一种基于光纤测量的载人航天器结构全场应力反演系统的制作方法

1.本发明属于航空航天领域，尤其涉及一种基于光纤测量的载人航天器结构全场应力反演系统。


背景技术：

2.载人航天器在轨服役环境复杂严酷，在长期充压、温度变化和装载转位等作用下，承载结构的关键部位容易发生强度问题，而微流星和太空碎片冲击等意外情况，还会引起舱体泄漏或撕裂等重大事故，需要建立一套基于光纤测量的密封舱壳体结构应变反演系统，为载人航天器密封舱结构延寿及修复提供相关支撑。
3.美国麦道公司开发了单机入轨可重复使用运载器的原理验证机dc-x，nasa在后续升级版dc-xa运载器上验证了大量新技术，其中，结构健康监测系统即为其中之一。该系统包括器上部分和发射场地面部分组成，两者之间通过飞行控制中心的远程计算机进行通信，基于pc的dc-xa结构健康监测系统中,将复合材料液氢贮箱上的光纤应变和温度传感器通过光纤链路进行监测,光纤传感器数据经过解调，转换成适于远距离传输的信号，数据分析、记录和图形显示则在远程pc上进行。通过应变-温度显示窗口可以分别显示结构及贮箱应变和温度历史数据。
4.空间站密封舱体主结构在轨期间的交变载荷主要来自于温度变化、内压变化及在轨活动部件运动引起的交变载荷。其中运动部件引起的载荷主要作用于局部区域，内压及温度载荷作用于整体主结构。国际空间站始建于1998年10月，是多功能空间研究组合体，共16个国家和地区组织参与建造。根据空间站光纤测量系统采集空间站上升段与在轨期间各个舱段应变参数的功能，国际空间站需要实时采集结构的多项参数，以预测结构载荷、温度、动力学特性等，因此，以美国约翰逊航天中心等机构参与，开发了各种集成采集系统，并逐步往无线传感系统发展。
5.美国在x-37b空天飞机中埋设了光纤光栅传感系统，进行温度、压力等信息的在线实时监测，监测的数据类型有温度、应变等参数，应变、温度等参数主要采用嵌入式光纤传感器进行测量，振动等主要采用压电传感器进行测量。
6.然而，现有的基于有限点的测量方法，只能测量局部的应变信息，往往不能监测到最恶劣的受载部位，测量精度较差，给航天器在轨安全运行造成隐患。


技术实现要素：

7.为解决上述问题，本发明提供一种基于光纤测量的载人航天器结构全场应力反演系统，能够实现航天器全局应力的预测。
8.一种基于光纤测量的载人航天器结构全场应力反演系统，包括光纤解调模块、应变反演模块、布置于密封舱外壁关键部位的传感器单元阵列，其中，在飞行时段中的发射段，所述关键部位为结构高应变区，在飞行时段中的在轨段，所述关键部位为结构高应变区与结构疲劳危险区；
9.每个传感器单元包括一个温度传感器和三个安装角度不同的光纤光栅应变传感器；光纤解调模块用于为各光纤光栅应变传感器提供宽带光源，并将各光纤光栅应变传感器反馈回来的光信号以及温度传感器测量得到的温度信号转换为电信号；应变反演模块根据同属一个传感器单元的温度传感器以及不同角度上的光纤光栅应变传感器对应的电信号分别获取各传感器单元安装位置处的最大主应力和最小主应力，然后基于有限元的方式，根据各个安装位置处的最大主应力和最小主应力反演出整个密封舱外壁各个位置处的最大主应力和最小主应力。
10.进一步地，所述光纤光栅应变传感器可进行弹性拉伸，包括弹片和设置在弹片中轴线上的凹槽中的光纤，其中，弹片为中心对称结构，且弹片中部为第一矩形片，第一矩形片的两端分别连接一个中空矩形框后，再分别通过中空矩形框连接第二矩形片，其中，第一矩形片的高度小于中空矩形框和第二矩形片的高度。
11.进一步地，所述弹片的整体尺寸设计为24mm
×
8mm
×
0.8mm，光纤上的光栅区长度为16mm，且光栅区的两端设置有焊点，其中，光栅区的中部为12mm的光栅，两端分别为用于隔离焊点的2mm的空白光栅。
12.进一步地，每个传感器单元中的三个光纤光栅应变传感器的安装角度分别为0
°
、45
°
、90
°
，各传感器单元安装位置处的最大主应力和最小主应力的计算方法如下：
13.令ε
x
＝ε0°
，εy＝ε
90
°
，γ
xy
＝2ε
45
°-(ε0°
+ε
90
°
)，其中，ε
x
与εy分别为当前传感器单元安装位置处沿坐标轴x和y方向的应变，ε0°
、ε
45
°
、ε
90
°
分别为当前传感器单元中安装角度为0
°
、45
°
、90
°
的光纤光栅应变传感器测量得到的应变，γ
xy
为当前传感器单元安装位置处的剪应变；
14.当前传感器单元安装位置处的最大主应变ε
max
和最小主应变ε
min
的计算方法如下：
[0015][0016][0017]
当前传感器单元安装位置处的最大主应力σ
max
和最小主应力σ
min
的计算方法如下：
[0018][0019][0020]
其中，e为弹性模量，v为泊松比。
[0021]
进一步地，传感器单元中安装角度为0
°
、45
°
、90
°
的光纤光栅应变传感器测量得到的应变的计算方法如下：
[0022][0023]
其中，ε分别取值为ε0°
、ε
45
°
、ε
90
°
，λ为发生应变后光纤光栅应变传感器测量得到的中心波长，λ0为未发生应变时光纤光栅应变传感器测量得到的基准波长，τ为光纤光栅应变传感器的应变灵敏度系数，δt为温度传感器测量得到的温度与零点温度值之间的差值，p
为光纤光栅应变传感器的温度补偿系数。
[0024]
进一步地，传感器单元阵列在密封舱外壁关键部位的布设方法为：
[0025]
假设当前关键部位允许布设的传感器单元数量上限为m，根据当前关键部位的结构尺寸信息，在当前关键部位上均匀布设至少m/2个传感器单元，并确定已完成布设的传感器单元的位置坐标信息；
[0026]
在密封舱有限元模型中提取易损的高应变区域的坐标信息，在高应变区域内布设新的传感器单元，直至当前关键部位的传感器单元数量达到预先设定的上限m，完成传感器单元的布设，其中，新布设的传感器单元的位置尽可能远离已有的传感器单元。
[0027]
进一步地，根据各个安装位置处的最大主应力和最小主应力反演出整个密封舱外壁各个位置处的最大主应力和最小主应力的方法为：
[0028]
获取密封舱有限元模型中各有限元的位置坐标以及各传感器单元的位置坐标，并基于各传感器单元的位置坐标修正密封舱有限元模型中的网格质量、载荷设置以及边界刚度；
[0029]
基于拉丁超立方法对修正后的密封舱有限元模型进行采样，并将采样得到的有限元计算应力值作为lfm数据集，将各传感器单元实测的最大主应力和最小主应力作为hfm数据集；
[0030]
基于加权插值法或多项式响应面集成lfm数据集和hfm数据集，得到密封舱在轨数字孪生体，再基于到密封舱在轨数字孪生体反演得到各采样后的有限元位置处的最大主应力和最小主应力。
[0031]
有益效果：
[0032]
1、本发明提供一种基于光纤测量的载人航天器结构全场应力反演系统，通过密封舱外壁关键部位布设的传感器单元获取密封舱关键部位处的最大主应力和最小主应力，然后基于有限元的方式从关键部位处的最大主应力和最小主应力反演出整个密封舱外壁各个位置处的最大主应力和最小主应力，实现密封舱全局应力的预测，解决了目前的应力测量数据仅仅是局部点而导致应力预测精度不高的问题，同时为航天器延寿提供解决方案，具有较高经济效益；此外，本发明基于光纤光栅应变传感器离散的应变数据，还能够实现空间站单舱、两舱、三舱组合体状态下的结构应变状态的全场反演。
[0033]
2、本发明提供一种基于光纤测量的载人航天器结构全场应力反演系统，弹片上设置的中空矩形框，使得光纤光栅应变传感器具有类弹簧的可拉伸属性，也就是说，本发明通过弹性拉伸体的设置，在不影响光纤光栅应变传感器的长寿命的前提下，能够实现不同曲率密封舱的主应力测量。
[0034]
3、本发明提供一种基于光纤测量的载人航天器结构全场应力反演系统，分层次分阶段对传感器单元进行优化布设，能够增强结构测量和反演的准确性。
[0035]
4、本发明提供一种基于光纤测量的载人航天器结构全场应力反演系统，弹片的整体尺寸设计为24mm
×
8mm
×
0.8mm，具有机械加工操作方便的优点，还保证了的传感器自身强度，同时，本发明在光栅区两端预留2mm的空白光纤，能够避免焊点对光栅产生影响。
附图说明
[0036]
图1为本发明的一种基于光纤测量的载人航天器结构全场应力反演系统的组成示
意图；
[0037]
图2为本发明的传感器单元布设示意图；
[0038]
图3为本发明的光纤光栅应变传感器的二维示意图；
[0039]
图4为本发明的光纤光栅应变传感器的三维示意图；
[0040]
图5为本发明的光纤光栅应变传感器主视图上的尺寸示意图；
[0041]
图6为本发明的光纤光栅应变传感器侧视图上的尺寸示意图；
[0042]
图7为本发明的光纤光栅应变传感器安装方式示意图；
[0043]
图8为本发明的光纤光栅应变传感器的胶粘区示意图；
[0044]
图9为本发明的传感器单元布设示意图；
[0045]
图10为航天器在轨平稳运行时采用本发明的反演系统得到的数字孪生体效果的主应变云图；
[0046]
图11为航天器在轨受到撞击时采用本发明的反演系统得到的数字孪生体效果的主应变云图。
具体实施方式
[0047]
为了使本技术领域的人员更好地理解本技术方案，下面将结合本技术实施例中的附图，对本技术实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述。
[0048]
如图1所示，一种基于光纤测量的载人航天器结构全场应力反演系统，包括光纤解调模块、应变反演模块、布置于密封舱外壁关键部位的传感器单元阵列，其中，在飞行时段中的发射段，所述关键部位为结构高应变区，在飞行时段中的在轨段，所述关键部位为结构高应变区与结构疲劳危险区；同时，根据载人航天器试验与仿真结果，发射段的典型关键部位为结构高应变区，在轨段的典型关键部位如壁板与框连接处、机械臂、太阳翼安装壁板处等结构高应变区及结构疲劳危险区。
[0049]
如图2所示，每个传感器单元包括一个温度传感器和三个安装角度不同的光纤光栅应变传感器；光纤解调模块用于为各光纤光栅应变传感器提供宽带光源，并将各光纤光栅应变传感器反馈回来的光信号以及温度传感器测量得到的温度信号转换为电信号；应变反演模块根据同属一个传感器单元的温度传感器以及不同角度上的光纤光栅应变传感器对应的电信号分别获取各传感器单元安装位置处的最大主应力和最小主应力，然后基于有限元的方式，根据各个安装位置处的最大主应力和最小主应力反演出整个密封舱外壁各个位置处的最大主应力和最小主应力。
[0050]
由此可见，本发明的反演系统包括光纤传感器单元、光缆组件、光纤解调单元、控制计算机、应变反演软件。通过光纤传感器单元、光纤解调单元采集和存储在待发及上升段、变轨期间、交会对接与分离期间的舱体典型关键部位的应变信息，通过控制计算机对结构应变全场进行反演。结构应变反演系统在待发段、发射段、变轨期间、交会对接等不同飞行时段定时工作。
[0051]
本发明的工作原理主要是：根据分析结果，在载人航天器发射前将光纤传感器单元布置密封舱外壁。在密封舱结构充放压、变轨前，光纤传感器光纤解调单元加电，数据开始采集。动作结束采集结束，采集数据通过测控通信网下行至地面。控制计算机通过应变反演模块，在轨段光纤传感器测量的舱体应变场结果。
[0052]
也就是说，本发明的光纤解调模块使用内部光源为应变传感器提供宽带光源，并由解调仪对传感器单元的反馈信号进行解调，将波长变化转换为电信号进入数据采集处理系统。然后可以通过采集电路fpga将数据进行处理，然后将采集到的传感器信息通过内部通信总线输出至中央控制模块进行组包、存储结构力参测量光纤数据。
[0053]
需要说明的是，普通光纤传感器，一般对裸纤进行简易封装。然而，在轨健康监测由于有长寿命需求，在考虑机械加工能力和保证传感器自身强度的前提下，传感器的厚度和宽度尽量减小，并且可以降低光纤高度。通过仿真验证，得到本发明的光纤光栅应变传感器如图3～图8所示，光纤光栅应变传感器可进行弹性拉伸，包括弹片和设置在弹片中轴线上的凹槽中的光纤，其中，弹片为中心对称结构，且弹片中部为第一矩形片，第一矩形片的两端分别连接一个中空矩形框后，再分别通过中空矩形框连接第二矩形片，其中，第一矩形片的高度小于中空矩形框和第二矩形片的高度。
[0054]
进一步地，弹片的整体尺寸设计为24mm
×
8mm
×
0.8mm，能够保证传感器自身不会由于预应变发生弯曲。光纤光栅刻写时，需要对光纤涂层进行剥除和重新涂覆操作，光栅两端的定位公差各预留1mm，因此光栅区的中部的光栅长度至少为12mm。为了避免焊点对光栅产生影响，需要在中部的光栅两端预留2mm的空白光纤，因此光栅区的长度至少为16mm。焊料点的尺寸约为0.8mm，因此两焊点外沿之间的距离至少为17.6mm。综合上述原因，两焊点之间的距离设计为18mm，在此基础上，传感器两焊点外侧分别预留3mm长度用来固定套管。
[0055]
进一步地，光纤光栅应变传感器量程范围覆盖
±
1700με，温度传感器测量应变点温度变化，对应变测量结果进行温度补偿。光纤光栅应变传感器安装面积为55
×
55mm，盘纤面积280
×
180mm。温度传感器精度为
±
0.5℃，温度传感器测量范围-30～60℃；具体的，光纤光栅应变传感器测量范围-2660με～2420με，采样率大于800hz。光纤光缆组件，单根光缆组件的插入损耗不大于1.5db，回波损耗不小于40db。
[0056]
下面介绍传感器单元阵列在密封舱外壁关键部位的布设方法，具体如下：
[0057]
假设当前关键部位允许布设的传感器单元数量上限为m，根据当前关键部位的结构尺寸信息，在当前关键部位上均匀布设至少m/2个传感器单元，并确定已完成布设的传感器单元的位置坐标信息；在密封舱有限元模型中提取易损的高应变区域的坐标信息，在高应变区域内布设新的传感器单元，直至当前关键部位的传感器单元数量达到预先设定的上限m，完成传感器单元的布设，其中，新布设的传感器单元的位置尽可能远离已有的传感器单元。
[0058]
也就是说，本发明根据航天器结构的有限元仿真结果，确定发射段结构高应变区为典型关键部位，并在典型关键部位布设传感器，提出的传感器布设优化方法主要包括以下几个步骤：
①
根据结构尺寸信息，在结构上均匀布设少量传感器，确定其位置坐标信息；
②
在结构有限元模型中，提取易损的高应变区域坐标信息，在此位置周围布设新的传感器，使得新布设传感器的位置尽可能远离已有传感器，以保证空间覆盖度；
③
不断增加布设数目，直至结构上的总传感器数量满足预先设定的最大值，即可完成传感器布设，具体实施效果如图9所示。
[0059]
下面介绍传感器单元阵列在密封舱外壁关键部位的安装方法，具体如下：
[0060]
①
光纤传感器及安装工装等准备。胶黏剂取出，光纤传感器连接器端面检查及清洁，工装擦拭及清洁。结构安装部位打磨。通过合适砂纸打磨结构安装部位，确保不产生较
深的划痕，打磨后采用无尘布对打磨区进行清洁。
②
传感器在工装上的安装。按照光纤盘纤方式、传感器在工装上安装细化要求等规定，将传感器安装在工装上。
③
预安装及塞尺检查。通过不涂胶的预安装，通过合适规格塞尺检查光纤传感器与结构安装面的缝隙，无法插入即为合格。涂胶区涂胶。通过涂胶网板、刮片等对传感器涂胶区进行涂胶，传感器上的胶应适当，不能存在溢出或缺少情况。
④
传感器安装。取下涂胶网板，快速检查网板背面的胶液情况，满足要求时，在规定的时间内，通过固定装置迅速将传感器压紧在结构安装面上。已安装光纤传感器结构固化前不进行旋转或起吊等操作。胶液固化后，取下工装，用塞尺检查光纤传感器与结构安装面的缝隙。
[0061]
下面介绍各传感器单元安装位置处最大主应力和最小主应力的计算方法如下：
[0062]
令ε
x
＝ε0°
，εy＝ε
90
°
，γ
xy
＝2ε
45
°-(ε0°
+ε
90
°
)，其中，ε
x
与εy分别为当前传感器单元安装位置处沿坐标轴x和y方向的应变，ε0°
、ε
45
°
、ε
90
°
分别为当前传感器单元中安装角度为0
°
、45
°
、90
°
的光纤光栅应变传感器测量得到的应变，γ
xy
为当前传感器单元安装位置处的剪应变；
[0063]
当前传感器单元安装位置处的最大主应变ε
max
和最小主应变ε
min
的计算方法如下：
[0064][0065][0066]
当前传感器单元安装位置处的最大主应力σ
max
和最小主应力σ
min
的计算方法如下：
[0067][0068][0069]
其中，e为弹性模量，v为泊松比。
[0070]
其中，传感器单元中安装角度为0
°
、45
°
、90
°
的光纤光栅应变传感器测量得到的应变的计算方法如下：
[0071][0072]
其中，ε为应变值(με)，分别取值为ε0°
、ε
45
°
、ε
90
°
，λ为发生应变后光纤光栅应变传感器测量得到的中心波长(pm)，λ0为未发生应变时光纤光栅应变传感器测量得到的基准波长(pm)，τ为光纤光栅应变传感器的应变灵敏度系数(pm/με)，δt为温度传感器测量得到的温度与零点温度值之间的差值(℃)，p为光纤光栅应变传感器的温度补偿系数(pm/℃)，22.8为5a06铝合金20℃膨胀系数。
[0073]
下面介绍如何根据各个安装位置处的最大主应力和最小主应力反演出整个密封舱外壁各个位置处的最大主应力和最小主应力，具体如下：
[0074]
步骤1：对有限元测点位置、传感器测点位置进行坐标系统一管理，并提取对应测点位置的有限元及实测数据。
[0075]
步骤2：基于传感器数据对有限元仿真计算中可能存在误差(网格质量好坏，载荷
设置，边界刚度是否合理等)进行分析，并修调有限元模型，提高有限元模型精度，使其与传感器数据有较好的相关性。
[0076]
步骤2：有限元结果数据量大，直接开展深度学习或构建代理模型计算成本高，因此基于拉丁超立方法(latin hypercube sampling，lhs)进行采样，以采样后有限元仿真计算应力值作为lfm(latent factor model，数据集隐语义模型)数据集，以传感器实测数据作为hfm数据集。
[0077]
步骤3：基于加权插值法、多项式响应面等技术，实现传感器实测数据、有限元仿真数据等多类型数据的高精度集成，构建得到数字孪生体。基于所提出方法构建典型舱段在轨数字孪生体，航天器在轨平稳运行时，使用传感器数据、有限元仿真数据进行数据集成构建数字孪生体，反演力学场得到主应变云图，如图10；模拟冲击载荷，演示航天器在轨受到撞击时数字孪生体效果的主应变云图，如图11。
[0078]
由此可见，本发明通过结构反演算法，实现了主应力的全局预测。
[0079]
当然，本发明还可有其他多种实施例，在不背离本发明精神及其实质的情况下，熟悉本领域的技术人员当然可根据本发明作出各种相应的改变和变形，但这些相应的改变和变形都应属于本发明所附的权利要求的保护范围。

技术特征：
1.一种基于光纤测量的载人航天器结构全场应力反演系统，其特征在于，包括光纤解调模块、应变反演模块、布置于密封舱外壁关键部位的传感器单元阵列，其中，在飞行时段中的发射段，所述关键部位为结构高应变区，在飞行时段中的在轨段，所述关键部位为结构高应变区与结构疲劳危险区；每个传感器单元包括一个温度传感器和三个安装角度不同的光纤光栅应变传感器；光纤解调模块用于为各光纤光栅应变传感器提供宽带光源，并将各光纤光栅应变传感器反馈回来的光信号以及温度传感器测量得到的温度信号转换为电信号；应变反演模块根据同属一个传感器单元的温度传感器以及不同角度上的光纤光栅应变传感器对应的电信号分别获取各传感器单元安装位置处的最大主应力和最小主应力，然后基于有限元的方式，根据各个安装位置处的最大主应力和最小主应力反演出整个密封舱外壁各个位置处的最大主应力和最小主应力。2.如权利要求1所述的一种基于光纤测量的载人航天器结构全场应力反演系统，其特征在于，所述光纤光栅应变传感器可进行弹性拉伸，包括弹片和设置在弹片中轴线上的凹槽中的光纤，其中，弹片为中心对称结构，且弹片中部为第一矩形片，第一矩形片的两端分别连接一个中空矩形框后，再分别通过中空矩形框连接第二矩形片，其中，第一矩形片的高度小于中空矩形框和第二矩形片的高度。3.如权利要求2所述的一种基于光纤测量的载人航天器结构全场应力反演系统，其特征在于，所述弹片的整体尺寸设计为24mm
×
8mm
×
0.8mm，光纤上的光栅区长度为16mm，且光栅区的两端设置有焊点，其中，光栅区的中部为12mm的光栅，两端分别为用于隔离焊点的2mm的空白光栅。4.如权利要求1所述的一种基于光纤测量的载人航天器结构全场应力反演系统，其特征在于，每个传感器单元中的三个光纤光栅应变传感器的安装角度分别为0
°
、45
°
、90
°
，各传感器单元安装位置处的最大主应力和最小主应力的计算方法如下：令ε
x
＝ε0°
，ε
y
＝ε
90
°
，γ
xy
＝2ε
45
°-(ε0°
+ε
90
°
)，其中，ε
x
与ε
y
分别为当前传感器单元安装位置处沿坐标轴x和y方向的应变，ε0°
、ε
45
°
、ε
90
°
分别为当前传感器单元中安装角度为0
°
、45
°
、90
°
的光纤光栅应变传感器测量得到的应变，γ
xy
为当前传感器单元安装位置处的剪应变；当前传感器单元安装位置处的最大主应变ε
max
和最小主应变ε
min
的计算方法如下：的计算方法如下：当前传感器单元安装位置处的最大主应力σ
max
和最小主应力σ
min
的计算方法如下：的计算方法如下：其中，e为弹性模量，v为泊松比。5.如权利要求4所述的一种基于光纤测量的载人航天器结构全场应力反演系统，其特
征在于，传感器单元中安装角度为0
°
、45
°
、90
°
的光纤光栅应变传感器测量得到的应变的计算方法如下：其中，ε分别取值为ε0°
、ε
45
°
、ε
90
°
，λ为发生应变后光纤光栅应变传感器测量得到的中心波长，λ0为未发生应变时光纤光栅应变传感器测量得到的基准波长，τ为光纤光栅应变传感器的应变灵敏度系数，δt为温度传感器测量得到的温度与零点温度值之间的差值，p为光纤光栅应变传感器的温度补偿系数。6.如权利要求1～5任一权利要求所述的一种基于光纤测量的载人航天器结构全场应力反演系统，其特征在于，传感器单元阵列在密封舱外壁关键部位的布设方法为：假设当前关键部位允许布设的传感器单元数量上限为m，根据当前关键部位的结构尺寸信息，在当前关键部位上均匀布设至少m/2个传感器单元，并确定已完成布设的传感器单元的位置坐标信息；在密封舱有限元模型中提取易损的高应变区域的坐标信息，在高应变区域内布设新的传感器单元，直至当前关键部位的传感器单元数量达到预先设定的上限m，完成传感器单元的布设，其中，新布设的传感器单元的位置尽可能远离已有的传感器单元。7.如权利要求1～5任一权利要求所述的一种基于光纤测量的载人航天器结构全场应力反演系统，其特征在于，根据各个安装位置处的最大主应力和最小主应力反演出整个密封舱外壁各个位置处的最大主应力和最小主应力的方法为：获取密封舱有限元模型中各有限元的位置坐标以及各传感器单元的位置坐标，并基于各传感器单元的位置坐标修正密封舱有限元模型中的网格质量、载荷设置以及边界刚度；基于拉丁超立方法对修正后的密封舱有限元模型进行采样，并将采样得到的有限元计算应力值作为lfm数据集，将各传感器单元实测的最大主应力和最小主应力作为hfm数据集；基于加权插值法或多项式响应面集成lfm数据集和hfm数据集，得到密封舱在轨数字孪生体，再基于到密封舱在轨数字孪生体反演得到各采样后的有限元位置处的最大主应力和最小主应力。

技术总结
本发明提供一种基于光纤测量的载人航天器结构全场应力反演系统，通过密封舱外壁关键部位布设的传感器单元获取密封舱关键部位处的最大主应力和最小主应力，然后基于有限元的方式从关键部位处的最大主应力和最小主应力反演出整个密封舱外壁各个位置处的最大主应力和最小主应力，实现密封舱全局应力的预测，解决了目前的应力测量数据仅仅是局部点而导致应力预测精度不高的问题，同时为航天器延寿提供解决方案，具有较高经济效益；此外，本发明基于光纤光栅应变传感器离散的应变数据，还能够实现空间站单舱、两舱、三舱组合体状态下的结构应变状态的全场反演。结构应变状态的全场反演。结构应变状态的全场反演。


技术研发人员：孙维 张鹏 成志忠 温楠 王博 田阔 王磊 张建德 石文静 张琳 施丽铭 张欢 王晓宇
受保护的技术使用者：北京空间飞行器总体设计部
技术研发日：2023.05.26
技术公布日：2023/10/8