[發(fā)明專利]一種空間飛行器微角振動(dòng)的測(cè)量方法

有效

• 申請(qǐng)?zhí)枺?/td>: 201410178387.X
• 申請(qǐng)日: 2014-04-29
• 公開（公告）號(hào): CN103954351A
• 公開（公告）日: 2014-07-30
• 發(fā)明（設(shè)計(jì)）人: 王松;劉海濤;滕綱;劉爾靜;張瀚;馮帥
• 申請(qǐng)（專利權(quán)）人: 北京遙測(cè)技術(shù)研究所;航天長征火箭技術(shù)有限公司
• 主分類號(hào): G01H11/06
• 分類號(hào): G01H11/06
• 代理公司: 中國航天科技專利中心 11009
• 代理人: 安麗

技術(shù)領(lǐng)域

本發(fā)明涉及一種空間飛行器微角振動(dòng)的測(cè)量方法，屬于慣性技術(shù)領(lǐng)域。

背景技術(shù)

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。空間飛行器的微角振動(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(cè)量空間飛行器的微小量級(jí)角振動(dòng)，并作為參考數(shù)據(jù)對(duì)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。

目前，我國ZY、GF等衛(wèi)星使用振動(dòng)傳感器測(cè)量飛行器微重力加速度環(huán)境，通過測(cè)量在軌飛行器在一定頻帶內(nèi)的微量級(jí)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(cè)量飛行器的角振動(dòng)，進(jìn)而對(duì)飛行器角抖動(dòng)情況做分析和補(bǔ)償。激光陀螺在測(cè)量精度及測(cè)量帶寬上能滿足微角振動(dòng)測(cè)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(cè)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(cè)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(cè)量方法，以滿足空間環(huán)境下的飛行器對(duì)于微角振動(dòng)測(cè)量的要求。

發(fā)明內(nèi)容

本發(fā)明的技術(shù)解決問題是：針對(duì)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(cè)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(cè)量的難題。

本發(fā)明的技術(shù)解決方案是：

一種空間飛行器微角振動(dòng)的測(cè)量系統(tǒng)，包括加速度測(cè)量組合、電阻取樣電路、隔直放大電路；

加速度測(cè)量組合將測(cè)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(hào)轉(zhuǎn)換為電壓信號(hào)，隔直放大電路對(duì)該電壓信號(hào)進(jìn)行二級(jí)放大并濾除信號(hào)中的直流分量得到與線振動(dòng)對(duì)應(yīng)的電壓信號(hào)，然后利用低頻線振動(dòng)校準(zhǔn)裝置對(duì)加速度計(jì)測(cè)量組合進(jìn)行標(biāo)校，即可將電壓信號(hào)轉(zhuǎn)換為低頻、微量級(jí)線振動(dòng)。

所述加速度測(cè)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(cè)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。

所述電阻取樣電路包括運(yùn)算放大器A1，電阻R1、R2、R3，電容C1；運(yùn)算放大器A1的正向輸入端接地，反向輸入端連接R2與C1的一端，R2的另一端連接R1與R3的一端相連，R3的另一端與C1的另一端均連接至運(yùn)算放大器A1的輸出端，R1的另一端接地。

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A1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。

一種基于微角振動(dòng)測(cè)量系統(tǒng)的測(cè)量方法，包括步驟如下：

(1)將加速度測(cè)量組合布置于空間飛行器載體坐標(biāo)系，測(cè)量載體的低頻、微量級(jí)線振動(dòng)；

所述的加速度測(cè)量組合測(cè)量得到的線振動(dòng)可表示為：

a=ω×ω×r+ω·×r]]>

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(duì)載體質(zhì)心O處的位置矢量。

(2)利用加速度測(cè)量組合與空間飛行器載體質(zhì)心的相對(duì)位置關(guān)系對(duì)步驟(1)中測(cè)量得到的低頻、微量級(jí)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)。

加速度計(jì)測(cè)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(duì)空間飛行器載體質(zhì)心O的位置矢量為R_BO、R_CO、R_DO，各測(cè)量組合測(cè)得的線振動(dòng)如下：