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申请/专利权人：北京宇航系统工程研究所

摘要：本发明涉及一种通过舱段试验获取火箭模态振型斜率及其偏差的方法，属于火箭动力学特性仿真与试验技术领域，主要涉及到运载火箭模态振型斜率试验与仿真计算的方法。本发明将舱段试验与仿真计算结果的偏差和局部安装位置的偏差二者叠加，即可作为振型斜率标准值的偏差，以百分比形式给出。采用舱段试验的方法，进行惯性器件对安装位置的优选，无需通过全箭模态试验进行惯性器件选位。

主权项：1.一种通过舱段试验获取火箭模态振型斜率及其偏差的方法，该方法的步骤包括：第一步，获取惯性器件安装舱段的振型斜率试验结果a；惯性器件安装舱段的振型斜率试验结果获取方法为：对惯性器件安装舱段进行模态试验，获取惯性器件安装舱段的模态频率、振型和惯性器件预选的若干个安装位置的振型斜率试验结果a；第一步获取惯性器件安装舱段的振型斜率试验结果a中，惯性器件预选的安装位置不要在距离上下边界0.2D的范围内，D为惯性器件安装舱段直径；修正完成后的模型模态频率计算结果与试验结果在前3阶偏差均要在20%范围以内；第一步获取惯性器件安装舱段的振型斜率试验结果a中，对hD大于1.5的舱段，h为舱段高度，需要进行两端自由、底端固支顶端自由、底端固支顶端加盖板约束三种状态的模态试验；第一步获取惯性器件安装舱段的振型斜率试验结果a中，对hD小于1的舱段，需要进行两端自由、底端固支顶端自由的模态试验，其中两端自由状态试验需要测量模态频率和振型，底端固支顶端自由试验需要测量模态频率、振型和振型斜率，底端固支顶端自由状态的中心对称形状呼吸模态振型斜率测量结果为a；第一步获取惯性器件安装舱段的振型斜率试验结果a中，对hD在1和1.5之间的舱段，按照小于1或者大于1.5状态进行试验并得到结果；第二步获取惯性器件安装舱段的振型斜率的仿真结果b中，对hD小于1、大于1.5、1和1.5之间的情况分别按照第一步中的模态试验状态进行模态计算；第二步，获取惯性器件安装舱段的振型斜率的仿真结果b；惯性器件安装舱段的振型斜率的仿真结果获取方法：（1）对惯性器件安装舱段进行精细化建模，进行精细化建模时舱段的蒙皮用壳单元建模、桁条和环框用梁单元建模，仪器设备用质量单元建模，并用多点约束与蒙皮和桁条的节点进行连接；（2）按照第一步中的模态试验状态进行模态计算，并根据第一步中的模态试验的频率及振型测量结果对舱段模型进行修正，修正蒙皮和桁条的刚度，修正完成后的模型模态频率计算结果与试验结果在前3阶偏差均要在设定范围以内，最后按照舱段振型斜率测量试验状态进行计算，得到舱段振型斜率的仿真结果b；第三步，根据第一步和第二步得到的舱段振型斜率试验结果a和仿真结果b得到振型斜率的第一部分偏差m=a-bb*100%；第四步，将全箭模型中的惯性器件舱段替换为第二步经过修正后的舱段精细化模型，通过仿真计算得到舱段在全箭一阶弯曲模态下的振型斜率分布图，其中惯性器件预选位置的仿真计算结果记为c，选取预选位置周围纵向距离不小于设定值，周向角度不小于设定角度评估振型斜率的变化，此范围内振型斜率平均值记为p，振型斜率最大值为q、最小值为r，惯性器件局部安装位置引起的振型斜率偏差n=Maxq-p,p-rp*100%，惯性器件预选安装位置的振型斜率偏差k=±m+n。

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