CN105928467B - 真空低温环境下大型航天器结构变形测量试验系统 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种用于真空低温环境下大型航天器结构变形测量试验系统，包括真空低温容器、龙门支撑机构、低温悬臂移动机构、摄影测量CCD相机及保护舱、试件支撑机构、低温基准尺、温度和气压控制系统、运动控制系统、测量数据采集和处理系统，其中，低温悬臂机构两端对称悬挂两套摄影测量CCD相机及保护舱，通过在真空低温环境下实现旋转半径为3m的±360°往返旋转运动拍摄以实现大型航天器结构的变形测量。本发明能在模拟空间环境下利用摄影测量技术完成某5m大型伞状天线的热变形测量，空间点位的测量重复性精度达20微米。
Description
技术领域
本发明属于模拟空间环境下航天器微变形测量试验领域，具体涉及一种用于真空低温环境下对大型航天器结构热变形测量的系统。
背景技术
航天器在轨运行时，空间环境呈周期性剧烈变化，将给航天器结构带来热变形，加上航天器在轨环境下重力释放，也会给航天器带来微变形。这对自身结构稳定性有较高要求的部件来说，这种变形必将影响到其工作性能，如天线、空间望远镜、太阳帆板等。
以天线为例，要达到高的分辨率，不仅要求天线的面积大，反射面的表面精度高，而且要求天线表面的形状与设计形状的偏差小。对于反射面天线，变形导致的表面形面与理想抛物面的随机偏差将引起辐射方向图的畸变，产生天线波束指向误差，影响到天线收发信息的准确性和发射功率，降低天线的可靠性。天线的形面精度是衡量和评价天线质量的重要指标。一般要求天线表面精度是其工作波长的1/16～1/32，而按误差可忽略不计原则，测量精度要达到表面精度的1/3～1/5，工作波长越短、工作频率越高，对测量提出的要求就越苛刻。因此，需要通过模拟空间环境下高精度的热变形测量地面试验方法，将对于掌握天线的变形特性，评估其在轨工作性能偏差具有重要作用，同时对于其结构改进、优化设计也具有指导作用，进而为高精度、长寿命、高可靠性天线的研制提供技术支撑。
随着工业测量技术的发展，航天器微变形测量方法和手段得到了长足的发展，目前能够用于航天器热变形测量的技术有：摄影测量法、经纬仪测量法、波动光栅法、激光跟踪测量法、电子散斑或全息干涉测量法等。但由于真空低温环境使用要求或者视场等的限制，在模拟空间环境下进行航天器热变形测量所采用的方法仅有全息干涉法和摄影测量法。
其中，干涉测量法是利用双光束干涉原理，测量被测试件表面的变形情况。但它对空间环境模拟设备、光学窗口的位置、太阳光辐照的方向和激光光源有严格的要求，对被测试件的尺寸有大小限制，不适合测量大尺寸的试件，且主要用于静态测量，测量系统对隔振要求较高，通用性较差。摄影测量法是通过在不同的位置和方向获取同一物体的2幅以上的数字图像，经计算机图像匹配等处理及相关数学计算后得到待测点精确的三维坐标，测量方式比较灵活、测量范围大、受外界环境影响小，对空间环境模拟设备、光学窗口、试件加热手段没有苛刻的要求。
从国外航天器热变形测量的成功案例来看，摄影测量法是近十年来航天领域应用最广泛、技术最成熟的方法，特别是美国NASA和欧洲的IABG机构在真空低温环境下利用摄影测量技术进行航天器热变形测量已有大量应用。
但国内还没有建立可靠的真空低温环境下采用摄影测量技术进行航天器大尺寸结构的微变形测量方法和试验系统。然而随着国内大容量通信卫星和大口径空间望远镜等研制，天线反射器的口径和空间望远镜高稳定支撑结构的尺寸不断增大，变形精度要求也越来越高，因此迫切需要采用模拟空间环境下天线变形测量技术，满足高精度大口径天线和航天器高稳定结构的测试需求。
发明内容
本发明的目的在于提供一种将摄影测量技术应用于模拟空间环境下进行航天器大尺寸结构的微变形测量，从而满足模拟空间环境下高精度的热变形测量地面试验的需求。
本发明目的是通过如下技术方案实现的：
本发明的用于真空低温环境下大型航天器结构变形测量试验系统，包括真空低温容器、龙门支撑机构、低温悬臂移动机构、摄影测量CCD相机及保护舱、试件支撑机构、低温基准尺、温度和气压控制系统、运动控制系统、测量数据采集和处理系统，其中，试件支撑机构设置在真空低温容器内，用于支撑设置带有真空低温回光反射标志点的被测试件，被测试件周围适当位置放置低温基准尺，作为测量的基准长度；试件支撑机构周围设置有龙门支撑机构，龙门支撑机构的横跨梁中心处设置有带温控的真空电动旋转台的工作台，其工作台面上安装设置能在-180℃的真空低温环境下实现旋转半径为3m的±360°往返旋转运动的低温悬臂机构，低温悬臂机构两端对称悬挂两套摄影测量CCD相机及保护舱，真空低温容器外设置温度和气压控制系统，以对摄影测量CCD相机及保护舱进行温度和气压控制，还设置有运动控制系统，以对低温悬臂机构和相机自旋转的运行进行实时控制以及测量数据采集和处理系统，以对摄影测量CCD相机拍摄的图像进行图像处理，被测试件的表面所有回光反射标志点的精确三维坐标值(x，y，z)和变形量的计算。
其中，一台摄影测量CCD相机作为主拍摄相机，另外一台摄影测量CCD相机作为备份和配重；
其中，另一台摄影测量CCD相机替换为配重块。
其中，真空电动旋转台的工作台面和传动结构为中空结构，采用电加热器方式进行温控，确保在真空低温环境下处于常温的可靠工作状态。
进一步地，低温悬臂移动机构的横梁为中空不锈钢型材，在真空低温电机驱动下，带有2套摄影测量CCD相机及保护舱的低温悬臂机构能在-180℃的真空低温环境下实现往返旋转运动。
进一步地，摄影测量CCD相机及保护舱通过小舱角度调节机构设置在低温悬臂机构上，实现摄影测量CCD相机及保护舱沿旋转半径方向的转角连续可调，调节范围为0°～50°，并且小舱转角具有机械锁死功能。
进一步地，测试试验前根据被测试件的状态调节摄影测量CCD相机及保护舱的转角，确保摄影测量CCD相机处于最优拍摄测量角度和位置。
进一步地，低温悬臂移动机构的真空低温线缆，从低温悬臂横梁和真空电动旋转台的中空结构通过，到达龙门支撑机构后利用真空穿墙插座与真空低温试验容器外的温度和气压控制系统、运动控制系统、测量数据采集和处理系统电连接。
进一步地，根据不同被测试件的外形尺寸，低温悬臂移动机构的高度通过龙门支撑机构进行调节，摄影测量CCD相机及保护舱的间距利用低温悬臂机构与摄影测量CCD相机及保护舱的转接工装进行调整。
本发明的用于真空低温环境下大型航天器结构变形测量试验系统具有以下效果：
(1)国内首次在模拟空间环境下利用摄影测量技术完成某5m大型伞状天线的热变形测量，空间点位的测量重复性精度达20微米；
(2)结合摄影测量的技术特点，国内首次实现在模拟空间环境下为摄影测量CCD相机提供了最优的拍摄测量角度和位置，适用于各类大型航天器结构的变形测量，能在5m×5m×4m有效测试空间内实现微米级测量重复性精度；
(3)克服了大型移动机构-180℃下传动部件“卡死”的难题，实现了真空低温环境下有效载荷的大跨度、长距离，旋转半径为3m的环形运动；
(4)采用远程集中控制方式，实现了真空低温环境下移动机构的信号自动集中采集、传输和监控。
附图说明
图1为本发明的真空低温环境下大型航天器结构变形测量试验系统示意图。
图中：1—真空低温试验容器、2—龙门支撑机构、3—低温悬臂移动机构、4—摄影测量CCD相机及保护舱、5—被测试件、6—试件支撑机构、7—低温基准尺、8—温度和气压控制系统、9—运动控制系统、10—测量数据采集和处理系统。
图2为本发明的真空低温环境下大型航天器结构变形测量试验系统中低温悬臂移动机构的组成示意图。
图中：3.1—真空电动旋转台、3.2—低温悬臂横梁、3.3—小舱角度调节机构。
图3为本发明的试验系统中真空低温环境下大型航天器结构变形的拍摄测量方式示意图。
具体实施方式
以下介绍的是作为本发明内容的具体实施方式，下面通过具体实施方式对本发明内容作进一步的阐明。当然，描述下列具体实施方式只为示例本发明的不同方面的内容，而不应理解为限制本发明范围。
图1是本发明的真空低温环境下大型航天器结构变形测量试验系统组成示意图。其中，真空低温环境下大型航天器结构变形测量试验系统包括真空低温试验容器1，真空低温试验容器1的内径为Φ10m的卧室容器，能为真空低温环境下大型航天器结构提供真空度为6×10-3Pa，环境温度不高于-180℃的变形测量环境；龙门支撑机构2通过双排导轨固定于真空容器的测试试验位置，低温悬臂机构3通过螺栓悬挂于龙门支撑结构横跨梁中心，能在真空低温环境下实现旋转半径为3m的±360°往返旋转运动；摄影测量CCD相机及保护舱4对称悬挂于低温悬臂机构3两端，并处于最优的拍摄测量角度和位置。摄影测量CCD相机及保护舱4采用电加热器温控方式和真空密封结构，使摄影测量CCD相机在真空低温环境下处于常温、常压工作状态，保护舱内的转台实现摄影测量CCD相机沿主光轴进行±90°的往返旋转。被测试件5放置于试件支撑机构6处于低温悬臂机构旋转中心位置，表面均匀粘贴真空低温回光反射标志点，作为目标测量点；低温基准尺7采用地热膨胀系数的微晶玻璃加工而成，在表面粘贴有回光反射标志点，标志点间的距离在试验前进行精确标定，作为测量数据解算过程中的基准长度，并采用电加热器的方式进行温控，确保基准长度在试验过程中保持不变；温度和气压控制系统8对摄影测量CCD相机及保护舱4进行温度和气压控制，确保摄影测量CCD相机在测试试验过程中处于常温、常压的稳定工作状态；运动控制系统9对低温悬臂机构和摄影测量CCD相机的子旋转运行进行实时控制；测量数据采集和处理系统10对摄影测量CCD相机拍摄的图像进行图像处理，测试试件表面所有回光反射标志点的精确三维坐标值(x，y，z)和变形量的计算。
图2为本发明低温悬臂移动机构3的组成示意图。其中，真空电动旋转台3.1的工作台面和传动结构为中空结构，采用电加热器方式进行温控，确保在真空低温环境下处于常温的可靠工作状态；在真空低温电机驱动下，使带有2套摄影测量CCD相机及保护舱4低温悬臂横梁3.2为中空不锈钢型材，能在-180℃的真空低温环境下实现旋转半径为3m的±360°往返旋转运动。小舱角度调节机构3.3实现摄影测量CCD相机及保护舱4沿旋转半径方向的转角连续可调，调节范围为0°～50°，并且小舱转角具有机械锁死功能，在测试试验前根据被测试件5的状态调节摄影测量CCD相机及保护舱4的转角，确保摄影测量CCD相机处于最优的拍摄测量角度和位置。
进一步地，低温悬臂移动机构3的真空低温线缆，从低温悬臂横梁3.2和真空电动旋转台3.1的中空结构通过，到达龙门支撑机构2后利用真空穿墙插座与真空低温试验容器1外温度和气压控制系统8、运动控制系统9、测量数据采集和处理系统10连接。
进一步地，根据不同被测试件5的外形尺寸，低温悬臂机构3的高度(L)可以通过龙门支撑机构2进行调节，摄影测量CCD相机及保护舱4的间距(H)可以利用低温悬臂机构3与摄影测量CCD相机及保护舱4的转接工装进行调整。
图3为本发明真空低温环境下大型航天器结构变形拍摄测量方式原理图。在试验测试过程中，低温悬臂机构3带动摄影测量CCD相机及保护舱4进行圆周旋转并间隔角度进行拍摄测量。间隔角度约10°～20°，在每次间隔拍摄时，摄影测量CCD相机沿相机光轴方向旋转0°～90°，旋转过程中，摄影测量CCD相机进行间隔拍摄2～3张相片。在低温悬臂机构带动摄影测量CCD相机进行360°旋转后，完成一次摄影测量。从而实现对被测试件5的标志点的拍摄交会角基本上集中在70°～90°之间，对单个标志点的光线入射角集中在35°～50°之间，相邻两个摄站拍摄的两张图片的重叠率高于85％，从而使摄影测量CCD相机达到最优化测量状态。
所有拍摄的数字图像实时传输至真空低温试验容器1外的测量数据采集和处理系统10进行解算，求解试件表面所有回光反射标志点的精确三维坐标值(x，y，z)；通过将试件上所有标志点的空间三维坐标值与试件设计模型进行最优化拟合，得到试件上所有标志点与设计模型的偏差值，从而得到试件表面的热变形结果。
尽管上文对本发明的具体实施方式给予了详细描述和说明，但是应该指明的是，我们可以依据本发明的构想对上述实施方式进行各种等效改变和修改，其所产生的功能作用仍未超出说明书及附图所涵盖的精神时，均应在本发明的保护范围之内。
Claims (8)
1.用于真空低温环境下大型航天器结构变形测量试验系统，其中，包括真空低温容器、龙门支撑机构、低温悬臂移动机构、摄影测量CCD相机及保护舱、试件支撑机构、低温基准尺、温度和气压控制系统、运动控制系统、测量数据采集和处理系统；其中，试件支撑机构设置在真空低温容器内，用于支撑设置带有真空低温回光反射标志点的被测试件，被测试件周围适当位置放置低温基准尺，作为测量的基准长度；试件支撑机构周围设置有龙门支撑机构，龙门支撑机构的横跨梁中心处设置有带温控的真空电动旋转台的工作台，其工作台面上安装设置能在-180℃的真空低温环境下实现旋转半径为3m的±360°往返旋转运动的低温悬臂移动机构，低温悬臂移动机构两端对称悬挂两套摄影测量CCD相机及保护舱，真空低温容器外设置温度和气压控制系统，以对摄影测量CCD相机及保护舱进行温度和气压控制，还设置有运动控制系统，以对低温悬臂移动机构和相机自旋转的运行进行实时控制以及测量数据采集和处理系统，以对摄影测量CCD相机拍摄的图像进行图像处理，被测试件的表面所有回光反射标志点的精确三维坐标值（x，y，z）和变形量的计算，其中，低温悬臂移动机构的真空低温线缆，从低温悬臂横梁和真空电动旋转台的中空结构通过，到达龙门支撑机构后利用真空穿墙插座与真空低温试验容器外的温度和气压控制系统、运动控制系统、测量数据采集和处理系统电连接。
2.如权利要求1所述的用于真空低温环境下大型航天器结构变形测量试验系统，其中，一台摄影测量CCD相机作为主拍摄相机。
3.如权利要求1所述的用于真空低温环境下大型航天器结构变形测量试验系统，其中，另外一台摄影测量CCD相机作为备份和配重。
4.如权利要求1所述的用于真空低温环境下大型航天器结构变形测量试验系统，其中，真空电动旋转台的工作台面和传动结构为中空结构，采用电加热器方式进行温控，确保在真空低温环境下处于常温的可靠工作状态。
5.如权利要求1所述的用于真空低温环境下大型航天器结构变形测量试验系统，其中，低温悬臂移动机构的横梁为中空不锈钢型材，在真空低温电机驱动下，带有2套摄影测量CCD相机及保护舱的低温悬臂机构能在-180℃的真空低温环境下实现往返旋转运动。
6.如权利要求5所述的用于真空低温环境下大型航天器结构变形测量试验系统，其中，摄影测量CCD相机及保护舱通过小舱角度调节机构设置在低温悬臂机构上，实现摄影测量CCD相机及保护舱沿旋转半径方向的转角连续可调，调节范围为0°～50°，并且小舱转角具有机械锁死功能。
7.如权利要求6所述的用于真空低温环境下大型航天器结构变形测量试验系统，其中，测试试验前根据被测试件的状态调节摄影测量CCD相机及保护舱的转角，确保摄影测量CCD相机处于最优拍摄测量角度和位置。
8.如权利要求1所述的用于真空低温环境下大型航天器结构变形测量试验系统，其中，根据不同被测试件的外形尺寸，低温悬臂移动机构的高度通过龙门支撑机构进行调节，摄影测量CCD相机及保护舱的间距，拍摄测量角度利用低温悬臂机构与摄影测量CCD相机及保护舱的转接工装进行调整。
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| GR01 | Patent grant | ||
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