一种单轴、一体式捷联加速度测量装置的制作方法

本发明属于测量技术领域，尤其涉及一种单轴、一体式捷联加速度测量装置。

背景技术：

运载火箭作为高新科技发展的重要标志，在我国的航天事业发展建设中起着关键作用，捷联加速度测量装置作为控制系统的箭上重要单机，参与运载火箭姿态控制，影响姿态控制系统的精度和性能，是确保运载火箭稳定可靠运行的重要一环。

以往运载火箭多采用三轴横法向加表测量火箭运动过程中的视加速度信息，但由于三轴横法向表自身结构较复杂，安装难度高且安装误差不可控，从而难以确保测量精度及控制系统减载控制信息的准确性；同时三轴横法向表体积偏大、重量较重，对箭体结构的要求及环境条件较严格，对安装支架的可靠性要求也相对较高，安装位置受限，无法安装在箭体内壁最优位置，不利于应对火箭飞行过程的复杂环境及有效提取出箭体运动的有效加速度信息。

技术实现要素：

本发明的技术解决问题：克服现有技术的不足，提供一种单轴、一体式捷联加速度测量装置，以解决现有的三轴横法向表存在的难以应对火箭飞行过程的复杂环境及有效提取出箭体运动的有效加速度信息的问题。

为了解决上述技术问题，本发明公开了一种单轴、一体式捷联加速度测量装置，包括：石英挠性加速度计(1)、信号处理及接口电路(2)、二次电源模块(3)和遥测电路(4)和装置本体(5)；

装置本体(5)包括：本体结构(51)，设置在本体结构(51)中部的安装法兰(52)，以及，设置在本体结构(51)上的多个安装槽；

石英挠性加速度计(1)、信号处理及接口电路(2)、二次电源模块(3)和遥测电路(4)通过对应的安装槽与本体结构(51)连接；其中，石英挠性加速度计(1)和二次电源模块(3)位于所述安装法兰的上方；信号处理及接口电路(2)和遥测电路(4)位于安装法兰的下方；

石英挠性加速度计(1)，用于测量箭体运动产生的加速度信息，得到加速度信号；

信号处理及接口电路(2)，用于采集加速度信号和温度信号，以及，对加速度信号和温度信号进行A/D转换；

二次电源模块(3)，用于对箭上一次电源的输出电压进行电压转换，以及，对一次电源进行滤波处理；

遥测电路(4)，用于将处理后的加速度信号发送至控制和遥测系统，对火箭进行稳定控制，防止瞬时过流造成的一次电源意外断路。

在上述单轴、一体式捷联加速度测量装置中，信号处理及接口电路(2)，还用于：对加速度信号进行补偿并完成数字滤波处理，以及，与箭上控制系统和地面遥测系统进行通信，测量飞行过程中箭体俯仰、偏航方向的视加速度。

在上述单轴、一体式捷联加速度测量装置中，信号处理及接口电路(2)，包括：加速度计信号转换电路(21)、温度信号采集电路(22)和信号处理电路及接口电路(23)；

加速度计信号转换电路(21)，用于采集石英挠性加速度计(1)输出的加速度信号，并对采集得到的加速度信号进行A/D转换；

温度信号采集电路(22)，用于采集温度信号，并对采集得到的温度信号进行A/D转换；

信号处理电路(23)，用于译码，为读写EEPROM、串口控制器和A/D操作提供片选信号。

在上述单轴、一体式捷联加速度测量装置中，所述二次电源模块(3)，包括：第一子电源模块(31)、第二子电源模块(32)、第三子电源模块(33)和滤波器(34)；

所述第一子电源模块(31)、第二子电源模块(32)、第三子电源模块(33)和滤波器(34)对称设置在石英挠性加速度计(1)的前、后、左、右四个方向。

在上述单轴、一体式捷联加速度测量装置中，第一子电源模块(31)的输出电压为：±15V；

第二子电源模块(32)的输出电压为：±5V；

第三子电源模块(33)的输出电压为：±5V；

一次电源的输出电压为：28V±3V。

在上述单轴、一体式捷联加速度测量装置中，所述单轴、一体式捷联加速度测量装置还包括：四个减振器和两个电连接器；

所述装置本体(5)，还包括：设置在本体结构(51)上、所述安装法兰(52)位置处的第一减振器安装孔(53)、第二减振器安装孔(54)、第三减振器安装孔(55)、第四减振器安装孔(56)、第一电连接器安装孔(57)和第一电连接器安装孔(58)；其中，第一减振器安装孔(53)、第二减振器安装孔(54)、第三减振器安装孔(55)和第四减振器安装孔(56)分别设置在安装法兰(52)的四个对角位置处；第一电连接器安装孔(57)和第一电连接器安装孔(58)位于其中两个减振器安装孔之间；

四个减振器分别通过第一减振器安装孔(53)、第二减振器安装孔(54)、第三减振器安装孔(55)和第四减振器安装孔(56)与装置本体(5)连接；

两个电连接器分别通过第一电连接器安装孔(57)和第一电连接器安装孔(58)与装置本体(5)连接。

在上述单轴、一体式捷联加速度测量装置中，石英挠性加速度计(1)采用直流稳压电源(电压±15±0.1V)供电。

在上述单轴、一体式捷联加速度测量装置中，所述单轴、一体式捷联加速度测量装置，还包括：上盖板(81)、下盖板(82)，以及至少两个导电密封圈；

所述至少两个导电密封圈分别设置在上盖板(81)与装置本体(5)之间、以及下盖板(82)与装置本体(5)之间。

本发明具有以下优点：

(1)本发明所述的单轴、一体式捷联加速度测量装置，采用单轴一体化结构设计，对各部分结构进行优化，保证产品体积小、重量轻，可直接安装在箭体级间段内壁上，对箭体单个轴向的加速度进行测量，可有效解决测量装置受箭壁振动影响的问题，减小箭体附加运动对测量精度的影响，降低了箭体附加运动对测量精度的影响，确保了捷联加速度测量装置的精度和可靠性。

(2)本发明所述的单轴、一体式捷联加速度测量装置，采用抗干扰安装方式，可以将测量装置输入轴沿箭体内壁切向方向进行安装，降低箭体薄壁振动及低频呼吸效应对飞行加速度的影响，从而增强测量装置在火箭飞行环境下的测量精度，提高测量装置的可靠性。

附图说明

图1是本发明实施例中一种单轴、一体式捷联加速度测量装置的俯视图；

图2是本发明实施例中一种单轴、一体式捷联加速度测量装置的仰视图；

图3是本发明实施例中一种信号处理及接口电路的电路结构示意图；

图4是本发明实施例中一种单轴、一体式捷联加速度测量装置的结构示意图。

具体实施方式

为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合附图对本发明公共的实施方式作进一步详细描述。

本发明所述的单轴、一体式捷联加速度测量装置作为一种高精度测量装置，在结构上小型化、一体式设计，大大降低了其在箭壁上的安装难度与空间要求，同时捷联加速度测量装置体积小、重量轻，可直接切向安装于箭体内壁上，从而可从箭体振动影响中有效剥离火箭运动加速度，因此在运载火箭上的应用具有明显的优势，同时产品可实现在复杂飞行环境下的高可靠性应用及高精度测量，因此在对产品可靠性和寿命要求很高的航天器领域，能够克服传统横法加表安装难度大、测量复杂、温度环境要求高等缺点，实现高精度及高可靠性测量。

参照图1，示出了本发明实施例中一种单轴、一体式捷联加速度测量装置的俯视图；图2，示出了本发明实施例中一种单轴、一体式捷联加速度测量装置的仰视图。如图1和2，在本实施例中，所述单轴、一体式捷联加速度测量装置，包括：石英挠性加速度计1、信号处理及接口电路2、二次电源模块3和遥测电路4和装置本体5。

其中，所述装置本体5包括：本体结构51，设置在本体结构51中部的安装法兰52，以及，设置在本体结构51上的多个安装槽。优选的，本体结构51可以采用弹性模量/密度比高、屈服强度/密度比高、导热性好的硬铝合金棒材(如，LY12CZ)。

在本实施例中，石英挠性加速度计1、信号处理及接口电路2、二次电源模块3和遥测电路4通过对应的安装槽与本体结构51连接；其中，石英挠性加速度计1和二次电源模块3位于所述安装法兰的上方；信号处理及接口电路2和遥测电路4位于安装法兰的下方。

其中，石英挠性加速度计1，用于测量得到箭体运动产生的加速度信息，得到加速度信号。优选的，所述石英挠性加速度计1可以采用单轴石英加速度计，由表头和伺服电路组成，体积小、精度高、技术和工艺成熟，采用直流稳压电源(电压±15±0.1V)供电，用以敏感视加速度信息。

信号处理及接口电路2，用于采集加速度信号和温度信号，以及，对加速度信号和温度信号进行A/D转换(Analog/Digital，模拟/数字)。优选的，信号处理及接口电路2还用于：对加速度信号进行补偿并完成数字滤波处理，以及，与箭上控制系统和地面遥测系统进行通信，测量飞行过程中箭体俯仰、偏航方向的视加速度。

参照图3，示出了本发明实施例中一种信号处理及接口电路的电路结构示意图。在本实施例中，信号处理及接口电路2采用以DSP(Digital Signal Processor，数字信号处理器)为中心的计算机板，由DSP及其外围电路完成加速度计数据转换、采集和处理，以及各种输入输出接口的要求。优选的，如图3所示，信号处理及接口电路2可以包括：加速度计信号转换电路21、温度信号采集电路22和信号处理电路及接口电路23。其中，加速度计信号转换电路21可以选用16位的A/D转换器(AD976A)，用于采集石英挠性加速度计1输出的加速度信号，并对采集得到的加速度信号进行A/D转换。温度信号采集电路22主要由运放调理电路和A/D转换芯片(AD7893)组成，用于采集温度信号，并对采集得到的温度信号进行A/D转换。信号处理电路23主要由译码器实现译码功能，以及，为读写EEPROM(Electrically Erasable Programmable Read-Only Memory,电可擦只读存储器)、串口控制器和A/D操作提供片选信号。

二次电源模块3，用于对箭上一次电源的输出电压进行电压转换，以及，对一次电源进行滤波处理。

在本实施例中，如图1所示，二次电源模块3可以包括：第一子电源模块31、第二子电源模块32、第三子电源模块33和滤波器34。所述第一子电源模块31、第二子电源模块32、第三子电源模块33和滤波器34对称设置在石英挠性加速度计1的前、后、左、右四个方向。

其中，第一子电源模块31的输出电压为：±15V；第二子电源模块32的输出电压为：±5V；第三子电源模块33的输出电压为：±5V；一次电源的输出电压为：28V±3V。

在本实施例中，二次电源模块3的主要作用是把箭上一次电源(28V±3V)转换为捷联加速度测量装置工作所需的±15V、±5V电源，并在输入端对一次电源进行滤波处理，与一次电源隔离。

遥测电路4，用于将处理后的加速度信号发送至控制和遥测系统，对火箭进行稳定控制，防止瞬时过流造成的一次电源意外断路。

在本实施例中，遥测电路4可以采用RS485串行总线传输协议标准，半双工模式，将处理后的加速度信号经接口电路以串口485形式发往控制和遥测系统，对火箭进行稳定控制，同时防止瞬时过流造成一次电源意外断路。

优选的，遥测电路4采用采用RS485串行总线传输协议标准，半双工模式，供电电源与其他电源电气隔离，其中，与箭上控制系统及地面遥测系统的接口电路主要由异步串口控制芯片TL16C552A、光耦及RS485接口芯片SN55LBC176组成；同时采用两个1Ω的限流电阻并联，功耗均为0.25W，保护电阻的分压不影响二次电源模块3的正常工作，防止瞬时过流造成一次电源意外断路，起到保护箭上电池的作用。

在本发明的一优选实施例中，如图1和2，所述装置本体5还可以包括：设置在本体结构51上、所述安装法兰52位置处的第一减振器安装孔53、第二减振器安装孔54、第三减振器安装孔55、第四减振器安装孔56、第一电连接器安装孔57和第一电连接器安装孔58。

其中，第一减振器安装孔53、第二减振器安装孔54、第三减振器安装孔55和第四减振器安装孔56分别设置在安装法兰52的四个对角位置处。第一电连接器安装孔57和第一电连接器安装孔58位于其中两个减振器安装孔之间。

优选的，所述单轴、一体式捷联加速度测量装置还包括：四个减振器和两个电连接器。

其中，四个减振器分别通过第一减振器安装孔53、第二减振器安装孔54、第三减振器安装孔55和第四减振器安装孔56与装置本体5连接。

优选的，减振器选用T型设计，材料为硅胶，线谐振频率在65～70Hz，在6.06g筛选振动中减振效率40％～50％，13.65g验收试验中减振效率约70％。

在本实施例中，考虑到减振器的合理安装要求以及减振器的安装中心与整个捷联加速度测量装置质心的偏移，捷联加速度测量装置的总体结构采用中部法兰安装。此外，捷联加速度测量装置采用外部整体减振方式，减震器安装在安装法兰52位置，以降低工作时受到的振动和冲击，减振器安装面相距较远，保证安装精度的稳定性。

两个电连接器。分别通过第一电连接器安装孔57和第一电连接器安装孔58与装置本体5连接。

此外，在装置本体5的所有对外侧壁上设置散热槽，以保证所述单轴、一体式捷联加速度测量装置具有良好的散热性能。

在本发明的一优选实施例中，参照图4，示出了本发明实施例中一种单轴、一体式捷联加速度测量装置的结构示意图。如图4，所述单轴、一体式捷联加速度测量装置还包括：上盖板81、下盖板82，以及至少两个导电密封圈。其中，所述至少两个导电密封圈分别设置在上盖板81与装置本体5之间、以及下盖板82与装置本体5之间。

在本实施例中，可以采用径向密封的方式，在上盖板81与装置本体5之间、以及下盖板82与装置本体5之间设置有导电密封圈，此外，两个电连接器与装置本体5之间也设置有导电密封圈，保证了整个捷联加速度测量装置内部形成一个封闭的环境。

基于上述实施例，下面对所述捷联加速度测量装置的应用进行说明。

在本实施例中，所述捷联加速度测量装置可以以切向安装的方式安装在箭体级间段内壁上，首先，通过石英挠性加速度计敏感箭体运动产生的加速度信息；再由信号处理及接口电路采集石英挠性加速度计输出的加速度信号，并转换为数字量，进行滤波处理和误差补偿，从而测量飞行过程中箭体俯仰、偏航方向的视加速度；最后，遥测电路将处理后的加速度信号经接口电路以串口485形式发送给控制系统，以便对火箭进行稳定控制。

综上所述，本发明实施例所述的单轴、一体式捷联加速度测量装置，采用单轴一体化结构设计，对各部分结构进行优化，保证产品体积小、重量轻，可直接安装在箭体级间段内壁上，对箭体单个轴向的加速度进行测量，可有效解决测量装置受箭壁振动影响的问题，减小箭体附加运动对测量精度的影响，降低了箭体附加运动对测量精度的影响，确保了捷联加速度测量装置的精度和可靠性。

其次，本发明实施例所述的单轴、一体式捷联加速度测量装置，采用抗干扰安装方式，可以将测量装置输入轴沿箭体内壁切向方向进行安装，降低箭体薄壁振动及低频呼吸效应对飞行加速度的影响，从而增强测量装置在火箭飞行环境下的测量精度，提高测量装置的可靠性。

以上所述，仅为本发明最佳的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。

本发明说明书中未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员的公知技术。