Validation of the in-flight calibration procedures for the MICROSCOPE space mission

The MICROSCOPE space mission aims to test the Equivalence Principle with an accuracy of 10^-15${10}^{-15}$. The drag-free micro-satellite will orbit around the Earth and embark a differential electrostatic accelerometer including two cylindrical test masses submitted to the same gravitational field and made of different materials. The experience consists in testing the equality of the electrostatic acceleration applied to the masses to maintain them relatively motionless. The accuracy of the measurements exploited for the test of the Equivalence Principle is limited by our a priori knowledge of several physical parameters of the instrument. These parameters are partially estimated on-ground, but with an insufficient accuracy, and an in-orbit calibration is therefore required to correct the measurements. The calibration procedures have been defined and their analytical performances have been evaluated. In addition, a simulator software including the dynamics model of the instrument, the satellite drag-free system and the perturbing environment has been developed to numerically validate the analytical results. After an overall presentation of the MICROSCOPE mission, this paper will describe the calibration procedures and focus on the simulator. Such an in-flight calibration is mandatory for similar space missions taking advantage of a drag-free system.     

ICP加速度传感器恒定电流对其灵敏度的影响

在振动与冲击测试中,ICP加速度传感器应用较为广泛,而传感器灵敏度是其最基本的指标之一。实际使用时,ICP加速度传感器通常都会配有信号调节仪,该调节仪为ICP加速度传感器提供恒定电流,不同的信号调节仪所提供的恒定电流也会有所不同。在不同恒定电流情况下,传感器灵敏度是否随之变化,如何变化？针对这一问题我们展开讨论。     

一种精密离心机误差分析与精度评定方法

介绍了用于线加速度计精密离心试验的精密离心机设备各项误差的来源和定义。详细分析了精密离心机各项误差在线加速度计离心机试验中对仪表给定加速度精度的影响并给出了具体的计算方法。在线加速度计精密离心机试验中,可根据每个误差项的具体来源和影响,对误差项进行补偿或忽略,以提高测试精度和降低试验难度。对于计入的误差项,可计算出具体的数值,从而综合确定出精密离心机设备对整个测试实验的不确定度影响。通过研究精密离心机误差模型,找到了提高精密离心机给定加速度输入精度的途径,给出了工程化的用于精密离心机精度评定的方法。     

静电悬浮加速度计的地面重力倾角标定方法

静电悬浮加速度计是重力场测量卫星上的主要载荷之一,其传感头（飞行件）需要在环境试验前后进行地面重力倾角标定。由于敏感轴之间的耦合机理不同于传统加速度计,所用的模型方程亦有所差别;由于失准角远大于量程范围内的重力倾角,无法采用传统的静态标定法确定模型方程各参数。必须采取技术措施使得三阶非线性系数可以忽略,才能在专用摆台上用动态标定法大致判断标度因数和检验成对加速度计模型方程各参数的一致性,用电模拟法得到二阶非线性系数。对动态标定法,提出了防止频谱泄漏和幅度谱中压低噪声干扰幅度的措施。对电模拟法,用实例给出了具体实施方案和效果。
     

三轴转台误差源对陀螺加速度表测试的影响

分析了三轴转台设备误差源;讨论了转台误差对陀螺加速度表测试精度的影响。根据陀螺加速度表的输入输出模型,建立了转台误差对陀螺加速度表系数辨识影响的数学表达式。     

利用车载试验分离惯导平台误差研究

分析了车载试验时平台的安装方式以及所需要的外测信号等问题,给出了误差模型以及导航误差方程,设计并进行相关软件仿真。结果表明,在现有外测信号精度下,该方法可分离出惯导平台误差中加速度计和陀螺仪的零次项误差系数,对加速度计的一次项误差系数分离效果也较好。     

静电悬浮加速度计噪声测试数据的频谱分析方法

分析了不同系数的离散傅里叶变换公式的含意,并从中筛选出符合工程分析要求的正确公式。为使用快速傅里叶变换可采用多种方式使数据符合2的整数次幂,分析了各种方法的优缺点;分析了各种频谱的应用对象,得出静电悬浮加速度计噪声适宜采用功率谱密度,且在窗函数应用上宜选择与之符合的系数;给出了使用OriginLab公司Origin5.0/7.0软件计算功率谱密度时所必须采取的纠正措施,提出地面测试静电悬浮加速度计噪声需采用差分方法以仰制环境噪声,具体操作方法是,将两台加速度计已扣除平均值的时域噪声值相减后除以平方根2。      

战术导弹大扇面机动发射研究

传统自动驾驶仪或简易平台式惯导系统采用装定扇面角的方法控制导弹机动转弯 ,受框架式陀螺仪测量范围的限制 ,发射扇面角不能过大 ,否则会引起框架系统的锁定 ,导致导弹失稳 ;另外该方法还不能控制导弹的法向过载 ,转弯太急将导致法向过载超过设计指标要求。为此本文提出了一种可直接对导弹法向过载和过载速率进行控制的方案 ,利用能量最优控制方法设计了过载控制指令 ,并采用由角加速度计和线加速度计构成的新型捷联惯导系统对导弹进行稳定和控制。应用该方案对某型超音速导弹进行弹道仿真时 ,较好地控制导弹实现了从± 90°直至± 180°的几种大扇面角发射 ,表明该方案具有较高应用价值     

加速度计加速退化机理一致性边界确定方法

以加速退化模型——Arrhenius模型为研究对象,发现加速度计在加速试验过程中,保持加速机理不变的应力与退化轨迹斜率存在密切关系.通过针对退化轨迹模型分别为一次函数、指数函数和幂函数三种常见情况,从激活能不变角度推导出保证加速度计加速机理不变的应力-斜率公式,然后基于退化轨迹斜率区间检验提出了一种加速机理一致性条件确定方法,最后根据加速度计恒定高温标度因数稳定性退化仿真试验数据,准确得到了保持加速度计标度因数稳定性退化机理一致的应力边界,验证了该方法的可行性.     

三轴转台误差对加速度计误差模型系数标定精度的影响

为了更精确地在三轴转台上标定惯性组合中的加速度计,建立了三轴转台的误差模型,推导了加速度计输出与转台误差、加速度计安装误差间的关系,分析了转台误差对加速度计输出计算精度的影响,建立了转台误差与加速度计误差模型系数的标定误差之间的联系.分析结果表明转台误差对标度因子KI以及交叉耦合误差KIO、KOP、KIP影响较大.文中方法对确定转台的精度指标和进一步提高惯性仪表标定精度以及误差补偿提供了一定依据.