[发明专利]一种用于航天器的空间微小碎片撞击监测系统设计方法及系统

说明书

本发明提供了一种用于航天器的空间微小碎片撞击监测系统设计方法及系统，设计了曲折叉指和四加强栅结构的无源无线传感器，并以阵列形式固定于航天器舱壁内层，实现电磁波在传感器内部传播时能够形成二次反射，反射增强了电磁波的强度，提高了传感器灵敏度，设计了撞击定位系统，利用激光读写器获取传感器撞击信号变化来确定舱壁的应变，设计了对地通信系统，采用地面激光读写器发射激光束的方式进行通信，激光读写器发射的激光的区域大小和位置与传感器阵列对应，具有成本低、可维修、便于迭代升级，设计了数字伴飞系统，实现了对航天器在轨健康状态监测和预警，实现地面数字模型与实际航天器同步运行，进行全任务、全时段的数字伴飞。

技术领域

本发明涉及航天器健康监测技术领域，尤其涉及一种用于航天器的空间微小碎片撞击监测系统设计方法及系统。

背景技术

目前，太空开发因为太空碎片增多而受到威胁，对于全世界各国来说，减小空间碎片的危害从而使人类的太空环境能够长期的可持续发展，具有极其重要的意义。对空间微小碎片的在轨监测定位能够有效评估航天器的撞击情况，从而完成对航天器在轨健康管理，对于确保航天器健康具有重要意义。

目前，主要采用直接声发射法和粘贴PVDF薄膜到航天器表面来测量其应变，方法存在以下缺陷：

在以空间站为代表的大型航天器中，普通PVDF薄膜和凝固后的粘接剂有着远超所测舱壁空间的弹性模量，使靠近PVDF薄膜的舱壁空间表面伸缩受限制，从而产生了局部应力集中现象，测试值不能正确反映实际情况；

声发射法受舱外环境和原理限制，仅能测量超高速撞击，测量精度有限，而且只能测量平板结构；

利用PVDF薄膜和声发射法进行测量需要供电电源和电桥、信号调理电路等，需要有线连接，实际使用过程中的产品体积大，安装时需要在航天器表面打孔，操作难度大，并且有源的方式由于其电源会在舱壁处安装、走线，存在安全隐患；

PVDF薄膜和声发射法的传感器不耐高温，当存在航天器因为微小碎片高速撞击产生烧蚀工况时，表面最高温度可以达到1300摄氏度，PVDF薄膜和声发射法无法发挥作用；

目前，国际上已陆续开展了针对航天器的相关无源无线研究，研究方向主要为传感器节点方向，特别是非接触的力学信号检测，主要方向为LC传感器，但是需要内部采集能量供电，电路会对周围电场环境产生影响，且无线传输距离较近，需要较大的阻抗分析仪进行信号采集，实际使用环境受限明显。

发明内容

本发明的目的在于克服现有技术的不足，提供一种用于航天器的空间微小碎片撞击监测系统设计方法及系统。

本发明的目的是通过以下技术方案来实现的：

第一方面，本发明提供一种用于航天器的空间微小碎片撞击监测系统设计方法，包括：

步骤一：无源无线传感器设计

使用多场耦合分析软件进行计算和仿真，设计包含曲折叉指和四加强栅结构的无源无线传感器，具体结构包含：激光天线，激光天线由双主镜和双副镜组成反射式四镜，与激光天线连接的四个曲折叉指和四加强栅，每个曲折叉指的夹角为120度，每个加强栅共两个夹角，每个夹角为120度；

步骤二：无源无线传感器布置

将无源无线传感器以阵列形式固定于航天器舱壁内层，无源无线传感器阵列依据被测舱壁的形状进行安装，航天器舱壁为矩形，各个无源无线传感器安装位置横向间隔与竖向间隔相同，布置阵列时，对传感器位置进行标定确定各传感器的位置；

步骤三：撞击监测系统设计

当无源无线传感器所在航天器舱体区域有裂纹和变形时，引起曲折叉指和加强栅发生形变，产生携带应变信息的谐振波信号，通过激光读写器获取携带应变信息的谐振波信号，利用卷积神经网络对携带应变信息的谐振波信号进行处理确定航天器舱壁的应变位置和应变大小；