CN112284279B - 一种高精度航天器结构尺寸变形测量方法 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种高精度航天器结构尺寸变形测量方法，涉及航天精密测量技术领域，采用循环加载的方式进行高精度的变形测量，模拟了航天器在轨的真实压力和温度环境，通过变形时域信号预处理及频谱变换的方式剔除测量系统误差，有效提高结构尺寸变形测量的精度。

Description

一种高精度航天器结构尺寸变形测量方法
技术领域
本发明涉及航天精密测量技术领域，具体涉及一种高精度航天器结构尺寸变形测量方法。
背景技术
尺寸稳定性是指结构在外界环境作用下保持自身形状和尺寸的能力，为保障高分辨率航天器工作主载荷在轨工作正常，对结构尺寸稳定性要求越来越高。以地球重力场探测卫星为例，航天器在轨工作期间对结构提出了微米级的变形控制要求。
按照航天器研制流程，为验证产品设计，需对设计指标进行地面试验验证。考虑航天器结构复杂，现有的测量方法均为在大气环境中施加温度梯度台阶的方式进行准静态测量，若直接应用在微米级热变形测量则存在如下问题：
(1)高精度变形通常使用光学传感器进行测量，而温度变化会改变空气折射率，干扰传感器测量结果，即大气环境中进行热变形测量，传感器往往无法达到其标称的精度；
(2)地面测量系统不可避免存在漂移现象，包括传感器的时漂及工装在重力作用下的缓慢变形，而热变形测量持续时间往往较长，使用温度梯度载荷进行准静态测量，会在测量结果中叠加系统时漂误差，这种误差无法剔除且随测量时间增加误差持续增大；
(3)航天器在轨的温度分布是随轨道周期变化的，使用温度梯度进行准静态测量与航天器在轨的真实环境有所差异；
(4)高精度航天器稳定性指标通常以频域的形式提出，使用温度梯度台阶法进行变形测量无法反应航天器结构的动态特性，不能对设计指标进行直接验证。
发明内容
有鉴于此，本发明提供了一种高精度航天器结构尺寸变形测量方法，采用循环加载的方式进行高精度的变形测量，模拟了航天器在轨的真实压力和温度环境，通过变形时域信号预处理及频谱变换的方式剔除测量系统误差，有效提高结构尺寸变形测量的精度。
本发明的技术方案为：一种高精度航天器结构尺寸变形测量方法，包括以下步骤：
步骤一、在航天器上搭建变形测量系统；
步骤二、将变形测量系统随航天器送入真空罐，并对真空罐抽真空，以建立真空环境；
步骤三、当真空罐内压力稳定后，使变形测量系统在设定的温度下随整星静置T时间，期间变形测量系统对航天器结构尺寸变形进行测量，并记录变形测量系统的漂移规律；
步骤四、对漂移规律进行拟合，解析得到变形测量系统的漂移修正函数dE(t)；
步骤五、真空罐建立低温环境，并通过热控设备模拟航天器在轨的温度场分布及变化，期间变形测量系统对航天器结构尺寸变形进行持续、动态变形测量，获取两个以上轨道周期对应的原始变形测量值d0(t)；
步骤六、基于原始变形测量值d0(t)，拟合漂移修正函数dE(t)中的待定系数；对原始变形测量值d0(t)进行预处理，剔除系统漂移项dE(t)，得到航天器两个以上轨道周期对应的实际变形时域信号dR(t)；
步骤七、对变形时域信号dR(t)进行离散傅里叶变换，提取航天器对应轨道频率下的变形幅值，从而获得航天器的结构尺寸变形量。
优选地，所述变形测量系统包括：传感器固定工装和光学位移传感器，光学位移传感器通过传感器固定工装安装在航天器上。
优选地，所述步骤四中漂移修正函数dE(t)使用多项式函数描述为：
dE(t)＝∑ai·ti(i≥0)
其中，i为修正函数阶数，由变形测量系统的漂移规律确定；t为静置时间T中的任意时长；ai为待定系数，其由循环温度下的实际变形结果拟合而得。
优选地，所述步骤五中的低温环境温度根据卫星轨道的实际温度确定。
优选地，所述光学位移传感器的采样频域fS大于十倍的轨道频率fO。
优选地，对原始变形测量值d0(t)进行截取，用于提高所述步骤七中离散傅里叶变换的计算精度；其中，所截取的样本数量N对应k个完整的信号周期，即：
Figure BDA0002692271470000021
式中，k为正整数。
优选地，k≥4。
有益效果：
1、本发明的变形测量方法，采用循环加载的方式进行高精度的变形测量，使用真空罐模拟航天器在轨的真实压力和温度环境，通过变形时域信号预处理及频谱变换的方式剔除测量系统误差(即系统漂移项)，有效提高航天器结构尺寸变形测量的精度。
2、本发明的变形测量方法可随航天器热平衡试验同时开展，无需单独进行，实现了亚微米精度的变形测量，有力支撑了型号的研制任务，有效降低了航天器的研制成本，获得了良好的生产科研效益。
附图说明
图1为本发明变形测量方法的流程图。
图2为变形测量系统的一个实施例。
图3为实施例2中激光位移传感器测得的原始变形量的时域信号图。
图4为实施例2中修正后变形时域信号图。
图5为图4中变形时域信号图对应的变形频域信号图。
具体实施方式
下面结合附图并举实施例，对本发明进行详细描述。
实施例1：
本实施例提供了一种高精度航天器结构尺寸变形测量方法，采用循环加载的方式进行高精度的变形测量，模拟了航天器在轨的真实压力和温度环境，通过变形时域信号预处理及频谱变换的方式剔除测量系统误差，有效提高结构尺寸变形测量的精度。
如图1所示，该变形测量方法包括以下步骤：
步骤一、搭建变形测量系统；
变形测量系统包括：传感器固定工装和高精度的光学位移传感器(如激光位移传感器)，光学位移传感器通过传感器固定工装安装在航天器上，从而形成变形测量系统；
为实现高精度测量，高精度的光学位移传感器的标称精度需满足测量目标变形量对测量精度的要求；传感器固定工装应使用低膨胀系数(低膨胀系数推荐使用小于1×10-6/℃)的材料，以排除温度环境对变形测量系统的影响；
步骤二、将变形测量系统随航天器送入真空罐，并对真空罐抽真空，以建立真空环境(低于6.67×10-6Pa)；
其中，真空罐抽真空用于模拟航天器在轨的真实压力环境，同时消除空气温度变化对光学传感器测量精度的影响；
步骤三、当真空罐内压力稳定后，使变形测量系统在设定的温度下随整星静置T时间，期间变形测量系统对航天器结构尺寸变形进行自测，并记录变形测量系统的漂移规律；
步骤四、对漂移规律进行拟合，从而解析得到变形测量系统的漂移修正函数dE(t)；
使用多项式函数描述漂移修正函数，即：
dE(t)＝∑ai·ti(i≥0)
其中，i为修正函数阶数，由变形测量系统的漂移规律确定；t为静置T时间中的任意时长；ai为待定系数，其由循环温度(即航天器热平衡试验温度，对应的是航天器在轨的工作温度)下的实际变形结果拟合而得；
同时，静置时间T应大于预设的变形测量试验时间；
步骤五、真空罐建立低温环境，并通过热控设备模拟航天器在轨的温度场分布及变化，期间变形测量系统对航天器结构尺寸变形进行持续、动态变形测量，光学位移传感器获取两个以上轨道周期对应的原始变形测量值d0(t)；
其中，低温环境的温度根据卫星轨道的实际温度确定；为提高频谱变换精度，光学位移传感器的采样频域fS应大于十倍的轨道频率fO，即：
fS>10fO；
步骤六、基于原始变形测量值d0(t)，拟合漂移修正函数dE(t)的待定系数ai；对原始变形测量值d0(t)进行预处理，剔除系统漂移项dE(t)，得到航天器两个以上轨道周期对应的实际变形时域信号dR(t)，即：
dR(t)＝d0(t)-dE(t)
步骤七、对变形时域信号dR(t)进行离散傅里叶变换，提取航天器对应轨道频率下的变形幅值，从而获得航天器的结构尺寸变形量；
为提高离散傅里叶变换的计算精度，对原始变形测量值d0(t)进行截取，所截取的样本数量N需对应k个完整的信号周期，即：
Figure BDA0002692271470000041
式中，k为正整数且优选k≥4，使计算误差小于10％；
样本截取后按离散格式进行傅里叶变换，即：
Figure BDA0002692271470000051
按照轨道频率fO，有：
Figure BDA0002692271470000052
即可提取对应轨道频率下的变形幅值
Figure BDA0002692271470000053
实施例2：
步骤一、基于激光位移传感器及低膨胀的石英工装搭建变形测量系统；
如图2所示，将两个激光位移传感器通过石英杆工装架设在航天器结构板之上，使两个激光位移传感器分别与航天器结构板两端的靶标相对；
步骤二、在真空罐中进行变形测量试验，其中，控制真空罐的压力小于1E-2Pa；
步骤三、变形测量系统随航天器在真空罐中进行预试验，试验时间10小时，期间变形测量系统持续工作，所测结果即为变形测量系统的漂移规律，该漂移规律单调漂移且呈收敛趋势，采用二次函数拟合该漂移规律，二次函数的形式为：
dE(t)＝a2·t2+a1·t+a0
步骤四、真空罐充液氮建立低温环境，航天器使用加热灯阵及内贴加热片的形式模拟在轨热源，得到航天器在轨的温度场分布及变化，变温期间变形测量系统持续测量，如图3所示，记录激光位移传感器测量的原始变形测量值d0(t)；
步骤五、拟合获取漂移修正系数，剔除系统漂移项dE(t)，如图4所示，得到航天器的结构变形实际时域信号；
步骤六、使用矩形窗对修正后变形时域信号进行离散傅里叶变换，如图5所示，得到航天器的结构变形频域信号；
步骤七、根据轨道频率，得到该轨道频率对应的变形幅值为1.773um。
综上所述，以上仅为本发明的较佳实施例而已，并非用于限定本发明的保护范围。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (7)

1.一种高精度航天器结构尺寸变形测量方法，其特征在于，包括以下步骤：
步骤一、在航天器上搭建变形测量系统；
步骤二、将变形测量系统随航天器送入真空罐，并对真空罐抽真空，以建立真空环境；
步骤三、当真空罐内压力稳定后，使变形测量系统在设定的温度下随整星静置T时间，期间变形测量系统对航天器结构尺寸变形进行测量，并记录变形测量系统的漂移规律；
步骤四、对漂移规律进行拟合，解析得到变形测量系统的漂移修正函数dE(t)；
步骤五、真空罐建立低温环境，并通过热控设备模拟航天器在轨的温度场分布及变化，期间变形测量系统对航天器结构尺寸变形进行持续、动态变形测量，获取两个以上轨道周期对应的原始变形测量值d0(t)；
步骤六、基于原始变形测量值d0(t)，拟合漂移修正函数dE(t)中的待定系数；对原始变形测量值d0(t)进行预处理，剔除系统漂移项dE(t)，得到航天器两个以上轨道周期对应的实际变形时域信号dR(t)；
步骤七、对变形时域信号dR(t)进行离散傅里叶变换，提取航天器对应轨道频率下的变形幅值，从而获得航天器的结构尺寸变形量。
2.如权利要求1所述的高精度航天器结构尺寸变形测量方法，其特征在于，所述变形测量系统包括：传感器固定工装和光学位移传感器，光学位移传感器通过传感器固定工装安装在航天器上。
3.如权利要求1所述的高精度航天器结构尺寸变形测量方法，其特征在于，所述步骤四中漂移修正函数dE(t)使用多项式函数描述为：
dE(t)＝∑ai·ti
其中，i为修正函数阶数，由变形测量系统的漂移规律确定；t为静置时间T中的任意时长；ai为待定系数，其由循环温度下的实际变形结果拟合而得。
4.如权利要求1所述的高精度航天器结构尺寸变形测量方法，其特征在于，所述步骤五中的低温环境温度根据卫星轨道的实际温度确定。
5.如权利要求2所述的高精度航天器结构尺寸变形测量方法，其特征在于，所述光学位移传感器的采样频域fS大于十倍的轨道频率fO。
6.如权利要求1所述的高精度航天器结构尺寸变形测量方法，其特征在于，对原始变形测量值d0(t)进行截取，用于提高所述步骤七中离散傅里叶变换的计算精度；其中，所截取的样本数量N对应k个完整的信号周期，即：
Figure FDA0003516434480000021
式中，k为正整数，fS为光学位移传感器的采样频域，fO为轨道频率。
7.如权利要求6所述的高精度航天器结构尺寸变形测量方法，其特征在于，k≥4。
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