CN113970298A - 一种基于fbg的大型航天柔性结构的整体变形检测方法 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种基于FBG的大型航天柔性结构的整体变形检测方法，其目的在于对大型航天柔性结构某桁架在受到外力或者控制力时发生的情况进行整体的变形监测。方法包括：将桁架一端固定在地面上，另一端为自由端，桁架底部通过气浮台充气使其处于微低重力平衡状态，保证其只在水平方向上产生位移。将推拉力计夹具固定在自由端，使用推拉力计夹具对待测桁架施加水平力使桁架在水平方向产生变形，将光纤光栅应变传感器敷设在待测桁架表面，用分段低次插值的方法将光纤光栅应变传感器检测到的应变变化计算得到桁架变形的挠曲度曲线，用来测量桁架的变形量，将激光测微计测得的桁架左右位移作为桁架变形量的真值对光纤光栅应变传感器测得的变形数据进行验证。本发明主要用于结构健康监测领域，相比于以前的方法，本发明具有操作简单，测量精度高，测量范围广，可靠性好和能够长期稳定工作的优点。
Description
技术领域
本发明涉及一种基于FBG的大型航天柔性结构的整体变形检测方法，属于结构健康检测领域。
背景技术
随着空间技术的高速发展，日益复杂的在轨任务对卫星性能提出了更高的要求，高精度、高稳定的姿态控制系统是卫星顺利完成复杂空间任务的重要保障。但由于卫星向着轻薄化、多结构、大型化的方向不断发展，很多卫星均采用了大型、轻质且有一定柔性的折展式桁架作为连接结构。而复杂的空间环境对卫星桁架的可靠性和安全性提出了要求。在气动力，惯性力等非均匀力的作用下，导致桁架产生变形，这些变形直接影响卫星的飞行状态。因此，需要针对类似大型结构件的变形提供监测方法。
变形传感器是一种可及时直接或间接的探知物体变形信息，将信息传递到控制器或者直接报警的传感器，为监测结构件变形、及时采取相应措施对结构件进行姿态控制提供依据。传统上航空航天状态监测系统的信息来源都是热电偶、电阻应变片和压电陶瓷等电类传感器。但是当执行大量测点的测量任务时，如果全部使用传统的温度、压力和振动传感器的话，就意味着传输电缆重量成本极大、设备复杂程度增加和用电负荷的增加，所有这些都使得测量没有任何性价比可言。
但是21世纪兴起的光纤光学以及光纤传感器使得大量测点的检测可以获得极佳的性价比。光纤传感器因结构简单、灵敏度和精度高、固有的安全性好、抗电磁干扰强、高绝缘强度、耐腐蚀等优点，越来越受到广泛的重视和应用。本发明紧跟国内外先进的科技发展步伐，利用光纤光栅应变传感器对航天柔性结构的整体变形的变形进行检测，具有很重要的实践意义。
发明内容
本发明的目的在于，克服已有技术的不足，提供了一种基于FBG的大型航天柔性结构的整体变形检测方法，该方法利用传感网络测量应变值，来计算航天柔性结构梁的变形情况，能够快速精准测量桁架的主梁变形。
一种基于FBG的大型航天柔性结构的整体变形检测方法，其特征在于：该方法包括待测柔性结构桁架；对桁架自由端施加变形力的夹具；检测桁架变形真值的激光测微计；检测结构件变形的光纤光栅应变传感网络。该种整体变形测量方法的制作工艺简单，成本低，抗电磁干扰，变形检测精度高，长期稳定性好。
本发明所采用的技术方案是：
一种基于FBG的大型航天柔性结构的整体变形检测方法，该方法用推拉力计夹具对桁架自由端施加固定步长的变形力，使用光纤光栅应变传感器和激光测微计同时对变形进行测量，激光测微计直接监测到了变形量光纤光栅应变传感器产生了波长变化，对波长数据进行平均得到待测时间段内的平均波长数据并带入事先标定好的应变传感器的应变灵敏度系数，计算所有应变传感器的离散应变值，将离散应变值进行分段插值，得到柔性结构的挠曲度曲线，通过挠曲度曲线可以得到该柔性结构的整体变形量，与激光测微计得到的变形值进行对比来验证变形测量精度。
本发明原理：
对柔性结构施加变形时，会产生应变信号，光纤光栅传感器可以实现对应变的直接测量，应变可以引起光纤光栅的波长移动，检测光纤光栅传感的波长变化从而可以得到结构件的变形变化。
本发明与现有技术相比的优点在于：
(1)利用了光纤光栅组网技术监测结构体多点的应变，从而计算出柔性结构的整体变形，克服了传统电类传感器难以组网，电缆布置困难，且重量和体积较大的缺点。
(2)采用了分段插值方法，计算得到柔性结构的整体变形情况，该方法计算简单，测量结果精度高。
(3)采用了推拉力计夹具，可以实现多状态下的挠曲度测量。
(4)采用了高精度的激光测微计对光纤光栅变形检测结果进行验证，为变形检测精度提供了有力的验证。
附图说明
图1是本发明的结构示意图；
图2是本发明的某大型航天柔性结构变形标定方法示意图；1为柔性结构桁架，2为敷设的光纤光栅传感网络，3为对结构件施加变形力的夹具，4为螺旋旋转端用于施加旋转力，5为金属垫片，6为检测结构件变形真值的激光测微计，7为激光测微计的探针，8为激光测量头，9为显示屏，10为光纤传输线。光纤光栅传感器的信号通过光纤传输线传到解调仪和计算机中，完成数据的采集与处理。
具体实施方式
下面结合附图以及具体实施方式进一步说明本发明。
一种基于FBG的大型航天柔性结构的整体变形检测方法，用推拉力计夹具对桁架自由端施加固定步长的变形力，使用光纤光栅应变传感器和激光测微计同时对变形进行测量，激光测微计直接监测到了变形量光纤光栅应变传感器产生了波长变化，对波长数据进行平均得到待测时间段内的平均波长数据并带入事先标定好的应变传感器的应变灵明度系数，计算所有应变传感器的离散应变值，将离散应变值进行分段插值，得到柔性结构的挠曲度曲线，通过挠曲度曲线可以得到该柔性结构的整体变形量，与激光测微计得到的变形值进行对比来验证变形测量精度。
本发明提供的基于光纤传感的变形标定系统，包括以下步骤；
(1)将光栅长度为10mm的光纤光栅传感器用少量氰基丙烯酸酯502T-1粘合剂粘贴敷设在柔性结构主梁表面；
(2)用气浮台给航天柔性桁架的底端气足充气，使该桁架处于微低重力状态，保证其与地面不接触且在夹具施加受力时与地面不产生摩擦；
(3)将夹具固定在桁架的自由端梁上，待柔性桁架处于平衡无变形位置时，用夹具将桁架自由端梁夹紧；
(4)将激光测微计的探针固定于测试位置，激光探头仪器放置在探针下，保证探针位于探头扫描范围内，对桁架初始的平衡无变形位置进行测量；
(5)用夹具控制桁架的自由端，使其产生若干形变，同时激光测微计测量仪器检测的变形数据和光纤光栅传感器检测的波长信号；
(6)将光纤光栅应变传感器检测到的波长信号通过插值计算得到挠曲度曲线，根据测试位置计算得到该位置处的变形量；
(7)在桁架上选取不同的测试点进行多次测试计算，同时记录光纤光栅测量结果和激光测微计的测量结果；
(8)将激光测微计测得的变形数据作为该测试点处变形测量真值，与光纤光栅应变传感器测量计算得到的变形数据进行对比，得到光纤光栅应变传感器整体变形检测方法的测量误差。
进一步地，所述解调程序使用可调F-P滤波法使用了可以作为窄带滤波器的Fabry-Perot腔。由宽带光源发出的光进入传感光纤光栅，光栅反射回来的光再经过耦合器进入F-P腔滤波器、对F-P腔施加扫描电压对其进行扫描，满足相干条件的光通过F-P腔进入光电探测器，经过相应的解调电路就可以获得光栅的波长和功率信号。
悬臂梁变形测量原理，悬臂梁发生弯曲变形，梁的轴线由原来的直线变为曲线，变弯后的轴线称为挠曲轴。梁轴线上坐标为x的点变形后在垂直于梁轴线方向的线位移可表示为y(x)，称为该点的挠度。对于梁结构，中性层曲率半径ρ和弯矩M之间的关系为1/ρ＝M/EI,其中E为弹性模量，I为横截面积对中心轴的惯性矩。
由高等数学可知，挠曲轴上任一点曲率有如下近似关系：
上式称为挠曲轴近似微分方程。由材料力学可知，梁表面某一点由弯曲产生的应变ε＝z/ρ,其中z为该点到中心轴的距离，对于截面为矩形的梁结构该距离等于梁厚度h的一半。于是得到表面应变与挠曲轴曲线的关系：
由上式可知，梁表面上每一点的应变值都与挠曲轴曲线在该点的二阶导数成正比，此公式不只针对悬臂梁，而是对于任何形状的弯曲变形都适用。对ε(x)进行两次积分便可以得到挠曲轴函数y＝f(x)，如下式：
由式(3)可知，要知道挠曲轴函数f(x)，必须要知道f(x)在0点的值和一阶导数的值，这两个值称为初始条件。只要知道ε(x)和初值，对其积分两次便可得到挠曲轴曲线，即可知道梁的变形情况。
建立实验坐标系，以贴放的应变传感器作为x轴，主梁挠曲变形的方向为y轴。
大尺度柔性结构主梁的数据分析方法：测得的应变数据可以看做沿x轴的离散函数，称之为ε(xn)，n＝1,2,…,50。应变传感器感受的应变的变化，引起它的中心波长漂移为Δλ1即为应变引起的中心波长变化，再根据裸栅标定好的应变灵敏度系数，由式
给出所有这些点的应变值，这里分子乘以1000是为了匹配单位，解调仪存储的数据单位均为nm，所以这里换算成pm。
由于需要对离散函数ε(xn)求积分，首先需要使用插值的方法求出通过所有离散点的一条光滑曲线ε(x)，ε(x)可以看做实际应变分布的近似解析表达式。由于n值较大，使用高次插值方法带来的误差也会很大，在实际计算中通常采用分段低次插值的方法。
ε(x)由39个三次多项式组成，具体形式如下：
ε(x)共有39×4个未知系数，需要156个约束条件便可以解得系数矩阵。根据定义三次样条插值函数ε(x)需要满足下列条件：一、ε(x)要通过ε(xn)所有40个点；二、在38个内节点处，函数值、一阶导数和二阶导数均连续。三次样条的定义提供了154(40+38×3)个条件，还需要两个端点处的附加条件，我们称之为边界条件。这里采用常用的not-a-knot处理方法，即认定第一个三次多项式的三阶导数与第二个三次多项式的三阶导数相等，最后一个三次多项式的三阶导数与倒数第二个三次多项式的三阶导数相等。
由式(4)可知，如果要通过ε(x)求挠曲轴函数f(x)，还需要知道f(x)上某一点的值及其一阶导数作为初始条件。初始条件的选取直接影响积分的结果。根据式(16)
在积分过程中需要两个初值条件f′(0)和f(0)才能解出f(x)。数据处理的过程中，我们选取梁第一个点x1和末端某点xα为两个相对稳定的点，在x1点有
f(0)＝f(x1)＝0 (5)
在xα点有
由式(5)、(6)可以算出f′(0)。
将ε(x)带入求得的初始条件f′(0)和f(0)可以得到下式：
式(7)为分段五次多项式，f(x)即是我们所求的挠曲轴函数，代表了桁架主梁上沿x方向某点的挠度(偏离初始位置的垂直距离)。
根据挠曲度曲线可以得到柔性结构桁架整体的变形情况，选取不同的测试点对变形情况进行验证，可以得到变形检测精度。
综上所述，本发明的内容并不局限在上述的实时方式，本领域的技术人员可以在本发明的指导思想之内根据自己的实际情况提出其它的实施实例，但这种实例都包括在本发明的范围之内。在此说明书中，很显然仍可以做出各种改进、变化和组合而不背离本发明的精神和范围，因此该种利用本发明指导思想的改进发明均在保护范围之内。
Claims (7)
1.一种基于FBG的大型航天柔性结构的整体变形检测方法，其特征在于，该方法用推拉力计夹具对桁架自由端施加固定步长的变形力(1)，使用光纤光栅应变传感器和激光测微计同时对变形进行测量，激光测微计直接监测到了变形量(2)光纤光栅应变传感器产生了波长变化(3)，对波长数据进行平均得到待测时间段内的平均波长数据并带入事先标定好的应变传感器的应变灵敏度系数，计算所有应变传感器的离散应变值(4)，将离散应变值(4)进行分段插值(5)，得到柔性结构的挠曲度曲线(6)，通过挠曲度曲线可以得到该柔性结构的整体变形量，与激光测微计得到的变形值(2)进行对比来验证变形测量精度。
2.一种基于FBG的大型航天柔性结构的整体变形检测方法，其特征在于：该方法包括如下步骤：
(1)将光栅长度为10mm的光纤光栅传感器用少量氰基丙烯酸酯502T-1粘合剂粘贴敷设在柔性结构主梁表面；
(2)用气浮台给航天柔性桁架的底端气足充气，使该桁架处于微低重力状态，保证其与地面不接触且在夹具施加受力时与地面不产生摩擦；
(3)将夹具固定在桁架的自由端梁上，待柔性桁架处于平衡无变形位置时，用夹具将桁架自由端梁夹紧；
(4)将激光测微计的探针固定于测试位置，激光探头仪器放置在探针下，保证探针位于探头扫描范围内，对桁架初始的平衡无变形位置进行测量；
(5)用夹具控制桁架的自由端，使其产生若干形变，同时激光测微计测量仪器检测的变形数据和光纤光栅传感器检测的波长信号；
(6)将光纤光栅应变传感器检测到的波长信号通过插值计算得到挠曲度曲线，根据测试位置计算得到该位置处的变形量；
(7)在桁架上选取不同的测试点进行多次测试计算，同时记录光纤光栅测量结果和激光测微计的测量结果；
(8)将激光测微计测得的变形数据作为该测试点处变形测量真值，与光纤光栅应变传感器测量计算得到的变形数据进行对比，得到光纤光栅应变传感器整体变形检测方法的测量误差。
3.根据权利要求1所述的一种基于FBG的大型航天柔性结构的整体变形检测方法，其特征在于：所述步骤(1)中的桁架为大型航天柔性结构，在气浮台的作用下可以等效为悬臂梁结构。
4.根据权利要求1所述的一种基于FBG的大型航天柔性结构的整体变形检测方法，其特征在于：所述步骤(2)中的气浮台可以给桁架与地面接触处喷气，使得桁架可以保持悬浮状态，保证其在受力变形时不受地面摩擦的影响，极大地提高了测量精度。
5.根据权利要求1所述的一种基于FBG的大型航天柔性结构的整体变形检测方法，其特征在于：所述步骤(3)中的夹具可以控制自由端的精准变形，可以在桁架自由端不同的变形情况下得到不同的挠度曲线。
6.根据权利要求2所述的一种基于FBG的大型航天柔性结构的整体变形检测方法，其特征在于：所述步骤(4)中的激光测微计扫描范围为7mm，测量精度为±0.5μm。
7.根据权利要求1所述的一种基于FBG的大型航天柔性结构的整体变形检测方法，其特征在于：所述步骤(6)中的插值方法为分段低次插值方法。
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|---|---|
| CN113970298B (zh) | 2024-08-23 |
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