專利名稱：航天光學(xué)遙感器運(yùn)動(dòng)件控制電路變載仿真測(cè)試方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及工業(yè)自動(dòng)化領(lǐng)域，具體涉及對(duì)光學(xué)遙感器運(yùn)動(dòng)件控制電路可變負(fù)載仿 真測(cè)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(dāng)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(shí)別和計(jì)算處理 后，實(shí)時(shí)控制電機(jī)等運(yùn)動(dòng)部件，帶動(dòng)光學(xué)鏡頭調(diào)焦執(zhí)行機(jī)構(gòu)、偏流角執(zhí)行機(jī)構(gòu)和指向運(yùn)動(dòng)的 軸向旋轉(zhuǎn)結(jié)構(gòu)進(jìn)行運(yùn)動(dòng)工作，完成調(diào)焦、調(diào)偏流角和指向(旋轉(zhuǎn)軸)轉(zhuǎn)動(dòng)定位任務(wù)。步進(jìn)電機(jī)或力矩電機(jī)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(dòng) 運(yùn)動(dòng)件，根據(jù)所負(fù)載的航天光學(xué)遙感器設(shè)計(jì)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(jī)。由于航天光學(xué)遙感器均以光機(jī)結(jié)構(gòu)作為主體和核心，光機(jī)結(jié) 構(gòu)較復(fù)雜，安全可靠性要求很高，設(shè)計(jì)、加工和裝調(diào)周期需要很長(zhǎng)時(shí)間。很難達(dá)到與電子控 制系統(tǒng)同步完成設(shè)計(jì)和調(diào)試，一般在研制的中后期才能完成光機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)和加工。因此，以 電機(jī)為驅(qū)動(dòng)組件，無(wú)法以實(shí)際的電子(電機(jī))負(fù)載參加航天光學(xué)遙感器電子學(xué)總體聯(lián)調(diào)和 測(cè)試，因無(wú)電機(jī)驅(qū)動(dòng)組件的聯(lián)調(diào)和測(cè)試結(jié)果，其可信度受到影響。即使光機(jī)結(jié)構(gòu)和運(yùn)動(dòng)部件 的設(shè)計(jì)、加工和調(diào)試已經(jīng)完成，由于是航天光學(xué)遙感器光機(jī)電組件，在地面不允許做嚴(yán)重超 負(fù)荷的試驗(yàn)，也無(wú)法實(shí)現(xiàn)模擬真空環(huán)境進(jìn)行超載、減載的測(cè)試工作。通常研制航天光學(xué)遙感器的做法針對(duì)運(yùn)動(dòng)件控制電路負(fù)載設(shè)計(jì)指標(biāo)，先對(duì)每種 運(yùn)動(dòng)部件分別設(shè)計(jì)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(zhǎng)時(shí)間工 作的環(huán)境測(cè)試也很難實(shí)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(jī)電組件，在地面不允許做嚴(yán)重超負(fù)荷的試 驗(yàn)，也無(wú)法實(shí)現(xiàn)模擬真空環(huán)境進(jìn)行超載、減載的測(cè)試工作的問題，提供一種航天光學(xué)遙感器 運(yùn)動(dòng)件控制電路變載仿真測(cè)試方法。航天光學(xué)遙感器運(yùn)動(dòng)件控制電路變載仿真測(cè)試方法，該方法由以下步驟實(shí)現(xiàn)步驟一、對(duì)航天光學(xué)遙感器運(yùn)動(dòng)件控制電路可變負(fù)載控制仿真系統(tǒng)和可編程電源 及控制系統(tǒng)加電；通過(guò)微型計(jì)算機(jī)主控系統(tǒng)向所述航天光學(xué)遙感器運(yùn)動(dòng)件控制電路可變負(fù) 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(yùn)動(dòng)件控制電路變負(fù)載控制仿真 軟件系統(tǒng)，對(duì)輸入的參數(shù)進(jìn)行計(jì)算；根據(jù)計(jì)算結(jié)果，分配航天光學(xué)遙感器運(yùn)動(dòng)件控制電路 可變負(fù)載控制仿真系統(tǒng)所需要的開關(guān)脈沖，完成電路負(fù)載選擇開關(guān)控制運(yùn)動(dòng)件電路負(fù)載設(shè) 定；步驟二、啟動(dòng)步驟一所述的航天光學(xué)遙感器運(yùn)動(dòng)件控制電路可變負(fù)載控制仿真系統(tǒng)和微型計(jì)算機(jī)主控系統(tǒng)，所述微型計(jì)算機(jī)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(yùn)動(dòng)件控制電路可變負(fù)載控制仿真系統(tǒng)傳送額定電壓；同時(shí)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(jì)算機(jī)主控系統(tǒng)進(jìn)行實(shí)時(shí)存儲(chǔ)、顯示航天光學(xué)遙感器運(yùn)動(dòng)件控制電 路可變負(fù)載控制仿真系統(tǒng)的工作狀態(tài)、電源功率和電路負(fù)載參數(shù)信息；步驟四、飛行器有效載荷仿真測(cè)試系統(tǒng)實(shí)時(shí)采集、存儲(chǔ)、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(yùn)動(dòng)件控制電路可變負(fù)載控制仿真系統(tǒng)的信 號(hào)，同時(shí)通過(guò)可編程電源及控制系統(tǒng)和微型計(jì)算機(jī)主控系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)對(duì)航天光學(xué)遙感器運(yùn)動(dòng)件 控制電路可變負(fù)載控制仿真系統(tǒng)的負(fù)載電壓、電流和幅值進(jìn)行反饋顯示，并存儲(chǔ)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(yùn)動(dòng)件控制電路可變負(fù)載控制仿真系統(tǒng)的負(fù)載電 流、變載周期和每個(gè)周期時(shí)間及總試驗(yàn)時(shí)間，停止飛行器有效載荷仿真測(cè)試系統(tǒng)；步驟六、重復(fù)步驟一至步驟五，實(shí)現(xiàn)對(duì)航天光學(xué)遙感器運(yùn)動(dòng)件控制電路可變負(fù)載 控制仿真系統(tǒng)的測(cè)試。本發(fā)明的有益效果本發(fā)明對(duì)航天光學(xué)遙感器運(yùn)動(dòng)件控制電路的電子負(fù)載監(jiān)控和 測(cè)試問題，充分考慮了航天光學(xué)遙感器在實(shí)際環(huán)境中可能出現(xiàn)的各種不同狀態(tài)而引起電子 負(fù)載的變化，本發(fā)明采用了計(jì)算機(jī)高速處理、顯示功能和單片計(jì)算機(jī)控制能力強(qiáng)的優(yōu)勢(shì)，隨 時(shí)改變模擬電子負(fù)載電路的電壓等負(fù)載量；本發(fā)明應(yīng)用飛行器有效載荷仿真測(cè)試系統(tǒng)，實(shí) 時(shí)測(cè)試航天光學(xué)遙感器運(yùn)動(dòng)件控制電路負(fù)載等狀態(tài)。從而解決了航天光學(xué)遙感器運(yùn)動(dòng)件控 制電路的監(jiān)測(cè)問題，而且還避免了采用替代步進(jìn)電機(jī)及負(fù)載結(jié)構(gòu)進(jìn)行地面試驗(yàn)帶來(lái)的不直 觀和誤差，實(shí)現(xiàn)模擬運(yùn)動(dòng)件控制電路電子負(fù)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(zhǎng)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(yùn)動(dòng)件控制電路的模擬負(fù)載控制系統(tǒng)連接示意圖；圖2為航天光學(xué)遙感器運(yùn)動(dòng)件控制電路的電機(jī)模擬變載電路原理示意圖。1、微型計(jì)算機(jī)主控系統(tǒng)，2、運(yùn)動(dòng)件電子負(fù)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(cè)試系統(tǒng)，5、航天光學(xué)遙感器。
具體實(shí)施例方式具體實(shí)施方式
一、航天光學(xué)遙感器運(yùn)動(dòng)件控制電路變載仿真測(cè)試方法，該方法由 以下步驟實(shí)現(xiàn)步驟一、對(duì)航天光學(xué)遙感器運(yùn)動(dòng)件控制電路可變負(fù)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(jì)算機(jī)主控系統(tǒng)1向所述航天光學(xué)遙感器運(yùn)動(dòng)件控制電路可變 負(fù)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(yùn)動(dòng)件控制電路變負(fù)載控制仿 真軟件系統(tǒng)，對(duì)輸入的參數(shù)進(jìn)行計(jì)算，根據(jù)計(jì)算結(jié)果，分配航天光學(xué)遙感器運(yùn)動(dòng)件控制電路 可變負(fù)載控制仿真系統(tǒng)所需要的開關(guān)脈沖，完成電路負(fù)載選擇開關(guān)控制運(yùn)動(dòng)件電路負(fù)載設(shè) 定；步驟二、啟動(dòng)步驟一所述的航天光學(xué)遙感器運(yùn)動(dòng)件控制電路可變負(fù)載控制仿真系統(tǒng)和微型計(jì)算機(jī)主控系統(tǒng)1，所述微型計(jì)算機(jī)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(yùn)動(dòng)件控制電路可變負(fù)載控制仿真系統(tǒng)傳送額定電壓；同時(shí)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(jì)算機(jī)主控系統(tǒng)1進(jìn)行實(shí)時(shí)存儲(chǔ)、顯示航天光學(xué)遙感器運(yùn)動(dòng)件控制 電路可變負(fù)載控制仿真系統(tǒng)的工作狀態(tài)、電源功率和電路負(fù)載參數(shù)信息；步驟四、飛行器有效載荷仿真測(cè)試系統(tǒng)4實(shí)時(shí)采集、存儲(chǔ)、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(yùn)動(dòng)件控制電路可變負(fù)載控制仿真系統(tǒng)的信 號(hào)，同時(shí)通過(guò)可編程電源及控制系統(tǒng)3和微型計(jì)算機(jī)主控系統(tǒng)1實(shí)現(xiàn)對(duì)航天光學(xué)遙感器運(yùn) 動(dòng)件控制電路可變負(fù)載控制仿真系統(tǒng)的負(fù)載電壓、電流和幅值進(jìn)行反饋顯示，并存儲(chǔ)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(yùn)動(dòng)件控制電路可變負(fù)載控制仿真系統(tǒng)的負(fù)載電 流、變載周期和每個(gè)周期時(shí)間及總試驗(yàn)時(shí)間，停止飛行器有效載荷仿真測(cè)試系統(tǒng)4 ；步驟六、重復(fù)步驟一至步驟五，實(shí)現(xiàn)對(duì)航天光學(xué)遙感器運(yùn)動(dòng)件控制電路可變負(fù)載 控制仿真系統(tǒng)的測(cè)試。本實(shí)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(yùn)動(dòng)件控 制電路可變負(fù)載控制仿真系統(tǒng)的仿真測(cè)試的目標(biāo)、測(cè)試要求，確定航天光學(xué)遙感器運(yùn)動(dòng)件 控制電路可變負(fù)載控制仿真系統(tǒng)試驗(yàn)所需的電路負(fù)載電流、平均電壓、變載周期、每個(gè)周期 的時(shí)間及試驗(yàn)總時(shí)間等參數(shù)。本實(shí)施方式中步驟一所述的微型計(jì)算機(jī)主控系統(tǒng)1向所述航天光學(xué)遙感器運(yùn)動(dòng) 件控制電路可變負(fù)載控制仿真系統(tǒng)輸入所需要的參數(shù)為總的試驗(yàn)時(shí)間、負(fù)載電流、幅值、 負(fù)載周期時(shí)間、變載后的電流、幅值和負(fù)載周期時(shí)間等參數(shù)。本實(shí)施方式中步驟四所述的飛行器有效載荷仿真測(cè)試系統(tǒng)4實(shí)時(shí)采集、存儲(chǔ)、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(yùn)動(dòng)件控制電路可變負(fù) 載控制仿真系統(tǒng)的所有信號(hào)的同時(shí)，驗(yàn)證航天光學(xué)遙感器運(yùn)動(dòng)件控制電路可變負(fù)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(cè)試航天光學(xué)遙感器 控制系統(tǒng)的功能、性能和長(zhǎng)期在軌工作的可靠性。
具體實(shí)施方式
二、結(jié)合圖1和圖2說(shuō)明本實(shí)施方式，本實(shí)施方式為實(shí)施方式一所述 的航天光學(xué)遙感器運(yùn)動(dòng)件控制電路變載仿真測(cè)試方法的具體實(shí)施例結(jié)合圖1，以單相負(fù)載為例，其中被測(cè)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(cè)試系統(tǒng)4連接，所述飛行器有效載荷仿真測(cè)試系統(tǒng)4主要由計(jì)算機(jī)系統(tǒng)、 網(wǎng)絡(luò)數(shù)據(jù)庫(kù)、時(shí)通系統(tǒng)、155 總線板和仿真測(cè)試軟件等組成。依據(jù)MIL-STD-155;3B軍用通 訊標(biāo)準(zhǔn)，采用服務(wù)請(qǐng)求機(jī)制來(lái)組織數(shù)據(jù)進(jìn)行傳輸。飛行器有效載荷仿真測(cè)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(shí)按控制周期要求實(shí)時(shí) 接收航天光學(xué)遙感器5的工作狀態(tài)，并進(jìn)行實(shí)時(shí)存儲(chǔ)、顯示、測(cè)試及驗(yàn)證。這些狀態(tài)包括航 天光學(xué)遙感器5各個(gè)控制電路的電壓、工作時(shí)序和熱控情況等工程參數(shù)；運(yùn)動(dòng)件電子負(fù)載 模擬裝置2是專門用于航天光學(xué)遙感器運(yùn)動(dòng)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(kuò)展電路及驅(qū)動(dòng)電路、負(fù)載選擇控制系統(tǒng)、微型計(jì)算機(jī)主控系統(tǒng)1和串口通訊電路 等。所述運(yùn)動(dòng)件電子負(fù)載模擬裝置2的一個(gè)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(yùn)動(dòng)件控制電路即為電機(jī)各個(gè)相位驅(qū)動(dòng)放 大電路；第三輸入輸出端經(jīng)RS422總線與微型計(jì)算機(jī)主控系統(tǒng)1的輸入輸出端連接，微型計(jì) 算機(jī)主控系統(tǒng)1以命令帶參數(shù)的方式，通過(guò)RS422總線向運(yùn)動(dòng)件電子負(fù)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(yùn)動(dòng)件控制電路可變負(fù)載控制仿真系統(tǒng)送 額定電壓等；同時(shí)通過(guò)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(cè)試過(guò)程為結(jié)合圖2 ；，圖中為電機(jī)單相模擬變載電路與多相電機(jī)單相模擬 變載電路原理圖的擴(kuò)展缺省示意圖；a.單相電機(jī)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(jì)算機(jī) 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(yùn)動(dòng)件控制電路電源輸出； 圖2單相電機(jī)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(jī)的運(yùn)動(dòng)件控制 電路的輸出端鏈接。若多相電機(jī)，如五相步進(jìn)電機(jī)，每相均采取同樣的方法鏈接。飛行器有 效載荷控制仿真測(cè)試系統(tǒng)4通過(guò)155 總線與航天光學(xué)遙感器連接。b.在試驗(yàn)測(cè)試前，需根據(jù)仿真測(cè)試的目標(biāo)、測(cè)試要求，確定航天光學(xué)遙感器運(yùn)動(dòng)件 控制電路試驗(yàn)所需的電路負(fù)載電流、平均電壓、變載周期、每個(gè)周期的時(shí)間及試驗(yàn)總時(shí)間等 參數(shù)。c.對(duì)航天光學(xué)遙感器運(yùn)動(dòng)件控制電路可變負(fù)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(jì)算機(jī)主控系統(tǒng)1的對(duì)話交互畫面上，輸入所需總的工作時(shí)間、負(fù)載 電流、幅值、負(fù)載周期時(shí)間、變載后的電流、幅值和負(fù)載周期時(shí)間等參數(shù)。航天光學(xué)遙感器運(yùn) 動(dòng)件控制電路變負(fù)載控制仿真軟件系統(tǒng)，依據(jù)參數(shù)進(jìn)行計(jì)算，分配變負(fù)載所需的開關(guān)控制 規(guī)則和控制流程。d.啟動(dòng)航天光學(xué)遙感器運(yùn)動(dòng)件控制電路可變負(fù)載控制仿真系統(tǒng)。微型計(jì)算機(jī)主控 系統(tǒng)1，以命令隨帶參數(shù)的方式，通過(guò)RS422總線向負(fù)載選擇控制系統(tǒng)發(fā)布命令，經(jīng)過(guò)擴(kuò)展 及驅(qū)動(dòng)電路，依據(jù)地址向各個(gè)繼電器開關(guān)電路發(fā)布預(yù)定的開關(guān)指令；同時(shí)，微型計(jì)算機(jī)主控 系統(tǒng)1通過(guò)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(yùn)動(dòng)件控制電路可變負(fù)載控制仿真系統(tǒng)送額定電壓等參數(shù)。e.微型計(jì)算機(jī)主控系統(tǒng)1開始實(shí)時(shí)存儲(chǔ)、顯示運(yùn)動(dòng)件控制電路可變負(fù)載控制仿真 系統(tǒng)的工作狀態(tài)、電源功率和電路負(fù)載參數(shù)等信息。f.飛行器有效載荷仿真測(cè)試系統(tǒng)4實(shí)時(shí)采集、存儲(chǔ)、顯示航天光學(xué)遙感器的工作 狀態(tài)、電壓、電流、幅值及運(yùn)動(dòng)件控制電路負(fù)載等所有信號(hào)，驗(yàn)證運(yùn)動(dòng)件控制電路負(fù)載的接 口適配性、性能可靠性和功能匹配性；測(cè)試航天光學(xué)遙感器控制系統(tǒng)的功能、性能和長(zhǎng)期在 軌工作的可靠性；同時(shí)通過(guò)可編程電源控制系統(tǒng)和微型計(jì)算機(jī)主控系統(tǒng)1，完成對(duì)負(fù)載電 壓、電流和幅值進(jìn)行反饋顯示，并存儲(chǔ)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(yùn)動(dòng)件控制電路負(fù)載電流、變載周期和每個(gè)周期時(shí)間及總 試驗(yàn)時(shí)間時(shí)，暫停止飛行器有效載荷仿真測(cè)試系統(tǒng)4運(yùn)行。h.重復(fù)步驟b 步驟g實(shí)現(xiàn)對(duì)航天光學(xué)遙感器運(yùn)動(dòng)件控制電路可變負(fù)載控制仿真 系統(tǒng)的測(cè)試。本發(fā)明所述的測(cè)試方法能在地面上長(zhǎng)時(shí)間實(shí)時(shí)模擬航天光學(xué)遙感器各種運(yùn)動(dòng)控 制電路負(fù)載，完全替代運(yùn)動(dòng)驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)參加調(diào)焦、調(diào)偏流角或指向(旋轉(zhuǎn)軸)運(yùn)動(dòng)聯(lián)調(diào)試驗(yàn)， 滿足航天光學(xué)遙感器初樣階段的聯(lián)調(diào)測(cè)試、試驗(yàn)驗(yàn)證工作。
權(quán)利要求
1.航天光學(xué)遙感器運(yùn)動(dòng)件控制電路變載仿真測(cè)試方法，其特征是，該方法包括以下步驟步驟一、對(duì)航天光學(xué)遙感器運(yùn)動(dòng)件控制電路可變負(fù)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(jì)算機(jī)主控系統(tǒng)(1)向所述航天光學(xué)遙感器運(yùn)動(dòng)件控制電路可變 負(fù)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(yùn)動(dòng)件控制電路變負(fù)載控制仿 真軟件系統(tǒng)，對(duì)輸入的參數(shù)進(jìn)行計(jì)算，根據(jù)計(jì)算結(jié)果，分配航天光學(xué)遙感器運(yùn)動(dòng)件控制電路 可變負(fù)載控制仿真系統(tǒng)所需要的開關(guān)脈沖，完成電路負(fù)載選擇開關(guān)控制運(yùn)動(dòng)件電路負(fù)載設(shè) 定；步驟二、啟動(dòng)步驟一所述的航天光學(xué)遙感器運(yùn)動(dòng)件控制電路可變負(fù)載控制仿真系統(tǒng)和 微型計(jì)算機(jī)主控系統(tǒng)(1)，所述微型計(jì)算機(jī)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(yùn)動(dòng)件控制電路可變負(fù)載控制仿真系統(tǒng)傳送額定電壓；同時(shí)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(jì)算機(jī)主控系統(tǒng)(1)進(jìn)行實(shí)時(shí)存儲(chǔ)、顯示航天光學(xué)遙感器運(yùn)動(dòng)件控制電 路可變負(fù)載控制仿真系統(tǒng)的工作狀態(tài)、電源功率和電路負(fù)載參數(shù)信息；步驟四、飛行器有效載荷仿真測(cè)試系統(tǒng)(4)實(shí)時(shí)采集、存儲(chǔ)、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(yùn)動(dòng)件控制電路可變負(fù)載控制仿真系統(tǒng)的信 號(hào)，同時(shí)通過(guò)可編程電源及控制系統(tǒng)C3)和微型計(jì)算機(jī)主控系統(tǒng)(1)實(shí)現(xiàn)對(duì)航天光學(xué)遙感 器運(yùn)動(dòng)件控制電路可變負(fù)載控制仿真系統(tǒng)的負(fù)載電壓、電流和幅值進(jìn)行反饋顯示，并存儲(chǔ) 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(yùn)動(dòng)件控制電路可變負(fù)載控制仿真系統(tǒng)的負(fù)載電流、變 載周期和每個(gè)周期時(shí)間及總試驗(yàn)時(shí)間，停止飛行器有效載荷仿真測(cè)試系統(tǒng)(4)；步驟六、重復(fù)步驟一至步驟五，實(shí)現(xiàn)對(duì)航天光學(xué)遙感器運(yùn)動(dòng)件控制電路可變負(fù)載控制 仿真系統(tǒng)的測(cè)試。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的航天光學(xué)遙感器運(yùn)動(dòng)件控制電路變載仿真測(cè)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(yùn)動(dòng)件控制電路可變負(fù)載控制 仿真系統(tǒng)的仿真測(cè)試的目標(biāo)、測(cè)試要求，確定航天光學(xué)遙感器運(yùn)動(dòng)件控制電路可變負(fù)載控 制仿真系統(tǒng)試驗(yàn)所需的電路負(fù)載電流、平均電壓、變載周期、每個(gè)周期的時(shí)間及試驗(yàn)總時(shí)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(yùn)動(dòng)件控制電路變載仿真測(cè)試方法，其特征 在于，步驟一所述的微型計(jì)算機(jī)主控系統(tǒng)(1)向所述航天光學(xué)遙感器運(yùn)動(dòng)件控制電路可變 負(fù)載控制仿真系統(tǒng)輸入所需要的參數(shù)為總的試驗(yàn)時(shí)間、負(fù)載電流、幅值、負(fù)載周期時(shí)間、變 載后的電流、幅值和負(fù)載周期時(shí)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(yùn)動(dòng)件控制電路變載仿真測(cè)試方法，其特 征在于，步驟四所述的飛行器有效載荷仿真測(cè)試系統(tǒng)(4)實(shí)時(shí)采集、存儲(chǔ)、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(yùn)動(dòng)件控制電路可變負(fù)載控制仿真系 統(tǒng)的所有信號(hào)的同時(shí)，驗(yàn)證航天光學(xué)遙感器運(yùn)動(dòng)件控制電路可變負(fù)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(cè)試航天光學(xué)遙感器控制系統(tǒng)的功 能、性能和長(zhǎng)期在軌工作的可靠性。
全文摘要
航天光學(xué)遙感器運(yùn)動(dòng)件控制電路變載仿真測(cè)試方法，涉及工業(yè)自動(dòng)化領(lǐng)域，它解決了現(xiàn)有航天光學(xué)遙感器光機(jī)電組件，在地面不允許做嚴(yán)重超負(fù)荷的試驗(yàn)，也無(wú)法實(shí)現(xiàn)模擬真空環(huán)境進(jìn)行超載、減載的測(cè)試工作的問題，本發(fā)明對(duì)航天光學(xué)遙感器在實(shí)際環(huán)境中可能出現(xiàn)的各種不同狀態(tài)而引起電子負(fù)載的變化，采用計(jì)算機(jī)高速處理、顯示功能和單片計(jì)算機(jī)控制能力強(qiáng)的優(yōu)勢(shì)，隨時(shí)改變模擬電子負(fù)載電路的電壓等負(fù)載量；本發(fā)明應(yīng)用飛行器有效載荷仿真測(cè)試系統(tǒng)，實(shí)時(shí)測(cè)試航天光學(xué)遙感器運(yùn)動(dòng)件控制電路負(fù)載等狀態(tài)。本發(fā)明實(shí)現(xiàn)了模擬運(yùn)動(dòng)件控制電路電子負(fù)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(zhǎng)期在軌工作提高了可靠性。
文檔編號(hào)G05B17/02GK102141779SQ20101061358
公開日2011年8月3日 申請(qǐng)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(qǐng)人:中國(guó)科學(xué)院長(zhǎng)春光學(xué)精密機(jī)械與物理研究所