石英挠性加速度计测量航天器微振动的方法

利用高精度石英挠性加速度计可以测量航天器低频微振动,同时也可实现航天器在轨微角振动的间接测量。针对航天器特点,结合石英挠性加速度计工作特性,提出用高精度石英挠性加速度计测量航天器微振动的方法,给出微振动加速度、角加速度、角速度和角位移的不确定度分析,根据测量原理给出了各影响因素对测量合成不确定度的计算方法和分析结果。针对卫星敏感载荷的刚体平面测试环境,设计8个加速度计测点布局,开展了整星试验。试验数据分析表明:石英挠性加速度计可准确测量航天器的低频微振动(200 Hz以内),其直接测量和间接测量结果满足测量应用需求,线加速度测量分辨率为5μg,角位移测量分辨率为0.015″。     

MEMS“三明治”倾角传感器的仿真分析和优化设计

对MEMS“三明治”式倾角传感器进行结构优化设计，敏感元件采用双梁-质量块结构，其中可动质量块通过双梁和周围框架相连，可动质量块和上下盖板构成上下差分电容。外界给定某一加速度时，上下间隙此消彼长，从而导致电容量发生变化。通过建立敏感元件的静力学模型，获得敏感元件的关键尺寸与其性能参数的关系，基于体硅工艺建立敏感元件的三维工艺模型，并采用ANSYS有限元仿真对敏感元件的灵敏度、线性度、谐振频率等参数进行分析计算，结果表明：敏感结构的一阶谐振频率为576.68 Hz，灵敏度为0.76 pF/g，±30°、±90°对应的线性度分别为0.8‰、3‰，均符合设计要求，最后给出了倾角传感器敏感元件的加工流程。     

大量程薄膜热流传感器敏感元件设计

设计一种新型瞬态大量程薄膜热流传感器敏感元件,可用于超高速飞行器气动热流的测量,敏感元件的测量量程高达5MW/m2,理论响应时间达到4ms。从测量原理、仿真分析和试验验证三个方面对敏感元件进行研究。综合仿真和试验结果,敏感元件性能良好,能够满足飞行器气动热流测量的需求。     

CG3-3伺服过载传感器

一、前言传感器按系统类别可分为开环和闭环传感器。本传感器属于闭环传感器,利用力平衡原理测量过载参数。利用平衡原理是提高传感器精度的重要技术措施。用于惯导系统的加速度计大部分都采用这种原理,但这些加速度计为了千方百计提高精度一般都相当复杂,成本高,因此不宜作为测量用的传感器。本传感器从遥测本身要求出发,简化了力平衡系统的结构,满足了航天对高精度遥测小量程过载参数的需要。     

基于斩波技术的静电悬浮加速度计驱动电路噪声抑制方法研究

静电悬浮加速度计驱动电路作为整机噪声的主要来源之一,其低频噪声性能直接决定静电悬浮加速度计整机分辨率。为满足静电悬浮加速度计驱动电路超低测量频带内（1mHz~1Hz）噪声均低于5×10-5V/Hz1/2要求,依据斩波稳定技术对于低频噪声的抑制作用,设计了基于斩波稳定技术的静电悬浮加速度计驱动电路。对实际电路进行测量,利用静电悬浮加速度计噪声曲线拟合测量结果。结果表明,经斩波后驱动电路低频噪声转折频率与低频噪声均下降一个数量级,在测量频带内电路噪声均低于2×10-5V/Hz1/2,满足了设计指标要求。     

基于MEMS传感器的航天器振动特性测量方法研究及实现

为准确测量某卫星平台真实飞行过程发射主动段结构动力学响应及入轨阶段星板结构微振动特性,设计了一种新型MEMS振动测量系统,综合实现对卫星主动段及在轨阶段振动特性测量。针对卫星发射主动段振动冲击大、频谱范围宽且入轨段振动信号振幅和频率较低的特点,测量系统采用了大量程宽带压电式加速度计,以及国产MEMS加速度计和陀螺仪集成设计方案。卫星主动段各关键时段及在轨段各测量工况下的时域和频域冲击振动分析结果表明:测量系统压电加速度计、MEMS加速度计和MEMS陀螺仪均工作正常,测试数据完整有效,测量精度满足卫星结构动力学分析要求,输出结果符合指标要求,已具备产品化条件,具有广阔的应用前景。     

激光外差干涉技术在固体发动机振动中的应用

利用激光外差干涉技术对工作中固体火箭发动机的振动频率及强度进行了研究。在实验室环境下建立一套激光外差干涉系统,对某型号发动机进行振动测量实验。实验表明,激光外差干涉测振系统测量带宽7.8 Hz,测量标准偏差小于5.6×10-8,振镜实验测量结果与振源频率相吻合,系统探测信号强度和物体振幅呈线性关系。激光外差干涉技术在发动机振动测量过程中具有一定的应用价值。     

基于STFT的最大预示环境波形重构新方法

振动过程的最大预示环境(MEE)是指在某个关心的结构区域内,通过测量或预示手段获得的以谱形式表示的振动环境数据保守极限。然而,很多振动试验方法,特别是用振动台模拟低频瞬态环境时(低于100 Hz),需要给出试验信号的参考波形。文章结合振动模拟试验及短时傅里叶变换(STFT)时频分析,提出一种振动过程最大预示波形(MEW)的重构新方法。数值仿真结果表明,与传统方法相比,使用新方法重构的MEW误差更小,且试验控制更加灵活、高效,更适合于工程应用。     

高精度、超低频标准振动台

振动测量应用愈来愈多,做为振动测量标准的的标准振动台的幅度和频率的精度显得尤为重要,而现有标准振动台的精度难以突破1%。本文提供一种新型高精度、超低频标准振动台,其精度可高达0.005%,还可实现频率低达0.002778Hz的超低频标准振动台。     

空间光谱干涉仪在轨超静超稳平台的设计与地面验证

为了解决星上微振动引起的空间摆臂式傅里叶干涉仪（下文简称干涉仪）运动速度稳定度下降的问题,分析了干涉仪在轨减振任务的特点,提出了同时采用低刚度隔振与高灵敏度阻尼抑振的一体化设计方法,实现了干涉仪超静超稳平台的系统设计。平台采用被动隔振技术隔离卫星中、高频的机械振动,实现干涉仪在轨的“静”,采用电磁阻尼技术消除隔振过程引入的低频共振和晃动,保证干涉仪在轨的“稳”。地面微振动试验中,平台引入后,干涉仪安装位置加速度响应满足微振动环境要求,干涉仪性能稳定,载荷工作正常。     

用于微振动测量的高精度加速度传感器标定方法

微振动试验中所用的加速度传感器简称高精度加速度传感器,其相比于常规加速度传感器测量量级很低,可以达到10-5g量级甚至更低,用常规的加速度动态标定技术无法实现该量级水平的标定,也无从验证其测量精度的准确性。针对高精度加速度传感器测试精度的标定难题,文章提出在气浮台上设置比对梁的方法,通过激光测振仪和高精度加速度传感器对同一测点进行测量,并将两者的测量结果进行比对分析,以标定高精度加速度传感器的低量级测试精度。同时设计试验对手头现有的微振动加速度传感器进行标定以验证该方法的有效性,试验结果表明:利用激光测振仪标定现有高精度加速度传感器得到的比对结果符合预期;高精度加速度传感器测得的时域波形及频域波形与激光测振仪测得的基本一致,比对偏差在10%左右,满足标定方法要求。     

敏捷光学卫星无控几何精度提升途径探讨

针对敏捷光学卫星无控制点几何精度,提出了区分高频和低频姿态误差、同时考虑定位误差的精化传播模型,通过仿真分析得出了低频姿态误差及姿态稳定度误差对定位精度的影响规律,并以满足30m平面定位精度和1:50 000比例尺测图要求为例,进行了定位误差分配和定位精度预估,提出了提高无控定位精度的措施。结果表明:星敏感器低频姿态角误差主要造成了水平位置方向的系统误差,但其在高程位置方向的系统误差可以通过卫星前后对称俯仰成像进行消除。当定位精度要求30m量级时,星敏感器低频误差和夹角稳定性不需要在现有卫星水平上加严控制,但是应尽量采用大基高比,同时采用异侧对称立体成像方式,避免系统性低频姿态误差带来额外的高程误差;当精度要求满足1:50 000时,应配置0.9″精度星敏感器,200Hz以上高频姿态测量设备和在轨夹角检测装置,同时将低频误差有效控制在5″以内等,以满足15m平面,6m高程的精度要求。     

精密定轨中三类经验加速度的有效建模方法

根据瞬时速度脉冲、逐段常量经验加速度和周期性摄动加速度模型的特点,分别给出敏感矩阵的有效计算方法,以及最小二乘批处理的设计矩阵和法方程矩阵的分块结构。该建模方法将灵敏度矩阵数值积分规模和存储规模降为O(n),而传统方法为O(n 2)。应用GRACE-A星载GPS观测数据对法方程的计算效率测试,结果表明：对于瞬时速度脉冲和逐段常量经验加速度模型,当采用伪距观测量时,法方程构建效率提高1倍;当采用伪距加载波相位观测量时,效率提高3.5倍。对于周期性摄动加速度模型,效率没有明显提高,主要原因在于模型参数较少,矩阵分块建模方法的优越性尚未体现。     

收拢压紧柔性太阳翼电池片应力影响因素研究

在压紧机构压紧力以及发射阶段加速度工况载荷共同作用下,收拢压紧状态的柔性折叠式太阳翼的太阳电池板上电池片的应力应满足力学强度要求。文章采用有限元方法对电池片应力主要影响因素,包括聚酰亚胺泡沫布局和厚度、聚酰亚胺泡沫力学性能、盖板结构及埋件形状等进行计算分析;总结降低收拢压紧状态下柔性太阳翼压紧点附近电池片压应力的主要来源途径,为柔性折叠式太阳翼的工程研制提供设计分析思路。     

某结构在振动-加速度复合环境下的响应优化

文章以结构的安装角为设计变量,根据结构安装位置的合理性来确定设计变量的约束条件。以结构关键部位的加速度均方根值作为目标函数,建立了随机振动-加速度复合载荷作用下基于安装角的某结构响应优化模型。应用ANSYS软件中的参数化设计语言（APDL）实现了离心场中结构随机振动响应对安装角度的灵敏度分析及优化。优化后的结构振动响应降低了。     

基于MEMS加速度计的快速反射镜复合控制

设计研制了基座含MEMS加速度计的两轴快速反射镜样机,底部的两组MEMS加速度计测量干扰形成控制前馈,用自适应方法调节前馈系数,从而增强抑制角振动能力。样机的仿真和实验结果显示,静态精度优于1″、小信号带宽高于200Hz。仅转角反馈PID回路工作时对基座振动引起的角振动抑制-42.8d B,增加MEMS加速度前馈回路后达到-47d B。     

力限技术在航天器振动试验中的应用

为了在正弦振动试验中模拟真实的飞行环境,防止因“过试验”而导致航天器结构发生不必要的破坏,需要对试验条件进行下凹控制。在以往的加速度下凹控制方法的基础上,引入力限控制方法可以提高航天器主频处下凹控制的精度和有效性。文章分析了传统加速度下凹控制方法的局限性,并以某结构星力限控制试验为基础,阐述了结构星力限试验条件的制定方法,介绍了力限双控试验平台设计,并分析了试验结果。经分析表明,力限控制具有较高的控制精度,在加速度控制的基础上引入力限控制的“双控”试验方法,能够有效解决航天器振动试验中的“过试验”和“欠试验”问题。     

小型固体运载器一级飞行段姿态控制方案研究

为降低结构质量、提高运载能力,某小型固体运载器采用复合材料箭体结构设计方案和静不稳定气动设计方案,运载器具有较大的挠性,一级飞行过程中,由于稠密大气的影响,结构和控制耦合现象明显,对控制系统设计提出巨大挑战;同时,控制系统还面临发动机结构引起的干扰、风干扰、质量质心时变特性以及气动参数不确定性等问题。针对这些问题,设计了带有主动振动补偿和漂移控制的Backstepping控制器,通过滑模观测器估计低频弹性振动的影响,并给予补偿,采用反演控制技术设计非线性鲁棒控制器,以适应系统中存在的较强的不确定性,确保在一级飞行过程中的全局渐进稳定,提供可选择的漂移控制通道,修正由于风干扰引起的横向、法向漂移。通过运载器飞行仿真环境验证了控制器性能。Montr Carlo仿真结果表明,在各种干扰影响下,所设计的非线性鲁棒控制器的姿态跟踪误差不超过2°,控制舵偏角不超过5,°满足总体方案要求。     

一种适合组批部署的小卫星构型与结构设计

针对目前质量在150～300 kg小卫星的构型与结构设计存在定制化设计,面向多种载荷布局、多型运载火箭发射环境、组批快速部署的适应能力不强的问题,文章设计了一种适合组批部署的双隔板四点连接式小卫星构型与结构,采用标准主承力结构,构型截面可变,结构主承力接头X向间距可调,并开展了结构分析及优化设计。经验证表明：在可调设计范围内,结构一阶固有频率变化小于2 Hz,最小值为40.8 Hz,主承力结构最低安全裕度为0.28,可满足我国多型运载火箭的要求,具有多种载荷布局适应性强、多型运载火箭发射环境适应性强、组批快速部署适应性强的特点,可为同类型组批部署需求的小卫星设计提供参考。     

减压阀振动工程分析

姿态控制系统减压阀采用收缩喷嘴节流结构进行减压过程中,产生压力脉动,可能诱发调节系统低频或高频振动。调节系统的低频或高频振动进一步可能产生共振,引起减压阀失效。分析认为采用控制激振因素、控制系统固有频率、消减压力脉动和消耗振动能量的方法可以控制大幅度的振动。