液體火箭系統(tǒng)級試車工作模態(tài)及工作變形試驗方法
【專利摘要】本發(fā)明公開了一種液體火箭系統(tǒng)級試車工作模態(tài)及工作變形試驗方法，包括確定測點——安裝傳感器——試驗系統(tǒng)搭建——試驗系統(tǒng)調(diào)試——試車過程中測量數(shù)據(jù)——結(jié)果分析——等步驟。本發(fā)明真實獲取了火箭點火狀態(tài)下箭體結(jié)構(gòu)的動力學特性，使用較少的測點就能夠得到箭體的主要低頻振動特點，獲取的數(shù)據(jù)可以有多種用途，例如工作模態(tài)分析、工作變形分析、力學環(huán)境制定等。
【專利說明】液體火箭系統(tǒng)級試車工作模態(tài)及工作變形試驗方法

【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]本發(fā)明屬于火箭動力學特性試驗分析領(lǐng)域，具體涉及一種液體火箭系統(tǒng)級試車工作模態(tài)及工作變形試驗方法。

【背景技術(shù)】
[0002]上世紀六十年代初，雷神系列及大力神系列液體火箭開始出現(xiàn)低頻縱向自激振動，這種被稱為“P0G0”的液體火箭自激振動現(xiàn)象主要是由火箭結(jié)構(gòu)動力學與液體推進系統(tǒng)的推力振蕩相互作用引起的動力學不穩(wěn)定性造成的。我們在幾赫茲至一百赫茲的頻率范圍內(nèi)都能觀察到這種現(xiàn)象，該頻率范圍主要取決于液體火箭的尺寸大小。火箭發(fā)生POGO振動會導致某些箭上儀器失靈和結(jié)構(gòu)破壞，嚴重的甚至會導致飛行任務(wù)的失敗。在載人飛行中，POGO振動可能會引起宇航員生理系統(tǒng)失調(diào)，感覺不適。因此，預防和抑制箭體POGO振動是非常重要和值得關(guān)注的問題。
[0003]POGO振動分析首先應(yīng)該從兩方面進行，一方面是箭體結(jié)構(gòu)的模態(tài)分析，主要是確定箭體結(jié)構(gòu)與推進系統(tǒng)相互耦合的振動模態(tài)特性，如縱向振動模態(tài)等?？梢酝ㄟ^地面模態(tài)試驗、結(jié)構(gòu)有限元分析以及相關(guān)性分析，得到箭體結(jié)構(gòu)振動模態(tài)特性。另一方面是液體火箭發(fā)動機推進系統(tǒng)特性分析，重點是確定儲箱管路系統(tǒng)、推力室系統(tǒng)等的動力學特性參數(shù)，這方面工作主要依靠對地面試驗和飛行試驗的數(shù)據(jù)分析。得到以上兩方面的分析結(jié)果后，就可以進行整體系統(tǒng)的穩(wěn)定性分析了。
[0004]在液體火箭系統(tǒng)級(例如助推全系統(tǒng)、芯一級全系統(tǒng)、芯二級全系統(tǒng))試車過程中，各個狀態(tài)比較接近于真實飛行狀態(tài)。為了驗證試車狀態(tài)POGO設(shè)計的適應(yīng)性，并在試驗數(shù)據(jù)的基礎(chǔ)上開展POGO設(shè)計驗證，則需要進行火箭系統(tǒng)級試車狀態(tài)下的模態(tài)試驗分析，通過模態(tài)試驗分析獲得POGO設(shè)計所關(guān)心的縱向模態(tài)參數(shù)。
[0005]目前的試驗方法中，為獲得試車狀態(tài)的模態(tài)參數(shù)，一般在未加注燃料或加注燃料后通過人工施加激勵模態(tài)試驗獲取模態(tài)參數(shù)。相比較而言，試車過程中通過工作模態(tài)分析進行模態(tài)參數(shù)識別則具有以下優(yōu)點:1.由于整個箭體結(jié)構(gòu)復雜，尤其是當處于試車臺狀態(tài)時，人工施加激勵能量有限，試車狀態(tài)下火箭發(fā)動機推力作用下更接近于真實飛行狀態(tài)的力環(huán)境。2.當整個箭體處于試車臺上使用人工施加激勵時，此時試車臺對箭體作用為支撐作用，而在點火試車過程中，試車臺對箭體為拖拽作用，邊界條件不同，試車過程中的邊界條件下的模態(tài)參數(shù)更適合用于與其它試車過程中的數(shù)據(jù)向結(jié)合進行分析。3.火箭點火后，隨著燃料消耗，箭體質(zhì)量會發(fā)生明顯變化，此時箭體的動力學特性也會發(fā)生變化，通過試車狀態(tài)下進行的工作模態(tài)識別能夠得到隨著燃料消耗箭體的動力學特性變化趨勢。在試車狀態(tài)下的系統(tǒng)級試車目前還沒有工作模態(tài)相關(guān)的試驗方法及研究。


【發(fā)明內(nèi)容】

[0006]本發(fā)明的目的是為了彌補現(xiàn)有技術(shù)的不足，提供一種新的液體火箭系統(tǒng)級試車工作模態(tài)及工作變形測量與分析方法，該試驗方法克服了目前在試車前通過人工施加激勵進行模態(tài)試驗所存在的不足；通過液體火箭系統(tǒng)級試車過程中的低頻振動響應(yīng)，采用工作模態(tài)和工作變形分析方法得到模態(tài)參數(shù)和工作變形。
[0007]為了實現(xiàn)上述目的，本發(fā)明的技術(shù)方案為，一種液體火箭系統(tǒng)級試車工作模態(tài)及工作變形試驗方法，包括以下步驟:
[0008]步驟1，確定測點；對液體火箭芯一級全系統(tǒng)固定在試車臺后的結(jié)構(gòu)狀態(tài)進行分析，在箭體對稱分布兩列測點，這些測點縱向位置分別位于氧箱頂部、箱間段上部、箱間段下部、燃箱底部以及箭體與試車臺連接處，分別為上燃料儲箱頂部測點、箱間段上部測點、箱間段下部測點、下燃料儲箱底部測點、箭體與試車臺連接位置測點；箱間段上部測點亦為上燃料儲箱底部測點，箱間段下部測點亦為下燃料儲箱頂部測點；
[0009]步驟2，在步驟I確定的測點上安裝傳感器；
[0010]步驟3，搭建試驗系統(tǒng)和調(diào)試；保證所有測點的傳感器的坐標方向一致，并做好記錄準備；
[0011]步驟3.1，試驗系統(tǒng)搭建；將所有測點的傳感器通過試車臺的電纜連接至后端測量間內(nèi)的采集器行通道中，并對采集參數(shù)進行設(shè)置，采樣頻率設(shè)為300Hz，低通濾波10Hz ；所有測點傳感器的通道處于同一采集器中，從而確保最終采集的所有數(shù)據(jù)中具有相同的起始時間；
[0012]步驟3.2，試驗系統(tǒng)調(diào)試；
[0013]步驟4，試車過程中測量數(shù)據(jù)；試車前聽口令提前啟動采集器，然后人員撤離測量間，人員撤離后開始試車，待試車完成后關(guān)閉采集器；
[0014]步驟5，結(jié)果分析；將所有采集器采集的數(shù)據(jù)進行截取，使所有數(shù)據(jù)都具有相同的初始時刻；然后進行工作模態(tài)分析獲工作變形分析，具體步驟如下:
[0015]步驟5.1，根據(jù)每個傳感器測點在整個火箭坐標系上的位置坐標建立三維幾何線框模型，使用Polymax方法得到穩(wěn)態(tài)圖；
[0016]步驟5.2，通過步驟5.1建立的穩(wěn)態(tài)圖提取可能模態(tài)并得到各階模態(tài)參數(shù)；
[0017]步驟5.3，使用模態(tài)判定準則進行工作模態(tài)分析結(jié)果的驗證，從而得到10Hz內(nèi)的箭體低階模態(tài)。
[0018]所述步驟2中，傳感器為ICP三向傳感器；
[0019]所述步驟2中，安裝在上燃料儲箱頂部測點、箱間段上部測點的傳感器使用低溫膠粘接傳感器或者使用螺接方法安裝傳感器；其他測點上的傳感器安裝時需要對安裝表面打磨除漆，粘接固定。
[0020]本發(fā)明進步之處如下:1.真實獲取了火箭點火狀態(tài)下箭體結(jié)構(gòu)的動力學特性；
2.由于只關(guān)心液體火箭整體的低頻振動，因此使用較少的測點就能夠得到箭體的主要低頻振動特點；3.獲取的數(shù)據(jù)可以有多種用途，例如工作模態(tài)分析、工作變形分析、力學環(huán)境制定等。

【專利附圖】

【附圖說明】
[0021]圖1為本發(fā)明的測點分布示意圖。
[0022]圖2為本發(fā)明的試驗系統(tǒng)示意圖。
[0023]圖3為根據(jù)測點建立的三維幾何線框模型。
[0024]圖4為使用Polymax方法得到穩(wěn)態(tài)圖。
[0025]圖5為分析計算得到的MAC值圖。
[0026]圖中，11一上燃料儲箱，12—箱間段，13 —下燃料儲箱，14 一尾段，15—試車臺，16—上燃料儲箱頂部測點，17—箱間段上部測點，18—箱間段下部測點，19 一下燃料儲箱底部測點，110—箭體與試車臺連接位置測點，21—傳感器，22 —電纜，23—采集器，24—測量間。

【具體實施方式】
[0027]下面結(jié)合附圖和實施例對本發(fā)明進行進一步描述。
[0028]一種液體火箭系統(tǒng)級試車工作模態(tài)及工作變形試驗方法，包括以下步驟:
[0029]步驟1，確定測點；對液體火箭芯一級全系統(tǒng)固定在試車臺后的結(jié)構(gòu)狀態(tài)進行分析，該液體火箭芯一級自上而下由上燃料儲箱11、箱間段12、下燃料儲箱13、尾段14四部分組成，因此，在箭體對稱分布兩列測點，這些測點縱向位置分別位于氧箱頂部、箱間段上部、箱間段下部、燃箱底部以及箭體與試車臺連接處，如圖1所示，分別為上燃料儲箱頂部測點16、箱間段上部測點17、箱間段下部測點18、下燃料儲箱底部測點19、箭體與試車臺連接位置測點110 ;箱間段上部測點17亦為上燃料儲箱底部測點，箱間段下部測點18亦為下燃料儲箱頂部測點；
[0030]步驟2，在步驟I確定的測點上安裝傳感器21 ;考慮到分析頻率范圍OHz-lOOHz，所用傳感器21為ICP三向傳感器；安裝在上燃料儲箱頂部測點16、箱間段上部測點17的傳感器21使用低溫膠粘接傳感器21或者使用螺接方法安裝傳感器21 ;其他測點上的傳感器21安裝時需要對安裝表面打磨除漆，粘接固定，以保證試車過程中的沖擊及振動噪聲載荷中傳感器21與箭體始終結(jié)合在一起，不產(chǎn)生多余物。
[0031]步驟3，搭建試驗系統(tǒng)和調(diào)試；保證所有測點的傳感器21的坐標方向一致，并做好記錄準備；
[0032]步驟3.1，試驗系統(tǒng)搭建；將所有測點的傳感器21通過試車臺的電纜22連接至后端測量間24內(nèi)的采集器23行通道中，并對采集參數(shù)進行設(shè)置，采樣頻率設(shè)為300Hz，低通濾波10Hz ;所有測點傳感器21的通道處于同一采集器23中，從而確保最終采集的所有數(shù)據(jù)中具有相同的起始時間，如圖2所示；
[0033]步驟3.2，試驗系統(tǒng)調(diào)試；整個系統(tǒng)搭建完成后,通過對箭體表面的敲擊,記錄各通道數(shù)據(jù)從而調(diào)試系統(tǒng)保證整個系統(tǒng)正常；
[0034]步驟4，試車過程中測量數(shù)據(jù)；試車時，由于安全，試車期間人員需要從測量間24撤離；因此，試車前聽口令提前啟動采集器23，然后人員撤離測量間24，人員撤離后開始試車，待試車完成后關(guān)閉采集器23 ；
[0035]步驟5，結(jié)果分析；將所有采集器23采集的數(shù)據(jù)進行截取，使所有數(shù)據(jù)都具有相同的初始時刻；然后進行工作模態(tài)分析獲工作變形分析，具體步驟如下:
[0036]步驟5.1，根據(jù)每個傳感器測點在整個火箭坐標系上的位置坐標建立三維幾何線框模型，如圖3所示,使用Polymax方法得到穩(wěn)態(tài)圖,如圖4所示；
[0037]步驟5.2，通過步驟5.1建立的穩(wěn)態(tài)圖提取可能模態(tài)并得到各階模態(tài)參數(shù)，圖4中豎線所對應(yīng)的橫坐標即為分析的各階模態(tài)頻率。
[0038]步驟5.3，使用MAC值進行工作模態(tài)分析結(jié)果的驗證，從而得到10Hz內(nèi)的箭體低階模態(tài)，描述同一個物理模態(tài)的兩個振型的MAC值應(yīng)接近于I。如圖5中，即為由步驟5.1和5.2分析計算得到的MAC值?？梢钥闯?，描述同一階模態(tài)的兩個向量的MAC值都為I。
[0039]上面對本發(fā)明的實施例作了詳細說明，上述實施方式僅為本發(fā)明的最優(yōu)實施例，但是本發(fā)明并不限于上述實施例，在本領(lǐng)域普通技術(shù)人員所具備的知識范圍內(nèi)，還可以在不脫離本發(fā)明宗旨的前提下作出各種變化。
【權(quán)利要求】
1.一種液體火箭系統(tǒng)級試車工作模態(tài)及工作變形試驗方法，其特征在于包括以下步驟: 步驟1，確定測點；對液體火箭芯一級全系統(tǒng)固定在試車臺后的結(jié)構(gòu)狀態(tài)進行分析，在箭體對稱分布兩列測點，這些測點縱向位置分別位于氧箱頂部、箱間段上部、箱間段下部、燃箱底部以及箭體與試車臺連接處，分別為上燃料儲箱頂部測點(16)、箱間段上部測點(17)、箱間段下部測點(18)、下燃料儲箱底部測點(19)、箭體與試車臺連接位置測點(110);箱間段上部測點(17)亦為上燃料儲箱底部測點，箱間段下部測點(18)亦為下燃料儲箱頂部測點； 步驟2，在步驟I確定的測點上安裝傳感器； 步驟3，搭建試驗系統(tǒng)和調(diào)試；保證所有測點的傳感器(21)的坐標方向一致，并做好記錄準備； 步驟3.1，試驗系統(tǒng)搭建；將所有測點的傳感器(21)通過試車臺的電纜(22)連接至后端測量間(24)內(nèi)的采集器(23)行通道中，并對采集參數(shù)進行設(shè)置，采樣頻率設(shè)為300Hz，低通濾波10Hz ;所有測點傳感器(21)的通道處于同一采集器(23)中，從而確保最終采集的所有數(shù)據(jù)中具有相同的起始時間； 步驟3.2，試驗系統(tǒng)調(diào)試； 步驟4，試車過程中測量數(shù)據(jù)；試車前聽口令提前啟動采集器(23)，然后人員撤離測量間(24)，人員撤離后開始試車，待試車完成后關(guān)閉采集器(23)； 步驟5，結(jié)果分析；將所有采集器(23)采集的數(shù)據(jù)進行截取，使所有數(shù)據(jù)都具有相同的初始時刻；然后進行工作模態(tài)分析獲工作變形分析，具體步驟如下: 步驟5.1，根據(jù)每個傳感器測點在整個火箭坐標系上的位置坐標建立三維幾何線框模型，使用Polymax方法得到穩(wěn)態(tài)圖； 步驟5.2，通過步驟5.1建立的穩(wěn)態(tài)圖提取可能模態(tài)并得到各階模態(tài)參數(shù)； 步驟5.3，使用模態(tài)判定準則進行工作模態(tài)分析結(jié)果的驗證，從而得到10Hz內(nèi)的箭體低階模態(tài)。
2.如權(quán)利要求1所述的一種液體火箭系統(tǒng)級試車工作模態(tài)及工作變形試驗方法，其特征在于步驟2中傳感器(21)為ICP三向傳感器。
3.如權(quán)利要求1所述的一種液體火箭系統(tǒng)級試車工作模態(tài)及工作變形試驗方法，其特征在于步驟2中安裝在上燃料儲箱頂部測點(16)、箱間段上部測點(17)的傳感器(21)使用低溫膠粘接傳感器(21)或者使用螺接方法安裝傳感器(21);其他測點上的傳感器(21)安裝時需要對安裝表面打磨除漆，粘接固定。
【文檔編號】G01M99/00GK104359694SQ201410636419
【公開日】2015年2月18日 申請日期:2014年11月6日 優(yōu)先權(quán)日:2014年11月6日
【發(fā)明者】張永杰, 肖健, 趙威, 韋冰峰 申請人:北京強度環(huán)境研究所, 中國運載火箭技術(shù)研究院