星箭連接界面載荷識(shí)別與控制研究.pdf

1、航天器艙段連接界面、航天器與運(yùn)載對(duì)接界面的載荷特性是航天器結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)的重要依據(jù)，航天器在地面振動(dòng)試驗(yàn)時(shí)容易產(chǎn)生“過(guò)試驗(yàn)”現(xiàn)象，力限控制技術(shù)是解決“過(guò)試驗(yàn)”問(wèn)題的主要手段。這些都對(duì)星箭界面載荷的識(shí)別方法研究提出了迫切的需求。本文解析推導(dǎo)出一種基于星箭連接環(huán)的應(yīng)變變化場(chǎng)的界面載荷識(shí)別方法，并通過(guò)有限元仿真和工裝試驗(yàn)對(duì)其進(jìn)行校驗(yàn)。
　　主要研究工作和結(jié)果如下：
　　（1）根據(jù)薄板假設(shè)對(duì)載荷識(shí)別方法進(jìn)行推導(dǎo)。由于星箭連接環(huán)直徑遠(yuǎn)遠(yuǎn)大于

2、厚度，所以將其離散為一個(gè)個(gè)微元，每個(gè)微元都可以假設(shè)為一個(gè)薄板，根據(jù)彈性力學(xué)中的薄板假設(shè)，徑向應(yīng)力應(yīng)變?yōu)榱?。然后在連接環(huán)外圍布置一圈應(yīng)變檢測(cè)點(diǎn)，由衛(wèi)星受載時(shí)連接環(huán)的應(yīng)變變化場(chǎng)推導(dǎo)得到六自由度載荷。由于工程實(shí)際中，無(wú)法得到連續(xù)的應(yīng)變變化場(chǎng)，所以將公式離散化，得到離散的載荷識(shí)別方程。
　　（2）通過(guò)有限元仿真對(duì)該載荷識(shí)別方法進(jìn)行有效性驗(yàn)證。仿真結(jié)果顯示，六自由度載荷靜態(tài)識(shí)別誤差均不超過(guò)7％，動(dòng)態(tài)誤差不超過(guò)10%。且雖然航天器受載時(shí)，隔板

3、對(duì)于連接環(huán)相當(dāng)于施加一個(gè)集中力的影響，但不影響載荷識(shí)別的精度，說(shuō)明該載荷識(shí)別方法可以有效避免隔板、底板、連接環(huán)特殊結(jié)構(gòu)對(duì)載荷識(shí)別精度的影響?？紤]工程實(shí)際問(wèn)題，提出減少應(yīng)變檢測(cè)點(diǎn)的優(yōu)化方案，結(jié)果顯示靜態(tài)載荷識(shí)別誤差在12%以下，動(dòng)態(tài)載荷識(shí)別誤差均在20%以下。最后進(jìn)行針對(duì)個(gè)別檢測(cè)點(diǎn)損壞的敏感度分析。
　?。?）通過(guò)構(gòu)建的星箭界面載荷識(shí)別系統(tǒng)對(duì)該載荷識(shí)別方法進(jìn)行試驗(yàn)驗(yàn)證。靜態(tài)試驗(yàn)結(jié)果顯示，只有個(gè)別載荷的識(shí)別誤差為20%，其他載荷識(shí)別誤