一种用于航天器的应变测量装置及其测量方法

　　本发明提供了一种用于航天器的应变测量装置及其测量方法,将应变测量装置配置于航天器平台上,用于感知、调理及传输主动段连接环上的动态应变信号,后续可根据此应变信号计算出发射主动段的动态界面力,为航天器结构设计与地面力学试验提供依据。本发明主要解决了航天器与运载火箭界面动态载荷识别过程中对测量装置结构紧凑、质量轻,可靠性要求高,适用于高频动态应变测量,能实现在线采集等工程问题。通过实际在轨应用该装置的有效性也得到验证。

　　1.一种用于航天器的应变测量装置,其特征在于,包括温度自补偿应变花、电源调理模块、应变桥路模星空综合块以及运放模块,其中,

　　温度自补偿应变花设置在航天器主动段连接环上,检测动态应变信号,并依次通过应变桥路模块、运放模块输出动态应变信号,

　　所述温度自补偿应变花包括测量航天器主动段连接环测量点的三个方向的自补偿应变片,

　　所述应变桥路模块包括温度自补偿应变花和固定电阻构成的全桥电路,所述应变桥路模块的输入端接入电源调理模块,所述应变桥路模块的输出端连接运放电路,

　　应变片在外力作用下产生的电阻变化为ΔR,δ·R,δ∝ε,ε为测量应变,则应变片总电阻为R(1+δ),不考虑导线电阻的理想电桥输出为,

　　温度自补偿应变花、应变桥路模块以及运放模块均设置有多组,每组分别对应航天器主动段连接环上的一个测量点。

　　2.根据权利要求1所述的用于航天器的应变测量装置,其特征在于,还包括电源模块,所述电源模块向所述电源调理模块提供直流电。

　　3.根据权利要求1所述的用于航天器的应变测量装置,其特征在于,还包括A/D采样模块,所述A/D采样模块接收运放模块输出的动态应变信号。

　　4.根据权利要求3所述的用于航天器的应变测量装置,其特征在于,所述运放模块包括差动放大器,所述差动放大器的同向输入端和反向输入端连接应变桥路模块的输出端,差动放大器的输出端连接A/D采样模块。

　　5.根据权利要求1所述的用于航天器的应变测量装置,其特征在于,还包括外壳,温度自补偿应变花、电源调理模块、应变桥路模块以及运放模块均安装在外壳内。

　　6.一种基于权利要求1‑5所述的用于航天器的应变测量装置的测量方法,其特征在于,包括如下步骤,

　　信号采集步骤,收到采集指令,应变测量装置对航天器主动段连接环采集动态应变信号,

　　[0001]本发明涉及航天测量领域,具体地,涉及一种用于航天器的应变测量装置及其测量方法。

　　[0002]航天器与运载界面的载荷特性是航天器结构设计的重要依据。国内外主力火箭用户手册都以准静态过载的形式详细规定了星箭界面的三向载荷条件。但是,通常运载用户手册中给出的这个载荷谱较为简单,只反映最大值,载荷幅值与频率完全脱离。

　　[0003]近些年来,国内外的航天技术研究机构认识到由于航天器试验状态与发射状态存在边界条件的差异,传统的界面加速度控制会产生严重的“过试验”问题。因此需要应变测量装置来实现载荷幅值和频率的统一,传统的应变测量装置(CN2422617)和三向应变测量装置(专利号,CN102636105A)航天适用能力均不明显。为保证在轨数据的稳定性,本发明提出了航天器应变测量装置。逐步重视在星箭界面加速度控制基础上,通过增加界面力控制(力限控制)的方式来缓解“过试验”现象。作为力限控制的输入,准确掌握发射阶段星箭界面载荷状态对于航天器结构轻量化设计、敏感载荷动态优化设计具有十分重要的意义。

　　[0004]针对现有技术中的缺陷,本发明的目的是提供一种用于航天器的应变测量装置及其测量方法。

　　[0005]根据本发明提供的一种用于航天器的应变测量装置,包括温度自补偿应变花、电源调理模块、应变桥路模块以及运放模块,其中,

　　[0007]温度自补偿应变花设置在航天器主动段连接环上,检测动态应变信号,并依次通过应变桥路模块、运放模块输出动态应变信号。

　　[0008]优选地,还包括电源模块,所述电源模块向所述电源调理模块提供直流电。

　　[0009]优选地,还包括A/D采样模块,所述A/D采样模块接收运放模块输出的动态应变信号。

　　[0010]优选地,所述运放模块包括差动放大器,所述差动放大器的同向输入端和反向输入端连接应变桥路模块的输出端,差动放大器的输出端连接A/D采样模块。

　　[0011]优选地,所述温度自补偿应变花包括测量航天器主动段连接环测量点的三个方向的自补偿应变片。

　　[0012]优选地,所述应变桥路模块包括温度自补偿应变花和固定电阻构成的全桥电路,所述应变桥路模块的输入端接入电源调理模块,所述应变桥路模块的输出端连接运放电路。

　　[0013]优选地,还包括外壳,温度自补偿应变花、电源调理模块、应变桥路模块以及运放模块均安装在外壳内。

　　[0014]优选地,温度自补偿应变花、应变桥路模块以及运放模块均设置有多组,每组分别对应航天器主动段连接环上的一个测量点。

　　[0016]本发明还一种基于上述的用于航天器的应变测量装置的测量方法,包括如下步骤,

　　[0017]信号采集步骤,收到采集指令,应变测量装置对航天器主动段连接环采集动态应变信号,

　　[0020]1、本发明的应变测量装置在航天器上首次采用温度自补偿三向应变花,每个应变片测量电路采用三线制接法,提升了高频动态应变测量的准确性。

　　[0021] 2、本发明可以准确、高效地获取航天器与运载火箭连接环上的动态应变信号,并通过计算获得发射主动段动态界面力,为航天器结构设计与地面力学试验提供依据。

　　[0022] 3、本发明的应变测量装置结构紧凑、质量轻、可靠性高,可以实现在线采集和转发。通过实际在轨应用该装置的有效性也得到验证。

　　[0023] 4、本发明用来感知、调理及传输航天器主动段连接环上的动态应变信号,根据此应变信号可以计算出发射主动段航天器与运载火箭的动态界面力,为航天器结构设计与地面力学试验提供依据。

　　[0024] 通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述,本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显,

　　[0032] 下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本发明,但不以任何形式限制本发明。应当指出的是,对本领域的普通技术人员来说,在不脱离本发明构思的前提下,还可以做出若干变化和改进。这些都属于本发明的保护范围。

　　[0033] 如图1至图7所示,本发明提供一种用于航天器的应变测量装置及其测量方法,本发明将应变测量装置配置于航天器平台上,用于感知、调理及传输主动段连接环上的动态应变信号,并根据此应变信号计算出发射主动段的动态界面力,为航天器结构设计与地面力学试验提供依据。本发明主要解决了界面动态载荷识别过程中对测量装置结构紧凑,质

　　[0034] 根据本发明提供的一种用于航天器的应变测量装置,包括温度自补偿应变花、电源管理模块、应变桥路模块、运放模块和单机外壳及附属配件。

　　[0035] 每个测点用温度自补偿三向应变花(0°、45°、90°)测量三个方向的应变以计算得到该点的纵向应变、环向应变和剪应变,本发明中使用的自补偿应变片可应用于线的铝合金材料制作的航天器与运载火箭之间的连接环,应变片敏感栅材料的电阻温度系数的选用方法如下,

　　[0036] 温度变化对应变片的所有性能都有显著的影响,其中最重要的是应变片因温度变化引起的虚假输出,通常称为虚假输出,即热输出,其表达式为,

　　[0038] 式中, εT是应变片的热输出,αR为应变片敏感栅材料的电阻温度系数,K为应变片的灵敏度系数,αs为试件材料的线膨胀系数,αg为应变片敏感栅材料的线膨胀系数,Ts为试件的温度。

　　[0039] 令εT(0)即可计算出自补偿应变片敏感栅材料的电阻温度系数,αR,K(αg‑αs)每个应变片测量电路采用三线制接法,以避免长导线的使用对桥路平衡产生影响。

　　[0040] 由图5可知,桥路输出端口引入了导线电阻r。考虑到桥路的输出端将会被接至输入电阻极大(理想情况下无穷大)的仪器仪表类差分放大器,所以电桥可以近似看做开路输出,因此其对电桥的影响可以忽略不计。桥路的第1、2桥臂(从应变片开始顺时针编号)的总电阻都包含了等长度导线的电阻r,此时,桥路在星空综合不受外力的情况下仍然能保持平衡。当外力作用于电桥时,相对于理想电桥的误差具体分析如下,

　　[0041] 假设应变片在外力作用下产生的电阻变化为ΔR,δ ·R(δ∝ε , ε为测量应变) ,则应变片总电阻为R(1+δ) 。不考虑导线电阻的理想电桥输出为,

　　[0047] 使用标称电阻值大的应变片可以减小长导线引入的误差,此外,由于接入长导线的电阻r比较小,且处于同一个温度场内,温度变化引起的导线电阻变化可以认为是同步的,所以对电桥的平衡没有影响。

　　[0048] 应变测量装置用来感知、采集与调理航天器主动段连接环上的动态应变信号。测量具体过程为航天器发射前5分钟系统根据程控指令开始工作,动态应变片感知并采集卫星主动段星箭连接环上的应变信号,并将模拟信号传输给动态应变前置调理盒进行信号调理和转换,转换后的信号再传输给应变监测控制盒接收和储存,整个主动段采集大约持续30分钟,入轨分离完成后停止采集,后续通过星上数据下传获取整个发射段的完整应变数

　　据。应变监测控制盒对调理后的应变信号进行A/D转换并储存,同时在得到卫星综合电子指令之后进行数据传输进而通过天线] 以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是,本发明并不局限于上述特定实施方式,本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变化或修改,这并不影响本发明的实质内容。在不冲突的情况下,本申请的实施例和实施例中的特征可以任意相互组合。