[发明专利]航天器热变形试验方法

说明书

本发明提供一种航天器热变形试验方法，包括如下步骤：S1、在多边界条件热变形分析基础上，模拟航天器在轨边界状态，建立航天器热变形试验状态；S2、对航天器结构施加不同温度载荷，获得典型试验工况下准确的温度场及热变形数据，进行航天器结构热稳定性设计合理性验证；S3、通过比对试验数据与仿真数据进行热变形仿真模型修正，进而预示在轨变形情况。本发明保证了试验数据的可靠、准确，能够为航天器结构热稳定性设计及设计指标验证提供依据。

技术领域

本发明涉及航天器领域，具体涉及一种航天器热变形试验方法。

背景技术

近年来，高分辨率对地观测需求对航天器的空间分辨率、时间分辨率及定位精度等提出了更高的要求。航天器在轨运行过程中，极端轨道温度环境引起的有效载荷或平台结构热变形是影响航天器对地观测分辨率和定位精度的重要因素之一，有必要对航天器结构开展热稳定性研究和热变形控制，以满足高分辨率、高定位精度的发展需求。

热变形试验技术是航天器结构热稳定性研究及在轨变形预测的基础，在地面研制阶段，需要设计可靠、有效的热变形试验方法对航天器结构热稳定设计进行验证，通过对温度环境的准确模拟和结构变形的精确测量，实现航天器结构热变形模型修正及在轨变形预示，对航天器有效载荷的在轨性能进行评估。

发明内容

本发明针对航天器结构热稳定研究和热变形控制需求，提供了一种航天器结构热变形试验方法，保证了试验数据的可靠、准确，能够为航天器结构热稳定性设计及设计指标验证提供依据。

本发明提供的航天器热变形试验方法包括如下步骤：

S1、在多边界条件热变形分析基础上，模拟航天器在轨边界状态，建立航天器热变形试验状态；所述试验状态为航天器在轨工作时处于失重状态和无约束状态；

S2、对航天器结构施加不同温度载荷，获得典型试验工况下准确的温度场及热变形数据，进行航天器结构热稳定性设计合理性验证；

S3、通过比对试验数据与仿真数据进行热变形仿真模型修正，进而预示在轨变形情况。

所述的航天器热变形试验状态是在多边界条件热变形分析基础上，在地面试验环境条件下模拟航天器在轨边界状态，并保证试验实施的可行性和有效性。

所述的典型试验工况是考虑航天器结构温度梯度以及热变形敏感因素，对航天器结构施加不同温度载荷，并获得相应的温度场及热变形数据。

所述的热变形仿真模型修正是根据热变形试验数据和仿真数据，考虑结构线膨胀系数、刚度、连接关系和边界条件等，开展航天器结构热变形模型的修正，并将航天器结构产品主要部位的在轨温度分布输入修正后的热变形仿真模型，得到结构产品的在轨变形预示结果，验证航天器结构产品热稳定性设计的合理性。

所述步骤S2中通过温控系统和热变形测量系统进行典型试验工况下准确的温度场及热变形数据的获取，该温控系统由温度加载系统和温度测量系统组成；该热变形测量系统由变形测量系统和数据分析处理系统组成；变形测量系统包括角度测量系统和位移测量系统，角度测量系统用于测量星敏感器指向变化、星敏感器相对其他载荷指向变化；位移测量系统用于测量典型试验工况下有效载荷的平面度/面型精度变化；数据分析处理系统用于实现数据采集、存储、格式转换；实现试验测量数据的指定命名、滤波平滑、匹配拟合，并根据试验文件技术要求完成相应的热变形指标评估；具备试验数据分析结果输出、图形显示功能。

本发明保证了试验数据的可靠、准确，能够为航天器结构热稳定性设计及设计指标验证提供依据。

附图说明

图1为本发明实施例中整星级热变形试验星箭分离面约束状态示意图；

图中：(a)竖直状态，(b)水平状态。

图2为本发明实施例中分系统级及部组件级热变形试验约束状态示意图。