航天器舱段连接界面、航天器与运载对接界面的载荷特性是航天器结构设计的重要依据,航天器在地面振动试验时容易产生“过试验”现象,力限控制技术是解决“过试验”问题的主要手段。这些都对星箭界面载荷的识别方法研究提出了迫切的需求。本文解析推导出一种基于星箭连接环的应变变化场的界面载荷识别方法,并通过有限元仿真和工装试验对其进行校验。主要研究工作和结果如下:(1)根据薄板假设对载荷识别方法进行推导。由于星箭连接环直径远远大于厚度,所以将其离散为一个个微元,每个微元都可以假设为一个薄板,根据弹性力学中的薄板假设,径向应力应变为零。然后在连接环外围布置一圈应变检测点,由卫星受载时连接环的应变变化场推导得到六自由度载荷。由于工程实际中,无法得到连续的应变变化场,所以将公式离散化,得到离散的载荷识别方程。(2)通过有限元仿真对该载荷识别方法进行有效性验证。仿真结果显示,六自由度载荷静态识别误差均不超过7%,动态误差不超过10%。且虽然航天器受载时,隔板对于连接环相当于施加一个集中力的影响,但不影响载荷识别的精度,说明该载荷识别方法可以有效避免隔板、底板、连接环特殊结构对载荷识别精度的影响。考虑工程实际问题,提出减少应变检测点的优化方案,结果显示静态载荷识别误差在12%以下,动态载荷识别误差均在20%以下。最后进行针对个别检测点损坏的敏感度分析。(3)通过构建的星箭界面载荷识别系统对该载荷识别方法进行试验验证。静态试验结果显示,只有个别载荷的识别误差为20%,其他载荷识别误差均在10%以内。且当施加载荷越大时,载荷识别误差越小,原因是当施加较小载荷时,个别应变检测点处应变变化很小,由于应变片本身存在漂移现象,导致检测到的应变数据存在误差。当施加较大载荷时,应变片漂移现象导致的误差相应减小,检测误差变小。将动态试验结果由时域转换至频域,结果显示,该载荷识别方法可以有效的检测到峰值所对应的频率及幅值大小,大部分幅值误差均在10%以内。