)和求差，最后將所述第一直徑兩端所述第三應(yīng)變片組的應(yīng)變片信號(hào)差相加，構(gòu)成所述軸力測(cè)量橋路。

具體而言，根據(jù)上述實(shí)施例，圖3中測(cè)點(diǎn)yb1至yb4中的應(yīng)變片在相隔180°兩兩測(cè)點(diǎn)組橋后，用于測(cè)量?jī)蓚€(gè)方向的彎矩載荷。測(cè)點(diǎn)yb5和測(cè)點(diǎn)yb7組橋后，用于測(cè)量截面軸力載荷。

為消除箭體橫向剪力的影響，需要根據(jù)橫向剪力對(duì)斜杠受力的不同，進(jìn)行針對(duì)性的組橋。實(shí)際上，每根斜桿的軸向力中包含的由箭體橫向剪力產(chǎn)生的分量，在相鄰的兩個(gè)斜桿中這個(gè)分量是反號(hào)的，而箭體的軸向力和彎矩在相鄰的兩個(gè)斜桿中產(chǎn)生的分量是同號(hào)的，因此將相鄰兩根斜桿的軸向力相加，從而消除或減小箭體橫向剪力的影響，保留需要測(cè)量的彎矩和軸力信號(hào)。

具體來(lái)說(shuō)，就是在圖3中每一測(cè)點(diǎn)處，貼豎向應(yīng)變片a和橫向應(yīng)變片b的ab桿，以及貼縱向應(yīng)變片c和橫向應(yīng)變片d的cd桿，將兩桿中的豎向應(yīng)變片a與c和橫向應(yīng)變片b與d分別相加，這樣可以使箭體橫向剪力在ab桿與cd桿中產(chǎn)生的反號(hào)軸向應(yīng)變抵消，消除或減小橫向剪力對(duì)測(cè)量結(jié)果的影響。

然后，對(duì)于每對(duì)ab桿和cd桿，分別對(duì)豎向應(yīng)變片a與c的和與橫向應(yīng)變片b與d的和求差，豎向應(yīng)變片橫向應(yīng)變片以消除或減小溫度效應(yīng)，并增大應(yīng)變信號(hào)。

如此，每個(gè)測(cè)點(diǎn)處就只包含了箭體軸力和彎矩所產(chǎn)生的應(yīng)變。在此基礎(chǔ)上，再將測(cè)量部段內(nèi)相隔180°處的測(cè)點(diǎn)應(yīng)變片信號(hào)差相加或相減，具體為，求彎曲應(yīng)變時(shí)為相減，求軸向應(yīng)變時(shí)為相加。從而分別得到箭體軸向應(yīng)變數(shù)據(jù)和兩個(gè)方向上彎矩產(chǎn)生的彎曲應(yīng)變數(shù)據(jù)。

如圖4所示，為本發(fā)明實(shí)施例一種桿系結(jié)構(gòu)艙段的軸力和彎矩測(cè)量橋路結(jié)構(gòu)示意圖。圖中示出斜桿系結(jié)構(gòu)艙段的軸力和兩個(gè)方向彎矩測(cè)量橋路的具體連接方式，具體為圖(a)為軸力測(cè)量橋路，圖(b)為兩個(gè)方向彎矩測(cè)量橋路，每一個(gè)測(cè)量橋路形成一個(gè)測(cè)量通道。

圖中橋路構(gòu)成能夠圓滿解決桿系結(jié)構(gòu)火箭艙段8根測(cè)量斜桿的應(yīng)變片的組橋問(wèn)題，具有溫度補(bǔ)償功能，能最大限度的減小橫向剪力對(duì)載荷測(cè)量精度的影響，并且測(cè)點(diǎn)的方位可以比較準(zhǔn)確的確定。

本發(fā)明實(shí)施例提供的一種桿系結(jié)構(gòu)火箭艙段飛行載荷測(cè)量方法，通過(guò)采用本實(shí)施例所述測(cè)點(diǎn)布置方式和組橋形式，能夠消除火箭飛行過(guò)程中箭體的橫向剪力對(duì)軸力及彎矩載荷測(cè)量結(jié)果的影響，實(shí)現(xiàn)飛行過(guò)程中全箭兩個(gè)方向彎矩載荷和一個(gè)軸力方向載荷的實(shí)時(shí)測(cè)量，為火箭的載荷設(shè)計(jì)和結(jié)構(gòu)優(yōu)化提供輸入。

其中根據(jù)上述實(shí)施例，所述箭體結(jié)構(gòu)載荷測(cè)量本構(gòu)模型包括載荷測(cè)量非線性本構(gòu)模型，所述載荷測(cè)量非線性本構(gòu)模型的獲取步驟包括：根據(jù)所述目標(biāo)火箭的地面標(biāo)定試驗(yàn)數(shù)據(jù)獲取所述載荷測(cè)量非線性本構(gòu)模型。。

具體而言，通常，箭體結(jié)構(gòu)的載荷測(cè)量本構(gòu)模型可表示為：

式中，{εfxεfyεfz}^t表示應(yīng)變向量，{fxfyfz}^t表示載荷向量，cij表示靈敏度系數(shù)，定義為橋路應(yīng)變與載荷之比，即：

cij＝εi/fj(i,j＝x,y,z)；

式中，cij表示靈敏度系數(shù)，εi表示i方向的應(yīng)變，fj表示j方向上的載荷，i,j＝x表示箭體橫截面x方向(與i象限的角度為α°)的彎曲應(yīng)變和彎矩載荷，i,j＝y(tǒng)為箭體橫截面y方向(與i象限的角度為α°+90°)的彎曲應(yīng)變和彎矩載荷，i,j＝z為箭體縱軸z方向的軸向應(yīng)變和軸向壓力。

上述箭體結(jié)構(gòu)的載荷測(cè)量本構(gòu)模型也可以表示為：

式中，[fxfyfz]表示載荷向量，[εxεyεz]表示應(yīng)變向量，矩陣{sij}，i,j＝x,y,z表示剛度系數(shù)，定義為載荷與橋路應(yīng)變之比，是靈敏度矩陣的逆矩陣。

上式的使用要求是在軸力載荷和彎矩載荷的量程相近時(shí)，才能保證測(cè)量精度在10％以內(nèi)。但是，當(dāng)軸力測(cè)量通道的量程超過(guò)彎矩通道10倍，彎矩測(cè)點(diǎn)的軸力耦合應(yīng)變將達(dá)到與彎曲應(yīng)變相同的量級(jí)，從而對(duì)彎矩載荷的測(cè)量帶來(lái)顯著的誤差，試驗(yàn)結(jié)果參見(jiàn)圖5，為本發(fā)明實(shí)施例一種線性本構(gòu)模型的載荷計(jì)算結(jié)果示意圖，圖中表明該誤差甚至達(dá)到了70％。

由于桿系結(jié)構(gòu)火箭艙段所受到的軸力載荷和彎矩載荷的幅值量級(jí)通常差別較大，為保證測(cè)量結(jié)果的精度，還需要解決高軸力小彎矩條件下的載荷測(cè)量的本構(gòu)模型。為此，本實(shí)施例采用一種計(jì)及載荷耦合效應(yīng)的載荷測(cè)量本構(gòu)模型。

上述箭體結(jié)構(gòu)的載荷測(cè)量本構(gòu)模型，只計(jì)及了載荷與應(yīng)變一次項(xiàng)的關(guān)系，為了提高兩種載荷量級(jí)不一致情況下載荷辨識(shí)的精度，在載荷測(cè)量的本構(gòu)模型中，增加載荷與應(yīng)變二次項(xiàng)的修正項(xiàng)。

考慮到標(biāo)定試驗(yàn)的主靈敏度線性度較好，與應(yīng)變二次項(xiàng)相關(guān)的修正項(xiàng)可以只保留耦合應(yīng)變項(xiàng)εyεz、εzεx和εxεy。據(jù)此，載荷測(cè)量的本構(gòu)模型可在上述箭體結(jié)構(gòu)的載荷測(cè)量本構(gòu)模型的基礎(chǔ)上，將其增廣至考慮載荷測(cè)點(diǎn)間應(yīng)變耦合項(xiàng)的非線性載荷模型，即：

式中，[fxfyfz]表示載荷向量，[εxεyεz]表示應(yīng)變一次項(xiàng)向量，[εyεzεzεxεxεy]表示應(yīng)變二次項(xiàng)向量，矩陣[s]^t和矩陣{si-jk}，i,j,k＝x,y,z分別表示一次項(xiàng)剛度系數(shù)和二次項(xiàng)剛度系數(shù)。

將上式進(jìn)行等效變換，則合并改寫(xiě)為：

式中，[fxfyfz]表示載荷向量，[εxεyεzεyεzεzεxεxεy]表示應(yīng)變向量，矩陣[sijsi-jk]^t，i,j,k＝x,y,z表示非線性剛度系數(shù)矩陣，是載荷與一次項(xiàng)應(yīng)變及二次項(xiàng)應(yīng)變的比值。

上式即為考慮應(yīng)變耦合效應(yīng)的載荷測(cè)量非線性本構(gòu)模型，使用該模型進(jìn)行載荷測(cè)量的結(jié)果參考圖6，為本發(fā)明實(shí)施例一種載荷測(cè)量非線性本構(gòu)模型的測(cè)量精度結(jié)果示意圖。由圖6可見(jiàn)，彎矩載荷的識(shí)別誤差降低至13％。

本發(fā)明實(shí)施例提供的一種桿系結(jié)構(gòu)火箭艙段飛行載荷測(cè)量方法，通過(guò)采用載荷測(cè)量非線性本構(gòu)模型，能夠在桿系結(jié)構(gòu)火箭艙段受軸力載荷和彎矩載荷的幅值量級(jí)差別較大條件下，明顯提高載荷測(cè)量精度，保證測(cè)量準(zhǔn)確性。

其中可選的，所述載荷測(cè)量非線性本構(gòu)模型的獲取處理過(guò)程參考圖7，為本發(fā)明實(shí)施例一種載荷測(cè)量非線性本構(gòu)模型的獲取處理流程圖，包括：

s21，基于火箭飛行過(guò)程中的應(yīng)變耦合效應(yīng)，設(shè)計(jì)包含待定參數(shù)的載荷測(cè)量非線性本構(gòu)模型。

具體而言，首先按上述實(shí)施例所述考慮載荷測(cè)點(diǎn)間應(yīng)變耦合項(xiàng)的非線性載荷模型列寫(xiě)模型方程，即列寫(xiě)包含待定參數(shù)的載荷測(cè)量非線性本構(gòu)模型方程如下：

式中，[fxfyfz]表示載荷向量，[εxεyεzεyεzεzεxεxεy]表示應(yīng)變向量，矩陣[sijsi-jk]^t，i,j,k＝x,y,z即為待定參數(shù)矩陣。在地面標(biāo)定試驗(yàn)中，載荷向量和應(yīng)變向量均為可直接測(cè)量的數(shù)據(jù)。

s22，對(duì)所述目標(biāo)火箭進(jìn)行地面標(biāo)定試驗(yàn)，獲取所述目標(biāo)火箭的試驗(yàn)施加載荷數(shù)據(jù)和對(duì)應(yīng)的標(biāo)定應(yīng)變數(shù)據(jù)。

具體而言，地面標(biāo)定系統(tǒng)和被測(cè)艙段的軸壓、彎矩和剪力聯(lián)合靜力試驗(yàn)系統(tǒng)相同，如圖8所示，為本發(fā)明實(shí)施例一種桿系結(jié)構(gòu)火箭艙段的靈敏度標(biāo)定試驗(yàn)系統(tǒng)結(jié)構(gòu)示意圖，包括：加力帽、上轉(zhuǎn)接框、上邊界彈性模擬件、被測(cè)艙段、下邊界模擬件、下轉(zhuǎn)接框、靜力試驗(yàn)平臺(tái)以及力/力矩加載單元。

為使靈敏度試驗(yàn)時(shí)桿系結(jié)構(gòu)火箭艙段橫截面的應(yīng)力分布與飛行過(guò)程相近，以保證飛行載荷的測(cè)量精度，各部段上下連接部段的剛度過(guò)渡段也要參加靈敏度試驗(yàn)。另外，在標(biāo)定試驗(yàn)中，為計(jì)及電纜網(wǎng)和應(yīng)變變換器對(duì)靈敏度的影響，須采用真實(shí)的箭上電纜網(wǎng)和應(yīng)變變換器。

然后采用該標(biāo)定試驗(yàn)系統(tǒng)對(duì)桿系結(jié)構(gòu)火箭艙段進(jìn)行靈敏度標(biāo)定。在標(biāo)定過(guò)程中，記錄每輪試驗(yàn)施加的載荷數(shù)據(jù)和火箭艙段在該施加載荷下產(chǎn)生的應(yīng)變數(shù)據(jù)。

其中可選的，所述對(duì)所述目標(biāo)火箭進(jìn)行地面標(biāo)定試驗(yàn)，獲取所述目標(biāo)火箭的試驗(yàn)施加載荷數(shù)據(jù)和對(duì)應(yīng)的標(biāo)定應(yīng)變數(shù)據(jù)進(jìn)一步包括：通過(guò)地面標(biāo)定裝置，分別對(duì)所述目標(biāo)火箭施加不同類型及不同數(shù)值的載荷，獲取所述試驗(yàn)施加載荷數(shù)據(jù)；分別獲取各所述載荷類型和所述載荷數(shù)值工況下所述目標(biāo)火箭對(duì)應(yīng)產(chǎn)生的所述標(biāo)定應(yīng)變數(shù)據(jù)。

具體而言，分三類工況對(duì)桿系結(jié)構(gòu)火箭艙段進(jìn)行標(biāo)定試驗(yàn)，即：?jiǎn)为?dú)軸壓載荷、單獨(dú)彎矩載荷和軸壓-彎矩聯(lián)合載荷。測(cè)量部段需要進(jìn)行四個(gè)加載方向的彎矩標(biāo)定試驗(yàn)、兩個(gè)安裝方位的軸力部段試驗(yàn)以及兩個(gè)安裝方位的彎矩-軸力聯(lián)合試驗(yàn)，每種狀態(tài)重復(fù)三次，每次試驗(yàn)分10級(jí)加載和卸載，每一級(jí)載荷記錄三個(gè)通道的應(yīng)變。

各工況的加載量級(jí)原則上取最大使用載荷的1/3，分10級(jí)對(duì)桿系結(jié)構(gòu)火箭艙段進(jìn)行加載和卸載，記錄每級(jí)施加載荷的載荷類型和載荷數(shù)值，構(gòu)成載荷向量[fxfyfz]。同時(shí)，對(duì)應(yīng)記錄該施加載荷引起的彎矩測(cè)量橋路和軸向推力測(cè)量橋路的應(yīng)變，即為標(biāo)定應(yīng)變數(shù)據(jù)，構(gòu)成應(yīng)變向量[εxεyεzεyεzεzεxεxεy]。

s23，將所述試驗(yàn)施加載荷數(shù)據(jù)和所述標(biāo)定應(yīng)變數(shù)據(jù)帶入所述包含待定參數(shù)的載荷測(cè)量非線性本構(gòu)模型，計(jì)算獲取所述待定參數(shù)值。

具體而言，對(duì)于上述步驟獲取的載荷向量[fxfyfz]和應(yīng)變向量[εxεyεzεyεzεzεxεxεy]，將其帶入步驟s21獲取的包含待定參數(shù)的載荷測(cè)量非線性本構(gòu)模型方程，則該方程中的未知量只有待定參數(shù)矩陣[sijsi-jk]^t，i,j,k＝x,y,z。通過(guò)解方程，獲取該待定參數(shù)矩陣各元素的取值。

s24，將所述待定參數(shù)值帶入所述包含待定參數(shù)的載荷測(cè)量非線性本構(gòu)模型，獲取所述載荷測(cè)量非線性本構(gòu)模型。

具體而言，在上述步驟獲取待定參數(shù)矩陣取值之后，該待定參數(shù)矩陣即為已知量。將其帶入步驟s21中包含待定參數(shù)的載荷測(cè)量非線性本構(gòu)模型方程，則獲取的方程即為載荷測(cè)量非線性本構(gòu)模型。該載荷測(cè)量非線性本構(gòu)模型反映的是，桿系結(jié)構(gòu)火箭艙段承受載荷與該載荷下火箭結(jié)構(gòu)產(chǎn)生的應(yīng)變的對(duì)應(yīng)關(guān)系。

本發(fā)明實(shí)施例提供的一種桿系結(jié)構(gòu)火箭艙段飛行載荷測(cè)量方法，通過(guò)地面標(biāo)定試驗(yàn)，直接獲得外載荷和應(yīng)變的關(guān)系，實(shí)現(xiàn)對(duì)桿系結(jié)構(gòu)火箭艙段的載荷測(cè)量非線性本構(gòu)模型的建立，為實(shí)現(xiàn)火箭飛行過(guò)程實(shí)際載荷測(cè)量奠定基礎(chǔ)。同時(shí)該試驗(yàn)方法無(wú)中間環(huán)節(jié)，易于實(shí)現(xiàn)，特別是高軸力小彎矩載荷條件下，能有效提高測(cè)量精度。

進(jìn)一步的，在上述實(shí)施例所述第一應(yīng)變片組附近還布置有備用第一應(yīng)變片組，和/或在所述第二應(yīng)變片組附近還布置有備用第二應(yīng)變片組；相應(yīng)的，所述方法還包括：通過(guò)由所述備用第一應(yīng)變片組構(gòu)成的備用第一彎矩測(cè)量橋路，測(cè)取火箭飛行過(guò)程備用第一方向彎曲應(yīng)變數(shù)據(jù)，和/或通過(guò)由所述備用第二應(yīng)變片組構(gòu)成的備用第二彎矩測(cè)量橋路，測(cè)取火箭飛行過(guò)程備用第二方向彎曲應(yīng)變數(shù)據(jù)。

在一個(gè)實(shí)施例中，在所述第二應(yīng)變片組偏下方位置，還布置有備用第三應(yīng)變片組；相應(yīng)的，所述方法還包括：通過(guò)由所述備用第三應(yīng)變片組構(gòu)成的備用軸力測(cè)量橋路，測(cè)取火箭飛行過(guò)程的備用軸向應(yīng)變數(shù)據(jù)。

具體而言，在上述實(shí)施例測(cè)點(diǎn)yb1至測(cè)點(diǎn)yb4處的斜桿ab上，分別另外粘貼一片豎向應(yīng)變片a′和一片橫向應(yīng)變片b′，在斜桿cd上分別另外粘貼一片豎向應(yīng)變片c′和一片橫向應(yīng)變片d′。

測(cè)點(diǎn)yb1與測(cè)點(diǎn)yb3處的應(yīng)變片yb1a′、yb1b′、yb1c′和yb1d′，以及yb3a′、yb3b′、yb3c′和yb3d′組成備用第一應(yīng)變片組，應(yīng)變片yb1a′、yb1b′、yb1c′和yb1d′，以及yb3a′、yb3b′、yb3c′和yb3d′按上述實(shí)施例所述組橋方式構(gòu)成備用第一彎矩測(cè)量橋路。

同樣的，測(cè)點(diǎn)yb2與測(cè)點(diǎn)yb4處的應(yīng)變片yb2a′、yb2b′、yb2c′和yb2d′，以及yb4a′、yb4b′、yb4c′和yb4d′組成備用第二應(yīng)變片組，應(yīng)變片yb1a′、yb1b′、yb1c′和yb1d′，以及yb3a′、yb3b′、yb3c′和yb3d′按上述實(shí)施例所述組橋方式構(gòu)成備用第二彎矩測(cè)量橋路。

對(duì)于軸力測(cè)量，在測(cè)點(diǎn)yb2與測(cè)點(diǎn)yb4偏下方，與測(cè)點(diǎn)yb5和測(cè)點(diǎn)yb7對(duì)應(yīng)位置處設(shè)置備用第三應(yīng)變片組，備用第三應(yīng)變片組所在的位置為測(cè)點(diǎn)yb6和測(cè)點(diǎn)yb8。

同樣的，在測(cè)點(diǎn)yb6處的斜桿ab上，分別粘貼一片豎向應(yīng)變片yb6a′和一片橫向應(yīng)變片yb6b′，在斜桿cd上粘貼一片豎向應(yīng)變片yb6c′和一片橫向應(yīng)變片yb6d′；在測(cè)點(diǎn)yb8處的斜桿ab上，分別粘貼一片豎向應(yīng)變片yb8a′和一片橫向應(yīng)變片yb8b′，在斜桿cd上粘貼一片豎向應(yīng)變片yb8c′和一片橫向應(yīng)變片yb8d′。應(yīng)變片yb6a′、yb6b′、yb6c′和yb6d′，以及yb8a′、yb8b′、yb8c′和yb8d′按上述實(shí)施例所述組橋方式構(gòu)成備用軸力測(cè)量橋路。

與上述實(shí)施例同理，在火箭飛行過(guò)程中，對(duì)于由測(cè)點(diǎn)yb1和測(cè)點(diǎn)yb3處備用應(yīng)變片構(gòu)成的備用第一彎矩測(cè)量橋路，由應(yīng)變數(shù)據(jù)采集單元從備用第一彎矩測(cè)量橋路輸出端采集數(shù)據(jù)，并經(jīng)轉(zhuǎn)化獲取備用第一方向彎曲應(yīng)變數(shù)據(jù)。

同樣通過(guò)由測(cè)點(diǎn)yb2和測(cè)點(diǎn)yb4處備用應(yīng)變片構(gòu)成的備用第二彎矩測(cè)量橋路，由應(yīng)變數(shù)據(jù)采集單元測(cè)取備用第二方向彎曲應(yīng)變數(shù)據(jù)；通過(guò)由測(cè)點(diǎn)yb6和測(cè)點(diǎn)yb8處備用應(yīng)變片構(gòu)成的備用軸力測(cè)量橋路，由應(yīng)變數(shù)據(jù)采集單元測(cè)取備用軸向應(yīng)變數(shù)據(jù)。

需要說(shuō)明的是，上述備用第一應(yīng)變片組、備用第三應(yīng)變片組和備用第三應(yīng)變片組可以同時(shí)存在，可以單獨(dú)存在，也可以任意兩個(gè)同時(shí)存在，且各主測(cè)測(cè)量橋路和備用測(cè)量橋路測(cè)得的數(shù)據(jù)可互為備用。在進(jìn)行地面標(biāo)定和飛行過(guò)程數(shù)據(jù)測(cè)量時(shí)，需對(duì)3路主測(cè)通道數(shù)據(jù)和3路備用通道數(shù)據(jù)同時(shí)采集。

本發(fā)明實(shí)施例提供的一種桿系結(jié)構(gòu)火箭艙段飛行載荷測(cè)量方法，通過(guò)設(shè)置備用測(cè)量橋路，可測(cè)取火箭飛行備用數(shù)據(jù)，提高火箭飛行載荷測(cè)量的可靠性。

為了更清楚的說(shuō)明，本實(shí)施例根據(jù)上述實(shí)施例提供完整的桿系結(jié)構(gòu)火箭艙段飛行載荷測(cè)量方法處理流程如下：

步驟一，安裝測(cè)量系統(tǒng)，包括：

首先，根據(jù)桿系結(jié)構(gòu)的特點(diǎn)，選擇測(cè)點(diǎn)位置，并按要求粘貼應(yīng)變片。選擇測(cè)點(diǎn)位置時(shí)，需注意，一要結(jié)構(gòu)形式比較均勻，對(duì)應(yīng)力集中影響較小，保證應(yīng)變與外載荷有較大的相關(guān)性；二要各個(gè)方位的夾角均為90°，并且180°對(duì)邊測(cè)點(diǎn)處的結(jié)構(gòu)形式基本相同，以保證彎矩和軸向推力測(cè)點(diǎn)的解耦；三要彎矩和軸向推力測(cè)點(diǎn)盡量遠(yuǎn)離結(jié)構(gòu)的上下端面，以減小邊界效應(yīng)對(duì)測(cè)量精度的影響，且貼片位置有可達(dá)性，不能影響箭上儀器設(shè)備的安裝；四要在各測(cè)點(diǎn)處同時(shí)在相交的一對(duì)斜杠上都布置應(yīng)變片，以便消除箭體橫向剪力的影響。

其次，按照?qǐng)D4所示測(cè)量橋路結(jié)構(gòu)，將各組應(yīng)變片進(jìn)行連接，并分別組成測(cè)量?jī)蓚€(gè)方向彎矩和一個(gè)軸力的測(cè)量橋路。每個(gè)測(cè)量艙段共6個(gè)測(cè)量通道，其中3路為主測(cè)量通道，另外3路為備用測(cè)量通道。

再次，布置箭上儀器設(shè)備。箭上儀器設(shè)備包括電纜網(wǎng)和應(yīng)變變換器，應(yīng)變片通過(guò)電纜網(wǎng)完成組橋工作，電纜網(wǎng)的另一端與箭上應(yīng)變變換器連接，實(shí)現(xiàn)橋路應(yīng)變信號(hào)的采集與調(diào)理，并將其轉(zhuǎn)換為可供遙測(cè)系統(tǒng)采集的模擬電壓信號(hào)。

步驟二，進(jìn)行地面標(biāo)定試驗(yàn)，包括：

首先，安裝測(cè)量部段。將火箭測(cè)量部段與上下剛度過(guò)渡段及轉(zhuǎn)接段對(duì)接后，下端固定在平臺(tái)上；

其次，連接地面標(biāo)定試驗(yàn)數(shù)據(jù)采集儀器。地面標(biāo)定試驗(yàn)時(shí)，火箭上遙測(cè)系統(tǒng)不參與試驗(yàn)，因此，需要另外配置一套地面數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)，以及與應(yīng)變變換器連接的箭上電纜。

再次，進(jìn)行剛度標(biāo)定試驗(yàn)。試驗(yàn)時(shí)分別單獨(dú)施加軸壓載荷、彎矩載荷和軸壓-彎矩聯(lián)合載荷，加載量級(jí)不超過(guò)火箭測(cè)量部段使用載荷的1/3，分10級(jí)進(jìn)行加載。分別記錄每次加載載荷的載荷形式和載荷數(shù)值，以及每次加載載荷引起的彎矩測(cè)量橋路和軸向推力測(cè)量橋路的應(yīng)變。

彎矩加載方向分為x、y、-x和-y4個(gè)方向，軸壓-彎矩載荷聯(lián)合試驗(yàn)工況時(shí)，彎矩加載方向?yàn)閤+45°和y+45°方向。

步驟三，進(jìn)行飛行試驗(yàn)，包括：

首先，火箭發(fā)射之前，箭上遙測(cè)系統(tǒng)對(duì)載荷系統(tǒng)進(jìn)行供電，測(cè)量系統(tǒng)起動(dòng)，并自動(dòng)進(jìn)行橋路平衡操作。

此后，測(cè)量系統(tǒng)持續(xù)對(duì)測(cè)量橋路的應(yīng)變信號(hào)進(jìn)行采集，并以模擬信號(hào)形式傳給遙測(cè)系統(tǒng)，遙測(cè)系統(tǒng)傳給地面接收站，直到飛行結(jié)束，得到各個(gè)測(cè)點(diǎn)處的應(yīng)變[εxεyεz]。

步驟四，數(shù)據(jù)處理，包括：

首先，載荷測(cè)量的非線性本構(gòu)模型建模。將所有的試驗(yàn)數(shù)據(jù)，包括單獨(dú)軸力載荷、單獨(dú)彎矩載荷和軸力-彎矩聯(lián)合載荷工況的各加載子級(jí)的實(shí)測(cè)應(yīng)變值和實(shí)際的加載載荷值，代入包含待定參數(shù)的應(yīng)變耦合效應(yīng)載荷測(cè)量非線性本構(gòu)模型方程，采用最小二乘法，計(jì)算獲取載荷測(cè)量的非線性本構(gòu)模型的待定參數(shù)取值：

其次，飛行載荷識(shí)別。根據(jù)上述步驟識(shí)別得到的載荷模型，以及飛行實(shí)測(cè)的各通道的應(yīng)變數(shù)據(jù)，根據(jù)下式進(jìn)行飛行載荷計(jì)算：

其中，[fxfyfz]為火箭飛行載荷向量，[εxεyεzεyεzεzεxεxεy]為火箭飛行過(guò)程應(yīng)變向量，矩陣s為模型參數(shù)矩陣。

再次，將測(cè)量坐標(biāo)系中的載荷值轉(zhuǎn)換至箭體坐標(biāo)系。由于火箭箭體所受的彎矩合力矩一般不與彎矩測(cè)量方向一致，設(shè)箭體橫截面上一組相互垂直的彎矩測(cè)量方向?yàn)閤和y，法向彎矩和側(cè)向彎矩的方向?yàn)閤＇和y＇。兩個(gè)方向的彎矩mx和my都不為零，根據(jù)mx和my可以找出合力矩的大小和方向。通過(guò)坐標(biāo)變換方法，可得到與xoy坐標(biāo)系呈α角的箭體載荷坐標(biāo)系x′o′y′方向的彎矩。

最后應(yīng)說(shuō)明的是：以上實(shí)施例僅用以說(shuō)明本發(fā)明的技術(shù)方案，而非對(duì)其限制；盡管參照前述實(shí)施例對(duì)本發(fā)明進(jìn)行了詳細(xì)的說(shuō)明，本領(lǐng)域的技術(shù)人員應(yīng)當(dāng)理解：其依然可以對(duì)前述各實(shí)施例所記載的技術(shù)方案進(jìn)行修改，或者對(duì)其中部分技術(shù)特征進(jìn)行等同替換；而這些修改或者替換，并不使相應(yīng)技術(shù)方案的本質(zhì)脫離本發(fā)明各實(shí)施例技術(shù)方案的精神和范圍。