劉思宏，馬斌捷，胡鵬翔，洪良友，賈 亮

運載火箭飛行載荷測量與分析

劉思宏1，馬斌捷1，胡鵬翔2，洪良友1，賈 亮1

（1. 北京強度環(huán)境研究所，北京，100076；2. 中國運載火箭技術研究院，北京，100076）

為獲取運載火箭結構在飛行過程中準確的截面動態(tài)載荷，基于應變測量原理設計了一套飛行載荷測量系統(tǒng)，通過多向載荷標定試驗獲得結構的靈敏度矩陣，采用非線性載荷模型將飛行過程測量的應變響應轉換為截面的動態(tài)飛行載荷。在某型號中首次開展了運載火箭飛行載荷測量工作，獲得了二級箱間段和有效載荷支架在整個飛行過程中的軸向力、彎矩載荷，并與飛行時序、地面模態(tài)試驗結果進行了詳細對比，結果表明：2個部段的飛行載荷數據質量良好，飛行載荷有變化的時段均與飛行時序對應，并與過載的遙測結果趨勢一致，同時也發(fā)現了多項飛行動態(tài)載荷的特點，為載荷設計提供了數據支撐，有助于后續(xù)型號的優(yōu)化與改進設計。

飛行載荷；測量誤差；復合載荷；耦合效應；非線性擬合

0 引 言

運載火箭在實際飛行過程中結構的截面載荷，如軸向力、剪力、彎矩和扭矩等，是結構設計的重要依據，其準確程度直接關系到火箭結構的可靠性和設計效率。目前，獲取飛行載荷的主要途徑是工程估算，利用箭體的動響應、過載、氣動力和發(fā)動機推力等，結合箭體的動力學模型，給出各截面的載荷估算值。但這種方法誤差較大，除測量插值誤差、氣動力插值誤差外，還存在動力學模型誤差和截面載荷的數值求解誤差。

相比之下，直接測量火箭截面載荷的實測法具有明顯優(yōu)勢。首先，直接測量得到的飛行載荷較為準確，其誤差僅為載荷測量系統(tǒng)的不確定度與測量部段的非線性耦合誤差，并且能夠通過地面標定試驗確定，遠小于通過載荷動力學模型計算得到的載荷誤差。其次，載荷測量結果還可為載荷模型修正提供依據，得到準確的載荷模型后，可將有限的截面載荷測量結果外推到整個箭體截面，獲得全箭的飛行載荷。除此之外，測量敏感結構串置在箭體結構中的典型部段，不需要另外設計測力與敏感結構，不影響箭體結構的頻響特性，且每個截面需要的測量通道少，占用遙測系統(tǒng)資源少[1]。飛行載荷測量技術可解決目前型號設計中普遍存在的載荷輸入條件不準確的問題，對提高型號設計水平和保證飛行可靠性有重要作用，特別是對于載荷條件惡劣和追求高技術、高戰(zhàn)術性能的精細化設計型號，以及在飛行靜、動載荷引起飛行失利的故障分析工作中，飛行載荷測量技術更具必要性。

由于飛行載荷直接測量難度和復雜程度很高，目前在工程中應用較少，大多集中在飛機的氣動力面載荷測量[[2~4]，文獻[2]討論了飛機翼面載荷的測量方法，主要是直接的壓力測量法和間接的應變測量法。火箭的飛行載荷測量以非氣動力面的圓柱形結構為主，國外僅限于對火箭尾段的地面風載荷和一些部段的發(fā)射過程載荷進行測量，美國在使用德爾它Ⅱ火箭發(fā)射GLAST時獲取了飛行過程的星箭接口載荷[5]。該技術在中國的運載火箭領域未曾應用，但目前已多次在火箭模型和實物上進行地面風載荷測量[6]，開展了火箭射前載荷監(jiān)測和發(fā)射過程載荷測量方案研究[7,8]，已具備測量火箭飛行載荷的能力。本文基于應變測量原理設計了一套飛行載荷測量系統(tǒng)，在某型號中首次搭載了該系統(tǒng)，成功獲得了兩大分支結構——二級箱間段和有效載荷支架的飛行載荷，并對實測飛行載荷進行了深入分析和對比，為后續(xù)型號設計和優(yōu)化積累了寶貴的數據。

1 飛行載荷測量方案

1.1 測量原理

二級箱間段是錐形結構件，測點選擇在測量部段的中部截面，相隔90°方位的4個主梁腹板側面粘貼應變片，其位置及測量坐標系如圖1所示。

圖1 測量部段應變片粘貼位置及測量坐標系（俯視圖）

—測量坐標系；—箭體坐標系

飛行載荷實測技術是將箭體作為力傳感器，通過應變測量方法[7]，將測量部段相隔180°的應變片進行橋路的不同組合，如圖2所示，將軸向力和橫向彎矩解耦，得到軸向力載荷和彎矩載荷在結構中產生的應變。在與此測點方位垂直的方位粘貼應變片，可獲得垂直方向的彎矩在結構中產生的應變，同時還可得到軸向力的備份測量結果，構成完備的截面測量載荷。

圖2 載荷測點橋路

橋路組建完成后，通過地面靜力試驗標定，得到各級標定載荷下結構產生的應變，根據載荷-應變關系可得出截面載荷與橋路應變的換算關系，即載荷靈敏度矩陣。在飛行過程中測量橋路的應變響應，再根據載荷靈敏度矩陣進行換算，可獲得飛行過程中的截面動態(tài)載荷時間歷程。

1.2 飛行過程應變測量方法

飛行載荷測量系統(tǒng)由箭上載荷測量橋路、應變變送器和遙測系統(tǒng)組成，其中：箭上測量橋路由應變片、電纜網組成，應變片通過測量電纜網與變送器相連，由變送器完成應變信號的變換，通過箭上遙測電纜網將測量信號模擬量傳送至箭上遙測系統(tǒng)的AD采集端口，遙測系統(tǒng)再將載荷測量信號進行模數轉換并下傳至地面測控站的記錄設備上，該測量信號是應變片變形產生的電壓值，經應變變換器的靈敏度轉換，可計算得到應變值。

在某型號飛行任務中首次采用了飛行載荷測量系統(tǒng)，獲得了二級箱間段和有效載荷支架在整個飛行過程中的軸向力和橫向彎矩，采取了多種新的方法和技術，如桿系結構的載荷測量系統(tǒng)組橋方法、非正交載荷測點的測量方法[7]、載荷的非線性耦合效應模型[8]等，最終保證了測量系統(tǒng)的適應性、可靠性，測量數據質量良好，達到了測量精度要求。2個部段的測量與分析方法相同，因此本文以二級箱間段為例，進行飛行載荷的計算與分析。

2 應變測量數據和預處理方法

飛行載荷測量系統(tǒng)在火箭飛行過程中測量到的是電壓信號，共3路，分別為軸力測點、方向彎矩測點和方向彎矩測點。直接測量可獲得3個載荷測點的電壓信號，根據應變變送器標定的應變靈敏度，將電壓信號進行變換可得到飛行過程中各測點的應變，如圖3所示，全文試驗結果均已作歸一化處理。

圖3 二級箱間段各測點的應變曲線

檢查各通道應變的分層值，再結合應變靈敏度，均滿足“應變分層值×應變靈敏度=電壓分層值”，可見載荷測量結果無誤，獲得的數據可靠。二級箱間段的軸力為拉伸載荷，由于助推分離時刻的動響應，軸力測點和彎矩測點均在此刻取得最大值。

3 載荷計算方法

3.1 測量坐標系內的載荷計算方法[8]

為提高載荷測量精度，采用多試驗狀態(tài)的非線性模型計算載荷靈敏度矩陣，能夠達到精度要求，彎矩識別誤差不超過13%，軸向力識別誤差不超過5%，二級箱間段的載荷-應變關系為

3.2 不同坐標系載荷的坐標變換方法

阮列敏補充道，“目前，我們已經派遣了兩位醫(yī)生前往英國進修，還有兩位全科醫(yī)生前往交流；他們也派遣了四五位醫(yī)生到寧波調研，將來會合作完成一份中國全科醫(yī)生培訓模式的報告”。

在測量坐標系中合力矩的大小和方向角為

4 飛行載荷分析

4.1 軸向力

二級箱間段的軸向力曲線如圖4所示。軸向力為拉伸載荷，以低頻的靜態(tài)響應為主，其變化趨勢與火箭的飛行時序一一對應，具有如下特征：

a）起飛后由于過載逐漸增大，軸向力也逐漸增加，在172 s助推關機時刻達到最大值；

b）在140~160 s時段內出現了帶有脈動特性的軸向力振動響應；

c）助推關機、分離時刻，軸向力有較大的動態(tài)沖擊響應，該動態(tài)響應的量值超過靜態(tài)軸向力的1/3。

圖4 軸向力曲線

4.2 彎 矩

經過坐標變換，二級箱間段的法向彎矩和側向彎矩如圖5所示，彎矩曲線也與飛行時序對應，如在助推關機分離、整流罩分離、一級關機分離時刻，彎矩均有振動響應，具有如下特征：

a）在起飛時刻箭體由靜變動，彎矩的振動響應較為復雜，且在此時刻取得最大值；

c）對應助推關機、分離時刻彎矩有較大振動響應，彎矩值較大；

d）助推分離后，火箭出大氣層，此后彎矩值均較小。

圖5 法向彎矩和側向彎矩曲線

4.3 軸向過載

通過軸向力、結構質量反推出二級箱間段的軸向過載，并與過載傳感器測量的軸向過載進行對比，如圖6所示，可見：a）由軸向力折算的過載與實測過載具有很好的一致性，可證明軸向力的實測結果的準確性；b）實測的軸向力在起飛段和40~110 s跨聲速抖振段信號平穩(wěn)，比使用過載傳感器測量的軸向過載信號品質更好；c）由于助推關機、分離時的沖擊響應，計算過載有放大效應，但靜態(tài)量與實測結果一致。

圖6 軸向過載曲線

4.4 頻率特性

將軸向力有較大振動響應段的信號進行分段高通濾波處理，可明顯觀察到其周期性脈動的特征如圖7a所示，對該段信號進行頻率特性分析，得到其富氏譜如圖7b所示，可見其主要響應頻率為9.4 Hz。

圖7 軸向力振動段頻率特性分析

對比模態(tài)試驗結果，該頻率與箭體芯級的縱向一階模態(tài)接近，可見該段振動信號主要是由箭體的縱向振動引起的。

將沖擊響應段信號進行高通濾波處理后，軸向力出現了2次較大的沖擊振動響應如圖8a所示，對比飛行時序可知，分別對應著助推關機和助推分離，這是由于發(fā)動機推力發(fā)生突變，導致箭體結構產生縱向振動響應引起的。分別對助推關機和助推分離這2次沖擊響應進行頻率特性分析，得到其富氏譜如圖8b所示，這2段信號的主要響應頻率均為10.0 Hz，由半功率帶寬計算得出阻尼為=0.085，可見該沖擊響應過程阻尼較大，衰減迅速。

圖8 軸向力沖擊響應段頻率特性分析

彎矩在起飛段響應最大，對該段信號進行頻率特性分析，起飛段彎矩響應較為復雜，頻率成分較豐富，這也與起飛時噪聲較大、信號質量較差有關。

最大動壓段（60~80 s）彎矩值較大，如圖9a所示，濾波后的信號也呈現出周期振動的特點。其富氏譜如圖9b所示，主要響應頻率為2.4 Hz和5.3 Hz。對比模態(tài)試驗結果可知，分別對應該狀態(tài)下箭體的橫向一階彎曲模態(tài)和橫向三階彎曲模態(tài)。

a）濾波后的信號

b）富氏譜

續(xù)圖9

助推關機、分離時刻，彎矩的富氏譜如圖10所示，由圖10可知，主要響應頻率為5.3 Hz，對應該狀態(tài)下的箭體橫向二階彎曲。由半功率帶寬計算阻尼為=0.11，該響應過程也衰減迅速。

圖10 彎矩助推關機分離段富氏譜

4.5 小 結

從載荷測量結果可看出，二級箱間段的響應非常明顯，在飛行載荷曲線取得峰值及振蕩變化的時刻均與飛行時序相關；軸向力以低頻靜態(tài)響應為主，在助推關機、分離時刻達最大值，助推關機產生的載荷沖擊是載荷測量結果中最重要的成果，最大幅值達靜態(tài)載荷的1/3，由此結果可進一步完善載荷條件的制定；實測的橫向過載與橫向彎矩載荷趨勢和變化規(guī)律一致，對比設計載荷發(fā)現，橫向彎矩的實測結果相比設計載荷顯著較小，反映了橫向載荷的強分散性和不確定性，來源于高空風、彈道及其偏差控制要求等隨機因素，因此橫向載荷應不斷積累實測數據，最終得出基于實測資料的統(tǒng)計包絡設計載荷，以減小設計載荷中過多的裕量，奠定高水平結構優(yōu)化和輕量化設計的基礎，特別對于高價值的有效載荷結構設計更為重要。

5 結束語

采用飛行載荷測量系統(tǒng)首次獲得了運載火箭的飛行載荷，不僅為該新型運載火箭取得了重要的測量資料，也證實了飛行載荷測量技術的工程應用價值。由飛行載荷資料與地面仿真分析、試驗的對比可知：飛行載荷測量結果較為準確，軸向力和彎矩載荷的變化規(guī)律均與飛行時序對應。同時也發(fā)現了飛行動態(tài)載荷的特點，如起飛復雜動響應、分離時刻軸向力大幅振蕩以及截面振動載荷耦合響應。這些飛行載荷數據有助于加深對火箭飛行中受力過程的理解，對于后續(xù)型號的改進和優(yōu)化設計具有重要意義。統(tǒng)計箭體載荷包絡，給出較為準確的結構設計載荷，為飛行安全性和火箭運載能力的增加提供保證，同時也積累飛行載荷數據，并逐漸建立數據庫。

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Launch Vehicle In-flight Loads Measurement and Analysis

Liu Si-hong1, Ma Bin-jie1, Hu Peng-xiang2, Hong Liang-you1, Jia Liang1

(1. Beijing Institute of Structure and Environment Engineering, Beijing, 100076; 2. China Academy of Launch Vehicle Technology, Beijing, 100076)

In order to obtain the exact in-flight dynamic loads of a launch vehicle, a measurement system is designed which is based on strain measurement principle. Through multiple load calibration tests, the relationship between load and strain is obtained. Through a nonlinear fit model, strain data measured during flight are diverted into structure load. The system is loaded on a certain launch vehicle for the first time in China, and the in-flight loads of two components are obtained, including axial load and bend load. Comparison between in-flight load and flight schedule as well as modal test results are made. Results show that the load data satisfies the requirement. The characteristic points of in-flight loads are highly related to flight sequence, and also meet with modal test results. Some characteristics of non-static loads are discovered. The results are helpful for load design and the improvement of following types.

in-flight load; measurement error; compound load; coupling effect; nonlinear fit model

V417

A

1004-7182(2020)01-0107-05

10.7654/j.issn.1004-7182.20200119

2017-12-30；

2018-06-12

劉思宏（1991-），女，助理工程師，主要研究方向為結構動力學與可靠性。

馬斌捷（1961-），男，研究員，主要研究方向為結構強度與動力學。

胡鵬翔（1984-），男，博士，高級工程師，主要研究方向為動力學與控制。

洪良友（1982-），男，高級工程師，主要研究方向為結構動力學。

賈 亮（1981-），男，研究員，主要研究方向結構強度與載荷環(huán)境。