CN106815402A - 一种全尺寸航天器结构在轨热变形预示方法 - Google Patents

一种全尺寸航天器结构在轨热变形预示方法 Download PDF

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Abstract

本发明提供了一种全尺寸航天器结构在轨热变形预示方法，包括：建立全尺寸航天器仿真模型；对航天器热变形灵敏度进行分析，对航天器不同区域进行迭代分析，寻找对热变形指标的最大影响因素；根据灵敏度分析结果完成地面测试工况的设置；设计地面试验状态并完成地面热变形测试；将地面测试数据作为输入条件带入仿真模型，修正使模型仿真结果与测试数据保持良好吻合性；将修正好的计算模型带入在轨温度载荷；得到全尺寸航天器结构在轨热变形预示数据。本方法在地面试验中首次使用高精度光学摄影测量系统获取星载天线阵面位移和平面度，首次利用高精度光学摄影测量系统与经纬仪系统联合获取天线全阵面指向角度数据。

Description

一种全尺寸航天器结构在轨热变形预示方法
技术领域
本发明涉及航天器设计与测试方法，具体的涉及一种全尺寸航天器结构在轨热变形预示方法。
背景技术
随着高分辨率载荷的应用需求不断扩大，卫星结构精度和尺寸稳定性也面临越来越高的要求，因此需要对卫星在轨热环境下的结构变形进行预测并根据实际使用情况对其进行控制，以保证卫星高精度载荷在轨圆满完成任务。本发明通过卫星结构在轨变形预示、测量与控制技术的研究，对卫星在轨变形进行细致评估和控制，保证高分辨率载荷的在轨性能，为发展后续高分辨率卫星提供技术保障。
发明内容
本发明的目的是提供一种全尺寸航天器结构在轨热变形预示方法。
为达到上述目的，本发明所采用的技术方案如下：
一种全尺寸航天器结构在轨热变形预示方法，包括如下步骤：
步骤一：应用有限元软件建立全尺寸航天器仿真计算模型；
步骤二：对模型依次按区域赋予温度载荷，对航天器热变形灵敏度进行分析，通过航天器不同部位的迭代计算，寻找到对热变形指标的最大影响因素；
步骤三：根据灵敏度分析结果，完成地面测试工况的设置，重点区域的温度工况可进行阶梯式细化；
步骤四：按照指定的工况条件设计地面试验，完成地面热变形测试，获取全尺寸航天器的地面状态的热变形数据；
步骤五：将地面测试数据作为输入条件带入全尺寸航天器仿真模型，修正材料参数、连接刚度等环节，使模型仿真结果与测试数据保持良好吻合性；
步骤六：将修正好的计算模型带入在轨温度载荷；
步骤七：得到全尺寸航天器结构在轨热变形预示数据。
优选地，所述的航天器结构热变形灵敏度分析，即逐一对全尺寸航天器仿真模型区域性赋予温度载荷，并对比相应热变形仿真结果，寻找对全尺寸航天器热变形有较大影响的部位及影响权重。
优选地，所述的地面测试工况设置，即在灵敏度分析基础上，对权重部位进行温度工况加载设计，设计内容包括温度载荷、升温速率、多部位载荷叠加设置等内容。
优选地，所述的获取全尺寸航天器的地面测试状态热变形数据，即根据工况要求完成航天器热变形测试，测试内容包括天线阵面位移、天线阵面平面度变化及天线全阵面指向角度。
优选地，所述的获取全尺寸航天器的地面测试状态热变形数据，即依靠高精度光学摄影测量系统获取天线阵面位移和平面度，依靠高精度光学摄影测量系统与经纬仪系统联合获取天线全阵面指向角度数据。
优选地，所述的基于地面测试结果的全尺寸航天器模型修正，即以天线阵面位移为修正依据、参考天线全阵面指向角度变化数值，对航天器材料参数、天线连接刚度等进行参数修正。
优选地，所述的基于在轨温度场的全尺寸航天器模型完善，即将修正好的地面测试状态航天器仿真模型的温度工况替换为在轨温度载荷。
优选地，所述的在轨热变形预示，即将完成在轨温度载荷替换的航天器仿真模型进行自由边界条件下的计算，提取运算结果，得到预示结果。
与现有技术相比，本发明有以下优势：首次通过热变形灵敏度分析，以获取的地面试验数据为修正依据，将多工况试验结果并行反馈到仿真模型，并给出最终在轨温差及自由边界条件下真实在轨热变形的预示结果；在地面试验中首次使用高精度光学摄影测量系统获取星载天线阵面位移和平面度，首次利用高精度光学摄影测量系统与经纬仪系统联合获取天线全阵面指向角度数据。
附图说明
图1为本发明提供的全尺寸航天器结构在轨热变形预示方法流程图；
图2为本发明航天器结构热变形灵敏度分析流程图；
图3为本发明航天器结构热变形试验工况设置图；
图4为本发明航天器结构热变形地面测试原理图。
具体实施方式
下面结合附图对本发明的实施例作详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本发明，但不以任何形式限制本发明。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变化和改进。这些都属于本发明的保护范围。
图1为本发明所提供的一种全尺寸航天器结构在轨热变形预示方法的具体步骤。
图2所示，航天器结构热变形灵敏度分析，即分别对全尺寸航天器各主要结构部件包括平台隔板、平台侧板、载荷舱隔板、载荷舱侧板、天线支撑桁架、天线框架、天线本体及星敏支架等结构赋予一定温度载荷，对比天线安装位置处热变形结果，依次筛选出对全尺寸航天器热变形有较大影响的部位如平台侧板、载荷舱侧板和天线框架等三类部件，并通过得到各部件对热变形指标的影响权重。
图3所示，地面测试工况设置，即在灵敏度分析基础上，对多部位进行温度工况加载，主要包括温度载荷阶梯加载、多部位温度载荷叠加设置等内容，获取多位置多温度载荷下的变形数据，测试内容包括天线阵面位移、天线阵面平面度变化及天线全阵面指向角度。上述数据均作为下一阶段修正模型的参考，便于提高后续整星热变形预示模型的准确性。
图4所示，高精度平面度及指向测量系统设置，测量系统可以是由单相机或双相机和数台经纬仪联机组成，使用该系统的测量精度在2.5m天线阵面范围内测量平面度精度优于0.03mm，测量棱镜指向精度优于10”。依靠光学摄影测量获取各试验工况下的天线阵面变形位移和变形前后平面度；通过联立高精度光学摄影测量系统的平面坐标数据与经纬仪系统瞄测特定棱镜数据，解算出阵面与基准棱镜的指向数据，从而获取全尺寸航天器的地面热变形测试的全状态数据。
基于地面测试结果的全尺寸航天器模型修正，即以天线阵面位移为修正依据、参考天线全阵面指向角度变化数值，对航天器材料参数、天线连接刚度等进行参数修正。
基于在轨温度场的全尺寸航天器模型完善，即将修正好的地面测试状态航天器仿真模型的温度工况替换为在轨温度载荷。
在轨热变形预示，即将完成在轨温度载荷替换的航天器仿真模型进行自由边界条件下的计算，提取运算结果，得到预示结果。
以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变化或修改，这并不影响本发明的实质内容。在不冲突的情况下，本申请的实施例和实施例中的特征可以任意相互组合。

Claims (8)

1.一种全尺寸航天器结构在轨热变形预示方法，其特征在于，包括如下步骤：
步骤一：应用有限元软件建立全尺寸航天器仿真计算模型；
步骤二：对模型依次按区域赋予温度载荷，对航天器热变形灵敏度进行分析，通过航天器不同部位的迭代计算，寻找到对热变形指标的最大影响因素；
步骤三：根据灵敏度分析结果，完成地面测试工况设置；
步骤四：按照指定的工况条件设计地面试验，完成地面热变形测试，获取全尺寸航天器的地面状态热变形数据；
步骤五：将地面测试数据作为输入条件带入全尺寸航天器仿真模型，并修正使模型仿真结果与测试数据保持良好吻合性；
步骤六：将修正好的计算模型带入在轨温度载荷；
步骤七：得到全尺寸航天器结构在轨热变形预示数据。
2.根据权利要求1所述的全尺寸航天器结构在轨热变形预示方法，其特征在于，热变形灵敏度分析的方法是：逐一对全尺寸航天器仿真模型区域性赋予温度载荷，并对比相应热变形仿真结果，寻找对全尺寸航天器热变形有较大影响的部位及影响权重。
3.根据权利要求1所述的全尺寸航天器结构在轨热变形预示方法，其特征在于，地面测试工况设置的方法是：在灵敏度分析基础上，对权重部位进行温度工况加载设计，设计内容包括温度载荷、升温速率以及多部位载荷叠加设置。
4.根据权利要求1所述的全尺寸航天器结构在轨热变形预示方法，其特征在于，获取全尺寸航天器的地面状态热变形数据的方法是：根据工况要求完成航天器热变形测试，测试内容包括天线阵面位移、天线阵面平面度变化及天线全阵面指向角度。
5.根据权利要求4所述的全尺寸航天器结构在轨热变形预示方法，其特征在于，具体方法是：依靠高精度光学摄影测量系统获取天线阵面位移和平面度，依靠高精度光学摄影测量系统与经纬仪系统联合获取天线全阵面指向角度数据。
6.根据权利要求1所述的全尺寸航天器结构在轨热变形预示方法，其特征在于，基于地面测试结果的全尺寸航天器模型修正的方法是：以天线阵面位移为修正依据、参考天线全阵面指向角度变化数值，对航天器材料参数、天线连接刚度等进行参数修正。
7.根据权利要求1所述的全尺寸航天器结构在轨热变形预示方法，其特征在于，基于在轨温度场的全尺寸航天器模型完善的方法是：将修正好的地面测试状态航天器仿真模型的温度工况替换为在轨温度载荷。
8.根据权利要求1所述的全尺寸航天器结构在轨热变形预示方法，其特征在于，在轨热变形预示的方法是：将完成在轨温度载荷替换的航天器仿真模型进行自由边界条件下的计算，提取运算结果，得到预示结果。
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