一種空間飛行器微角振動(dòng)的測量方法
【專利摘要】本發(fā)明公開的一種空間飛行器微角振動(dòng)的測量系統(tǒng)和方法，將加速度測量組合布置于空間飛行器載體坐標(biāo)系，測量載體與微角振動(dòng)直接相關(guān)的低頻、微量級線振動(dòng)，再結(jié)合加速度測量組合與空間飛行器載體質(zhì)心的相對位置關(guān)系進(jìn)行數(shù)據(jù)處理，計(jì)算空間飛行器的微角振動(dòng)。本發(fā)明解決了在空間環(huán)境下飛行器微角振動(dòng)測量的難題，具有高可靠、高精度、小體積和低成本的特點(diǎn)。
【專利說明】—種空間飛行器微角振動(dòng)的測量方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]本發(fā)明涉及一種空間飛行器微角振動(dòng)的測量方法，屬于慣性【技術(shù)領(lǐng)域】。
【背景技術(shù)】
[0002]空間飛行器在軌時(shí)在活動(dòng)部件或外部力學(xué)環(huán)境作用力下可能發(fā)生顫振，主要表現(xiàn)為穩(wěn)態(tài)正弦響應(yīng)、隨機(jī)漲落或衰減振蕩的角度抖動(dòng)。顫振的量值(一般在0.1角秒以上)和頻譜(0.1?500Hz)因干擾源及飛行器結(jié)構(gòu)而異?？臻g飛行器的微角振動(dòng)擾動(dòng)會(huì)影響相機(jī)或瞄準(zhǔn)系統(tǒng)的成像精度或瞄準(zhǔn)精度，同時(shí)也降低了空間科學(xué)實(shí)驗(yàn)的準(zhǔn)確性。因此，準(zhǔn)確、實(shí)時(shí)測量空間飛行器的微小量級角振動(dòng)，并作為參考數(shù)據(jù)對角振動(dòng)情況做分析和補(bǔ)償，在航天空間應(yīng)用領(lǐng)域具有重要意義。
[0003]目前，我國T1、GF等衛(wèi)星使用振動(dòng)傳感器測量飛行器微重力加速度環(huán)境，通過測量在軌飛行器在一定頻帶內(nèi)的微量級線振動(dòng)，為各項(xiàng)科學(xué)研究提供依據(jù)，但卻無法直接測量飛行器的角振動(dòng)，進(jìn)而對飛行器角抖動(dòng)情況做分析和補(bǔ)償。激光陀螺在測量精度及測量帶寬上能滿足微角振動(dòng)測量指標(biāo)要求，但由于其體積、功耗及環(huán)境適應(yīng)性的限制，目前國內(nèi)外還未見將其應(yīng)用于空間飛行器微角振動(dòng)測量的報(bào)道。我國已經(jīng)研制出基于磁流體動(dòng)力學(xué)原理的空間飛行器用微角振動(dòng)測量傳感器，由于技術(shù)及工藝水平的限制，其精度、可靠性、體積及壽命等指標(biāo)短期還難以滿足實(shí)際工程應(yīng)用的要求。因此，隨著我國空間技術(shù)在軍、民領(lǐng)域應(yīng)用的不斷拓展，迫切需要探索有效的空間飛行器微角振動(dòng)測量方法，以滿足空間環(huán)境下的飛行器對于微角振動(dòng)測量的要求。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0004]本發(fā)明的技術(shù)解決問題是:針對現(xiàn)有技術(shù)的不足，提供了一種高可靠、高精度、小體積和低成本的空間飛行器微角振動(dòng)測量方法，解決國內(nèi)在空間飛行器無法準(zhǔn)確地進(jìn)行微角振動(dòng)測量的難題。
[0005]本發(fā)明的技術(shù)解決方案是:
[0006]一種空間飛行器微角振動(dòng)的測量系統(tǒng)，包括加速度測量組合、電阻取樣電路、隔直放大電路；
[0007]加速度測量組合將測量到的飛行器載體線振動(dòng)以電流形式輸出，電阻取樣電路將電流信號轉(zhuǎn)換為電壓信號，隔直放大電路對該電壓信號進(jìn)行二級放大并濾除信號中的直流分量得到與線振動(dòng)對應(yīng)的電壓信號，然后利用低頻線振動(dòng)校準(zhǔn)裝置對加速度計(jì)測量組合進(jìn)行標(biāo)校，即可將電壓信號轉(zhuǎn)換為低頻、微量級線振動(dòng)。
[0008]所述加速度測量組合采用三軸高精度石英撓性加速度計(jì)實(shí)現(xiàn)，加速度計(jì)測量組合分別放置于空間飛行器載體坐標(biāo)系X軸、Y軸和Z軸上。
[0009]所述電阻取樣電路包括運(yùn)算放大器Al，電阻R1、R2、R3，電容Cl ;運(yùn)算放大器Al的正向輸入端接地，反向輸入端連接R2與Cl的一端，R2的另一端連接Rl與R3的一端相連，R3的另一端與Cl的另一端均連接至運(yùn)算放大器Al的輸出端，Rl的另一端接地。[0010]所述隔直放大電路包括運(yùn)算放大器A2，電阻R4、R5、R6，電容C2 ;電容C2的一端連接運(yùn)算放大器Al的輸出端，電容C2的另一端連接運(yùn)算放大器的正向輸入端和電阻R4，R4的另外一端接地，運(yùn)算放大器A2的反向輸入端連接R5與R6，R5的另一端接地，R6的另一端與運(yùn)算放大器A2的輸出端相連。
[0011]一種基于微角振動(dòng)測量系統(tǒng)的測量方法，包括步驟如下:
[0012](I)將加速度測量組合布置于空間飛行器載體坐標(biāo)系，測量載體的低頻、微量級線振動(dòng)；
[0013]所述的加速度測量組合測量得到的線振動(dòng)可表示為:
[0014]α = ωχωχ -\-? xr
[0015]其中，ω為空間飛行器載體轉(zhuǎn)動(dòng)角速度，?為空間飛行器載體轉(zhuǎn)動(dòng)角加速度，r為質(zhì)點(diǎn)相對載體質(zhì)心O處的位置矢量。
[0016](2)利用加速度測量組合與空間飛行器載體質(zhì)心的相對位置關(guān)系對步驟(1)中測量得到的低頻、微量級線振動(dòng)進(jìn)行數(shù)據(jù)處理，進(jìn)而計(jì)算得到空間飛行器的微角振動(dòng)。
[0017]加速度計(jì)測量組合分別放置于空間飛行器載體坐標(biāo)系X軸、Y軸和Z軸上的B，C，D三點(diǎn)，相對空間飛行器載體質(zhì)心O的位置矢量為Rm、Rco, Rm，各測量組合測得的線振動(dòng)如下:
【權(quán)利要求】
1.一種空間飛行器微角振動(dòng)的測量系統(tǒng)，其特征在于包括:加速度測量組合、電阻取樣電路、隔直放大電路； 加速度測量組合將測量到的飛行器載體線振動(dòng)以電流形式輸出，電阻取樣電路將電流信號轉(zhuǎn)換為電壓信號，隔直放大電路對該電壓信號進(jìn)行二級放大并濾除信號中的直流分量得到與線振動(dòng)對應(yīng)的電壓信號，然后利用低頻線振動(dòng)校準(zhǔn)裝置對加速度計(jì)測量組合進(jìn)行標(biāo)校，即可將電壓信號轉(zhuǎn)換為低頻、微量級線振動(dòng)。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種空間飛行器微角振動(dòng)的測量系統(tǒng)，其特征在于:所述加速度測量組合采用三軸高精度石英撓性加速度計(jì)實(shí)現(xiàn)，加速度計(jì)測量組合分別放置于空間飛行器載體坐標(biāo)系X軸、Y軸和Z軸上。
3.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種空間飛行器微角振動(dòng)的測量系統(tǒng)，其特征在于:所述電阻取樣電路包括運(yùn)算放大器Al，電阻Rl、R2、R3，電容Cl ;運(yùn)算放大器Al的正向輸入端接地，反向輸入端連接R2與Cl的一端，R2的另一端連接Rl與R3的一端相連，R3的另一端與Cl的另一端均連接至運(yùn)算放大器Al的輸出端，Rl的另一端接地。
4.根據(jù)權(quán)利要求3所述的一種空間飛行器微角振動(dòng)的測量系統(tǒng)，其特征在于:所述隔直放大電路包括運(yùn)算放大器A2，電阻R4、R5、R6，電容C2 ;電容C2的一端連接運(yùn)算放大器Al的輸出端，電容C2的另一端連接運(yùn)算放大器的正向輸入端和電阻R4，R4的另外一端接地，運(yùn)算放大器A2的反向輸入端連接R5與R6，R5的另一端接地，R6的另一端與運(yùn)算放大器A2的輸出端相連。
5.根據(jù)權(quán)利要求3所述的一種空間飛行器微角振動(dòng)的測量系統(tǒng)，其特征在于:所述電容Cl大小為47pF用于防止電路自激，Rl = 1ΚΩ，R2 = 500Ω，R3 = 10ΚΩ。
6.根據(jù)權(quán)利要求4所述的一種空間飛行器微角振動(dòng)的測量系統(tǒng)，其特征在于:所述電容 C2 大小為 3.3uF, R4 = 5M Ω，R5 = 5K Ω，R6 = 5K Ω。
7.一種基于權(quán)利要求1所述的微角振動(dòng)測量系統(tǒng)的測量方法，其特征在于步驟如下: (1)將加速度測量組合布置于空間飛行器載體坐標(biāo)系，測量載體的低頻、微量級線振動(dòng)； 所述的加速度測量組合測量得到的線振動(dòng)可表示為: a = ω X ω X r + ? X r 其中，ω為空間飛行器載體轉(zhuǎn)動(dòng)角速j u力空間飛行器載體轉(zhuǎn)動(dòng)角加速度，r為質(zhì)點(diǎn)相對載體質(zhì)心O處的位置矢量。 (2)利用加速度測量組合與空間飛行器載體質(zhì)心的相對位置關(guān)系對步驟(1)中測量得到的低頻、微量級線振動(dòng)進(jìn)行數(shù)據(jù)處理，進(jìn)而計(jì)算得到空間飛行器的微角振動(dòng)。
8.根據(jù)權(quán)利要求7所述的一種空間飛行器微角振動(dòng)的測量方法，其特征在于:加速度計(jì)測量組合分別放置于空間飛行器載體坐標(biāo)系X軸、Y軸和Z軸上的B，C，D三點(diǎn)，相對空間飛行器載體質(zhì)心O的位置矢量為RBO、RCO、RDO,各測量組合測得的線振動(dòng)如下:
aH = ?X Rbo + cox cox Rho
ac = (O X Rco + (O X ωχ Rco
aD = ?χ Rdo + oj X ojx RnoaB、a。和aD為加速度計(jì)測量組合測量得到的線振動(dòng)矢量，方向分別為空間飛行器載體坐標(biāo)系X、Y和Z軸，ω為空間飛行器載體轉(zhuǎn)動(dòng)角速度，?為空間飛行器載體轉(zhuǎn)動(dòng)角加速度。
9.根據(jù)權(quán)利要求8所述的一種空間飛行器微角振動(dòng)的測量方法，其特征在于:所述步驟(2)中對低頻、微量級線振動(dòng)進(jìn)行數(shù)據(jù)處理的方法如下:建立X、Y和Z軸角加速度?與線振動(dòng)aB、ac, aD之間的關(guān)系:
【文檔編號】G01H11/06GK103954351SQ201410178387
【公開日】2014年7月30日 申請日期:2014年4月29日 優(yōu)先權(quán)日:2014年4月29日
【發(fā)明者】王松, 劉海濤, 滕綱, 劉爾靜, 張瀚, 馮帥 申請人:北京遙測技術(shù)研究所, 航天長征火箭技術(shù)有限公司