CN111645886B - 一种异形结构航天器密封舱遭受空间碎片撞击监测方法 - Google Patents

一种异形结构航天器密封舱遭受空间碎片撞击监测方法 Download PDF

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Abstract

一种异形结构航天器密封舱遭受空间碎片撞击监测方法，利用空间碎片撞击密封舱所产生的声发射信号和密封舱内气压下降速率进行撞击事件感知、定位以及密封舱是否被空间碎片击穿判断，能够满足异形结构航天器密封舱的在轨状态监测需求，属于航天器结构健康监测领域。本发明通过声发射信号的频谱特征判断撞击是否为空间碎片超高速撞击事件，通过基于样本的区域定位算法，确定撞击位置，并结合密封舱内气压下降速率判断密封舱是否被空间碎片击穿，从而实现对异形结构航天器密封舱遭受空间碎片撞击事件的三级监测。

Description

一种异形结构航天器密封舱遭受空间碎片撞击监测方法
技术领域
本发明涉及一种异形结构航天器密封舱遭受空间碎片撞击监测方法，利用 空间碎片撞击密封舱所产生的声发射信号和密封舱内气压下降速率进行撞击事 件感知、定位以及密封舱是否被击穿监测，能够满足航天器密封舱异形结构的 在轨状态监测需求，属于航天器结构健康监测领域。
背景技术
随着人类航天活动的不断发展，空间碎片环境持续恶化，给长寿命载人航 天器的在轨运行安全造成了极大威胁，给航天员的在轨生命安全带来威胁，航 天器密封舱结构的在轨状态监测需求日益迫切。
航天器遭受空间碎片撞击的监测技术主要包括声发射技术、加速度测量技 术、热成像技术、光纤传感技术、电阻膜技术、电磁波发射技术和光学相机表 面检测技术等。综合考虑空间环境适应性、系统集成性、技术成熟度和经济性 等因素，声发射技术的综合性能表现最优，成为航天器结构健康监测领域的研 究热点。
目前，国内外基于声发射技术的撞击监测方法仅适用于简单工程结构，例 如平板结构或圆柱壳结构，不能满足真实航天器异形结构(壁厚非均匀、具有 舱门或舷窗、外包络为锥面、球面或柱面的组合)的撞击监测需求。
发明内容
本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供了一种异形结构航 天器密封舱遭受空间碎片撞击监测方法，通过声发射信号的频谱特征判断撞击 是否为空间碎片超高速撞击事件，通过基于样本的区域定位算法，确定撞击位 置，并结合密封舱内气压下降速率判断密封舱是否被空间碎片击穿，从而实现 对航天器密封舱异形结构遭受空间碎片撞击事件的全面监测。
本发明的技术解决方案是：一种异形结构航天器密封舱遭受空间碎片撞击 监测方法，包括如下步骤：
S1，航天器发射前，将异形结构航天器密封舱划分为数个异形舱段，并对 每个异形舱段划分若干个网格，对与每个异形舱段相同厚度的模拟件分别进行 的超高速撞击实验，以及将所有异形舱段装配后对每个网格进行塑料弹丸低速 撞击实验，获得空间碎片撞击航天器密封舱不同异形舱段的频域感知判断准则 和整舱状态下撞击定位的触发时刻基础样本；每个异形舱段上设有若干超声传 感器，用于记录撞击事件的触发时刻；
S2，航天器入轨并发生撞击事件后，根据最先触发的三个超声传感器判断 撞击事件发生的异形舱段，并对最先触发的传感器信号进行频域分析，结合所 述频域感知判断准则判断本次撞击事件是否为空间碎片超高速撞击事件；若是， 则进入S3；否则，结束；
S3，将撞击事件发生的异形舱段的所有超声传感器的触发时刻减去所有超 声传感器记录的触发时刻中的最小值，获得触发时刻时间序列；
S4，计算所述触发时刻时间序列到该异形舱段每个触发时刻基础样本的距 离，并选择距离最小的触发时刻基础样本对应的网格位置作为空间碎片撞击定 位结果，对航天员进行提示，并下传地面控制人员；
S5，对航天器密封舱内气压和温度数据进行实时监测，并将气压和温度数 据转换为参考温度下的气压数据，依次对预设个数的气压数据进行平均获得其 平均值，连续存储w个平均值作为平均气压数据；
S6，用最新一次的平均压强数据分别减去前w-1次平均压强数据，得到 w-1个压降量，分别判断w-1个压降量是否大于航天器密封舱击穿判据值；若 存在至少一个压降量大于航天器密封舱击穿判据值，则用该压降量除以对应时 间间隔，得到该时间间隔内的压降速率，并取所有压降速率的最大幅值作为监 测结果进行航天器密封舱击穿报警；否则，则进入S7；
S7，更新航天器密封舱内气压和温度数据，重复S5～S7。
进一步地，通过超高速撞击实验获得不同异形舱段的频域感知判断准则的 方法包括如下步骤：通过超声传感器采集撞击产生的声发射信号，并对声发射 信号进行傅里叶变换获得频域信号，获得幅值连续高于预设的感知阈值的最宽 频带，将该最宽频带作为该异形舱段的频域感知判断准则。
进一步地，所述感知阈值为预设频率以上高频噪声平均值的n倍，所述n 为2至5之间的实数。
进一步地，所述预设频率为2MHz。
进一步地，触发时刻基础样本通过塑料弹丸低速撞击异形结构航天器密封 舱实验获得触发时刻基础样本的方法包括如下步骤：对异形舱段的每个网格进 行塑料弹丸低速撞击实验，通过舱体内壁的超声传感器记录触发时刻。将异形 舱段所有超声传感器的触发时刻减去所有触发时刻中的最小值，获得触发时刻 基础样本[t1，t2，t3，...tm]，m为异形舱段超声传感器的个数；遍历每个异形舱 段，获得每个异形舱段对应的触发时刻基础样本；所述网格为四边形或三角形， 其边长介于100mm至300mm之间；塑料弹丸直径5～6mm，塑料弹丸质量为 0.2～0.3g，撞击速度为80～120m/s。
进一步地，所述触发时刻时间序列到该异形舱段每个触发时刻基础样本的 距离为
Figure BDA0002446240180000031
其中j依次取1至k之间的正整数，k为该异形舱 段的触发时刻基础样本个数，qi为加权系数，i为按时间先后排序的超声传感器 触发时刻序号。
进一步地，所述参考温度下的气压数据为
Figure BDA0002446240180000032
其中Ti和Pi为 实时监测的温度和气压，单位分别为℃和Pa，T0＝23℃为参考温度。
进一步地，所述压降速率为
Figure BDA0002446240180000033
其中Δt为对预设个数 气压数据进行平均所对应的时间长度，pw和pi分别为最新一次的平均压强数据 和前i次平均压强数据。
进一步地，所述航天器密封舱击穿判据值为
Figure BDA0002446240180000041
其中，Pe为压力传感器测量精度，Te为温度传感器测量精度，T0＝23℃，P0为标 准大气压，Pn为密封舱内正常工作状态下一段时间内的压力下降最大值。
进一步地，所述异形结构航天器密封舱的材料为铝合金，所述超声传感器 为奥林巴斯V182型传感器。
本发明与现有技术相比的优点在于：
(1)本发明克服了现有基于几何方法的撞击定位技术不适用于异形结构航 天器密封舱的问题，可以实现非均匀壁厚、含舱门或舷窗、外包络为锥面、球 面和柱面组合的异形结构撞击定位，并且通过了空间站密封舱地面定位试验验 证。
(2)本发明提出的频域感知方法，其感知频带为高频范围，与密封舱内的 正常工作噪声低频噪声相比，存在较大差异，因此可以有效区分空间碎片超高 速撞击密封舱和密封舱内正常工作噪声，并且通过了空间站密封舱地面噪声试 验验证。
(3)本发明提出的基于塑料弹丸低速撞击密封舱的地面实验方法及其参数 范围，可以充分获得在轨撞击定位所需的触发时刻基础样本，具有撞击定位精 度高和对金属密封舱不会产生结构损伤破坏的优势，并且通过了空间站密封舱 地面定位试验验证。
附图说明
图1为本发明定位系统的组成原理框图；
图2为本发明传感器采集的撞击信号频域图，横轴为频率，纵轴为电压；
图3为本发明区域定位方法流程图。
具体实施方式
下面结合说明书附图和具体实施方式对本发明进行进一步解释和说明。
一种异形结构航天器密封舱遭受空间碎片撞击监测方法，包括如下步骤：
(a)在地面，将航天器密封舱异形结构分为数个异形舱段，对每个舱段分 别进行后续两个步骤；
(b)在地面，进行异形舱段结构局部试验件的超高速撞击试验，通过超声 传感器采集撞击产生的声发射信号，对声发射信号进行傅里叶变化，获得幅值 恒高于2MHz以上部分平均幅值n倍的频谱分布[f1,f2]，将其作为空间碎片撞 击异形结构的判断准则，n的取值一般在2至5之间；
(c)在地面，进行航天器异形舱段结构的低速撞击试验，在该舱段外表面 划分k个网格，编号1～k，分别对每个网格进行塑料弹丸低速撞击试验，采用 低速撞击试验的原因是其最快波速与超高速撞击一致，且不会造成舱体破坏。 通过该舱段舱体内壁的m个超声传感器记录触发时刻,将所有触发时刻减去m 个触发时刻中的最小值，获得一个触发时刻基础样本[t1,t2,t3,...tm]；由k个基础 样本，编号1～k，组成该舱段完整的触发时刻基础样本；
(d)在轨,根据最先触发的3个传感器编号判断撞击事件发生的舱段；
(e)在轨,对最先触发传感器信号进行频域分析是否为空间碎片撞击事件， 若是则进行后续步骤，若否则终止；
(f)在轨，将该舱段所有传感器触发时刻减去m个触发时刻中的最小值， 获得一个时间序列[T1,T2,T3,...Tm]；
(g)计算T到该舱段每个基础样本的距离
Figure BDA0002446240180000051
其中j依次 取1至k之间的正整数，qi为加权系数，i为按时间先后排序的超声传感器触发 时刻序号；
(h)选择距离最小样本编号，作为空间碎片撞击定位结果，对航天员进行 提示，并下传地面控制人员；
(i)对密封舱内气压和温度数据进行监测，将其转换为参考温度下的气压 数列
Figure BDA0002446240180000052
其中Ti和Pi为实时监测的温度和气压，单位分别为℃和 Pa，T0＝23℃为参考温度，对每q个数据进行平均获得一个平均值，连续存储w个平均值,作为平均压强队列；
(j)用最新一次的平均压强分别减去前w-1次平均压强，得到w-1个压降 量；
(k)分别判断w-1个压降量是否大于压降量判据值Pc，若是，则用该压 降量除以对应时间间隔，得到压降速率压降速率为
Figure BDA0002446240180000061
其中 Δt为对预设个数气压数据进行平均所对应的时间长度，pw和pi分别为最新一 次的平均压强数据和前i次平均压强数据，并取所有压降速率的最大值作为监 测结果，进行泄漏报警；若非，则进行下一步；
(l)更新压强和温度数据，重复步骤(i～k)。
实施例
如图1所示，为本发明定位系统的组成原理框图，本发明异形结构航天器 密封舱主要包括面超声传感器1、数据传输线2、电荷放大器3和数据处理单 元4，图中5为航天器密封舱。超声传感器1通过胶接固定在航天器密封舱5 的内表面，多个超声传感器1组成传感器阵列(例如，任意最近邻传感器间距 小于3m)，经数据传输线2与电荷放大器3连接，电荷放大器3经数据传输线 2与数据处理单元4连接。
该密封舱由4个舱段组成，分别为球段、前锥段、柱段和后锥段，其舱壁 厚度分别为2～3mm，2～5mm，2～3mm，2～5mm，舱壁外侧有四边形网格筋， 网格尺寸为200mm×200mm，筋的宽度为2mm，筋的高度为5mm，其中球 段和柱段含有舱门，舱门安装框局部加厚为10mm，柱段舱壁有多处电缆孔， 所有舱段外侧均安装有支架结构和有效载荷。超声传感器1需要具备宽频采集 能力，本实施例选取奥林巴斯的V182型号。数据传输线2采用BNC-Microdot同轴电缆、电荷放大器3采用Olympus公司的5660B设备，数据处理单元4 采用NationalInstruments公司的PXI-5105和PXIe-8840设备。航天器结构5 为网格加筋铝合金密封舱。
当航天器发生空间碎片撞击事件时，撞击导致的声发射信号在航天器壳体 内传播形成Lamb波，在航天器壳体内传播至各个超声传感器1，超声传感器1 能够在20kHz～2MHz频率范围内将Lamb波转化为电信号，数据处理单元4 根据超声传感器1采集到信号，进行超高速撞击事件判别，若是则进行区域定 位，得到撞击位置。泄漏监测算法，对压力和温度传感器采集到的数据进行处 理，获得压降速率，若一段时间内的压降量大于判据值，则计算该压降速率， 作为监测结果，进行泄漏报警。
图2为本发明传感器采集的撞击信号频域图，是电压随频率的分布曲线。
数据处理单元4根据采集信号进行定位的原理如图3所示，具体包括：
(a)在地面，将航天器异形密封舱结构分为4个异形舱段，每个异形舱段 的特征尺寸在1m至5m之间，对每个舱段分别进行后续两个步骤；
(b)在地面，进行异形舱段结构局部试验件的超高速撞击试验，通过超声 传感器采集撞击产生的声发射信号，对声发射信号进行傅里叶变化，获得幅值 恒高于2MHz以上部分平均幅值3倍的频谱分布[500kHz,800kHz]、 [550kHz,900kHz]、[450kHz,800kHz]、[550kHz,900kHz]，将其作为空间碎片 撞击4个异形结构的判断准则；
(c)在地面，进行航天器异形舱段结构的低速撞击试验，在每个舱段外表 面划分100个网格，编号1～100，分别对每个网格进行塑料弹丸低速撞击试验， 采用低速撞击试验的原因是其最快波速与超高速撞击一致，且不会造成舱体破 坏。通过该舱段内壁的6个超声传感器记录触发时刻,将所有触发时刻减去6个 触发时刻中的最小值，获得一个触发时刻基础样本[t1,t2,t3,...t6]；由100个基础 样本，编号1～100，组成该舱段完整的触发时刻基础样本；
(d)在轨,根据最先触发的3个传感器编号判断撞击事件发生的舱段；
(e)在轨,对最先触发传感器信号进行频域分析是否为空间碎片撞击事件， 若是则进行后续步骤，若否则终止；
(f)在轨，将该舱段所有传感器触发时刻减去6个触发时刻中的最小值， 获得一个时间序列[T1,T2,T3,...T6]；
(g)计算T到该舱段每个基础样本的距离；所述触发时刻时间序列到该 异形舱段每个触发时刻基础样本的距离为
Figure BDA0002446240180000081
其中j依次取1 至k之间的正整数，k为该异形舱段的触发时刻基础样本个数，qi为加权系数 根据触发时刻先后顺序，越靠后的超声传感器所得到的触发时差对应的权重越 小，权重具体数值由地面实验标定；
(h)选择距离最小样本编号，作为空间碎片撞击定位结果，对航天员进行 提示，并下传地面控制人员；
(i)对密封舱内气压和温度数据进行监测，将其转换为参考温度下的气压 数列，对每10个数据进行平均获得一个平均值，连续存储5000个平均值,作 为平均压强队列；
(j)用最新一次的平均压强分别减去前4999次平均压强，得到4999个 压降量；
(k)根据压力和温度测量精度300Pa和0.5℃，以及密封舱内正常工作状 态下4小时内的压力下降最大值400Pa，计算得到压降量判据值应满足
Figure BDA0002446240180000082
这里取Pc＝500Pa，分别判断4999个 压降量是否大于压降量判据值500Pa，若是，则用该压降量除以对应时间间隔， 得到压降速率，并取所有压降速率的最大值作为监测结果，进行泄漏报警；若 非，则进行下一步；
(l)更新压强和温度数据，重复步骤(i～k)。
本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。

Claims (10)

1.一种异形结构航天器密封舱遭受空间碎片撞击监测方法，其特征在于，包括如下步骤：
S1，航天器发射前，将异形结构航天器密封舱划分为数个异形舱段，并对每个异形舱段划分若干个网格，对与每个异形舱段相同厚度的模拟件分别进行的超高速撞击实验，以及将所有异形舱段装配后对每个网格进行塑料弹丸低速撞击实验，获得空间碎片撞击航天器密封舱不同异形舱段的频域感知判断准则和整舱状态下撞击定位的触发时刻基础样本；每个异形舱段上设有若干超声传感器，用于记录撞击事件的触发时刻；
S2，航天器入轨并发生撞击事件后，根据最先触发的三个超声传感器判断撞击事件发生的异形舱段，并对最先触发的传感器信号进行频域分析，结合所述频域感知判断准则判断本次撞击事件是否为空间碎片超高速撞击事件；若是，则进入S3；否则，结束；
S3，将撞击事件发生的异形舱段的所有超声传感器的触发时刻减去所有超声传感器记录的触发时刻中的最小值，获得触发时刻时间序列；
S4，计算所述触发时刻时间序列到该异形舱段每个触发时刻基础样本的距离，并选择距离最小的触发时刻基础样本对应的网格位置作为空间碎片撞击定位结果，对航天员进行提示，并下传地面控制人员；
S5，对航天器密封舱内气压和温度数据进行实时监测，并将气压和温度数据转换为参考温度下的气压数据，依次对预设个数的气压数据进行平均获得其平均值，连续存储w个平均值作为平均气压数据；
S6，用最新一次的平均压强数据分别减去前w-1次平均压强数据，得到w-1个压降量，分别判断w-1个压降量是否大于航天器密封舱击穿判据值；若存在至少一个压降量大于航天器密封舱击穿判据值，则用该压降量除以对应时间间隔，得到该时间间隔内的压降速率，并取所有压降速率的最大幅值作为监测结果进行航天器密封舱击穿报警；否则，则进入S7；
S7，更新航天器密封舱内气压和温度数据，重复S5～S7。
2.根据权利要求1所述的一种异形结构航天器密封舱遭受空间碎片撞击监测方法，其特征在于，通过超高速撞击实验获得不同异形舱段的频域感知判断准则的方法包括如下步骤：通过超声传感器采集撞击产生的声发射信号，并对声发射信号进行傅里叶变换获得频域信号，获得幅值连续高于预设的感知阈值的最宽频带，将该最宽频带作为该异形舱段的频域感知判断准则。
3.根据权利要求2所述的一种异形结构航天器密封舱遭受空间碎片撞击监测方法，其特征在于：所述感知阈值为预设频率以上高频噪声平均值的n倍，所述n为2至5之间的实数。
4.根据权利要求3所述的一种异形结构航天器密封舱遭受空间碎片撞击监测方法，其特征在于：所述预设频率为2MHz。
5.根据权利要求1所述的一种异形结构航天器密封舱遭受空间碎片撞击监测方法，其特征在于，触发时刻基础样本通过塑料弹丸低速撞击异形结构航天器密封舱实验获得触发时刻基础样本的方法包括如下步骤：对异形舱段的每个网格进行塑料弹丸低速撞击实验，通过舱体内壁的超声传感器记录触发时刻， 将异形舱段所有超声传感器的触发时刻减去所有触发时刻中的最小值，获得触发时刻基础样本[t1，t2，t3，...tm]，m为异形舱段超声传感器的个数；遍历每个异形舱段，获得每个异形舱段对应的触发时刻基础样本；所述网格为四边形或三角形，其边长介于100mm至300mm之间；塑料弹丸直径5～6mm，塑料弹丸质量为0.2～0.3g，撞击速度为80～120m/s。
6.根据权利要求1所述的一种异形结构航天器密封舱遭受空间碎片撞击监测方法，其特征在于：所述触发时刻时间序列到该异形舱段每个触发时刻基础样本的距离为
Figure FDA0002446240170000021
其中j依次取1至k之间的正整数，k为该异形舱段的触发时刻基础样本个数，qi为加权系数，i为按时间先后排序的超声传感器触发时刻序号。
7.根据权利要求1所述的一种异形结构航天器密封舱遭受空间碎片撞击监测方法，其特征在于：所述参考温度下的气压数据为
Figure FDA0002446240170000031
其中Ti和Pi为实时监测的温度和气压，单位分别为℃和Pa，T0＝23℃为参考温度。
8.根据权利要求1所述的一种异形结构航天器密封舱遭受空间碎片撞击监测方法，其特征在于：所述压降速率为
Figure FDA0002446240170000032
其中Δt为对预设个数气压数据进行平均所对应的时间长度，pw和pi分别为最新一次的平均压强数据和前i次平均压强数据。
9.根据权利要求1所述的一种异形结构航天器密封舱遭受空间碎片撞击监测方法，其特征在于：所述航天器密封舱击穿判据值为
Figure FDA0002446240170000033
其中，Pe为压力传感器测量精度，Te为温度传感器测量精度，T0＝23℃，P0为标准大气压，Pn为密封舱内正常工作状态下一段时间内的压力下降最大值。
10.根据权利要求1所述的一种异形结构航天器密封舱遭受空间碎片撞击监测方法，其特征在于：所述异形结构航天器密封舱的材料为铝合金，所述超声传感器为奥林巴斯V182型传感器。
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