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光學(xué)章動檢測方法與裝置的制作方法

文檔序號:670閱讀:1013來源:國知局
專利名稱:光學(xué)章動檢測方法與裝置的制作方法
本發(fā)明涉及檢測飛行器運動的系統(tǒng)。確切地說,它涉及檢測衛(wèi)星章動的系統(tǒng)及技術(shù)。
卷管在這里我們參照一個有著特定應(yīng)用的實施方案對本發(fā)明進行描述,但須知本發(fā)明并不僅限于此。掌握本項工藝的普通技能的人會確認本發(fā)明范圍內(nèi)的其它實施方案及應(yīng)用。
自旋穩(wěn)定化對衛(wèi)星飛行姿態(tài)控制的優(yōu)點已得到很多證明。但是,自旋穩(wěn)定的衛(wèi)星因其固有屬性對章動很敏感。換言之,在無外力矩情況下,自旋穩(wěn)定衛(wèi)星的角動量矢量在慣性空間中是固定不變的。章動-位于飛行器體內(nèi)的自旋軸繞角動量矢量的圓錐運動或進動,是由一橫向角動量帶來的自旋軸不同軸性產(chǎn)生的。橫向角動量可能是由以下因素引起的在飛行姿態(tài)和軌道校正動作過程中,控制推進器的點火;有關(guān)節(jié)的有效載荷組件的運動;可彎曲組件的影響;或飛行器中液體的晃動。
下管是什么原因,自旋穩(wěn)定衛(wèi)星飛行姿態(tài)的精確控制必須抑制章動。為此目的在航天器上配合使用若干章動探測器和機械組件。機械組件能消耗(或提供)所要求的能量,以消除橫向角動量,從而減少擺動。
章動檢測器一般為裝在航天器邊緣的線性加速計。加速度計通常為一絞接的擺塊,其軸向安裝得與自旋軸平行,以檢測章動引起的上下運動。
現(xiàn)有的章動檢測器的低頻響應(yīng)有限,所以難以檢測象自轉(zhuǎn)速率低的大型結(jié)構(gòu)所可能經(jīng)歷的非常低的章動頻率。在這樣的應(yīng)用中,很需要提供精確的低速章動檢測器。
現(xiàn)有章動檢測器的第二個缺點是容易誤把推進器點火引起的加速當(dāng)作章動。所以在推進器點火期間,如果不經(jīng)校正,檢測器的輸出便是無效的。當(dāng)推進器點火期間章動的信息要被用于在點火過程中的較大調(diào)整和提高效率時,出現(xiàn)這種情況是不利的,點火期間的較大調(diào)整和提高效率反過來又能降低燃料消耗以及減少這一特定動作的執(zhí)行時間。所以普遍需要在推進器點火期間仍能保持精確的章動檢測器。
許多現(xiàn)有章動檢測器的第三個缺點在于對低自旋速率的大航天器,加速度計檢測器必須放在遠離自旋軸的位置以得到足夠強的輸出信號。NASA(美國國家航空和航天管理局)目前還研制的空間站就是這種航天器一個例子。
然而,隨著與自旋軸間的距離的增加,彎曲效應(yīng)對檢測器輸出具有越來越明顯的影響。所以在某些情況下,航天器的彎曲有可能被誤認為章動。所以普遍需要其輸出不受航天器彎曲狀態(tài)影響的章動檢測系統(tǒng)。
本發(fā)明的光學(xué)章動檢測方法及裝置解決了有關(guān)工藝中出現(xiàn)的缺點。這些裝置在低自旋速率時和推進器點火期間能正常工作,而且對航天器彎曲不太敏感。本發(fā)明的便利的操作是這樣做到的,將兩束相干光能束沿相反方向射入一光導(dǎo)纖維線圈或其它適合于限制光路的裝置中。光導(dǎo)纖維線圈所在平面垂直于衛(wèi)星橫向角速度。兩束光在線圈輸出端以這樣的方式相匯合,使其產(chǎn)生一個在衛(wèi)星章動時會發(fā)生變化的干涉圖樣。干涉圖樣的變化被光檢測器電路測得,從而產(chǎn)生一個代表章動的輸出信號。
圖1是本發(fā)明在其預(yù)想工作環(huán)境中的局部圖。
圖2是本發(fā)明的一個最佳實施方案的透視圖。
圖3是說明實現(xiàn)本發(fā)明的一個框圖。
圖4是本發(fā)明中所用的光導(dǎo)纖維的端面圖,顯示出相交光束的干涉圖樣。
圖5是本發(fā)明的光檢測器在圖4所示光導(dǎo)纖維端面觀察到的干涉圖樣。
圖6是本發(fā)明的光檢測器對圖5所示干涉圖樣作掃描后得到的模擬輸出的典型圖樣。
圖7是本發(fā)明的單環(huán)實施方案的比較器的典型輸出。
圖8是本發(fā)明的光檢測器掃描伴隨正交環(huán)最佳實施方案的干涉圖樣所得的典型模擬輸出。
圖9顯示本發(fā)明的最佳實施方案的正交環(huán)的比較器的輸出。
如下面參照圖1~6作的更全面的討論所指示的,本發(fā)明提供的章動檢測裝置與方法能在推進器點火期間在低章動速率(或低自旋速率)情況下有效地檢測章動,并且對航天器的彎曲不敏感。本發(fā)明包括一個雙環(huán)光導(dǎo)纖維線圈,兩束相干光沿相反方向射入其中。線圈的每個環(huán)(各環(huán)都可以是多匝的)所在平面垂直于橫向角速度矢量。光束在線圈輸出端相交產(chǎn)生隨衛(wèi)星章動而變的干涉圖樣。
圖1顯示一個自旋穩(wěn)定衛(wèi)星10,它包括一反自旋區(qū)12和一自旋區(qū)14。衛(wèi)星配備有本發(fā)明的光學(xué)章動檢測器20。圖1所示為一外部安置方案,其中有兩個相互正交環(huán)24和26的光導(dǎo)纖維線圈22,裝在分束器/檢測器30的外面的衛(wèi)星10自旋區(qū)14的園周上或其附近。線圈22可用其它任何適合于限制光路的裝置代替。正如本行業(yè)中即使只有一般技能人所熟知的那樣,也可以有一些不同的安置方案。如線圈22可以和分束器/檢測器30封裝在一起。
圖2是本發(fā)明的光學(xué)章動檢測器的分立圖,它更清楚地顯示了光導(dǎo)纖維線圈22的兩個相互正交的環(huán)24和26。如下面將要詳細討論的那樣。本發(fā)明只用一個環(huán)便完全可以工作。圖2所示最佳實施方案中的雙環(huán)是作為實施本發(fā)明的一個最佳模式提出的,其原因如下。對大型,低章動速率的航天器,單環(huán)輸出在一個周期中某段時間內(nèi)有可能變?yōu)榱?。分束?檢測器30會誤把這種情形當(dāng)作“無章動”。雙環(huán)能提供較高的平均輸出信號,這是因為相應(yīng)于一個環(huán)的光程長度相干圖樣低時,相應(yīng)于與其正交的環(huán)的就高。須知,本發(fā)明并不限制用多少個環(huán)。然而值得注意的是本發(fā)明在采用單個線圈時獲得了雙光導(dǎo)纖維線圈優(yōu)點。就是說,因為線圈22被彎成兩個正交環(huán),故無須使用雙倍的材料便獲得雙線圈的效益。
不管用一個還是多個線圈,在其中一環(huán)基本上垂直于衛(wèi)星橫向角速度矢量的條件下,線圈對章動應(yīng)是敏感的。因為正常情況下自旋速率比章動速率大很多,以衛(wèi)星自旋速率自旋的環(huán)最終將垂直于橫向角動量矢量,因而對章動很敏感。
圖3給出采用本發(fā)明觀點的一個光學(xué)章動檢測器20的示意實現(xiàn)圖。檢測器20包括有兩個相互正交環(huán)24和26的線圈22。線圈的端點32和34固定在分束器/檢測器30之內(nèi),與分束器36光路準直。分束器36為本工藝中通用的分束器。為減輕重量,分束器36可以是在一塊光學(xué)玻璃或硅薄片上的光學(xué)薄膜鍍層。低功率激光器38與分束器36準直,以使其輸出的相干光能束分成兩束具有不同偏振狀態(tài)的光束。結(jié)果,第一種偏振狀態(tài)的光基本上被分束器36完全反射,而第二種偏振狀態(tài)的光基本上被完全透射。兩束光分別輸入線圈22的兩端32和34。
分束器36也提供將兩束光再混合成一束光輸出的方法。即由分束器36再次將第一種偏振狀態(tài)的光基本上完全反射,而將第二種偏振狀態(tài)的光基本上完全透射。輸出光束隨即輸入到通用的光檢測器40。光檢測器40向一附加信號調(diào)節(jié)電路提供一模擬輸出,該電路包括放大器42,低通濾波器44,比較器46,模-數(shù)轉(zhuǎn)換器48,微處理機50和時鐘52。放大器42放大光檢測器輸出信號電平,使之處在低通濾波器44的輸入動態(tài)范圍之內(nèi)。低通濾波器44用來在信號到達比較器46之前將其中的噪音除掉。比較器46按下面討論的方式設(shè)定檢測器的工作點。比較器46的輸出被模-數(shù)轉(zhuǎn)換器48數(shù)字化之后輸入微處理機50。微處理機利用從時鐘52來的輸入信號計算章動速率。這是用本行業(yè)中熟知的Kalman濾波器或估算技術(shù)完成的。微處理機50的輸出被輸入到衛(wèi)星飛行姿態(tài)與控制電子單元54。飛行姿態(tài)與控制電子單元54向飛行姿態(tài)控制系統(tǒng)56提供控制信號,該控制系統(tǒng)一般包括機械章動阻尼裝置。飛行姿態(tài)控制系統(tǒng)通過機械連接影響航天器動力系統(tǒng)58,以減小檢測到的章動。
在操作中,激光器38向分束器36輸入一相干光束。分束器36將一種偏振狀態(tài)的光反射到線圈22的一端32,將第二種偏振態(tài)的光透射到線圈22的第二端34。這樣兩條相干光束便沿相對方向輸入到線圈22,從線圈22的兩端32和34出來,再由分束器36混合成一單束光,最后照射到光檢測器40上。
在圖1中,衛(wèi)星10的自旋軸及系統(tǒng)的角動量矢量成一直線。同在正軸上。這代表無章動情形,此時,兩束光相交產(chǎn)生如圖4所示的初始干涉圖樣。光檢測器將看到圖4中干涉圖樣徑向上的一條,如圖5所示。如果光電檢測器有一單個光電檢測二極管,并掃描圖5的條狀衍射圖樣,其輸出將近似為圖6所示形狀。如果光電二極管不掃描,而是如在本發(fā)明的最佳實施方案中那樣裝在一固定位置,其輸出將是一個電壓電平(或電流電平),例如圖6中工作點A處的電平。比較器46(主要是一個負反饋微分放大器)的輸出將為零,表明無章動。
假設(shè)圖1的衛(wèi)星10加有一橫向角動量,衛(wèi)星出現(xiàn)章動,使其自旋軸(縱軸)與系統(tǒng)角動量矢量不同軸(系統(tǒng)角動量矢量在慣性空間中保持不變),衛(wèi)星會有個瞬時章動位置,如在剖視圖的B點。當(dāng)衛(wèi)星位于B點時,環(huán)26位于平行于瞬時章動平面(XE面)的平面上。盡管衛(wèi)星將經(jīng)歷錐角運動,該環(huán)將對錐角章動在平行于環(huán)26的平面上的分量敏感。
所以,當(dāng)衛(wèi)星10向-X,Z平面章動時,穿過線圈22的一束光的光程變長了,而另一束光的光程變短了。結(jié)果圖4和圖5的干涉圖樣發(fā)生變化。很明顯,衛(wèi)星10繼續(xù)章動時,光電檢測器40的輸出將從A點變到B點,再從B點到C點。
這樣,A點代表一模糊點,就是說A點的輸出可以表示無章動情形或兩次穿過Z、Y平面的情形之一。然而圖8所示波形給出環(huán)24的單環(huán)檢測器輸出,表明正交環(huán)24能補償環(huán)26,在衛(wèi)星穿過ZY平面時產(chǎn)生一大的輸出。所以,圖7顯示單環(huán)情形下比較器46典型的正弦輸出,而圖9顯示涉及環(huán)24和26的相干圖形的結(jié)合(疊加)而得的輸出60。波形60的幅度表明章動量,周期表示(章動)速率,而波形的相位表示章動方向。
因此,波形60由A/D轉(zhuǎn)換器48數(shù)字化,并和來自時鐘52(見圖3)所示的實現(xiàn))的輸入一起被微處理機50用來向飛行姿態(tài)控制電子系統(tǒng)54提供能顯示章動的幅度,速率和方向的信號。飛行姿態(tài)控制電子系統(tǒng)54向機電飛行姿態(tài)控制系統(tǒng)56提供適當(dāng)校正信號,系統(tǒng)56以本行業(yè)中人所周知的方式校正航天器機械部分。
本發(fā)明的操作原理是許多文獻中描述的著名的Sagnac效應(yīng),例如下列文獻1.“Sagnac效應(yīng)”,E.J.Posf,現(xiàn)代物理評論(REVIEWS OF MODERN PHYSICS,)39卷475~494頁(1967)〔vol.39,pp475~494(1967)〕;
2.“環(huán)狀光導(dǎo)纖維干涉儀”,V.Vali和R.W.Shorthill,應(yīng)用光學(xué)(AppuIED OPTICS)15卷,第5冊1099-1100頁(1976);
3.“用以通信與控制的纖維光學(xué)”,W.C.GOSS,PROCSOC PHOTO-OPT INSTRUM ENG 224卷;38-45頁,(1980);
4.一個采用環(huán)狀光導(dǎo)纖維干涉儀,以Sagnac效應(yīng)為基礎(chǔ)的光學(xué)旋轉(zhuǎn)檢測器”,G,Schiffner,光通訊會議柏林,德國(1980);
5.“綜述,光導(dǎo)纖維旋轉(zhuǎn)檢測器,向集成裝置邁進”,H.J.Arditty,M.Papuchon和C.Puech;CLEO′81,激光與電子光學(xué)會議(總結(jié)形式的論文)(1981)。
6.“光導(dǎo)纖維旋轉(zhuǎn)檢測器及有關(guān)技術(shù)”。S.Eekkiel和H.J.Arditty,Proceeding of the First International Conference MIT.Cambndge MA November 9-11(1981)。
至此,我們參照一個說明性實現(xiàn)和一專門應(yīng)用描述了本發(fā)明。本行業(yè)中對此工藝有一般技能并了解本發(fā)明的技術(shù)的人會確認在本發(fā)明范圍內(nèi)的其它實施。例如,不一定非要用光來實施本發(fā)明不可,任何形式的能提供干涉圖樣的能量都適用。如上所述,本發(fā)明并不僅限于使用光導(dǎo)纖維,任何適于限制光路的裝置都可使用。類似地,本發(fā)明也不限定在這里顯示的線圈數(shù)和環(huán)數(shù)。本發(fā)明同樣也不限定封裝或安置方式。所用的檢測光束的方法和輸出信號傳送到衛(wèi)星控制系統(tǒng)的形式對本發(fā)明來說也不是不可更改的。
所附的權(quán)利要求
書意在包括所有的這些可替代的實現(xiàn)和實施方案。
權(quán)利要求
1.用以檢測具有一個橫向角動量矢量的自旋穩(wěn)定衛(wèi)星的章動的章動檢測器,它包括限制能束通路的裝置,所述裝置位于垂直于所述橫向角動量矢量的平面內(nèi);沿所述通路第一個方向提供第一束相干能束,并沿所述通路第二方向提供第二相干能束的裝置;在所述通路輸出端混合所述第一和第二兩條相干能束以形成一合成能束的裝置;用于分析合成光束以提供表示飛行器相對于坐標章動的輸出信號的裝置。
2.權(quán)利要求
1的章動檢測器,其中所述限制能束通路的裝置包括一個有兩個正交環(huán)的光導(dǎo)纖維線圈,兩環(huán)各自位于一個垂直于所述橫向角動量矢量的平面內(nèi)。
3.權(quán)利要求
2的章動檢測器,其中沿所述通路提供所述第一和第二兩束相干能束的裝置包括一個用以提供一條輸入光束的激光裝置。
4.權(quán)利要求
3的章動檢測器,其中所述激光裝置包括一個用以將所述輸入光束分裂為所述第一光束和第二光束的光學(xué)分束器。
5.權(quán)利要求
4的章動檢測器,其中用來混合所述第一和第二光束的裝置包括一光束混合器。
6.權(quán)利要求
5的章動檢測器,其中所述光學(xué)分束器也是所述混合第一和第二光束的裝置。
7.權(quán)利要求
6的章動檢測器,其中所述分析合成光束以提供一代表飛行器相對于坐標章動的輸出信號的裝置。
8.權(quán)利要求
7的章動檢測器,其中所述電路裝置包括光電檢測器裝置。
9.一個用以檢測有一橫向角動量矢量的自旋穩(wěn)定衛(wèi)星的章動的章動檢測器,它包括一個裝在垂直于所述橫向角動量矢量的平面內(nèi)的光導(dǎo)纖維線圈,所述線圈有第一和第二端用來接受輸入和提供輸出。用以提供第一和第二相干光能束的裝置。分束器,用以將所述第一束光能束引向所述線圈的第一端,并將所述第二光能束引向所述線圈的第二端;在所述線圈的輸出端混合所述第一和第二光束的裝置;以及電路裝置,用以分析混合光束,以提供一表示衛(wèi)星章動的輸出信號。
10.一種改進的章動檢測方法,包括以下步驟
a)在一垂直于橫向角動量矢量的平面內(nèi)提供一條用以限制能量的通路;b)沿所述通路的第一個方向向所述通路輸入第一能束,并沿所述通路的第二方向向所述通路輸入第二能束;c)混合所述第一和第二能束以提供一干涉圖樣;并且d)分析干涉圖樣以提供一表示章動的輸出。
專利摘要
一種光學(xué)章動檢測方法及裝置,這種裝置在低自旋速率情形下的推進器點火時能正常工作,并且對航天器彎曲不敏感。本發(fā)明便利的操作是通過沿相反方向向光導(dǎo)纖維線圈(22)(或其它適于限制光路的裝置)提供第一和第二相干光能束而實現(xiàn)的。線圈(22)位于垂直于橫向角動量矢量的平面內(nèi)。兩光束在線圈(22)輸出端如此混合,以產(chǎn)生隨衛(wèi)星章動而變化的干涉圖樣。干涉圖樣的變化由光電檢測器電路(30)檢測,從而提供一個表示章動的輸出信號。
文檔編號G01P3/36GK87104556SQ87104556
公開日1988年2月3日 申請日期1987年7月1日
發(fā)明者瓦倫·J·雅斯玻爾 申請人:休斯航空公司導(dǎo)出引文BiBTeX, EndNote, RefMan
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