專利名稱：航天光學(xué)遙感器運動件控制電路變載仿真測試方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及工業(yè)自動化領(lǐng)域，具體涉及對光學(xué)遙感器運動件控制電路可變負載仿 真測試技術(shù)。
背景技術(shù)：
航天飛行器控制系統(tǒng)依據(jù)飛行器導(dǎo)航及控制系統(tǒng)，向飛行器有效載荷系統(tǒng)發(fā)出的 當前軌道的方位、高度、速度和傾斜角度等信息，航天光學(xué)遙感器作為有效載荷的重要系 統(tǒng)，分別向調(diào)焦控制系統(tǒng)、飛行偏流角控制系統(tǒng)和方位指向軸向旋轉(zhuǎn)控制系統(tǒng)發(fā)布控制命 令和控制參數(shù)，航天光學(xué)遙感器的調(diào)焦、偏流角和指向控制系統(tǒng)經(jīng)接收、識別和計算處理 后，實時控制電機等運動部件，帶動光學(xué)鏡頭調(diào)焦執(zhí)行機構(gòu)、偏流角執(zhí)行機構(gòu)和指向運動的 軸向旋轉(zhuǎn)結(jié)構(gòu)進行運動工作，完成調(diào)焦、調(diào)偏流角和指向(旋轉(zhuǎn)軸)轉(zhuǎn)動定位任務(wù)。步進電機或力矩電機作為航天光學(xué)遙感器調(diào)焦、調(diào)偏流角和指向(旋轉(zhuǎn)軸)轉(zhuǎn)動 運動件，根據(jù)所負載的航天光學(xué)遙感器設(shè)計的總體結(jié)構(gòu)質(zhì)量、調(diào)焦組件質(zhì)量、偏流角組件質(zhì) 量和指向結(jié)構(gòu)質(zhì)量選擇電機。由于航天光學(xué)遙感器均以光機結(jié)構(gòu)作為主體和核心，光機結(jié) 構(gòu)較復(fù)雜，安全可靠性要求很高，設(shè)計、加工和裝調(diào)周期需要很長時間。很難達到與電子控 制系統(tǒng)同步完成設(shè)計和調(diào)試，一般在研制的中后期才能完成光機結(jié)構(gòu)設(shè)計和加工。因此，以 電機為驅(qū)動組件，無法以實際的電子(電機)負載參加航天光學(xué)遙感器電子學(xué)總體聯(lián)調(diào)和 測試，因無電機驅(qū)動組件的聯(lián)調(diào)和測試結(jié)果，其可信度受到影響。即使光機結(jié)構(gòu)和運動部件 的設(shè)計、加工和調(diào)試已經(jīng)完成，由于是航天光學(xué)遙感器光機電組件，在地面不允許做嚴重超 負荷的試驗，也無法實現(xiàn)模擬真空環(huán)境進行超載、減載的測試工作。通常研制航天光學(xué)遙感器的做法針對運動件控制電路負載設(shè)計指標，先對每種 運動部件分別設(shè)計一套低成本替代系統(tǒng)，參加聯(lián)試。即便如此，模擬超載、減載和長時間工 作的環(huán)境測試也很難實現(xiàn)。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明為解決現(xiàn)有航天光學(xué)遙感器光機電組件，在地面不允許做嚴重超負荷的試 驗，也無法實現(xiàn)模擬真空環(huán)境進行超載、減載的測試工作的問題，提供一種航天光學(xué)遙感器 運動件控制電路變載仿真測試方法。航天光學(xué)遙感器運動件控制電路變載仿真測試方法，該方法由以下步驟實現(xiàn)步驟一、對航天光學(xué)遙感器運動件控制電路可變負載控制仿真系統(tǒng)和可編程電源 及控制系統(tǒng)加電；通過微型計算機主控系統(tǒng)向所述航天光學(xué)遙感器運動件控制電路可變負 載控制仿真系統(tǒng)輸入所需要的參數(shù)，采用航天光學(xué)遙感器運動件控制電路變負載控制仿真 軟件系統(tǒng)，對輸入的參數(shù)進行計算；根據(jù)計算結(jié)果，分配航天光學(xué)遙感器運動件控制電路 可變負載控制仿真系統(tǒng)所需要的開關(guān)脈沖，完成電路負載選擇開關(guān)控制運動件電路負載設(shè) 定；步驟二、啟動步驟一所述的航天光學(xué)遙感器運動件控制電路可變負載控制仿真系統(tǒng)和微型計算機主控系統(tǒng)，所述微型計算機主控系統(tǒng)按步驟一輸入的預(yù)定參數(shù)向航天光學(xué) 遙感器運動件控制電路可變負載控制仿真系統(tǒng)傳送額定電壓；同時向步驟一所述的可編程 電源及控制系統(tǒng)發(fā)送開啟送電命令信息；步驟三、微型計算機主控系統(tǒng)進行實時存儲、顯示航天光學(xué)遙感器運動件控制電 路可變負載控制仿真系統(tǒng)的工作狀態(tài)、電源功率和電路負載參數(shù)信息；步驟四、飛行器有效載荷仿真測試系統(tǒng)實時采集、存儲、顯示航天光學(xué)遙感器的工 作狀態(tài)、電壓、電流、幅值及航天光學(xué)遙感器運動件控制電路可變負載控制仿真系統(tǒng)的信 號，同時通過可編程電源及控制系統(tǒng)和微型計算機主控系統(tǒng)實現(xiàn)對航天光學(xué)遙感器運動件 控制電路可變負載控制仿真系統(tǒng)的負載電壓、電流和幅值進行反饋顯示，并存儲在可編程 電源及控制系統(tǒng)中；步驟五、改變航天光學(xué)遙感器運動件控制電路可變負載控制仿真系統(tǒng)的負載電 流、變載周期和每個周期時間及總試驗時間，停止飛行器有效載荷仿真測試系統(tǒng)；步驟六、重復(fù)步驟一至步驟五，實現(xiàn)對航天光學(xué)遙感器運動件控制電路可變負載 控制仿真系統(tǒng)的測試。本發(fā)明的有益效果本發(fā)明對航天光學(xué)遙感器運動件控制電路的電子負載監(jiān)控和 測試問題，充分考慮了航天光學(xué)遙感器在實際環(huán)境中可能出現(xiàn)的各種不同狀態(tài)而引起電子 負載的變化，本發(fā)明采用了計算機高速處理、顯示功能和單片計算機控制能力強的優(yōu)勢，隨 時改變模擬電子負載電路的電壓等負載量；本發(fā)明應(yīng)用飛行器有效載荷仿真測試系統(tǒng)，實 時測試航天光學(xué)遙感器運動件控制電路負載等狀態(tài)。從而解決了航天光學(xué)遙感器運動件控 制電路的監(jiān)測問題，而且還避免了采用替代步進電機及負載結(jié)構(gòu)進行地面試驗帶來的不直 觀和誤差，實現(xiàn)模擬運動件控制電路電子負載電路的功能。本發(fā)明所述方法為航天光學(xué)遙 感器控制系統(tǒng)的功能、性能和長期在軌工作提高了可靠性。


圖1為航天光學(xué)遙感器等與運動件控制電路的模擬負載控制系統(tǒng)連接示意圖；圖2為航天光學(xué)遙感器運動件控制電路的電機模擬變載電路原理示意圖。1、微型計算機主控系統(tǒng)，2、運動件電子負載模擬裝置，3、可編程電源及控制系統(tǒng)， 4、飛行器有效載荷仿真測試系統(tǒng)，5、航天光學(xué)遙感器。
具體實施例方式具體實施方式
一、航天光學(xué)遙感器運動件控制電路變載仿真測試方法，該方法由 以下步驟實現(xiàn)步驟一、對航天光學(xué)遙感器運動件控制電路可變負載控制仿真系統(tǒng)和可編程電源 及控制系統(tǒng)3加電；微型計算機主控系統(tǒng)1向所述航天光學(xué)遙感器運動件控制電路可變 負載控制仿真系統(tǒng)輸入所需要的參數(shù)，采用航天光學(xué)遙感器運動件控制電路變負載控制仿 真軟件系統(tǒng)，對輸入的參數(shù)進行計算，根據(jù)計算結(jié)果，分配航天光學(xué)遙感器運動件控制電路 可變負載控制仿真系統(tǒng)所需要的開關(guān)脈沖，完成電路負載選擇開關(guān)控制運動件電路負載設(shè) 定；步驟二、啟動步驟一所述的航天光學(xué)遙感器運動件控制電路可變負載控制仿真系統(tǒng)和微型計算機主控系統(tǒng)1，所述微型計算機主控系統(tǒng)1按步驟一輸入的預(yù)定參數(shù)；向航天 光學(xué)遙感器運動件控制電路可變負載控制仿真系統(tǒng)傳送額定電壓；同時向步驟一所述的可 編程電源及控制系統(tǒng)3發(fā)送開啟送電命令信息；步驟三、微型計算機主控系統(tǒng)1進行實時存儲、顯示航天光學(xué)遙感器運動件控制 電路可變負載控制仿真系統(tǒng)的工作狀態(tài)、電源功率和電路負載參數(shù)信息；步驟四、飛行器有效載荷仿真測試系統(tǒng)4實時采集、存儲、顯示航天光學(xué)遙感器的 工作狀態(tài)、電壓、電流、幅值及航天光學(xué)遙感器運動件控制電路可變負載控制仿真系統(tǒng)的信 號，同時通過可編程電源及控制系統(tǒng)3和微型計算機主控系統(tǒng)1實現(xiàn)對航天光學(xué)遙感器運 動件控制電路可變負載控制仿真系統(tǒng)的負載電壓、電流和幅值進行反饋顯示，并存儲在可 編程電源及控制系統(tǒng)3;步驟五、改變航天光學(xué)遙感器運動件控制電路可變負載控制仿真系統(tǒng)的負載電 流、變載周期和每個周期時間及總試驗時間，停止飛行器有效載荷仿真測試系統(tǒng)4 ；步驟六、重復(fù)步驟一至步驟五，實現(xiàn)對航天光學(xué)遙感器運動件控制電路可變負載 控制仿真系統(tǒng)的測試。本實施方式所述的該方法在執(zhí)行步驟一之前，需要根據(jù)航天光學(xué)遙感器運動件控 制電路可變負載控制仿真系統(tǒng)的仿真測試的目標、測試要求，確定航天光學(xué)遙感器運動件 控制電路可變負載控制仿真系統(tǒng)試驗所需的電路負載電流、平均電壓、變載周期、每個周期 的時間及試驗總時間等參數(shù)。本實施方式中步驟一所述的微型計算機主控系統(tǒng)1向所述航天光學(xué)遙感器運動 件控制電路可變負載控制仿真系統(tǒng)輸入所需要的參數(shù)為總的試驗時間、負載電流、幅值、 負載周期時間、變載后的電流、幅值和負載周期時間等參數(shù)。本實施方式中步驟四所述的飛行器有效載荷仿真測試系統(tǒng)4實時采集、存儲、顯 示航天光學(xué)遙感器的工作狀態(tài)、電壓、電流、幅值及航天光學(xué)遙感器運動件控制電路可變負 載控制仿真系統(tǒng)的所有信號的同時，驗證航天光學(xué)遙感器運動件控制電路可變負載控制仿 真系統(tǒng)與航天光學(xué)遙感器的接口適配性、性能可靠性和功能匹配性及測試航天光學(xué)遙感器 控制系統(tǒng)的功能、性能和長期在軌工作的可靠性。
具體實施方式
二、結(jié)合圖1和圖2說明本實施方式，本實施方式為實施方式一所述 的航天光學(xué)遙感器運動件控制電路變載仿真測試方法的具體實施例結(jié)合圖1，以單相負載為例，其中被測試的航天光學(xué)遙感器5，經(jīng)155 總線與飛行 器有效載荷仿真測試系統(tǒng)4連接，所述飛行器有效載荷仿真測試系統(tǒng)4主要由計算機系統(tǒng)、 網(wǎng)絡(luò)數(shù)據(jù)庫、時通系統(tǒng)、155 總線板和仿真測試軟件等組成。依據(jù)MIL-STD-155;3B軍用通 訊標準，采用服務(wù)請求機制來組織數(shù)據(jù)進行傳輸。飛行器有效載荷仿真測試系統(tǒng)4把飛行 器的飛行狀態(tài)、地面注入?yún)?shù)、命令等發(fā)送給航天光學(xué)遙感器5，同時按控制周期要求實時 接收航天光學(xué)遙感器5的工作狀態(tài)，并進行實時存儲、顯示、測試及驗證。這些狀態(tài)包括航 天光學(xué)遙感器5各個控制電路的電壓、工作時序和熱控情況等工程參數(shù)；運動件電子負載 模擬裝置2是專門用于航天光學(xué)遙感器運動件控制電路變載仿真系統(tǒng)，它包括多路開關(guān)電 路、多路擴展電路及驅(qū)動電路、負載選擇控制系統(tǒng)、微型計算機主控系統(tǒng)1和串口通訊電路 等。所述運動件電子負載模擬裝置2的一個輸入輸出端經(jīng)電源電纜線與可編程電源及控制 系統(tǒng)3的輸入輸出端連接，另一輸入輸出端經(jīng)多路輸入輸出傳輸電纜I/O與航天光學(xué)遙感制電路的輸入輸出端連接，所述運動件控制電路即為電機各個相位驅(qū)動放 大電路；第三輸入輸出端經(jīng)RS422總線與微型計算機主控系統(tǒng)1的輸入輸出端連接，微型計 算機主控系統(tǒng)1以命令帶參數(shù)的方式，通過RS422總線向運動件電子負載模擬裝置2發(fā)布 命令，即按預(yù)定輸入的參數(shù)，向航天光學(xué)遙感器運動件控制電路可變負載控制仿真系統(tǒng)送 額定電壓等；同時通過以太網(wǎng)總線向可編程電源及控制系統(tǒng)3發(fā)開啟送電命令等信息。具體測試過程為結(jié)合圖2 ；，圖中為電機單相模擬變載電路與多相電機單相模擬 變載電路原理圖的擴展缺省示意圖；a.單相電機模擬系統(tǒng)中單相開關(guān)電路的A端連接到由可編程電源和微型計算機 組成的可編程調(diào)整電源及控制系統(tǒng)3上，作為航天光學(xué)遙感器運動件控制電路電源輸出； 圖2單相電機模擬系統(tǒng)中的單相開關(guān)電路的B端與航天光學(xué)遙感器控制電機的運動件控制 電路的輸出端鏈接。若多相電機，如五相步進電機，每相均采取同樣的方法鏈接。飛行器有 效載荷控制仿真測試系統(tǒng)4通過155 總線與航天光學(xué)遙感器連接。b.在試驗測試前，需根據(jù)仿真測試的目標、測試要求，確定航天光學(xué)遙感器運動件 控制電路試驗所需的電路負載電流、平均電壓、變載周期、每個周期的時間及試驗總時間等 參數(shù)。c.對航天光學(xué)遙感器運動件控制電路可變負載控制仿真系統(tǒng)和可編程調(diào)整額定 電源系統(tǒng)加電；在微型計算機主控系統(tǒng)1的對話交互畫面上，輸入所需總的工作時間、負載 電流、幅值、負載周期時間、變載后的電流、幅值和負載周期時間等參數(shù)。航天光學(xué)遙感器運 動件控制電路變負載控制仿真軟件系統(tǒng)，依據(jù)參數(shù)進行計算，分配變負載所需的開關(guān)控制 規(guī)則和控制流程。d.啟動航天光學(xué)遙感器運動件控制電路可變負載控制仿真系統(tǒng)。微型計算機主控 系統(tǒng)1，以命令隨帶參數(shù)的方式，通過RS422總線向負載選擇控制系統(tǒng)發(fā)布命令，經(jīng)過擴展 及驅(qū)動電路，依據(jù)地址向各個繼電器開關(guān)電路發(fā)布預(yù)定的開關(guān)指令；同時，微型計算機主控 系統(tǒng)1通過以太網(wǎng)總線向可編程調(diào)整額定電源系統(tǒng)發(fā)開啟送電命令，按預(yù)定輸入的參數(shù)， 向運動件控制電路可變負載控制仿真系統(tǒng)送額定電壓等參數(shù)。e.微型計算機主控系統(tǒng)1開始實時存儲、顯示運動件控制電路可變負載控制仿真 系統(tǒng)的工作狀態(tài)、電源功率和電路負載參數(shù)等信息。f.飛行器有效載荷仿真測試系統(tǒng)4實時采集、存儲、顯示航天光學(xué)遙感器的工作 狀態(tài)、電壓、電流、幅值及運動件控制電路負載等所有信號，驗證運動件控制電路負載的接 口適配性、性能可靠性和功能匹配性；測試航天光學(xué)遙感器控制系統(tǒng)的功能、性能和長期在 軌工作的可靠性；同時通過可編程電源控制系統(tǒng)和微型計算機主控系統(tǒng)1，完成對負載電 壓、電流和幅值進行反饋顯示，并存儲在可編程電源及控制系統(tǒng)3。g.改變航天光學(xué)遙感器運動件控制電路負載電流、變載周期和每個周期時間及總 試驗時間時，暫停止飛行器有效載荷仿真測試系統(tǒng)4運行。h.重復(fù)步驟b 步驟g實現(xiàn)對航天光學(xué)遙感器運動件控制電路可變負載控制仿真 系統(tǒng)的測試。本發(fā)明所述的測試方法能在地面上長時間實時模擬航天光學(xué)遙感器各種運動控 制電路負載，完全替代運動驅(qū)動系統(tǒng)參加調(diào)焦、調(diào)偏流角或指向(旋轉(zhuǎn)軸)運動聯(lián)調(diào)試驗， 滿足航天光學(xué)遙感器初樣階段的聯(lián)調(diào)測試、試驗驗證工作。
權(quán)利要求
1.航天光學(xué)遙感器運動件控制電路變載仿真測試方法，其特征是，該方法包括以下步驟步驟一、對航天光學(xué)遙感器運動件控制電路可變負載控制仿真系統(tǒng)和可編程電源及控 制系統(tǒng)C3)加電；微型計算機主控系統(tǒng)(1)向所述航天光學(xué)遙感器運動件控制電路可變 負載控制仿真系統(tǒng)輸入所需要的參數(shù)，采用航天光學(xué)遙感器運動件控制電路變負載控制仿 真軟件系統(tǒng)，對輸入的參數(shù)進行計算，根據(jù)計算結(jié)果，分配航天光學(xué)遙感器運動件控制電路 可變負載控制仿真系統(tǒng)所需要的開關(guān)脈沖，完成電路負載選擇開關(guān)控制運動件電路負載設(shè) 定；步驟二、啟動步驟一所述的航天光學(xué)遙感器運動件控制電路可變負載控制仿真系統(tǒng)和 微型計算機主控系統(tǒng)(1)，所述微型計算機主控系統(tǒng)(1)按步驟一輸入的預(yù)定參數(shù)向航天 光學(xué)遙感器運動件控制電路可變負載控制仿真系統(tǒng)傳送額定電壓；同時向步驟一所述的可 編程電源及控制系統(tǒng)(3)發(fā)送開啟送電命令信息；步驟三、微型計算機主控系統(tǒng)(1)進行實時存儲、顯示航天光學(xué)遙感器運動件控制電 路可變負載控制仿真系統(tǒng)的工作狀態(tài)、電源功率和電路負載參數(shù)信息；步驟四、飛行器有效載荷仿真測試系統(tǒng)(4)實時采集、存儲、顯示航天光學(xué)遙感器的 工作狀態(tài)、電壓、電流、幅值及航天光學(xué)遙感器運動件控制電路可變負載控制仿真系統(tǒng)的信 號，同時通過可編程電源及控制系統(tǒng)C3)和微型計算機主控系統(tǒng)(1)實現(xiàn)對航天光學(xué)遙感 器運動件控制電路可變負載控制仿真系統(tǒng)的負載電壓、電流和幅值進行反饋顯示，并存儲 在可編程電源及控制系統(tǒng)(3)；步驟五、改變航天光學(xué)遙感器運動件控制電路可變負載控制仿真系統(tǒng)的負載電流、變 載周期和每個周期時間及總試驗時間，停止飛行器有效載荷仿真測試系統(tǒng)(4)；步驟六、重復(fù)步驟一至步驟五，實現(xiàn)對航天光學(xué)遙感器運動件控制電路可變負載控制 仿真系統(tǒng)的測試。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的航天光學(xué)遙感器運動件控制電路變載仿真測試方法，其特征 在于，該方法在執(zhí)行步驟一之前，需要根據(jù)航天光學(xué)遙感器運動件控制電路可變負載控制 仿真系統(tǒng)的仿真測試的目標、測試要求，確定航天光學(xué)遙感器運動件控制電路可變負載控 制仿真系統(tǒng)試驗所需的電路負載電流、平均電壓、變載周期、每個周期的時間及試驗總時間等參數(shù)。
3.根據(jù)權(quán)利要求1所述的航天光學(xué)遙感器運動件控制電路變載仿真測試方法，其特征 在于，步驟一所述的微型計算機主控系統(tǒng)(1)向所述航天光學(xué)遙感器運動件控制電路可變 負載控制仿真系統(tǒng)輸入所需要的參數(shù)為總的試驗時間、負載電流、幅值、負載周期時間、變 載后的電流、幅值和負載周期時間等參數(shù)。
4.根據(jù)權(quán)利要求1所述的航天光學(xué)遙感器運動件控制電路變載仿真測試方法，其特 征在于，步驟四所述的飛行器有效載荷仿真測試系統(tǒng)(4)實時采集、存儲、顯示航天光學(xué)遙 感器的工作狀態(tài)、電壓、電流、幅值及航天光學(xué)遙感器運動件控制電路可變負載控制仿真系 統(tǒng)的所有信號的同時，驗證航天光學(xué)遙感器運動件控制電路可變負載控制仿真系統(tǒng)與航天 光學(xué)遙感器的接口適配性、性能可靠性和功能匹配性及測試航天光學(xué)遙感器控制系統(tǒng)的功 能、性能和長期在軌工作的可靠性。
全文摘要
航天光學(xué)遙感器運動件控制電路變載仿真測試方法，涉及工業(yè)自動化領(lǐng)域，它解決了現(xiàn)有航天光學(xué)遙感器光機電組件，在地面不允許做嚴重超負荷的試驗，也無法實現(xiàn)模擬真空環(huán)境進行超載、減載的測試工作的問題，本發(fā)明對航天光學(xué)遙感器在實際環(huán)境中可能出現(xiàn)的各種不同狀態(tài)而引起電子負載的變化，采用計算機高速處理、顯示功能和單片計算機控制能力強的優(yōu)勢，隨時改變模擬電子負載電路的電壓等負載量；本發(fā)明應(yīng)用飛行器有效載荷仿真測試系統(tǒng)，實時測試航天光學(xué)遙感器運動件控制電路負載等狀態(tài)。本發(fā)明實現(xiàn)了模擬運動件控制電路電子負載電路的功能。本發(fā)明所述方法為航天光學(xué)遙感器控制系統(tǒng)的功能、性能和長期在軌工作提高了可靠性。
文檔編號G05B17/02GK102141779SQ20101061358
公開日2011年8月3日 申請日期2010年12月30日 優(yōu)先權(quán)日2010年12月30日
發(fā)明者吳偉平, 徐抒巖, 曹小濤, 王棟, 胡君 申請人:中國科學(xué)院長春光學(xué)精密機械與物理研究所