一種杆繫結構火箭艙段飛行載荷測量方法與流程

2023-05-29 22:59:31

本發明涉及飛行載荷測量技術領域，更具體地，涉及一種杆繫結構火箭艙段飛行載荷測量方法。

背景技術：

飛行載荷測量在整個火箭研製和生產過程中佔有重要地位，是完成火箭新結構定型、驗證火箭結構完整性和合理性，以及保證火箭飛行安全等必須的試驗項目。

目前現有技術較少涉及火箭飛行過程載荷的測量，更多是採用理論計算，或者根據過載測量數據，通過動力學模型間接獲取載荷。另外，目前存在的一些火箭載荷實測技術多為各型火箭模型和實物的地面風載荷試驗，針對的艙段都是圓柱殼式結構艙段。

上述現有技術中的理論計算和基於動力學模型過載數據的測量方法，都是對火箭實際飛行載荷的間接估計，會不可避免的引入測量偏差，影響對實際飛行載荷測量的準確性。針對各型火箭模型和實物的地面風載荷試驗，測量艙段的結構形式和受力方式都較為簡單，基本都是在線性假設的基礎上進行載荷測量工作，很難做到真實反應火箭飛行過程載荷。

因此，有必要尋求一種方法，能夠實現在火箭實際飛行過程中對火箭飛行載荷的測量，以消除或減小測量偏差，提高火箭飛行載荷測量的準確性。

技術實現要素：

為了克服上述問題或者至少部分地解決上述問題，本發明提供一種杆繫結構火箭艙段飛行載荷測量方法，以實現在火箭實際飛行過程中對火箭飛行載荷的測量，從而達到消除或減小測量偏差，提高火箭飛行載荷測量的準確性的目的。

本發明提供一種杆繫結構火箭艙段飛行載荷測量方法，包括：s1，通過布置在目標火箭斜杆上的應變片組構成的測量橋路，獲取所述目標火箭飛行過程中的彎曲應變數據和軸向應變數據；s2，基於所述彎曲應變數據和所述軸向應變數據，利用火箭結構載荷測量本構模型，獲取所述目標火箭飛行過程中的彎矩載荷和軸向載荷。

其中，所述步驟s1具體包括：通過由第一應變片組構成的第一彎矩測量橋路，獲取所述目標火箭飛行過程中第一方向彎曲應變數據，所述第一應變片組布置在所述目標火箭艙第一直徑兩端的兩對相鄰斜杆內側面中段位置；通過由第二應變片組構成的第二彎矩測量橋路，獲取所述目標火箭飛行過程中第二方向彎曲應變數據，所述第二應變片組布置在所述目標火箭艙第二直徑兩端的兩對相鄰斜杆內側面中段位置，且所述第二直徑與所述第一直徑成90度夾角；通過由第三應變片組構成的軸力測量橋路，獲取所述目標火箭飛行過程中的軸向應變數據，所述第三應變片組布置在所述第一應變片組下方設定距離處。

進一步的，在進行彎曲應變數據測量和軸向應變數據測量之前，所述方法還包括：將所述第一應變片組包括的橫向應變片和豎向應變片分別粘貼在所述第一直徑兩端兩對相鄰且交點向上的斜杆內側面中段位置；將所述第二應變片組包括的橫向應變片和豎向應變片分別粘貼在所述第二直徑兩端兩對相鄰且交點向上的斜杆內側面中段位置；將所述第三應變片組包括的橫向應變片和豎向應變片分別粘貼在所述第一直徑兩端兩對相鄰且交點向上的斜杆內側面中段偏下位置；所述橫向應變片至少為4片，所述豎向應變片至少為4片。

其中，由所述第一應變片組構成所述第一彎矩測量橋路具體包括：對所述第一直徑兩端相鄰斜杆上所述第一應變片組的橫向應變片信號和豎向應變片信號分別求和，再對每對相鄰斜杆上所述第一應變片組的橫向應變片信號和與豎向應變片信號和求差，最後將所述第一直徑兩端所述第一應變片組的應變片信號差相減，構成所述第一彎矩測量橋路；由所述第二應變片組構成所述第二彎矩測量橋路具體包括：對所述第二直徑兩端相鄰斜杆上所述第二應變片組的橫向應變片信號和豎向應變片信號分別求和，再對每對相鄰斜杆上所述第二應變片組的橫向應變片信號和與豎向應變片信號和求差，最後將所述第二直徑兩端所述第二應變片組的應變片信號差相減，構成所述第二彎矩測量橋路；由所述第三應變片組構成所述軸力測量橋路具體包括：對所述第一直徑兩端相鄰斜杆上所述第三應變片組的橫向應變片信號和豎向應變片信號分別求和，再對每對相鄰斜杆上所述第三應變片組的橫向應變片信號和與豎向應變片信號和求差，最後將所述第一直徑兩端所述第三應變片組的應變片信號差相加，構成所述軸力測量橋路。

其中，所述箭體結構載荷測量本構模型包括載荷測量非線性本構模型，所述載荷測量非線性本構模型的獲取步驟包括：獲取所述目標火箭的地面標定試驗數據，根據所述地面標定試驗數據獲取所述載荷測量非線性本構模型。。

其中，所述根據所述目標火箭的地面標定試驗數據獲取所述載荷測量非線性本構模型具體包括：基於火箭飛行過程中的應變耦合效應，設計包含待定參數的載荷測量非線性本構模型；對所述目標火箭進行地面標定試驗，獲取所述目標火箭的試驗施加載荷數據和對應的標定應變數據；將所述試驗施加載荷數據和所述標定應變數據帶入所述包含待定參數的載荷測量非線性本構模型，計算獲取所述待定參數值；將所述待定參數值帶入所述包含待定參數的載荷測量非線性本構模型，獲取所述載荷測量非線性本構模型。

其中，所述對所述目標火箭進行地面標定試驗，獲取所述目標火箭的試驗施加載荷數據和對應的標定應變數據進一步包括：通過地面標定裝置，分別對所述目標火箭施加不同類型及不同數值的載荷，獲取所述試驗施加載荷數據；分別獲取各所述載荷類型和所述載荷數值工況下所述目標火箭對應產生的所述標定應變數據。

其中，所述步驟s2具體包括：將所述彎曲應變數據和所述軸向應變數據帶入所述火箭結構載荷測量本構模型，通過計算獲取所述目標火箭飛行過程中的所述彎矩載荷和所述軸向載荷。

進一步的，在所述第一應變片組附近還布置有備用第一應變片組，和/或在所述第二應變片組附近還布置有備用第二應變片組；相應的，所述方法還包括：通過由所述備用第一應變片組構成的備用第一彎矩測量橋路，測取火箭飛行過程備用第一方向彎曲應變數據，和/或通過由所述備用第二應變片組構成的備用第二彎矩測量橋路，測取火箭飛行過程備用第二方向彎曲應變數據。

進一步的，在所述第二應變片組偏下方位置，還布置有備用第三應變片組；相應的，所述方法還包括：通過由所述備用第三應變片組構成的備用軸力測量橋路，測取火箭飛行過程的備用軸向應變數據。

本發明提供的一種杆繫結構火箭艙段飛行載荷測量方法，通過建立火箭複雜杆繫結構承受動態軸力、彎矩及剪力載荷時，軸力、彎矩及剪力載荷分別解耦的組橋橋路，測取火箭實際飛行過程中產生的應變，並結合地面標定試驗，獲取目標火箭產生應變與所承受載荷的關係，實現對火箭實際飛行過程的載荷測量，能夠有效消除或減小測量偏差，提高火箭飛行載荷測量的準確性。

附圖說明

圖1為本發明實施例一種杆繫結構火箭艙段飛行載荷測量方法流程圖；

圖2為本發明實施例一種測取火箭飛行過程應變數據處理過程構成示意圖；

圖3為本發明實施例一種杆繫結構火箭艙段的載荷測點布置示意圖；

圖4為本發明實施例一種杆繫結構艙段的軸力和彎矩測量橋路結構示意圖；

圖5為本發明實施例一種線性本構模型的載荷計算結果示意圖；

圖6為本發明實施例一種載荷測量非線性本構模型的測量精度結果示意圖；

圖7為本發明實施例一種載荷測量非線性本構模型的獲取處理流程圖；

圖8為本發明實施例一種杆繫結構火箭艙段的靈敏度標定試驗系統結構示意圖。

具體實施方式

為使本發明的目的、技術方案和優點更加清楚，下面將結合本發明實施例中的附圖，對本發明中的技術方案進行清楚、完整地描述，顯然，所描述的實施例是本發明的一部分實施例，而不是全部的實施例。基於本發明中的實施例，本領域普通技術人員在沒有做出創造性勞動的前提下所獲得的所有其他實施例，都屬於本發明保護的範圍。

作為本發明實施例的一個實施例，本實施例提供一種杆繫結構火箭艙段飛行載荷測量方法，參考圖1，為本發明實施例一種杆繫結構火箭艙段飛行載荷測量方法流程圖，包括：

s1，通過布置在目標火箭斜杆上的應變片組構成的測量橋路，獲取所述目標火箭飛行過程中的彎曲應變數據和軸向應變數據。

其中，杆繫結構火箭艙：為錐形結構，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。叉子單元通過螺栓均勻連接在上、下端框上。

應變片：是由敏感柵等構成用於測量應變的元件，使用時將其牢固地粘貼在構件的測點上，構件受力後由於測點發生應變，敏感柵也隨之變形而使其電阻發生變化，再由專用儀器測得其電阻變化大小，並轉換為測點的應變值。

測量橋路：由應變片組中多個應變片按一定的連接方式形成的橋路連接，該橋路連接設置有輸出端，由輸出端輸出的電阻值可獲取構件發生的應變。

彎曲應變：是由彎矩產生的構件的應變。應變指在外力或非均勻溫度場等因素作用下構件局部的相對變形。彎矩是受力構件截面上的內力矩的一種，即垂直於橫截面的內力系的合力偶矩。

軸向應變：指在外載荷或非均勻溫度場等因素作用下構件軸向上發生的相對變形。

步驟s1具體為，對於已經布置好測量橋路的待測火箭，火箭發射之前，火箭上遙測系統對載荷系統進行供電，測量系統起動，並自動進行橋路平衡操作。此後，測量系統持續通過測量橋路採集應變信號，並以模擬信號形式傳給遙測系統，遙測系統傳給地面接收站，直到飛行結束，得到火箭上各測點處的應變[εxεyεz]，包括彎曲應變數據和軸向應變數據。

s2，基於所述彎曲應變數據和所述軸向應變數據，利用火箭結構載荷測量本構模型，獲取所述目標火箭飛行過程中的彎矩載荷和軸向載荷。

其中，本構模型：反映結構宏觀性質的數學模型。指將描述連續介質變形的參量與描述內力的參量聯繫起來的一組關係式。對於不同的結構，在不同的變形條件下有不同的本構模型，是結構或者材料的宏觀力學性能的綜合反映。

步驟s2具體為，對於上述步驟已經獲取的火箭飛行過程的彎曲應變數據和軸向應變數據，通過已知的火箭結構載荷測量本構模型，獲取火箭彎曲應變數據和軸向應變數據與火箭所受彎矩載荷和軸向載荷的數量關係，並由此根據已經獲取的火箭飛行過程中彎曲應變數據和軸向應變數據，計算獲取火箭飛行過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：將所述彎曲應變數據和所述軸向應變數據帶入所述火箭結構載荷測量本構模型，通過計算獲取所述目標火箭飛行過程中的彎矩載荷和軸向載荷。

具體而言，對於上述步驟獲取的火箭飛行過程中彎曲應變數據和軸向應變數據，需要轉化為火箭實際飛行載荷數據。載荷測量本構模型恰好為表述構件應變與構件受力關係的數學模型，因此，對於火箭飛行過程中已知量彎曲應變數據和軸向應變數據，將其帶入火箭結構載荷測量本構模型，可以計算獲取對應的火箭飛行過程實際彎矩載荷和軸向載荷。

本發明實施例提供的一種杆繫結構火箭艙段飛行載荷測量方法，通過應變測量橋路測取火箭實際飛行過程中杆繫結構火箭艙段斜杆上的應變數據，並據此通過火箭結構載荷測量本構模型獲取火箭飛行過程的飛行載荷數據。是對火箭飛行數據的直接測量，能夠有效消除或減小測量偏差，提高火箭飛行載荷測量的準確性。

根據上述實施例，其中可選的，步驟s1具體處理過程參考圖2，為本發明實施例一種測取火箭飛行過程應變數據處理過程構成示意圖，包括：

s11，通過由第一應變片組構成的第一彎矩測量橋路，獲取所述目標火箭飛行過程中第一方向彎曲應變數據，所述第一應變片組布置在所述目標火箭艙第一直徑兩端的兩對相鄰斜杆內側面中段位置；s12，通過由第二應變片組構成的第二彎矩測量橋路，獲取所述目標火箭飛行過程中第二方向彎曲應變數據，所述第二應變片組布置在所述目標火箭艙第二直徑兩端的兩對相鄰斜杆內側面中段位置，且所述第二直徑與所述第一直徑成90度夾角；s13，通過由第三應變片組構成的軸力測量橋路，獲取所述目標火箭飛行過程中的軸向應變數據，所述第三應變片組布置在所述第一應變片組下方設定距離處。

在一個實施例中，在進行彎曲應變數據測量和軸向應變數據測量之前，所述方法還包括：將所述第一應變片組包括的橫向應變片和豎向應變片分別粘貼在所述第一直徑兩端兩對相鄰且交點向上的斜杆內側面中段位置；將所述第二應變片組包括的橫向應變片和豎向應變片分別粘貼在所述第二直徑兩端兩對相鄰且交點向上的斜杆內側面中段位置；將所述第三應變片組包括的橫向應變片和豎向應變片分別粘貼在所述第一直徑兩端兩對相鄰且交點向上的斜杆內側面中段偏下位置；所述橫向應變片至少為4片，所述豎向應變片至少為4片。

具體而言，本實施例測量方法的實現所依賴的系統組成包括：應變片橋路、動態應變變換器、電纜、數據採集器以及地面標定試驗系統。

測量圓柱加筋殼式火箭艙段的飛行載荷可採用直接應變測量方法，即在測量部段內壁或外壁相隔180°的同一截面高度處粘貼應變片，將兩處的應變測量結果求和再除以2，即可獲取軸向推力產生的軸向應變；將兩處的應變測量結果相減再除以2，即可獲取應變片所在平面內橫向彎矩產生的彎曲應變。然後再根據地面標定試驗得到的應變與載荷的關係，可以獲得火箭的實際飛行載荷。

但是對於如圖3所示的變截面叉形杆繫結構艙段，其受力特點與通常的蒙皮加筋殼體有一定的區別，該結構中杆件受力方向與箭體母線不平行，若按照通常的組橋方法，測得的軸力載荷和彎矩載荷中將會包含箭體橫向剪力，因此需要在應變片布置和組橋方式上採取新的措施。

對於如圖3所示的叉形杆繫結構，考慮到消除箭體橫向剪力對載荷測量結果的影響，需要將相鄰的一對斜杆的同向應變信號相加，因此選擇火箭艙四周四對交點向上的斜杆作為測量點，角度相差均為90°，即在α、α+90°、α+180°和α+270°方位的四對斜杆的內側面中間高度粘貼應變片，以便保持單片應變片感受到的變形狀態簡單，且與艙段的整體受力高度相關。

即，將彎矩應變片粘貼在斜杆內側面中間高度處，粘貼高度一致；將軸力測點應變片粘貼在斜杆內側面中間高度稍低20mm間距處。這些測量方位滿足180°對邊的彎矩與軸力的解耦要求，也滿足兩個方向彎矩的正交要求。每片應變片具體的粘貼位置示意參考圖3，為本發明實施例一種杆繫結構火箭艙段的載荷測點布置示意圖。

圖中測點yb1至測點yb4處的應變片為彎矩測量應變片，分別粘貼在圖中四對斜杆內側面的中段位置，粘貼高度一致；測點yb5和測點yb7處的應變片分別粘貼在測點yb1和測點yb3偏下方約20mm處，粘貼高度一致。

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

定義測點yb1至測點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斜杆中，一根標記為ab，另一根標記為cd。則在測點yb1的ab斜杆內側面中段分別粘貼一片豎向應變片yb1a和一片橫向應變片yb1b，在cd斜杆內側面中段分別粘貼一片豎向應變片yb1c和一片橫向應變片yb1d。

同樣，在測點yb3的ab斜杆內測中段粘貼豎向應變片yb3a和橫向應變片yb3b，在cd斜杆內測中段粘貼豎向應變片yb3c和橫向應變片yb3d；在測點yb2的ab斜杆內測中段粘貼豎向應變片yb2a和橫向應變片yb2b，在cd斜杆內測中段粘貼豎向應變片yb2c和橫向應變片yb2d；在測點yb4的ab斜杆內測中段粘貼豎向應變片yb4a和橫向應變片yb4b，在cd斜杆內測中段粘貼豎向應變片yb4c和橫向應變片yb4d。

對於軸力測量應變片，同樣在測點yb5的ab斜杆內測中段偏下粘貼豎向應變片yb5a和橫向應變片yb5b，在cd斜杆內測中段偏下粘貼豎向應變片yb5c和橫向應變片yb5d；在測點yb7的ab斜杆內測中段偏下粘貼豎向應變片yb7a和橫向應變片yb7b，在cd斜杆內測中段偏下粘貼豎向應變片yb7c和橫向應變片yb7d。

在火箭飛行過程中，對於由測點yb1和測點yb3處應變片構成的第一彎矩測量橋路，由應變數據採集單元從橋路輸出端採集數據，並經轉化獲取第一方向彎曲應變數據；同樣通過由測點yb2和測點yb4處應變片構成的第二彎矩測量橋路，由應變數據採集單元測取第二方向彎曲應變數據；通過由測點yb5和測點yb7處應變片構成的軸力測量橋路，由應變數據採集單元測取軸向應變數據。

其中可選的，由所述第一應變片組構成所述第一彎矩測量橋路具體包括：對所述第一直徑兩端相鄰斜杆上所述第一應變片組的橫向應變片信號和豎向應變片信號分別求和，再對每對相鄰斜杆上所述第一應變片組的橫向應變片信號和與豎向應變片信號和求差，最後將所述第一直徑兩端所述第一應變片組的應變片信號差相減，構成所述第一彎矩測量橋路；

由所述第二應變片組構成所述第二彎矩測量橋路具體包括：對所述第二直徑兩端相鄰斜杆上所述第二應變片組的橫向應變片信號和豎向應變片信號分別求和，再對每對相鄰斜杆上所述第二應變片組的橫向應變片信號和與豎向應變片信號和求差，最後將所述第二直徑兩端所述第二應變片組的應變片信號差相減，構成所述第二彎矩測量橋路；

由所述第三應變片組構成所述軸力測量橋路具體包括：對所述第一直徑兩端相鄰斜杆上所述第三應變片組的橫向應變片信號和豎向應變片信號分別求和，再對每對相鄰斜杆上所述第三應變片組的橫向應變片信號和與豎向應變片信號和求差，最後將所述第一直徑兩端所述第三應變片組的應變片信號差相加，構成所述軸力測量橋路。

具體而言，根據上述實施例，圖3中測點yb1至yb4中的應變片在相隔180°兩兩測點組橋後，用於測量兩個方向的彎矩載荷。測點yb5和測點yb7組橋後，用於測量截面軸力載荷。

為消除箭體橫向剪力的影響，需要根據橫向剪力對斜槓受力的不同，進行針對性的組橋。實際上，每根斜杆的軸向力中包含的由箭體橫向剪力產生的分量，在相鄰的兩個斜杆中這個分量是反號的，而箭體的軸向力和彎矩在相鄰的兩個斜杆中產生的分量是同號的，因此將相鄰兩根斜杆的軸向力相加，從而消除或減小箭體橫向剪力的影響，保留需要測量的彎矩和軸力信號。

具體來說，就是在圖3中每一測點處，貼豎向應變片a和橫向應變片b的ab杆，以及貼縱向應變片c和橫向應變片d的cd杆，將兩桿中的豎向應變片a與c和橫向應變片b與d分別相加，這樣可以使箭體橫向剪力在ab杆與cd杆中產生的反號軸向應變抵消，消除或減小橫向剪力對測量結果的影響。

然後，對於每對ab杆和cd杆，分別對豎向應變片a與c的和與橫向應變片b與d的和求差，豎向應變片橫向應變片以消除或減小溫度效應，並增大應變信號。

如此，每個測點處就只包含了箭體軸力和彎矩所產生的應變。在此基礎上，再將測量部段內相隔180°處的測點應變片信號差相加或相減，具體為，求彎曲應變時為相減，求軸向應變時為相加。從而分別得到箭體軸向應變數據和兩個方向上彎矩產生的彎曲應變數據。

如圖4所示，為本發明實施例一種杆繫結構艙段的軸力和彎矩測量橋路結構示意圖。圖中示出斜杆繫結構艙段的軸力和兩個方向彎矩測量橋路的具體連接方式，具體為圖(a)為軸力測量橋路，圖(b)為兩個方向彎矩測量橋路，每一個測量橋路形成一個測量通道。

圖中橋路構成能夠圓滿解決杆繫結構火箭艙段8根測量斜杆的應變片的組橋問題，具有溫度補償功能，能最大限度的減小橫向剪力對載荷測量精度的影響，並且測點的方位可以比較準確的確定。

本發明實施例提供的一種杆繫結構火箭艙段飛行載荷測量方法，通過採用本實施例所述測點布置方式和組橋形式，能夠消除火箭飛行過程中箭體的橫向剪力對軸力及彎矩載荷測量結果的影響，實現飛行過程中全箭兩個方向彎矩載荷和一個軸力方向載荷的實時測量，為火箭的載荷設計和結構優化提供輸入。

其中根據上述實施例，所述箭體結構載荷測量本構模型包括載荷測量非線性本構模型，所述載荷測量非線性本構模型的獲取步驟包括：根據所述目標火箭的地面標定試驗數據獲取所述載荷測量非線性本構模型。。

具體而言，通常，箭體結構的載荷測量本構模型可表示為：

式中，{εfxεfyεfz}t表示應變向量，{fxfyfz}t表示載荷向量，cij表示靈敏度係數，定義為橋路應變與載荷之比，即：

cij＝εi/fj(i,j＝x,y,z)；

式中，cij表示靈敏度係數，εi表示i方向的應變，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°)的彎曲應變和彎矩載荷，i,j＝y為箭體橫截面y方向(與i象限的角度為α°+90°)的彎曲應變和彎矩載荷，i,j＝z為箭體縱軸z方向的軸向應變和軸向壓力。

上述箭體結構的載荷測量本構模型也可以表示為：

式中，[fxfyfz]表示載荷向量，[εxεyεz]表示應變向量，矩陣{sij}，i,j＝x,y,z表示剛度係數，定義為載荷與橋路應變之比，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，才能保證測量精度在10％以內。但是，當軸力測量通道的量程超過彎矩通道10倍，彎矩測點的軸力耦合應變將達到與彎曲應變相同的量級，從而對彎矩載荷的測量帶來顯著的誤差，試驗結果參見圖5，為本發明實施例一種線性本構模型的載荷計算結果示意圖，圖中表明該誤差甚至達到了70％。

由於杆繫結構火箭艙段所受到的軸力載荷和彎矩載荷的幅值量級通常差別較大，為保證測量結果的精度，還需要解決高軸力小彎矩條件下的載荷測量的本構模型。為此，本實施例採用一種計及載荷耦合效應的載荷測量本構模型。

上述箭體結構的載荷測量本構模型，只計及了載荷與應變一次項的關係，為了提高兩種載荷量級不一致情況下載荷辨識的精度，在載荷測量的本構模型中，增加載荷與應變二次項的修正項。

考慮到標定試驗的主靈敏度線性度較好，與應變二次項相關的修正項可以只保留耦合應變項εyεz、εzεx和εxεy。據此，載荷測量的本構模型可在上述箭體結構的載荷測量本構模型的基礎上，將其增廣至考慮載荷測點間應變耦合項的非線性載荷模型，即：

式中，[fxfyfz]表示載荷向量，[εxεyεz]表示應變一次項向量，[εyεzεzεxεxεy]表示應變二次項向量，矩陣[s]t和矩陣{si-jk}，i,j,k＝x,y,z分別表示一次項剛度係數和二次項剛度係數。

將上式進行等效變換，則合併改寫為：

式中，[fxfyfz]表示載荷向量，[εxεyεzεyεzεzεxεxεy]表示應變向量，矩陣[sijsi-jk]t，i,j,k＝x,y,z表示非線性剛度係數矩陣，是載荷與一次項應變及二次項應變的比值。

上式即為考慮應變耦合效應的載荷測量非線性本構模型，使用該模型進行載荷測量的結果參考圖6，為本發明實施例一種載荷測量非線性本構模型的測量精度結果示意圖。由圖6可見，彎矩載荷的識別誤差降低至13％。

本發明實施例提供的一種杆繫結構火箭艙段飛行載荷測量方法，通過採用載荷測量非線性本構模型，能夠在杆繫結構火箭艙段受軸力載荷和彎矩載荷的幅值量級差別較大條件下，明顯提高載荷測量精度，保證測量準確性。

其中可選的，所述載荷測量非線性本構模型的獲取處理過程參考圖7，為本發明實施例一種載荷測量非線性本構模型的獲取處理流程圖，包括：

s21，基於火箭飛行過程中的應變耦合效應，設計包含待定參數的載荷測量非線性本構模型。

具體而言，首先按上述實施例所述考慮載荷測點間應變耦合項的非線性載荷模型列寫模型方程，即列寫包含待定參數的載荷測量非線性本構模型方程如下：

式中，[fxfyfz]表示載荷向量，[εxεyεzεyεzεzεxεxεy]表示應變向量，矩陣[sijsi-jk]t，i,j,k＝x,y,z即為待定參數矩陣。在地面標定試驗中，載荷向量和應變向量均為可直接測量的數據。

s22，對所述目標火箭進行地面標定試驗，獲取所述目標火箭的試驗施加載荷數據和對應的標定應變數據。

具體而言，地面標定系統和被測艙段的軸壓、彎矩和剪力聯合靜力試驗系統相同，如圖8所示，為本發明實施例一種杆繫結構火箭艙段的靈敏度標定試驗系統結構示意圖，包括：加力帽、上轉接框、上邊界彈性模擬件、被測艙段、下邊界模擬件、下轉接框、靜力試驗平臺以及力/力矩加載單元。

為使靈敏度試驗時杆繫結構火箭艙段橫截面的應力分布與飛行過程相近，以保證飛行載荷的測量精度，各部段上下連接部段的剛度過渡段也要參加靈敏度試驗。另外，在標定試驗中，為計及電纜網和應變變換器對靈敏度的影響，須採用真實的箭上電纜網和應變變換器。

然後採用該標定試驗系統對杆繫結構火箭艙段進行靈敏度標定。在標定過程中，記錄每輪試驗施加的載荷數據和火箭艙段在該施加載荷下產生的應變數據。

其中可選的，所述對所述目標火箭進行地面標定試驗，獲取所述目標火箭的試驗施加載荷數據和對應的標定應變數據進一步包括：通過地面標定裝置，分別對所述目標火箭施加不同類型及不同數值的載荷，獲取所述試驗施加載荷數據；分別獲取各所述載荷類型和所述載荷數值工況下所述目標火箭對應產生的所述標定應變數據。

具體而言，分三類工況對杆繫結構火箭艙段進行標定試驗，即：單獨軸壓載荷、單獨彎矩載荷和軸壓-彎矩聯合載荷。測量部段需要進行四個加載方向的彎矩標定試驗、兩個安裝方位的軸力部段試驗以及兩個安裝方位的彎矩-軸力聯合試驗，每種狀態重複三次，每次試驗分10級加載和卸載，每一級載荷記錄三個通道的應變。

各工況的加載量級原則上取最大使用載荷的1/3，分10級對杆繫結構火箭艙段進行加載和卸載，記錄每級施加載荷的載荷類型和載荷數值，構成載荷向量[fxfyfz]。同時，對應記錄該施加載荷引起的彎矩測量橋路和軸向推力測量橋路的應變，即為標定應變數據，構成應變向量[εxεyεzεyεzεzεxεxεy]。

s23，將所述試驗施加載荷數據和所述標定應變數據帶入所述包含待定參數的載荷測量非線性本構模型，計算獲取所述待定參數值。

具體而言，對於上述步驟獲取的載荷向量[fxfyfz]和應變向量[εxεyεzεyεzεzεxεxεy]，將其帶入步驟s21獲取的包含待定參數的載荷測量非線性本構模型方程，則該方程中的未知量只有待定參數矩陣[sijsi-jk]t，i,j,k＝x,y,z。通過解方程，獲取該待定參數矩陣各元素的取值。

s24，將所述待定參數值帶入所述包含待定參數的載荷測量非線性本構模型，獲取所述載荷測量非線性本構模型。

具體而言，在上述步驟獲取待定參數矩陣取值之後，該待定參數矩陣即為已知量。將其帶入步驟s21中包含待定參數的載荷測量非線性本構模型方程，則獲取的方程即為載荷測量非線性本構模型。該載荷測量非線性本構模型反映的是，杆繫結構火箭艙段承受載荷與該載荷下火箭結構產生的應變的對應關係。

本發明實施例提供的一種杆繫結構火箭艙段飛行載荷測量方法，通過地面標定試驗，直接獲得外載荷和應變的關係，實現對杆繫結構火箭艙段的載荷測量非線性本構模型的建立，為實現火箭飛行過程實際載荷測量奠定基礎。同時該試驗方法無中間環節，易於實現，特別是高軸力小彎矩載荷條件下，能有效提高測量精度。

進一步的，在上述實施例所述第一應變片組附近還布置有備用第一應變片組，和/或在所述第二應變片組附近還布置有備用第二應變片組；相應的，所述方法還包括：通過由所述備用第一應變片組構成的備用第一彎矩測量橋路，測取火箭飛行過程備用第一方向彎曲應變數據，和/或通過由所述備用第二應變片組構成的備用第二彎矩測量橋路，測取火箭飛行過程備用第二方向彎曲應變數據。

在一個實施例中，在所述第二應變片組偏下方位置，還布置有備用第三應變片組；相應的，所述方法還包括：通過由所述備用第三應變片組構成的備用軸力測量橋路，測取火箭飛行過程的備用軸向應變數據。

具體而言，在上述實施例測點yb1至測點yb4處的斜杆ab上，分別另外粘貼一片豎向應變片a′和一片橫向應變片b′，在斜杆cd上分別另外粘貼一片豎向應變片c′和一片橫向應變片d′。

測點yb1與測點yb3處的應變片yb1a′、yb1b′、yb1c′和yb1d′，以及yb3a′、yb3b′、yb3c′和yb3d′組成備用第一應變片組，應變片yb1a′、yb1b′、yb1c′和yb1d′，以及yb3a′、yb3b′、yb3c′和yb3d′按上述實施例所述組橋方式構成備用第一彎矩測量橋路。

同樣的，測點yb2與測點yb4處的應變片yb2a′、yb2b′、yb2c′和yb2d′，以及yb4a′、yb4b′、yb4c′和yb4d′組成備用第二應變片組，應變片yb1a′、yb1b′、yb1c′和yb1d′，以及yb3a′、yb3b′、yb3c′和yb3d′按上述實施例所述組橋方式構成備用第二彎矩測量橋路。

對於軸力測量，在測點yb2與測點yb4偏下方，與測點yb5和測點yb7對應位置處設置備用第三應變片組，備用第三應變片組所在的位置為測點yb6和測點yb8。

同樣的，在測點yb6處的斜杆ab上，分別粘貼一片豎向應變片yb6a′和一片橫向應變片yb6b′，在斜杆cd上粘貼一片豎向應變片yb6c′和一片橫向應變片yb6d′；在測點yb8處的斜杆ab上，分別粘貼一片豎向應變片yb8a′和一片橫向應變片yb8b′，在斜杆cd上粘貼一片豎向應變片yb8c′和一片橫向應變片yb8d′。應變片yb6a′、yb6b′、yb6c′和yb6d′，以及yb8a′、yb8b′、yb8c′和yb8d′按上述實施例所述組橋方式構成備用軸力測量橋路。

與上述實施例同理，在火箭飛行過程中，對於由測點yb1和測點yb3處備用應變片構成的備用第一彎矩測量橋路，由應變數據採集單元從備用第一彎矩測量橋路輸出端採集數據，並經轉化獲取備用第一方向彎曲應變數據。

同樣通過由測點yb2和測點yb4處備用應變片構成的備用第二彎矩測量橋路，由應變數據採集單元測取備用第二方向彎曲應變數據；通過由測點yb6和測點yb8處備用應變片構成的備用軸力測量橋路，由應變數據採集單元測取備用軸向應變數據。

需要說明的是，上述備用第一應變片組、備用第三應變片組和備用第三應變片組可以同時存在，可以單獨存在，也可以任意兩個同時存在，且各主測測量橋路和備用測量橋路測得的數據可互為備用。在進行地面標定和飛行過程數據測量時，需對3路主測通道數據和3路備用通道數據同時採集。

本發明實施例提供的一種杆繫結構火箭艙段飛行載荷測量方法，通過設置備用測量橋路，可測取火箭飛行備用數據，提高火箭飛行載荷測量的可靠性。

為了更清楚的說明，本實施例根據上述實施例提供完整的杆繫結構火箭艙段飛行載荷測量方法處理流程如下：

步驟一，安裝測量系統，包括：

首先，根據杆繫結構的特點，選擇測點位置，並按要求粘貼應變片。選擇測點位置時，需注意，一要結構形式比較均勻，對應力集中影響較小，保證應變與外載荷有較大的相關性；二要各個方位的夾角均為90°，並且180°對邊測點處的結構形式基本相同，以保證彎矩和軸向推力測點的解耦；三要彎矩和軸向推力測點儘量遠離結構的上下端面，以減小邊界效應對測量精度的影響，且貼片位置有可達性，不能影響箭上儀器設備的安裝；四要在各測點處同時在相交的一對斜槓上都布置應變片，以便消除箭體橫向剪力的影響。

其次，按照圖4所示測量橋路結構，將各組應變片進行連接，並分別組成測量兩個方向彎矩和一個軸力的測量橋路。每個測量艙段共6個測量通道，其中3路為主測量通道，另外3路為備用測量通道。

再次，布置箭上儀器設備。箭上儀器設備包括電纜網和應變變換器，應變片通過電纜網完成組橋工作，電纜網的另一端與箭上應變變換器連接，實現橋路應變信號的採集與調理，並將其轉換為可供遙測系統採集的模擬電壓信號。

步驟二，進行地面標定試驗，包括：

首先，安裝測量部段。將火箭測量部段與上下剛度過渡段及轉接段對接後，下端固定在平臺上；

其次，連接地面標定試驗數據採集儀器。地面標定試驗時，火箭上遙測系統不參與試驗，因此，需要另外配置一套地面數據採集系統，以及與應變變換器連接的箭上電纜。

再次，進行剛度標定試驗。試驗時分別單獨施加軸壓載荷、彎矩載荷和軸壓-彎矩聯合載荷，加載量級不超過火箭測量部段使用載荷的1/3，分10級進行加載。分別記錄每次加載載荷的載荷形式和載荷數值，以及每次加載載荷引起的彎矩測量橋路和軸向推力測量橋路的應變。

彎矩加載方向分為x、y、-x和-y4個方向，軸壓-彎矩載荷聯合試驗工況時，彎矩加載方向為x+45°和y+45°方向。

步驟三，進行飛行試驗，包括：

首先，火箭發射之前，箭上遙測系統對載荷系統進行供電，測量系統起動，並自動進行橋路平衡操作。

此後，測量系統持續對測量橋路的應變信號進行採集，並以模擬信號形式傳給遙測系統，遙測系統傳給地面接收站，直到飛行結束，得到各個測點處的應變[εxεyεz]。

步驟四，數據處理，包括：

首先，載荷測量的非線性本構模型建模。將所有的試驗數據，包括單獨軸力載荷、單獨彎矩載荷和軸力-彎矩聯合載荷工況的各加載子級的實測應變值和實際的加載載荷值，代入包含待定參數的應變耦合效應載荷測量非線性本構模型方程，採用最小二乘法，計算獲取載荷測量的非線性本構模型的待定參數取值：

其次，飛行載荷識別。根據上述步驟識別得到的載荷模型，以及飛行實測的各通道的應變數據，根據下式進行飛行載荷計算：

其中，[fxfyfz]為火箭飛行載荷向量，[εxεyεzεyεzεzεxεxεy]為火箭飛行過程應變向量，矩陣s為模型參數矩陣。

再次，將測量坐標系中的載荷值轉換至箭體坐標系。由於火箭箭體所受的彎矩合力矩一般不與彎矩測量方向一致，設箭體橫截面上一組相互垂直的彎矩測量方向為x和y，法向彎矩和側向彎矩的方向為x＇和y＇。兩個方向的彎矩mx和my都不為零，根據mx和my可以找出合力矩的大小和方向。通過坐標變換方法，可得到與xoy坐標系呈α角的箭體載荷坐標系x′o′y′方向的彎矩。

最後應說明的是：以上實施例僅用以說明本發明的技術方案，而非對其限制；儘管參照前述實施例對本發明進行了詳細的說明，本領域的技術人員應當理解：其依然可以對前述各實施例所記載的技術方案進行修改，或者對其中部分技術特徵進行等同替換；而這些修改或者替換，並不使相應技術方案的本質脫離本發明各實施例技術方案的精神和範圍。