航天器在轨泄漏定向方法
【专利摘要】本发明公开了一种航天器在轨泄漏定向方法，使用8阵元L型声发射传感器阵列、8个前置放大器和8通道信号采集分析仪，传感器阵列通过耦合剂固定在航天器舱体内表面上，传感器阵列与前置放大器、信号采集分析仪电通信，所述方法使用L型声发射传感器阵列对其周围R＝2m的圆范围内进行泄漏测试，泄漏发生时，泄漏气体与泄漏孔的孔壁摩擦产生的声发射信号沿器壁不断传播，各阵元同步采集泄漏声发射信号，经过放大及滤波处理，将信号传输到信号采集分析仪中，通过检测泄漏声发射信号能量的变化，判断泄漏是否发生，确定发生泄漏时，对漏孔进行波束扫描，确定漏孔的方向。
【专利说明】航天器在轨泄漏定向方法
【技术领域】
[0001] 本发明涉及一种航天器在轨泄漏检测与漏孔定向方法，属于航天器在轨检漏技术 领域。
【背景技术】
[0002] 随着人类航天活动的日益频繁，空间碎片的数量急剧增加，在轨运行的航天器受 到空间碎片撞击而发生泄漏的概率显著增大。而航天器的正常运行、航天员的生活、工作以 及生命安全都需要航天器提供一个稳定的大气环境，这就对各密封舱段提出了高可靠性的 密封要求。
[0003] 目前，国内外已经对在轨航天器泄漏检测、定向技术做了一定的研究工作，研究的 方法主要包括光学法，压力变化法，电阻变化法，气体电离法，超声法等。而这些方法或因为 灵敏度差、或因为操作复杂等均没有得到广泛应用。因此，本领域急需一种泄漏定向方法， 满足载人航天器在轨检漏的需求。
[0004] 此外，波束形成定向方法常用于雷达领域，由于泄漏信号为非稳态随机信号，且噪 声复杂，常规波束形成定向结果并不稳定，也不能满足工程需要。
【发明内容】
[0005] 本发明的目的在于提供一种航天器在轨泄漏检测与漏孔定向方法，可适用于载人 航天器在轨实时泄漏检测与漏孔定向，也可适用环模设备等真空容器的泄漏检测。这种方 法根据兰姆波频率不同波速不同的特征，将泄漏声信号分为多个频段，通过各频段对应的 波速计算时延，进而计算定向角度，最终根据不同权值将各频段下计算得出的定向角度进 行加权处理，我们称之为频速加权波束形成定向；全部阵元完成一次采样称之为一拍，利用 多拍数据完成定向运算并取平均值，我们称之为多拍频速加权波束形成定向。
[0006] 本发明采用了如下的技术方案来实现该目的：
[0007] -种航天器在轨泄漏定向方法，使用8阵元L型声发射传感器阵列、8个前置放大 器和8通道信号采集分析仪，8阵元传感器阵列通过耦合剂固定在航天器舱体内表面上，传 感器阵列与前置放大器、信号采集分析仪电通信，所述方法使用8阵元L型声发射传感器阵 列对其周围R = 2m的圆范围内进行泄漏检测，泄漏发生时，泄漏气体与泄漏孔的孔壁摩擦 产生的声发射信号沿器壁不断传播，各阵元同步采集泄漏声发射信号，经过放大及滤波处 理，将信号传输到信号采集分析仪中，通过检测泄漏声发射信号能量的变化，判断泄漏是否 发生，确定发生泄漏时，对漏孔进行波束扫描，确定漏孔的方向。
[0008] 其中，实时检测传感器阵列各阵元接收到的泄漏声发射信号时，以3MB/s的采样 频率分别对各阵元采集长度为300kB的信号，对信号进行40kHz高通滤波后，当信号能量突 然增大5倍以上，判断为有泄漏发生。
[0009] 其中，耦合剂为7501真空脂、凡士林、甘油等。
[0010] 进一步地，泄漏发生时，分别将各阵元采集到的300kB信号，均匀分为10份，每份 30kB，记为信号(tj+t)，i代表各阵元，tj代表第j拍信号的起始时刻，t表示时间。
[0011] 进一步地，各信号进行滤波，滤波后的信号记为屯im(tj+t)，其中m代表频段标 号，其他同上；
[0012] 进一步地，设泄漏点与1号阵元的连线与L阵短边（1、2、3、4阵元连线）夹角为0， 则9的取值范围为0°到90°，测定声波在航天器舱体内传播速度m(不同频段波速），测 定阵元间距为D，根据下式计算声波传播到1号阵元与声波传播到i号阵元的距离差为：
[0013] (Ii = (i-l)D ? cos 0 ' (i = 2, 3, 4)
[0014] (Ii = (i~l) D ? sin 0 ' (i = 5, 6, 7, 8)；
[0015] 得到I号阵元信号相对于2-8号阵元信号的时间延迟为 t _為
[0016] Iim--- m (i=2,3,…，8) I
[0017] 再对2?8号阵元接收到的信号进行延时计算，得到第j拍第i阵元延时后的信 号为Wjtj+tm+t) (i = 2, 3, . . .，8)，并对1?8号传感器延时后的信号进行能量叠加，得 到第j拍第m频段，8阵元信号总能量为
[0018]
【权利要求】
1. 一种航天器在轨泄漏定向方法，使用8阵元L型声发射传感器阵列、8个前置放大器 和8通道信号采集分析仪，8阵元传感器阵列通过耦合剂固定在航天器舱体内表面上，传感 器阵列与前置放大器、信号采集分析仪电通信，所述方法使用8阵元L型声发射传感器阵列 对其周围R = 2m的圆范围内进行泄漏测试，泄漏发生时，泄漏气体与泄漏孔的孔壁摩擦产 生的声发射信号沿器壁不断传播，各阵元同步采集泄漏声发射信号，经过放大及滤波处理， 将信号传输到信号采集分析仪中，通过检测泄漏声发射信号能量的变化，判断泄漏是否发 生，确定发生泄漏时，对漏孔进行波束扫描，确定漏孔的方向。
2. 如权利要求1所述的方法，其中，实时检测传感器阵列各阵元接收到的泄漏声发射 信号时，以3MB/s的采样频率分别对各阵元采集长度为300kB的信号，对信号进行40kHz高 通滤波后，当信号能量突然增大5倍以上，判断为有泄漏发生。
3. 如权利要求1或2所述的方法，其中，耦合剂为7501真空脂、凡士林、甘油等。
4. 如权利要求1所述的方法，其中，泄漏发生时，分别将各阵元采集到的300kB信号，均 匀分为10份，每份30kB，记为信号Ψ? (tj+t)，i代表各阵元，tj代表第j拍信号的起始时 亥ij，t表示时间。
5. 如权利要求4所述的方法，其中各信号进行滤波，滤波后的信号记为Wim(tj+t)，其 中m代表频段标号，其他同上。
6. 如权利要求5所述的方法，其中，设泄漏点与1号阵元的连线与L阵短边（1、2、3、4 阵元连线）夹角为Θ，则Θ的取值范围为〇°到90°，测定声波在航天器舱体内传播速度 vm(不同频段波速），测定阵元间距为D，根据下式计算声波传播到1号阵元与声波传播到i 号阵元的距离差为： (Ii = (i-l)D · cos Θ ' (i = 2, 3, 4) (Ii = (i-1) D · sin θ ' (i = 5, 6, 7, 8)； 得到I号阵元信号相对于2-8号阵元信号的时间延迟为 dt tiw =-- （i = 2, 3, ...，8); 再对2?8号阵元接收到的信号进行延时计算，得到第j拍第i阵元延时后的信号为 Ψ?π (tj+tjt) (i = 2, 3,. . .，8)，并对1?8号传感器延时后的信号进行能量叠加，得到 第j拍第m频段，8阵元信号总能量为
7. 如权利要求6所述的方法，其中，从Qjm(Q)中确定出最大能量值对应的Θ，记为 Θ加，即为第j拍，第m频段下泄漏声源的定向角度，再计算单拍频速加权后的泄漏声源定
向角度》并确定出1〇拍频速加权后的泄漏声源定向角S 即为 V
9 f 最终的泄漏定向角度，其中^代表权重，其范围为0. 07-0. 35。
【文档编号】G01M3/24GK104374532SQ201410594547
【公开日】2015年2月25日 申请日期:2014年10月29日 优先权日:2014年10月29日
【发明者】綦磊, 孟冬辉, 孙立臣, 闫荣鑫, 王勇, 孙伟, 郎冠卿, 李晓阳, 窦威, 任国华, 李唯丹 申请人:北京卫星环境工程研究所