[发明专利]航天器微振动地面试验系统及试验方法

说明书

本申请提供一种航天器微振动地面试验系统及试验方法，包括传感器网络、中继器及工控计算机，所述中继器连接在传感器网络和工控计算机之间，所述中继器通过屏蔽电缆与传感器网络连接，中继器通过网线与工控计算机连接；所述传感器网络包括若干激光陀螺传感器，每个所述激光陀螺传感器分别通过屏蔽电缆与中继器连接；所述中继器包括电源系统、陀螺伺服组件及控制器；所述电源系统用于对中继器及传感器网络供电；所述陀螺伺服组件用于控制传感器网络中的各激光陀螺传感器。本申请的有益效果是：在激光陀螺传感器和工控计算机之间连接中继器，使得工控计算机远离被测航天器，消除其对微振动角位移测试结果的影响，有效地提高了微振动角位移测试精度。

技术领域

本公开涉及航天器微振动地面试验技术领域，具体涉及一种航天器微振动地面试验系统及试验方法。

背景技术

微振动是指幅值微小的振动，幅值一般低于10^-2g量级，而频率范围较广，频带下限可低至准稳态，上限可达到10³Hz量级。对于具有高稳定度和高精度指向要求的航天器，这种微振动经过航天器结构传入有效载荷后，会激起有效载荷的振动响应，造成指向精度和位置稳定度下降，严重时甚至导致敏感载荷工作失效。

在整星地面试验中，通过测量星体结构对微振动的传递作用，能够获取敏感部位在扰动源作用下的振动响应，为减振性能评估、在轨成像质量预示提供依据。微振动角位移测量系统的搭建主要用于测量扰动源工作状态时敏感结构或载荷的角位移。现有的微振动角位移测量系统仅包括激光陀螺和工控计算机，激光陀螺作为传感器分布安装在卫星的不同被测位置，通过屏蔽电缆连接至工控计算机，考虑屏蔽效果，屏蔽电缆最长只有9米，因此在试验过程中，工控计算机布置在被测整星附近，计算机工作时的本体噪声较大，严重影响微振动测量结果的准确性。

发明内容

本申请的目的是针对以上问题，提供一种航天器微振动地面试验系统及试验方法。

第一方面，本申请提供一种航天器微振动地面试验系统，包括传感器网络、中继器及工控计算机，所述中继器连接在传感器网络和工控计算机之间，所述中继器通过屏蔽电缆与传感器网络连接，中继器通过网线与工控计算机连接；所述传感器网络包括若干激光陀螺传感器，每个所述激光陀螺传感器分别通过屏蔽电缆与中继器连接；所述中继器包括电源系统、陀螺伺服组件及控制器；所述电源系统用于对中继器及传感器网络供电；所述陀螺伺服组件用于控制传感器网络中的各激光陀螺传感器。

根据本申请实施例提供的技术方案，所述电源系统包括两级隔离，第一级隔离通过AC/DC开关电源将市电AC220V转换为24V直流，第二级隔离通过DC/DC开关电源将直流24V转换为陀螺伺服组件及激光陀螺传感器所需供电量。

根据本申请实施例提供的技术方案，所述陀螺伺服组件包括：高压稳流电源、稳频驱动电路、光强调理电路、模数转换器及数模转换器；所述高压稳流电源用于对传感器网络提供稳定的增益，且提供10^-4量级对称度的恒流源；所述稳频驱动电路用于将数模转换器的输出电压放大以驱动传感器网络中的稳频执行机构；所述光强调理电路用于对传感器网络中输出的左、右旋激光陀螺传感器的光强信号进行求差或求和。

根据本申请实施例提供的技术方案，所述控制器用于采集传感器网络的数据，并将采集的数据发送至工控计算机；所述控制器包括FPGA模块与ARM模块，所述FPGA模块用于实时采集数据，所述ARM模块用于将采集的数据进行数据计算及传输。

根据本申请实施例提供的技术方案，所述中继器包括壳体，所述电源系统、陀螺伺服组件及控制器集成在所述壳体内，所述壳体上分别设有TCP/IP接口、电源输入端口、手动开关、SMA同步接口、传感器连接端；TCP/IP接口通过网线与工控计算机连接；电源输入端口将市电AC220V接入所述电源系统；手动开关控制电源系统上电；SMA同步接口通过屏蔽电缆连接外部同步仪器；传感器连接端通过屏蔽电缆与各个激光陀螺传感器连接。

第二方面，本申请提供一种航天器微振动地面试验方法，包括以下步骤：