本發(fā)明涉及航天器設(shè)計與測試方法，具體的涉及一種全尺寸航天器結(jié)構(gòu)在軌熱變形預(yù)示方法。

背景技術(shù)：

隨著高分辨率載荷的應(yīng)用需求不斷擴大，衛(wèi)星結(jié)構(gòu)精度和尺寸穩(wěn)定性也面臨越來越高的要求，因此需要對衛(wèi)星在軌熱環(huán)境下的結(jié)構(gòu)變形進行預(yù)測并根據(jù)實際使用情況對其進行控制，以保證衛(wèi)星高精度載荷在軌圓滿完成任務(wù)。本發(fā)明通過衛(wèi)星結(jié)構(gòu)在軌變形預(yù)示、測量與控制技術(shù)的研究，對衛(wèi)星在軌變形進行細致評估和控制，保證高分辨率載荷的在軌性能，為發(fā)展后續(xù)高分辨率衛(wèi)星提供技術(shù)保障。

技術(shù)實現(xiàn)要素：

本發(fā)明的目的是提供一種全尺寸航天器結(jié)構(gòu)在軌熱變形預(yù)示方法。

為達到上述目的，本發(fā)明所采用的技術(shù)方案如下：

一種全尺寸航天器結(jié)構(gòu)在軌熱變形預(yù)示方法，包括如下步驟：

步驟一：應(yīng)用有限元軟件建立全尺寸航天器仿真計算模型；

步驟二：對模型依次按區(qū)域賦予溫度載荷，對航天器熱變形靈敏度進行分析，通過航天器不同部位的迭代計算，尋找到對熱變形指標的最大影響因素；

步驟三：根據(jù)靈敏度分析結(jié)果，完成地面測試工況的設(shè)置，重點區(qū)域的溫度工況可進行階梯式細化；

步驟四：按照指定的工況條件設(shè)計地面試驗，完成地面熱變形測試，獲取全尺寸航天器的地面狀態(tài)的熱變形數(shù)據(jù)；

步驟五：將地面測試數(shù)據(jù)作為輸入條件帶入全尺寸航天器仿真模型，修正材料參數(shù)、連接剛度等環(huán)節(jié)，使模型仿真結(jié)果與測試數(shù)據(jù)保持良好吻合性；

步驟六：將修正好的計算模型帶入在軌溫度載荷；

步驟七：得到全尺寸航天器結(jié)構(gòu)在軌熱變形預(yù)示數(shù)據(jù)。

優(yōu)選地，所述的航天器結(jié)構(gòu)熱變形靈敏度分析，即逐一對全尺寸航天器仿真模型區(qū)域性賦予溫度載荷，并對比相應(yīng)熱變形仿真結(jié)果，尋找對全尺寸航天器熱變形有較大影響的部位及影響權(quán)重。

優(yōu)選地，所述的地面測試工況設(shè)置，即在靈敏度分析基礎(chǔ)上，對權(quán)重部位進行溫度工況加載設(shè)計，設(shè)計內(nèi)容包括溫度載荷、升溫速率、多部位載荷疊加設(shè)置等內(nèi)容。

優(yōu)選地，所述的獲取全尺寸航天器的地面測試狀態(tài)熱變形數(shù)據(jù)，即根據(jù)工況要求完成航天器熱變形測試，測試內(nèi)容包括天線陣面位移、天線陣面平面度變化及天線全陣面指向角度。

優(yōu)選地，所述的獲取全尺寸航天器的地面測試狀態(tài)熱變形數(shù)據(jù)，即依靠高精度光學(xué)攝影測量系統(tǒng)獲取天線陣面位移和平面度，依靠高精度光學(xué)攝影測量系統(tǒng)與經(jīng)緯儀系統(tǒng)聯(lián)合獲取天線全陣面指向角度數(shù)據(jù)。

優(yōu)選地，所述的基于地面測試結(jié)果的全尺寸航天器模型修正，即以天線陣面位移為修正依據(jù)、參考天線全陣面指向角度變化數(shù)值，對航天器材料參數(shù)、天線連接剛度等進行參數(shù)修正。

優(yōu)選地，所述的基于在軌溫度場的全尺寸航天器模型完善，即將修正好的地面測試狀態(tài)航天器仿真模型的溫度工況替換為在軌溫度載荷。

優(yōu)選地，所述的在軌熱變形預(yù)示，即將完成在軌溫度載荷替換的航天器仿真模型進行自由邊界條件下的計算，提取運算結(jié)果，得到預(yù)示結(jié)果。

與現(xiàn)有技術(shù)相比，本發(fā)明有以下優(yōu)勢：首次通過熱變形靈敏度分析，以獲取的地面試驗數(shù)據(jù)為修正依據(jù)，將多工況試驗結(jié)果并行反饋到仿真模型，并給出最終在軌溫差及自由邊界條件下真實在軌熱變形的預(yù)示結(jié)果；在地面試驗中首次使用高精度光學(xué)攝影測量系統(tǒng)獲取星載天線陣面位移和平面度，首次利用高精度光學(xué)攝影測量系統(tǒng)與經(jīng)緯儀系統(tǒng)聯(lián)合獲取天線全陣面指向角度數(shù)據(jù)。

附圖說明

圖1為本發(fā)明提供的全尺寸航天器結(jié)構(gòu)在軌熱變形預(yù)示方法流程圖；

圖2為本發(fā)明航天器結(jié)構(gòu)熱變形靈敏度分析流程圖；

圖3為本發(fā)明航天器結(jié)構(gòu)熱變形試驗工況設(shè)置圖；

圖4為本發(fā)明航天器結(jié)構(gòu)熱變形地面測試原理圖。

具體實施方式

下面結(jié)合附圖對本發(fā)明的實施例作詳細說明。以下實施例將有助于本領(lǐng)域的技術(shù)人員進一步理解本發(fā)明，但不以任何形式限制本發(fā)明。應(yīng)當指出的是，對本領(lǐng)域的普通技術(shù)人員來說，在不脫離本發(fā)明構(gòu)思的前提下，還可以做出若干變化和改進。這些都屬于本發(fā)明的保護范圍。

圖1為本發(fā)明所提供的一種全尺寸航天器結(jié)構(gòu)在軌熱變形預(yù)示方法的具體步驟。

圖2所示，航天器結(jié)構(gòu)熱變形靈敏度分析，即分別對全尺寸航天器各主要結(jié)構(gòu)部件包括平臺隔板、平臺側(cè)板、載荷艙隔板、載荷艙側(cè)板、天線支撐桁架、天線框架、天線本體及星敏支架等結(jié)構(gòu)賦予一定溫度載荷，對比天線安裝位置處熱變形結(jié)果，依次篩選出對全尺寸航天器熱變形有較大影響的部位如平臺側(cè)板、載荷艙側(cè)板和天線框架等三類部件，并通過得到各部件對熱變形指標的影響權(quán)重。

圖3所示，地面測試工況設(shè)置，即在靈敏度分析基礎(chǔ)上，對多部位進行溫度工況加載，主要包括溫度載荷階梯加載、多部位溫度載荷疊加設(shè)置等內(nèi)容，獲取多位置多溫度載荷下的變形數(shù)據(jù)，測試內(nèi)容包括天線陣面位移、天線陣面平面度變化及天線全陣面指向角度。上述數(shù)據(jù)均作為下一階段修正模型的參考，便于提高后續(xù)整星熱變形預(yù)示模型的準確性。

圖4所示，高精度平面度及指向測量系統(tǒng)設(shè)置，測量系統(tǒng)可以是由單相機或雙相機和數(shù)臺經(jīng)緯儀聯(lián)機組成，使用該系統(tǒng)的測量精度在2.5m天線陣面范圍內(nèi)測量平面度精度優(yōu)于0.03mm，測量棱鏡指向精度優(yōu)于10”。依靠光學(xué)攝影測量獲取各試驗工況下的天線陣面變形位移和變形前后平面度；通過聯(lián)立高精度光學(xué)攝影測量系統(tǒng)的平面坐標數(shù)據(jù)與經(jīng)緯儀系統(tǒng)瞄測特定棱鏡數(shù)據(jù)，解算出陣面與基準棱鏡的指向數(shù)據(jù)，從而獲取全尺寸航天器的地面熱變形測試的全狀態(tài)數(shù)據(jù)。

基于地面測試結(jié)果的全尺寸航天器模型修正，即以天線陣面位移為修正依據(jù)、參考天線全陣面指向角度變化數(shù)值，對航天器材料參數(shù)、天線連接剛度等進行參數(shù)修正。

基于在軌溫度場的全尺寸航天器模型完善，即將修正好的地面測試狀態(tài)航天器仿真模型的溫度工況替換為在軌溫度載荷。

在軌熱變形預(yù)示，即將完成在軌溫度載荷替換的航天器仿真模型進行自由邊界條件下的計算，提取運算結(jié)果，得到預(yù)示結(jié)果。

以上對本發(fā)明的具體實施例進行了描述。需要理解的是，本發(fā)明并不局限于上述特定實施方式，本領(lǐng)域技術(shù)人員可以在權(quán)利要求的范圍內(nèi)做出各種變化或修改，這并不影響本發(fā)明的實質(zhì)內(nèi)容。在不沖突的情況下，本申請的實施例和實施例中的特征可以任意相互組合。