CN111562124B - 贮箱平铺构型航天器精度测量方法 - Google Patents
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Abstract
本发明的贮箱平铺构型航天器精度测量方法，转移基准镜设置于舱体后端框外翻边上；设置精测圆环并安装于支架车，吊装带贮箱的舱体，舱体的后端框与支架车上的精测圆环对接；二次精度测量，精度测量之前贮箱均已安装并静置至少12小时。
Description
技术领域
本发明属于工业测量技术领域，具体涉及一种贮箱平铺构型航天器精度测量方法。
背景技术
航天器总装过程中，由于舱体结构受到设备重力、装配应力而变形，从而导致作为精度测量参考的转移基准镜坐标系不稳定，进而导致所测量的设备安装精度不稳定和失真。因此，在地面航天器精度测量时，不仅要研究并设计转移基准镜布局的合理位置，而且要设计合理的舱体状态消减地球重力、装配应力对转移基准镜布局处结构变形的影响。
常规中心承力筒航天器贮箱采用串列式布局，中心承力筒直径一般为1m左右，长径比一般大于2，结构刚度较好，采用基于经纬仪自准直原理的精度测量方法时，转移基准镜一般设置在中心承力筒后端框或靠近后端框的蜂窝板上，能够满足各种状态下两个转移基准镜间互瞄的稳定性不大于1角分的要求。但对于外承力筒航天器，4个贮箱采用平铺布局，承力筒直径一般为2m～3m，长径比接近1，结构刚度相比中心承力筒航天器差，在外承力筒航天器上要找到稳定布局转移基准镜的位置非常困难。
常规航天器与运载火箭间一般会设计过渡舱段。客观上使贮箱安装接口远离后端框，因此，贮箱安装带来的装配应力和贮箱重力对后端框的影响很小，不会影响设置在后端框的转移基准镜的稳定性。但某些深空探测航天器因苛刻的结构质量限制，而取消了过渡舱段，导致安装贮箱的承力球冠结构与后端框直接连接，增加了后端框不稳定的影响因素。同时，同样为了减重，将外翻的后端框加工成花瓣形状，导致在自由状态下，外翻端框稳定性变差。
发明内容
本发明的目的在于提供一种贮箱平铺构型航天器精度测量方法，解决贮箱平铺构型航天器转移基准镜稳定布局难的问题。
为了达到上述的目的，本发明提供一种贮箱平铺构型航天器精度测量方法，转移基准镜设置于舱体后端框外翻边上；设置精测圆环并安装于支架车，吊装带贮箱的舱体，舱体的后端框与支架车上的精测圆环对接；二次精度测量，精度测量之前贮箱均已安装并静置至少12小时。
上述贮箱平铺构型航天器精度测量方法，其中，包括：1)支架车粗调水平，并安装精测圆环，精测圆环调水平；2)舱体完成部装和组合加工，在安装舱体后端框外翻边上安装转移基准镜；3)安装贮箱，静置至少12小时；4)带贮箱的舱体吊装到支架车上，拧紧支架车与精测圆环之间的连接螺钉，连接舱体后端框与精测圆环；5)第一次转移矩阵测量；转移矩阵即转移基准镜坐标系相对舱体结构坐标系的转移矩阵；6)姿控推力器安装、精度测量、调整；7)拆除贮箱；8)安装舱内设备；9)再次安装贮箱，静置至少12小时；10)第二次转移矩阵测量；11)复测姿控推力器安装精度；12)舱段其他设备安装、精度测量、调整。
与现有技术相比，本发明的有益效果：
本发明的的贮箱平铺构型航天器精度测量方法，可以在舱体结构尺寸大、重量轻、刚度相对弱的情况下，控制贮箱安装这一引起后端框变形的主因素，采用工装强制稳定后端框，最终达到在后端框翻边上布局转移基准镜稳定的目的；
本发明的贮箱平铺构型航天器精度测量方法，可以在两次贮箱下器、上器的间隔完成舱内设备安装，达到航天器精度测量流程与航天器总装流程协调的目的。
附图说明
本发明的贮箱平铺构型航天器精度测量方法由以下的实施例及附图给出。
图1为本发明较佳实施例中贮箱平铺构型航天器精度测量装配示意图。
图2为本发明较佳实施例的贮箱平铺构型航天器精度测量方法的流程图。
具体实施方式
以下将结合图1～图2对本发明的贮箱平铺构型航天器精度测量方法作进一步的详细描述。
本发明针对贮箱平铺构型航天器，该构型航天器用于安装贮箱的承力球冠与舱体后端框直接连接，其拱桥形状的横截面设计在承载贮箱过载和在贮箱强迫装配时均会对舱体后端框产生较大的应力。本发明的贮箱平铺构型航天器精度测量方法解决了：1)转移基准镜合理布局；2)舱体状态合理设计，消减了地球重力、装配应力对转移基准镜布局处结构变形的影响。
本发明的贮箱平铺构型航天器精度测量方法包括：
转移基准镜设置于舱体后端框外翻边上；
设置精测圆环并安装于支架车，吊装带贮箱的舱体，舱体的后端框与支架车上的精测圆环对接；
二次精度测量，精度测量之前贮箱均已安装并静置至少12小时。
所述精测圆环为高刚度金属环。
贮箱平铺构型航天器承力球冠的拱桥形状的横截面设计在承载贮箱过载和在贮箱强迫装配时均会对舱体后端框产生较大的应力，为控制贮箱安装这一引起舱体后端框变形的主因素，本发明的贮箱平铺构型航天器精度测量方法采用工装(精测圆环)强制稳定后端框，达到在后端框翻边上布局的转移基准镜稳定的目的；贮箱安装并静置至少12小时后再测量转移基准镜坐标系相对舱体结构坐标系的转移矩阵，再进行精度测量，释放了装配应力，提高了测量的可靠性。
现以一具体实施例详细说明本发明的贮箱平铺构型航天器精度测量方法。
图1所示为本发明较佳实施例中贮箱平铺构型航天器精度测量装配示意图。
如图1，承力球冠3安装在舱体2后端框处，4个贮箱5平铺，与承力球冠3的贮箱法兰连接。贮箱5不安装时，贮箱安装孔兼作舱内操作用人孔。
舱体2后端框外翻边上设置第一转移基准镜1和第二转移基准镜4，第二转移基准镜4为备份。舱体后端框外翻边为花瓣形外翻边。
精度测量中，采用支架车7支撑舱体2，支架车7的对接面安装有精测圆环6，支架车7与精测圆环6之间螺钉连接，舱体2后端框与精测圆环6之间连接螺钉安装分多级定力矩。
本实施例中，精测圆环6的材料为0Cr18Ni9，厚度为50mm。
图2所示为本发明较佳实施例的贮箱平铺构型航天器精度测量方法的流程图。
参见图2，本实施例的贮箱平铺构型航天器精度测量方法包括：
1)支架车7粗调水平，并安装精测圆环6，精测圆环6调水平；
2)舱体2完成部装和组合加工，在安装舱体2后端框外翻边上安装第一转移基准镜1和第二转移基准镜4；
承力球冠3与舱体2后端框直接连接；
舱体2部装和组合加工应保证舱体后端框的结构精度，以及各设备安装面相对舱体后端框的结构精度；
3)安装4个贮箱5，静置至少12小时；
贮箱5与承力球冠3的贮箱法兰连接，完成贮箱5安装；
4)带贮箱5的舱体2吊装到支架车7上，拧紧支架车7与精测圆环6之间的连接螺钉，连接舱体2后端框与精测圆环6；
吊装带贮箱5的舱体2后，舱体2后端框与精测圆环6对接，后端框外翻边与精测圆环6之间的连接螺钉分多级定力矩；
5)第一次转移矩阵测量；
调平精测圆环6；架设带有准直功能的经纬仪T1和经纬仪T2；经纬仪T1和经纬仪T2分别准直第一转移基准镜1的两个相互垂直的反射面，经纬仪T1和经纬仪T2互瞄构成测量网络；进行转移基准镜坐标系相对舱体结构坐标系的转移矩阵测量；
舱体结构坐标系构建方式：通过“舱体后端框的12个安装孔+舱体后端平面”的几何要素确定舱体结构坐标系的YOZ平面、X轴及坐标系原点；通过后端框外缘Ⅰ基准刻线确定舱体结构坐标系的+Z轴；根据右手法则确定舱体结构坐标系；
6)姿控推力器安装，精度测量、调整；
测量转移基准镜坐标系相对舱体结构坐标系的转移矩阵后，测量姿控推力器参考基准镜坐标系相对转移基准镜坐标系的精度矩阵，通过换算可得到姿控推力器参考基准镜坐标系相对舱体结构坐标系的安装精度；
7)拆除4个贮箱5；
8)安装舱内设备；
舱内设备包括推进分***管路、热控包覆、电缆等；
安装舱内设备时，利用承力球冠3的贮箱安装孔作舱内操作用人孔；
9)再次安装4个贮箱5，静置至少12小时；
10)第二次转移矩阵测量
调平精测圆环6；架设带有准直功能的经纬仪T1和经纬仪T2；经纬仪T1和经纬仪T2分别准直第一转移基准镜1的两个相互垂直的反射面，经纬仪T1和经纬仪T2互瞄构成测量网络；进行转移基准镜坐标系相对舱体结构坐标系的转移矩阵测量；
11)复测姿控推力器安装精度；
第二次测量转移基准镜坐标系相对舱体结构坐标系的转移矩阵后，测量姿控推力器参考基准镜坐标系相对转移基准镜坐标系的精度矩阵，通过换算可得到姿控推力器参考基准镜坐标系相对舱体结构坐标系的安装精度；
复测得到的姿控推力器安装精度为最终姿控推力器安装精度；
12)舱段其他设备安装、测量、调整；
第二次测量转移基准镜坐标系相对舱体结构坐标系的转移矩阵后，测量设备参考基准镜坐标系相对转移基准镜坐标系的精度矩阵，通过换算可得到该设备参考基准镜坐标系相对舱体结构坐标系的安装精度。
两次贮箱装拆，贮箱安装顺序、每个贮箱螺钉拧紧顺序、每个螺钉拧紧力矩均一致。
该方法在我国的深空探测航天器总装研制中进行了应用。
本说明书中各个实施例采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似部分互相参见即可。
显然，本领域的技术人员可以对发明进行各种修改和变型而不脱离本发明的精神和范围。这样，如果本发明的这些修改和变型属于本发明权利要求及其等同技术的范围之内，则均应受到保护。
Claims (9)
1.贮箱平铺构型航天器精度测量方法，其特征在于， 转移基准镜设置于舱体后端框外翻边上；设置精测圆环并安装于支架车，吊装带贮箱的舱体，舱体的后端框与支架车上的精测圆环对接；二次精度测量，精度测量之前贮箱均已安装并静置至少12小时；
具体包括：
1）支架车粗调水平，并安装精测圆环，精测圆环调水平；
2）舱体完成部装和组合加工，在安装舱体后端框外翻边上安装转移基准镜；
3）安装贮箱，静置至少12小时；
4）带贮箱的舱体吊装到支架车上，拧紧支架车与精测圆环之间的连接螺钉，连接舱体后端框与精测圆环；
5）第一次转移矩阵测量；
转移矩阵即转移基准镜坐标系相对舱体结构坐标系的转移矩阵；
6）姿控推力器安装、精度测量、调整；
7）拆除贮箱；
8）安装舱内设备；
9）再次安装贮箱，静置至少12小时；
10）第二次转移矩阵测量；
11）复测姿控推力器安装精度；
12）舱段其他设备安装、精度测量、调整。
2.如权利要求1所述的贮箱平铺构型航天器精度测量方法，其特征在于，所述步骤4）中，舱体后端框外翻边与精测圆环之间的连接螺钉分多级定力矩。
3.如权利要求1所述的贮箱平铺构型航天器精度测量方法，其特征在于，转移矩阵测量包括调平精测圆环；架设带有准直功能的经纬仪T1和经纬仪T2；经纬仪T1和经纬仪T2分别准直转移基准镜的两个相互垂直的反射面，经纬仪T1和经纬仪T2互瞄构成测量网络；进行转移基准镜坐标系相对舱体结构坐标系的转移矩阵测量。
4.如权利要求3所述的贮箱平铺构型航天器精度测量方法，其特征在于，舱体结构坐标系构建方式：通过“舱体后端框的12个安装孔+舱体后端平面”的几何要素确定舱体结构坐标系的YOZ平面、X轴及坐标系原点；通过后端框外缘Ⅰ基准刻线确定舱体结构坐标系的+Z轴；根据右手法则确定舱体结构坐标系。
5.如权利要求1所述的贮箱平铺构型航天器精度测量方法，其特征在于，步骤8）中，利用承力球冠的贮箱安装孔作舱内操作用人孔。
6.如权利要求1所述的贮箱平铺构型航天器精度测量方法，其特征在于，两次贮箱装拆，贮箱安装顺序、每个贮箱螺钉拧紧顺序、每个螺钉拧紧力矩均一致。
7.如权利要求1所述的贮箱平铺构型航天器精度测量方法，其特征在于，测量转移基准镜坐标系相对舱体结构坐标系的转移矩阵后，测量设备参考基准镜坐标系相对转移基准镜坐标系的精度矩阵，通过换算得到该设备参考基准镜坐标系相对舱体结构坐标系的安装精度。
8.如权利要求1所述的贮箱平铺构型航天器精度测量方法，其特征在于，所述精测圆环为高刚度金属环，材料为0Cr18Ni9，厚度为50mm。
9.如权利要求1所述的贮箱平铺构型航天器精度测量方法，其特征在于，舱体后端框外翻边为花瓣形外翻边。
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