航天器力学环境测量系统技术方案

本发明专利技术提供了一种航天器力学环境测量系统，包括：多个传感器，以预定方式布置在航天器上，用于采集信号并获取航天器的主结构的响应特性；采编设备，用于对所负责的传感器的信号数据进行采集编码，存储编码后的采集信号并将其下传至地面，从而供地面人员形成频谱以进行数据分析；以及电缆，用于在系统内各部件之间进行信号和供电的传输。因此，本发明专利技术该系统具有测点分布广泛、采样频率高、集成度高、结构简单、功耗小、存储容量大、在轨寿命长、实时性高的特点，可用于长期在轨运行的航天器力学环境测量，此外还具备对空间碎片/微流星撞击感知与定位功能，能够实现对航天器遭受的撞击进行感知和定位，精度高。

Spacecraft mechanical environment measurement system

The invention provides a spacecraft mechanical environment measurement system includes a plurality of sensors arranged in a predetermined manner on the spacecraft, the response characteristics of main structure for signal acquisition and acquisition of spacecraft; editing equipment for signal data of the sensor for the acquisition for encoding signal acquisition, encoding and storage after the down to the ground, thereby forming spectrum for the ground staff to perform data analysis; and the cable for the transmission of signals and power between the various components in the system. Therefore, the invention has the characteristics of the system measurement point of wide distribution, high sampling rate, high integration, simple structure, low power consumption, large storage capacity, long service life, high real-time on orbit, the spacecraft can be used for measuring the mechanical environment long-term orbit, in addition to space debris and meteoroid impact / perception the positioning function, can realize the perception and positioning of the spacecraft suffered the impact of high precision.

【技术实现步骤摘要】

本专利技术属于传感器测量技术，涉及航天器力学环境的测量方案，更具体地，涉及一种航天器力学环境测量系统，用于对航天器在上升段和在轨段的力学环境进行监测。
技术介绍
航天器在发射时，会经历船箭耦合特性下复杂的载荷条件，航天器与火箭对接面在发射飞行阶段将受到运载火箭施加的各方向力及力矩的同时作用。在这些复合动载荷的作用下，器箭界面处结构将会产生多自由度的振动，因此需在航天器主结构布置振动传感器，以获取结构响应特性，用于分析器箭界面力学环境与舱体的振动响应规律。由于航天器内设备较多，舱内空间有限，且航天器有严格的重量要求，如何在有限的空间内，利用较少的传感器获取航天器的上升段和在轨期间的力学环境是本专利技术的创新点之一。因此，急需一种方案，采用传感器阵列式的布局方式，从航天器底端至顶端以一定的角度间隔和距离间隔，在主结构的轴向和周向分别布置传感器，从而获取整个航天器在上升段和在轨期间的动力学响应特性，进而便于分析覆盖整个航天器底端至顶端的力学环境变化规律。另外，还需要这种方案能够通过频谱图曲线的粗细反映出对应某一时刻的响应在某一频率附近的积聚程度，从而清晰地体现出振动能量在频域上的分布情况。
技术实现思路
为了解决现有技术中存在的问题，本专利技术提出了一种航天器结构力学环境测量的方案，实现对航天器上升段和在轨期间力学环境的监测。本专利技术提供了一种航天器力学环境测量系统，用于对航天器在上升段和在轨段的力学坏境进行监测，包括：多个传感器，以预定方式布置在航天器上，用于采集信号并获取航天器的主结构的响应特性；采编设备，用于对所负责的传感器的信号数据进行采集编码，并将存储编码后的采集信号下传至地面，从而供地面人员形成频谱以进行数据分析；以及电缆，用于在系统内各部件之间进行信号和供电的传输。优选地，相对于结构形式对称、或主结构为旋转体的航天器，传感器被布置在航天器的轴向间隔90°而纵向间隔预定距离的位置处，从而利用尽可能少的传感器来获取航天器的主结构的轴向与纵向的响应特性。在本专利技术中，信号至少包括：低频信号、高频信号、冲击信号、和声发射信号，以及相应地，传感器至少包括：低频振动传感器、高频振动传感器、冲击传感器、和超声传感器。具体地，低频振动传感器用于获取航天器的主结构在上升段和在轨正常飞行载荷环境下的响应特性，其中，航天器的主结构由各类结构框组成，低频振动传感器以大体相等的间距布置在航天器的主结构与纵向轴线共面的位置上，以及当航天器的主结构为旋转体时，低频振动传感器为双轴或三轴传感器，从而获取航天器的主结构沿旋转轴线方向及周向的响应特性。高频振动传感器用于获取航天器的高频振源响应，其中，高频振动传感器被布置在航天器的内壁结构上，以及高频振动传感器还被布置在航天器中作为高频率振源的设备附近。冲击传感器用于获取航天器的主结构在上升段受到的冲击响应以及在轨正常飞行载荷环境下的响应特性，其中，冲击传感器被布置在航天器的底端结构框上，从而采集运载火箭的上升段舱体结构受到的冲击响应。超声传感器用于采集航天器在轨阶段遭受撞击的声发射信号，从而获取微流星撞击感知系统的在轨实测数据，其中，超声传感器以传感器阵列的形式被布置在航天器的内壁上。采编设备采用航天器上的电源供电，并利用直流变换器进行电压变换。额外地，本专利技术的航天器力学环境测量系统还可以包括：现场可编程门阵列，用于实现整个系统的控制逻辑；快闪，作为存储介质，长时间保存数据信息并支持存储数据的可擦除；数据事后处理模块，使地面的设计人员能够对下传的力学环境测量数据进行事后处理，从而得出航天器在运行期间舱体的力学环境数据信息。因此，通过本专利技术的航天器力学环境测量系统，可获取航天器上升段和在轨期间结构的力学响应特性，该系统具有测点分布广泛、采样频率高、集成度高、结构简单、功耗小、存储容量大、在轨寿命长、实时性高的特点，可用于长期在轨运行的航天器力学环境测量，此外，该系统具备对空间碎片/微流星撞击感知与定位功能，能够实现对航天器遭受的撞击进行感知并定位。附图说明图1是本专利技术具体实施方式所涉及的力学环境测量系统的信息流图；图2是本专利技术具体实施方式所涉及的力学环境测量系统的组成框图；图3是本专利技术具体实施方式所涉及的数据处理软件的数据提取过程图；图4是本专利技术具体实施方式所涉及的数据处理软件部分的界面图；以及图5是本专利技术具体实施方式所涉及的传感器的频谱图。具体实施方式应了解，本专利技术的航天器力学环境测量系统是通过布置在舱内的传感器，来感知与监测发射段与在轨段舱体典型结构、货物、关键设备受到的振动、冲击以及空间碎片对航天器体的撞击，从而获取在轨真实振动环境参数。通过将采集所得数据的分析处理，获得航天器舱体结构、货物和关键单机的动力学响应特性，形成航天器体结构的载荷谱，并确定航天器体结构遭受撞击的位置，从而可以为航天器的结构设计与优化、动力学仿真和振动试验提供依据。对于结构形式对称、或主结构为旋转体的航天器来说，采取在航天器的轴向相隔90°、纵向间隔一定距离分别布置振动传感器的方法，利用较少的传感器获取航天器主结构轴向与纵向的加速度响应变化规律。航天器结构动力学数据采集与处理利用频谱图分析方法分析响应信号随时间的变化关系。下面结合附图1-4及具体实施方式对本专利技术进行详细说明。如图1所示，航天器力学环境测量系统在硬件上主要包括：传感器、采编设备和电缆。具体地，系统模拟通道用于采集振动加速度信号、冲击信号和声发射信号。采编设备完成对采集信号的采集编码，并存储已经编码的采集信号，该数据下传至地面后，可供地面人员进行数据分析。当地面人员完成对数据的分析计算并确认系统所采数据的有效性后，可将已下传数据清空，以保证留有足够的存储空间继续存储数据。通过数据注入控制系统在发射前、发射段以及在轨期间定时开机、关机。系统可利用航天器上电源供电，并利用直流电源(directcurrent，以下简称为DC)/DC变换器进行电压变换。电缆用于各单元之间的信号及供电传输。系统主要实现对航天器发射和在轨运行阶段过程中多路动态参数测试，对这些参数进行采集、存储、编码、下传至地面，并且能够将数据信息长时间保持，用于回收读取数据。系统利用可编程逻辑器件现场可编程门阵列(fieldprogrammablegatearray，以下简称为FPGA)实现整个系统的控制逻辑，提高了系统的灵活性、可靠性以及集成度，以FlashMemory为存储介质，减小了系统的体积、延长了数据保存时间，而且还进本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种航天器力学环境测量系统，用于对航天器在上升段和在轨段的力学环境进行监测，其特征在于，包括：多个传感器，以预定方式布置在所述航天器上，用于采集信号并获取所述航天器的主结构的响应特性；采编设备，用于对所负责的传感器的信号数据进行采集编码，存储编码后的采集信号并将其下传至地面，从而供地面人员形成频谱以进行数据分析；以及电缆，用于在系统内各部件之间进行信号和供电的传输。

【技术特征摘要】
1.一种航天器力学环境测量系统，用于对航天器在上升段和在轨段的力学环境进行监
测，其特征在于，包括：
多个传感器，以预定方式布置在所述航天器上，用于采集信号并获取所述航天器的主
结构的响应特性；
采编设备，用于对所负责的传感器的信号数据进行采集编码，存储编码后的采集信号
并将其下传至地面，从而供地面人员形成频谱以进行数据分析；以及
电缆，用于在系统内各部件之间进行信号和供电的传输。
2.根据权利要求1所述的航天器力学环境测量系统，其特征在于，相对于结构形式对
称、或主结构为旋转体的航天器，
所述传感器被布置在所述航天器的轴向间隔90°而纵向间隔预定距离的位置处，从
而利用尽可能少的传感器来获取所述航天器的主结构的轴向与纵向的响应特性。
3.根据权利要求2所述的航天器力学环境测量系统，其特征在于，
所述信号至少包括：低频信号、高频信号、冲击信号、和声发射信号，以及
相应地，所述传感器至少包括：低频振动传感器、高频振动传感器、冲击传感器、和
超声传感器。
4.根据权利要求3所述的航天器力学环境测量系统，其特征在于，所述低频振动传感
器用于获取所述航天器的主结构在上升段和在轨正常飞行载荷环境下的响应特性，
其中，
所述航天器的主结构由各类结构框组成，
所述低频振动传感器以大体相等的间距布置在所述航天器的主结构与纵向轴线共面
的位置上，以及
当所述航天器的主结构为旋转体时，所述低频振动传感器为双轴或三轴传感器，从而
获取所述航天器的主结构沿旋转轴线方向及周向的响应特性。
5...

【专利技术属性】
技术研发人员：尹钊，郭军辉，郝平，侯向阳，
申请(专利权)人：北京空间技术研制试验中心，
类型：发明
国别省市：北京;11