运载火箭飞行载荷测量与分析

刘思宏，马斌捷，胡鹏翔，洪良友，贾 亮

运载火箭飞行载荷测量与分析

刘思宏1，马斌捷1，胡鹏翔2，洪良友1，贾 亮1

（1. 北京强度环境研究所，北京，100076；2. 中国运载火箭技术研究院，北京，100076）

为获取运载火箭结构在飞行过程中准确的截面动态载荷，基于应变测量原理设计了一套飞行载荷测量系统，通过多向载荷标定试验获得结构的灵敏度矩阵，采用非线性载荷模型将飞行过程测量的应变响应转换为截面的动态飞行载荷。在某型号中首次开展了运载火箭飞行载荷测量工作，获得了二级箱间段和有效载荷支架在整个飞行过程中的轴向力、弯矩载荷，并与飞行时序、地面模态试验结果进行了详细对比，结果表明：2个部段的飞行载荷数据质量良好，飞行载荷有变化的时段均与飞行时序对应，并与过载的遥测结果趋势一致，同时也发现了多项飞行动态载荷的特点，为载荷设计提供了数据支撑，有助于后续型号的优化与改进设计。

飞行载荷；测量误差；复合载荷；耦合效应；非线性拟合

0 引 言

运载火箭在实际飞行过程中结构的截面载荷，如轴向力、剪力、弯矩和扭矩等，是结构设计的重要依据，其准确程度直接关系到火箭结构的可靠性和设计效率。目前，获取飞行载荷的主要途径是工程估算，利用箭体的动响应、过载、气动力和发动机推力等，结合箭体的动力学模型，给出各截面的载荷估算值。但这种方法误差较大，除测量插值误差、气动力插值误差外，还存在动力学模型误差和截面载荷的数值求解误差。

相比之下，直接测量火箭截面载荷的实测法具有明显优势。首先，直接测量得到的飞行载荷较为准确，其误差仅为载荷测量系统的不确定度与测量部段的非线性耦合误差，并且能够通过地面标定试验确定，远小于通过载荷动力学模型计算得到的载荷误差。其次，载荷测量结果还可为载荷模型修正提供依据，得到准确的载荷模型后，可将有限的截面载荷测量结果外推到整个箭体截面，获得全箭的飞行载荷。除此之外，测量敏感结构串置在箭体结构中的典型部段，不需要另外设计测力与敏感结构，不影响箭体结构的频响特性，且每个截面需要的测量通道少，占用遥测系统资源少[1]。飞行载荷测量技术可解决目前型号设计中普遍存在的载荷输入条件不准确的问题，对提高型号设计水平和保证飞行可靠性有重要作用，特别是对于载荷条件恶劣和追求高技术、高战术性能的精细化设计型号，以及在飞行静、动载荷引起飞行失利的故障分析工作中，飞行载荷测量技术更具必要性。

由于飞行载荷直接测量难度和复杂程度很高，目前在工程中应用较少，大多集中在飞机的气动力面载荷测量[[2~4]，文献[2]讨论了飞机翼面载荷的测量方法，主要是直接的压力测量法和间接的应变测量法。火箭的飞行载荷测量以非气动力面的圆柱形结构为主，国外仅限于对火箭尾段的地面风载荷和一些部段的发射过程载荷进行测量，美国在使用德尔它Ⅱ火箭发射GLAST时获取了飞行过程的星箭接口载荷[5]。该技术在中国的运载火箭领域未曾应用，但目前已多次在火箭模型和实物上进行地面风载荷测量[6]，开展了火箭射前载荷监测和发射过程载荷测量方案研究[7,8]，已具备测量火箭飞行载荷的能力。本文基于应变测量原理设计了一套飞行载荷测量系统，在某型号中首次搭载了该系统，成功获得了两大分支结构——二级箱间段和有效载荷支架的飞行载荷，并对实测飞行载荷进行了深入分析和对比，为后续型号设计和优化积累了宝贵的数据。

1 飞行载荷测量方案

1.1 测量原理

二级箱间段是锥形结构件，测点选择在测量部段的中部截面，相隔90°方位的4个主梁腹板侧面粘贴应变片，其位置及测量坐标系如图1所示。

图1 测量部段应变片粘贴位置及测量坐标系（俯视图）

—测量坐标系；—箭体坐标系

飞行载荷实测技术是将箭体作为力传感器，通过应变测量方法[7]，将测量部段相隔180°的应变片进行桥路的不同组合，如图2所示，将轴向力和横向弯矩解耦，得到轴向力载荷和弯矩载荷在结构中产生的应变。在与此测点方位垂直的方位粘贴应变片，可获得垂直方向的弯矩在结构中产生的应变，同时还可得到轴向力的备份测量结果，构成完备的截面测量载荷。

图2 载荷测点桥路

桥路组建完成后，通过地面静力试验标定，得到各级标定载荷下结构产生的应变，根据载荷-应变关系可得出截面载荷与桥路应变的换算关系，即载荷灵敏度矩阵。在飞行过程中测量桥路的应变响应，再根据载荷灵敏度矩阵进行换算，可获得飞行过程中的截面动态载荷时间历程。

1.2 飞行过程应变测量方法

飞行载荷测量系统由箭上载荷测量桥路、应变变送器和遥测系统组成，其中：箭上测量桥路由应变片、电缆网组成，应变片通过测量电缆网与变送器相连，由变送器完成应变信号的变换，通过箭上遥测电缆网将测量信号模拟量传送至箭上遥测系统的AD采集端口，遥测系统再将载荷测量信号进行模数转换并下传至地面测控站的记录设备上，该测量信号是应变片变形产生的电压值，经应变变换器的灵敏度转换，可计算得到应变值。

在某型号飞行任务中首次采用了飞行载荷测量系统，获得了二级箱间段和有效载荷支架在整个飞行过程中的轴向力和横向弯矩，采取了多种新的方法和技术，如杆系结构的载荷测量系统组桥方法、非正交载荷测点的测量方法[7]、载荷的非线性耦合效应模型[8]等，最终保证了测量系统的适应性、可靠性，测量数据质量良好，达到了测量精度要求。2个部段的测量与分析方法相同，因此本文以二级箱间段为例，进行飞行载荷的计算与分析。

2 应变测量数据和预处理方法

飞行载荷测量系统在火箭飞行过程中测量到的是电压信号，共3路，分别为轴力测点、方向弯矩测点和方向弯矩测点。直接测量可获得3个载荷测点的电压信号，根据应变变送器标定的应变灵敏度，将电压信号进行变换可得到飞行过程中各测点的应变，如图3所示，全文试验结果均已作归一化处理。

图3 二级箱间段各测点的应变曲线

检查各通道应变的分层值，再结合应变灵敏度，均满足“应变分层值×应变灵敏度=电压分层值”，可见载荷测量结果无误，获得的数据可靠。二级箱间段的轴力为拉伸载荷，由于助推分离时刻的动响应，轴力测点和弯矩测点均在此刻取得最大值。

3 载荷计算方法

3.1 测量坐标系内的载荷计算方法[8]

为提高载荷测量精度，采用多试验状态的非线性模型计算载荷灵敏度矩阵，能够达到精度要求，弯矩识别误差不超过13%，轴向力识别误差不超过5%，二级箱间段的载荷-应变关系为

3.2 不同坐标系载荷的坐标变换方法

阮列敏补充道，“目前，我们已经派遣了两位医生前往英国进修，还有两位全科医生前往交流；他们也派遣了四五位医生到宁波调研，将来会合作完成一份中国全科医生培训模式的报告”。

在测量坐标系中合力矩的大小和方向角为

4 飞行载荷分析

4.1 轴向力

二级箱间段的轴向力曲线如图4所示。轴向力为拉伸载荷，以低频的静态响应为主，其变化趋势与火箭的飞行时序一一对应，具有如下特征：

a）起飞后由于过载逐渐增大，轴向力也逐渐增加，在172 s助推关机时刻达到最大值；

b）在140~160 s时段内出现了带有脉动特性的轴向力振动响应；

c）助推关机、分离时刻，轴向力有较大的动态冲击响应，该动态响应的量值超过静态轴向力的1/3。

图4 轴向力曲线

4.2 弯 矩

经过坐标变换，二级箱间段的法向弯矩和侧向弯矩如图5所示，弯矩曲线也与飞行时序对应，如在助推关机分离、整流罩分离、一级关机分离时刻，弯矩均有振动响应，具有如下特征：

a）在起飞时刻箭体由静变动，弯矩的振动响应较为复杂，且在此时刻取得最大值；

c）对应助推关机、分离时刻弯矩有较大振动响应，弯矩值较大；

d）助推分离后，火箭出大气层，此后弯矩值均较小。

图5 法向弯矩和侧向弯矩曲线

4.3 轴向过载

通过轴向力、结构质量反推出二级箱间段的轴向过载，并与过载传感器测量的轴向过载进行对比，如图6所示，可见：a）由轴向力折算的过载与实测过载具有很好的一致性，可证明轴向力的实测结果的准确性；b）实测的轴向力在起飞段和40~110 s跨声速抖振段信号平稳，比使用过载传感器测量的轴向过载信号品质更好；c）由于助推关机、分离时的冲击响应，计算过载有放大效应，但静态量与实测结果一致。

图6 轴向过载曲线

4.4 频率特性

将轴向力有较大振动响应段的信号进行分段高通滤波处理，可明显观察到其周期性脉动的特征如图7a所示，对该段信号进行频率特性分析，得到其富氏谱如图7b所示，可见其主要响应频率为9.4 Hz。

图7 轴向力振动段频率特性分析

对比模态试验结果，该频率与箭体芯级的纵向一阶模态接近，可见该段振动信号主要是由箭体的纵向振动引起的。

将冲击响应段信号进行高通滤波处理后，轴向力出现了2次较大的冲击振动响应如图8a所示，对比飞行时序可知，分别对应着助推关机和助推分离，这是由于发动机推力发生突变，导致箭体结构产生纵向振动响应引起的。分别对助推关机和助推分离这2次冲击响应进行频率特性分析，得到其富氏谱如图8b所示，这2段信号的主要响应频率均为10.0 Hz，由半功率带宽计算得出阻尼为=0.085，可见该冲击响应过程阻尼较大，衰减迅速。

图8 轴向力冲击响应段频率特性分析

弯矩在起飞段响应最大，对该段信号进行频率特性分析，起飞段弯矩响应较为复杂，频率成分较丰富，这也与起飞时噪声较大、信号质量较差有关。

最大动压段（60~80 s）弯矩值较大，如图9a所示，滤波后的信号也呈现出周期振动的特点。其富氏谱如图9b所示，主要响应频率为2.4 Hz和5.3 Hz。对比模态试验结果可知，分别对应该状态下箭体的横向一阶弯曲模态和横向三阶弯曲模态。

a）滤波后的信号

b）富氏谱

续图9

助推关机、分离时刻，弯矩的富氏谱如图10所示，由图10可知，主要响应频率为5.3 Hz，对应该状态下的箭体横向二阶弯曲。由半功率带宽计算阻尼为=0.11，该响应过程也衰减迅速。

图10 弯矩助推关机分离段富氏谱

4.5 小 结

从载荷测量结果可看出，二级箱间段的响应非常明显，在飞行载荷曲线取得峰值及振荡变化的时刻均与飞行时序相关；轴向力以低频静态响应为主，在助推关机、分离时刻达最大值，助推关机产生的载荷冲击是载荷测量结果中最重要的成果，最大幅值达静态载荷的1/3，由此结果可进一步完善载荷条件的制定；实测的横向过载与横向弯矩载荷趋势和变化规律一致，对比设计载荷发现，横向弯矩的实测结果相比设计载荷显著较小，反映了横向载荷的强分散性和不确定性，来源于高空风、弹道及其偏差控制要求等随机因素，因此横向载荷应不断积累实测数据，最终得出基于实测资料的统计包络设计载荷，以减小设计载荷中过多的裕量，奠定高水平结构优化和轻量化设计的基础，特别对于高价值的有效载荷结构设计更为重要。

5 结束语

采用飞行载荷测量系统首次获得了运载火箭的飞行载荷，不仅为该新型运载火箭取得了重要的测量资料，也证实了飞行载荷测量技术的工程应用价值。由飞行载荷资料与地面仿真分析、试验的对比可知：飞行载荷测量结果较为准确，轴向力和弯矩载荷的变化规律均与飞行时序对应。同时也发现了飞行动态载荷的特点，如起飞复杂动响应、分离时刻轴向力大幅振荡以及截面振动载荷耦合响应。这些飞行载荷数据有助于加深对火箭飞行中受力过程的理解，对于后续型号的改进和优化设计具有重要意义。统计箭体载荷包络，给出较为准确的结构设计载荷，为飞行安全性和火箭运载能力的增加提供保证，同时也积累飞行载荷数据，并逐渐建立数据库。

[1] 马斌捷, 等. 火箭动态弯矩测量的频响特性分析[J]. 强度与环境, 2012, 39(5): 1-6.

Ma Binjie, et al. Frequency response charateristic analysis of the measurement about dynamic bending moment for launch vehicles[J]. Structure & Environment Engineering, 2012, 39(5): 1-6.

[2] 杨全伟, 等. 大型飞机翼面载荷测量技术浅析[J]. 航空制造技术, 2009(8): 48-50.

Yang Quanwei, et al. Brief analysis of load measurement of wings on large commercial jet[J]. Aeronautical Manufacturing Technology, 2009(8): 48-50.

[3] Skopinski T H, et al. Huston, calibration of strain-gage installations in aircraft structures for measurement of flight loads: NACA-TH-1178[R]. Washington, D.C.: NASA, 1954.

[4] Birk K A, Kuebrich R L. Improved techniques for the calibration and measurement of in-flight loads[R]. AIAA-81-2502, 1981.

[5] 马斌捷, 等. 带非正锥头助推级火箭的地面风载荷风洞试验模型设 计[J]. 导弹与航天运载技术, 2014(3): 60-67.

Ma Binjie, et al. Wind tunnel test modal design of launch vehicle with non-right circular type fairing booster[J]. Missles and Space Vehicles, 2014(3): 60-67.

[6] 马斌捷, 等. 助推器支承的火箭地面风载荷非定常气动系数[J]. 强度与环境, 2009, 36(2): 1-7.

Ma Binjie, et al. The unsteady aerodynamic coefficient of ground wind load for booster supported launch vehicles[J]. Structure & Environment Engineering, 2009, 36(2): 1-7.

[7] 洪良友, 等. 火箭结构动态载荷响应的非正交测点测量方法[J]. 导弹与航天运载技术, 2015(4): 1-5.

Hong Liangyou, et al. Research on the technology of dynamic load measurement using non-orthogonal measure points for launch vehicle[J]. Missles and Space Vehicles, 2015(4): 1-5.

[8] 马斌捷, 等. 火箭飞行载荷测量的非线性耦合效应模型[J]. 强度与环境, 2016, 43(6): 1-8.

Ma Binjie, et al. The nonlinear coupling identification modal for in-flight loads measurement of launch vehicle[J]. Structure & Environment Engineering, 2016, 43(6): 1-8.

[9] 张如一, 等. 应变电测与传感器[M]. 北京: 清华大学出版社, 1998.

Zhang Ruyi, et al. Strain electic measurement and sensor[M]. Beijing: Tsinghua University Press, 1998.

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

刘思宏（1991-），女，助理工程师，主要研究方向为结构动力学与可靠性。

马斌捷（1961-），男，研究员，主要研究方向为结构强度与动力学。

胡鹏翔（1984-），男，博士，高级工程师，主要研究方向为动力学与控制。

洪良友（1982-），男，高级工程师，主要研究方向为结构动力学。

贾 亮（1981-），男，研究员，主要研究方向结构强度与载荷环境。