卫星结构热变形的实时高精度测量方法与流程

本发明属于工业测量技术领域，具体涉及一种位移标签与位移测量雷达结合的卫星结构热变形的实时高精度测量方法，该方法主要应用于航天精密测量领域。

背景技术：

卫星结构在轨尺寸稳定性是卫星功能提高的一个重要因素，在轨环境的温度变化会造成卫星结构的变形，不但会影响卫星自身的健康状况，严重时甚至会影响卫星有效载荷的正常工作。对卫星进行结构变形监测，使用所获得的测量数据可以改进航天器结构设计，为主动控制提供依据，对保证航天器在轨长期有效运行具有十分重要的意义。

遥感卫星为实现对地高分辨率观测，卫星姿态的确定精度和相机内方位元素的稳定精度，转换成相机和星敏的结构尺寸稳定精度都要求在角秒级、微米级。除了光学观测系统，其它如雷达、天线等系统为了达到较高的指向精度，也需要较高的尺寸稳定性。

鉴于卫星在轨结构尺寸稳定性的重要性，国外大量的研究机构都开展了卫星结构变形测量研究。美国nasa、欧洲esa、日本jaxa等都开展了航天器热变形测量技术研究和实验。2003年美国nasa采用数字图像相关测量技术对某航天器的结构及连接件进行变形测量。该测量方法精度高、测量范围大。但是该测量方法因需要对大量的图像数据进行分析处理，因此无法实现实时测量。esa早在90年代就已经把结构稳定性对设备安装精度的影响分析作为卫星设计的要求，2008年采用激光散斑干涉测量技术在欧空局热真空模拟器中对蜂窝板天线进行变形测量，称测量精度达到0.2um。该测量方法容易受温度、湿度、振动等环境条件影响，对环境条件要求高。

国内北京卫星环境工程研究所在开展了真空低温环境下大型展开结构的非接触变形测量，针对φ660mm口径反射面天线变形测量进行研究，采用的测量方法是摄影测量，测量精度能够达到30um。北京航天航空大学在热真空模拟器中采用光纤光栅传感器对某型号的天线进行了热变形测量实验。然而，都无法满足实时测量热变形的目的。

技术实现要素：

为了解决上述技术问题，本发明的目的是提供卫星结构热变形的实时测量方法，该方法实现了碳纤维蜂窝材料、铝合金、钛合金等多种卫星结构材料的热变形测量，旨在提高测量精度和采样频率。其中，一种变形是指连续性的机械结构由一种形态转变为另一种形态，变形测量时一般直接测量位移，通过位移计算出应变、扭曲和应力。有的测量方法能直接测量应变或扭曲，通过应变也可以计算出应力。

本发明是通过如下技术方案实现位移量测量的：

卫星结构热变形的实时测量方法，包括如下步骤：

(1)每个射频位移标签主要包含正弦信号发生器、射频带通放大器、功率发达器和射频天线，在被测卫星结构板表面上均匀粘贴多个射频位移标签的射频天线，粘贴点数量取决于被测结构板的大小及型面复杂程度；

(2)安装固定接受雷达传感器，保证雷达与射频位移标签之间无遮挡物体，所有射频位移标签在雷达的视野范围内；

(3)在加热前开启射频位移标签和接受雷达传感器，雷达传感器接受到来自射频标签的正弦波信号，标签对接收到的信号进行处理；

(4)根据测量工况的温度梯度要求，利用加热片对被测卫星结构板进行加热；

(5)在加热过程中，雷达传感器接收到所有标签的混合回波信号，雷达传感器对回波进行处理得到每个标签的位移量；

(6)计算机采集雷达传感器计算出的每个标签的位置信息和位移量信息，并采集到温度传感器的温度信息，通过最小二乘拟合计算被测结构板的表面随温度变化的变形量分布图。

其中，在加热过程中，雷达传感器接收到所有标签的混合回波信号，雷达传感器对回波进行处理，通过检测每个标签的信号往返相位差来检测每个标签在视线方向的位移量得到每个标签的位移量。

其中，雷达传感器用标签采用全相位傅里叶变换谱分离或者极窄带带通滤波分离实现各标签信号之间的分离，标签信号与背景反射信号之间的分离。

其中，被测卫星结构板的材料为碳纤维蜂窝材料、铝合金或钛合金。

其中，在被测卫星结构板正面粘贴射频位移标签的射频天线，在背面粘贴加热片。

其中，在结构板正面安装固定两个雷达传感器，保证雷达与射频位移标签之间无遮挡物体，所有射频位移标签在雷达的视野范围内。

其中，温度传感器与射频位移标签数量相同并对应设置在射频位移标签附近。

本发明解决了卫星结构热变形的实时高精度测量方法技术难题，通过位移标签可分布式粘贴在卫星结构被测表面上，体积小，重量轻，对现有卫星的结构影响小。本发明的测量方法能够满足碳纤维蜂窝材料、铝合金、钛合金等多种卫星结构材料的热变形测量要求，测量精度优于0.05mm，测量采样频率可达10khz。

附图说明

图1为本发明方法中被测卫星结构板表面粘贴射频位移标签示意图；

图2为本发明方法中被测卫星结构板背面粘贴加热片的示意图；

图3为卫星结构热变形的实时高精度测量方法布局示意图。

其中，1为被测卫星结构板，2为射频位移标签，3位温度传感器，4为雷达传感器，5为计算机。

具体实施方式

以下结合附图对本发明作进一步详细说明，但这仅仅是示例性的，并不旨在对本发明的保护范围进行任何限制。

图1为本发明方法中被测卫星结构板表面粘贴射频位移标签示意，射频位移标签点图中以黑色圆圈代表射频位移标签点，白色圆圈代表温度传感器。以尺寸为500mm*300mm的被测结构板为例，在板的正面，均布粘贴有15个射频位移标签的射频天线，并在其旁边粘贴温度传感器以监测该点的温度。在结构板的固定支架上粘贴一个射频位移标签点，该点作为参考点，以消除环境振动对变形测量结果的影响。

图2为被测卫星结构板背面粘贴加热片示意图，图中以白色方框代表粘贴的加热片。加热片的位置与射频位移标签点向对应，共粘贴有15个加热片。加热片控制器设置好加热的温度梯度，温度变化范围从20℃到60℃，在温度为20℃、25℃、30℃、35℃、40℃、45℃、50℃、55℃和60℃分别进行变形量测量。

图3为卫星结构热变形的实时高精度测量方法布局示意图，卫星结构板竖直放置并固定，在被测卫星结构板正面粘贴射频位移标签，在背面粘贴加热片。在结构板正面安装固定雷达传感器，雷达传感器与被测板的距离为2m并且与被测板的中心等高。保证雷达与射频位移标签的射频天线之间无遮挡物体，所有射频天线在雷达的视野范围内。在加热前开启雷达传感器，雷达传感器辐射信号照射这些射频标签，标签对接收到的信号进行处理，然后转发给雷达传感器。根据测量工况的温度梯度要求，利用加热片对被测卫星结构板进行加热。

在加热过程中，雷达传感器接收到所有标签的混合回波信号，雷达传感器对回波进行处理，通过检测每个标签的信号往返相位差来检测每个标签在视线方向的位移量得到每个标签的位移量。为实现多标签位移量的同时动态测量，标签调制方式选择抑制载波双边带调幅技术，雷达用标签采用全相位傅里叶变换谱分析技术或者极窄带带通滤波器技术分离算法实现各标签信号之间的分离，标签信号与背景反射信号之间的分离。通过微波遥测技术的相关原理，参考点射频天线的位置固定不变，通过测量其他射频天线与参考射频天线之间的相对相位变化情况，计算出其射频天线的位移量δd：

其中，δφ为相位变化，λ为波长。

计算机采集雷达传感器计算出的每个标签的位置信息和位移量信息，并采集到温度传感器的温度信息，通过最小二乘拟合计算被测结构板每个测点的表面随温度变化的变形量图。其拟合方法采用最小二乘法多项式曲线拟合。把由雷达传感器得到的标签位移量和温度传感器测量的标签点附近的温度值结合分析，可以对热变形的变形情况进行研究，并分析相应的卫星温度控制及补偿措施。

尽管上文对本发明专利的具体实施方式给予了详细描述和说明，但是应该指明的是，我们可以依据本发明专利的构想对上述实施方式进行各种等效改变和修改，其所产生的功能作用仍未超出说明书及附图所涵盖的精神时，均应在本发明专利的保护范围之内。