CN113804429A - 航天器密封舱在轨压差环境舱内设备精度补偿方法 - Google Patents

航天器密封舱在轨压差环境舱内设备精度补偿方法 Download PDF

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Abstract

本发明公开了航天器密封舱在轨压差环境舱内设备精度补偿装置，包括密封舱舱体与密封舱堵盖，所述密封舱堵盖横向外侧面固定连接有专用透视装置，所述密封舱堵盖横向内侧面固定连接有舱内设备A，所述舱内设备A的精测光路通过专用透视装置且与专用透视装置的轴线平行，所述密封舱舱体纵向一侧面固定连接有舱外设备B，所述密封舱舱体外部分别架设有经纬仪T1，经纬仪T2、经纬仪T3与经纬仪T4。本发明中，根据姿态角的变化，对常压时的舱内设备A测量值进行补偿修正，并通过修正后的值，指挥操作人员对设备A的安装精度进行调整，满足了密封舱舱内设备在轨精度的保证，是现行精测在轨精度补偿的关键技术突破，且操作简单，便于操作。

Description

航天器密封舱在轨压差环境舱内设备精度补偿方法
技术领域
本发明涉及机械结构精度测量技术领域，尤其涉及航天器密封舱在轨压差环境舱内设备精度补偿方法。
背景技术
长寿命航天器如空间站长期留轨时，密封舱内布局了关键的控制设备A，而其它控制敏感器布局在舱外，因为密封舱体在轨运行时舱内、外存在1个大气压的压差环境，为了确保航天器控制分系统更精准的掌握舱内设备A与舱外敏感器在轨的姿态关系，需要发射前提前在地面进行其数据关系注入，而航天器地面环境与在轨环境是存在差异的如密封舱在轨舱内外存在一个大气压差，基于上述情况在地面对设备安装精度测量时，需要模拟在轨航天器压差的工况，对密闭容器舱内充2个大气压，形成内外1个压差与在轨压差环境相近的状态进行测量，由此带来了操作人员及测量设备无法进密闭保压的舱内实施操作的问题。
发明内容
本发明的目的在于：为了解决上述问题，而提出的航天器密封舱在轨压差环境舱内设备精度补偿方法。
为了实现上述目的，本发明采用了如下技术方案：
航天器密封舱在轨压差环境舱内设备精度补偿装置，包括密封舱舱体与密封舱堵盖，所述密封舱堵盖横向外侧面固定连接有专用透视装置，所述密封舱堵盖横向内侧面固定连接有舱内设备A，所述舱内设备A的精测光路通过专用透视装置且与专用透视装置的轴线平行，所述密封舱舱体纵向一侧面固定连接有舱外设备B，所述密封舱舱体外部分别架设有经纬仪T1，经纬仪T2、经纬仪T3与经纬仪T4。
优选地，所述专用透视装置由窗口、密封条及透视精度高的玻璃组成，所述专用透视装置密封漏率不大于5×10-5Pa.m3/S。
优选地，所述专用透视装置的玻璃材质可选K9玻璃或石英玻璃，玻璃均两面镀膜，在入射角为0°、波长范围为400mm至750mm的条件下，玻璃的透过率不小于98％，玻璃两面光学平行差≤±3″，强度承压0.5MPa。
优选地，所述密封舱堵盖开设两个水平正交90°的窗口用于安装专用透视装置。
优选地，所述密封舱舱体外部设置有计算机测试系统，所述计算机测试系统包含与经纬仪T1，经纬仪T2、经纬仪T3及经纬仪T4连接的多路器和经纬仪专用测试软件。
优选地，所述方法包括以下步骤：
步骤一：确认舱内设备A和舱外设备B安装到位并已测力；
步骤二：将专用透视装置安装在密封舱堵盖开口处，将密封舱堵盖安装在密封舱舱体端面上；
步骤三：将密封舱舱体置于水平状态，对舱体进行充气，舱体内外压差保证在1.01MPa±2KPa；
步骤四：连接计算机测试系统，架设经纬仪T1、经纬仪T2分别透过两专用透视装置对舱内设备A基准镜进行准直并互瞄，计算机进行相应的采数；
步骤五：架设经纬仪T3与经纬仪T4准直舱外设备B，并分别与经纬仪T1进行互瞄，计算机进行相应的采数；
步骤六：利用计算机测试系统内的测量软件计算得到舱内设备A与舱外设备B的姿态关系矩阵M；
步骤七：将密封舱舱体放气到常压状态，重复步骤四，步骤五与步骤六，得到放气后舱内设备A与舱外设备B的矩阵关系数据M＇；
步骤八：通过保压与常压两个状态舱内设备A与舱外设备B之间关系的差值对设计的理论值M0进行补偿修正，得到新的理论值M0＇，补偿修正采用直接求差法或固定欧拉角旋转法；
步骤九：常压状态总装人员根据新的理论值关系对舱内设备A进行调整，直至满足设计对舱内设备A的偏差要求范围。
综上所述，由于采用了上述技术方案，本发明的有益效果是：
本申请通过经纬仪透视装置安装到密封舱堵盖上，堵盖与密封舱舱体连接好，并将舱体置于水平位置，将舱内设备A的基准镜光路定位在透视装置中间位置，并使基准镜光路与透视装置平面保持垂直，安装设置地面模拟在轨压差环境状态，通过经纬仪舱外布局，将经纬仪准直光路穿透专用透视装置准直舱内设备A基准镜，并架设经纬仪准直舱外设备B基准镜，通过软件程序测量得到舱内设备A与舱外设备B的姿态关系矩阵，在舱体常压下，再次测量设备A基准镜与舱外设备B基准镜的姿态关系矩阵，由此得到舱体充气保压与常压两种状态下舱内设备A的姿态角变化量，根据该姿态角的变化，对常压时的舱内设备A测量值进行补偿修正，并通过修正后的值，指挥操作人员对设备A的安装精度进行调整直至满足设计要求，满足了密封舱舱内设备在轨精度的保证，是现行精测在轨精度补偿的关键技术突破，且操作简单，便于工作人员操作。
附图说明
图1示出了根据本发明实施例提供的航天器密封舱在轨压差环境舱内设备精度补偿装置整体结构示意图；
图2示出了根据本发明实施例提供的航天器密封舱在轨压差环境舱内设备精度补偿方法步骤示意图。
图例说明：
1、密封舱舱体；2、密封舱堵盖；3、专用透视装置；4、舱内设备A；5、舱外设备B；6、计算机测试系统；7、经纬仪T1；8、经纬仪T2；9、经纬仪T3；10、经纬仪T4。
具体实施方式
下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其它实施例，都属于本发明保护的范围。
请参阅图1-2，本发明提供一种技术方案：
航天器密封舱在轨压差环境舱内设备精度补偿装置，包括密封舱舱体1与密封舱堵盖2，密封舱堵盖2横向外侧面固定连接有专用透视装置3，密封舱堵盖2横向内侧面固定连接有舱内设备A4，舱内设备A4的精测光路通过专用透视装置3且与专用透视装置3的轴线平行，密封舱舱体1纵向一侧面固定连接有舱外设备B5，密封舱舱体1外部分别均匀设置有经纬仪T1(7)，经纬仪T2(8)、经纬仪T3(9)与经纬仪T4(10)。
具体的，如图1所示，专用透视装置3由窗口、密封条及透视精度高的玻璃组成，专用透视装置3密封漏率不大于5×10-5Pa.m3/S。
具体的，如图1所示，专用透视装置3的玻璃材质可选K9玻璃或石英玻璃，玻璃均两面镀膜，在入射角为0°、波长范围为400mm至750mm的条件下，玻璃的透过率不小于98％，玻璃两面光学平行差≤±3″，强度承压0.5MPa。
具体的，如图1所示，密封舱堵盖2开设两个水平正交90°的窗口用于安装专用透视装置3。
具体的，如图1所示，密封舱舱体1外部设置有计算机测试系统6，计算机测试系统6包含与经纬仪T1(7)，经纬仪T2(8)、经纬仪T3(9)及经纬仪T4(10)连接的多路器和经纬仪专用测试软件，多路器用于采集和传输经纬仪数据，经纬仪专用测试软件用于测量数据处理、测量结果显示。
具体的，如图2所示，方法包括以下步骤：
步骤一：确认舱内设备A4和舱外设备B5安装到位并已测力；
步骤二：将专用透视装置3安装在密封舱堵盖2开口处，将密封舱堵盖2安装在密封舱舱体1端面上；
步骤三：将密封舱舱体1置于水平状态，对舱体进行充气，舱体内外压差保证在1.01MPa±2KPa；
步骤四：连接计算机测试系统6，架设经纬仪T1(7)、经纬仪T2(8)分别透过两专用透视装置3对舱内设备A4基准镜进行准直并互瞄，计算机进行相应的采数；
步骤五：架设经纬仪T3(9)与经纬仪T4(10)准直舱外设备B5，并分别与经纬仪T17进行互瞄，计算机进行相应的采数；
步骤六：利用计算机测试系统6内的测量软件计算得到舱内设备A4与舱外设备B5的姿态关系矩阵M；
步骤七：将密封舱舱体1放气到常压状态，重复步骤四，步骤五与步骤六，得到放气后舱内设备A4与舱外设备B5的矩阵关系数据M＇；
步骤八：通过保压与常压两个状态舱内设备A4与舱外设备B5之间关系的差值对设计的理论值M0进行补偿修正，得到新的理论值M0＇，补偿修正采用直接求差法或固定欧拉角旋转法；
步骤九：常压状态总装人员根据新的理论值关系对舱内设备A4进行调整，直至满足设计对舱内设备A4的偏差要求范围。
实施例的上述说明，使本领域专业技术人员能够实现或使用本发明。对这些实施例的多种修改对本领域的专业技术人员来说将是显而易见的，本文中所定义的一般原理可以在不脱离本发明的精神或范围的情况下，在其它实施例中实现。因此，本发明将不会被限制于本文所示的这些实施例，而是要符合与本文所公开的原理和新颖特点相一致的最宽的范围。

Claims (6)

1.航天器密封舱在轨压差环境舱内设备精度补偿装置，包括密封舱舱体（1）与密封舱堵盖（2），其特征在于，所述密封舱堵盖（2）横向外侧面固定连接有专用透视装置（3），所述密封舱堵盖（2）横向内侧面固定连接有舱内设备A（4），所述舱内设备A（4）的精测光路通过专用透视装置（3）且与专用透视装置（3）的轴线平行，所述密封舱舱体（1）纵向一侧面固定连接有舱外设备B（5），所述密封舱舱体（1）外部分别架设有经纬仪T1（7），经纬仪T2（8）、经纬仪T3（9）与经纬仪T4（10）。
2.根据权利要求1所述的航天器密封舱在轨压差环境舱内设备精度补偿装置，其特征在于，所述专用透视装置（3）由窗口、密封条及透视精度高的玻璃组成，所述专用透视装置（3）密封漏率不大于 5×10-5 Pa.m3 /S。
3.根据权利要求1所述的航天器密封舱在轨压差环境舱内设备精度补偿装置，其特征在于，所述专用透视装置（3）的玻璃材质可选K9玻璃或石英玻璃，玻璃均两面镀膜，在入射角为0°、波长范围为400mm至750mm的条件下，玻璃的透过率不小于98％，玻璃两面光学平行差≤±3″，强度承压0.5MPa。
4.根据权利要求1所述的航天器密封舱在轨压差环境舱内设备精度补偿装置，其特征在于，所述密封舱堵盖（2）开设两个水平正交90º的窗口用于安装专用透视装置（3）。
5.根据权利要求1所述的航天器密封舱在轨压差环境舱内设备精度补偿装置，其特征在于，所述密封舱舱体（1）外部设置有计算机测试系统（6），所述计算机测试系统（6）包含与经纬仪T1（7），经纬仪T2（8）、经纬仪T3（9）及经纬仪T4（10）连接的多路器和经纬仪专用测试软件。
6.航天器密封舱在轨压差环境舱内设备精度补偿方法，其特征在于，所述方法包括以下步骤：
步骤一：确认舱内设备A（4）和舱外设备B（5）安装到位并已测力；
步骤二：将专用透视装置（3）安装在密封舱堵盖（2）开口处，将密封舱堵盖（2）安装在密封舱舱体（1）端面上；
步骤三：将密封舱舱体（1）置于水平状态，对舱体进行充气，舱体内外压差保证在1.01MPa±2KPa；
步骤四：连接计算机测试系统（6），架设经纬仪T1（7）、经纬仪T2（8）分别透过两专用透视装置（3）对舱内设备A（4）基准镜进行准直并互瞄，计算机进行相应的采数；
步骤五：架设经纬仪T3（9）与经纬仪T4（10）准直舱外设备B（5），并分别与经纬仪T1（7）进行互瞄，计算机进行相应的采数；
步骤六：利用计算机测试系统（6）内的测量软件计算得到舱内设备A（4）与舱外设备B（5）的姿态关系矩阵M；
步骤七：将密封舱舱体（1）放气到常压状态，重复步骤四，步骤五与步骤六，得到放气后舱内设备A（4）与舱外设备B（5）的矩阵关系数据M＇；
步骤八：通过保压与常压两个状态舱内设备A（4）与舱外设备B（5）之间关系的差值对设计的理论值M0进行补偿修正，得到新的理论值M0＇，补偿修正采用直接求差法或固定欧拉角旋转法；
步骤九：常压状态总装人员根据新的理论值关系对舱内设备A（4）进行调整，直至满足设计对舱内设备A（4）的偏差要求范围。
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