一种重复使用航天器力学环境试验方法

技术领域

本发明涉及重复使用航天器研究技术领域，尤其涉及一种重复使用航天器力学环境试验方法。

背景技术

重复使用航天器在军事领域有着广泛的应用空间，而且随着关键技术的不断突破，重复使用航天器比传统航天器在使用成本方面也将更有优势。现代航天装备的采购费用以及使用与保障费用日益庞大，经济可承受性成为各国装备发展不可回避的问题之一。因此，对重复使用航天器研制过程的关键技术开展的相关研究具有重要工程意义。

航天器的力学环境试验的目的是要在地面的力学试验设备中模拟航天器在发射和再入返回过程中所经受的各种力学环境以及它们的效应，用以检验航天器及其各部分能否经受这些环境的考验而正常工作。为了充分发挥力学环境试验在保证航天器可靠性中的作用，是指既能发现问题排除隐患，又不致过分保守，影响研制成本和周期，不但要有正确的试验理论，制定较为合理的试验条件，还需要有比较真实地模拟各种环境的试验设备和正确的试验方法。以上的几点是互相有关联的，缺一不可。航天器在发射过程中所经受的力学环境是多种多样的，如噪声、振动、冲击、过载和自旋等等。航天器的动力学环境较为复杂，在全寿命期内可能经历的动力学环境包括：航天器在发射前的运输过程中经受的动力学环境；航天器在发射、返回过程中经受的动力学环境，具体包括火箭起飞诱发的瞬态环境和发动机产生的噪声环境，固体发动机压力振荡环境，升空时的气动噪声环境，发动机启动和关机时产生的瞬态环境，POGO振动环境，箱体内液体晃动环境，级间、整流罩分离时产生的瞬态环境，火工品爆炸产生的冲击环境等。具体的航天器力学环境试验方法包括了声学试验、随机振动试验、正弦扫描振动试验、冲击试验等。

对于航天器的力学环境试验，国外已有明确的试验理论与规范，美国就曾公布“宇航器及其部件的通用环境试验规范”和“空间飞行器试验要求”，欧洲与日本也有类似的试验与要求，而我国也已经建立了相当规模的航天器环境试验设备，在试验理论和试验技术方面积累了一定的经验。

与传统的一次性使用航天器相比，重复使用航天器研制难度更大，需要考虑的问题更多，例如航天器在多次发射与返回任务中所受到的力学和热学载荷对结构的影响、航天器发射前的力学环境试验如何验证航天器结构的可靠性等等。航天器的力学环境试验中振动试验是其中非常重要的一部分，如何在整合已有的振动试验验证机理的基础上，针对重复使用航天器提出相对应的试验验证机理，是本专利的主要研究议题。

发明内容

本发明的目的在于：为了解决上述问题，而提出的一种重复使用航天器力学环境试验方法。

为了实现上述目的，本发明采用了如下技术方案：

一种重复使用航天器力学环境试验方法，包括以下步骤：

S1、开展虚拟力学试验，虚拟力学试验是采用航天器结构的数字化模型模拟实物试验，通过数字化的手段对航天器力学试验进行预示，得到结构的模态、动力学响应参数，并以此实现指导力学试验设计、评估试验条件和测点设置合理性以及优化航天器结构设计的目的；

S2、搭建力学环境试验系统，力学环境试验系统包括航天器、夹具、电动振动台、功率放大器、控制仪、加速度传感器、测量仪和控制计算机，航天器通过夹具安装于电动振动台的试验台面，电动振动台由功率放大器将控制仪输出的信号放大驱动，控制仪根据计算机输入的试验条件生成相应的信号，并根据控制点位的加速度传感器的反馈信号实时调整输出信号，安装于航天器上的测量加速度传感器获取结构的响应情况，并通过测量仪传输至控制计算机保存结果；

S3、进行低量级正弦扫频试验，提取测量加速度传感器的结果，记录结构的固有频率f；

S4、开展高量级力学环境试验；

S5、进行低量级正弦扫频试验，提取测量加速度传感器的结果，记录结构的固有频率f'；

S6、试验结果判定有效后，撤收航天器并恢复力学环境试验系统状态；

S7、判定结构损伤情况，航天器在受到力学环境载荷作用会导致结构刚度降低，进而导致其结构动力学特性发生变化，结构固有频率降低，因此选取结构固有频率下降比例为重复使用航天器的损伤判定准则；

S8、根据重复使用航天器可靠性要求，选取系数α，比较f'与α·f，当航天器的固有频率在高量级力学环境试验后显著降低，即f'＜α·f，则该结构不能满足重复使用N次的要求，应重新优化设计结构形式；

S9、根据重复使用航天器可靠性要求，选取系数α，比较f'与α·f，当航天器结构的固有频率在高量级力学环境试验后并没有显著降低，即f'＞α·f，则该结构能够满足重复使用N次的要求；

S10、在航天器能够满足重复使用N次寿命要求的前提下，将重复使用航天器的固有频率剩余变化量Δf＝f'-αf带入航天器结构的精细数字模型，通过分析航天器的损伤值，估算结构的理论剩余飞行次数，为航天器的可靠性分析提供参考。

优选地，所述步骤S1中的虚拟力学试验包括以下步骤：

S1.1、建立航天器结构的精细化数字模型；

S1.2、开展力学环境虚拟试验，模拟航天器一次飞行过程的力学环境，提取关键位置的结构响应和应力应变力学分析结果，并计算航天器结构的损伤数值；

S1.3、计算重复使用N次后航天器结构所对应的损伤数值，提出所对应的高量级力学环境试验条件以及试验时长，并预测航天器结构的工作寿命。

优选地，所述步骤S2中的搭建力学环境试验系统包括以下步骤：

S2.1、搭建能实时闭环控制的力学环境试验系统；

S2.2、设计并加工航天器力学试验夹具；

S2.3、将航天器安装于力学环境试验系统。

优选地，所述步骤S4中开展高量级力学环境试验是将重复使用航天器安装于夹具上，并固定到电动振动台台面，安装加速度传感器，将步骤S1.3中的高量级力学环境试验条件输入控制计算机，在所搭建的力学环境试验系统上开展重复使用航天器力学试验，试验过程中，记录测量加速度传感器所测得的结构关键点响应。

综上所述，由于采用了上述技术方案，本发明的有益效果是：

1、本申请可用于航天器发射前验证其结构的力学可靠性的方法。首先通过虚拟力学试验预示航天器结构的动力学响应，预估结构的工作寿命，并提出高量级的力学环境试验条件以模拟重复使用条件。力学环境试验系统能够对航天器开展实物试验，并提取了固有频率数值。以结构固有频率下降比例作为判定依据，判断航天器在工作状态力学环境作用下损伤情况，判定其能否完成重复使用要求，并能相应地预估其剩余疲劳寿命。该方法将虚拟试验与实物试验相结合，对重复使用航天器结构的寿命做出有效判定，高量级的实物试验也提高了试验效率，为航天器可靠性分析提供重要依据。

附图说明

图1示出了根据本发明实施例提供的一种重复使用航天器力学环境试验方法力学环境试验系统示意图；

图2示出了根据本发明实施例提供的力学环境试验流程框图。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其它实施例，都属于本发明保护的范围。

请参阅图1-2，本发明提供一种技术方案：

一种重复使用航天器力学环境试验方法，包括以下步骤：

S1、开展虚拟力学试验，虚拟力学试验是采用航天器结构的数字化模型模拟实物试验，通过数字化的手段对航天器力学试验进行预示，得到结构的模态、动力学响应参数，并以此实现指导力学试验设计、评估试验条件和测点设置合理性以及优化航天器结构设计的目的；

S2、搭建力学环境试验系统，力学环境试验系统包括航天器、夹具、电动振动台、功率放大器、控制仪、加速度传感器、测量仪和控制计算机，航天器通过夹具安装于电动振动台的试验台面，电动振动台由功率放大器将控制仪输出的信号放大驱动，控制仪根据计算机输入的试验条件生成相应的信号，并根据控制点位的加速度传感器的反馈信号实时调整输出信号，安装于航天器上的测量加速度传感器获取结构的响应情况，并通过测量仪传输至控制计算机保存结果；

S3、进行低量级正弦扫频试验，提取测量加速度传感器的结果，记录结构的固有频率f；

S4、开展高量级力学环境试验；

S5、进行低量级正弦扫频试验，提取测量加速度传感器的结果，记录结构的固有频率f'；

S6、试验结果判定有效后，撤收航天器并恢复力学环境试验系统状态；

S7、判定结构损伤情况，航天器在受到力学环境载荷作用会导致结构刚度降低，进而导致其结构动力学特性发生变化，结构固有频率降低，因此选取结构固有频率下降比例为重复使用航天器的损伤判定准则；

S8、根据重复使用航天器可靠性要求，选取系数α，比较f'与α·f，当航天器的固有频率在高量级力学环境试验后显著降低，即f'＜α·f，则该结构不能满足重复使用N次的要求，应重新优化设计结构形式；

S9、根据重复使用航天器可靠性要求，选取系数α，比较f'与α·f，当航天器结构的固有频率在高量级力学环境试验后并没有显著降低，即f'＞α·f，则该结构能够满足重复使用N次的要求；

S10、在航天器能够满足重复使用N次寿命要求的前提下，将重复使用航天器的固有频率剩余变化量Δf＝f'-αf带入航天器结构的精细数字模型，通过分析航天器的损伤值，估算结构的理论剩余飞行次数，为航天器的可靠性分析提供参考。

具体的，如图1和图2所示，步骤S1中的虚拟力学试验包括以下步骤：

S1.1、建立航天器结构的精细化数字模型；

S1.2、开展力学环境虚拟试验，模拟航天器一次飞行过程的力学环境，提取关键位置的结构响应和应力应变力学分析结果，基于疲劳力学等理论，并计算航天器结构的损伤数值；

S1.3、根据损伤理论和航天器预计重复使用次数计算重复使用N次后航天器结构所对应的损伤数值，根据损伤等效原则提出所对应的高量级力学环境试验条件以及试验时长，并预测航天器结构的工作寿命。

步骤S2中的搭建力学环境试验系统包括以下步骤：

S2.1、搭建能实时闭环控制的力学环境试验系统；

S2.2、设计并加工航天器力学试验夹具；

S2.3、将航天器安装于力学环境试验系统。

力学环境试验系统的搭建目的是能够对航天器力学环境开展精准测试。该系统能够模拟对航天器结构工作状态的力学环境，测试结构的性能和缺陷，并能通过加速度传感器反馈的控制信号对振动形式进行实时闭环控制。

步骤S4中开展高量级力学环境试验是将重复使用航天器安装于夹具上，并固定到电动振动台台面，安装加速度传感器，将步骤S1.3中的高量级力学环境试验条件输入控制计算机，在所搭建的力学环境试验系统上开展重复使用航天器力学试验，试验过程中，记录测量加速度传感器所测得的结构关键点响应。

高量级力学环境试验开始前和结束后分别进行低量级正弦扫频试验，提取测量加速度传感器的结果，记录结构的固有频率，即在正弦扫频试验过程中结构的测量加速度传感器响应位于极值时所对应的振动激励频率数值，分别记为f和f'。

本申请可用于航天器发射前验证其结构的力学可靠性的方法。首先通过虚拟力学试验预示航天器结构的动力学响应，预估结构的工作寿命，并提出高量级的力学环境试验条件以模拟重复使用条件。力学环境试验系统能够对航天器开展实物试验，并提取了固有频率数值。以结构固有频率下降比例作为判定依据，判断航天器在工作状态力学环境作用下损伤情况，判定其能否完成重复使用要求，并能相应地预估其剩余疲劳寿命。该方法将虚拟试验与实物试验相结合，对重复使用航天器结构的寿命做出有效判定，高量级的实物试验也提高了试验效率，为航天器可靠性分析提供重要依据。

实施例的上述说明，使本领域专业技术人员能够实现或使用本发明。对这些实施例的多种修改对本领域的专业技术人员来说将是显而易见的，本文中所定义的一般原理可以在不脱离本发明的精神或范围的情况下，在其它实施例中实现。因此，本发明将不会被限制于本文所示的这些实施例，而是要符合与本文所公开的原理和新颖特点相一致的最宽的范围。