CN110470235A - 火箭舱段结构微变形检测装置及方法 - Google Patents
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Abstract
本发明涉及一种火箭舱段微变形检测装置及方法,待检测的火箭舱段竖直放置于圆盘形回转装置上并能够随圆盘形回转装置转动，激光器的检测面中心对准火箭舱段的轴线方向设置，且与待检测的舱段横截面的圆心处于同一水平面。圆盘形回转装置运动而带动舱段做圆周运动，激光器开始检测某个高度处激光器到舱段外壁的径距值，一次扫描检测结束后，激光器沿竖向运动设定步长距离，开始采集下一高度处舱段的径距值；由此采集舱段竖向首尾的径向圆周距离数据并根据距离数据计算得到舱段外表的轮廓和舱段表面曲率变化情况。采用非接触式测量，精度高，测点多，可靠性高，可以同时测量外圆面挤压拉伸变形和表面凹坑凸起等变形。
Description
技术领域
本发明涉及航空航天结构技术领域，尤其涉及一种与火箭舱段对接技术相关联的舱段微变形检测装置及方法。
背景技术
火箭舱段作为航空航天火箭中重要的组成部分，对其强度精度要求比较高，且舱段作为薄壁体，在装配对接时，由于人为等不可避免的因素，特别是一次对接不成功时，相互对接的舱段间容易发生挤压或者拉伸，从而使不同舱段装配的同轴度达不到要求，影响火箭发射安全，因此必须对火箭舱段变形程度进行检测。
对于火箭舱段的检测，传统的检测方式主要分为接触式测量和非接触式测量，接触式测量分为人工测量和在线机械测量，人工测量利用平面规等测量变形。人工测量容易受到量具调整，操作者经验等影响，测量结果不准确，并且人工测量为离线测量，耗费大量人力和时间。接触式传感器测量，虽然精度高，但是容易在舱段表面留下测量痕迹，造成舱段变形或损伤，并且测量样本少，测量时间长，测量成本高，操作复杂，使用不方便。
非接触式测量则因为舱段的体积和规格限制，又无法采用现有的通用表面检测设备和方法。
发明内容
本发明所解决的技术问题在于提供一种火箭舱段微变形检测装置及方法，解决上述背景中接触式测量和非接触式测量的不足，采用新型的全方位非接触式测量，精度高，测点多，可靠性高，可以同时测量外圆面挤压拉伸变形和表面凹坑凸起等变形。
本发明所解决的技术问题采用以下技术方案实现：
一种火箭舱段结构微变形检测装置，其特征在于：包括可绕自身中心轴线旋转的水平圆盘形回转装置、以及圆盘形回转装置旁间隔设置的竖向滚珠丝杠，滚珠丝杠能够带动激光器进行往复直线运动；
待检测的火箭舱段竖直放置于圆盘形回转装置上并能够随圆盘形回转装置转动，激光器的检测面中心对准火箭舱段的轴线方向设置，且与待检测的舱段横截面的圆心处于同一水平面。
按上述技术方案，圆盘形回转装置和滚珠丝杠均设置在同一基准上。
按上述技术方案，激光器通过滑块固定在滚珠丝杠上。
按上述技术方案，滚珠丝杠由步进电机驱动，圆盘形回转装置径向两侧设置传输带，另一电机驱动传输带运动而使圆盘形回转装置绕自身轴线旋转；激光器通过USB线与另行设置的工控机实现交互通讯，步进电机和圆盘形回转装置电机也采用工控机一体控制。
一种火箭舱段结构微变形检测方法，其特征在于采用上述的火箭舱段结构微变形检测装置，当舱段竖直置于圆盘形回转装置上后，圆盘形回转装置运动而带动舱段做圆周运动，激光器开始检测某个高度处激光器到舱段外壁的径距值，一次扫描检测结束后，激光器沿竖向运动设定步长距离，开始采集下一高度处舱段的径距值；由此采集舱段竖向首尾的径向圆周距离数据并根据距离数据计算得到舱段外表的轮廓和舱段表面曲率变化情况。
上述技术方案中，激光器在每个高度处选取多个特征点采集径距值，然后根据特征点的高度数值、激光器采样率和激光器光电间距仪，计算各特征点坐标；之后，依次沿高度方向采集多组径距值；其后计算出多组径距值与生产标准值U之间的方差σ2，比较方差值σ2和最大安全系数ε，若方差值σ2小于ε,则舱段结构未出现影响航空作业的变形，如超出则认为变形。
上述技术方案中，设某个高度处采集i个特征点的径向圆周距离得到的i个径距值n1、n2、n3、……、ni，i为自然数，依次沿高度方向采集多组径距值；先计算出多组径距值与生产标准值U之间的方差σ2，通过比较σ2与最大安全系数ε来衡量变形，方差σ2计算公式如下：
上述技术方案中，根据舱段表面曲率变化，在舱段的不高度取样点密集程度不同。
上述技术方案中，根据舱段表面的曲率变化，激光器的步长距离不同设置。
进一步的，所述激光器工作温度在0～50°，工作湿度在35％～85％，所述激光器能够根据现场情况自动调节光强，量程可以适应各种型号的舱段，所述激光器能够与所述的工控机实现实时通讯交互，测量数据通过无线数据线传输到所述工控机。
激光器传输并储存采样数据到工控机，通过工控机内部的计算软件处理，得到舱段结构外表的轮廓。
由此，本发明通过圆盘形回转装置带动舱段旋转，伺服电机带动激光器竖向等距离移动，舱段旋转过程中激光器取样，可以同时测量舱段边缘面变形，中心轴向变形，以及外表面凹坑凸起等微变形。相对现有的火箭舱段测量检测手段，本发明的装置和方法专用于火箭舱段的大型场合，测量方式简单易于实施，具有成本低，结果直观，满足各种工况和各种尺寸的特大型舱段测量要求。
同时，相比人工测量时直接用径距与生产标准值之差来衡量变形程度，过程繁琐且不易于评价变形，本发明通过获取多组径距值与生产标准值U之间的方差σ2，通过比较σ2与最大安全系数ε来衡量变形；测量精度高，测量范围广，数据准确。
附图说明
图1是根据本发明火箭舱段结构微变形检测装置结构示意图；
图2是本发明中工控机模块示意图；
图3是本发明检测方法的流程图。
具体实施例
为了使本发明实现的技术手段、创作特征，达成目的与功能易于理解，下面结合具体图示，进一步阐明本发明。
参见图1-2，根据本发明火箭舱段结构微变形检测装置结构的一个具体实施例中，本发明是基于激光检测的火箭舱段在线变形测量装置，包括可绕自身中心轴线旋转的水平圆盘形回转装置1、以及圆盘形回转装置1旁间隔设置的竖向滚珠丝杠3，圆盘形回转装置1和滚珠丝杠3均设置在同一基准上；激光器2通过滑块4可移动的方式固定在滚珠丝杠3上，待检测的火箭舱段6(筒体状)竖直放置于圆盘形回转装置1上并能够随圆盘形回转装置1一体转动，激光器2的检测面中心对准火箭舱段6的轴线方向设置，且与待检测的舱段水平横截面的圆心处于同一水平面。
优选滚珠丝杠3由步进电机带动，圆盘形回转装置1由大型电机驱动而绕轴线旋转；激光器2通过USB线与另行设置的工控机5实现交互通讯，步进电机和圆盘形回转装置1大型电机也采用工控机5一体控制；工控机5至少包括运动控制模块、数据采集与计算模块。
参见图3，基于上述火箭舱段在线变形测量装置，本发明测量方法如下：
第一步，测量前预先调整好激光器2在滚珠丝杠3上的安装位置，确保激光器2检测面中心对准待检测的火箭舱段6的轴线。由此可以保证激光器2始终在舱段的中间母线位置扫描，便于激光测距定位和后续检测计算。
第二步，设置激光器2沿竖向移动的步距；激光器每测量一个高度的舱段周长，向上或向下固定移动一个所述步距。如本实施例中，取舱段整体设计长度为25m，这里按照要求将步长设置为0.5m。
第三步，工控机5向圆盘形回转装置1和激光器2发送指令，圆盘形回转装置1装置转动，待检测的火箭舱段6在圆盘检测台1带动下匀速缓慢转动一周，激光器2在待检测的火箭舱段6转动过程中持续采样从激光器2到舱段外周最近点的距离，也即径向圆周距离值，简称径距值。
第四步，圆盘形回转装置1旋转一周回到起始出发位置后，步进电机带动滚珠丝杠3运动，使激光器2沿竖向向上移动一个步长(本实施例为向上单向，也可以向下单向)，按照第三步的方法采集下一组数据，依次进行直至取满特征点数据。本实施例中按步长设置取满50组特征点数据。
第五步，所有数据采集完毕后，激光器3通过USB线传输数据至工控机5中，工控机通过提取特征点数据，可以得到舱段6的轮廓曲率变化，根据特征点和曲率变化计算采样的径向距离数据，先计算出多组径距值与生产标准值U之间的方差σ2，通过比较σ2值与由经验得到的最大安全系数ε来衡量舱段边缘拉伸挤压变形和中心轴向变形情况。
本发明第五步，一次在舱段上下边缘面和中间舱段外壁面提取多个特征点，特征点个数根据实际情况定夺。
在本发明第五步中，将工控机5所提取的舱段外壁的各个高度的径向距离值与火箭舱段设计结构的标准值依次进行比对，通过计算得到多组测量值ni与生产标准值U的方差σ2，若由所得到的方差σ2超出了给定的最大安全系数ε，则说明火箭舱段结构变形严重，即会影响固体运载火箭的太空作业，必须加以修补或者更换才能继续使用。
由此，本发明的测量装置可以通过全方位扫描舱段结构，同时测量外圆面挤压拉伸变形和表面凹坑凸起等变形，精度高，测点多，可靠性高。
Claims (10)
1.一种火箭舱段结构微变形检测装置，其特征在于：包括可绕自身中心轴线旋转的水平圆盘形回转装置、以及圆盘形回转装置旁间隔设置的竖向滚珠丝杠，滚珠丝杠能够带动激光器进行往复直线运动；
待检测的火箭舱段竖直放置于圆盘形回转装置上并能够随圆盘形回转装置转动，激光器的检测面中心对准火箭舱段的轴线方向设置，且与待检测的舱段横截面的圆心处于同一水平面。
2.根据权利要求1所述的火箭舱段结构微变形检测装置，其特征在于：圆盘形回转装置和滚珠丝杠均设置在同一基准上。
3.根据权利要求1所述的火箭舱段结构微变形检测装置，其特征在于：激光器通过滑块固定在滚珠丝杠上。
4.根据权利要求1所述的火箭舱段结构微变形检测装置，其特征在于：滚珠丝杠由步进电机驱动，圆盘形回转装置径向两侧设置传输带，另一电机驱动传输带运动而使圆盘形回转装置绕自身轴线旋转；激光器通过USB线与另行设置的工控机实现交互通讯，步进电机和圆盘形回转装置电机也采用工控机一体控制。
5.一种火箭舱段结构微变形检测方法，其特征在于采用上述权利要求1-4任一项所述的火箭舱段结构微变形检测装置，当舱段竖直置于圆盘形回转装置上后，圆盘形回转装置运动而带动舱段做圆周运动，激光器开始检测某个高度处激光器到舱段外壁的径距值，一次扫描检测结束后，激光器沿竖向运动设定步长距离，开始采集下一高度处舱段的径距值；由此采集舱段竖向首尾的径向圆周距离数据并根据距离数据计算得到舱段外表的轮廓和舱段表面曲率变化情况。
6.根据权利要求5所述的火箭舱段结构微变形检测方法，其特征在于激光器在每个高度处选取多个特征点采集径距值，然后根据特征点的高度数值、激光器采样率和激光器光电间距仪，计算各特征点坐标；之后，依次沿高度方向采集多组径距值；其后计算出多组径距值与生产标准值U之间的方差σ2，比较方差值σ2和最大安全系数ε，若方差值σ2小于ε,则舱段结构未出现影响航空作业的变形，如超出则认为变形。
7.根据权利要求5或6所述的火箭舱段结构微变形检测方法，其特征在于设某个高度处采集i个特征点的径向圆周距离得到的i个径距值n1、n2、n3、……、ni，i为自然数，依次沿高度方向采集多组径距值；先计算出多组径距值与生产标准值U之间的方差σ2，通过比较σ2与最大安全系数ε来衡量变形，方差σ2计算公式如下：
8.根据权利要求5或6所述的火箭舱段结构微变形检测方法，其特征在于根据舱段表面曲率变化，在舱段的不高度取样点密集程度不同。
9.根据权利要求5或6所述的火箭舱段结构微变形检测方法，其特征在于根据舱段表面的曲率变化，激光器的步长距离不同设置。
10.根据权利要求5或6所述的火箭舱段结构微变形检测方法，其特征在于所述激光器工作温度在0～50°，工作湿度在35％～85％，所述激光器能够根据现场情况自动调节光强，量程可以适应各种型号的舱段，所述激光器能够与所述的工控机实现实时通讯交互，测量数据通过无线数据线传输到所述工控机。
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