CN105675323A - 一种卫星结构热稳定性的地面测试方法 - Google Patents

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Abstract

本发明提供一种卫星结构热稳定性的地面测试方法，其利用地面测试系统进行卫星结构热稳定性试验，该系统包括：试验平台、待测结构、立方镜、加热单元、测温单元、经纬仪、数据采集单元、程控电源、温控计算机和数据处理计算机；其试验过程为：温控计算机控制程控电源调整加热单元的加热功率，每个温度工况试验的试验温度范围分为m个温度平衡点，每个温度工况试验均从初始温度到达m个温度平衡点中温度值最高的温度平衡点后回温到初始温度，且每个温度工况试验中经纬仪的位置固定不变；在每个温度平衡点时经纬仪实时对准立方镜的反射面，根据读数求得立方镜的转动角度，并将转动角度实时送往数据处理计算机，同时记录所有测温单元的温度测量数据。

Description

一种卫星结构热稳定性的地面测试方法
技术领域
本发明涉及航天器结构地面试验技术领域，尤其涉及一种卫星结构热稳定性的地面测试方法。
背景技术
基于军事和民用方面的考虑，世界各航天大国相继研制出各种以对地观测为目的的遥感卫星，并逐步走向商业化，如美国的Landsat、Ikonos、QuickBird、WorldView、GeoEye，法国的SPOT，日本的ASTER、ALOS，印度的Cartosat等。为摆脱我国遥感数据的市场长期依赖美、法等国外遥感卫星的现状，我国陆续研制和发射了一系列的陆地遥感卫星，如资源系列卫星和ZY-3号卫星，但其性能与国外先进国家存在较大差距，未来几年，研制高精度陆地遥感卫星(或地球资源卫星)是我国航天科技发展的必然趋势。
定位精度是陆地遥感卫星的一项关键性能指标，由于卫星在轨时的热环境十分恶劣，因此定位精度与卫星的结构热稳定(主要是指结构热变形引起相机、星敏光轴相对指向的变化)性存在密切的关系，例如当结构热变形引起相机光轴指向变化1＂就会导致相机指向在地面偏离理论目标2.45m(轨道高度约为500Km)。随着陆地遥感卫星精度要求的越来越高，对卫星结构热稳定性提出了很高的要求。地面研究卫星的结构热稳定性规律不仅可以地面验证卫星的高热稳定性设计，而且可以对在轨卫星进行热稳定性修正。然而目前国内尚没有较为成熟的高精度地面实验技术，卫星的高热稳定设计一般只能通过纯计算的方法验证，由于卫星结构的复杂性造成纯计算方法的结果一般误差较大。
发明内容
本发明提供一种卫星结构热稳定性的地面测试方法，实现了卫星结构热稳定性的高精度地面测量。
本发明是通过以下技术方案实现：
一种卫星结构热稳定性的地面测试方法，其利用地面测试系统进行卫星结构热稳定性试验，该地面测试系统包括：试验平台、待测结构、立方镜、加热单元、测温单元、经纬仪、数据采集单元、程控电源、温控计算机和数据处理计算机；其连接关系为：待测结构根据在卫星上的实际状态放置于试验平台上；立方镜安装在待测结构的结构光轴位置处；加热单元和测温单元分别粘贴在待测结构上；数据采集单元用于采集测温单元的温度测量数据；程控电源用于控制加热单元的加热功率；温控计算机分别与数据采集单元和程控电源相连，控制数据采集单元和程控电源以实现待测结构的温度场控制；一个立方镜由2台经纬仪采集立方镜相互正交的两个反射面数据并将其发送到数据处理计算机，所有经纬仪两两互瞄；
其试验过程为：温控计算机控制程控电源调整加热单元的加热功率，以进行待测结构的n个温度工况试验，每个温度工况试验的试验温度范围分为m个温度平衡点，每个温度工况试验均从初始温度到达m个温度平衡点中温度值最高的温度平衡点后回温到初始温度，且每个温度工况试验中经纬仪的位置固定不变；在每个温度平衡点时经纬仪实时对准立方镜的反射面，以实时记录该反射面对应的经纬仪的俯仰、偏航方向的读数，根据读数求得立方镜的转动角度，并将转动角度实时送往数据处理计算机，同时记录所有测温单元的温度测量数据；其中，n为4个以上，m为3个以上；
数据处理计算机：以初始温度时经纬仪获得的立方镜转动角度为基准，把后续每个温度平衡点时经纬仪获得的立方镜转动角度与初始温度获得的立方镜转动角度相减，求得每个温度平衡点对应立方镜转角的变化，然后以测温单元在温度平衡时的温度测量数据为横坐标，以对应的立方镜转角变化为纵坐标作该方镜反射面的温度-转角图，选取该温度工况试验中斜率最大的温度-转角图作为该温度工况试验的温度-转角代表图，从n个温度工况试验中选取斜率最大的温度-转角代表图作为参考图，根据该参考图获得待测结构转动角度随温度的变化情况以进行卫星结构热稳定性分析。
进一步的，待测结构通过螺钉固连在试验平台上，试验平台为隔振平台。
进一步的，所述系统在进行试验前，还包括预试验，以检测试验系统的长期飘移误差，在温度不变的条件下，经纬仪长时间实时对准立方镜的反射面，求得立方镜转角的变化，即为试验系统的长期飘移误差，并当长期飘移误差在设定范围内时开始试验。
进一步的，初始温度为室温。
与现有的技术相比，本发明的有益效果是：
(1)与以往卫星的高热稳定设计一般只能通过纯计算的方法验证相比，本发明实现了卫星结构热稳定性高精度地面测量；与纯计算的结果相比，地面试验结果更为准确，因此本发明提出的基于精测法的结构热稳定性高精度地面试验，可以更准确的验证卫星的高热稳定性设计以提高卫星设计的可靠性。例如对于某卫星的复材星敏支架，计算结果表明复材星敏支架的热稳定性为1＂/℃，而地面试验结果为10＂/℃，纯计算的结果与试验结果相比有数量级的偏差，而该卫星的在轨实测数据表明该星敏支架的热稳定性约为8.2＂/℃，与试验结果相近。
(2)本发明实现了在不同温度工况下待测结构热稳定性能定量试验，利用这些定量试验结果能准确的修正计算模型，基于修正后的计算模型，在更为复杂的在轨实际温度工况下，可以实现待测结构热稳定性能较为精确的定量预测，从而为设计和在轨修正提供参考。因此，通过试验与计算相结合的方法不仅能够更准确的指导设计，而且能在轨进行卫星结构热稳定性精确修正。
附图说明
图1为本发明的实施例的卫星结构热稳定性的地面试验系统示意图；
图2为本发明的实施例的卫星结构热稳定性的地面试验系统第一试验结果示意图；
图3为本发明的实施例的卫星结构热稳定性的地面试验系统第二试验结果示意图。
具体实施方式
为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本发明进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。
一种卫星结构热稳定性的地面测试方法，其利用地面测试系统进行卫星结构热稳定性试验，该地面测试系统包括：试验平台、待测结构、立方镜、加热单元、测温单元、经纬仪、数据采集单元、程控电源、温控计算机和数据处理计算机；其连接关系为：待测结构根据在卫星上的实际状态放置于试验平台上；立方镜安装在待测结构的结构光轴位置处；加热单元和测温单元分别粘贴在待测结构上；数据采集单元用于采集测温单元的温度测量数据；程控电源用于控制加热单元的加热功率；温控计算机分别与数据采集单元和程控电源相连，控制数据采集单元和程控电源以实现待测结构的温度场控制；一个立方镜由2台经纬仪采集立方镜相互正交的两个反射面数据并将其发送到数据处理计算机，所有经纬仪两两互瞄；
其试验过程为：温控计算机控制程控电源调整加热单元的加热功率，以进行待测结构的n个温度工况试验，每个温度工况试验的试验温度范围分为m个温度平衡点，每个温度工况试验均从初始温度到达m个温度平衡点中温度值最高的温度平衡点后回温到初始温度，且每个温度工况试验中经纬仪的位置固定不变；在每个温度平衡点时经纬仪实时对准立方镜的反射面，以实时记录该反射面对应的经纬仪的俯仰、偏航方向的读数，根据读数求得立方镜的转动角度，并将转动角度实时送往数据处理计算机，同时记录所有测温单元的温度测量数据；
数据处理计算机中：以初始温度时经纬仪获得的立方镜转动角度为基准，把后续每个温度平衡点时经纬仪获得的立方镜转动角度与初始温度获得的立方镜转动角度相减，求得每个温度平衡点对应立方镜转角的变化，然后以测温单元在温度平衡时的温度测量数据为横坐标，以对应的立方镜转角变化为纵坐标作该方镜反射面的温度-转角图，选取该温度工况试验中斜率最大的温度-转角图作为该温度工况试验的温度-转角代表图，从n个温度工况试验中选取斜率最大的温度-转角代表图作为参考图，根据该参考图获得待测结构转动角度随温度的变化情况以进行卫星结构热稳定性分析。
所述待测结构一般通过螺钉固连在所述试验平台上，所述试验平台一般为隔振平台。所述立方镜可以安装一个或者多个，所述立方镜需尽量靠近所述待测结构的结构光轴位置，以近似所述待测结构的结构光轴。所述结构光轴是指：星敏、相机或其他设备安装在所述待测结构上后星敏、相机或其他设备对应的光轴或其他特征轴。所述的立方镜提供经纬仪测量所需要的反射面，且所述立方镜需要两台所述经纬仪对应其相互正交的两个反射面。所述立方镜发射面的需要有较高的正交精度，例如正交偏差角度2＂。
所述温度工况根据所述待测结构的热环境进行设置，一般包括相互正交的三个方向温度梯度工况和整体温升工况。在进行试验前，还包括预试验，以检测所述试验系统的长期飘移误差。所述的预试验：在温度不变的条件下，所述经纬仪长时间实时对准所述立方镜的反射面，求得所述立方镜转角的变化，即为所述试验系统的长期飘移误差。如果所述长期漂移误差过大，例如大于15＂，需要重性调整所述试验系统直到所述长期漂移误差满足要求时才正式开始试验。
各所述的温度平衡点之间成比例增加或减少。在所有所述测温单元中，以其中温度最大的测温单元的测温数据为横坐标。根据所述温度-转角图的线性度，和回到同一温度时所述立方镜转角变化复位性来判断所述试验数据可靠性。所述待测结构转动角度随温度的变化情况是指所述温度-转角图的斜率。
实施例
如图1所示，图1为本发明的卫星结构热稳定性地面试验系统示意图，本图中的待测结构为某卫星型号的星敏支架。星敏感器是卫星控制系统的姿态基准和测绘事后数据处理基准，某卫星将2台星敏感器安装在同一支架，并将星敏感器及支架的组合体安装在相机支架上。星敏支架指向的稳定性是影响卫星定位精度的重要因素，为确保星敏支架满足卫星使用要求，需对星敏支架进行了热稳定性试验，并作为本发明的具体实施方式。
1、立方镜的粘贴
在星敏支架2个星敏安装位置安装星敏模拟件，并在2个星敏模拟件中心头部位置粘贴一立方镜对星敏光轴指向进行模拟。
2.星敏支架加热单元和温度测点粘贴
粘贴加热片、热敏电阻到星敏支架上，导线接好后，先做热响应试验，确认程控电源与加热回路的对应关系正确，温度测量精度为0.5℃。
3、试验工况设置
星敏支架整体均匀温升工况
一级 二级 三级 四级 回温
室温(20℃) 30℃ 40℃ 50℃ 室温(20℃)
室温(20℃) 30℃ 40℃ 50℃ 室温(20℃)
4、试验系统
把待测的星敏支架结构放置于一个固定的试验平台上，加热单元和测温单元形分别与数据采集单元和程控电源连接，再与温控计算机连接，实现对星敏支架的温度控制；用4台经纬仪对准分别对准2个立方镜的4个反射面，4台经纬仪与数据处理计算机相连。
5、试验方法
有4台经纬仪，编号分别为T1-T4。每种工况下:在室温条件下确定经纬仪合适的位置，T1/T2、T3/T4分别对应2个立方镜，分别为立方镜1、立方镜2；定基准坐标系，假定经纬仪T1的坐标为基准；T2-T4与T1互瞄准，记录数据；T1/T2、T3/T4互瞄；温度加载开始直至温度平衡，记录测点温度；瞄准T1-T4，记录测量数据；重复上述两个过程直至工况结束；计算每个温度平衡点立方镜坐标系与基准坐标系(T1坐标系)之间的关系，给出立方镜光轴在基准坐标下的矢量，其他工况开始，重复上述过程。
6、试验结果
经纬仪T1、T2、T3、T4测量数据随温度的变化情况见图2，可见试验数据线性和回温性均很好。试验数据可靠。
试验的误差源主要有：
(1)温度控制误差。试验系统的环境温度存在一定的波动，但星敏支架的温度控制是通过加热片加热、热电偶测温的闭合控温方式，因此环境温度波动对试验系统的影响较小，闭合控温系统设定的控制误差在2℃以内。则对应的角度误差分别为8＂。
(2)经纬仪人工测量误差。经纬仪标称精度为0.5＂，实际测量过程中照准误差(视差)大约为3＂，则经纬仪人工测量误差约为3＂。
(3)长时间置于缺乏隔振措施的环境里所引起的精测设备偏差。稳定性试验前进行了可行性试验，半小时内监测变化量为2＂，24小时检查经纬仪前后变化11＂，如果不计回温复测过程，整个试验过程大约为8小时，则精测设备的偏差大约为4＂。综合(2)、(3)条，精测误差为
(4)其他未知因素引起的系统误差。由于星敏支架的回温时间较长(12小时以上)，且在夜间，许多未知因素使立方镜的方位发生漂移，在数据分析的过程中应把不能回温复位且没有合理解释的数据剔除。
综上所述，系统误差约为因此本发明的结构热稳定性测量精度可达9.5＂/30℃＝2.2＂/℃。
从试验结果如图2-3可知，图2为本发明的实施例的卫星结构热稳定性的地面试验系统第一试验结果示意图；图3为本发明的实施例的卫星结构热稳定性的地面试验系统第二试验结果示意图；横坐标为温度、纵坐标为立方镜反射面的角度变化。当温差为30℃时，角度变化约为300＂，热稳定约为10＂/℃，相对误差为4％。可见本发明的试验系统和试验方法的相对误差较小。因此本发明的结构热稳定性测量系统和测量方法有效、可靠。
以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (4)

1.一种卫星结构热稳定性的地面测试方法，其特征在于，利用地面测试系统进行卫星结构热稳定性试验，该地面测试系统包括：试验平台、待测结构、立方镜、加热单元、测温单元、经纬仪、数据采集单元、程控电源、温控计算机和数据处理计算机；其连接关系为：待测结构根据在卫星上的实际状态放置于试验平台上；立方镜安装在待测结构的结构光轴位置处；加热单元和测温单元分别粘贴在待测结构上；数据采集单元用于采集测温单元的温度测量数据；程控电源用于控制加热单元的加热功率；温控计算机分别与数据采集单元和程控电源相连，控制数据采集单元和程控电源以实现待测结构的温度场控制；一个立方镜由2台经纬仪采集立方镜相互正交的两个反射面数据并将其发送到数据处理计算机，所有经纬仪两两互瞄；
其试验过程为：温控计算机控制程控电源调整加热单元的加热功率，以进行待测结构的n个温度工况试验，每个温度工况试验的试验温度范围分为m个温度平衡点，每个温度工况试验均从初始温度到达m个温度平衡点中温度值最高的温度平衡点后回温到初始温度，且每个温度工况试验中经纬仪的位置固定不变；在每个温度平衡点时经纬仪实时对准立方镜的反射面，以实时记录该反射面对应的经纬仪的俯仰、偏航方向的读数，根据读数求得立方镜的转动角度，并将转动角度实时送往数据处理计算机，同时记录所有测温单元的温度测量数据；其中，n为4个以上，m为3个以上；
数据处理计算机：以初始温度时经纬仪获得的立方镜转动角度为基准，把后续每个温度平衡点时经纬仪获得的立方镜转动角度与初始温度获得的立方镜转动角度相减，求得每个温度平衡点对应立方镜转角的变化，然后以测温单元在温度平衡时的温度测量数据为横坐标，以对应的立方镜转角变化为纵坐标作该方镜反射面的温度-转角图，选取该温度工况试验中斜率最大的温度-转角图作为该温度工况试验的温度-转角代表图，从n个温度工况试验中选取斜率最大的温度-转角代表图作为参考图，根据该参考图获得待测结构转动角度随温度的变化情况以进行卫星结构热稳定性分析。
2.如权利要求1所述的卫星结构热稳定性的地面测试系统，其特征在于，
待测结构通过螺钉固连在试验平台上，试验平台为隔振平台。
3.如权利要求1所述的卫星结构热稳定性的地面测试系统，其特征在于，
所述系统在进行试验前，还包括预试验，以检测试验系统的长期飘移误差，在温度不变的条件下，经纬仪长时间实时对准立方镜的反射面，求得立方镜转角的变化，即为试验系统的长期飘移误差，并当长期飘移误差在设定范围内时开始试验。
4.如权利要求1所述的卫星结构热稳定性的地面测试系统，其特征在于，
初始温度为室温。
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