一种惯性测量装置加速度测量通道全温全动态测试方法

摘要

一种惯性测量装置加速度测量通道全温全动态测试方法，首先将惯性测量装置翻转至“天”向位置，此时加速度测量通道输入为1g，计算获取加速度测量通道输出的温度模型；然后利用斜置工装将惯性测量装置形成三仪表斜置构型，此时加速度测量通道输入小于1g；加速度计仪表与其模数转换电路分离，采用高精度模拟量输出源直接输入模数转换电路，使加速度测量通道输入大于1g，最后验证小于1g输入、大于1g输入与1g输入时加速度随温度输出的一致性，确定加速度测量通道全温全动态输出温度模型。该测试方法操作简单、实施方便，可以较好的实现惯性测量装置中加速度测量通道的全温全动态测试。

说明书

技术领域

本发明涉及一种惯性测量装置加速度测量通道的测试方法，特别是一种 惯性测量装置加速度测量通道在全温全动态范围的测试方法，适用于惯性测 量装置加速度测量通道的高精度标定与验证，属于惯性测量技术领域。

背景技术

惯性测量装置的加速度测量通道通常要求在宽温度范围宽量程内满足 高精度要求，加速度测量通道包含加速度计仪表和加速度计模拟转换电路， 加速度计仪表可选择温控方式满足宽温度范围的精度要求，加速度计模拟转 换电路由于电子元器件随温度会有漂移，因此需要建立加速度测量通道输出 与模拟转换电路的温度的模型式。该温度模型通常利用待测轴向的加速度通 道朝“天”向，利用1g加速度输入时得到，但是温箱中无法准确的给出小于 或大于1g输入，因此无法对全量程范围进行精度评估。

目前对于加速度测量通道宽温度范围宽量程的精度保证，通常选择采用 加速度计仪表与其模拟转换电路在分度头与离心机上进行联合测试，在满足 输出的线性度要求后，将二者装入惯性测量装置。由于仪表、电路联合测试 与惯性测量装置一级测试从热环境、功能采集等环境皆不一致，单表级的结 果直接移植至惯性测量装置级势必引入一定误差。此外，惯性测量装置一级 仅能非常准确的测试出0g和1g加速度输入时的精度，测试的覆盖性不够， 无法实现武器或空间航天器实际应用惯性测量装置时与地面测试的一致性。

发明内容

本发明的技术解决问题是：克服现有惯性测量装置中加速度测量通道无 法实现全温度全动态范围测试从而测试覆盖性不全面的缺陷，提出了一种惯 性测量装置加速度测量通道在全温全动态范围的测试方法，本方法在大理石 平板温箱中，分别采用机械构型方法和高精度模拟量输入法实现小于1g和 大于1g输入时加速度测量通道的测试方法。该测试方法操作简单、实施方 便，可以较好的实现惯性测量装置中加速度测量通道的全温全动态测试，从 而实现了地面测试与武器、航天器实际使用时的天地一致性。

本发明的技术解决方案是：一种惯性测量装置加速度测量通道全温全动 态测试方法，步骤如下：

(1)将惯性测量装置放置于六面体工装内，并将六面体工装放置于带 有大理石平板的温箱中，使惯性测量装置中的加速度测量轴朝“天”向，此时 加速度测量通道输入为1g；所述“天”向沿地垂线指向天；所述加速度测量通 道包括加速度计仪表和模数转化电路；

(2)保持加速度计仪表温度恒定，控制模数转化电路的温度上升，采 集惯性测量装置加速度测量通道输出值和加速度计模数转换电路的温度值， 并利用采集到的输出值和温度值，采用一阶线性拟合方法得到加速度测量通 道输出温度模型：D₁＝f₁(T)，其中，D₁为惯性测量装置加速度测量通道输出， T为加速度计模数转换电路的温度；

(3)在六面体工装内，利用斜置工装将惯性测量装置形成三仪表斜置 构型，控制惯性测量装置加速度测量通道输入小于1g，利用步骤(2)中的 方法得到加速度输入小于1g时加速度测量通道输出温度模型：D₂＝f₂(T)， 其中，D₂为加速度输入小于1g时加速度测量通道输出；

(4)将惯性测量装置的加速度计仪表与其模数转换电路分离，采用模 拟量输出源直接将模拟量输入给模数转换电路，使加速度测量通道输入大于 1g，利用步骤(2)中的方法得到加速度输入大于1g时加速度测量通道输 出温度模型：D₃＝f₃(T)，其中，D₃为加速度输入大于1g时加速度测量通道 输出；

(5)分别计算步骤(4)和步骤(3)中加速度测量通道输出温度模型 的斜率与步骤(2)中加速度测量通道输出温度模型斜率的偏移量，若偏移 量小于等于预设的阈值，则用步骤(2)中的加速度测量通道输出温度模型 代替相应的加速度测量通道输出温度模型，若偏移量大于预设的阈值，则保 留原加速度测量通道输出温度模型；所述偏移量由公式：

$\mathrm{\Delta k}=\left|\frac{k^{\prime }-k}{k}\right|$

给出，其中Δk为偏移量，k′为步骤(4)或步骤(3)中加速度测量通道 输出温度模型的斜率，k为步骤(2)中加速度测量通道输出温度模型的斜 率；

(6)利用步骤(5)确定的加速度测量通道全温全动态输出温度模型完 成惯性测量装置加速度测量通道的全温全动态测试。

所述加速度测量通道中的加速度计仪表为石英挠性加速度计。

所述步骤(2)中控制模数转化电路的温度上升时的温变率为 0℃/h～30℃/h。

所述步骤(2)中的加速度计模数转换电路包括基于A/D转换芯片的转 换电路、电流/频率转换电路，即I/F转换电路和电压/频率转换电路，即V/F 转换电路三种。

所述步骤(3)中的三仪表斜置构型中，三仪表与“天”向的夹角均为 α＝54°44'08″，加速度测量通道输入为所述三仪表为惯性测量装置中的 三个加速度计。

本发明与现有技术相比的优点在于：

(1)本发明建立了惯性测量装置加速度测量通道输入小于1g和大于 1g时的加速度测量通道输出温度模型，实现了对惯性测量装置加速度测量 通道的全动态测试，提高了测试覆盖性；

(2)本发明在每个惯性测量装置加速度测量通道输入时，均记录了不 同温度下模数转换电路的输出，并根据不同温度下的输出值，利用线性拟合 得到对应加速度输入条件下的加速度测量通道输出温度模型，满足了惯性测 量装置加速度测量通道全温测试的需求；

(3)利用本发明中的全温全动态输出温度模型即可根据模数转换电路 的输出值确定惯性测量装置加速度测量通道的输入值，进一步得到飞行器的 速度，实现方法简单。

附图说明

图1为本发明的测试方法流程图；

图2为依据本发明实施的温箱温变曲线；

图3为依据本发明实施机械构型方法实现三仪表斜置构型；

图4为依据本发明实现的加速度测量通道输出曲线，其中(a)为输入 为时的输出曲线，(b)为输入为1g时的输出曲线；

图5为依据本发明实现的加速度测量通道输出曲线，其中(a)为输入 为12g时的输出曲线，(b)为输入为1g时的输出曲线。

具体实施方式

下面结合附图和具体实施对本发明作进一步详细地描述，如图1所示， 本发明的实施步骤为：

(1)惯性测量装置加速度通道中加速度计选用石英加速度计，加速度 计模数转换电路使用电流/频率(I/F)转换电路,石英加速度计仪表进行温控， 频率输出转换为脉冲计数输出；

(2)将惯性测量装置放置于六面体工装，并将工装置于带有大理石平 板的温箱，使加速度测量轴朝“天”向，此时加速度测量通道输入为1g；

(3)图2所示为实施本发明的温箱快速温升曲线，石英加速度计仪表 温控后加速度通道输出固定零位，加速度随温度的输出脉冲值D₁基本表现为 I/F转换电路的变化趋势，其变化趋势成近似线性，采用一阶拟合模型： D₁＝f₁(T)，T为I/F转换电路的温度；

(4)图3为依据本发明实施机械构型方法利用斜置工装将惯性测量装 置形成三仪表斜置构型(G1G2G3三仪表正交转换成G1’G2’G3’三仪表斜 置)，使三仪表与“天”向的夹角为α＝54°44'08″。此时加速度测量通道输入重复步骤(3)得到加速度输入时加速度测量通道输出温度模型： D₂＝f₂(T)；

(5)加速度计仪表与I/F转换电路分离，使用福禄克高精度恒流源 5700A预热两个小时以后直接输入I/F转换电路1g和12g对应的电流值， 使加速度测量通道等效输入1g和12g，重复步骤(3)得到1g和12g加速度 等效输入时加速度测量通道输出温度模型：D'₁＝f'₁(T)、D₃＝f₃(T)；

(6)图4为依据本发明实现的加速度输入与1g一致性比对曲线，图 4(a)为加速度输入时，斜率为0.0038脉冲/℃，除以为0.0066 脉冲/(g·℃)，图4(b)为1g加速度输入时，斜率为0.0060脉冲/(g·℃)，以 25℃时输出为例(I/F转换电路的当量为400脉冲/g)，输入与1g输入的 线性度为36ppm；

(7)图5为依据本发明实现的加速度等效输入12g与1g一致性比对曲线， 图5(a)为12g加速度等效输入时，斜率为0.056脉冲/℃，除以12g为0.0047 脉冲/(g·℃)，图5(b)为1g加速度等效输入时，斜率为0.0040脉冲/(g·℃)， 以25℃时输出为例(I/F转换电路的当量为400脉冲/g)，12g输入与1g输入 的线性度为44ppm。

我国某型号航天器上的惯性测量装置加速度测量通道采用了该全温全动态 测试方法，实现了-10℃～45℃温度范围，-12g～12g的全动态内加速度测量 通道测试精度优于1×10^-4g。应用了本发明算法可有效实现宇航用惯性测量装 置加速度测量通道测试的天地一致性，从而保障型号任务的顺利完成。

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公知的 现有技术。