大尺寸构件中热膨胀系数检测方案(热膨胀仪)

智能文字提取功能测试中

上海依阳实业有限公司——www.eyoungindustry.com 激光干涉法测试技术应用书——Application Note： 0003 航天器用大尺寸构件超低热膨胀系数测试技术综述 Review of Ultralow Thermal Expansion Measurement Technology forLarge Size Component Used on Spacecraft 上海依阳实业有限公司 www.eyoungindustry.com 摘要：航天器用各种大尺寸构件都普遍要求超低膨胀系数以保证构件尺寸的稳定性，传统热膨胀系数测试只针对长度 100mm 以下的小试样，已无法满足大尺寸构件的超低热膨胀系数测量，需要精确测量整个构件的超低热膨胀系数。本文对国外在大尺寸构件热膨胀系数整体测量方面的研究工作进行了综述，以了解国外技术的发展状况，给今后开展此方面工作提供参考和借鉴。 1.前言 在太空运行的各种航天器，由于没有大气层的保护，其环境温度变化很大，受阳面温度可高达上百摄氏度，而被阳面温度却在零下几十摄氏度。因此，航天器在空间环境中，由于材料的热膨胀，会引起航天器结构的尺寸变化。但是从航天器的某些部件和仪器的技术要求考虑，希望航天器的某些结构的稳定性要好，这一点对通讯卫星天线结构及敏感元件、太空望远镜的镜筒支架等的使用和安装尤为重要。尤其是卫星和望远镜桁架结构更要求其在一定的环境温度变化范围内不因热应力产生变形或者变形极小，即所谓零膨胀。 传统热膨胀系数测试只针对长度 100mm以下的小试样，已无法满足大尺寸构件的超低热膨胀系数测量。为适应航天器制造的要求，特别是对于以m 为长度单位的E-08/K量级材料热膨胀系数需要更加准确的测试。因此，研究航天器用复合材料工程构件的超低膨胀测试方法和相应的测试设备，具有重要的科学意义和实用价值。 本文将介绍国外在工程构件级热膨胀系数测试方法和测试设备方面所开展的工作。 2.波音公司激光扫描干涉仪在大尺寸桁架热变形测试中的应用 美国波音公司的 Bond人人在1971年首次报道了多通道激光干涉仪监测大直径天线在空间模拟腔体内的热应变动态行为和大尺寸桁架热膨胀系数的测试，经过将近20年的研究并经历了三代技术的迭代，在1990年研发出扫描式激光干涉仪并在工程中得到应用[1-5]。有关波音公司在多通道激光干涉仪技术上的发展进程参见文献[6]，这里不再进行详细介绍，本文主要概述波音公司扫描式激光干涉仪在大尺寸构件热膨胀系数测试中的应用。 美国波音公司多通道激光干涉仪技术经历了三代技术发展，尽管可以实现多通道的测试，但每个通道都需要独立的光路和相应光学器件，特别在多通道同时测试时会存在众多光束和配置众多器件，这种光路和器件上的复杂性给实际工程实现带来很大困难。为此， Bond 等人又开发了一种扫描式激光干涉仪并获得了专利[7]. 扫描式激光干涉仪在理想情况下，扫描干涉仪应包含连续激光源、将激光分离为参考光和信号光的分光器以及由信号控制的信号光偏光器。所产生的控制信号致使大多数偏转信号光具有连续性，从而使得每一束偏转的信号光都指向相应的测量位置。在每个测量位置处将会对入身的偏转后的信号光进行反射从而形成反射信号光。每一束反射后的信号光与参考光重合产生干涉条纹，光电探测器读取干涉条纹形成相应的条纹信号，信号处理装置对每一束偏转信号光的条纹信号进行周期性测量，最终得出每个测量位置上位移。 一般情况下，每束反射光将会产生9条反射后的信号光束，其中包含了相应测量位置点的位置和取向信息。混合光则将每一束反射后信号光与参考光进行混合并产生一个干涉条纹图案，探测装置包含了9个光电探测器来测量相应干涉图案中相应点的辐照度并产生相应的条纹信号，信号处理器则会周期性的测量每个条纹信号的相移，从而得到测量位置处的位移变化量。如果进一步的发展，干涉仪可以设法在相应的第一和第二频率处对信号光和参考光进行调制，信号处理后所得到的参考信号的频率等于第一和第二频率之差。 这种扫描式激光干涉仪的光路俯视图如图2-1所示，这种扫描式激光干涉仪的光路设计可以用来对放置在密闭环境12中试件10的热变形进行测量，特别是这种干涉仪测试光路设计还适合用于测量试件10上21-24位置处的相对位移，由此可见这种干涉仪可以很方便的扩 展用于测量10个以上位置的相对位移。 图2-1波音公司激光扫描干涉仪光路结构示意图 激光器30发出一连续激光束32，激光束32穿过旋转偏振器34形成新的光束36，光束36穿过偏振光分光器38被分割为参考光束40和信号光束42。采用旋转偏振器34的目的是实现参考光和信号光相对光强的调整而不用对光学器件进行重新准直。参考光束40经过声光调制器(AOM) 50形成调制后的参考光束52，参考光束52经过一系列反射镜 54-56照射到声光偏转器(AOD) 90. 同时，信号光束42经过声光调制器(AOM) 60形成调制后的信号光束62，信号光束62穿过中继透镜照射到半波片66，半波片66改变信号光束62为水平偏振光以匹配参考光束的偏振方向。改变为水平偏振方向的信号光62经过中继反射镜68和70进入过滤/合成器80。过滤/合成器80包含一个作为空间过滤器或光束清洁器使得信号光空间连续性更好作用的椭圆微型反射镜。经过空间过滤后的信号光62经微型反射镜反射后通过透镜84和反射镜86照射到声光偏转器 (AOD) 90。 声光偏转器(AOD)90 经信号控制将信号光62在水平面内偏转成四束信号光束91-94，同时声光偏转器(AOD) 90还将参考光52偏转为四束参考光96-99。虽然偏转后的参考光束与偏转后的信号光都偏转了相同角度，但由于反射镜56略微处于反射镜86上方使得偏转后的信号光与参考光并未重叠，如图2-2所示，因此偏转后的参考光束96-99 全部照射在球面反射镜100上并全部按照原光路全部返回 AOD 90 中。AOD 90 将这些反射回的参考光全部转换为一单数参考光72。球面镜100的取向确定需要使得反射回的参考光72位置略微高于经反射镜56反射的入射过来的参考光52。参考光72经过中继反射镜74和76的反射进入并透过透镜组78进入滤波/合成器80。在这种光路安排中，参考光两次通过 AOD 90以便补偿信号光在 AOD 中的频率漂移。 偏转的信号光束91-94经过球面反射镜100上方照射到中继反射镜111-114上，通过这些 中继反射镜，偏转后的信号光束91-94分别依次指向试件10上的21-24位置所对应的测量结构件121-124。偏转后的信号光束91经反射镜111、反射镜130、透镜组132、反射镜134和反射镜136照射到测量结构件121处。采用同样方式，偏转后的信号光束92经过反射镜112、反射镜138、透镜组140和反射镜142照射到测量结构件122处。偏转后的信号光束93经过反射镜113、透镜组144、反射镜146和反射镜148照射到测量结构件123处。最终，偏转后的信号光束94经过反射镜114、透镜组150、反射镜152和反射镜154照射到测试结构件124处。这样每个测量结构件中121-124处都会接收到一束偏转后的信号光，由此共产生9束偏转后的信号光，这9束信号光将按照原光路返回到 AOD 90 中。这9束由测量结构件121-124产生的偏转后的信号光分别被指定编号为101-104。AOD 90 将产生9束偏转后信号光束经反射镜86反射后形成一组信号光116并通过透镜组84进入滤波/合成器80，并在滤波/合成器80中的微型反射镜上形成9束信号光束的衍射图案，此衍射图案要原大于微型反射镜，由此微型反射镜使得偏转信号光的光学损失较低。滤波/合成器80通过透镜组84接收了9束偏转后的信号光束，滤波/合成器80将每束偏转后的信号光与通过透镜组78接收到反射后的参考光束72进行汇合，每束汇合后的信号和参考光束入射到9只光电探测器阵列118中的一只光电探测器上。每束信号和参考光的汇合都会产生一个干涉图案，相应的光电探测器测量干涉图案中辐照度得到相应的条纹电子信号。如果参考光和信号光的光程发生变化，则会引起干涉图案位置偏移，从而产生随时间变化的条纹电子信号，由此可以检测试件10的位移变化。 图2-3测量结构件结构示意图 测量结构件如123的结构如图2-3所示，主要包括准直器160、参考结构162和测试板164。准直器160和参考结构162固定在参考平台166合适位置，测试板164通过支架168与被测试件10连接。参考平台166和参考结构162由低膨胀材料制成并保持相同温度来减小它们之间相对位移以达到所需测量精度。准直器160是一个常规装置包括透镜组 170和172，操作准直器以扩大偏转后的信号光束93称为扩大后的信号光束174，扩大后的信号光束174入射到参考结构162上。参考结构162上所包括的三个回射器176(图中只显示了一个回射器176)拦截部分扩大后的信号光束174以产生三束发射信号光并返回到准直器160，同时形成入射信号光103的三个反射信号光束93。由回射器176所产生的这三个反射信号光束93被干涉仪用来确定参考结构162的取向。 相对于参考结构162的测试板164取向由固定在测试板164上的三个回射器 181-183决定，这样6个回射器就形成总共6束测试光束。以图2-3中的测试光束186为典型，测试光束186是由固定在孔洞190里的棱镜188形成，棱镜188导引测试光束186入射到回射器181上。图中并未显示其他两束形成形式相同的测试光束，未显示的两个棱镜固定在其他两个孔洞内。 图2-3中另外以孔洞194形成的测试光束192为典型，参考结构162上的其他两个孔洞(未显示)相似的产生相应的两束测试光。在测试光192 情况中不需要棱镜，因为测试光的光路仅仅是扩展后信号光束174光路的一部分。参考结构162采用三个棱镜和三个孔洞来导引三束测试光束到回射器181上、两束测试光束到回射器182上以及一束测试光束到回射器 183 上。每束测试光束被它相应的回射器反射穿过参考结构162，由此形成6束反射后信号光束之一的反射后信号光束103。这6束反射后信号光束提供了参考结构162与测试板164之间6个间距的测量，这6个测量值然后被用来提供测量板164相对于参考结构162的绝对位置和绝对取向。 图2-4所示为扫描干涉仪信号处理单元的流程框图，信号处理单元包含9只光电探测器200构成由图2-1中的光电探测器阵列118。每只光电探测器接收9束反射信号光中的其中一束信号光116 (图2-4中被指定为 S1-S9) 和反射参考光72(图2-4中被指定为R)，这样每只探测器就会生成信号幅值与干涉图案中辐照度相关的条纹信号202，相对条纹信号的相位由相位探测器204确定，确定方式是将条纹信号相位与由参考发射器220产生的参考信号相位进行比较。参考发射器220给AOM 50 和AOM 60提供调制信号，并以等于调制频率之差的频率提供参考信号。由相位探测器204所产生的相位信号206被输入到多路转换器208，多路转换器208依次传输9路相位信号给计算机进行进一步处理。时钟及控制电路210接收参考信号并用它来协调相位探测器的运行，同时还产生一个控制信号214用来控制 AOD 90。 图12-4 扫描干涉仪信号处理流程 图2-4所示的信号处理系统运行顺序是：时间控制电路210产生一个控制信号214使得AOD 90偏转信号光束52来产生偏转信号光束91。偏转后的信号光束91行进到装配在试件上的测量结构121，测量结构121产生9束反射后的信号光束101，信号光束101 穿过 AOD 90后生成反射后的信号光束116，信号光束116沿着一束反射后的参考光束72依次传递到9只光电探测器200，9只光电探测器以并行模式产生9个条纹信号202并输入到9个相位探测器206。时间和控制电路基于参考信号同步运行，9个相位信号中含有来自测量结构121处的9个反射后信号光束101相关的相位信息，因此此信息相关于测量位置121处测量板164的绝对位置。9个相位信号通过多路转换器208传输到计算机，一旦测得条纹信号相位，时间控制电路201就改变控制信号214，使得偏转信号光束从光束91转换到光束92。重复以上过程对测量结构122进行测量，直到完成一个循环测量，直到所有试件上测量位置处的9条条纹信号相位得到测量。如此循环往复始终检测试件上的位置变化。 3.柯达公司激光干涉法测量装置在大尺寸构件热变形测试中的应用 美国 NASA 马歇尔空间飞行器中心在1973-1974年期间为了论证石墨环氧复合材料用于大型空间望远镜(LST)测量结构件时的尺寸稳定性和结构完整性，开展了合同 NAS8-28201为石墨环氧测量桶 (GEMS)项目，进行了测量结构件二分之一缩比件的设计、制造和测试工作[8-9]。 太空望远镜是一个直径2.4m反射型望远镜，如图 3-1所示， 在 500km 高的地球轨道上运行。图3-1太空望远镜中的测量结构是一个位于主镜和辅镜之间的圆筒，被封闭在桶状铝制微陨石防护桶内，测量结构主要功能是精确保持主镜与辅镜之间的空间尺寸关系。在太空望远镜观测过程中对辅镜焦距、倾斜和对中的调整必须保持在允差范围内，项目初期所确定 的全尺寸测量结构的允差指标为：位移小于±2um、偏心小于±10um、倾斜小于4.9微弧度。 图 3-1太空望远镜结构示意图 图3-2 GEMS 测量结构件 整个5.9m长的测量结构需要在5.55℃温度变化范围内满足上述指标，上述指标所对应的热膨胀系数指标不能超过0.59E-06/℃。 图3-2所示为石墨环氧测量桶，其长度为 2.95m， 直径为 1.65m。 对整体石墨环氧测量桶 (GEMS)的测试，是将 GEMS 水平悬挂在真空腔内，悬挂系统包括一个不锈钢缆索静态恒定系统以避免真空腔壁传递过来的热应变和机械应变。采用环形阵列加热灯环绕 GEMS 试件，环形加热灯阵列单独固定悬浮并与 GEMS 试件隔开。加热灯阵列为五组首尾相接的环形加热框构成，每个加热框内等间距布置24只加热灯。 在真空腔的冷壁上采用液氮可以将试件温度降低到-73℃。在测试过程中结合加热灯，试件温度的变化范围为-73℃~-29℃，加热灯设计用来一是强化试件外壳上的温度均匀性、二是形成轴向和径向上的温度梯度。 真空腔壁上的光学窗口与 GEMS 试件的中心轴线重合，惠普激光干涉仪测量机构位于真空腔外的平台并通过光学窗口进行非接触测量。将一平面反射镜附着在 GEMS 试件末端轴线上，另一平面反射镜附着在 GEMS 第二反射镜支撑轮毂的前端，其他平面反射镜固定在尾部附着法兰平面上，尺寸稳定的石墨环氧支撑件可支撑这些平面反射镜。为了进一步减小长跨度尾部支撑的变形，此结构用多层铝膜隔热材料进行绝热。在 GEMS 试件和尾部稳定支撑件上分布了52只测温热电偶，如图 3-3所示。另外还有5只辅助热电偶用来控制加热灯加热功率。安装在第二反射镜支撑轮毂上的热电偶位于这个双桶结构的外表面，安装在壳体上的热电偶要安装在相应部段的内表面。 SPIDEB 图3-3测温热电偶分布示意图 图图3-4 激光干涉法位移测量原理图 GEMS 测试过程在温度交变条件下进行，由于需要进行严格的失焦计算，需要在极限结构温度之间进行冷热循环试验，并在每次循环中进行失焦测量。热膨胀特性往往在头几次循环中不稳定，在取样测试中也会出现这种现象，取样进行热膨胀测试时一般会经历10次温度交变后趋于稳定。对于 GEMS 整体测试，第一次循环时的最大热膨胀系数为 0.11E-06/℃，当稳定后所进行的第14次交变测量得到的最大热膨胀系数为 0.088 E-06/℃。 美国柯达公司此套激光干涉法热膨胀系数测试系统在1990年获得了美国专利[10]，如1图3-6所示为这套激光干涉法热膨胀系数测试系统结构框图。 整个系统包括中包括真空腔体12、放置在真空腔内的试件14、真空加热与制冷系统16、与真空腔体12连接真空管路和加热制冷管路18、双通道激光干涉仪系统20、激光干涉仪与被试件发生关系的光路和光学器件22、数据采集系统24、试件温度测量线路26和试件位移信息传输线路28. 图3-5激光干涉仪位移测量系统 图3-6热膨胀测试系统结构示意图 整个测试系统中真空腔体内部结构如图 3-7所示，真空腔体是双层壁 30、32夹心结构便于流经液体对试件14进行加热和制冷，真空腔体最好是铝制材质便于传热以保证温度均匀性，也可以采用铜、殷瓦或不锈钢材质，最好对真空腔体采取绝热措施有助于腔体温度的稳定，真空腔最好放置在隔振台上为真空腔体和激光干涉系统20提供稳定平面，真空腔体上开有光学窗口便于激光束进出腔体进行测量。 真空腔体内安装一个轨道装置34，轨道装置的两端安装有两个可弯曲装置36和38，并通过装置40将试件14分别固定在弯曲装置36和38上。通过轨道装置34可以很方便的进行各种形式试件的装卸，轨道装置用环氧树脂胶合在真空腔内壁上，两个可弯曲装置36和38采用殷瓦合金以减小变形和相应误差。试件14上的温度采用直接分段附着在试件上的多个热敏电阻进行测量。流经真空腔壁的流体采用恒温循环浴45来进行恒温控制，并通过增压泵47加大循环速度。 在测试过程中试件会发生膨胀或收缩，由此可能会使得成像装置42和44位移或倾斜而造成激光干涉仪系统20测试光路的失准。采用可弯曲系统36和38就会包容这些膨胀或收缩，从而始终保持激光干涉仪系统20与反射镜系统之间所希望的平行度。 32 位移测量采用的是双通道激光干涉仪测量系统，如图3-8所示，其核心为惠普 5526A型号的激光干涉仪。测试系统中包括一个发射出一束含有两个频率激光的激光头48，激光束波长为6328A。 图33-8双通道激光干涉仪测量系统原理图 通过滤波器，含有两个频率的激光束在膨胀仪转换器50处各自分开两束频率相差2MHz的激光束，一束光定义为第一频率(F1)测量光束52直接照射到远程干涉仪54上，远程干涉仪54包含了相应的反射镜和平面镜转化器。经过光学处理，第一频率(F1)测量光束52可以在端面成像装置42和远程干涉仪54之间穿梭四次和2次在反射镜上形成反射。成像装置42包含了第一和第三镜面反射部分，这两个镜面反射部分分别位于十字交叉分割的Ⅰ和II象限。第一频率(F1)测量光束52先在第Ⅰ象限区域形成反射，然后在第ⅢI象限进行反射，最后往返回到远程干涉仪54反射器上。另外，被称之为第二频率(F2)测量光束56的第二束激光经过光学处理具有以下功能： (1)穿过成像装置42中的非反射象限区域II和ⅣV； (2)在成像装置44上连续两次进行反射； (3)返回远程干涉仪54，在成像装置44和干涉仪54之间四次穿越。成像装置44一般选择为平面镜。 对于已知长度L的试件，通过轨道装置34悬挂在真空腔12内，可弯曲系统36和38分别固定在试件14的两端，成像装置42和44也同时附着在被测试件上，成像装置平面的调整要使得双频激光束垂直入射。通过真空加热与制冷系统16使试件14达到设定温度T1并恒定，采用热敏电阻46进行温度测量并由数据采集系统24进行采集和记录。然后，腔体12的温度由真空加热与制冷系统16进行改变，试件14随之产生膨胀或收缩，当温度达到平衡和均温状态T2时，此温度由热敏电阻46进行测量。 随着温度变化△T=T2-T1，试件14会发生相应的膨胀或收缩，附着在试件上的成像装置42和44也会随之产生相应移动，第一频率和第二频率测量光束52和56同时会两次横穿整个光路并引发两束激光的频率发生变化。那么，第一频率测量光束52所经历的变化光程，表示为 F1+4AF1，第二频率测量光束56所经历的变化光程，表示为 F2+4△F2，那么比率为：(F1+4△F1)/ (F2+4△F2)，由此可确定出两束激光52和56的相对频率变化，同时也可获得试件14的膨胀或收缩量△L，即激光干涉仪系统20将频率变化比率转换为位移量，从成像装置44的位移量中减掉成像装置42的位移量，就可计算出两个成像装置之间的相对位移量△L。最后数据处理系统24采用那个此位移量信息确定试件的热膨胀系数。 1993年，奋进号航天机机执行了对哈勃空间望远镜的第一次维修，研究人员设计一个有 相同的球面像差，但功效相反的光学系统来抵消错误，相当于给哈勃空间望远镜配上一副能改正球面像差的眼镜。用来改正球面像差的仪器称为“空间望远镜光轴补偿校正光学”(COSTAR)， 安装在哈勃太空望远镜上的 COSTAR 如图 3-9所示， COSTAR 结构如图 3-10所示。 图3-9安装在哈勃太空望远镜上的 COSTAR 系统 图933-10 COSTAR 结构示意图 由于热稳定性的要求， COSTAR 光学平台需要超低膨胀接头，例如对可展开式光学平台三脚架管件的严苛要求就是热膨胀系数0.0±0.05ppm/℉，其他部件也是相似严格的技术指标要求，这些都需要进行超低热膨胀系数的准确测量，柯达公司成功的将他们上述专利技术应用于这些测试评价中[11]，并进行了大量测试，典型测试结果如图 3-11所示。 图| 3-11 热膨胀系数随温度变化典型测试结果 4.复合光学公司激光光学比较器技术在大尺寸构件热变形测试中的应用 火星探测相机(MOC)是安装在1996年美国发射的“火星全球勘探者”号火星探测器上的重要仪器之一，其主要任务是进行火星表面地理和气候成像，其结构如图4-1所示。 图 4-1火星观术相机飞行组件结构图 为了保证火星探测相机观测图像分辨率的稳定性，采用了大量低膨胀石墨环氧复合材料。美国复合光学公司 (Composite Optics， Inc.) 从1990年开始了对火星观测相机石墨环氧结构件性能进行测试评价，采用他们自主研发的激光光学比较器技术和相应的热膨胀系数测试设备进行了大尺寸石墨环氧复合材料构件热膨胀系数和热变形的测试[12]。 激光光学比较器位移变形测量是典型的光杠杆原理，如图4-2所示，在直立式试件顶部安装一反射镜，激光束照射在平面镜上形成反射并在屏幕上形成光点。如果试件发生受热膨胀或收缩，顶部反射镜会发生倾斜而使得屏幕上激光反射光点也随之改变位置。通过测量激光反射光点位置改变的大小来测量试件位移量大小，由此得到试件的热膨胀系数。 图4-2 激光光学比较器测量原理 光杠杆测试方法的最大特点是可以放大试件的位移量，适合大尺寸试件测量，且整个测 试装置简单造价低。 为了提高激光光学比较器测量精度和稳定性，从两个方面对其进行了改进，一方面是测量部件和石英参考杆放置在一个恒温腔体内以减少环境温度的影响；另一方面是将原来来单反射镜改进为双反射镜，通过增加一个部分半透反射镜2，将原来的反射镜3因试样变形所产生的倾斜转换为半透反射镜2的倾斜而反射镜3保持不变，激光束在反射镜2和3之间形成多次反射并在屏幕上形成多个发射光点。改进后的测试装置结构示意图如图 4-3所示。 图4-3 改进的激光光学比较器位移测量装置结构示意图 将测量部件和石英参考杆放置在一个恒温腔体内时，如果温度变化足够的小则会有效减小温度梯度，但总还是有一个温度恒定控制的波动。在20℃时，文献报道的熔融石英热膨胀系数变化范围为 0.40E-06/K~0.56E-06/K。顶部和底部连接石英参考杆的固定块采用了零膨胀微晶玻璃，由于固定块尺寸较小可以认为是没有变形。由此整个测量装置的系统误差可以认为主要是由于熔融石英参考杆自身热膨胀引起，这个误差取20℃时温度波动所带来的石英参考杆长度变化，此时热膨胀系数取平均值 0.48E-06/K。 这种双反射镜形式与单反射镜形式相比具有两方面的优势，-一方面是双反射镜可以在屏幕上生成一个激光反射点N线阵，比单反射镜多出N个激光点并具有更高分辨率；另一方面，这种双反射镜布置形式可以形成独自的参考点O，这样可以进行差分测量而不是绝对测量，也会使得激光源可以进行适当调整而不影响测量。这在大尺寸试件测量中尤为重要，因为在大尺寸测量过程中必须适当移动激光器。 这种双反射镜形式光杠杆位移测量装置可以在很大大学光学试验装置中看到，也有很多改进，如在半透反射镜处可以做出很多变化，可以采用光衍射方法来进一步放大位移量。国内外有大量光杠杆方法的文献报道，有的文献报道采用光杠杆方法可以将试件位移放大一百多倍，将纳米量级的位移量几乎放大到了微米量级来进行测量，这里就不再对文献进行引用。 美国复合光学公司 (Composite Optics， Inc.) 基于改进后的激光光学比较器技术搭建了相应测量装置，如图4-4所示。此套热膨胀仪采用是立式结构，根据不同的测试需要，将基座放置在试件的不同位置处，顶面放置反射镜，这样可以测量不同试件顶面与基座之间的相对位移变化，反射镜反射出的光点位于试件的上方。这套装置的最大特点是整个试件并不在真空环境下进行测试，试件所处环境为干燥氮气，但特别安排了一个真空桶放置在激光光路中， 以消除氮气和温度对激光光路的影响。 图4-4复合光学公司热膨胀仪测量装置结构示意图 在实际测试中，尽管整个火星探测相机作为试件控制在某一恒定温度下，但试件中的基座、测量桶和三脚架用于不会是相同温度，因此每个部件的随温度的热膨胀量长L(T)必须单独测量。 TEST 2 TEST 3 图44-55 E圆筒1、基座2和三脚架3热膨胀测试结构布置示意图 热膨胀测量装置可以直接测量圆筒的热膨胀△L/L(T)，如图4-5(1)所示。基座的热膨胀△L(T)测量则需要测量主镜安装表面到测量桶之间的位移变化，然后减去测量桶的位移变化量△L(T)，如图4-5(2)所示。三脚架的热膨胀△L(T)需要测量主镜安装表面到辅镜之间的位移变化，然后减去基座和测量桶的位移变化量，如图4-5(3) 所示。 火星探测相机的焦距指标一开始设定为±0.002in(后来可接受的聚焦深度为±0.00465in)，相机的轴向放大接近56，那么火星探测相机上述三个部件的热膨胀贡献要小于±36uinch，即小于±0.91um。为了测量出如此小的热膨胀变形，就需要每个部件△L/L(T)的测量至少要具有1ppm 的测量精度。为了满足热膨胀变形测量精度的要求，复合光学公司对图4-4所示热膨胀测量装置进行了以下多方面的改进，测量准确度和精度都明显得到改善，在每个测试点上的不确定度达到了 0.5ppm，然而测量重复性则在 2~3ppm 范围内。具体改进点包括以下几个方面： (1)测试中环境湿度对石墨环氧结构件存在很大影响，湿度变化所带来的试件长度变化很容易与温度变化时试件的热膨胀相混淆。因此，在整个测试过程中，试件整体要在干燥氮气环境下进行加热和测量。 (2)只要在设定温度下试件长度变化达到稳定后才能进行测量，而不是温度达到温度就开始测量。 (3)基板材质要采用热稳定性好的玻璃，如 Zerodur 零膨胀微晶玻璃，使用前要经过多次热循环处理。 (4)基板需要支撑物如水泥地面绝热，.1以避免基板上的温度梯度带来基板变形。 (5)如果以Zerodur 零膨胀玻璃作为基准材质，测试中则需要将这些材质所制成的部件保持在一个恒温状态(采用加热器和隔热措施)以避免 Zerodur 零膨胀玻璃的迟滞现象发生。或采用热膨胀系数更低的材质制作基准。 (6)所有暴露的玻璃参考表面都需要进行抛光或酸蚀处理来释放应力，以避免这些表面受温度影响发生弯曲变形。 (7)在低温测试过程中，液氮需要完全蒸发后才能导入试验腔体，循环风扇所处位置应不影响倾斜反射镜。 (8)尽可能的减小振动对玻璃基板的影响以避免倾斜反射镜的跳动。 (9)倾斜反射镜动态支点不能因参考块或试件表面粗糙度而造成过渡束缚引起倾斜不畅。 通过一系列的测试，得到了温度变化过程中基座、测量桶和三脚架单独对主镜和辅镜之间位移量的贡献，如图4-66所示。 图4-6飞行单元#1(a)和飞行单元#2石墨酚醛结构主镜与辅镜之间相对位移测量结果 图中所示的负值表示间距的缩短，正值则表示间距的增加。也就是说，随着飞行单元#1温度降低，主镜表面越来越靠近辅镜，三脚架开始上移离开主镜，测量桶开始收缩。而随着 飞行单元#2温度的降低，主镜表面开始下移离开辅镜，三脚架依然轻微上移离开主镜，而测量桶则开始膨胀。 复合光学公司还报道了采用这套热膨胀测量装置测试了高模量树脂氰酸盐材料系统尺寸稳定结构的尺寸稳定性[13]，报道的测量分辨率为 5E-08in/in，试样尺寸为1.75×6.0in，测试循环温度范围为+200℉~-200℉，最大变温速率为每分钟10℉。测试前试件在220℉真空环境下干燥最少72小时直到重量达到稳定。 将被测试样固定在超低膨胀材质(ULE)标准架上，在恒定真空和+150℉下进行恒定直到激光光学比较器测试不出位移变化，然后再进行测量。测量中温度变化范围为+200℉~-200F， 基本每隔45℉采集一次位移数据。 很有意思的是，针对湿膨胀系数的测试，文献报道说采用了 HP5528 激光干涉仪，试样尺寸还是 1.75×6.0in， 与热膨胀系数测试试样尺寸相同，但未看到相应的湿膨胀测试装置的报道。 在2003年，针对 NASA 和法国国家空间研究中心合作的 CALIPSO卫星任务，为满足激光探测与测量系统 (LIDAR)中对热稳定性的测试需要，复合光学公司采用这套激光光学比较器法热膨胀测量装置测试了碳纤维复合材料光学试验台的热膨胀系数和热稳定性[14]，文献报道了这种技术与 NIST 热膨胀测试进行了对比，测量准确度优于±0.5um，整个测试系统如图4-7所示。 图4-7试验空体(左图)、支架塔(中图)、测试中的试件结构(右图) 试验腔体由干燥、加热和冷却系统构成，试验腔体设计为测试提供常压下的干燥氮气环境，并结合一个闭环系统进行对温度的监测和控制。整个试件、试验腔体和加热致冷系统共分布有30只测温热电偶，在真空腔的顶部布置了一个光学窗口以便置于腔体外的测试仪器测试腔体内的试件。 5.分析与讨论 通过目前能掌握的资料来看，目前具有大尺寸构件整体热膨胀系数测试能力的机构只有美国的波音公司、柯达公司和综合光学公司，而且这三家家公司在大尺寸构件超低热膨胀系数测试方面具有多年经验，都对航天器产品进行过大量测试，他们所用的测试技术和测试试备更多的考虑了实际工程测试需求并经过多年的技术改进，有着十分重要和更切合实际的参考价值，以下是对这三家公司的技术进行对比分析和讨论： 5.1.波音公司激光扫描干涉仪测试技术 通过以上对美国波音公司激光扫描测试技术发展的综述，可以进行以下分析和总结： (1)波音公司激光扫描干涉仪技术是一种典型的激光跟踪仪技术和应用，已应用于大尺 寸构件的热膨胀系数和热稳定性测试，报道报对E-8/K 量级的大尺寸构件的热膨胀系数测试。但其激光扫描干涉仪核心技术并未商品化和市场化，并没有经历过大规模的应用考核和检验，还是缺少在工程上众多应用后的技术迭代，如干涉仪的主要技术指标是否合适和稳定等，最重要的是众多用户无法进行再现重复，但作为一种技术路线有着重要的参考价值。 (2)由于采用的多普勒差频技术，波音公司的激光干涉仪就相当于双频激光干涉仪，由此带来了很多双频激光干涉仪的很多优点，如极好的抗振性能，这在大尺寸构件测试中显着尤为重要，这将有效的提高热膨胀系数长时间测试过程中的稳定性和可靠性，大幅提高了工程应用中的适用性。 (3)波音公司激光干涉仪测试技术考虑了工程应用的实用性，可以对19个大尺寸试件的热膨胀系数同时进行测量，大幅提高了测试效率。 (4)波音公司设计的多试样热膨长系数测试系统为立式结构，从真空腔顶部以直立形式放入被测试件。对于以米为长度单位的大尺寸试试，这种直立形式测试结构是以高度换面积，使测试系统向空间高度发展而节省占地面积。同时，通过调节真空腔高度以适合不同试件尺寸测试需要。但这种立式结构，对于众多2米以上的大尺寸构件测量无异于就是一个高空作业，从操作上来说可能存在一定的隐患，需要配置相应的安全防护措施。 (5)在测试中，提取试件位移量的全反射器需要固定在被测试件上，全反射器需要与信号光完全垂直。由于是试件立式形式放入真空腔内，这就很难在全反射器固定好后在真空腔内进行后续光路调整，这就对全反射器的固定、整体信号光路的调整以及试件的固定提出很高要求。同时，全反射器在试件上的固定还不能损坏被测试件。 (6)在波音公司设计的多试样热膨胀系数测试系统中，并未提到温度变化过程中试件热膨胀不均匀和温度不均匀造成全反射器相对于信号光的发生倾斜时给测试带来的影响。这种试件倾斜现象在大尺寸构件中尤为明显，且会对反射返回的信号光路产生偏离而造成测试误差，甚至返回信号光偏离严重造成无法探测。 总之，波音公司激光扫描干涉仪测试技术以及相应的多通道热膨胀系数测试系统为大尺寸构件超低热膨胀系数测试以及工程构件热变形测试展示了一个成功的技术途径，证明这种技术可以成功的应用大尺寸构件的测试评价，为今后这方面的工作提供了成功经验和借鉴。 通过以上对美国柯达公司激光干涉仪测试技术发展的综述，可以进行以下分析和总结： (1)柯达公司激光干涉仪法热膨胀测试是一种典型的双频外差式激光干涉法线性位移测试技术及其应用，已应用于大尺寸构件的热膨胀系数和热稳定性测试，报道了对E-8/K量级的大尺寸构件的热膨胀系数测试。最重要的是这种双频外差式激光干涉法线性位移测试技术是一种成熟技术，并有相应的商品化仪器，并经历了多年的市场检验和升级换代，也是目前各种形式位移测量中最常用的激光干涉法测试技术，技术成熟度高可靠性好。 (2)由于采用了双频外差式技术，由此带来了很多双频激光干涉仪的很多优点，如极好的抗振性能，这在大尺寸构件测试中显着尤为重要，这将有效的提高热膨胀系数长时间测试过程中的稳定性和可靠性，大幅提高了工程应用中的适用性。 (3)柯达公司这套热膨胀测试设备的设计可谓真是用心良苦，重复考虑了工程应用的实用性，采用吊装形式和滑动结构，可是实现各种长度和截面形式管材试件的测试，有效提高了测试设备的适用性和实用性。 (4)柯达公司设计的热膨胀测试系统为卧式结构，采用了专利技术将试件悬挂在真空腔体内，可以满足不同长度尺寸和不同形状试件的测试。尽管占地面积较大，但操作和调试方便，而且这种卧式结构有更多的可扩展性。 (5)在试件安装方式上，采用了专利技术将提取试件位移量的反射镜直接贴附在试件的 两端，其中一个反射镜作为基准镜，另一个反射镜作为参考镜，通过差分测量方式直接测量试件自身的膨胀和收缩。从测试结构来说，这是一种最准确的试件安排方式，完全屏蔽了其他连接部件热变形的影响，更能保证测量的准确性和可靠性。 (6)柯达公司的热膨胀系数测试系统中，一方面采用专利技术很好规避了反射镜倾斜给测量带来的影响，同时还专门设计了一路测试光路来监测基准反射镜相对于测量反射镜的倾斜并进行相应的调整，很好解决了倾斜问题。 总之，柯达公司激光干涉仪测试技术以及相应的热膨胀系数测试系统为大尺寸构件超低热膨胀系数测试以及工程构件热变形测试展示了一个完美案例，证明这种技术可以成功的应用大尺寸构件的测试评价，为今后这方面的工作提供了成功经验和借鉴。 通过以上对美国复合光学公司光学比较器测试技术发展的综述，可以进行以下分析和总结： (1)复合光学公司所采用的光学比较器法是一种典型的光杠杆法，采用反射放大原理来将微小变形进行放大后测量，已应用于大尺寸构件的热膨胀系数和热稳定性测试，测量准确性可以达到 0.5um， 与上述两家公司的热膨胀仪器相差几个数量级，只能进行较大膨胀系数构件的测试，最多只能测试-7量级的热膨胀系数，而且这种测试方法是一种相对法，需要采用更高精度的基准进行标定才能使用。 (2)由于采用了光杠杆方法，几乎没有任何的抗震优势，只能通过独立的隔振设备来进行高精度测量，使得整体造价并不一定会低。 (3)复合光学公司这套热膨胀测试设备可以应用各种长度和截面形式管材试件的测试，测试设备的适用性和实用性还是比较强。 (4)复合光学公司设计的热膨胀测试系统为立式结构，从真空腔顶部以直立形式放入被测试件。对于以米为长度单位的大尺寸试件，这种直立形式测试结构是以高度换面积，使测试系统向空间高度发展而节省占地面积。同时，通过调节真空腔高度以适合不同试件尺寸测试需要。但这种立式结构，对于众多2米以上的大尺寸构件测量无异于就是一个高空作业，从操作上来说可能存在一定的隐患，需要配置相应的安全防护措施。但由于这套测试系统并未在真空中测试试件，因此试验腔体是可拆卸式拼装结构，也便于试件的安装和测试设备的调试。 (5)在试件安装的具体方式上，每次都需要对大部分测量器件进行拆装。更麻烦的是每次拆装都需要对反射镜到屏幕的距离进行标定，调试过程非常繁琐。 (6)复合光学公司的热膨胀系数测试系统中，试件与众多光学部件有连接，尽管采用超低膨胀材质制作这些光学部件，但极小的温度波动还是会给试件热膨胀测试带来明显影响，这也是此套设备测量准确性不高的主要原因。 总之，复合光学公司光学比较器测试技术以及相应的热膨胀系数测试系统为大尺寸构件热膨胀系数测试以及工程构件热变形测试展示了一个技术方案，证明这种技术可以成功的应用大尺寸构件的测试评价，但只能测试膨胀系数较大试件，也具有一定的工程使用价值，为今后这方面的工作提供了经验和借鉴。 ( 6 .参考文献 ) [1] C. R. Pond， M. H. Horman， and P. D. Texeira， "Multiple Channel Interferometer forMetrology，" Appl.Opt. 10， 2144-2149 (1971) ( [2] S. Oken a nd D. E. Skoumal. "Design，Fabrication，and Test of a Graphite/Epoxy Me t eringTruss".NASA-CR-144177，Final Report，Feb. 1974-Dec.1975. ) [3] C. R. Pond， "Optical Device for Use in Improved Interferometers" US4105336， 1978 ( [4] C. R.Pond， P . D.Texeira， R . E. Wilbert，"Multiple c h annel i n terferometer" U S 4329059， 1982 ) ( [5] C. Golden and E. S p ear. "Requirements an d de s ign ofthe graphite/epoxy structuralelements for t he optical t elescope assembly of the s p ace t e lescope"， T e chnology fo r SpaceAstrophysics， Meeting Paper Archive， 1 982-1833 ) ( [6]上海依阳公司，"波音公司激光干涉法大尺寸构件超低膨胀系数测试技术综述"， www.eyoungindustry.com/2013/1024/46.html. ) [7] C. R.Pond， P. D.Texeira， R. E. Wilbert， "Scanning interferometer" US4890921， 1990. ( [8] Prunty J. Design， Fabrication ， an d Test of a Graphite/Epoxy Metering Shell (GEMS).General Dynamics Convair Division[R].Report No. CASD-NAS-75-015，1975. ) ( [9] Prunty J， Dunbar D. Applications of Graphite Composites to Dimensionally Stable SatelliteStructures[M]//Thermal Expansion 6. Springer US， 1978：223-237. ) ( [10] Gilmore J F， Lloyd C A， Kirk C S. As s embly and method for determining the coefficientof thermal expansion of a workpiece： U.S. P a tent 4，924，477[P].19 9 0-5-8. ) ( [11] Gilmore J F. COSTAR opt i cal be n ch CTE testing[C]//SPIE's 1993 In ternational Symposium on Optics， Imaging， and Instrumentation. In t ernational Society f o r Optics and Photonics， 1993： 1 71-179. ) ( 1 [1 1 2 2 ] T elkamp A R. Recent d e velopments w i th t h e M a rs Observer Ca m era graphite/epoxystructure[C]//Aerospace Sensing. I n ternational S o ciety for Optics and Photonics， 1992：180- 1 95. ) ( [13] B rand R A， D e rby E A . Evaluation of high-modulus pitch/cyanate mat e rial systems fordimensionally stable structures[C]//Aerospace S ensing. International Society f or O p tics s and Photonics， 1992：309-322. ) ( [14] C atanzaro B E， Hylton J C， Bass P， et al. Stability testing of a carbon fiber compositeoptical b bench for use in the spacebased l LIDAR mission： CALIPSO (Picasso-Cena)[C]//International Symposium o n Op t ical Sc i ence and Technology. InternationalSociety for Optics and Photonics， 2002： 474-482. ) 第页共 在太空运行的各种航天器，由于没有大气层的保护，其环境温度变化很大，受阳面温度可高达上百摄氏度，而被阳面温度却在零下几十摄氏度。因此，航天器在空间环境中，由于材料的热膨胀，会引起航天器结构的尺寸变化。但是从航天器的某些部件和仪器的技术要求考虑，希望航天器的某些结构的稳定性要好，这一点对通讯卫星天线结构及敏感元件、太空望远镜的镜筒支架等的使用和安装尤为重要。尤其是卫星和望远镜桁架结构更要求其在一定的环境温度变化范围内不因热应力产生变形或者变形极小，即所谓零膨胀。传统热膨胀系数测试只针对长度100mm以下的小试样，已无法满足大尺寸构件的超低热膨胀系数测量。为适应航天器制造的要求，特别是对于以m为长度单位的E-08/K量级材料热膨胀系数需要更加准确的测试。因此，研究航天器用复合材料工程构件的超低膨胀测试方法和相应的测试设备，具有重要的科学意义和实用价值。本文将介绍国外在工程构件级热膨胀系数测试方法和测试设备方面所开展的工作。