本發(fā)明涉及航天運載火箭，特別是涉及一種大型火箭水平模態(tài)試驗自由邊界支承系統(tǒng)。
背景技術(shù)：
1、運載火箭在發(fā)射和飛行過程中，會經(jīng)歷復(fù)雜的振動環(huán)境，為確?；鸺Y(jié)構(gòu)的穩(wěn)定性和可靠性，需要在地面進行模態(tài)試驗，以獲取火箭的固有頻率、阻尼比和振型等模態(tài)參數(shù)。然而，火箭在飛行中處于自由邊界條件，地面試驗難以完全模擬這種環(huán)境。目前，行業(yè)內(nèi)普遍采用彈性繩索將火箭懸吊起來，模擬火箭自由飛行的邊界條件?，F(xiàn)有的水平模態(tài)試驗方法存在激勵難度大、質(zhì)量分布不均導(dǎo)致響應(yīng)大小不一致、密集模態(tài)識別困難等技術(shù)難點。因此，為實現(xiàn)獲取大型運載火箭結(jié)構(gòu)動特性參數(shù)，亟需研制一套適合大型運載火箭水平模態(tài)試驗的自由邊界模擬系統(tǒng)。
技術(shù)實現(xiàn)思路
1、為解決上述技術(shù)問題，本發(fā)明提出一種大型火箭水平模態(tài)試驗自由邊界支承系統(tǒng)。通過模擬火箭在自由邊界條件下的振動特性，解決現(xiàn)有技術(shù)中的難題，提高模態(tài)試驗的準確性和可靠性。
2、本發(fā)明提供了一種大型火箭水平模態(tài)試驗自由邊界支承系統(tǒng)，至少包括架車、壓力容器、自由膜式空氣彈簧和控制組件。所述架車至少包括底部桁架和頂部桁架，所述底部桁架設(shè)有移動裝置；所述壓力容器具體為位于所述頂部桁架下端面的儲氣容器，其頂部設(shè)有密封法蘭接口；所述自由膜式空氣彈簧設(shè)置于所述頂部桁架上端面，其底部通過所述密封法蘭接口與所述壓力容器連通，其頂部設(shè)有用于支撐火箭的托架；所述控制組件，至少包括依次通信連接的采集模塊、控制器和執(zhí)行模塊；火箭進行模態(tài)試驗時的平動、轉(zhuǎn)動和扭轉(zhuǎn)的自由度均由所述自由膜式空氣彈簧提供。
3、試驗開始后，所述控制器至少將預(yù)設(shè)壓力發(fā)送給所述執(zhí)行模塊，所述執(zhí)行模塊將所述自由膜式彈簧的壓力調(diào)至預(yù)設(shè)壓力，并通過所述采集模塊采集所述自由膜式空氣彈簧的實際壓力后發(fā)送給所述控制器；所述控制器對實際壓力和預(yù)設(shè)壓力進行比較，若實際壓力超過預(yù)設(shè)壓力一定范圍，則控制所述執(zhí)行模塊對所述自由膜式空氣彈簧進行放氣，若實際壓力沒有達到預(yù)設(shè)壓力，則控制所述執(zhí)行模塊對所述自由膜式空氣彈簧進行充氣，進而調(diào)整所述自由膜式空氣彈簧的承載能力和剛度。
4、在一個實施例中，所述托架包括中部和從所述中部的兩側(cè)與所述中部連接的兩個側(cè)部；所述托架中部與所述自由膜式空氣彈簧的頂部連接，所述托架側(cè)部設(shè)置為適應(yīng)火箭外型面的弧形結(jié)構(gòu)。
5、在一個實施例中，本發(fā)明還包括沿第一方向設(shè)置于所述托架兩側(cè)的限位裝置；所述限位裝置至少包括第一剛性結(jié)構(gòu)、第一調(diào)節(jié)桿和第一柔性結(jié)構(gòu)；所述第一剛性結(jié)構(gòu)安裝于所述頂部桁架，所述第一調(diào)節(jié)桿安裝于所述第一剛性結(jié)構(gòu)遠離所述頂部桁架的一端；所述第一柔性結(jié)構(gòu)一端與所述第一調(diào)節(jié)桿連接，另一端與所述托架中部連接；通過控制所述第一調(diào)節(jié)桿使其沿所述第一方向移動，以調(diào)節(jié)所述第一柔性結(jié)構(gòu)的伸長量及拉緊程度。
6、進一步地，所述第一剛性結(jié)構(gòu)包括側(cè)彎桁架、限位板和延伸桁架；所述側(cè)彎桁架的第一端安裝于所述頂部桁架，第二端朝向所述托架中部設(shè)置，所述限位板設(shè)置于所述側(cè)彎桁架的第二端；所述延伸桁架一端與所述側(cè)彎桁架的背面連接，另一端安裝所述第一調(diào)節(jié)桿；所述第一柔性結(jié)構(gòu)一端與所述第一調(diào)節(jié)桿連接，另一端貫穿所述限位板后與所述托架中部連接。
7、在一個實施例中，本發(fā)明還包括沿第二方向設(shè)置于所述托架兩側(cè)的側(cè)向彈性支撐裝置；所述側(cè)向彈性支撐裝置至少包括第二剛性結(jié)構(gòu)、第二調(diào)節(jié)桿、第二柔性結(jié)構(gòu)；所述第二剛性結(jié)構(gòu)設(shè)置于所述頂部桁架，所述第二調(diào)節(jié)桿安裝于所述第一剛性結(jié)構(gòu)遠離所述頂部桁架的一端；所述第二柔性結(jié)構(gòu)一端與所述第二調(diào)節(jié)桿連接，另一端與所述托架側(cè)部連接；通過控制所述第二調(diào)節(jié)桿使其沿所述第二方向移動，以調(diào)節(jié)所述第二柔性結(jié)構(gòu)的伸長量及拉緊程度。
8、在上述任意一個實施例中，所述采集模塊至少包括設(shè)置于所述自由膜式空氣彈簧的壓力傳感器和高度調(diào)節(jié)閥、以及設(shè)置于所述頂部桁架上端面的激光位移傳感器；所述壓力傳感器用于檢測自由膜式空氣彈簧的壓力變化；所述高度調(diào)節(jié)閥用于動態(tài)感知所述自由膜式空氣彈簧的直接高度變化；所述激光位移傳感器通過激光測量所述托架的位置變化，獲取所述自由膜式空氣彈簧的間接高度變化；所述控制器通過采集的有壓力變化數(shù)據(jù)、直接高度變化數(shù)據(jù)和間接高度變化數(shù)據(jù)推算出所述自由膜式空氣彈簧的實際壓力。
9、在一個實施例中，所述壓力容器設(shè)有充氣孔，充氣孔外接充氣閥門以對所述壓力容器進行充氣，并通過壓力表測量所述壓力容器的壓力；所述壓力容器的頂部設(shè)有安全閥，底部設(shè)有排水閥。
10、在一個實施例中，所述托架兩個側(cè)部的頂面用于支撐火箭，底面設(shè)置保護擋板；所述第二柔性結(jié)構(gòu)一端與所述第二調(diào)節(jié)桿連接，另一端與所述保護擋板連接；所述保護擋板遠離所述托架的一端設(shè)置緩沖墊。
11、在一個實施例中，所述采集模塊還包括設(shè)置于所述托架中部側(cè)面的慣性測量單元，所述慣性測量單元用于測量所述托架在直線運動中的加速度和旋轉(zhuǎn)運動中的角速度。
12、在一個實施例中，所述移動裝置包括設(shè)置于所述底部桁架的行走裝置、剎車裝置和鎖緊裝置；所述移動裝置通過所述行走裝置將支承系統(tǒng)轉(zhuǎn)移至試驗場地后利用所述剎車裝置剎停，并通過所述鎖緊裝置將所述架車鎖緊固定。
13、本發(fā)明提供的一種大型火箭水平模態(tài)試驗自由邊界支承系統(tǒng)，至少具有以下之一的有益效果：
14、一、本發(fā)明利用空氣彈簧具備的非線性特性和變剛度特性模擬模態(tài)試驗自由邊界，保證軸向和徑向承載的條件下保持本身自振頻率幾乎不變，從而使自由邊界支承系統(tǒng)具有幾乎不變的特性，近似模擬火箭飛行狀態(tài)下自由邊界。另外，本發(fā)明將懸吊升級為支撐，節(jié)約了試驗成本和試驗周期。
15、二、本發(fā)明有效提高了模態(tài)試驗的精度和可靠性，該支承系統(tǒng)能夠精確模擬火箭在自由邊界條件下的動態(tài)響應(yīng)，消除了傳統(tǒng)邊界條件帶來的誤差，從而大幅提高了模態(tài)試驗的精度和結(jié)果的可靠性。
16、三、本發(fā)明能夠根據(jù)壓力變化調(diào)節(jié)空氣彈簧剛度，減少了傳統(tǒng)測試中的大量物理模擬和復(fù)雜調(diào)整，增加了測試靈活性，縮短了測試周期，降低了試驗成本。
17、四、本發(fā)明可以根據(jù)不同火箭型號和測試需求進行快速調(diào)整，大大增強了測試的靈活性和適應(yīng)性，能夠模擬多種復(fù)雜的飛行環(huán)境和邊界條件，為火箭的全方位性能評估提供了可能。
18、在閱讀具體實施方式并且在查看附圖之后，本領(lǐng)域的技術(shù)人員將認識到另外的特征和優(yōu)點。
1.一種大型火箭水平模態(tài)試驗自由邊界支承系統(tǒng)，其特征在于，至少包括：
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的大型火箭水平模態(tài)試驗自由邊界支承系統(tǒng)，其特征在于，所述托架包括中部和從所述中部的兩側(cè)與所述中部連接的兩個側(cè)部；所述托架中部與所述自由膜式空氣彈簧的頂部連接，所述托架側(cè)部設(shè)置為適應(yīng)火箭外型面的弧形結(jié)構(gòu)。
3.根據(jù)權(quán)利要求2所述的大型火箭水平模態(tài)試驗自由邊界支承系統(tǒng)，其特征在于，還包括沿第一方向設(shè)置于所述托架兩側(cè)的限位裝置；
4.根據(jù)權(quán)利要求3所述的大型火箭水平模態(tài)試驗自由邊界支承系統(tǒng)，其特征在于，還包括沿第二方向設(shè)置于所述托架兩側(cè)的側(cè)向彈性支撐裝置；
5.根據(jù)權(quán)利要求4所述的大型火箭水平模態(tài)試驗自由邊界支承系統(tǒng)，其特征在于，所述第一剛性結(jié)構(gòu)包括側(cè)彎桁架、限位板和延伸桁架；所述側(cè)彎桁架的第一端安裝于所述頂部桁架，第二端朝向所述托架中部設(shè)置，所述限位板設(shè)置于所述側(cè)彎桁架的第二端；所述延伸桁架一端與所述側(cè)彎桁架的背面連接，另一端安裝所述第一調(diào)節(jié)桿；
6.根據(jù)權(quán)利要求1至5任一項所述的大型火箭水平模態(tài)試驗自由邊界支承系統(tǒng)，其特征在于，所述采集模塊至少包括設(shè)置于所述自由膜式空氣彈簧的壓力傳感器和高度調(diào)節(jié)閥、以及設(shè)置于所述頂部桁架上端面的激光位移傳感器；
7.根據(jù)權(quán)利要求6所述的大型火箭水平模態(tài)試驗自由邊界支承系統(tǒng)，其特征在于，所述壓力容器設(shè)有充氣孔，充氣孔外接充氣閥門以對所述壓力容器進行充氣，并通過壓力表測量所述壓力容器的壓力；
8.根據(jù)權(quán)利要求4所述的大型火箭水平模態(tài)試驗自由邊界支承系統(tǒng)，其特征在于，所述托架兩個側(cè)部的頂面用于支撐火箭，底面設(shè)置保護擋板；所述第二柔性結(jié)構(gòu)一端與所述第二調(diào)節(jié)桿連接，另一端與所述保護擋板連接；
9.根據(jù)權(quán)利要求6所述的大型火箭水平模態(tài)試驗自由邊界支承系統(tǒng)，其特征在于，所述采集模塊還包括設(shè)置于所述托架中部側(cè)面的慣性測量單元，所述慣性測量單元用于測量所述托架在直線運動中的加速度和旋轉(zhuǎn)運動中的角速度。
10.根據(jù)權(quán)利要求1所述的大型火箭水平模態(tài)試驗自由邊界支承系統(tǒng)，其特征在于，所述移動裝置包括設(shè)置于所述底部桁架的行走裝置、剎車裝置和鎖緊裝置；所述移動裝置通過所述行走裝置將支承系統(tǒng)轉(zhuǎn)移至試驗場地后，利用所述剎車裝置剎停，并通過所述鎖緊裝置將所述架車鎖緊固定。