CN101246063B - 航天器空间微小扰动载荷测量系统 - Google Patents

航天器空间微小扰动载荷测量系统 Download PDF

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Abstract

航天器有效载荷空间微扰动测试系统,其特征在于:由钢架支座、负载盘、一根柔性橡胶拉索、六根拉力钢索、六个压电力传感器、七个静态拉力传感器、六根调力螺杆、一个起重滑轮以及数据采集和处理系统组成;六个调力螺杆的螺纹端通过螺帽和钢架支座的上框架相连,螺杆的另一端分别和六个静态拉力传感器连接,同时静态拉力传感器分别和六根拉力钢索一端相连,钢索的另一端和六个压电力传感器相连,各压电力传感器直接通过螺钉安装在负载盘上;负载盘和起重滑轮通过第七个静态拉力传感器和一根柔性橡胶拉索相连接;各压电力传感器通过导线均与数据采集和处理系统相连;该测量系统可以灵活的在三维空间按照扰动源姿态控制要求进行测量,并且测量的可靠性高。

Description

航天器空间微小扰动载荷测量系统
技术领域
[0001] 本发明涉及一种航天器空间微小扰动载荷测量系统,用于对航天器内部微小扰动 载荷在空间六个自由度上的振动信号进行动态测量。
背景技术
[0002] 目前的航天器大多都属于大型柔性展开式结构,且带有大量的光学元件,它们对 指向精度和稳定度均提出了很高的要求。另外在现代航天器姿态控制系统中,反作用、单框 架力矩陀螺和太阳翼驱动机构等是其控制系统中的重要元件,它们在提供必要的控制动力 的同时也会引起一些有害振动(为简单起见,下面将上述三种系统统称为扰动源)。这些 扰动主要由飞轮不平衡、轴承扰动、电机扰动、电机驱动器误差等引起的,其中飞轮不平衡 是导致飞轮振动的最主要原因,这些扰动力和扰动力矩会降低太空中精密性仪器的性能指 标,因此测量和分析航天器有效载荷扰动的动态特性,对于分析并消除扰动从而提高航天 器的姿态控制精度和加强航天器的安全设计有着非常重要的工程意义。
[0003] 由于航天器扰动源的扰动很小,个别有效载荷如动量轮在空间三个方向只能产生 几十毫牛顿甚至几毫牛顿的微弱扰动,要想在具有相对强烈干扰背景噪音的地面实验室中 测量此类扰动十分困难,而其对相应传感器的精度要求非常高。
发明内容
[0004] 本发明要解决的技术问题是:克服现有技术的不足,提供一种航天器空间微小扰 动载荷测量系统,测量并分析航天器运行过程中,扰动源在空间六个自由度上的动态特性, 为提高航天器的姿态控制精度和加强航天器的安全设计提供可靠的测试数据。
[0005] 本发明解决其技术问题所采用的技术方案是:航天器空间微小扰动载荷测量系 统,其特征在于:它由钢架支座、负载盘、一根柔性橡胶拉索、六根拉力钢索、六个压电力传 感器、七个静态拉力传感器、六根调力螺杆、一个起重滑轮以及数据采集和处理系统组成; 其固定连接关系是:钢架支座和负载盘分别通过六根调力螺杆、六个静态拉力传感器、六根 拉力钢索、六个压电力传感器连接在一起,六个调力螺杆的一端通过螺帽和钢架支座相连, 六个调力螺杆的另一端分别和六个静态拉力传感器连接,同时六个静态拉力传感器分别和 六根拉力钢索一端相连,六根钢索的另一端和六个压电力传感器相连,压电力传感器直接 通过螺钉安装在负载盘上;负载盘通过一根柔性橡胶拉索和第七个静态拉力传感器与起重 滑轮相连接,各压电力传感器通过信号传输线和数据采集和处理系统相连。
[0006] 所述的压电力传感器的为压电陶瓷元件。
[0007] 所述的负载盘为正六边形,在其中心法线方向上与柔性橡胶拉索相连,并通过静 态拉力传感器测量其拉力。
[0008] 所述的六个压电力传感器两个为一组分别分布在负载盘的三个不相邻顶点的两 侧。
[0009] 所述的钢架支座的上框架为正六边形结构,下框架为四根柱状结构,均勻分布于上框架下方支撑整个结构,并保证其刚度满足动态测试要求。
[0010] 所述的连接钢架支座和负载盘之间的六根调力螺杆、六个静态拉力传感器、六根 拉力钢索、六个压电力传感器分别处于六条直线上;六根调力螺杆分别通过螺帽与钢架支 座的上框架的六个边相连,并保证它们与压电力传感器之间的拉力钢索分别与上框架的边
垂直。
[0011] 所述的六个静态拉力传感器分别通过钢环与六个调力螺杆具体挂钩装置的一端 相连,保障静态拉力传感器不承受弯矩。
[0012] 采用上述航天器空间微小扰动载荷测量系统测量航天器空间微小扰动载荷的测 量方法,其特征在于:将航天器扰动源试件按照姿态要求安装在负载盘上,通过起重滑轮调 节柔性橡胶拉索的拉力,调节与钢架支座的上框架的六个边分别相连的六个调力螺杆,预 紧分别通过六个静态拉力传感器与六个调力螺杆相连的六根拉力钢索,并使每根拉力钢索 的预紧力保持一致;这时,通过七个静态拉力传感器可以得到负载盘上的动态载荷与拉力 钢索的拉力之间的比例关系;运行扰动源,其扰动载荷产生的扰动通过测量系统会转化为 与之成线性比例的拉力钢索的振动信号,压电力传感器将拉力钢索动态拉力信号转换为电 压信号,数据采集和处理系统采集和处理各压电力传感器的电压信号,以此为基础可准确 分析出航天器扰动源空间微扰动特征。
[0013] 本发明与现有技术相比具有以下优点:
[0014] 1、本发明通过测量系统成比例放大微扰动信号,从而使得微扰动信号可以用现有 传感进行测量,克服了缺少高精度传感器问题;
[0015] 2、本发明可以灵活的在三维空间按照扰动源姿态控制要求进行测量;
[0016] 3、本发明测量装置和被测量试件分离,不需要在被测试件上安装附加设备和传感 器,不影响被测试件的动态特征,不损伤被测试件结构,试验完毕后试件还可以正常使用;
[0017] 4、本发明通过传感器和拉力钢索的空间旋转对称布局,合理的调节拉力钢索的预 紧力和柔性橡胶拉索的拉力,实现了信号的放大并可以进行具有较大质量扰动源的实际运 行条件下的精确测量,提高了测量的可靠性。
[0018] 附图说明
[0019] 图1为本发明的结构示意图;
[0020] 图2为本发明中负载盘的结构示意图;
[0021] 图3为用本发明在稳态载荷作用下测量到的六个通道的信号数据示意图;
[0022] 图4为用本发明在稳态载荷作用下将测量到的信号数据进行标定变换后的载荷 值;
具体实施方式
[0023] 如图1所示,本发明由钢架支座1、负载盘2、一根柔性橡胶拉索3、六根拉力钢索
4、六个压电力传感器5、七个静拉力传感器6、六根调力螺杆7、一个起重滑轮8和计算机9 组成;其固定连接关系是:钢架支座1和负载盘2通过六根调力螺杆7、六个压电力传感器
5、六根拉力钢索4、六个静态拉力传感器6连接在一起;六个调力螺杆7的螺纹端通过螺帽 和钢架支座1相连,六个调力螺杆7的另一端为挂钩装置分别和六个静拉力传感器6通过 钢环连接,这样可以保障静态拉力传感器6不承受弯矩;同时静拉力传感器6分别和六根拉力钢索4 一端相连,六根拉力钢索4的另一端分别和六个压电力传感器5相连,六个压电力传感器5直接通过螺钉安装在负载盘2上,如图2所示;负载盘2通过第七个静态拉力传感 器6和一根柔性橡胶拉索3与起重滑轮8相连接;各传感器通过信号传输线和数据采集系 统9相连。
[0024] 其中连接钢架支座1和负载盘2之间的六根调力螺杆7、六个静态拉力传感器6、 六根拉力钢索4、六个压电力传感器5分别处于六条直线上,六根调力螺杆7分别通过螺帽 与钢架支座1的上框架的六个边相连,并保证它们与压电力传感器5之间的拉力钢索4分 别与对应上框架的边垂直。
[0025] 负载盘2为正六边形,在其中心法线方向上与柔性橡胶拉索3相连,并通过静态力 传感器6测量其拉力;六个压电力传感器5两个为一组分别分布在负载盘2的三个不相邻 顶点的两侧,各压电力传感器5均为压电陶瓷元件。
[0026] 钢架支座1上框架为正六边形结构,下框架为四根柱状结构,均勻分布于上框架 下方支撑整个结构,并保证其刚度满足动态测试要求。
[0027] 航天器扰动源(试件)按照姿态要求通过螺钉固定安装在负载盘2上,通过起重 滑轮8调节柔性橡胶拉索3的拉力,可以调节该拉力与试件及载荷盘重量和的差Δ W ;调节 与钢架支座1的上框架连接的六根调力螺杆7,预紧通过六个静态拉力传感器6与六根调 力螺杆相连的六根拉力钢索4,并使每根拉力钢索4的预紧力保持一致;这时,各拉力钢索 4的拉力与AW/6的比值即为扰动载荷的放大倍数;运行扰动源,其扰动载荷产生的扰动通 过测量系统会转化为与之成线性比例的钢索拉力4的振动信号,利用压电力传感器5将拉 力钢索4动态拉力信号转换为电压信号,使用数据采集和处理系统9采集和处理压电力传 感器5的电压信号,以此为基础可准确分析出航天器扰动源空间微扰动特征。
[0028] 由于通过数据采集和处理系统9得到的是压电力传感器5的电压信号,六个压电 力传感器5测量的是时域信号图,再根据压电力传感器5的灵敏度系数,即将力信号转化为 电信号的比值;为得到有效载荷扰动信号,需要将压电力传感器5的电压信号与压电力传 感器5相应的灵敏度系数相乘,即将信号进行标定变换,标定变换后可以得到的有效载荷 扰动信号图。
[0029] 以下面在稳态载荷作用下以扰动源振幅为45毫牛,频率为52Hz时的情况为例,按 照上述的测量方法,可以得到此时测量到的六个通道的信号数据示意图,如图3所示;以及 将测量到的信号数据进行标定变换后的载荷值的示意图,如图4所示;该测量系统以同样 的原理还可以对其他稳态载荷和非稳态载荷作用下不同的扰动源和不同的频率进行测量, 而且本系统可以有效测量几个毫牛顿量级的扰动载荷,所以可知本发明航天器空间微小扰 动载荷测量系统精度非常高,能够对航天器有效载荷在空间微扰动动态变化过程中进行有 效的测量和记录。

Claims (8)

  1. 航天器空间微小扰动载荷测量系统,其特征在于:它由钢架支座(1)、负载盘(2)、一根柔性橡胶拉索(3)、六根拉力钢索(4)、六个压电力传感器(5)、七个静态拉力传感器(6)、六根调力螺杆(7)、一个起重滑轮(8)以及数据采集和处理系统(9)组成;其固定连接关系是:钢架支座(1)和负载盘(2)分别通过六根调力螺杆(7)、六个静态拉力传感器(6)、六个压电力传感器(5)连接在一起,六个调力螺杆(7)的一端通过螺帽和钢架支座(1)相连,六个调力螺杆(7)的另一端分别和六个静态拉力传感器(6)连接,同时六个静态拉力传感器(6)分别和六根拉力钢索(4)一端相连,六根钢索(4)的另一端分别和六个压电力传感器(5)相连,压电力传感器(5)直接通过螺钉安装在负载盘(2)上;负载盘(2)通过一根柔性橡胶拉索(3)和第七个静态拉力传感器(6)与起重滑轮(8)相连接,六个压电力传感器(5)通过信号传输线与数据采集和处理系统(9)相连。
  2. 2.根据权利要求1所述的航天器空间微小扰动载荷测量系统,其特征在于:所述的压 电力传感器(5)的为压电陶瓷元件。
  3. 3.根据权利要求1所述的航天器空间微小扰动载荷测量系统,其特征在于:所述的负 载盘(2)为正六边形,在其中心法线方向上与柔性橡胶拉索(3)相连,并通过静态拉力传感 器(6)测量其拉力。
  4. 4.根据权利要求3所述的航天器空间微小扰动载荷测量系统,其特征在于:所述的六 个压电力传感器(5)两个为一组分别分布在负载盘(2)的三个不相邻顶点的两侧。
  5. 5.根据权利要求4所述的航天器空间微小扰动载荷测量系统,其特征在于:钢架支座 (1)的上框架为正六边形结构,下框架为四根柱状结构,均勻分布于上框架下方支撑整个结 构,并保证其刚度满足动态测试要求。
  6. 6.根据权利要求5所述的航天器空间微小扰动载荷测量系统,其特征在于:连接钢架 支座(1)和负载盘(2)之间的六根调力螺杆(7)、六个静态拉力传感器(6)、六根拉力钢索 (4)、六个压电力传感器(5)分别处于六条直线上;六根调力螺杆(7)分别通过螺帽与钢架 支座(1)的上框架的六个边相连,并保证它们与压电力传感器(5)之间的拉力钢索(4)分 别与上框架的边垂直。
  7. 7.根据权利要求1所述的航天器空间微小扰动载荷测量系统,其特征在于:六个静态 拉力传感器(6)分别通过钢环与六个调力螺杆(7) —端的挂钩相连,保障静态拉力传感器(6)不承受弯矩。
  8. 8.采用权利要求1所述的测量系统测量航天器空间微小扰动载荷的测量方法,其特征 在于:将航天器扰动源试件按照姿态要求安装在负载盘(2)上,通过起重滑轮(8)调节柔 性橡胶拉索(3)的拉力,调节与钢架支座(1)的上框架的六个边分别相连的六个调力螺杆(7),预紧分别通过六个静态拉力传感器(6)与六个调力螺杆(7)相连的六根拉力钢索(4), 并使每根拉力钢索(4)的预紧力保持一致;这时,通过七个静态拉力传感器(6)可以得到负 载盘(2)上的动态载荷与拉力钢索(4)的拉力之间的比例关系;运行扰动源,其扰动载荷产 生的扰动通过测量系统会转化为与之成线性比例的拉力钢索(4)的振动信号,压电力传感 器(5)将拉力钢索(4)动态拉力信号转换为电压信号,数据采集和处理系统(9)采集和处 理各压电力传感器(5)的电压信号,以此为基础可准确分析出航天器扰动源空间微扰动特 征。
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