CN107339364A - 运载火箭光纤惯组的减震系统及其安装方法 - Google Patents
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Abstract
一种运载火箭光纤惯组的减震系统及其安装方法，减震系统包含：光纤惯组底座；固定设置在光纤惯组底座上的八个减振器；分别固定设置在每个减振器上的敏感器组件。首先安装加速度计组件，然后安装敏感器组件，接着将八个减振器分别固定安装到光纤惯组底座上，最后将敏感器组件分别固定安装到八个减振器上。本发明结构简单，易于安装，能够较大抑制线角耦合，提高了光纤惯组在振动环境下的精度，更加适合运载火箭的飞行环境。
Description
技术领域
本发明涉及一种运载火箭光纤惯组的减震系统及其安装方法。
背景技术
光纤捷联惯测装置（简称光纤惯组）是为运载火箭研制的惯性测量仪器，其主要功能是实时为运载火箭箭体提供三正交坐标轴的角速率全量信息及视速度全量信息。
光纤惯组主要由光纤陀螺仪、石英加速度计、温控电路、I/F电路、接口电路、母版电路、仪表电源、温控电源、结构件及对外接插件等部分组成。其中光纤陀螺仪和加速度计属于惯性敏感器件。
光纤惯组直接与载体接触，而载体受到各种外界环境的影响产生各种形式的振动，导致光纤惯组精度降低。在许多应用情况下，载体振动频谱中的某些频率会导致惯性导航器件在这些频率内引起共振，产生计算误差甚至器件的损坏，因此，光纤惯组减振系统的设计必不可少。常见的减振器安装方式有多种，如采用平面四点支撑、斜面四点支撑、空间八点支撑、空间五点支撑等等。采用何种支撑方式布置减振器，既取决于减振器所支撑的捷联惯组惯性器件的重量、尺寸，也取决于捷联惯组的应用背景、控制系统的响应要求等等，是一个复杂的问题。
国内针对光纤惯组的减振器安装方式，多采用平面或斜面布局。国外的减振器安装方式，多采用空间对角对称布局。以上安装方式对被减振体的质心和几何中心重合度要求较高，安装复杂，容易产生线角耦合，影响惯性器件输出的精度。
发明内容
本发明提供一种运载火箭光纤惯组的减震系统及其安装方法，结构简单，易于安装，能够较大抑制线角耦合，提高了光纤惯组的振中精度和惯性器件的可靠度，提高了光纤惯组在振动环境下的精度，更加适合运载火箭的飞行环境。
为了达到上述目的，本发明提供一种运载火箭光纤惯组的减震系统，包含：
光纤惯组底座；
固定设置在光纤惯组底座上的八个减振器；
分别固定设置在每个减振器上的敏感器组件。
所述的敏感器组件包含：
敏感元件支架，其用于固定连接减振器；
固定设置在敏感元件支架上的第一斜轴支架和第二斜轴支架；
固定设置在敏感元件支架上五个光纤陀螺仪，其中，第一斜轴支架和第二斜轴支架上分别固定设置一个光纤陀螺仪，剩余的三个光纤陀螺仪按照正交方式固定设置在敏感元件支架上；
固定设置在敏感元件支架上的加速度计组件。
所述的加速度计组件包含：
加表支架，其用于固定连接敏感元件支架；
固定设置在加表支架上的五个石英加速度计，其中，三个石英加速度计按照正交方式固定设置在加表支架上，剩余的两个石英加速度计按照斜置方式固定设置在加表支架上。
所述的减振器满足：固有频率70Hz-90Hz；放大倍数小于3.5倍；减振效率大于65%。
本发明还提供一种运载火箭光纤惯组的减震系统的安装方法，包含以下步骤：
步骤S1、安装加速度计组件；
步骤S2、安装敏感器组件；
步骤S3、将八个减振器分别固定安装到光纤惯组底座上；
步骤S4、将敏感器组件分别固定安装到八个减振器上。
所述的步骤S1中，安装加速度计组件具体包含以下步骤：
将五个石英加速度计按照三个正交和两个斜置的方式固定安装到加表支架上。
所述的步骤S2中，安装敏感器组件具体包含以下步骤：
步骤S2.1、将加速度计组件固定安装到敏感元件支架上；
步骤S2.2、将两个光纤陀螺仪分别固定安装到第一斜轴支架和第二斜轴支架上；
步骤S2.3、将安装有光纤陀螺仪的第一斜轴支架和第二斜轴支架固定安装到敏感元件支架上；
步骤S2.4、将三个光纤陀螺仪按照正交方式固定安装到敏感元件支架上。
所述的步骤S3中，将八个减振器分别设置在光纤惯组底座的长方体结构的八个顶点。
本发明采用敏感器组件对陀螺仪和加速度计整体进行减震，提高了光纤惯组的振中精度和惯性器件的可靠度，减振器的布置采用八点减振方式，能够保证3个线振动频率和3个角振动的频率相同，并且角振动频率远大于线振动频率，提高了系统的带宽，保证敏感器组件的质心尽量与八点减震的几何中心重合，能减少振动中的线角耦合，提高了光纤惯组在振动环境下的精度，同时八点减震方式的质心相对容易调整，减少了结构的设计难度，本发明整体采用模块化设计、装配工艺简单、易于装调和返修，提高了产品适应振动、冲击等力学环境的能力。
附图说明
图1是本发明提供的一种运载火箭光纤惯组的减震系统的结构示意图。
图2是敏感器组件的结构示意图。
图3是加速度计组件的结构示意图。
具体实施方式
以下根据图1～图3，具体说明本发明的较佳实施例。
如图1～图3所示，本发明提供一种运载火箭光纤惯组的减震系统，包含：
光纤惯组底座8，其一般设置为长方体结构；
固定设置在光纤惯组底座8上的八个减振器7，一般将八个减振器7分别设置在光纤惯组底座8的长方体结构的八个顶点；
分别固定设置在每个减振器7上的敏感器组件9。
所述的敏感器组件包含：
敏感元件支架3，其用于固定连接减振器7；
固定设置在敏感元件支架3上的第一斜轴支架4和第二斜轴支架5；
固定设置在敏感元件支架3上五个光纤陀螺仪6，其中，第一斜轴支架4和第二斜轴支架5上分别固定设置一个光纤陀螺仪6，剩余的三个光纤陀螺仪6按照正交方式固定设置在敏感元件支架3上；
固定设置在敏感元件支架3上的加速度计组件。
所述的加速度计组件包含：
加表支架2，其用于固定连接敏感元件支架3；
固定设置在加表支架2上的五个石英加速度计1，其中，三个石英加速度计1按照正交方式固定设置在加表支架2上，剩余的两个石英加速度计1按照斜置方式固定设置在加表支架2上，三个正交设置的石英加速度计1的坐标系与三个正交设置的光纤陀螺仪6的坐标系一致。在本实施例中，所有零件之间的相互连接采用紧固件进行固定，比如可以采用螺钉进行固定连接。
根据运载火箭环境试验条件以及光纤陀螺仪和石英加速度计在受到振动后的输出特性，采用的减振器需要满足以下几个条件：
1、固有频率70Hz-90Hz；2、放大倍数小于3.5倍；3、减振效率大于65%。
所述的减振器7采用橡胶减振器，体积小，外形简单，可吸收高频振动能量。
本发明还提供一种运载火箭光纤惯组的减震系统的安装方法，包含以下步骤：
步骤S1、安装加速度计组件；
步骤S2、安装敏感器组件；
步骤S3、将八个减振器7分别固定安装到光纤惯组底座8上，一般将八个减振器7分别设置在光纤惯组底座8的长方体结构的八个顶点；
步骤S4、将敏感器组件分别固定安装到八个减振器7上。
所述的步骤S1中，安装加速度计组件具体包含以下步骤：
将五个石英加速度计1按照三个正交和两个斜置的方式固定安装到加表支架2上。
所述的步骤S2中，安装敏感器组件具体包含以下步骤：
步骤S2.1、将加速度计组件固定安装到敏感元件支架3上；
步骤S2.2、将两个光纤陀螺仪6分别固定安装到第一斜轴支架4和第二斜轴支架5上；
步骤S2.3、将安装有光纤陀螺仪6的第一斜轴支架4和第二斜轴支架5固定安装到敏感元件支架3上；
步骤S2.4、将三个光纤陀螺仪6按照正交方式固定安装到敏感元件支架3上。
在本实施例中，所有零件之间的相互连接采用紧固件进行固定，比如可以采用螺钉进行固定连接。
本发明采用敏感器组件对陀螺仪和加速度计整体进行减震，提高了光纤惯组的振中精度和惯性器件的可靠度，减振器的布置采用八点减振方式，能够保证3个线振动频率和3个角振动的频率相同，并且角振动频率远大于线振动频率，提高了系统的带宽，保证敏感器组件的质心尽量与八点减震的几何中心重合（在不引入配重块的情况下，被减振体的质心与减振八点的几何中心偏差在2mm内），能减少振动中的线角耦合，提高了光纤惯组在振动环境下的精度（这是别的减振方式所不具有的优点，也是本文采用此种方式原因之一），同时八点减震方式的质心相对容易调整，减少了结构的设计难度，本发明整体采用模块化设计、装配工艺简单、易于装调和返修，提高了产品适应振动、冲击等力学环境的能力。
尽管本发明的内容已经通过上述优选实施例作了详细介绍，但应当认识到上述的描述不应被认为是对本发明的限制。在本领域技术人员阅读了上述内容后，对于本发明的多种修改和替代都将是显而易见的。因此，本发明的保护范围应由所附的权利要求来限定。
Claims (8)
1.一种运载火箭光纤惯组的减震系统，其特征在于，包含：
光纤惯组底座（8）；
固定设置在光纤惯组底座（8）上的八个减振器（7）；
分别固定设置在每个减振器（7）上的敏感器组件（9）。
2.如权利要求1所述的运载火箭光纤惯组的减震系统，其特征在于，所述的敏感器组件包含：
敏感元件支架（3），其用于固定连接减振器（7）；
固定设置在敏感元件支架（3）上的第一斜轴支架（4）和第二斜轴支架（5）；
固定设置在敏感元件支架（3）上五个光纤陀螺仪（6），其中，第一斜轴支架（4）和第二斜轴支架（5）上分别固定设置一个光纤陀螺仪（6），剩余的三个光纤陀螺仪（6）按照正交方式固定设置在敏感元件支架（3）上；
固定设置在敏感元件支架（3）上的加速度计组件。
3.如权利要求2所述的运载火箭光纤惯组的减震系统，其特征在于，所述的加速度计组件包含：
加表支架（2），其用于固定连接敏感元件支架（3）；
固定设置在加表支架（2）上的五个石英加速度计（1），其中，三个石英加速度计（1）按照正交方式固定设置在加表支架（2）上，剩余的两个石英加速度计（1）按照斜置方式固定设置在加表支架（2）上。
4.如权利要求1所述的运载火箭光纤惯组的减震系统，其特征在于，所述的减振器（7）满足：固有频率70Hz-90Hz；放大倍数小于3.5倍；减振效率大于65%。
5.一种如权利要求1-4中任意一项所述的运载火箭光纤惯组的减震系统的安装方法，其特征在于，包含以下步骤：
步骤S1、安装加速度计组件；
步骤S2、安装敏感器组件；
步骤S3、将八个减振器（7）分别固定安装到光纤惯组底座（8）上；
步骤S4、将敏感器组件分别固定安装到八个减振器（7）上。
6.如权利要求5所述的运载火箭光纤惯组的减震系统的安装方法，其特征在于，所述的步骤S1中，安装加速度计组件具体包含以下步骤：
将五个石英加速度计（1）按照三个正交和两个斜置的方式固定安装到加表支架（2）上。
7.如权利要求6所述的运载火箭光纤惯组的减震系统的安装方法，其特征在于，所述的步骤S2中，安装敏感器组件具体包含以下步骤：
步骤S2.1、将加速度计组件固定安装到敏感元件支架（3）上；
步骤S2.2、将两个光纤陀螺仪（6）分别固定安装到第一斜轴支架（4）和第二斜轴支架（5）上；
步骤S2.3、将安装有光纤陀螺仪（6）的第一斜轴支架（4）和第二斜轴支架（5）固定安装到敏感元件支架（3）上；
步骤S2.4、将三个光纤陀螺仪（6）按照正交方式固定安装到敏感元件支架（3）上。
8.如权利要求6所述的运载火箭光纤惯组的减震系统的安装方法，其特征在于，所述的步骤S3中，将八个减振器（7）分别设置在光纤惯组底座（8）的长方体结构的八个顶点。
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Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN108168535A (zh) * | 2017-11-30 | 2018-06-15 | 上海航天控制技术研究所 | 一种用于运载火箭光纤速率陀螺的四点减振系统 |
| CN109781101A (zh) * | 2019-03-15 | 2019-05-21 | 重庆零壹空间航天科技有限公司 | 运载火箭惯性测量系统及其组件的冗余方法 |
Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3565386A (en) * | 1969-02-19 | 1971-02-23 | Gen Motors Corp | Mount for a body and coupling unit therefor |
| CN102155944A (zh) * | 2011-03-08 | 2011-08-17 | 西安交通大学 | 一种微型六轴集成加速度计陀螺仪的惯性传感器及其应用方法 |
| CN103389085A (zh) * | 2013-07-25 | 2013-11-13 | 北京航空航天大学 | 一种六冗余型光纤陀螺imu台体 |
| CN104443436A (zh) * | 2014-10-23 | 2015-03-25 | 上海卫星工程研究所 | 卫星控制力矩陀螺群用微振动并联隔振装置 |
| CN106369105A (zh) * | 2016-10-26 | 2017-02-01 | 上海航天控制技术研究所 | 一种用于空间飞行器光纤惯组的八点减振系统 |
| CN206450229U (zh) * | 2016-11-23 | 2017-08-29 | 上海航天控制技术研究所 | 一种用于运载火箭光纤惯组的八点减振系统 |
-
2017
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Patent Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3565386A (en) * | 1969-02-19 | 1971-02-23 | Gen Motors Corp | Mount for a body and coupling unit therefor |
| CN102155944A (zh) * | 2011-03-08 | 2011-08-17 | 西安交通大学 | 一种微型六轴集成加速度计陀螺仪的惯性传感器及其应用方法 |
| CN103389085A (zh) * | 2013-07-25 | 2013-11-13 | 北京航空航天大学 | 一种六冗余型光纤陀螺imu台体 |
| CN104443436A (zh) * | 2014-10-23 | 2015-03-25 | 上海卫星工程研究所 | 卫星控制力矩陀螺群用微振动并联隔振装置 |
| CN106369105A (zh) * | 2016-10-26 | 2017-02-01 | 上海航天控制技术研究所 | 一种用于空间飞行器光纤惯组的八点减振系统 |
| CN206450229U (zh) * | 2016-11-23 | 2017-08-29 | 上海航天控制技术研究所 | 一种用于运载火箭光纤惯组的八点减振系统 |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN108168535A (zh) * | 2017-11-30 | 2018-06-15 | 上海航天控制技术研究所 | 一种用于运载火箭光纤速率陀螺的四点减振系统 |
| CN108168535B (zh) * | 2017-11-30 | 2021-12-07 | 上海航天控制技术研究所 | 一种用于运载火箭光纤速率陀螺的四点减振系统 |
| CN109781101A (zh) * | 2019-03-15 | 2019-05-21 | 重庆零壹空间航天科技有限公司 | 运载火箭惯性测量系统及其组件的冗余方法 |
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