CC BY
36
НАУЧНЫЕ И ПРАКТИЧЕСКИЕ РАЗРАБОТКИ
УДК 629.7.054
DOI: 10.17586/0021-3454-2017-60-8-770-780
МЕТОД АВТОНОМНОЙ ИДЕНТИФИКАЦИИ КОЭФФИЦИЕНТА ПРЕОБРАЗОВАНИЯ МАЯТНИКОВОГО КОМПЕНСАЦИОННОГО АКСЕЛЕРОМЕТРА НА ОСНОВЕ ИСПОЛЬЗОВАНИЯ ЭТАЛОННОЙ МОДЕЛИ
11 2 И. В. Фоминов1, А. Н. Малетин1, А. И. Ключников2
1 Военно-космическая академия им. А. Ф. Можайского, 197198, Санкт-Петербург, Россия
E-mail: i.v.fominov@gmail.com
Государственный испытательный космодром „Плесецк", 164170, Архангельская обл., г. Мирный, Россия
Рассматривается актуальная задача контроля метрологических характеристик измерительных средств систем управления космических аппаратов в процессе орбитального полета. Решение этой задачи выполнено на примере маятникового акселерометра компенсационного типа. Сформированы тестовые воздействия в цепи обратной связи акселерометра, проанализирована переходная характеристика выходных сигналов акселерометра, являющаяся реакцией на эти тестовые воздействия. Разработанный метод автономной косвенной идентификации коэффициента преобразования маятникового компенсационного акселерометра на основе итерационной процедуры уточнения эталонной модели отличается применением аналитических выражений для переходного процесса при тестовых воздействиях. Представлены численные результаты, подтверждающие, что применение разработанного метода позволяет встроенными аппаратно-программными средствами с высокой точностью определить изменяющийся коэффициент преобразования компенсационного акселерометра в условиях орбитального полета.
Ключевые слова: маятниковый компенсационный акселерометр, коэффициент преобразования, переходная характеристика, эталонная модель, тестовые воздействия, точность
Одной из приоритетных задач развития космической сферы Российской Федерации до 2030 г. является создание космических аппаратов, способных функционировать в течение 10—15 лет. При этом одним из препятствий для достижения этой цели является необходимость обеспечения стабильности метрологических характеристик измерительных средств систем управления космических аппаратов в течение длительного орбитального полета. Деградация измерительных средств вследствие воздействия факторов космического пространства приводит к отклонению их параметров от номинальных (паспортизированных) значений [1, 2], что может привести к метрологическому отказу [3].
В этой связи возникает задача контроля метрологических характеристик измерительных средств систем управления космических аппаратов, что позволит обеспечить необходимый уровень их точности и надежности.
В работе решена задача определения коэффициента преобразования акселерометра, входящего в состав системы управления маневром космического аппарата, посредством об-
работки измерительной информации акселерометра при подаче в его цепь обратной связи априорных тестовых воздействий.
Изменение значений параметров акселерометра приводит к отклонению его коэффициента преобразования. Это вызывает рост погрешности измерения кажущегося ускорения, а следовательно, и определения приращения кажущейся скорости космических аппаратов в режиме маневра. Эти погрешности возможно снизить комплексированием измерений акселерометров и навигационной аппаратуры потребителя ГНСС „ГЛОНАСС" в режиме управляемого движения центра масс космических аппаратов. Однако это, во-первых, требует временных и энергетических затрат, а, во-вторых, затрудняет решение задачи в условиях разрыва навигационного поля [4].
Коэффициент преобразования акселерометров, как правило, определяют в лабораторных условиях на специализированных стендах. В условиях орбитального полета такая задача осложняется нестабильностью основания установки акселерометра, а также отсутствием эталонных источников информации.
В настоящее время активно ведутся разработки измерительных средств со встроенными средствами контроля и диагностирования в измерительные устройства систем навигации и определения ориентации космических аппаратов, так называемых „интеллектуальных" датчиков*, в том числе и маятниковых акселерометров. Необходимо отметить, что задача идентификации значений параметров различных технических устройств в процессе их функционирования приобретает в настоящее время широкий научный интерес [5—10].
Исследования [11, 12] возможности определения коэффициента преобразования посредством эталонных тестовых воздействий в цепи обратной связи акселерометра и расчета значений параметров системы автоматического управления второго порядка по характеристикам переходного процесса в соответствии с графоаналитическим методом идентификации показали, что методическая погрешность определения коэффициента преобразования акселерометра зависит от:
— коэффициента демпфирования, определяющего вид переходного процесса акселерометра (колебательного или апериодического);
— случайной погрешности измерения, обусловленной внутренними шумами в измерительном тракте;
— допущения о равенстве нулю постоянных времени инерционных звеньев акселерометра (датчика момента, усилителя и т.д.) и о постоянстве момента внешних сил в процессе идентификации.
Для снижения влияния первого фактора предлагается проводить настройку динамических свойств акселерометра, изменяя коэффициент передачи, путем варьирования коэффициента датчика перемещения. Это позволит преобразовать апериодический переходный процесс в колебательный, а также настроить прибор на минимум динамической погрешности измерений в случае изменения внутренних значений параметров акселерометра.
В статье предлагается косвенный метод автономной идентификации коэффициента преобразования акселерометра на основе автоматизации графоаналитического метода идентификации параметров колебательных систем второго порядка [11—14], а также методов диагностики, базирующихся на создании в цепи обратной связи априорных диагностических тестовых сигналов. Эти методы основаны на применении ступенчатого воздействия на систему и анализе переходных процессов выходного сигнала.
ГОСТ Р 8.734-2011. Датчики интеллектуальные и системы измерительные интеллектуальные. Методы метрологического самоконтроля. М.: Стандартинформ, 2012.
Математическая модель акселерометра, как правило, описывается системой третьего (и более) порядка и может быть аппроксимирована приближенной эталонной моделью второго или третьего порядка.
В качестве исходных данных примем структурную схему малогабаритного акселерометра с емкостным датчиком перемещения и магнитоэлектрическим датчиком момента (рис. 1) [15]. Примем в его эталонной модели равными нулю значения внутреннего шума и возмущающего момента. Остальные параметры акселерометра идентичны для модели и прибора.
О, т] *
к/~\ кнз идп
у " кдп ку
^ГГ
Рис. 1
На рис. 1 обозначено: ак — измеряемое кажущееся ускорение; т — масса чувствительного элемента акселерометра; I — длина чувствительного элемента (маятника) с торсио-нами; Ми — момент силы инерции; Мв — возмущающий момент; АМ — результирующий момент; J — момент инерции чувствительного элемента акселерометра; ц — коэффициент демпфирования чувствительного элемента; с — коэффициент жесткости чувствительного элемента; р — оператор Лапласа; к — линейное перемещение чувствительного элемента; НЗ — нелинейное звено типа ограничение по перемещению чувствительного элемента; кнз — выходной сигнал с нелинейного звена; кдп — коэффициент передачи датчика перемещения; идп — выходное напряжение датчика перемещения; ку — коэффициент передачи усилителя; ивых — выходной сигнал акселерометра; 8 — внутренний шум акселерометра; итест — тестовое напряжение; кдм — коэффициент передачи датчика момента; Тдм — постоянная времени датчика момента; Мос — момент обратной связи.
Примем в качестве математической модели реального акселерометра передаточную функцию следующего вида:
ж (р) = ивых
(Р)
т] кдп ку (Гдм р +1)
]к к
дм дп у
ак (Р) (Jp¿ + МР + с)(Гдм р +1) + кд
В этом случае коэффициент преобразования акселерометра определяется следующим выражением:
т] кдпку
Ка =■
с+кдм]кдпку
(1)
Момент инерции J для рассматриваемого чувствительного элемента маятникового акселерометра [15] равен
72 Л
J = т
Г 4]2
^п ^ -т
V
К 12
(2)
у
где ]п — длина пластины чувствительного элемента без торсионов, ]т — толщина пластины
чувствительного элемента.
Требуется определить коэффициент преобразования акселерометра Ka по виду переходной характеристики, а также априорно известным параметрам: {итест, P, hnax, /т, tJ, где P = {m, l, /п, J, ц, с, кда, ку, кдм, Тдм J — множество параметров акселерометра, значения которых изменяются вследствие различных возмущающих воздействий, hmax — предельное значение отклонения маятника (подвижной пластины) акселерометра, t — время.
В качестве допущений примем, что в течение процедуры идентификации итест (t) = const и hmax (t) = const, а постоянный возмущающий момент Мв = 0. Также
/т = const, а значения параметров l и /п изменяются пропорционально.
Для решения этой задачи применим метод автономной косвенной идентификации [11, 12] коэффициента преобразования маятникового акселерометра компенсационного типа на основе использования эталонной модели.
В соответствии с графоаналитическим методом [13, 14] идентификации разомкнутых колебательных систем второго порядка (Тдм = 0) формально представим передаточную
функцию замкнутой системы эталонной модели акселерометра в виде передаточной функции разомкнутой системы по тестовому напряжению
<вых (р) = 2 2Ктест-, (3)
U тест T2 p2 + 2^Tp +1
где
T =
J (4)
с+кдм /кдпку
? = ц 2
1 (5)
J (с+кдм /кдп ку )
к 1к к
к _ дм дп у (6)
к тест _ . к 1к к ' (
с +кдм 1кдп ку
Т, , Ктест — постоянная времени, коэффициенты относительного демпфирования ( < 1) и
передачи замкнутой системы акселерометра по тестовому сигналу итест соответственно.
Анализ формул (1)—(6) показывает, что для определения значения коэффициента преобразования необходима информация о фактических значениях параметров прибора. Практически решить такую задачу достаточно сложно, учитывая зависимость значений параметров прибора от определенных возмущающих факторов. В этой связи проведем ряд операций, позволяющих частично устранить данные неопределенности.
Возведем в квадрат выражение (4) и его знаменатель подставим в формулу (1). В результате получим
Т 2 т12кдпку
К _-• (7)
Подставим выражение (2) в знаменатель формулы (7) и получим аналитическое выражение
12Т212
к _ ^ '^у. (8)
Таким образом, для идентификации коэффициента преобразования акселерометра необходимо определить по эталонной модели значения параметров Т и 7, рассчитать 1п и 1,
а также определить произведение коэффициентов кдпку. Для этого необходимо произвести следующие операции.
1. Для определения значения постоянной времени Т в соответствии с графоаналитическим методом [13, 14] для систем второго порядка необходимо получить колебательную переходную характеристику реального акселерометра путем создания тестового воздействия в виде постоянного значения напряжения итест известной величины на входе обмотки датчика момента и численные значения интегрирования дифференциальных уравнений, описывающих эталонную модель акселерометра. При необходимости для получения колебательной переходной характеристики реального акселерометра необходимо повысить ее перерегулирование путем увеличения значения коэффициента к^р прибора. Это возможно посредством изменения опорного напряжения датчика перемещения иоп [15]:
кпр _ иоп кдп _ к
(9)
2. По экспериментальной переходной характеристике реального акселерометра ивых (^), полученной в результате воздействия на чувствительный элемент тестовым сигналом итест,
определяются значения амплитуд Л^ и Лпр2 на интервале времени от до (рис. 2, 1 — прибор, 2 — модель) и вычисляется относительный коэффициент демпфирования
£пр _ £ [14] ( Л1 _ Лпр1, Л2 _ Лпр2 ) по следующей формуле:
1
£ _-
(10)
1+-
п
1п2( 4/ Л2)
Цвых, В
26 25
1,5 Рис. 2
10-3 с
3. Итерационно подбирается значение коэффициента кдп (9) реального акселерометра, соответствующее оптимальному значению £0р{ _ 0,707 [16].
4. Для приведения установившегося выходного значения модели иусГд к установившемуся значению выходной характеристики прибора и^р- необходимо рассчитать значение коэффициента датчика перемещения модели кд1^ согласно формуле:
^мод _ кдп -
k мод и мод (и пр _ Л дп ^уст (^уст I
(1)
(иуст -^^уст
причем момент наступления установившегося значения tуст предварительно определяется в
нормальных условиях.
Твых, В
20
10
I
7 ипр / иуст т г мод
и устч
t, 10-3 с
Рис. 3
На рис. 3 приведены: 1 — переходная характеристика модели до коррекции; 2 — переходная характеристика прибора до коррекции; 3 — переходная характеристика прибора после коррекции; 4 — переходная характеристика модели после коррекции.
5. Решается оптимизационная задача. Путем направленного перебора подбирается такое значение коэффициента демпфирования модели цмод, при котором математическое ожидание разности значений переходных характеристик прибора Цпрх (At) и модели Uмод (At) на всем интервале времени переходного процесса At е [0; tуст ] достигнет минимального значения, т. е.
цМод ^ цПр, M [Uмод (At) _ ивпых (At)] ^ min.
6. Переходные характеристики модели и прибора разбиваются на два участка. На первом участке, на котором оказывают существенное влияние значения и 7дм (например,
Ati е [0; 7дммо0д ]), подбирается такое значение 7дммод, при котором математическое ожидание
разности значений переходных характеристик прибора и модели также достигнет минимального значения
7дммод ^ 7дпмр , M [Uвмод (Ati) _ U-прх (Ati)] ^ min.
7. На втором интервале времени At2 е [tпер; tуст] (— точка пересечения переходных
характеристик прибора и модели, причем Тдм^ < tпер < tуст ) определяется такое значение коэффициента /мод, при котором математическое ожидание разности значений переходных характеристик прибора и модели достигает минимума, т. е.
¿мод ^ ¿пр , M[имд(Л/2) _ U^(At2)] ^
min.
8. Для повышения точности идентификации коэффициента преобразования пункты 5—7 необходимо повторить.
0
1
2
3
4
9. По найденному значению /мод определяются текущее значение длины пластины чувствительного элемента акселерометра без торсионов
1п =
( 3J /2 ^
мод 'т
4m 16
v J
а также длина чувствительного элемента акселерометра с торсионами
/ _ 1мод0 1п
мод
/п0
где значения /модо и /по являются начальными для соответствующих параметров.
10. Значение постоянной времени датчика момента модели приравнивается нулю (Сд _ 0), чтобы снизить погрешность идентификации по переходной характеристике эталонной модели второго порядка.
11. В связи с отсутствием в выходном сигнале модели акселерометра шумов и влияния постоянной времени датчика момента именно по этой характеристике для конечной идентификации коэффициента преобразования определяются значения амплитуд Д^д и Амод2 на
интервале времени от ¿модд до tuод2 (см. рис. 2) и вычисляется значение коэффициента
£мод _ £ по формуле (10).
12. По переходной характеристике модели акселерометра определяются моменты времени
tм0дl и ^од2 перехода через линию установившегося значения выходного напряжения иуст
(см. рис. 2) и вычисляется частота собственных колебаний чувствительного элемента на интервале времени, соответствующем половине периода
п
ю _-,
^од2 — tмод1
в связи с тем, что переходный процесс может закончиться в точке ^од2, а не в t2 (t2 - —
период собственных колебаний чувствительного элемента акселерометра).
13. Постоянная времени модели акселерометра вычисляется в соответствии с известной
формулой для колебательной системы второго порядка [ 16]
Т
мод •
ю
14. Для определения произведения значений параметров кдаку необходимо подать максимальное напряжение U^miX в цепь обратной связи реального акселерометра, соответствующее предельному угловому положению маятника hmax. В этом случае
U пр
кдпку _ ~j7~~ (11)
max
15. По формуле (8) с учетом (11) определяется коэффициент преобразования реального акселерометра:
- 12Т2 /2 Uпр
KK _ мод мод уст (12)
a / 2 2 \
(16 1п + 1т jhmax
Для подтверждения эффективности изложенного метода было проведено математическое моделирование процесса идентификации коэффициента преобразования. В качестве ис-
ходных данных для моделирования были выбраны следующие (начальные) значения параметров акселерометра [15]:
т = 2,9-10_4 кг; /мод0 = 5,09-10_3 м; ¡пп = 4,98-10_3 м; ¡м0од = 4,28-10_3 м; ¡3? = 4,19-10
'пр
п0
1> п0
м;
/т = 3,5-10 4 м ; /мод0 = 7,09-10 9 кг - м2; Jпр = 6,81-10 9 кг - м2; ц„о„0 = 4,99-10 5 Н - м - с;
цпр = 5,02-10_5 Н - м - с; с = 3,58-10_4 Н - м ; иоп = 10 В ; А^ = 2-10_5м; км0д = 2,5-105 В/м;
Н-мод0 -5
ку = 8,5; 8пр = 10"5В; кдммод = 1,1 -10"5Н-м/В; кдпм = 1,27-10"5Н-м/В; Удм0? = 5-Ю"6с; Гдпмр = 10"5 с; уст 5 10 с; итест 25 ; ЦУтест 40 .
Моделирование (шаг интегрирования 5 -10 с ) было проведено с допущением об отсутствии входного кажущегося ускорения, т.е. ак = 0.
Результаты моделирования подтвердили снижение относительной погрешности идентификации коэффициента преобразования по сравнению с исследованиями [11, 12]. При вышеприведенных исходных данных указанная погрешность идентификации коэффициента преобразования составила
5Ка =
Ка _Ка
Ка
-100% = 0,052%.
Для оценки влияния различных параметров на точность идентификации коэффициента преобразования было проведено математическое моделирование. Получены осредненные зависимости относительной погрешности идентификации коэффициента преобразования от изменения длины чувствительного элемента с торсионами (рис. 4, а), коэффициента демпфирования чувствительного элемента (рис. 4, б), постоянной времени датчика момента (рис. 4, в) и среднеквадратического отклонения внутреннего шума акселерометра (рис. 4, г). а) б)
8КЯ, % 2
0
в)
8КЯ, %
0,8
1,2 ¡пр/1мод
1,2 Цпр/Цм
0
1 1 .......1......1.......
! \ 1 I
.......:......:....... .......1......;.......
! ! 1 1
1 : у \ П
\ \
1
2
3
тдм, ю-3 с
0
0,4 0,8 1,2 е, 10-3 В
Рис. 4
Из рис. 4, а видно, что относительная погрешность определения коэффициента преобразования акселерометра значительно возрастает только при увеличении длины чувствительного
1
1
2
1
элемента с торсионами более чем на 30 % и при уменьшении более чем на 25 %. Исследование проводилось при цмод=1,1 цпр, что свидетельствует о низкой методической погрешности разработанного метода. Из рис. 4, б видно, что относительная погрешность определения коэффициента преобразования значительно возрастает только при уменьшении коэффициента демпфирования более 20 %, что также подтверждает предыдущий тезис. Из рис. 4, в видно, что на
интервале Т^м = (0,5—2,5)-10-5 с погрешность идентификации коэффициента преобразования незначительна. При 7др > 2,5 -10_5 с методическая погрешность снижается из-за увеличения погрешности определения фактического значения параметра Jпр. Из рис. 4, г видно, что
только при увеличении уровня помехи до 1,65 -10 В начинается значительный рост погрешности идентификации коэффициента преобразования акселерометра, что также свидетельствует о необходимости предварительной обработки первичных результатов измерений с целью фильтрации внутренних шумов прибора.
Установлено, что изменение значений параметров акселерометра, кроме указанных в допущениях, практически не влияет на погрешность идентификации коэффициента преобразования прибора.
Выводы. Разработанный метод автономной косвенной идентификации коэффициента преобразования может быть использован для проведения диагностики работоспособности маятниковых акселерометров во время полета КА. Это способствует учету деградации метрологических характеристик и повышению точности определения приращения кажущейся скорости КА в режиме выполнения маневров. Предложенный метод может быть применен как к колебательным, так и к апериодическим системам третьего (и более) порядка.
Проведенные исследования показали, что применение разработанного метода с использованием эталонной модели акселерометра позволяет существенно снизить погрешность идентификации коэффициента преобразования, по сравнению с предыдущими исследованиями авторов [11, 12].
Для повышения качества идентификации в условиях случайных составляющих погрешностей акселерометра целесообразно использовать статистическую обработку измерений акселерометра, что приводит к увеличению времени процесса идентификации.
СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ
1. Фоминов И. В. Концепция многоуровневой адаптации комплексных навигационных систем малых космических аппаратов // Вестн. Самарского государственного аэрокосмического университета. 2015. Т. 14, № 1. С. 83—91.
2. Голяков А. Д., Фоминов И. В. Методы адаптивной обработки навигационных измерений бортовыми средствами искусственных спутников Земли // Навигация и гидрография. 2014. № 37. С. 28—35.
3. Дмитриев С. П., Колесов Н. В., Осипов А. В. Информационная надежность, контроль и диагностика навигационных систем. СПб: ЦНИИ „Электроприбор", 2003. 207 с.
4. Матвеев В. В., Распопов В. Я. Основы построения бесплатформенных инерциальных навигационных систем. СПб: ЦНИИ „Электроприбор", 2009. 280 с.
5. Стельмащук С. В. Определение момента инерции электропривода по кривой разгона методом Симою // Изв. Томского политехнического университета. Инжиниринг георесурсов. 2015. Т. 326, № 6. С. 103—113.
6. Пронин А. Н., Сапожникова К. В., Тайманов Р. Е. Интеллектуализация средств измерений как фактор увеличения надежности систем управления // Управление в морских и аэрокосмических системах (УМАС-2014): Сб. науч. тр. конф. (Санкт-Петербург, 8—9 октября 2014 г.). СПб: ЦНИИ „Электроприбор", 2014. С. 23—28.
7. Лачин В. И., Плотников Д. А. Реализация функций самодиагностики интеллектуальных датчиков вибрации // Изв. ЮФУ. Технические науки. 2012. № 3. С. 241—251.
8. Зайцев А. В., Канушкин С. В., Никишов А. Н., Семенов А. В. Подход к тестированию и диагностике авиакосмических систем с использованием нейросетевого идентификатора // Электронный журнал „Труды МАИ". 2011. № 47 [Электронный ресурс]: <www.mai.ru/science/trudy/published.php>.
9. Никишов А. Н., Зимарин А. М. Оптимальное управление сложными техническими системами с использованием обобщенного квадратичного показателя качества // Приборы и системы. Управление, контроль, диагностика. 2011. № 6. С. 5—8.
10. Гаргаев А. Н., Каширских В. Г. Идентификация параметров двигателей постоянного тока с помощью поисковых методов // Вестн. Кузбасского ГТУ. 2013. № 1. С. 131—134.
11. Фоминов И. В. Идентификация коэффициента преобразования маятникового компенсационного акселерометра в условиях орбитального полета космического аппарата // Вестн. Самарского государственного аэрокосмического университета им. С. П. Королева. 2014. № 4. С. 45—51.
12. Миронов В. И., Фоминов И. В., Малетин А. Н. Метод автономной косвенной идентификации коэффициента преобразования маятникового компенсационного акселерометра в условиях орбитального полета космического аппарата // Тр. СПИИРАН. 2015. Вып. 3(40). С. 93—109.
13. Дмитриев А. К., Юсупов Р. М. Идентификация и техническая диагностика. М.: МО СССР, 1987. 521 с.
14. Дилигенская А. Н. Идентификация объектов управления. Самара: СГТУ, 2009. 136 с.
15. Распопов В. Я. Микромеханические приборы. М.: Машиностроение, 2007. 400 с.
16. Назаров Б. И. и др. Командно-измерительные приборы. М.: МО СССР, 1987. 639 с.
Сведения об авторах
Иван Вячеславович Фоминов — д-р техн. наук; ВКА им. А. Ф. Можайского, кафедра автономных сис-
тем управления; начальник кафедры; E-mail: i.v.fominov@gmail.com Андрей Николаевич Малетин — канд. техн. наук; ВКА им. А. Ф. Можайского, отдел (научно-
исследовательский) обоснования направлений развития информационного обеспечения специальных комплексов; начальник лаборатории; E-mail: maletin@bk.ru
Алексей Игоревич Ключников — Государственный испытательный космодром „Плесецк" Министерст-
ва обороны Российской Федерации; Центр испытаний и применения космических средств; инженер-испытатель; E-mail: zxcvbn701@yandex.ru
Рекомендована кафедрой Поступила в редакцию
автономных систем управления 19.04.17 г.
Ссылка для цитирования: Фоминов И. В., Малетин А. Н., Ключников А. И. Метод автономной идентификации коэффициента преобразования маятникового компенсационного акселерометра на основе использования эталонной модели // Изв. вузов. Приборостроение. 2017. Т. 60, № 8. С. 770—780.
METHOD OF AUTONOMOUS IDENTIFICATION OF CONVERSION FACTOR OF PENDULUM COMPENSATING ACCELEROMETER ON THE BASIS OF A REFERENCE MODEL
I. V. Fominov1, A. N. Maletin1, A. I. Klyuchnikov2
1A. F. Mozhaisky Military Space Academy, 197198, St. Petersburg, Russia E-mail: i.v.fominov@gmail.com
21st State Test Spaceport „Plesetsk" 164170, Arkhangel'sk reg., Mirnyy, Russia
The actual task of testing metrological characteristics of measuring devices incorporated into spacecraft control system during orbital flight is considered. The task is performed on the example of a pendulum accelerometer of the compensation type. Test actions on the feedback circuit of the acceler-ometer are developed, the transient characteristic of the corresponding response signals of the accelerometer are analyzed. The developed method of autonomous indirect identification of the conversion factor
of pendulous compensating accelerometer is based on an iterative procedure of refinement of the reference model, and is characterized by the use of analytical expressions for the transition process under test actions. Numerical results are presented to confirm that the proposed method allows for highly accurate determination of the changing conversion factor for compensating accelerometer in conditions of orbital flight by built-in hardware and software means.
Keywords: pendulum compensating accelerometer, conversion factor, transient response, standard model, test actions, accuracy
Data on authors
Ivan V. Fominov — Dr. Sci.; A. F. Mozhaisky Military Space Academy, Department of
Autonomous Control Systems; Head of the Department; E-mail: i.v.fominov@gmail.com Andrey N. Maletin — PhD; A. F. Mozhaisky Military Space Academy, Department of Sub-
stantiation of Trends in Development of Information Support of Special Complexes; Head of Laboratory; E-mail: maletin@bk.ru Aleksey I. Klyuchnikov — 1st Test Spaceport «Plesetsk» of the RF Ministry of Defense, Center
of Tests and Application of Space Means; Testing Engineer; E-mail: zxcvbn701@yandex.ru
For citation: Fominov I. V., Maletin А. N., Klyuchnikov А. I. Method of autonomous identification of conversion factor of pendulum compensating accelerometer on the basis of a reference model. Journal of Instrument Engineering. 2017. Vol. 60, N 8. P. 770—780 (in Russian).
DOI: 10.17586/0021-3454-2017-60-8-770-780
