CN114234829B - 航天器撞击监测及撞击部位形状重构系统及方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供一种航天器撞击监测及撞击部位形状重构系统及方法。该系统包括：宽带光源、一分二光纤耦合器、撞击感知光路、参考光路、信号差分器、光电转换器、四通道波分信号解调仪以及上位机，利用宽带光源发射探测光，并将探测光划分为撞击检测光和参考光；通过撞击感知光路发射撞击检测光，并获取反射光和调制光信号；根据反射光和参考光确定撞击点位置；根据调制光信号对航天器被撞击部位的形状进行重构，并利用撞击点的位置信息对重构的曲面形状进行校正。本发明实现了非接触航天器撞击点精准定位，以及航天器被撞击部位形状的高精度重构，对掌握航天器的损伤情况和健康状态具有重要意义。

Description

航天器撞击监测及撞击部位形状重构系统及方法

技术领域

本发明涉及光纤传感监测技术领域，尤其涉及航天器撞击监测及撞击部位形状重构系统及方法。

背景技术

航天器在轨运行时，可能会受到空间碎片的高速撞击，空间碎片主要来自于废弃卫星、火箭残骸、宇航员空间工作后丢弃的杂物、空间物体互相碰撞产生的新碎片等。空间碎片已经成为航天器在轨运行的一个重大威胁，航天器一旦受到撞击，轻则损坏舱体结构，重则导致卫星失控甚至毁灭。

航天器受到撞击后，确定航天器被撞击的准确位置和撞击造成的损伤具有重要意义，能够使航天员及地面技术人员及时了解航天器被撞击后的状态，采取有效的应对措施。

然而，目前采用的撞击监测方法主要是通过在航天器结构表面粘贴传感器来实现的，此类接触式测量方法普遍存在尺寸大、质量重、系统复杂、易脱落等问题中的一种或多种，而且不具备对航天器被撞击部位形状进行重构的功能，无法帮助航天员及地面技术人员获知航天器损伤情况。

发明内容

针对上述问题，本发明提供了一种航天器撞击监测及撞击部位形状重构系统及方法，通过光纤传感方法实现了对航天器撞击部位的非接触监测，以及航天器被撞击部位的形状重构，以帮助航天员和地面技术人员及时获知撞击位置和航天器损伤情况。

第一方面，本发明提供一种航天器撞击监测及撞击部位形状重构系统，包括：宽带光源、一分二光纤耦合器、撞击感知光路、参考光路、信号差分器、光电转换器、四通道波分信号解调仪以及上位机；

其中，所述宽带光源，用于发射探测光；

所述一分二光纤耦合器，用于将所述宽带光源发射的探测光分为两部分，分别传输到所述撞击感知光路和参考光路；

所述撞击感知光路，用于将来自所述一分二光纤耦合器的探测光传输至航天器待测部位内表面，还用于探测航天器被撞击部位内表面反射的光并传输至所述信号差分器，还用于获取所述探测光与航天器被撞击部位应变相互作用产生的调制光信号，并将所述调制光信号传输至所述四通道波分信号解调仪；

所述参考光路，用于将来自所述一分二光纤耦合器的探测光传输至所述信号差分器，用以作为参考光；

所述信号差分器，用于对所述航天器被撞击部位内表面反射的光和所述参考光进行调制得到两束相干光信号，并将所述两束相干光信号进行差分放大得到差分光信号；

所述光电转换器，用于将所述差分光信号转换为电信号，并将所述电信号传输至所述上位机；

所述四通道波分信号解调仪，用于对所述调制光信号进行解调得到航天器被撞击部位的应变信息，并将所述航天器被撞击部位的应变信息传输至所述上位机；

所述上位机，用于根据所述电信号确定撞击点的位置信息，还用于根据所述航天器被撞击部位的应变信息对航天器被撞击部位的形状进行重构得到被撞击部位曲面形状数据，并利用所述撞击点的位置信息对所述被撞击部位曲面形状数据进行校正得到被撞击部位重构形状数据，根据所述撞击点的位置信息和所述被撞击部位重构形状数据对撞击点的位置和被撞击部位形状进行图形化展示。

进一步地，所述撞击感知光路包括一号一分四光纤耦合器和四个撞击感知子光路，每个撞击感知子光路从起始端至终止端依次包括一号光环形器、光纤传感器阵列、一号超窄带滤光片、二号光环形器和可调焦光纤探头；

所述一号一分四光纤耦合器，用于将来自所述一分二光纤耦合器的探测光分为四部分，分别传输至所述四个撞击感知子光路；

所述一号光环形器，用于将所述光纤传感器阵列调制后的调制光信号分发至所述四通道波分信号解调仪；

所述每个光纤传感器阵列包括八个光纤传感器，用于在所述探测光与航天器被撞击部位应变的相互作用下产生调制光信号；

所述一号超窄带滤光片，用于对光进行过滤得到特定频率的探测光；

所述二号光环形器，用于将所述航天器被撞击部位内表面反射的光分发至所述信号差分器；

所述可调焦光纤探头，用于向所述航天器待测部位内表面发射所述特定频率的探测光，还用于探测航天器被撞击部位内表面反射的光；

所述四个光纤传感器阵列的32个光纤传感器按照4*4结构等距贴附于航天器待测部位内表面，每个贴附点设置相互垂直的两个光纤传感器。

进一步地，所述参考光路包括二号超窄带滤光片和二号一分四光纤耦合器

所述二号超窄带滤光片，用于对来自所述一分二光纤耦合器的探测光进行过滤得到单频光；

所述二号一分四光纤耦合器，用于将所述单频光分为四束单频光传输至所述信号差分器。

第二方面，本发明提供一种航天器撞击监测及撞击部位形状重构方法，所述检测方法适用于第一方面任一项所述的航天器撞击监测及撞击部位形状重构系统；

所述方法，包括以下步骤：

S101、利用所述宽带光源发射探测光，并将所述探测光划分为撞击检测光和参考光；

S102、将所述撞击检测光发射至航天器待测部位内表面；

S103、对航天器被撞击部位内表面反射的光进行探测得到反射光，并获取所述探测光与航天器被撞击部位应变相互作用产生的调制光信号；

S104、对所述反射光和所述参考光进行处理得到撞击点与预设的两组参考点对的位置关联信息，并根据所述撞击点与预设的两组参考点对的位置关联信息确定撞击点的位置信息；

S105、对所述调制光信号进行解调得到航天器被撞击部位的应变信息，根据所述航天器被撞击部位的应变信息对航天器被撞击部位的形状进行重构得到被撞击部位曲面形状数据，并利用所述撞击点的位置信息对所述被撞击部位曲面形状数据进行校正得到被撞击部位重构形状数据。

进一步地，所述步骤S104包括如下子步骤：

S1041、对所述反射光和所述参考光进行调制得到两束相干光信号，并将所述两束相干光信号进行差分放大得到差分光信号；

S1042、将所述差分光信号转换为电信号，并对所述电信号进行信号处理得到撞击产生的Lamb波从撞击点到达第一组参考点对的两个参考点的第一时间差以及撞击产生的Lamb波从撞击点到达第二组参考点对的两个参考点的第二时间差，根据所述第一时间差、所述第二时间差以及预先测量的Lamb波的传播速度计算出撞击点与第一组参考点对的两个参考点的距离差和撞击点与第二组参考点对的两个参考点的距离差；

S1043、根据所述撞击点与第一组参考点对的两个参考点的距离差计算出以第一组参考点对的两个参考点为焦点的第一双曲线方程，根据所述撞击点与第二组参考点对的两个参考点的距离差计算出以第二组参考点对的两个参考点为焦点的第二双曲线方程，根据所述第一双曲线方程和所述第二双曲线方程计算第一双曲线与第二双曲线的交点得到撞击点的位置信息。

进一步地，所述步骤S105包括如下子步骤：

S1051、对所述调制光信号进行波分解调得到32个光信号的波长变化信息，并根据所述32个光信号的波长变化信息得到32个光纤传感器所在位置的应变信息；

S1052、根据所述32个光纤传感器所在位置的应变信息计算32个光纤传感器组成的4*4结构每一行光纤传感器所在曲线的方程以及每一列光纤传感器所在曲线的方程，根据所述每一行光纤传感器所在曲线的方程和所述每一列光纤传感器所在曲线的方程对航天器被撞击部位的形状进行拟合得到被撞击部位曲面形状数据；

S1053、根据所述被撞击部位曲面形状数据确定被撞击部位的应变最大点，将所述被撞击部位的应变最大点的应变信息作为所述撞击点所在位置的应变信息，并以所述撞击点为原点建立坐标系，在该坐标系下根据所述撞击点所在位置的应变信息对航天器被撞击部位的形状进行拟合得到校正后的被撞击部位曲面形状数据；

S1054、重复步骤S1053，直至所述被撞击部位的应变最大点与所述撞击点的距离小于预设距离阈值，确定最后一次得到的被撞击部位曲面形状数据为被撞击部位重构形状数据。

本发明提供了一种航天器撞击监测及撞击部位形状重构系统及方法，利用所述宽带光源发射探测光，并通过一分二光纤耦合器将所述探测光划分为撞击检测光和参考光；对航天器被撞击部位内表面反射的光进行探测得到反射光，并获取所述探测光与航天器被撞击部位应变相互作用产生的调制光信号；利用信号差分器和光电转换器对所述反射光和所述参考光进行处理得到电信号；上位机对电信号进行信号处理得到撞击点与预设的两组参考点对的位置关联信息，并根据所述撞击点与预设的两组参考点对的位置关联信息确定撞击点的位置信息；通过四通道波分信号解调仪对所述调制光信号进行解调得到航天器被撞击部位的应变信息，上位机根据所述航天器被撞击部位的应变信息对航天器被撞击部位的形状进行重构得到被撞击部位曲面形状数据，并利用所述撞击点的位置信息对所述被撞击部位曲面形状数据进行校正得到被撞击部位重构形状数据。本发明提供的方案，通过光纤传感方法获取航天器被撞击部位反射的光和贴附于被撞击部位内表面的光纤传感器检测的应变信息，然后根据航天器被撞击部位反射的光确定撞击点位置以及根据贴附于被撞击部位内表面的光纤传感器检测的应变信息对被撞击部位形状进行拟合，并根据撞击点位置对拟合出的撞击部位形状进行校正，实现了非接触航天器撞击点精准定位，以及航天器被撞击部位形状的高精度重构，以帮助航天员和地面技术人员及时获知撞击位置和航天器损伤情况。

应当理解，上述发明内容部分中所描述的内容并非旨在限定本发明的实施例的关键或重要特征，亦非用于限制本发明的范围。本发明的其它特征将通过以下的描述变得容易理解。

附图说明

为了更清楚地说明本发明或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作一简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动性的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为本公开实施例提供的一种航天器撞击监测及撞击部位形状重构系统的结构示意图；

图2为光纤传感器的排布图；

图3为一种航天器撞击监测及撞击部位形状重构系统的实际结构图；

图4为本公开实施例提供的一种航天器撞击监测及撞击部位形状重构方法的流程图；

图5为双曲线撞击定位法原理图；

图6为航天器撞击部位形状重构原理图。

通过上述附图，已示出本公开明确的实施例，后文中将有更详细的描述。这些附图和文字描述并不是为了通过任何方式限制本公开构思的范围，而是通过参考特定实施例为本领域技术人员说明本公开的概念。

具体实施方式

下面将参照附图更详细地描述本发明的实施例。虽然附图中显示了本发明的某些实施例，然而应当理解的是，本发明可以通过各种形式来实现，而且不应该被解释为限于这里阐述的实施例，相反提供这些实施例是为了更加透彻和完整地理解本发明。应当理解的是，本发明的附图及实施例仅用于示例性作用，并非用于限制本发明的保护范围。

世界主要航天国家或机构提出了不同的撞击监测方法，主要包括：声发射传感器感知技术、聚偏氟乙烯压电薄膜监测技术、电容传感监测技术等。

声发射传感器感知技术是目前研究较多的一种监测技术，可以根据撞击波动到达各个传感器的时差来对撞击位置进行定位。但是该方式需要将压电式声发射传感器粘贴于待测航天器结构表面，撞击信号的响应与声发射传感器的粘贴状态有着紧密的关系。长期使用将会影响传感器的粘贴效果，进而影响传感器对撞击信号的响应，使得难以在此条件下实现稳定和可靠的监测。

聚偏氟乙烯压电薄膜监测技术利用了薄膜横向变形输出电荷的特性，由于压电薄膜的电容小，受外力作用时产生的电荷很难长时间保持，因此更适用于动态监测。对于空间碎片高速撞击的监测，需要制作特殊的PVDF传感器，不仅要进行数据的标定工作，更关键的是，传感器结构薄弱会给在航天器上大面积安装带来困难。

电容传感监测技术具有高阻抗、小功率、动态范围大、动态响应快等优点，但是易受到电容参数变化、输出非线性等问题的影响，而高速撞击可能会导致电容的损坏。

从上述可知，当前的高速撞击监测技术普遍存在尺寸大、质量重、系统复杂、易脱落等问题中的一种或多种。更为关键的是，这些技术采用接触式测量，而航天器工作环境复杂，接触式测量存在传感器发生脱落的风险，而且不具备对航天器被撞击部位形状进行重构的功能，本发明首次提出一种非接触的航天器撞击监测及撞击部位形状重构系统及方法，符合航天器设备对小尺寸、轻重量、系统简易、可靠性强的要求，能够实时感知空间碎片撞击事件、确定撞击位置、给出撞击带来的形状变化信息，对及时掌握航天器损伤情况与健康状态具有重要意义。

下面以具体地实施例对本发明的技术方案进行详细说明。下面这几个具体的实施例可以相互结合，对于相同或相似的概念或过程可能在某些实施例不再赘述。

图1为本公开实施例提供的一种航天器撞击监测及撞击部位形状重构系统的结构示意图。如图1所示，本实施例提供的一种航天器撞击监测及撞击部位形状重构系统包括：宽带光源11、一分二光纤耦合器12、撞击感知光路13、参考光路14、信号差分器15、光电转换器16、四通道波分信号解调仪17以及上位机18；

其中，所述宽带光源11，用于发射探测光；

所述一分二光纤耦合器12，用于将所述宽带光源发射的探测光分为两部分，分别传输到所述撞击感知光路和参考光路；

所述撞击感知光路13，用于将来自所述一分二光纤耦合器的探测光传输至航天器待测部位内表面，还用于探测航天器被撞击部位内表面反射的光并传输至所述信号差分器，还用于获取所述探测光与航天器被撞击部位应变相互作用产生的调制光信号，并将所述调制光信号传输至所述四通道波分信号解调仪；

在一种可能的实施方式中，所述撞击感知光路13包括一号一分四光纤耦合器131和四个撞击感知子光路132，每个撞击感知子光路132从起始端至终止端依次包括一号光环形器1321、光纤传感器阵列1322、一号超窄带滤光片1323、二号光环形器1324和可调焦光纤探头1325；所述一号一分四光纤耦合器131，用于将来自所述一分二光纤耦合器的探测光分为四部分，分别传输至所述四个撞击感知子光路；所述一号光环形器1321，用于将所述光纤传感器阵列调制后的调制光信号分发至所述四通道波分信号解调仪；所述光纤传感器阵列1322包括八个光纤传感器，用于在所述探测光与航天器被撞击部位应变的相互作用下产生调制光信号；所述一号超窄带滤光片1323，用于对光进行过滤得到特定频率的探测光；所述二号光环形器1324，用于将所述航天器被撞击部位内表面反射的光分发至所述信号差分器；所述可调焦光纤探头1325，用于向所述航天器待测部位内表面发射所述特定频率的探测光，还用于探测航天器被撞击部位内表面反射的光；所述四个光纤传感器阵列1322的32个光纤传感器按照4*4结构等距贴附于航天器待测部位内表面，每个贴附点设置相互垂直的两个光纤传感器。

具体来说，如图2所示，在航天器待测部位内表面贴附四个光纤传感器阵列，可调焦光纤探头安装在航天器待测部位内表面下方特定距离的探头固定板上，4个可调焦光纤探头处于同一水平高度。光纤传感器阵列沿图2所示路线贴附在航天器待测部位内表面，保证传感器贴附点等距离排布，每个传感器贴附点处有相互垂直的两个光纤传感器。同时，确保光纤将待测部位内表面分成若干个面积相等的正方形。

所述参考光路14，用于将来自所述一分二光纤耦合器的探测光传输至所述信号差分器，用以作为参考光；

在一种可能的实施方式中，所述参考光路14包括二号超窄带滤光片141和二号一分四光纤耦合器142；所述二号超窄带滤光片141，用于对来自所述一分二光纤耦合器的探测光进行过滤得到单频光；所述二号一分四光纤耦合器142，用于将所述单频光分为四束单频光传输至所述信号差分器。

所述信号差分器15，用于对所述航天器被撞击部位内表面反射的光和所述参考光进行调制得到两束相干光信号，并将所述两束相干光信号进行差分放大得到差分光信号；

所述光电转换器16，用于将所述差分光信号转换为电信号，并将所述电信号传输至所述上位机；

所述四通道波分信号解调仪17，用于对所述调制光信号进行解调得到航天器被撞击部位的应变信息，并将所述航天器被撞击部位的应变信息传输至所述上位机；

所述上位机18，用于根据所述电信号确定撞击点的位置信息，还用于根据所述航天器被撞击部位的应变信息对航天器被撞击部位的形状进行重构得到被撞击部位曲面形状数据，并利用所述撞击点的位置信息对所述被撞击部位曲面形状数据进行校正得到被撞击部位重构形状数据，根据所述撞击点的位置信息和所述被撞击部位重构形状数据对撞击点的位置和被撞击部位形状进行图形化展示。

举例来说，在实际应用场景中，如图3所示，宽带光源发出的探测光通过一分二光纤耦合器传输到两条路径，两条路径分别为撞击感知光路和参考光路，撞击感知光路上的光被一分四光纤耦合器分为4路，每路光依次通过一号光环形器、光纤传感器阵列、超窄带滤光片、二号光环形器，到达可调焦光纤探头出光口。其中超窄带滤光片选用参数为：带宽0.1nm、光的传输率95％。参考光路上的光通过超窄带滤光片后，变为单频光，然后通过一分四光纤耦合器分为4束单频光，作为参考光使用。当航天器待测部位表面受到撞击后，经过可调焦光纤探头出光口发射并反射回来的光将携带有撞击信号的信息，传输到二号环形器。与此同时，航天器待测部位表面受到撞击而发生变形，其背面贴附光纤传感器的位置产生应变，探测光与航天器被撞击部位应变相互作用产生的调制光信号到达一号环形器。传输回二号环形器的反射光与参考光通过调制输出两束相干光信号，其满足幅度一致而相位相差180度。两束相干光信号通过信号差分器进行差分放大，抑制共模信号，放大差模信号，提高信号信噪比，再通过光电转换器，将光信号转换为电信号输入到上位机计算撞击点位置。光纤传感器反射回的光信号通过一号环形器进入四通道波分信号解调仪，每一四通道波分信号解调仪将八个不同波长的光信号进行波分解调，通过波长变化信息得到32个光纤传感器所在位置的应变信息输入到上位机，上位机随后结合撞击点位置信息和形态重构算法，得到高精度的被撞击部位重构形状数据。上位机通过显示器对被撞击部位重构形状和撞击点位置进行图形化展示。

可见，本实施例提供的一种航天器撞击监测及撞击部位形状重构系统，相比于现有接触式测量技术，通过光纤传感方法实现了对航天器撞击点的精准定位以及航天器被撞击部位的形状拟合，并根据撞击点位置对拟合出的被撞击部位形状进行校正，实现了非接触航天器撞击点精准定位，以及航天器被撞击部位形状的高精度重构，以帮助航天员和地面技术人员及时获知撞击位置和航天器损伤情况。

图4为本公开实施例提供的一种航天器撞击监测及撞击部位形状重构方法的流程图，该方法适用于实施例一的航天器撞击监测及撞击部位形状重构系统，如图4所示，本实施例的方法包括以下步骤：

S101、利用所述宽带光源发射探测光，并将所述探测光划分为撞击检测光和参考光；

S102、将所述撞击检测光发射至航天器待测部位内表面；

S103、对航天器被撞击部位内表面反射的光进行探测得到反射光，并获取所述探测光与航天器被撞击部位应变相互作用产生的调制光信号；

S104、对所述反射光和所述参考光进行处理得到撞击点与预设的两组参考点对的位置关联信息，并根据所述撞击点与预设的两组参考点对的位置关联信息确定撞击点的位置信息；

本实施例中，由于撞击发生后，被撞击部位表面形状发生变化形成曲面，可利用双曲线撞击定位法计算撞击点的位置。

具体步骤如下：S1041、对所述反射光和所述参考光进行调制得到两束相干光信号，并将所述两束相干光信号进行差分放大得到差分光信号；S1042、将所述差分光信号转换为电信号，并对所述电信号进行信号处理得到撞击产生的Lamb波从撞击点到达第一组参考点对的两个参考点的第一时间差以及撞击产生的Lamb波从撞击点到达第二组参考点对的两个参考点的第二时间差，根据所述第一时间差、所述第二时间差以及预先测量的Lamb波的传播速度计算出撞击点与第一组参考点对的两个参考点的距离差和撞击点与第二组参考点对的两个参考点的距离差；S1043、根据所述撞击点与第一组参考点对的两个参考点的距离差计算出以第一组参考点对的两个参考点为焦点的第一双曲线方程，根据所述撞击点与第二组参考点对的两个参考点的距离差计算出以第二组参考点对的两个参考点为焦点的第二双曲线方程，根据所述第一双曲线方程和所述第二双曲线方程计算第一双曲线与第二双曲线的交点得到撞击点的位置信息。

举例来说，如图5所示，采用双曲线撞击定位法来确定撞击点的位置，在航天器待测部位内表面选择两组光纤传感器贴附点对作为预设参考点对F1-F2和F3-F4。首先进行Lamb波波速测量，在参考点对F1与F2之间某一点施加一个瞬间外力，测量出外力点到F1和F2的距离差d，测量Lamb波到达F1和F2的时间分别为t1和t2。则可得到Lamb波的波速v为：假设碎片撞击点为O点，撞击发生后，Lamb波到达F1和F2的时间差为Δt，根据计算出的Lamb波的传播速度v可以求出撞击点到F1和F2的距离差Δd，由此可以求出一条以F1、F2为焦点的双曲线，同理可以求出以F3、F4为焦点的双曲线，根据Lamb波到F1、F2的先后顺序和Lamb波到F3、F4的先后顺序确定O点所在象限，两条双曲线的交点即为撞击点O的位置。

S105、对所述调制光信号进行解调得到航天器被撞击部位的应变信息，根据所述航天器被撞击部位的应变信息对航天器被撞击部位的形状进行重构得到被撞击部位曲面形状数据，并利用所述撞击点的位置信息对所述被撞击部位曲面形状数据进行校正得到被撞击部位重构形状数据。

本实施例中，由于撞击发生后，被撞击部位表面形状发生变化，可利用贴附在被撞击部位内表面的光纤传感器获取被撞击部位多个位置的应变信息，进而根据多个位置的应变信息重构出被撞击部位的形状。

具体步骤如下：S1051、对所述调制光信号进行波分解调得到32个光信号的波长变化信息，并根据所述32个光信号的波长变化信息得到32个光纤传感器所在位置的应变信息；S1052、根据所述32个光纤传感器所在位置的应变信息计算32个光纤传感器组成的4*4结构每一行光纤传感器所在曲线的方程以及每一列光纤传感器所在曲线的方程，根据所述每一行光纤传感器所在曲线的方程和所述每一列光纤传感器所在曲线的方程对航天器被撞击部位的形状进行拟合得到被撞击部位曲面形状数据；S1053、根据所述被撞击部位曲面形状数据确定被撞击部位的应变最大点，将所述被撞击部位的应变最大点的应变信息作为所述撞击点所在位置的应变信息，并以所述撞击点为原点建立坐标系，在该坐标系下根据所述撞击点所在位置的应变信息对航天器被撞击部位的形状进行拟合得到校正后的被撞击部位曲面形状数据；S1054、重复步骤S1053，直至所述被撞击部位的应变最大点与所述撞击点的距离小于预设距离阈值，确定最后一次得到的被撞击部位曲面形状数据为被撞击部位重构形状数据。

举例来说，如图6所示，32个光纤传感器按照4*4结构等距贴附于航天器待测部位内表面，每个贴附点处的两个光纤传感器相互垂直，分别编号为A_i,j(i＝0,1,2,3；j＝0,1,2,3)，具体过程如下：

1)建立坐标系

假设定位出的撞击点为O点，以A_0,0点为原点建立直角坐标系，其中x、y轴分别沿着彼此正交的光纤传感器阵列安装方向，z轴垂直于A_0,0点处的切平面。

2)进行曲面重构

①分别以A_i,0点(i＝0,1,2,3)为原点建立固定坐标系，进行每条曲线的重构；

②根据32个光纤传感器所在位置的应变信息得到各光纤传感器所在位置的曲率，便可通过几何推导得出A_i,1点(i＝0,1,2,3)点的坐标，然后以A_i,₁(i＝0,1,2,3)点为原点建立局部坐标系；

③以同样的方法求出A_i,2点(i＝0,1,2,3)点在局部坐标系中的坐标，

④通过坐标变换得到局部坐标系与固定坐标系的关系，然后利用坐标变换得到A_i,2(i＝0,1,2,3)点在固定坐标系中的坐标；

⑤同理求出A_i,3(i＝0,1,2,3)点在固定坐标系中的坐标，然后利用最小二乘法拟合出该曲线的表达式。

⑥同理可求出所有平行于x轴与所有平行于y轴的曲线的表达式，共8条曲线，利用8条曲线拟合出整个曲面的形状。

3)曲面形状校正

通过上述步骤，求出了撞击后整个曲面形状数据，但该形状与实际形状相比存在误差，定位出的撞击点坐标与重构出的应变最大点坐标不一样。为了提高重构曲面精度，利用系统定位得到的撞击点O对重构曲面进行校正，具体方法为：将重构曲面应变最大点的应变信息赋予已测得的撞击点O，令O点为整个曲面应变最大点，以O点为原点建立坐标系，使用与上述同样的方法对每条曲线进行重构，再利用曲线拟合成曲面，在曲线拟合过程中，要分别以与O点x、y坐标相同的B_i、C_i点(i＝1,2,3,4)为原点建立固定坐标系。重构出的新曲面也会有应变最大点，该点位置依然会因为误差导致与O点位置不同，因此不断重复上述方法对曲面进行新一轮重构，不断迭代计算，直至应变最大点位置与撞击点位置O距离小于1mm时，迭代结束。

本申请实施例通过采用上述方式，实现了非接触航天器撞击点精准定位，以及航天器被撞击部位形状的高精度重构，以帮助航天员和地面技术人员及时获知撞击位置和航天器损伤情况。

本申请实施例提供存储器和处理器。

存储器，用于存储计算机程序(如实现上述一种航天器撞击监测及撞击部位形状重构方法的应用程序、功能模块等)、计算机指令等；

上述的计算机程序、计算机指令等可以分区存储在一个或多个存储器中。并且上述的计算机程序、计算机指令、数据等可以被处理器调用。

处理器用于执行存储器存储的计算机程序，以实现上述实施例涉及的方法中的各个步骤。

存储器和处理器可以是独立结构，也可以是集成在一起的集成结构。当存储器和处理器是独立结构时，存储器、处理器可以通过总线耦合连接。

此外，本申请实施例还提供一种计算机可读存储介质，计算机可读存储介质中存储有计算机执行指令，当用户设备的至少一个处理器执行该计算机执行指令时，用户设备执行上述各种可能的方法。

其中，计算机可读介质包括计算机存储介质和通信介质，其中通信介质包括便于从一个地方向另一个地方传送计算机程序的任何介质。存储介质可以是通用或专用计算机能够存取的任何可用介质。一种示例性的存储介质耦合至处理器，从而使处理器能够从该存储介质读取信息，且可向该存储介质写入信息。当然，存储介质也可以是处理器的组成部分。处理器和存储介质可以位于ASIC中。另外，该ASIC可以位于用户设备中。当然，处理器和存储介质也可以作为分立组件存在于通信设备中。

本领域普通技术人员可以理解：实现上述各方法实施例的全部或部分步骤可以通过程序指令相关的硬件来完成。前述的程序可以存储于一计算机可读取存储介质中。该程序在执行时，执行包括上述各方法实施例的步骤；而前述的存储介质包括：ROM、RAM、磁碟或者光盘等各种可以存储程序代码的介质。

最后应说明的是：以上各实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述各实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分或者全部技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的范围。

Claims (6)

1.航天器撞击监测及撞击部位形状重构系统，其特征在于，包括：宽带光源、一分二光纤耦合器、撞击感知光路、参考光路、信号差分器、光电转换器、四通道波分信号解调仪以及上位机；

其中，所述宽带光源，用于发射探测光；

所述一分二光纤耦合器，用于将所述宽带光源发射的探测光分为两部分，分别传输到所述撞击感知光路和参考光路；

所述撞击感知光路，用于将来自所述一分二光纤耦合器的探测光传输至航天器待测部位内表面，还用于探测航天器被撞击部位内表面反射的光并传输至所述信号差分器，还用于获取所述探测光与航天器被撞击部位应变相互作用产生的调制光信号，并将所述调制光信号传输至所述四通道波分信号解调仪；

所述参考光路，用于将来自所述一分二光纤耦合器的探测光传输至所述信号差分器，用以作为参考光；

所述信号差分器，用于对所述航天器被撞击部位内表面反射的光和所述参考光进行调制得到两束相干光信号，并将所述两束相干光信号进行差分放大得到差分光信号；

所述光电转换器，用于将所述差分光信号转换为电信号，并将所述电信号传输至所述上位机；

所述四通道波分信号解调仪，用于对所述调制光信号进行解调得到航天器被撞击部位的应变信息，并将所述航天器被撞击部位的应变信息传输至所述上位机；

所述上位机，用于根据所述电信号确定撞击点的位置信息，还用于根据所述航天器被撞击部位的应变信息对航天器被撞击部位的形状进行重构得到被撞击部位曲面形状数据，并利用所述撞击点的位置信息对所述被撞击部位曲面形状数据进行校正得到被撞击部位重构形状数据，根据所述撞击点的位置信息和所述被撞击部位重构形状数据对撞击点的位置和被撞击部位形状进行图形化展示。

2.根据权利要求1所述的航天器撞击监测及撞击部位形状重构系统，其特征在于，所述撞击感知光路包括一号一分四光纤耦合器和四个撞击感知子光路，每个撞击感知子光路从起始端至终止端依次包括一号光环形器、光纤传感器阵列、一号超窄带滤光片、二号光环形器和可调焦光纤探头；

所述一号一分四光纤耦合器，用于将来自所述一分二光纤耦合器的探测光分为四部分，分别传输至所述四个撞击感知子光路；

所述一号光环形器，用于将所述光纤传感器产生的调制光信号分发至所述四通道波分信号解调仪；

所述每个光纤传感器阵列包括八个光纤传感器，用于在所述探测光与航天器被撞击部位应变的相互作用下产生调制光信号；

所述一号超窄带滤光片，用于对光进行过滤得到特定频率的探测光；

所述二号光环形器，用于将所述航天器被撞击部位内表面反射的光分发至所述信号差分器；

所述可调焦光纤探头，用于向所述航天器待测部位内表面发射所述特定频率的探测光，还用于探测航天器被撞击部位内表面反射的光；

所述四个光纤传感器阵列的32个光纤传感器按照4*4结构等距贴附于航天器待测部位内表面，每个贴附点设置相互垂直的两个光纤传感器。

3.根据权利要求2所述的航天器撞击监测及撞击部位形状重构系统，其特征在于，所述参考光路包括二号超窄带滤光片和二号一分四光纤耦合器；

所述二号超窄带滤光片，用于对来自所述一分二光纤耦合器的探测光进行过滤得到单频光；

所述二号一分四光纤耦合器，用于将所述单频光分为四束单频光传输至所述信号差分器。

4.一种航天器撞击监测及撞击部位形状重构方法，其特征在于，所述检测方法适用于权利要求1-3任一项所述的航天器撞击监测及撞击部位形状重构；

所述方法，包括以下步骤：

S101、利用所述宽带光源发射探测光，并将所述探测光划分为撞击检测光和参考光；

S102、将所述撞击检测光发射至航天器待测部位内表面；

S103、对航天器被撞击部位内表面反射的光进行探测得到反射光，并获取所述探测光与航天器被撞击部位应变相互作用产生的调制光信号；

S104、对所述反射光和所述参考光进行处理得到撞击点与预设的两组参考点对的位置关联信息，并根据所述撞击点与预设的两组参考点对的位置关联信息确定撞击点的位置信息；

S105、对所述调制光信号进行解调得到航天器被撞击部位的应变信息，根据所述航天器被撞击部位的应变信息对航天器被撞击部位的形状进行重构得到被撞击部位曲面形状数据，并利用所述撞击点的位置信息对所述被撞击部位曲面形状数据进行校正得到被撞击部位重构形状数据。

5.根据权利要求4所述的航天器撞击监测及撞击部位形状重构方法，其特征在于，所述步骤S104包括如下子步骤：

S1041、对所述反射光和所述参考光进行调制得到两束相干光信号，并将所述两束相干光信号进行差分放大得到差分光信号；

S1042、将所述差分光信号转换为电信号，并对所述电信号进行信号处理得到撞击产生的Lamb波从撞击点到达第一组参考点对的两个参考点的第一时间差以及撞击产生的Lamb波从撞击点到达第二组参考点对的两个参考点的第二时间差，根据所述第一时间差、所述第二时间差以及预先测量的Lamb波的传播速度计算出撞击点与第一组参考点对的两个参考点的距离差和撞击点与第二组参考点对的两个参考点的距离差；

S1043、根据所述撞击点与第一组参考点对的两个参考点的距离差计算出以第一组参考点对的两个参考点为焦点的第一双曲线方程，根据所述撞击点与第二组参考点对的两个参考点的距离差计算出以第二组参考点对的两个参考点为焦点的第二双曲线方程，根据所述第一双曲线方程和所述第二双曲线方程计算第一双曲线与第二双曲线的交点得到撞击点的位置信息。

6.根据权利要求5所述的检测方法，其特征在于，所述步骤S105包括如下子步骤：

S1051、对所述调制光信号进行波分解调得到32个光信号的波长变化信息，并根据所述32个光信号的波长变化信息得到32个光纤传感器所在位置的应变信息；

S1052、根据所述32个光纤传感器所在位置的应变信息计算32个光纤传感器组成的4*4结构每一行光纤传感器所在曲线的方程以及每一列光纤传感器所在曲线的方程，根据所述每一行光纤传感器所在曲线的方程和所述每一列光纤传感器所在曲线的方程对航天器被撞击部位的形状进行拟合得到被撞击部位曲面形状数据；

S1053、根据所述被撞击部位曲面形状数据确定被撞击部位的应变最大点，将所述被撞击部位的应变最大点的应变信息作为所述撞击点所在位置的应变信息，并以所述撞击点为原点建立坐标系，在该坐标系下根据所述撞击点所在位置的应变信息对航天器被撞击部位的形状进行拟合得到校正后的被撞击部位曲面形状数据；

S1054、重复步骤S1053，直至所述被撞击部位的应变最大点与所述撞击点的距离小于预设距离阈值，确定最后一次得到的被撞击部位曲面形状数据为被撞击部位重构形状数据。