[发明专利]一种运载火箭的模态试验方法

说明书

本发明提供了一种运载火箭的模态试验方法，包括：依据有限元模型获取零秒时刻运载火箭自由飞行状态下的一阶振型，以运载火箭的所述一阶振型与该运载火箭中心线的交点为节点位置；以运载火箭上对应所述节点位置的周向外侧为吊点，起吊运载火箭，其中运载火箭的箭体及起吊包带之间设有弹性加长结构，以消除吊梁弯曲刚度对箭体弯曲刚度的影响；获取处于起吊状态下运载火箭的模态参数。本发明提供的模态试验方法，可以减少吊梁刚度对火箭模态参数的影响，提高火箭模态试验结果的可靠性。

技术领域

本发明涉及运载火箭试验技术领域，尤其涉及一种运载火箭的模态试验方法。

背景技术

对于长细比较大的运载火箭而言，为了获取模态参数，常规的做法是将其等效成梁模型，来获取运载火箭的模态参数，这些模态参数可以提供给姿态控制系统分析使用。

对于刚度连接的箭体，若是仅仅通过仿真难以保证其模型及通过模型获得的相关参数的准确性。另外，模态参数中所涉及到的阻尼参数也只能通过模态试验获取。

在开展运载火箭的模态试验时，为了保证试验结果的真实性，目前常规的做法是通过一个与飞行箭结构、尺寸相同的模拟箭，实施模态试验，并通过模态试验获得的模态试验结果对原始仿真模型进行修正。然而，从加工、总装过程中，模拟箭与飞行箭的结构性能并不完全一样，尤其连接刚度难以保证。采用模拟箭进行模态试验，不仅获得的试验结果可靠性较低，而且增加了研制成本，降低了火箭产品的竞争力。

亟需设计一种可靠性高、成本低的模态试验方法，从而提高运载火箭模态试验的精度，降低模态试验成本。

发明内容

本发明的目的在于克服现有技术的不足，提供一种运载火箭的模态试验方法。这种模态试验方法可以减少吊梁刚度对火箭模态参数的影响，提高火箭模态试验结果的可靠性。

本申请提供了一种运载火箭的模态试验方法，包括：依据有限元模型获取零秒时刻运载火箭自由飞行状态下的一阶振型，以运载火箭的所述一阶振型与该运载火箭中心线的交点为节点位置；以运载火箭上对应所述节点位置的周向外侧为吊点，起吊运载火箭，其中运载火箭的箭体及起吊包带之间设有弹性加长结构，以消除吊梁弯曲刚度对箭体弯曲刚度的影响；获取处于起吊状态下运载火箭的模态参数。

在一个实施例中，依据有限元模型获取零秒时刻运载火箭自由飞行状态下的一阶振型包括：通过运载火箭箭体自由状态运动方程获取运载火箭前后端的两个振型节点位置；以运载火箭上对应所述节点位置的周向外侧为吊点，起吊运载火箭包括：在运载火箭上选取三个吊点，其中前后吊点为运载火箭的前后端两个所述节点位置所对应的周向外侧，中间吊点为运载火箭的质心位置所对应的周向外侧。

在一个实施例中，所述自由状态运动方程为：

其中：

其中X为箭体的位置，速度，加速度向量；n为箭体有n个自由度；M为箭体的总质量矩阵；C为箭体的总阻尼矩阵；K为箭体的总刚度矩阵；

其中令

A_i为箭体第i个自由度的振幅，φ_i便为结构归一化的振型。

在一个实施例中，所述弹性加长结构为软吊带。

在一个实施例中，所述软吊带的长度在2.5-3.2米的范围内。

在一个实施例中，所述软吊带的长度在2.7-3米的范围内。

在一个实施例中，所述软吊带的内部设有弹簧。

在一个实施例中，模态试验方法还包括：通过获取的运载火箭模态参数结果修正运载火箭的仿真模型，以及用修正后的仿真模型分别计算各个秒飞行阶段的模态参数。