本发明涉及一种大型运载火箭模型风洞在线模态测试方法，属于风洞试验。
背景技术：
1、随着我国航天事业快速发展，火箭的尺寸和重量也向着更高更大的方向发展，过大的尺寸和重量使得火箭面临着全新的技术挑战，其中运载火箭气动弹性载荷的研究和设计是决定运载火箭成败的关键之一，研究竖立状态下的火箭地面风载荷对于确保火箭发射成功具有重要意义。
2、风洞试验是运载火箭地面风载荷必要的研究方法，而地面风载荷的计算需要准确获得运载火箭模型在风洞内的模态信息，现有技术中，传统获取火箭模型模态参数方法一般是在模型加工完成后，在加工厂房附近对火箭模型进行一端固支，采用锤击测试模型结构模态参数，上述方法并未考虑火箭模型风洞试验时的固支状态与厂房内固支状态的差异，往往会带来模型模态参数测量系统误差，进而影响通过风洞试验手段获取火箭地面风载荷的准确性，公开(公告)号为cn116296237a的专利文件公开了一种低速风洞大型运载火箭竖立风载试验方法，属于风洞试验领域，解决了无法准确获取大型运载火箭竖立风载荷系数的问题，通过在火箭底部内表面不同方位角处安装应变片，分别进行模型静刚度标定试验和模态试验，获取模型底部剖面的静刚度系数以及模型固有频率和阻尼比，在吹风试验中分别采集升、阻力方向处的应变响应，最终代入各参数计算得到模型定常与非定常弯矩系数，但试验过程中采集到的应变响应存在较大误差，因此导致试验精度较差且工程实用性较低。
3、综上所述，需要一种可以在线准确获得高精度运载火箭模型模态的测试方法。
技术实现思路
1、在下文中给出了关于本发明的简要概述，以便提供关于本发明的某些方面的基本理解。应当理解，这个概述并不是关于本发明的穷举性概述。它并不是意图确定本发明的关键或重要部分，也不是意图限定本发明的范围。其目的仅仅是以简化的形式给出某些概念，以此作为稍后论述的更详细描述的前序。
2、鉴于此，为解决现有技术中大型火箭模型模态测量速度较慢且测量精度较低的问题，本发明提供一种大型运载火箭模型风洞在线模态测试方法。
3、技术方案如下：一种大型运载火箭模型风洞在线模态测试方法，包括以下步骤：
4、s1.布置应变片传感器的测量位置，并对布置应变片传感器的测量位置进行有效性判断测试；
5、s2.完成有效性判断测试后，安装运载火箭模型并将其固定在风洞中的吊篮内；
6、s3.确定运载火箭模型的激励位置，对运载火箭模型进行力锤激励，得到有效激励数据；
7、s4.采用fir带通滤波对有效激励数据进行数据处理，得到滤波后的数据，对滤波后的数据进行模态识别和分析，得到模态的固有频率和阻尼比。
8、进一步地，所述s1中，选定运载火箭模型的测量截面，应变片传感器的测量位置按照所需的试验方位角进行布置，且应变片传感器均布置为全桥，打磨测量位置粘贴应变片传感器，并在每个测量位置附近粘贴备用的应变片传感器，应变片传感器在粘贴完毕后进行测量位置有效性判断测试，有效性判断测试具体步骤如下：首先在应变片传感器粘贴完毕后采集所有应变片传感器的零点数据，记为{v01、v02、……v0k}，其中，k为应变片传感器总数量，按照许用载荷范围对每个应变片加载30秒后撤掉载荷，待k个应变片的数据稳定后，再次采集k个应变片的零点数据，记为{v11、v12、……v1k}，随后计算每个应变片加载前后零点数据的相对差量，，其中，i=1、2、3，……k，将相对差量小于0.4%的应变片传感器视为符合要求，若应变片传感器的零点漂移超出设定值，即相对差量大于0.4%，则将应变片传感器拆下，重新打磨直至当前测量位置的表面平滑粘贴应变片传感器，重复上述步骤直至应变片传感器的相对差量符合要求。
9、进一步地，所述s2中，吊篮由驱动电机、传动机构和回转支撑系统组成，运载火箭模型通过回转支撑系统坐落于吊篮内，吊篮通过传动机构与驱动电机连接，通过驱动电机的旋转带动吊篮旋转。
10、进一步地，所述s3中，激励位置即运载火箭模型的激励角度方向上的应变片传感器位置，运载火箭模型的激励角度方向选定在运载火箭模型顶部整流罩处对应的一组正交方位角上，进行力锤激励时，选择与一组正交方位角中任一正交方位角方向相同的应变片传感器采集振动的自由衰减响应信号，采集完毕后对自由衰减响应信号检查，当自由衰减响应信号包括完整的自由衰减时间历程且纯净无拍形时，判定本次力锤激励采集的信号有效，记为有效激励数据，在上述正交方位角方向获得有效激励数据后转移至与另一正交方位角方向相同的应变片传感器重新进行上述力锤激励过程和数据采集过程，直至两个正交方位角方向均获得了有效激励数据。
11、进一步地，所述s4中，通过力锤激励采集到的有效激励数据中包含高频信息和噪声，在模态分析中采用fir带通滤波对有效激励数据进行数据处理初步得到滤波数据，通过滤波数据进行数据截取得到理想数据即滤波后的数据，根据滤波后的数据包含的时间历程，采用基于hilbert变换的模态参数识别方法求解模态参数，得到固有频率和阻尼比；
12、数据截取过程表示为：求解滤波数据的平均值，随后对滤波数据进行去趋势项，即利用滤波数据减去其平均值得到去趋势项后的数据，取去趋势项后的数据的最大值记为，截取信号幅值在90%至20%之间的数据作为适合分析的自由衰减数据，并记为滤波后的数据；
13、滤波数据的平均值表示为：
14、；
15、模态参数表示为：
16、；
17、其中，为滤波后的数据的hilbert变换，为虚部单位；
18、对于单模态的自由衰减振动，模态参数的对数幅值和模态参数的相位为时间历程的线性函数；
19、模态参数的对数幅值表示为：
20、；
21、模态参数的相位表示为：
22、；
23、其中，为无阻尼自由振动频率，为有阻尼自由振动频率，为初始振幅，为初始相位；
24、采用最小二乘线性拟合方法对对数幅值和相位进行关于时间历程的线性拟合，得到无阻尼自由振动频率和有阻尼自由振动频率；
25、无阻尼自由振动频率和有阻尼自由振动频率表示为：
26、；
27、；
28、；
29、；
30、阻尼比表示为：
31、；
32、固有频率表示为：
33、。
34、本发明的有益效果如下：本发明首先在测量截面位置按照方位角布置应变片传感器和备用的应变片传感器通过有效性判断方法，提高了应变片传感器的测量精度；本发明将火箭模型安装在吊篮内，按照助推芯级确定激励角度方向并进行力锤激励获得相应方向下的自由衰减响应信号；本发明对自由衰减响应信号进行筛选判断，使得自由衰减响应信号与实际值的误差进一步减少，得到有效激励数据，经滤波数据处理得到滤波后的有效激励数据，通过模态参数识别方法更加准确有效地获取火箭的模态信息，为火箭竖立风载荷的准确有效获取提供帮助；本发明具有工程实用性强、试验效率高的优点，通过所得的高精度阻尼比和固有频率对模型其他参数进一步计算，为大型运载火箭载荷的获取和技术研发提供支撑。
1.一种大型运载火箭模型风洞在线模态测试方法，其特征在于，包括以下步骤：
2.根据权利要求1所述的一种大型运载火箭模型风洞在线模态测试方法，其特征在于，所述s1中，选定运载火箭模型的测量截面，应变片传感器的测量位置按照所需的试验方位角进行布置，且应变片传感器均布置为全桥，打磨测量位置粘贴应变片传感器，并在每个测量位置附近粘贴备用的应变片传感器，应变片传感器在粘贴完毕后进行测量位置有效性判断测试，有效性判断测试具体步骤如下：首先在应变片传感器粘贴完毕后采集所有应变片传感器的零点数据，记为{v01、v02、……v0k}，其中，k为应变片传感器总数量，按照许用载荷范围对每个应变片加载30秒后撤掉载荷，待k个应变片的数据稳定后，再次采集k个应变片的零点数据，记为{v11、v12、……v1k}，随后计算每个应变片加载前后零点数据的相对差量，，其中，i=1、2、3，……k，将相对差量小于0.4%的应变片传感器视为符合要求，若应变片传感器的零点漂移超出设定值，即相对差量大于0.4%，则将应变片传感器拆下，重新打磨直至当前测量位置的表面平滑粘贴应变片传感器，重复上述步骤直至应变片传感器的相对差量符合要求。
3.根据权利要求2所述的一种大型运载火箭模型风洞在线模态测试方法，其特征在于，所述s2中，吊篮由驱动电机、传动机构和回转支撑系统组成，运载火箭模型通过回转支撑系统坐落于吊篮内，吊篮通过传动机构与驱动电机连接，通过驱动电机的旋转带动吊篮旋转。
4.根据权利要求3所述的一种大型运载火箭模型风洞在线模态测试方法，其特征在于，所述s3中，激励位置即运载火箭模型的激励角度方向上的应变片传感器位置，运载火箭模型的激励角度方向选定在运载火箭模型顶部整流罩处对应的一组正交方位角上，进行力锤激励时，选择与一组正交方位角中任一正交方位角方向相同的应变片传感器采集振动的自由衰减响应信号，采集完毕后对自由衰减响应信号检查，当自由衰减响应信号包括完整的自由衰减时间历程且纯净无拍形时，判定本次力锤激励采集的信号有效，记为有效激励数据，在上述正交方位角方向获得有效激励数据后转移至与另一正交方位角方向相同的应变片传感器重新进行上述力锤激励过程和数据采集过程，直至两个正交方位角方向均获得了有效激励数据。
5.根据权利要求4所述的一种大型运载火箭模型风洞在线模态测试方法，其特征在于，所述s4中，通过力锤激励采集到的有效激励数据中包含高频信息和噪声，在模态分析中采用fir带通滤波对有效激励数据进行数据处理初步得到滤波数据，通过对滤波数据进行数据截取得到理想数据即滤波后的数据，根据滤波后的数据包含的时间历程，采用基于hilbert变换的模态参数识别方法求解模态参数，得到固有频率和阻尼比；
