基于不动基准点的航天器舱体重力变形测量方法与流程

本发明属于大尺寸薄壁件测量领域，涉及一种基于不动基准点的航天器舱体重力变形测量方法。

背景技术：

近年来，我国正在逐步开展的空间站建设、探月工程、行星探测等重大航天任务对大型航天器的尺寸、精度等性能指标提出了更加严苛的要求。而大型航天器舱体为航天器提供总体构型，是保证大型航天器服役性能的关键构件，因此其制造精度与可靠性将直接影响航天器的服役性能。然而，大型航天器舱体多为铝合金薄壁圆筒型构件，具有尺寸大、壁厚小、刚度低、重量大等特点，在卧式加工时极易受自身重力影响而产生数十倍于制造公差的非规则变形，这对航天器舱体的高质制造带来了严峻挑战。因此，必须对航天器舱体的重力变形进行测量，为基准偏差修正和加工质量检测等提供指导，从而满足航天器舱体的制造精度指标要求。

目前，大型航天器舱体薄壁件的制造一般采用分段成型的方式，其超大尺寸、弱刚度的特点在制造过程中不可避免地导致成型误差。成型误差与重力变形误差的叠加，导致数模与实际工件难以相互匹配，重力变形难以单独测量，因而传统的基于实测数据与数模或图纸对比的变形测量方法已无法满足大型航天器舱体重力变形的测量需求。

针对大型构件重力变形的间接测量，中国科学院上海天文台的王锦清等人，在专利《一种测量大型抛物面天线重力变形的方法》，专利号cn201511009750.6，公开了一种以一个额外的参考天线与被测天线组成甚长基线干涉仪，通过对两路射电源信号进行处理，来间接测量天线主面形偏差和副面位置的方法。但该方法额外引入了另一个参考天线，实施成本较高；且重力引起的几何变形是通过电信号处理来间接求取的，计算相对复杂。

针对航天器重力变形的直接测量，北京卫星环境工程研究所的杨再华等人，在专利《航天器装配精度受重力和温度影响的补偿方法》，专利号cn201410514480.3，公开了一种通过经纬仪测量网络来获取立方镜姿态角的方法。但该方法必须用到至少4台经纬仪，且需要用到与被测设备质量相同的配重块，实施困难，干扰因素多。

技术实现要素：

本发明针对上述现有技术中存在的工程问题，发明一种基于不动基准点的航天器舱体重力变形测量方法，该方法以近似零重力工位下关键点的实测数据为航天器舱体未变形状态的参考值，能够剔除航天器舱体成型误差的影响，有效求解航天器舱体上任一关键点处的几何位移矢量。克服了传统方法的基准匹配难，准确性差等问题，有效求出解航天器舱体上任一关键点处的三维变形。

本发明采用的技术方案是一种基于不动基准点的航天器舱体重力变形测量方法，其特征是，该方法以激光跟踪仪为测量设备，首先在航天器舱体上布设不动基准点和关键点，以立式工位下的关键点实测数据作为航天器舱体未变形的参考数据；然后将航天器舱体卧式安装，以不动基准点为约束，实现卧式工位与立式工位的坐标系匹配；最后通过转站测量获取关键点在航天器舱体变形后的坐标，求解航天器舱体变形前后关键点几何位移矢量，从而确定航天器舱体的重力变形量；该方法的具体步骤如下：

第一步，航天器舱体坐标系的构建与关键点赋值

首先，在航天器舱体一端的半封闭锥面、以及与锥面相连的航天器舱体柱面边缘处分别布置p，p≥6个靶球作为不动基准点，其中位于锥面和与锥面相连的航天器舱体柱面边缘处的靶球各自不共平面，在航天器舱体柱面上的关键特征处合理布置n个靶球，作为关键点q；将航天器舱体2吊装至立式工位，航天器舱体2上部通过尼龙柔索5与车间内的龙门行吊6相连，尼龙柔索5处于张紧状态，航天器舱体2下部放置在阻尼减震器7上，以该立式工位作为近似零重力工位；再将1号激光跟踪仪1倒置安装于龙门行吊6的工装上，测量所有不动基准点的三维坐标，建立依附于不动基准点的航天器舱体坐标系o-xyz；

然后，将2号、3号激光跟踪仪3、4安装于带有加长杆的重型三脚架8上，分别布置在s1、s2站位上，通过多个站位进行测量，获取航天器舱体柱面上所有关键点坐标qv'和与锥面相连的航天器舱体柱面边缘处的不动基准点坐标pv'；

最后，在每个站位下构建以不动基准点为约束的坐标系配准模型：

式中，i是不动基准点的编号，m代表某一站位下所测不动基准点的数量，且m≥3；代表第i个不动基准点在航天器舱体坐标系中的坐标；代表该不动基准点在当前站位的坐标；r是旋转矩阵，t是平移向量；

求解坐标系配准模型，将局部站位下所测关键点坐标配准到航天器舱体坐标系，从而完成所有关键点在航天器舱体坐标系下的赋值qv：

qv＝rqv'+t(2)

其中，qv'代表所有关键点在当前站位的坐标；

第二步，航天器的卧式安装与不动基准点匹配

将航天器舱体卧式安装，使其半封闭锥面一端固连到变位机法兰9上，航天器舱体2下部放置在支撑轮组10上；在卧式航天器舱体附近合理布置一台激光跟踪仪站位sh1，使其测量视场能够覆盖尽量多的不动基准点，在该激光跟踪仪站位下重新测量n，n≥3个不动基准点的三维坐标ph，以n个不动基准点为约束的坐标系配准模型为：

式中，n代表当前激光跟踪仪站位下所测不动基准点数量；代表卧式工位下航天器舱体的第i个不动基准点在当前激光跟踪仪站位下的坐标；求解该模型，得到航天器舱体在立式和卧式两种工位下的匹配关系，即旋转矩阵和平移向量

第三步，激光跟踪仪转站测量与重力变形求解

首先，获取卧式工位下航天器舱体的关键点在航天器舱体坐标系的坐标；在第二步激光跟踪仪站位下，测量距离较近的j个关键点，将关键点坐标配准到航天器舱体坐标系，得到公式(4)：

式中，j是关键点的编号，取值范围为：j＝1,2,…,s；代表卧式工位的航天器舱体在发生重力变形后，第j个关键点在航天器舱体坐标系中的坐标；代表该关键点在当前激光跟踪仪站位下的坐标；

其次，针对与当前站位距离较远的t个关键点，采用激光跟踪仪转站测量的方式；在所述的t个关键点附近合理布置第二个激光跟踪仪站位sh2，从上述s个关键点中任意测量非共线分布的s',s'≥3个关键点，并测量所述的t个关键点的坐标，以s'个公共关键点为约束的坐标系配准模型为：

式中，代表第j个关键点在第二个激光跟踪仪站位sh2下的坐标；

然后，将t个关键点配准到航天器舱体坐标系o-xyz，公式为：

式中，j取值范围为：j＝1,2,…,t；

最后，求解关键点的几何位移矢量，确定航天器舱体的重力变形；第j个关键点在航天器舱体从立式工位转换到卧式工位的过程中，因航天器舱体重力变形而产生的相对于航天器舱体坐标系的几何位移矢量为：

因此，航天器舱体在该点处的重力变形量为：

同理，最后全部求出航天器舱体的重力变形值。

本发明的有益效果是：与传统基于三维数模或图纸的重力变形测量方法相比，本发明以近似零重力工位下关键点的实测数据为航天器舱体未变形状态的参考值，能够剔除航天器舱体成型误差的影响，有效求解航天器舱体上任一关键点处的几何位移矢量。克服了传统方法的基准匹配难、准确性差等问题，从而为大型航天器舱体局部测量基准的偏差修正、重力变形的理论计算、仿真模拟的精度验证、航天器舱体的刚度优化设计等提供前提和依据，具有广泛的应用前景。

附图说明

图1是基于不动基准点的航天器舱体重力变形测量方法流程图。

图2是立式工位下航天器舱体坐标系的构建与关键点赋值示意图；其中，1-1号激光跟踪仪；2-航天器舱体；3-2号激光跟踪仪；4-3号激光跟踪仪；5-尼龙柔索；6-龙门行吊；7-阻尼减震器；8-带有加长杆的重型三脚架；s1-1号激光跟踪仪站位；s2-2号激光跟踪仪站位；s3-3号激光跟踪仪站位；p-不动基准点；q-关键点；o-xyz-航天器舱体坐标系。

图3是航天器舱体在卧式工位下的激光跟踪仪转站测量示意图；其中，2-航天器舱体；2.1-航天器舱体发生重力变形后的实际轮廓；9-变位机法兰；10-支撑轮组；sh1-激光跟踪仪站位1；sh2-激光跟踪仪站位2；-航天器舱体未变形时关键点1的理论位置；-航天器舱体变形后关键点1的实际位置。

具体实施方式

以下结合技术方案和附图详细叙述本发明的具体实施方式。

本实施例采用仿真的方法，选用的大型航天器舱体模型直径4m，高度9m，壁厚为12mm，航天器舱体所用材料密度为2770kg/m³；使用的激光跟踪仪为leicaat960mr，其测量不确定度为±15μm+6μm/m。

如附图2所示，该方法首先在航天器舱体上布置不动基准点与关键点，以立式安装的航天器舱体作为近似零重力工位，使用激光跟踪仪测量不动基准点与关键点，建立航天器舱体坐标系，实现关键点的全局赋值；然后，将航天器舱体卧式安装，重新测量不动基准点，将立式和卧式两个工位的航天器舱体坐标系匹配到同一基准；最后，通过激光跟踪仪的转站测量，将大型航天器舱体上的关键点配准到航天器舱体坐标系，求解关键点几何位移矢量，确定航天器舱体的重力变形。附图1是该方法的流程图，方法的具体步骤如下：

第一步，航天器舱体坐标系的构建与关键点赋值

首先在航天器舱体2一端的半封闭锥面和与锥面相连的航天器舱体柱面边缘处分别布置6个和10个非共面的靶球，作为不动基准点p；在航天器舱体柱面的各关键特征处，共布置30个靶球，作为关键点q。再将航天器舱体2吊装至立式工位，航天器舱体上部通过尼龙柔索5与车间内的龙门行吊6相连，航天器舱体下部放置于阻尼减震器4上。将1号激光跟踪仪1倒置安装于龙门行吊6的工装上的合适位置，作为1号激光跟踪仪1站位s1，测量所有不动基准点的三维坐标。建立依附于不动基准点的航天器舱体坐标系o-xyz，见附图2。

然后，将2号、3号激光跟踪仪3、4分别安装在带有加长杆的重型三脚架8上，分别放置到激光跟踪仪站位s2、s3位置上，通过多点站位进行测量，获取航天器舱体柱面上所有关键点的坐标qv'和与锥面相连的航天器舱体柱面边缘处的不动基准点的坐标pv'；

最后，在每个站位下构建以不动基准点为约束的坐标系配准模型，以站位s3为例，在该站位下共测量了3个不动基准点，则：

式中，代表第i个关键点在航天器舱体坐标系o-xyz下的坐标，代表该关键点在站位s3下的坐标。

求解得：

t＝(-2.142-3201.4504002.112)^t

再将站位s3所测得关键点配准到航天器舱体坐标系的转换关系为：

qv＝rqv'+t

同理，可将全部站位下的关键点坐标配准到航天器舱体坐标系，从而完成所有关键点在航天器舱体坐标系下的赋值。

第二步，航天器的卧式安装与不动基准点匹配

如附图3，将航天器舱体2卧式安装，使其半封闭锥面与变位机法兰7固连，航天器舱体下部放置在支撑轮组8上。在卧式航天器舱体附近合理布置一个激光跟踪仪站位sh1，使其测量视场能够覆盖尽量多的不动基准点，在该站位下测量10个不动基准点的三维坐标，从而得到航天器舱体在立式和卧式两种工位下的匹配关系，即：

式中，代表第i个不动基准点在站位sh1下的坐标；求解得：

第三步，激光跟踪仪转站测量与重力变形求解

如附图3，在激光跟踪仪站位sh1下，测量与激光跟踪仪距离<6m的21个关键点的坐标qh'，并将其配准到航天器舱体坐标系：

对于与激光跟踪仪站位sh1的距离>6m的其余9个关键点，在其附近布置激光跟踪仪站位sh2，再从上述21个关键点中任意测量非共线分布的3个关键点，则：

式中，代表第j个关键点在激光跟踪仪站位sh2下的坐标；求解得：

th＝(0.1004-42200.0340)^t

因此，将上述9个关键点配准到航天器舱体坐标系的转换关系为：

航天器舱体2在卧式工位状态下，因重力变形而导致其实际轮廓线为附图3中的2.1。图中所标注的关键点在航天器舱体坐标系下的实际坐标为(1283.91,1543.71,-8326.60)，而该关键点在近似零重力工位，即立式工位下的理论坐标为(1283.60,1544.90,-8326.50)，因此该关键点因航天器舱体重力变形而产生的几何位移矢量为：

因此，航天器舱体2在该点处的重力变形量为：

同理，可全部求出航天器舱体2的重力变形值，做出如图3中表示的航天器舱体发生重力变形后的实际轮廓2.1。

该方法与传统基于三维数模或图纸的重力变形测量方法相比，本发明以近似零重力工位下关键点的实测数据为航天器舱体未变形状态的参考值，能够剔除航天器舱体成型误差的影响，有效求解航天器舱体上任一关键点处的几何位移矢量，克服了传统方法的基准匹配难、准确性差等问题，从而为大型航天器舱体局部测量基准的偏差修正、重力变形的理论计算、仿真模拟的精度验证、航天器舱体的刚度优化设计等提供前提和依据，具有广泛的应用前景。