一种民用运载火箭控制用光纤速率陀螺组合的制作方法

本发明涉及航天姿态测量技术领域，具体设计一种民用运载火箭控制用光纤速率陀螺组合。

背景技术：

运载火箭在空间飞行过程，需要适时调整其飞行姿态，从而保证飞行的可控性和安全性，因此对其飞行姿态(俯仰、偏航)的检测变得尤为重要，而光纤陀螺具有测姿态的能力，其本身又为全固态器件组成，具有抗冲击能力强、动态范围大的特点，可满足运载火箭姿态检测方面的应用需求。

随着民用运载火箭市场的兴起，主要面向商业消费级市场，存在发射量大、发射成本低的特点。因此，其对火箭发射提出小体积、轻量化、低成本应用需求。无论是传统航天市场还是民用航天市场，火箭一经发射是不可修复的，因此其对箭体上传感器的可靠性指标要求并未降低。另一方面火箭发射以及分离过程中带来的大冲击都会对速率陀螺传感器本身的稳定性带来严格挑战，如果对速率陀螺加装减振系统，那么对速率陀螺组合的带宽指标会造成影响，因此传统增加减振系统的方案，无论从体积、重量、以及成本等方面考虑将不能满足民用火箭系统需求，因此需要对光纤速率陀螺系统进行全新优化设计，进而满足民用火箭领域对光纤陀螺的大过载、大振动、大冲击的指标要求。

技术实现要素：

本发明针对现有技术中存在的技术问题，提供一种小型化、低成本、轻量化、高可靠的民用运载火箭控制用光纤速率陀螺组合，以满足民用火箭领域对光纤陀螺的大过载、大振动、大冲击的指标要求。

本发明解决上述技术问题的技术方案如下：

一种民用运载火箭控制用光纤速率陀螺组合，包括：

矩形筒状的主框架结构，其一端开口处向外设有突沿，该开口处设有与开口大小相配合的底板，所述底板靠近主框架结构内部的一侧装配有气阀组件；

光纤陀螺单元，所述光纤陀螺单元固定安装在所述主框架结构内部；

信息采集与处理电路模块单元，固定安装在所述主框架结构的一外侧壁上，并与所述光纤陀螺单元通信连接；

电源模块单元，固定安装在所述主框架结构的与所述信息采集与处理电路模块单元相对的另一外侧壁上；所述电源模块单元通过线缆与所述光纤陀螺单元和信息采集与处理电路模块单元电连接；

外壳，为一端开口的腔体结构；所述外壳套设在所述主框架结构外，并与所述突沿密封连接；所述外壳上还设有电源接插件和通信接插件，所述电源接插件连接所述电源模块单元与外部电源，所述通信接插件连接所述信息采集与处理电路模块单元与外部设备。

本发明的有益效果是：本装置能够在高达13.1g均方根值的高频随机振动和高达1500g的冲击后稳定可靠工作，速率陀螺组合整机内部集成有1553b通信模块，具备小型化、轻量化、低成本、可靠性和通用性的技术特点，满足民用运载火箭的市场需求。

进一步的，所述光纤陀螺单元包括光纤陀螺y1和光纤陀螺z1，所述光纤陀螺y1和光纤陀螺z1正交设置，分别用于测量箭体俯仰和航向的角速度。

进一步的，所述光纤陀螺单元远离所述电源模块单元固定安装。

进一步的，所述主框架结构远离所述突沿的一端安装有导线板。

进一步的，所述外壳的开口边沿与所述突沿之间加装有导电橡胶绳。

进一步的，所述底板与所述主框架结构设有突沿的一端开口的边沿之间加装有导电橡胶密封圈。

进一步的，所述主框架结构采用金属材质。

进一步的，所述电源模块单元与所述主框架结构之间涂覆有导热硅脂。

附图说明

图1为本发明的组成框图；

图2为本发明的立体示意图(去掉外罩)；

图3为本发明的主结构框架图；

图4为本发明整机横切面结构示意图；

图5为本发明的整体外观示意图。

附图中，各标号所代表的部件列表如下：

1光纤陀螺单元，2信息采集与处理电路模块单元，3电源模块单元，4整机结构单元，5交互接口单元

101光纤陀螺y1，102光纤陀螺z1，

401气阀组件，402底板，403螺钉i，404螺钉ii，405外壳，406主框架结构，407导电橡胶绳，408导电橡胶密封圈，409沉头螺钉，410锁紧螺钉i，411内六角安装螺钉，412螺钉iii，413锁紧螺钉ii，414导线板，415锁紧螺钉iii

501电源接插件，502通信接插件

具体实施方式

以下结合附图对本发明的原理和特征进行描述，所举实例只用于解释本发明，并非用于限定本发明的范围。

实施例

本发明实施例提供一种民用运载火箭控制用光纤速率陀螺组合，设计原理示意图如图1所示，整机具体包括光纤陀螺单元1，信息采集与处理电路模块单元2，电源模块单元3，整机结构单元4，交互接口单元5共五大组成部分，其主要功能是通过两个正交的光纤陀螺y1和z1测量箭体俯仰和航向的角速度，从而实现箭体俯仰和偏航状态的测量，同时对二次电源的工作状态进行采集，之后将测量结果送入信息采集与处理电路模块，通过1553b总线协议将姿态信息发送给总系统，完成相应的姿态控制。

具体的，如图2至图5所示，整体结构单元4包括：主体框架结构406、外壳405和底板402。

主框架结构406为一整体采用金属材质的矩形筒状结构，其一端开口处向外设有突沿，所述底板402与该开口的大小相配合，所述底板402靠近主框架结构406内部的一侧装配有气阀组件401。

外壳405，为一一端开口的腔体结构，同样采用金属材质；所述外壳405套设在所述主框架结构406外，并与所述突沿密封连接；

光纤陀螺单元1，固定安装在所述主框架结构406内部；所述光纤陀螺单元1包括光纤陀螺y1101和光纤陀螺z1102，所述光纤陀螺y1101和光纤陀螺z1102正交设置，分别用于测量箭体俯仰和航向的角速度。

信息采集与处理电路模块单元2，固定安装在所述主框架结构406的一外侧壁上，并与所述光纤陀螺单元1通信连接。

电源模块单元3，固定安装在所述主框架结构406的与所述信息采集与处理电路模块单元2相对的另一外侧壁上；所述电源模块单元3通过线缆与所述光纤陀螺单元1和信息采集与处理电路模块单元2电连接。固定电源模块3时考虑其发热较为严重，将其远离两个光纤陀螺。

所述外壳405上还设有电源接插件501和通信接插件502，所述电源接插件501连接所述电源模块单元3与外部电源，所述通信接插件502连接所述信息采集与处理电路模块单元2与外部设备。

优选的，所述主框架结构406远离所述突沿的一端安装有导线板414。

所述外壳405的开口边沿与所述突沿之间加装有导电橡胶绳407。

所述底板402与所述主框架结构406设有突沿的一端开口的边沿之间加装有导电橡胶密封圈408。

所述电源模块单元3与所述主框架结构406之间涂覆有导热硅脂。

具体实施时，如图2至图5所示，先测试整机结构的气密性效果，测试方法为，将气阀组件401装配在底板402上，并拧紧固定。将电源接插件501和1553b通信接插件502分别用螺钉i403和螺钉ii404固定在整机结构的外壳405上，固定位置做密封处理。

先将带气阀401的底板402与主框架结构406配合导电橡胶密封圈408用十四个沉头螺钉409进行装配固定，之后整体再与装有电源接插件501和1553b接插件502的外壳405配合导电橡胶绳407用二十个紧锁螺钉i410进行固定，固定时所有螺钉涂抹可拆卸螺纹胶进行密封。最后通过气阀孔注入1个大气压的氮气并保持1个小时，一个小时后气体泄漏率不高于25％，可进行后续整机装配。

具体实施时，各个单元模块经测试工作正常，结构件气密性满足要求后开始整机装配，具体装配流程为：首先将光纤陀螺101和光纤陀螺102各用四只内六角安装螺钉411固定在主框架结构406上，补偿后两陀螺的不垂直度小于20″。其次是固定稳压电源模块3，固定装配时不仅要保证装配的紧固性还需要将主要散热器件dc/dc模块与主框架结构406实现导热软贴合，保证发热模块的接触散热，用带紧锁的六只螺钉iii412与主框架结构406进行固定，固定电源模块3时考虑其发热较为严重，将其远离两个光纤陀螺。考虑装配的重心问题，将信息采集与处理电路模块单元2用六个带紧锁螺钉ii413装配到与电源模块单元3的相对端面。之后进行电气线路装配并把连接线缆，用扎绳固定在导线板414上，导线板414通过四个紧锁螺钉iii415与主框架结构406进行固定。最后加装导电橡胶绳407，扣上外壳405用二十只紧锁螺钉i410固定。将整机倒置后，在主框架结构406底部垫上导电橡胶圈408，将装配有气阀401的底板402与主框架结构406底部的安装面用十四只沉头螺钉409进行紧固，整机完成装配。

整机尺寸可以缩小至130mm*142mm*95mm，重量小于1.8kg，硬件成本小于20万，能够在高达13.1g均方根值的高频随机振动和高达1500g的冲击后稳定可靠工作，速率陀螺组合整机内部集成有1553b通信模块，具备小型化、轻量化、低成本、可靠性和通用性的技术特点，满足民用运载火箭的市场需求。

以上所述仅为本发明的较佳实施例，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。