一种卫星结构热稳定性的地面测试方法
【技术领域】
[0001] 本发明涉及航天器结构地面试验技术领域，尤其涉及一种卫星结构热稳定性的地 面测试方法。
【背景技术】
[0002] 基于军事和民用方面的考虑，世界各航天大国相继研制出各种以对地观测为目的 的遥感卫星，并逐步走向商业化，如美国的Landsat、Ikonos、QuickBird、WorldView、 GeoEye，法国的SPOT，日本的ASTER、AL0S，印度的Cartosat等。为摆脱我国遥感数据的市场 长期依赖美、法等国外遥感卫星的现状，我国陆续研制和发射了一系列的陆地遥感卫星，如 资源系列卫星和ZY-3号卫星，但其性能与国外先进国家存在较大差距，未来几年，研制高精 度陆地遥感卫星(或地球资源卫星)是我国航天科技发展的必然趋势。
[0003] 定位精度是陆地遥感卫星的一项关键性能指标，由于卫星在轨时的热环境十分恶 劣，因此定位精度与卫星的结构热稳定(主要是指结构热变形引起相机、星敏光轴相对指向 的变化)性存在密切的关系，例如当结构热变形引起相机光轴指向变化1"就会导致相机指 向在地面偏离理论目标2.45m(轨道高度约为500Km)。随着陆地遥感卫星精度要求的越来越 高，对卫星结构热稳定性提出了很高的要求。地面研究卫星的结构热稳定性规律不仅可以 地面验证卫星的高热稳定性设计，而且可以对在轨卫星进行热稳定性修正。然而目前国内 尚没有较为成熟的高精度地面实验技术，卫星的高热稳定设计一般只能通过纯计算的方法 验证，由于卫星结构的复杂性造成纯计算方法的结果一般误差较大。
【发明内容】
[0004] 本发明提供一种卫星结构热稳定性的地面测试方法，实现了卫星结构热稳定性的 高精度地面测量。
[0005] 本发明是通过以下技术方案实现：
[0006] -种卫星结构热稳定性的地面测试方法，其利用地面测试系统进行卫星结构热稳 定性试验，该地面测试系统包括:试验平台、待测结构、立方镜、加热单元、测温单元、经炜 仪、数据采集单元、程控电源、温控计算机和数据处理计算机;其连接关系为:待测结构根据 在卫星上的实际状态放置于试验平台上;立方镜安装在待测结构的结构光轴位置处；加热 单元和测温单元分别粘贴在待测结构上；数据采集单元用于采集测温单元的温度测量数 据;程控电源用于控制加热单元的加热功率;温控计算机分别与数据采集单元和程控电源 相连，控制数据采集单元和程控电源以实现待测结构的温度场控制;一个立方镜由2台经炜 仪采集立方镜相互正交的两个反射面数据并将其发送到数据处理计算机，所有经炜仪两两 互瞄；
[0007]其试验过程为:温控计算机控制程控电源调整加热单元的加热功率，以进行待测 结构的η个温度工况试验，每个温度工况试验的试验温度范围分为m个温度平衡点，每个温 度工况试验均从初始温度到达m个温度平衡点中温度值最高的温度平衡点后回温到初始温 度，且每个温度工况试验中经炜仪的位置固定不变;在每个温度平衡点时经炜仪实时对准 立方镜的反射面，以实时记录该反射面对应的经炜仪的俯仰、偏航方向的读数，根据读数求 得立方镜的转动角度，并将转动角度实时送往数据处理计算机，同时记录所有测温单元的 温度测量数据;其中，η为4个以上，m为3个以上；
[0008] 数据处理计算机：以初始温度时经炜仪获得的立方镜转动角度为基准，把后续每 个温度平衡点时经炜仪获得的立方镜转动角度与初始温度获得的立方镜转动角度相减，求 得每个温度平衡点对应立方镜转角的变化，然后以测温单元在温度平衡时的温度测量数据 为横坐标，以对应的立方镜转角变化为纵坐标作该方镜反射面的温度-转角图，选取该温度 工况试验中斜率最大的温度-转角图作为该温度工况试验的温度-转角代表图，从η个温度 工况试验中选取斜率最大的温度-转角代表图作为参考图，根据该参考图获得待测结构转 动角度随温度的变化情况以进行卫星结构热稳定性分析。
[0009] 进一步的，待测结构通过螺钉固连在试验平台上，试验平台为隔振平台。
[0010] 进一步的，所述系统在进行试验前，还包括预试验，以检测试验系统的长期飘移误 差，在温度不变的条件下，经炜仪长时间实时对准立方镜的反射面，求得立方镜转角的变 化，即为试验系统的长期飘移误差，并当长期飘移误差在设定范围内时开始试验。
[0011] 进一步的，初始温度为室温。
[0012] 与现有的技术相比，本发明的有益效果是：
[0013] (1)与以往卫星的高热稳定设计一般只能通过纯计算的方法验证相比，本发明实 现了卫星结构热稳定性高精度地面测量;与纯计算的结果相比，地面试验结果更为准确，因 此本发明提出的基于精测法的结构热稳定性高精度地面试验，可以更准确的验证卫星的高 热稳定性设计以提高卫星设计的可靠性。例如对于某卫星的复材星敏支架，计算结果表明 复材星敏支架的热稳定性为l"/°c，而地面试验结果为10"/°C，纯计算的结果与试验结果相 比有数量级的偏差，而该卫星的在轨实测数据表明该星敏支架的热稳定性约为8.2"/°C，与 试验结果相近。
[0014] (2)本发明实现了在不同温度工况下待测结构热稳定性能定量试验，利用这些定 量试验结果能准确的修正计算模型，基于修正后的计算模型，在更为复杂的在轨实际温度 工况下，可以实现待测结构热稳定性能较为精确的定量预测，从而为设计和在轨修正提供 参考。因此，通过试验与计算相结合的方法不仅能够更准确的指导设计，而且能在轨进行卫 星结构热稳定性精确修正。
【附图说明】
[0015] 图1为本发明的实施例的卫星结构热稳定性的地面试验系统示意图；
[0016] 图2为本发明的实施例的卫星结构热稳定性的地面试验系统第一试验结果示意 图；
[0017] 图3为本发明的实施例的卫星结构热稳定性的地面试验系统第二试验结果示意 图。
【具体实施方式】
[0018] 为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对 本发明进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅仅用以解释本发明，并 不用于限定本发明。
[0019] 一种卫星结构热稳定性的地面测试方法，其利用地面测试系统进行卫星结构热稳 定性试验，该地面测试系统包括:试验平台、待测结构、立方镜、加热单元、测温单元、经炜 仪、数据采集单元、程控电源、温控计算机和数据处理计算机;其连接关系为:待测结构根据 在卫星上的实际状态放置于试验平台上;立方镜安装在待测结构的结构光轴位置处；加热 单元和测温单元分别粘贴在待测结构上；数据采集单元用于采集测温单元的温度测量数 据;程控电源用于控制加热单元的加热功率;温控计算机分别与数据采集单元和程控电源 相连，控制数据采集单元和程控电源以实现待测结构的温度场控制;一个立方镜由2台经炜 仪采集立方镜相互正交的两个反射面数据并将其发送到数据处理计算机，所有经炜仪两两 互瞄；
[0020] 其试验过程为:温控计算机控制程控电源调整加热单元的加热功率，以进行待测 结构的η个温度工况试验，每个温度工况试验的试验温度范围分为m个温度平衡点，每个温 度工况试验均从初始温度到达m个温度平衡点中温度值最高的温度平衡点后回温到初始温 度，且每个温度工况试验中经炜仪的位置固定不变;在每个温度平衡点时经炜仪实时对准 立方镜的反射面，以实时记录该反射面对应的经炜仪的俯仰、偏航方向的读数，根据读数求 得立方镜的转动角度，并将转动角度实时送往数据处理计算机，同时记录所有测温单元的 温度测量数据；
[0021] 数据处理计算机中：以初始温度时经炜仪获得的立方镜转动角度为基准，把后续 每个温度平衡点时经炜仪获得的立方镜转动角度与初始温度获得的立方镜转动角度相减， 求得每个温度平衡点对应立方镜转角的变化，然后以测温单元在温度平衡时的温度测量数 据为横坐标，以对应的立方镜转角变化为纵坐标作该方镜反射面的温度-转角图，选取该温 度工况试验中斜率最大的温度-转角图作为该温度工况试验的温度-转角代表图，从η个温 度工况试验中选取斜率最大的温度-转角代表图作为参考图，根据该参考图获得待测结构 转动角度随温度的变化情况以进行卫星结构热稳定性分析。
[0022] 所述待测结构一般通过螺钉固连在所述试验平台上，所述试验平台一般为隔振平 台。所述立方镜可以安装一个或者多个，所述立方镜需尽量靠近所述待测结构的结构光轴 位置，以近似所述待测结构的结构光轴。所述结构光轴是指:星敏、相机或其他设备安装在 所述待测结构上后星敏、相机或其他设备对应的光轴或其他特征轴。所述的立方镜提供经 炜仪测量所需要的反射面，且所述立方镜需要两台所述经炜仪对应其相互正交的两个反射 面。所述立方镜发射面的需要有较高的正交精度，例如正交偏差角度2"。
[0023]所述温度工况根据所述待测结构的热环境进行设置，一般包括相互正交的三个方 向