[发明专利]一种基于有限元分析的航天装置结构三维热变形测量方法

说明书

本发明公开了一种基于有限元分析的航天装置结构三维热变形测量方法，建立航天装置结构的三维热变形有限元模型；在地面模拟环境下，采集航天装置结构的多点热变形数据，及航天装置结构的本体温度分布物理场数据；使用地面模拟环境下采集的数据，用拟合方法对航天装置结构的热变形有限元模型的参数进行修正，建立结构热变形与温度物理场作用的映射关系；在轨工作状态下，采用经过参数修正的热变形有限元模型，将航天装置结构在轨实测的物理场数据作为模型输入，得到航天装置结构的在轨三维热变形数据。本发明在空间状态下无需配合外部高精度几何量测量设备，可解决真空、失重、高低温等特殊空间环境条件下大尺寸复杂结构件变形量的准确测量问题。

技术领域

本发明涉及一种热变形测量方法，特别涉及一种基于有限元分析的航天装置结构三维热变形测量方法。

背景技术

目前，航天器关键结构，如卫星、空间站的载荷的复材安装基板、高精度天线、相机支架等，直接决定了整星可靠性和数据质量。但在高低温、高真空、微重力的恶劣空间环境下，环境温度与地面制造状态差异巨大，上述关键结构虽然构造设计复杂、材料工艺先进，航天装置结构热变形始终难以避免，急需在产品全寿命周期对结构稳定性进行在轨观测和调整控制。

地面实验室环境下，结构变形测量有形貌测量、坐标测量、位移测量、接触式直接测量等多种方法，代表性仪器有光栅扫描三维测量系统、激光跟踪仪、激光干涉仪、电子散斑干涉仪、数字图像相关仪等多种光学测量系统。但是，现有测量系统的共同原理特点是，必须在外部一定距离获取结构表面光学信号或特征，在轨状态下进行星上部署难度巨大；更重要的是，现有测量设备本身工作环境仍针对地面实验室或者制造环境，尚无法解决测量设备在轨环控、精度保持等一系列难题，如基于现有系统进行在轨测量，设备还必须随航天器一同发射入轨，与其他任务载荷发生冲突，增加发射难度，影响发射效果。因此，当前空间环境下研究结构特性获取变形规律，主要以地面模拟环境下的物理实测为主。

另一方面，随着计算科学快速发展，工程领域以有限元分析为代表的数学建模仿真技术已成为空间复杂结构设计分析的重要手段。但数学建模过程本身需要大量环境条件假设、材料特性假设及结构简化，且结构连接条件存在失真，导致分析结果与实际结构变形规律之间往往存在有较大差距，很难真实反映结构特性。因此如何提高数学模型的正确性和可信度，是当前本领域技术人员高度重视的研究热点。常用模型修正手段方法主要采用地面实测数据修正，仅能修正振动、模态等简化参数，获取高精度测量数据只能进行小范围单点观测，相邻结构间力、热等物理场相互耦合仍然会造成观测条件变异，导致修正精度难以达到理想状态，只能用于比较参照。

航天装置结构一旦生产完成其结构特性主要决定于结构设计、材料特点，且航天器应变、温度、光纤等力、热物理量集成测量工艺已经成熟，可提供高质量测量数据。因此充分利用航天装置结构本身集成的物理信息测量元件，在地面状态下通过全面物理实测建立准确映射结构变形量、内部物理场的计算模型，则可在空间环境下通过观测物理场配合计算模型获得结构各个位置整体变形量。

发明内容

本发明为解决公知技术中存在的技术问题而提供一种基于有限元分析的航天装置结构三维热变形测量方法。

本发明为解决公知技术中存在的技术问题所采取的技术方案是：一种基于有限元分析的航天装置结构三维热变形测量方法，建立航天装置结构的三维热变形有限元模型；在地面模拟环境下，采集航天装置结构的多点热变形数据，以及航天装置结构的本体温度分布物理场数据；使用地面模拟环境下采集的数据，采用拟合方法对航天装置结构的热变形有限元模型的参数进行修正，建立结构热变形与温度物理场作用的准确映射关系；在轨工作状态下，采用经过参数修正的热变形有限元模型，将航天装置结构在轨实测的物理场数据作为模型输入，得到航天装置结构的在轨三维热变形数据。

进一步地，包括如下具体步骤：

步骤1：测量航天装置结构参数，并根据先验材料参数，及在地面模拟环境下航天装置结构的本体温度分布物理场实测数据，建立基于地面模拟环境下实测数据的三维热变形有限元模型；