JP4441682B2

JP4441682B2 - Measuring method and apparatus of dynamic linearity of acceleration sensor using flying object

Info

Publication number: JP4441682B2
Application number: JP2003353328A
Authority: JP
Inventors: 章梅田
Original assignee: National Institute of Advanced Industrial Science and Technology AIST
Current assignee: National Institute of Advanced Industrial Science and Technology AIST
Priority date: 2003-10-14
Filing date: 2003-10-14
Publication date: 2010-03-31
Anticipated expiration: 2023-10-14
Also published as: JP2005121375A

Description

本発明は、飛翔体を用いた加速度センサの動的線形性の計測方法とその装置に関するものであり、本発明の属する技術の分野は、運動の計測が必要不可欠な分野、たとえば車両衝突安全、ロボット、輸送機器、原子力発電関連諸機器、船舶、宇宙航空機器、マイクロ運動デバイス等において必要となる、加速度を計測する分野である。 The present invention relates to a method and apparatus for measuring the dynamic linearity of an acceleration sensor using a flying object, and the technical field to which the present invention belongs is a field in which measurement of motion is indispensable, for example, vehicle collision safety, This is a field for measuring acceleration required for robots, transportation equipment, nuclear power generation related equipment, ships, aerospace equipment, micro motion devices, and the like.

従来、加速度センサを一次元振動台に設置し、振動台の運動をレーザ干渉計で測定する手法が加速度センサのもっとも信頼性の高い校正手法とみなされ、一次標準として用いられてきた。衝撃加速度を発生させる手法としては、単純な発射管から金属製飛翔体を発射させて棒端面に衝突させ、棒内部に発生させた弾性波パルスが加速度センサを取りつけたもう一方の棒端面で反射する際にその端面において発生する衝撃加速度で加速度センサの周波数特性を評価する手法がすでに実用化されている（例えば、特許文献１参照）。また、非特許文献１に記載のように、丸棒の一方の端面に金属球を接触させて固定し、この金属球に、別の金属球を飛翔させて衝突させ、上記同様にして、棒内部に発生させた弾性波パルスが加速度センサを取りつけたもう一方の棒端面で反射する際にその端面において発生する衝撃加速度で加速度センサの周波数特性を評価する手法は国際規格化されている。なお、加速度計（加速度センサ）としては、ＡＣ加速度計（加速度センサ）とＤＣ加速度計（加速度センサ）とが知られており、周波数特性において、直流分を含まない交流周波数帯域にある入力加速度に応答するような加速度計（加速度センサ）を、ＡＣ加速度計（ＡＣ加速度センサ）といい、周波数特性において、直流分を含む交流周波数帯域にある入力加速度に応答するような加速度計（加速度センサ）を、ＤＣ加速度計（ＤＣ加速度センサ）という。 Conventionally, a method of installing an acceleration sensor on a one-dimensional shaking table and measuring the movement of the shaking table with a laser interferometer has been regarded as the most reliable calibration method of the acceleration sensor and has been used as a primary standard. As a method of generating impact acceleration, a metal projectile is launched from a simple launch tube and collided with the rod end surface, and the elastic wave pulse generated inside the rod is reflected by the other rod end surface to which the acceleration sensor is attached. A method for evaluating the frequency characteristics of the acceleration sensor based on the impact acceleration generated at the end face of the sensor has already been put into practical use (see, for example, Patent Document 1). Further, as described in Non-Patent Document 1, a metal sphere is brought into contact with and fixed to one end face of a round bar, and another metal sphere is caused to fly and collide with the metal sphere. When the elastic wave pulse generated inside is reflected by the other end face of the rod to which the acceleration sensor is attached, a method for evaluating the frequency characteristic of the acceleration sensor by the impact acceleration generated at the end face has been internationally standardized. In addition, as an accelerometer (acceleration sensor), an AC accelerometer (acceleration sensor) and a DC accelerometer (acceleration sensor) are known. In the frequency characteristics, an input acceleration in an AC frequency band not including a DC component is used. An accelerometer (acceleration sensor) that responds is called an AC accelerometer (AC acceleration sensor), and an accelerometer (acceleration sensor) that responds to input acceleration in the AC frequency band including the DC component in frequency characteristics. DC accelerometer (DC acceleration sensor).

特公平６−５２２７０号公報Japanese Patent Publication No. 6-52270 ＩＳＯ／ＦＤＩＳ１６０６３−１３，Ｐａｒｔ１３：ＰｒｉｍａｒｙｓｈｏｃｋｃａｌｉｂｒａｔｉｏｎｕｓｉｎｇｌａｓｅｒｉｎｔｅｒｆｅｒｏｍｅｔｒｙISO / FDIS 16063-13, Part 13: Primary shock calibration using laser interferometry

しかしながら、加速度センサにおいては、通常の加速度レベル、周波数範囲における動的線形性に関する国際規格は未だに定められていない。 However, in the acceleration sensor, an international standard regarding dynamic linearity in a normal acceleration level and frequency range has not yet been established.

圧電加速度センサでは、非常に高い衝撃加速度まで計測できる製品が市場にでているが、動的計測で非常に重要なコンセプトである動的線形性を計測する手法は、提案すらされておらず、したがって、高い加速度レベルまで（例えば、10^６m/s^２）実際に動的線形性が成立するのかはまったく知られていない。そもそも周波数応答は、システムを平衡点近傍で線形化し、微小変動入力に対する微小出力と、その入力信号との比で表すべきものである。ＡＣ加速度センサは、その動作原理から直流加速度を検出しないので、平衡点は入力ゼロの状態しかありえない。従って、フルスケールに近い加速度を加えて周波数応答を計測することは、明らかに原則に反することである。従って、理論上、どうしても線形性のチェックは欠かせないことになる。 Piezoelectric accelerometers have products on the market that can measure up to very high impact acceleration, but no method has been proposed to measure dynamic linearity, a very important concept in dynamic measurement. Therefore, it is not known at all whether dynamic linearity is actually established up to a high acceleration level (for example, 10 ⁶ m / s ² ). In the first place, the frequency response should be expressed by the ratio of the minute output to the minute fluctuation input and its input signal by linearizing the system near the equilibrium point. Since an AC acceleration sensor does not detect DC acceleration from its operating principle, the equilibrium point can only be in a zero input state. Therefore, it is clearly against the principle to measure the frequency response with an acceleration close to full scale. Therefore, in theory, it is absolutely necessary to check the linearity.

地震の計測のような低周波数での加速度計測では、振動台の寄生横揺れ振動の影響を評価することが困難であり、同時に直線性の高い低周波数振動を実現することも困難であることから、直流分から加速度を計測できる加速度センサは、いまだに静的な校正しかなされていない。 In acceleration measurements at low frequencies, such as earthquake measurements, it is difficult to evaluate the effects of parasitic rolling vibrations of the shaking table, and at the same time, it is difficult to realize low-frequency vibrations with high linearity. Acceleration sensors that can measure acceleration from a direct current component are still only statically calibrated.

そこで本発明の目的は、以上のような問題を解消した飛翔体を用いた加速度センサの動的線形性の計測方法とその装置を提供することにある。 Accordingly, an object of the present invention is to provide a method and apparatus for measuring the dynamic linearity of an acceleration sensor using a flying object that has solved the above problems.

さらに本発明の具体的な目的は、産業上重要な加速度レベルから例えば10^６m/s^２までの広い加速度範囲における加速度センサの動的線形性を計測する方法とその装置を提供することにある。 A specific object of the present invention is to provide a method and apparatus for measuring the dynamic linearity of an acceleration sensor in a wide acceleration range from an industrially important acceleration level to, for example, 10 ⁶ m / s ^2. .

本発明の一態様は、発射管内に収容された互いに独立した第１及び第２の飛翔体を、当該発射管の一方の端から当該発射管内に噴射された高圧気体の圧力により当該発射管の他方の端から飛翔させて、丸棒の一方の端面に衝突させ、当該丸棒の他方の端面に取り付けた加速度センサの動的線形性の計測方法において、前記第１の飛翔体は軸状であり、前記第２の飛翔体は管状であり且つ前記第１の飛翔体の外側に互いに摺動可能に且つ前記発射管の内側に気密に移動可能であり、前記第１の飛翔体に固定され、前記第２の飛翔体に当接して当該発射管内を移動する第１の受圧体によって、前記第１及び第２の飛翔体を同時に駆動し、当該発射管の他方の端から飛翔させて前記丸棒の一方の端面に衝突させる第１ステップと、前記第１の受圧体によって、前記発射管内に収容された前記第１の飛翔体を駆動し、当該発射管の他方の端から飛翔させて前記丸棒の一方の端面に衝突させる第２ステップと、前記第２の飛翔体に固定した第２の受圧体によって、前記発射管内に収容された前記第２の飛翔体を駆動し、当該発射管の他方の端から飛翔させて前記丸棒の一方の端面に衝突させる第３ステップとを、同一衝突速度で当該各ステップを実行するという条件を満たして、複数の衝突速度で、順不同または一定の順序で実行し、前記各ステップ毎に、前記丸棒の一方の端面に加えられた衝撃により当該丸棒内部に発生する弾性波パルスの当該丸棒の他方の端面での反射により発生する該端面の運動を、前記加速度センサと、入力加速度計測装置とによって計測し、前記第１ステップによって得られた前記入力加速度計測装置の計測結果と、前記第２及び第３ステップによって得られた前記入力加速度計測装置の計測結果の和とが等しい範囲内において、前記第１ステップによって得られた前記加速度センサの出力信号と、前記第２及び第３ステップによって得られた前記加速度センサの出力信号の和とを、時間領域及び周波数領域の少なくとも１つで比較することによって当該加速度センサの動的線形性が得られる範囲を計測する飛翔体を用いた加速度センサの動的線形性の計測方法を特徴とする。 According to one aspect of the present invention, the first and second flying bodies housed in the launch tube are separated from each other by the pressure of the high-pressure gas injected into the launch tube from one end of the launch tube. In the method for measuring the dynamic linearity of an acceleration sensor that is made to fly from the other end and collide with one end face of the round bar and attached to the other end face of the round bar, the first flying body is axial. The second projecting body is tubular and slidable to the outside of the first projecting body and airtightly movable to the inside of the launch tube, and is fixed to the first projecting body. The first and second flying bodies are simultaneously driven by the first pressure-receiving body that moves in contact with the second flying body and moves in the firing tube, and is caused to fly from the other end of the firing tube and a first step of collision on one end surface of the rod, the first pressure receiving member Therefore, the second step of driving the first projecting body accommodated in the launch tube, causing the first projectile to fly from the other end of the launch tube and colliding with one end face of the round bar, and the second flight A second pressure receiving body fixed to the body drives the second flying body accommodated in the launching tube, and the second flying body is caused to fly from the other end of the firing tube and collide with one end surface of the round bar. 3 steps are performed at the same collision speed, satisfying the condition that each step is executed, and at a plurality of collision speeds, in random order or in a fixed order, and at each step, on one end face of the round bar The movement of the end face caused by reflection of the elastic wave pulse generated inside the round bar by the applied impact on the other end face of the round bar is measured by the acceleration sensor and the input acceleration measuring device, According to the first step In the range where the measurement result of the input acceleration measurement device obtained in the above and the sum of the measurement result of the input acceleration measurement device obtained in the second and third steps are equal, the measurement result obtained by the first step By comparing the output signal of the acceleration sensor and the sum of the output signals of the acceleration sensor obtained in the second and third steps in at least one of the time domain and the frequency domain, It is characterized by a method for measuring the dynamic linearity of an acceleration sensor using a flying object that measures a range where linearity can be obtained.

本発明の他の態様は、発射管内に収容された互いに独立した第１及び第２の飛翔体を、当該発射管の一方の端から当該発射管内に噴射された高圧気体の圧力により当該発射管の他方の端から飛翔させて、丸棒の一方の端面に衝突させ、当該丸棒の他方の端面に取り付けた加速度センサの動的線形性の計測装置において、前記第１の飛翔体は軸状であり、前記第２の飛翔体は管状であり且つ前記第１の飛翔体の外側に互いに摺動可能に且つ前記発射管の内側に気密に移動可能であり、前記第１の飛翔体に固定され、前記第２の飛翔体に当接して当該発射管内を移動する第１の受圧体によって、前記第１及び第２の飛翔体を同時に駆動し、当該発射管の他方の端から飛翔させて前記丸棒の一方の端面に衝突させ、前記発射管内に収容された前記第１の飛翔体を、前記第１の受圧体によって、当該発射管の他方の端から飛翔させて前記丸棒の一方の端面に衝突させ、および前記発射管内に収容された前記第２の飛翔体を、当該第２の飛翔体に固定した第２の受圧体によって、当該発射管の他方の端から飛翔させて前記丸棒の一方の端面に衝突させることによって前記丸棒の一方の端面に衝撃を加える手段と、前記丸棒の他方の端面の運動を計測する入力加速度計測装置と、前記入力加速度計測装置の計測結果と前記丸棒の他方の端面に取り付けた加速度センサの出力信号とを用いた計算を実行する計算手段とを具え、前記計算手段は、前記衝撃を加える手段によって、前記第１及び第２の飛翔体を同時に駆動し、飛翔させて前記丸棒の一方の端面に衝突させる第１ステップと、前記第１の飛翔体を駆動し、飛翔させて前記丸棒の一方の端面に衝突させる第２ステップと、前記第２の飛翔体を駆動し、飛翔させて前記丸棒の一方の端面に衝突させる第３ステップとを、同一衝突速度で当該各ステップを実行するという条件を満たして、複数の衝突速度で、順不同または一定の順序で実行した際に、前記各ステップ毎に、前記丸棒の一方の端面に加えられた衝撃により当該丸棒内部に発生する弾性波パルスの当該丸棒の他方の端面での反射により発生する該端面の運動を、前記加速度センサと、前記入力加速度計測装置とによって計測して、前記第１ステップによって得られた前記入力加速度計測装置の計測結果と、前記第２及び第３ステップによって得られた前記入力加速度計測装置の計測結果の和とが等しい範囲内において、前記第１ステップによって得られた前記加速度センサの出力信号と、前記第２及び第３ステップによって得られた前記加速度センサの出力信号の和とを、時間領域及び周波数領域の少なくとも１つで比較することによって当該加速度センサの動的線形性が得られる範囲を計算する飛翔体を用いた加速度センサの動的線形性の計測装置を特徴とする。 In another aspect of the present invention, the first and second independent flying bodies accommodated in the launch tube are caused to flow from the one end of the launch tube to the launch tube by the pressure of the high-pressure gas injected into the launch tube. In the measuring device for dynamic linearity of the acceleration sensor attached to the other end surface of the round bar, the first projecting body has an axial shape. The second projecting body is tubular and slidable to the outside of the first projecting body and can be moved in an airtight manner to the inside of the launching tube, and is fixed to the first projecting body. The first and second flying bodies are simultaneously driven by the first pressure receiving body that moves in contact with the second projecting body and moves in the launching tube, and is caused to fly from the other end of the launching tube. Colliding with one end surface of the round bar, the first rod housed in the launch tube The flying object is caused to fly from the other end of the launch tube by the first pressure receiving body to collide with one end surface of the round bar, and the second flying object accommodated in the launch tube is The second pressure receiving body fixed to the second projecting body is caused to fly from the other end of the launch tube and collide with one end surface of the round bar, thereby impacting one end surface of the round bar. The input acceleration measuring device for measuring the movement of the other end face of the round bar, the measurement result of the input acceleration measuring device, and the output signal of the acceleration sensor attached to the other end face of the round bar. comprising a calculating means for performing calculations, the calculation means, the means for applying the impact, driving said first and second projectile at the same time, to collisions on one end surface of the rod by flying A first step and the first step A second step of driving the flying object to fly and colliding with one end face of the round bar; and a third step of driving and flying the second flying object to hit one end face of the round bar. Satisfying the condition that each step is executed at the same collision speed, and at a plurality of collision speeds, in random order or in a fixed order, at each end of the round bar at each step. The movement of the end face caused by reflection of the elastic wave pulse generated inside the round bar by the applied impact on the other end face of the round bar is measured by the acceleration sensor and the input acceleration measuring device. The measurement result of the input acceleration measurement device obtained by the first step and the sum of the measurement result of the input acceleration measurement device obtained by the second and third steps are within the same range. Comparing the output signal of the acceleration sensor obtained by the first step with the sum of the output signals of the acceleration sensor obtained by the second and third steps in at least one of the time domain and the frequency domain. According to the present invention, the acceleration sensor dynamic linearity measuring device using the flying object for calculating the range in which the dynamic linearity of the acceleration sensor is obtained is characterized.

ここで、前記第２の受圧体は、前記第２の飛翔体の前記発射管の一方の端側の端を膜状部材で塞ぐこととすることができる。 Here, the second pressure-receiving body may be configured such that one end side of the launch tube of the second flying body is closed with a film-like member.

さらに、前記第１及び第２の飛翔体の少なくとも一方は、その衝突端部の材質がそれ以外の部分の材質と異なっていることとすることができる。 Furthermore, at least one of the first and second flying bodies may have a material of a collision end portion different from that of other portions.

さらに、前記丸棒の一方の端面に金属球を接触させて固定し、当該金属球に前記衝撃を加えることとすることができる。 Furthermore, a metal sphere can be contacted and fixed to one end surface of the round bar, and the impact can be applied to the metal sphere.

さらに、前記入力加速度計測装置は、前記丸棒の側面に貼り付けた少なくとも１つのひずみゲージであることとすることができる。 Furthermore, the input acceleration measuring device may be at least one strain gauge attached to a side surface of the round bar.

さらに、前記ひずみゲージを前記丸棒の軸方向に複数個貼りつけ、前記丸棒の一方の端面に与えた衝撃によって生じる当該端面から離れた当該丸棒の断面での弾性波パルスのひずみを、当該一方の端面からの距離zと前記衝撃開始からの時間tを変数とし、

と表し、ここで、

はスカラクの解析解の一次項、lpは前記第１または第２の飛翔体の長さ、Cpは前記第１または第２の飛翔体の中の縦波弾性波の伝ぱ速度であり、
前記軸方向の貼りつけ位置毎に異なる前記各ひずみゲージ出力の波形の位相を、前記丸棒の軸方向の一点Ｌ _１における弾性波パルスのひずみ

に変換し、ここで、

は、

であり、

は、位置Ln(n=1・・・N)におけるひずみゲージの断面での平均値、L, L ^-1 は、ラプラス演算子と逆ラプラス演算子であり、
当該変換後の前記各ひずみゲージ出力を加算してノイズを低減させる信号処理を行うこととすることができる。 Furthermore, the strain plurality pasted gauge in the axial direction of the rod, the strain of the elastic wave pulse in a cross section of the round bar away from the end surface caused by the impact given to the one end face of the front Kimarubo , Using the distance z from the one end face and the time t from the start of the impact as variables,

And it represents, here,

Is the first term of the analytical solution of Scalak, lp is the length of the first or second projectile, Cp is the propagation velocity of the longitudinal elastic wave in the first or second projectile,
The phase of said axial stuck varies from position each strain gage output of the waveform distortion of the elastic wave pulse in the axial direction of a point L ₁ of the rod

Where

Is

And

Is the average value at the cross section of the strain gauge at position Ln (n = 1... N), L, L ⁻¹ are the Laplace operator and the inverse Laplace operator,
Signal processing for reducing noise by adding the strain gauge outputs after the conversion can be performed.

さらに、前記丸棒の軸方向の一点を代表位置とし、前記加速度センサに印加された入力加速度を求めるために必要になる当該加速度センサを取り付けた丸棒端面に入射する弾性波パルスのひずみを、前記代表位置における弾性波パルスのひずみから求めることとすることができる。 Furthermore, with one point in the axial direction of the round bar as a representative position, the distortion of the elastic wave pulse incident on the end face of the round bar to which the acceleration sensor necessary for obtaining the input acceleration applied to the acceleration sensor is obtained , It can be determined from the distortion of the elastic wave pulse at the representative position .

さらに、前記ひずみゲージの出力信号を、前記丸棒の他方の端面の運動を直接計測するレーザ干渉計の計測結果に基づいて求めたひずみゲージの出力信号を真のひずみに補正する補正関数

により割り算して、前記加速度センサに印加された入力加速度を求めるために必要になる当該加速度センサを取り付けた丸棒端面に入射する弾性波パルスのひずみを求めることとすることができる。 Further, a correction function that corrects the output signal of the strain gauge based on the measurement result of the laser interferometer that directly measures the movement of the other end face of the round bar to the true strain.

The by dividing, it is possible to ask the distortion of the elastic wave pulse incident on the rod end face fitted with the acceleration sensor is required to determine the applied input acceleration to the acceleration sensor.

さらに、前記ひずみゲージ出力信号から前記丸棒の他方の端面に入射する弾性波パルスの過渡ひずみ信号を求める際に、前記丸棒の一方の端面に与えた衝撃によって生じる当該端面から離れた当該丸棒の断面での弾性波パルスのひずみを級数に展開したときの解析解の少なくとも１次の項を用いることとすることができる。 Further, when obtaining a transient strain signal of an elastic wave pulse incident on the other end face of the round bar from the strain gauge output signal, the round part separated from the end face caused by an impact applied to one end face of the round bar. it can be the use of at least first-order term of the analytical solution when deployed strain of the elastic wave pulses with a stick of the cross section in the grade number.

さらに、前記入力加速度計測装置は、前記丸棒の他方の端面の運動を非接触で直接計測する装置であることとすることができる。 Furthermore, the input acceleration measuring device may be a device that directly measures the movement of the other end face of the round bar in a non-contact manner.

さらに、前記加速度センサはＡＣ加速度センサであり、前記丸棒は、前記飛翔体の衝突時に水平であることとすることができる。 Furthermore, the acceleration sensor may be an AC acceleration sensor, and the round bar may be horizontal when the flying object collides.

さらに、前記加速度センサはＤＣ加速度センサであり、前記丸棒は、前記飛翔体の衝突時に垂直であることとすることができる。 Furthermore, the acceleration sensor may be a DC acceleration sensor, and the round bar may be vertical when the flying object collides.

さらに、前記第１の飛翔体および第２の飛翔体の少なくとも一方は径方向に分割され軸方向の長さが互いに異なり且つ同一軸上を互いに摺動可能な複数の部材からなる多重構造であり、前記第１乃至第３ステップの少なくとも２つを実行する際に、当該多重構造を構成する各部材の前記丸棒の一方の端面への衝突のタイミングを制御することによって前記丸棒の内部に発生する弾性波の周波数帯域幅を制御可能にすることができる。 Furthermore, at least one of the first flying object and the second flying object has a multiple structure composed of a plurality of members that are divided in the radial direction, have different axial lengths, and can slide on the same axis . , when executing at least two of the first to third step, the interior of the rod by controlling the timing of the collision with the one end face of the round bar of each unit member constituting the multiple structure The frequency bandwidth of the generated elastic wave can be controlled.

さらに、前記第１の飛翔体の軸方向の長さは、前記第２の飛翔体の軸方向の長さよりも長く、前記第１ステップにおいて、前記第１及び第２の飛翔体を微小時間差で衝突させた場合に、当該微小衝突時間差を計測し、該微小衝突時間差の計測結果に基づいて、前記入力加速度計測装置の計測結果及び前記加速度センサの出力信号を補正することとすることができる。 Furthermore, the axial length of the first flying object is longer than the axial length of the second flying object, and in the first step, the first and second flying objects are separated by a minute time difference. When a collision occurs, the minute collision time difference is measured, and the measurement result of the input acceleration measuring device and the output signal of the acceleration sensor can be corrected based on the measurement result of the minute collision time difference.

本発明のさらに他の態様は、発射管内に収容された互いに独立した第１及び第２の飛翔体を、当該発射管の一方の端から当該発射管内に噴射された高圧気体の圧力により当該発射管の他方の端から飛翔させて、丸棒の一方の端面に衝突させ、当該丸棒の他方の端面に取り付けた加速度センサの動的線形性を計測するためのデータの取得方法において、前記第１の飛翔体は軸状であり、前記第２の飛翔体は管状であり且つ前記第１の飛翔体の外側に互いに摺動可能に且つ前記発射管の内側に気密に移動可能であり、前記第１の飛翔体に固定され、前記第２の飛翔体に当接して当該発射管内を移動する第１の受圧体によって、前記第１及び第２の飛翔体を同時に駆動し、当該発射管の他方の端から飛翔させて前記丸棒の一方の端面に衝突させる第１ステップと、前記第１の受圧体によって、前記発射管内に収容された前記第１の飛翔体を駆動し、当該発射管の他方の端から飛翔させて前記丸棒の一方の端面に衝突させる第２ステップと、前記第２の飛翔体に固定した第２の受圧体によって、前記発射管内に収容された前記第２の飛翔体を駆動し、当該発射管の他方の端から飛翔させて前記丸棒の一方の端面に衝突させる第３ステップとを、同一衝突速度で当該各ステップを実行するという条件を満たして、複数の衝突速度で、順不同または一定の順序で実行し、前記各ステップ毎に、前記丸棒の一方の端面に加えられた衝撃により当該丸棒内部に発生する弾性波パルスの当該丸棒の他方の端面での反射により発生する該端面の運動を、前記加速度センサと、入力加速度計測装置とによって計測し、前記第１ステップによって得られた前記加速度センサの出力信号と、前記第２及び第３ステップによって得られた前記加速度センサの出力信号の和とを比較し、および前記第１ステップによって得られた前記入力加速度計測装置の計測結果と、前記第２及び第３ステップによって得られた前記入力加速度計測装置の計測結果の和とを比較することにより、前記加速度センサの動的線形性を計測することができるデータを取得する加速度センサの動的線形性を計測するためのデータの取得方法を特徴とする。 According to still another aspect of the present invention, the first and second flying bodies housed in the launch tube are separated from each other by the pressure of the high-pressure gas injected into the launch tube from one end of the launch tube. In the data acquisition method for measuring the dynamic linearity of the acceleration sensor that is made to fly from the other end of the tube, collide with one end surface of the round bar, and attached to the other end surface of the round bar, The first flying body is axial, the second flying body is tubular and slidable to the outside of the first flying body and airtightly movable to the inside of the launching tube, The first and second flying bodies are simultaneously driven by the first pressure receiving body fixed to the first flying body and moving in the launching tube in contact with the second flying body. by flying from the other end first to collision on one end surface of the rod And a step of driving the first flying body accommodated in the launch tube by the first pressure receiving body, causing the first flying body to fly from the other end of the launch tube and colliding with one end face of the round bar. The second projecting body housed in the launch tube is driven by two steps and the second pressure receiving body fixed to the second projecting body, and the second projecting body is caused to fly from the other end of the launch tube. The third step of colliding with one end face of the rod is executed in a random order or in a fixed order at a plurality of collision speeds, satisfying the condition that each step is executed at the same collision speed, and for each step , The movement of the end face generated by reflection of the elastic wave pulse generated inside the round bar by the impact applied to one end face of the round bar on the other end face of the round bar, and the input to the acceleration sensor Depending on the acceleration measuring device Measure and compare the output signal of the acceleration sensor obtained by the first step with the sum of the output signals of the acceleration sensor obtained by the second and third steps, and obtain by the first step. The dynamic linearity of the acceleration sensor is measured by comparing the obtained measurement result of the input acceleration measurement device with the sum of the measurement results of the input acceleration measurement device obtained in the second and third steps. It is characterized by a data acquisition method for measuring the dynamic linearity of an acceleration sensor that acquires data that can be obtained.

本発明のさらに他の態様は、発射管内に収容された互いに独立した第１及び第２の飛翔体を、当該発射管の一方の端から当該発射管内に噴射された高圧気体の圧力により当該発射管の他方の端から飛翔させて、丸棒の一方の端面に衝突させ、当該丸棒の他方の端面に取り付けた加速度センサの動的線形性を計測するためのデータの取得装置において、前記第１の飛翔体は軸状であり、前記第２の飛翔体は管状であり且つ前記第１の飛翔体の外側に互いに摺動可能に且つ前記発射管の内側に気密に移動可能であり、前記第１の飛翔体に固定され、前記第２の飛翔体に当接して当該発射管内を移動する第１の受圧体によって、前記第１及び第２の飛翔体を同時に駆動し、当該発射管の他方の端から飛翔させて前記丸棒の一方の端面に衝突させ、前記発射管内に収容された前記第１の飛翔体を、前記第１の受圧体によって、当該発射管の他方の端から飛翔させて前記丸棒の一方の端面に衝突させ、および前記発射管内に収容された前記第２の飛翔体を、当該第２の飛翔体に固定した第２の受圧体によって、当該発射管の他方の端から飛翔させて前記丸棒の一方の端面に衝突させることによって前記丸棒の一方の端面に衝撃を加える手段と、前記丸棒の他方の端面の運動を計測する入力加速度計測装置と、前記入力加速度計測装置の計測結果と前記丸棒の他方の端面に取り付けた加速度センサの出力信号とを前記加速度センサの動的線形性を計測するためのデータとして取得するデータ取得手段とを具え、前記データ取得手段は、前記衝撃を加える手段によって、前記第１及び第２の飛翔体を同時に駆動し、飛翔させて前記丸棒の一方の端面に衝突させる第１ステップと、前記第１の飛翔体を駆動し、飛翔させて前記丸棒の一方の端面に衝突させる第２ステップと、前記第２の飛翔体を駆動し、飛翔させて前記丸棒の一方の端面に衝突させる第３ステップとを、同一衝突速度で当該各ステップを実行するという条件を満たして、複数の衝突速度で、順不同または一定の順序で実行した際に、前記各ステップ毎に、前記丸棒の一方の端面に加えられた衝撃により当該丸棒内部に発生する弾性波パルスの当該丸棒の他方の端面での反射により発生する該端面の運動を、前記加速度センサと、前記入力加速度計測装置とによって計測して、前記第１ステップによって得られた前記加速度センサの出力信号と、前記第２及び第３ステップによって得られた前記加速度センサの出力信号の和とを比較し、および前記第１ステップによって得られた前記入力加速度計測装置の計測結果と、前記第２及び第３ステップによって得られた前記入力加速度計測装置の計測結果の和とを比較することにより、前記加速度センサの動的線形性を計測することができるデータを取得する加速度センサの動的線形性を計測するためのデータの取得装置を特徴とする。 According to still another aspect of the present invention, the first and second flying bodies housed in the launch tube are separated from each other by the pressure of the high-pressure gas injected into the launch tube from one end of the launch tube. In the data acquisition apparatus for measuring the dynamic linearity of an acceleration sensor that is made to fly from the other end of the tube, collide with one end surface of the round bar, and attached to the other end surface of the round bar, The first flying body is axial, the second flying body is tubular and slidable to the outside of the first flying body and airtightly movable to the inside of the launching tube, The first and second flying bodies are simultaneously driven by the first pressure receiving body fixed to the first flying body and moving in the launching tube in contact with the second flying body. Fly from the other end to collide with one end face of the round bar, The first projecting body accommodated in the launch tube is caused to fly from the other end of the launch tube by the first pressure receiving body to collide with one end surface of the round bar, and accommodated in the launch tube. The second flying body is made to fly from the other end of the launch tube by the second pressure receiving body fixed to the second flying body and collide with one end face of the round bar. A means for applying an impact to one end face of the round bar, an input acceleration measuring device for measuring the movement of the other end face of the round bar, a measurement result of the input acceleration measuring device and the other end face of the round bar Data acquisition means for acquiring an output signal of the acceleration sensor as data for measuring the dynamic linearity of the acceleration sensor, and the data acquisition means includes the first and second means by means of applying the impact. Flying object Simultaneously driven, a first step of collision on one end surface of the rod by flying, driving said first projectile, a second step of impinging on one end surface of the rod by flying And a third step of driving the second flying body and causing it to fly and collide with one end face of the round bar, satisfying the condition that each step is executed at the same collision speed, and a plurality of collision speeds In each of the steps, the other end face of the round bar of an elastic wave pulse generated inside the round bar due to an impact applied to one end face of the round bar when executed in random order or in a fixed order. The movement of the end face caused by reflection at the surface is measured by the acceleration sensor and the input acceleration measuring device, the output signal of the acceleration sensor obtained by the first step, the second and third Step by step And the input signal obtained by the second and third steps, and the measurement result of the input acceleration measuring device obtained by the first step. A data acquisition device for measuring the dynamic linearity of the acceleration sensor that acquires data capable of measuring the dynamic linearity of the acceleration sensor by comparing the sum of the measurement results of the acceleration measurement device. Features.

（１）加速度センサの動的線形性を測定することができる。これによって、加速度計測一次標準の確立に貢献することができる。
（２）加速度計測二次標準の確立に貢献することができる。
（３）加速度センサによる計測の信頼性が向上する。
（４）高衝撃加速度計測、特にピーク加速度計測の信頼性が向上する。
（５）加速度センサの周波数特性評価の信頼性が向上する。周波数特性計測の前提となる動的線形性は手法がないことで国際規格に記述はない。同時に、本発明は単純な発射管でできることが長所である。
（６）加速度センサの動的線形性に関する国内規格を定めることに貢献できる。
（７）加速度センサの動的線形性に関する国際規格を定めることに貢献できる。 (1) The dynamic linearity of the acceleration sensor can be measured. This can contribute to the establishment of the primary standard for acceleration measurement.
(2) It can contribute to the establishment of a secondary standard for acceleration measurement.
(3) Reliability of measurement by the acceleration sensor is improved.
(4) Reliability of high impact acceleration measurement, particularly peak acceleration measurement is improved.
(5) The reliability of the frequency characteristic evaluation of the acceleration sensor is improved. The dynamic linearity that is the premise of frequency characteristic measurement is not described in the international standard because there is no method. At the same time, it is an advantage that the present invention can be done with a simple launch tube.
(6) It is possible to contribute to setting a domestic standard regarding the dynamic linearity of the acceleration sensor.
(7) It is possible to contribute to setting an international standard for dynamic linearity of an acceleration sensor.

（計測装置全体の説明）
図１の（ａ）は、加速度センサの動的線形性を計測する装置の構成を示す。１は直径に比較して長さが十分に長い金属の丸棒であって、複数箇所（図では２箇所に示す）においてボールベアリング、コロ軸受けなどから構成された点接触支持装置２によって水平に支持され、丸棒１の軸方向の剛体運動を拘束しないようになっており、このため、丸棒１内における弾性波の伝ぱへの影響が最小限に抑えられている。３は、丸棒１の一方の端面に衝撃を加える手段の一部を構成する発射管であって、互いに独立した２つの飛翔体４Ａ，４Ｂ（図１の（ｂ）参照）を高圧空気によって同時にまたは別々に駆動して飛翔させ、丸棒１の一方の端面に衝突させるように適当な固定手段によって位置決めされ固定されている。発射管３と丸棒１との間の距離は、発射管３を固定している適当な固定手段を調整することによって、または支持装置２上の丸棒１の静止位置を水平方向に動かすことによって変更することができる。飛翔体の構造に関しては後述する。 (Description of the entire measuring device)
(A) of FIG. 1 shows the structure of the apparatus which measures the dynamic linearity of an acceleration sensor. Reference numeral 1 denotes a metal round bar that is sufficiently long compared to its diameter, and is horizontally placed by a point contact support device 2 composed of ball bearings, roller bearings, and the like at a plurality of locations (shown in 2 locations in the figure). It is supported and does not restrain the rigid body motion of the round bar 1 in the axial direction. Therefore, the influence on the propagation of the elastic wave in the round bar 1 is minimized. Reference numeral 3 denotes a launch tube that constitutes a part of a means for applying an impact to one end face of the round bar 1, and two flying bodies 4A and 4B (see FIG. 1B) that are independent from each other are pressurized by high-pressure air. It is positioned and fixed by suitable fixing means so as to fly by driving simultaneously or separately and collide with one end face of the round bar 1. The distance between the launch tube 3 and the round bar 1 is changed by adjusting the appropriate fixing means securing the launch tube 3 or by moving the stationary position of the round bar 1 on the support device 2 in the horizontal direction. can do. The structure of the flying object will be described later.

５は丸棒１の他方の端面に取り付けられた加速度センサ、６は丸棒１の他方の端面の運動を計測する入力加速度計測装置としての複数個のひずみゲージであって、本実施形態では、丸棒１の側面（丸棒１の軸方向の両端面を除く表面）上の周方向と軸方向にそれぞれ複数個貼り付けられている。 5 is an acceleration sensor attached to the other end face of the round bar 1, and 6 is a plurality of strain gauges as an input acceleration measuring device for measuring the movement of the other end face of the round bar 1. In this embodiment, A plurality of pieces are attached in the circumferential direction and the axial direction on the side surface of the round bar 1 (the surface excluding both end faces in the axial direction of the round bar 1).

７は丸棒１の他方の端面に照射されるレーザ光であって、不図示のレーザ干渉計から出射される。これらの加速度センサ５の検出出力信号、ひずみゲージ６の検出出力信号およびレーザ干渉計の検出出力信号は、演算装置（通常はコンピュータによって構成される）に供給され、この演算装置によって後述するような加速度センサの動的線形性の計測のための種々の演算を行う。 Reference numeral 7 denotes a laser beam applied to the other end face of the round bar 1 and is emitted from a laser interferometer (not shown). The detection output signal of the acceleration sensor 5, the detection output signal of the strain gauge 6, and the detection output signal of the laser interferometer are supplied to an arithmetic device (usually configured by a computer), and will be described later by the arithmetic device. Various calculations are performed to measure the dynamic linearity of the acceleration sensor.

２つの飛翔体４Ａ，４Ｂは、図１の（ｂ）に例示すように、２重構造にすることができる。内側の飛翔体４Ａは、軸状をなしていて、その基端は、発射管３内に軸方向に気密に移動可能に設けられた受圧体としてのフランジ４Ｃの中心にねじ込まれ固定されている。外側の飛翔体４Ｂは、飛翔体４Ａの外側に互いに摺動可能に且つ発射管３の内側に気密に移動可能に配置することができる。この場合、飛翔体４Ｂの基端がフランジ４Ｃに当接した状態で、分離可能にフランジ４Ｃによって支持され、この状態において、飛翔体４Ｂの飛翔方向上の先端位置は飛翔体４Ａのそれと同じかまたは飛翔体４Ａよりは飛翔方向の下流側に突出しない長さを有している。２つの飛翔体４Ａ，４Ｂは、共に発射管３内に配置することもでき、各々単独に発射管３内に配置することもできる。 The two flying bodies 4A and 4B can have a double structure as illustrated in FIG. The inner flying body 4A has an axial shape, and its base end is screwed and fixed to the center of a flange 4C as a pressure receiving body provided in the firing tube 3 so as to be airtightly movable in the axial direction. . The outer flying bodies 4B can be arranged so as to be slidable on the outside of the flying body 4A and in an airtight manner inside the launch tube 3. In this case, the flying object 4B is detachably supported by the flange 4C in a state where the base end of the flying object 4B is in contact with the flange 4C. In this state, the tip position of the flying object 4B in the flying direction is the same as that of the flying object 4A. Or it has the length which does not protrude to the downstream of a flight direction rather than the flying body 4A. The two flying bodies 4A and 4B can be both disposed in the launch tube 3, or can be disposed in the launch tube 3 independently.

なお、フランジ４Ｃが発射管３の開口側の端から飛び出さない状態で、内側の飛翔体４Ａの先端が丸棒１の一方の端面に当るように、しかも、フランジ４Ｃの中心、すなわち、飛翔体４Ａの軸心が丸棒１の軸心と一致するように、発射管３と丸棒１の一方の端面との間の距離および位置関係が調節されている。 In addition, in a state where the flange 4C does not jump out from the end on the opening side of the launch tube 3, the tip of the inner flying body 4A hits one end face of the round bar 1, and the center of the flange 4C, that is, the flight. The distance and the positional relationship between the launch tube 3 and one end face of the round bar 1 are adjusted so that the axis of the body 4A coincides with the axis of the round bar 1.

発射管３の閉塞側の端は、第１の開閉弁８を介して第１の高圧空気源９と、第２の開閉弁１０を介して第２の高圧空気源１１と各々接続されており、開閉弁８および１０は弁開閉制御装置１２によってその開閉が各々個別に制御される。第１の高圧空気源９内の空気圧力および第２の高圧空気源１１は各々調整可能であり、その圧力は圧力計（不図示）で計測できる。第１の開閉弁８および第１の高圧空気源９は、２つの飛翔体４Ａ，４Ｂを同時に駆動するために使用される。第２の開閉弁１０および第２の高圧空気源１１は、２つの飛翔体４Ａ，４Ｂを各々単独に駆動するために使用される。 The closed end of the launch tube 3 is connected to a first high-pressure air source 9 via a first on-off valve 8 and a second high-pressure air source 11 via a second on-off valve 10. The opening / closing valves 8 and 10 are individually controlled to be opened and closed by a valve opening / closing control device 12. The air pressure in the first high-pressure air source 9 and the second high-pressure air source 11 can be adjusted, and the pressure can be measured with a pressure gauge (not shown). The first on-off valve 8 and the first high-pressure air source 9 are used to drive the two flying bodies 4A and 4B simultaneously. The second on-off valve 10 and the second high-pressure air source 11 are used to drive the two flying bodies 4A and 4B independently.

飛翔体の飛翔態様について説明する。
（１）２つの飛翔体４Ａ，４Ｂの同時駆動
２つの飛翔体４Ａ，４Ｂを支持したフランジ４Ｃが発射管３の閉塞端側に位置するように２つの飛翔体４Ａ，４Ｂを発射管３内に配置する。なお、飛翔体４Ｂの基端がフランジ４Ｃに当接した状態で、分離可能にフランジ４Ｃによって支持され、この状態において、飛翔体４Ｂの飛翔方向上の先端位置が飛翔体４Ａのそれとほぼ同じであるような長さを有している飛翔体４Ｂを用いた場合を説明する。第１の開閉弁８が閉じた状態から弁開閉制御装置１２によって開にすると、高圧空気が開閉弁８を介して発射管３内に瞬時に供給され、フランジ４Ｃは、供給された高圧空気によって駆動され、この結果、フランジ４Ｃ（およびこれと一体の内側の飛翔体４Ａ）は丸棒１の一方の端面に向かって高速移動し、フランジ４Ｃによって外側の飛翔体４Ｂも同時に駆動され、飛翔して、２つの飛翔体４Ａ，４Ｂは、ほぼ同時に丸棒１の一方の端面に衝突する。このときの２つの飛翔体４Ａ，４Ｂの衝突速度の測定手段に関しては後述する。なお、図１に例示するような、飛翔体４Ｂの基端がフランジ４Ｃに当接した状態で、分離可能にフランジ４Ｃによって支持され、この状態において、飛翔体４Ｂの飛翔方向上の先端位置が飛翔体４Ａのそれよりも飛翔方向の下流側に突出しない長さを飛翔体４Ｂが有している場合は、２つの飛翔体４Ａ，４Ｂを同時駆動すると、まず、内側の飛翔体４Ａが丸棒１の一方の端面に衝突し、ついで、外側の飛翔体４Ｂが丸棒１の一方の端面に衝突する。このときの２つの飛翔体４Ａ，４Ｂの各々の衝突速度の測定手段に関しても後述する。 The flight mode of the flying object will be described.
(1) Simultaneous driving of two projectiles 4A and 4B The two projectiles 4A and 4B are placed in the launch tube 3 so that the flange 4C supporting the two projectiles 4A and 4B is positioned on the closed end side of the launch tube 3. To place. The flying body 4B is supported by the flange 4C in a state where the base end of the flying body 4B is in contact with the flange 4C. In this state, the tip position of the flying body 4B in the flying direction is substantially the same as that of the flying body 4A. A case where the flying object 4B having a certain length is used will be described. When the first opening / closing valve 8 is closed and opened by the valve opening / closing control device 12, high-pressure air is instantaneously supplied into the launch pipe 3 via the opening / closing valve 8, and the flange 4C is supplied by the supplied high-pressure air. As a result, the flange 4C (and the inner flying body 4A integral with the flange 4C) move at a high speed toward one end face of the round bar 1, and the outer flying body 4B is simultaneously driven by the flange 4C to fly. The two flying bodies 4A and 4B collide with one end surface of the round bar 1 almost simultaneously. The means for measuring the collision speed of the two flying bodies 4A and 4B at this time will be described later. As shown in FIG. 1, the flying object 4B is supported by the flange 4C in a state where the base end of the flying object 4B is in contact with the flange 4C. In this state, the tip position of the flying object 4B in the flying direction is When the flying object 4B has a length that does not protrude downstream in the flying direction from that of the flying object 4A, when the two flying objects 4A and 4B are simultaneously driven, first, the inner flying object 4A is round. It collides with one end face of the rod 1, and then the outer flying object 4 </ b> B collides with one end surface of the round bar 1. The means for measuring the collision speed of each of the two flying bodies 4A and 4B at this time will also be described later.

（２）内側の飛翔体４Ａの単独駆動
フランジ４Ｃが発射管３の閉塞端側に位置するように飛翔体４Ａを発射管３内に配置し、第２の開閉弁１０を閉じた状態から弁開閉制御装置１２によって開にすると、高圧空気が開閉弁１０を介して発射管３内に瞬時に供給され、フランジ４Ｃは、供給された高圧空気によって駆動され、この結果、フランジ４Ｃおよびこれと一体の内側の飛翔体４Ａは丸棒１の一方の端面に向かって高速移動し、飛翔して、飛翔体４Ａは、丸棒１の一方の端面に衝突する。このときの衝突速度は後述する測定手段によって測定されるが、第２の高圧空気源１１の圧力を調節することによって、２つの飛翔体４Ａ，４Ｂの同時駆動時の衝突速度と同じ速度が得られるようにする。 (2) Single drive of the inner flying body 4A The flying body 4A is arranged in the launch tube 3 so that the flange 4C is located on the closed end side of the launch tube 3, and the second on-off valve 10 is closed. When opened by the opening / closing control device 12, high-pressure air is instantaneously supplied into the launch tube 3 via the on-off valve 10, and the flange 4C is driven by the supplied high-pressure air. As a result, the flange 4C and this are integrated. The flying body 4A on the inside moves at high speed toward one end face of the round bar 1 and flies, and the flying body 4A collides with one end face of the round bar 1. The collision speed at this time is measured by a measuring means to be described later. By adjusting the pressure of the second high-pressure air source 11, the same speed as the collision speed when the two flying bodies 4A and 4B are simultaneously driven is obtained. To be able to.

（３）外側の飛翔体４Ｂの単独駆動
外側の飛翔体４Ｂの一方の端面にその内側を塞ぐように高分子膜などの軽くて薄い膜を貼り付ける。この状態で膜を貼り付けた側が発射管３の閉塞端側に位置するように飛翔体４Ｂを発射管３内に配置し、第２の開閉弁１０を閉じた状態から弁開閉制御装置１２によって開にすると、高圧空気が開閉弁１０を介して発射管３内に瞬時に供給され、飛翔体４Ｂの一方の端面に貼り付けた高分子膜などの膜は、供給された高圧空気によって駆動され、この結果、飛翔体４Ｂは丸棒１の一方の端面に向かって高速移動し、飛翔して、丸棒１の一方の端面に衝突する。このときの衝突速度は後述する測定手段によって測定されるが、第２の高圧空気源１１の圧力を調節することによって、２つの飛翔体４Ａ，４Ｂの同時駆動時の衝突速度と同じ速度が得られるようにする。 (3) Single driving of the outer flying object 4B A light and thin film such as a polymer film is attached to one end face of the outer flying object 4B so as to block the inner side. In this state, the flying body 4B is arranged in the launch tube 3 so that the side to which the film is attached is located on the closed end side of the launch tube 3, and the second opening / closing valve 10 is closed by the valve opening / closing control device 12. When opened, high-pressure air is instantaneously supplied into the launch tube 3 through the on-off valve 10, and a film such as a polymer film attached to one end face of the flying object 4B is driven by the supplied high-pressure air. As a result, the flying object 4B moves at high speed toward one end face of the round bar 1 and flies to collide with one end face of the round bar 1. The collision speed at this time is measured by a measuring means to be described later. By adjusting the pressure of the second high-pressure air source 11, the same speed as the collision speed when the two flying bodies 4A and 4B are simultaneously driven is obtained. To be able to.

飛翔体の衝突速度の測定手段について説明する。
１３はレーザ光源であって、そこから出射されたレーザ光は、２つの鏡１４（一方の鏡は半透過性であってレーザ光の一部を透過する）で反射し丸棒１の中心軸と直交してその一方の端面の近傍を通過し、２つの受光素子１５に入射する。２つの受光素子１５の受光出力は、飛翔体の丸棒１への衝突時の速度を計測するカウンタ１６に入力される。飛翔体が駆動され、飛翔して丸棒１の一方の端面に衝突する直前に、その先端が、まず、発射管３に近い側のレーザ光を遮光し、ついで、丸棒１に近い側のレーザ光を遮光する。レーザ光が遮光されると、受光素子の受光出力はオフされる。したがって、飛翔体の衝突の際に、カウンタ１６によって、２つの受光素子１５からの２つの受光出力信号のオフとオフの間のタイミングをカウントし、そのカウント結果に基づいて飛翔体の衝突速度を計測することができる。なお、以上の構成（レーザ光源１３、鏡１４、受光素子１５およびカウンタ１６）を第１の測定手段とすると、第２の測定手段として、上記同様の構成であって、レーザ光が丸棒１の中心軸から外れて丸棒１と直交するようにした測定手段をさらに設けることもできる。すなわち、この第２の測定手段は、外側の飛翔体４Ｂの先端が丸棒１の一方の端面に衝突する直前に前記レーザ光源とは別の各レーザ光源からのレーザ光を遮光するように、別のレーザ光源と、この別のレーザ光源からのレーザ光源に対する２つの鏡および２つの受光素子とが設けられ（不図示）、２つの受光素子の受光出力が共通に使用するカウンタ１６に入力され、上記同様の計測が行われる。この第２の測定手段と、上記の第１の測定手段とを併用し、カウンタ１６においてこれら２つの測定手段からの信号を同一のクロックによって処理することによって、内側の飛翔体４Ａの衝突から外側の飛翔体４Ｂの衝突までの時間差も計測することができる。 A means for measuring the collision speed of the flying object will be described.
Reference numeral 13 denotes a laser light source, and laser light emitted from the laser light source is reflected by two mirrors 14 (one mirror is semi-transmissive and transmits part of the laser light), and the central axis of the round bar 1 Passes through the vicinity of one of the end faces and enters the two light receiving elements 15. The light reception outputs of the two light receiving elements 15 are input to a counter 16 that measures the speed when the flying object collides with the round bar 1. Immediately before the flying object is driven to fly and collide with one end face of the round bar 1, its tip first shields the laser beam on the side close to the launch tube 3, and then on the side near the round bar 1. The laser beam is shielded. When the laser beam is blocked, the light receiving output of the light receiving element is turned off. Therefore, when the flying object collides, the counter 16 counts the timing between the two light receiving output signals from the two light receiving elements 15 between OFF and OFF, and the flying object collision speed is determined based on the count result. It can be measured. If the above configuration (laser light source 13, mirror 14, light receiving element 15 and counter 16) is the first measuring means, the second measuring means has the same configuration as described above, and the laser beam is a round bar 1. Further, it is possible to further provide a measuring means that is deviated from the central axis of the rod and orthogonal to the round bar 1. That is, the second measuring means shields the laser light from each laser light source different from the laser light source immediately before the tip of the outer flying object 4B collides with one end surface of the round bar 1. Another laser light source and two mirrors and two light receiving elements for the laser light source from this other laser light source are provided (not shown), and the light receiving outputs of the two light receiving elements are input to the counter 16 used in common. The same measurement as described above is performed. The second measuring means and the first measuring means are used in combination, and the counter 16 processes the signals from the two measuring means with the same clock, so that the outer flying object 4A can be separated from the outside. The time difference until the collision of the flying object 4B can also be measured.

カウンタ１６の計測結果は上述した演算装置に供給され、加速度センサの動的線形性の計測に用いられる。 The measurement result of the counter 16 is supplied to the arithmetic device described above and used for measuring the dynamic linearity of the acceleration sensor.

（演算装置において行われる演算処理の内容）
（１）レーザ干渉計による丸棒１の他方の端面の運動の計測 (Contents of arithmetic processing performed in the arithmetic unit)
(1) Measurement of movement of the other end face of the round bar 1 by a laser interferometer

ここで、εの上についているドットは時間微分を表す。 Here, the dot on ε represents time differentiation.

ここで、a_in,L,1(t)、a_in,L,2(t)、a_in,L,1+2(t)は、レーザ干渉計の計測値から得られる丸棒１の他方の端面の加速度である。 Here, a _{in, L, 1} (t), a _{in, L, 2} (t), a _{in, L, 1 + 2} (t) are the other of the round bars 1 obtained from the measured values of the laser interferometer. Is the acceleration of the end face.

式（１．９），（１．１０）は、上述した動的線形性の定義から導かれる数式である。動的線形性の定義は、入力信号x(t)に対する出力信号をX(t)として、入力信号y(t)に対する出力信号をY(t)とするとき、任意定数a, bを用いて、入力信号ax(t)+by(t)に対する出力信号がaX(t)+bY(t)となれば、動的線形性が成立するということであり、この一般的定義に対して、式（１．９），（１．１０）はａ＝１，ｂ＝１の場合を想定したものである。 Expressions (1.9) and (1.10) are mathematical expressions derived from the definition of dynamic linearity described above. Dynamic linearity is defined by using arbitrary constants a and b when the output signal for the input signal x (t) is X (t) and the output signal for the input signal y (t) is Y (t). If the output signal for the input signal ax (t) + by (t) is aX (t) + bY (t), dynamic linearity is established. (1.9) and (1.10) assume the case where a = 1 and b = 1.

これは例えば、外側の飛翔体４Ｂの方が０．１秒だけ内側の飛翔体４Ａより遅れて衝突した場合には、Δｔ＝０．１となる。 For example, Δt = 0.1 when the outer flying object 4B collides with the inner flying object 4A by 0.1 second later than the inner flying object 4A.

（２）ひずみゲージによる計測
（２−１）丸棒１の側面の軸方向の１箇所に貼られたひずみゲージ（周方向に複数貼られた場合も含む。この場合、検出値として周方向複数個のひずみゲージの検出値の平均値を用いる。）による計測 (2) Measurement by strain gauge (2-1) Strain gauge attached to one axial position on the side surface of the round bar 1 (including a case where a plurality of pieces are attached in the circumferential direction. In this case, a plurality of circumferential directions are detected as detected values. The average value of the detected values of each strain gauge is used.)

（２−２）丸棒１の側面の軸方向の複数箇所に貼られた複数個のひずみゲージ（軸方向上の各ひずみゲージの貼られた位置において周方向に複数個のひずみゲージが貼られた場合も含む。この場合、検出値として周方向複数個のひずみゲージの検出値の平均値を用いる。）による計測 (2-2) A plurality of strain gauges affixed to a plurality of axial positions on the side surface of the round bar 1 (a plurality of strain gauges are affixed in the circumferential direction at the position where each strain gauge is affixed in the axial direction). In this case, the average value of the detection values of a plurality of strain gauges in the circumferential direction is used as the detection value.)

多数のひずみゲージを用いて感度を上げるために、以下の手順を取る。 To increase sensitivity using multiple strain gauges, the following procedure is taken.

丸棒の軸方向に貼られた複数のひずみゲージを用い出力信号の加算平均を計算することにより、ノイズの影響を減らし微小動的ひずみの計測が可能になる。 By calculating the average of the output signals using a plurality of strain gauges attached in the axial direction of the round bar, the influence of noise can be reduced and the measurement of minute dynamic strain becomes possible.

（２−３）丸棒１の側面の軸方向の１箇所に貼られたひずみゲージ（周方向に複数貼られた場合も含む。この場合、検出値として周方向複数個のひずみゲージの検出値の平均値を用いる。）による計測値の補正 (2-3) Strain gauge affixed to one location in the axial direction on the side surface of the round bar 1 (including a case where a plurality of strain gauges are affixed in the circumferential direction. Correction of measured values by using the average value of

（２−４）丸棒１の側面の軸方向の複数箇所に貼られた複数個のひずみゲージ（軸方向上の各ひずみゲージの貼られた位置において周方向に複数個のひずみゲージが貼られた場合も含む。この場合、検出値として周方向複数個のひずみゲージの検出値の計算による補正値の平均値を用いる。）による計測値の補正 (2-4) A plurality of strain gauges attached to a plurality of axial positions on the side surface of the round bar 1 (a plurality of strain gauges are attached in the circumferential direction at positions where each strain gauge is attached in the axial direction). In this case, the average value of the correction values obtained by calculating the detection values of the plurality of strain gauges in the circumferential direction is used as the detection value.)

（２−５）丸棒１の側面の軸方向の１箇所に貼られたひずみゲージ（周方向に複数貼られた場合も含む。この場合、検出値として周方向複数個のひずみゲージの検出値の平均値を用いる。）の計測値のレーザ干渉計による補正
丸棒１の側面の軸方向の一箇所に貼り付けたひずみゲージの出力を、丸棒１の他方の端面の運動を計測するレーザ干渉計で計測した結果により補正して丸棒１の他方の端面への入射弾性波パルスのひずみを求めることができる。 (2-5) Strain gauge affixed to one location in the axial direction of the side surface of the round bar 1 (including the case where a plurality of strain gauges are affixed in the circumferential direction. In this case, the detected values of a plurality of strain gauges in the circumferential direction are detected. The laser interferometer corrects the measured value of the round bar 1 by measuring the motion of the other end face of the round bar 1 using the output of the strain gauge attached to one side of the round bar 1 in the axial direction. The distortion of the incident elastic wave pulse on the other end face of the round bar 1 can be obtained by correction based on the result measured by the interferometer.

（２−６）丸棒１の側面の軸方向の複数箇所に貼られた複数個のひずみゲージ（軸方向上の各ひずみゲージの貼られた位置において周方向に複数個のひずみゲージが貼られた場合も含む。この場合、検出値として周方向複数個のひずみゲージの検出値の平均値を用いる。）の計測値のレーザ干渉計による補正 (2-6) A plurality of strain gauges affixed to a plurality of axial positions on the side surface of the round bar 1 (a plurality of strain gauges are affixed in the circumferential direction at the position where each strain gauge is affixed in the axial direction) In this case, the average value of the detected values of a plurality of strain gauges in the circumferential direction is used as the detected value.) Correction of the measured value by the laser interferometer

なお、以上の説明は、ＡＣ加速度センサに関して行ったが、本発明は、ＤＣ加速度センサに関しても同様に適用できる。加速度センサ校正装置の構成上の相違は、ＡＣ加速度センサが取り付けられた丸棒は水平に支持されているのに対し、ＤＣ加速度センサが取り付けられた丸棒は、その軸方向が重力加速度方向（垂直方向）と一致した状態で適当な把持手段によって解除可能に把持され、解除されたときにその軸方向が重力加速度方向（垂直方向）と一致した状態で落下するようになっていることである。飛翔体は、丸棒の下端面にその下方から衝突させる。ＤＣ加速度センサは、丸棒の上端面に取り付ける。そして、ＤＣ加速度センサに対して飛翔体を衝突させて測定を実施する際には、飛翔体を発射する直前に把持手段による把持を開放する。すなわち、開放によって、丸棒は空中に浮かんだ状態になり、この状態で、飛翔体が衝突し、弾性波パルスが丸棒の上端面に到達し反射してＤＣ加速度センサによる検出、ひずみゲージによる測定を行い、その後、必要に応じて落下途中の丸棒を再び把持する。飛翔体が衝突してから、ＤＣ加速度センサおよびひずみゲージから出力が得られるまでは１秒以内の極めて短時間であるので、その間の丸棒の落下距離も短い。弁開閉制御装置と把持手段との動作タイミングは、例えばコンピュータを含む制御装置によって制御することができる。 Although the above description has been made with respect to the AC acceleration sensor, the present invention can be similarly applied to a DC acceleration sensor. The difference in the configuration of the acceleration sensor calibration device is that the round bar to which the AC acceleration sensor is attached is supported horizontally, whereas the round bar to which the DC acceleration sensor is attached has its axial direction in the gravitational acceleration direction ( (The vertical direction) is releasably gripped by appropriate gripping means, and when released, the axis direction falls in a state where it matches the gravitational acceleration direction (vertical direction). . The flying object collides with the lower end surface of the round bar from below. The DC acceleration sensor is attached to the upper end surface of the round bar. Then, when carrying out the measurement by causing the flying object to collide with the DC acceleration sensor, the holding by the holding means is released immediately before the flying object is launched. That is, by opening, the round bar floats in the air. In this state, the flying object collides, the elastic wave pulse reaches the upper end surface of the round bar and is reflected and detected by the DC acceleration sensor, by the strain gauge. Measurement is performed, and then the falling round bar is gripped again as necessary. Since it takes an extremely short time within 1 second from the collision of the flying object until the output is obtained from the DC acceleration sensor and the strain gauge, the falling distance of the round bar is also short. The operation timing of the valve opening / closing control device and the gripping means can be controlled by a control device including a computer, for example.

なお、図２の（ａ），（ｂ）に示す２つの飛翔体２４Ａ，２４Ｂは、上述した２つの飛翔体４Ａ，４Ｂとは別の２重構造にしたものである。この２つの飛翔体２４Ａ，２４Ｂについても、上述した飛翔体の３つの駆動態様が適用されて、上記同様にして発射管３内から発射され飛翔する。外側の飛翔体２４Ｂは、発射管３の内周面上に気密に接触して軸方向に移動可能に配置することができる管状をなしている。内側の飛翔体２４Ａは、外側の飛翔体２４Ｂの内周面上に気密に接触して軸方向に移動可能に配置することができる軸状をなしている。外側の飛翔体２４Ｂの基端は、発射管３内に軸方向に気密に移動可能に設けられた受圧体としてのフランジ２４Ｃにねじ込まれ固定されている。 Note that the two flying bodies 24A and 24B shown in FIGS. 2A and 2B have a double structure different from the two flying bodies 4A and 4B described above. The two flying bodies 24A and 24B are also applied with the three driving modes of the flying body described above, and are launched from the inside of the launch tube 3 and fly in the same manner as described above. The outer flying object 24B has a tubular shape that can be arranged on the inner peripheral surface of the launch tube 3 in an airtight manner so as to be movable in the axial direction. The inner flying body 24A has an axial shape that can be arranged so as to be movable in the axial direction in an airtight manner on the inner peripheral surface of the outer flying body 24B. The base end of the outer flying body 24B is screwed and fixed to a flange 24C as a pressure receiving body provided in the firing tube 3 so as to be airtightly movable in the axial direction.

図２の（ａ）に示すように、内側の飛翔体２４Ａは、発射管３の内側に気密に配置された外側の飛翔体２４Ｂの内側に互いに摺動可能に配置され、且つ、その基端がフランジ２４Ｃに当接した状態で、分離可能にフランジ２４Ｃによって支持され、この状態において、飛翔体２４Ａの飛翔方向上の先端位置は飛翔体２４Ｂのそれと同じかまたは飛翔体２４Ｂよりは飛翔方向の下流側に突出しない長さを有している。この状態において、上述した「（１）２つの飛翔体４Ａ，４Ｂの同時駆動」を適用することができる。また、この状態から、内側の飛翔体２４Ａを取り去ることによって、上述した「（３）外側の飛翔体４Ｂの単独駆動」を適用することができる。 As shown in FIG. 2 (a), the inner flying object 24A is slidably arranged inside the outer flying object 24B arranged airtight inside the launch tube 3, and its proximal end. In this state, the front end position of the flying object 24A in the flying direction is the same as that of the flying object 24B or more in the flying direction than the flying object 24B. It has a length that does not protrude downstream. In this state, the above-mentioned “(1) Simultaneous driving of the two flying bodies 4A and 4B” can be applied. Further, by removing the inner flying body 24A from this state, the above-described “(3) independent driving of the outer flying body 4B” can be applied.

上述した「（２）内側の飛翔体４Ａの単独駆動」を適用する際には、図２の（ｂ）に示すように、治具を用いる。すなわち、外側の飛翔体２４Ｂの代りに同一径、肉厚の管状の治具２４Ｄを発射管３の内側に挿入し、発射管３の開口端においてそこから治具２４Ｄが飛び出ないように発射管３にねじ込み固定された環状のストッパ２４Ｅを当てて抜け止めしてある。この状態において、治具２４Ｄの内側に内側の飛翔体２４Ａを挿入することによって、この内側の飛翔体２４Ａのみの単独駆動が可能になる。 When applying the “(2) single driving of the inner flying object 4A” described above, a jig is used as shown in FIG. That is, instead of the outer flying body 24B, a tubular jig 24D having the same diameter and thickness is inserted into the inside of the launching tube 3, and the launching tube 3 is prevented from jumping out from the opening end of the launching tube 3. An annular stopper 24E screwed to 3 is applied to prevent it from coming off. In this state, by inserting the inner flying body 24A inside the jig 24D, only the inner flying body 24A can be driven alone.

さらに、内側の飛翔体４Ａ（２４Ａも同様）および外側の飛翔体４Ｂ（２４Ｂも同様）の少なくとも一方は、多重構造とすることができる。図３は、２つの飛翔体４Ａ，４Ｂを共に多重構造とした例を示す。すなわち、この多重構造は、例えば、図３に示すように、内側の飛翔体４Ａについては、フランジ４Ｃの中心上に位置するようにフランジ４Ｃにねじ込み固定された軸体４１Ａと、この軸体４１Ａの外側に摺動可能に位置する中間の管状体４２Ａと、この中間管状体４２Ａの外側に摺動可能に位置する外側管状体４３Ａとから構成することができ（中間管状体４２Ａと外側管状体４３Ａとはフランジ４Ｃから分離している）、且つ、発射管３内に収容されフランジにその基端が支持された状態で、軸体４１Ａと中間管状体４２Ａと外側管状体４３Ａとは、その長さが異なっている。すなわち、例えば、飛翔方向上の軸体４１Ａ及びフランジ４Ｃの厚みと、中間管状体４２Ａと、外側管状体４３Ａの飛翔方向の長さをそれぞれＬ_１，Ｌ_２，Ｌ_３とすると、Ｌ_１＞Ｌ_２＞Ｌ_３である。この場合、軸体４１Ａと中間管状体４２Ａと外側管状体４３Ａとは、フランジ４Ｃに支持された状態で、飛翔方向上の先端位置が互いに異なっているので、フランジ４Ｃの裏側に高圧空気を噴射してフランジ４Ｃを駆動することによって、軸体４１Ａと中間管状体４２Ａと外側管状体４３Ａとは同時駆動され、飛翔して、軸体４１Ａ、中間管状体４２Ａ、外側管状体４３Ａの順番に丸棒１の一方の端面に順次衝突する。軸体４１Ａ、中間管状体４２Ａ、外側管状体４３Ａの衝突時間差、すなわち、衝突タイミングはこれらの長さ、Ｌ_１，Ｌ_２，Ｌ_３の互いの間の差を変えることによって制御することができる。 Furthermore, at least one of the inner flying object 4A (same for 24A) and the outer flying object 4B (same for 24B) can have a multiple structure. FIG. 3 shows an example in which two flying bodies 4A and 4B are both multi-layered. That is, as shown in FIG. 3, for example, as shown in FIG. 3, the inner structure 4A includes a shaft body 41A screwed and fixed to the flange 4C so as to be positioned on the center of the flange 4C, and the shaft body 41A. The intermediate tubular body 42A is slidably positioned outside the intermediate tubular body 42A, and the outer tubular body 43A is slidably positioned outside the intermediate tubular body 42A (the intermediate tubular body 42A and the outer tubular body 42A). 43A is separated from the flange 4C), and the shaft body 41A, the intermediate tubular body 42A, and the outer tubular body 43A are accommodated in the launch tube 3 and supported by the flange. The length is different. That is, for example, if the thicknesses of the shaft body 41A and the flange 4C in the flight direction and the lengths in the flight direction of the intermediate tubular body 42A and the outer tubular body 43A are L ₁ , L ₂ , and L ₃ , respectively, L ₁ > L ₂ > L ₃ is satisfied. In this case, the shaft body 41A, the intermediate tubular body 42A, and the outer tubular body 43A are supported by the flange 4C, and the tip positions in the flight direction are different from each other, so that high-pressure air is injected to the back side of the flange 4C. Then, by driving the flange 4C, the shaft body 41A, the intermediate tubular body 42A, and the outer tubular body 43A are simultaneously driven and fly, and the shaft body 41A, the intermediate tubular body 42A, and the outer tubular body 43A are rounded in this order. It sequentially collides with one end face of the rod 1. The collision time difference between the shaft body 41A, the intermediate tubular body 42A, and the outer tubular body 43A, that is, the collision timing can be controlled by changing the difference between these lengths, L ₁ , L ₂ , and L _3. .

また、例えば、外側の飛翔体４Ｂについては、図３に示すように、多重構造を、フランジ４Ｃとは分離された３つの管状体、すなわち、発射管３の内側と摺動可能な外側管状体４３Ｂと、外側管状体４３Ｂの内側に摺動可能に位置する中間管状体４２Ｂと、中間管状体４２Ｂの内側に（内側の飛翔体４Ａと同時駆動の場合は、さらに、この内側の飛翔体４Ａと）摺動可能に位置する内側管状体４１Ｂとから構成することができ、且つ、発射管３内に収容されフランジ４Ｃにその基端が支持された状態で、内側管状体４１Ｂと中間管状体４２Ｂと外側管状体４３Ｂとは、その長さが異なっている。すなわち、例えば、内側管状体４１Ｂと、中間管状体４２Ｂと、外側管状体４３Ｂの飛翔方向上の長さをそれぞれＬ_４，Ｌ_５，Ｌ_６とすると、Ｌ_４＞Ｌ_５＞Ｌ_６である。この場合、内側管状体４１Ｂと中間管状体４２Ｂと外側管状体４３Ｂとは、フランジ４Ｃに支持された状態で、飛翔方向上の先端位置が互いに異なっているので、フランジ４Ｃの裏側に高圧空気を噴射してフランジ４Ｃを駆動することによって、内側管状体４１Ｂと中間管状体４２Ｂと外側管状体４３Ｂとは同時駆動され、飛翔して、内側管状体４１Ｂ、中間管状体４２Ｂ、外側管状体４３Ｂの順番に丸棒１の一方の端面に順次衝突する。内側管状体４１Ｂ、中間管状体４２Ｂ、外側管状体４３Ｂの衝突時間差、すなわち、衝突タイミングはこれらの長さ、Ｌ_４Ｌ_５，Ｌ_６の互いの間の差を変えることによって制御することができる。 Further, for example, as for the outer flying body 4B, as shown in FIG. 3, the multiple structure is divided into three tubular bodies separated from the flange 4C, that is, the outer tubular body slidable with the inner side of the launch tube 3. 43B, an intermediate tubular body 42B slidably located inside the outer tubular body 43B, and an inner tubular body 42B (in the case of simultaneous driving with the inner flying body 4A, this inner flying body 4A The inner tubular body 41B and the intermediate tubular body 41B can be configured by being slidably positioned and are accommodated in the launch tube 3 and supported by the flange 4C. 42B and the outer tubular body 43B have different lengths. That is, for example, if the lengths in the flight direction of the inner tubular body 41B, the intermediate tubular body 42B, and the outer tubular body 43B are L ₄ , L ₅ , and L ₆ , respectively, L ₄ > L ₅ > L ₆ . . In this case, since the inner tubular body 41B, the intermediate tubular body 42B, and the outer tubular body 43B are supported by the flange 4C and have different tip positions in the flight direction, high pressure air is supplied to the back side of the flange 4C. By injecting and driving the flange 4C, the inner tubular body 41B, the intermediate tubular body 42B, and the outer tubular body 43B are simultaneously driven and fly to fly the inner tubular body 41B, the intermediate tubular body 42B, and the outer tubular body 43B. It sequentially collides with one end face of the round bar 1 in order. The collision time difference between the inner tubular body 41B, the intermediate tubular body 42B and the outer tubular body 43B, that is, the collision timing can be controlled by changing the difference between these lengths, L ₄ L ₅ and L _6. .

このように内側の飛翔体４Ａおよび外側の飛翔体４Ｂの少なくとも一方を、多重構造とし、多重構造を構成する個々の部分の丸棒１の一方の端面への衝突のタイミングをずらすことにより、重ね合わせの原理により全体としての弾性波パルスの継続時間を長くすることができる。また、この継続時間も、多重構造を構成する個々の部分の丸棒１の一方の端面への衝突の時間差を変えることによって、制御することができる。 In this way, at least one of the inner flying body 4A and the outer flying body 4B has a multiple structure, and the timing of collision with one end face of the round bar 1 of each part constituting the multiple structure is shifted to overlap. The duration of the elastic wave pulse as a whole can be lengthened by the principle of matching. Further, this duration time can also be controlled by changing the time difference of the collision of the individual portions constituting the multiple structure with one end face of the round bar 1.

ここで、内側の飛翔体４Ａおよび外側の飛翔体４Ｂの少なくとも一方の多重構造を構成する個々の部分（ここでは、以下、３つの飛翔体構成部分という）の丸棒１の一方の端面への単独衝突により丸棒の他方の端面に発生する衝撃加速度と、３つの飛翔体構成部分を、衝突タイミングをずらして丸棒の一方の端面に連続衝突させた場合に発生する衝撃加速度との関係を、図４を用いて説明する。図４に示すように、２１は長さが最も長い飛翔体構成部分の衝突のみで発生した、ひずみゲージにより計測された衝撃加速度の波形、２２は長さがその次に長い飛翔体構成部分の衝突のみで発生した、ひずみゲージにより計測された衝撃加速度の波形、２３は長さが最も短い飛翔体構成部分の衝突のみで発生した、ひずみゲージにより計測された衝撃加速度の波形であり、これらから、１つの飛翔体構成部分のみの衝突によって発生する衝撃加速度の継続時間は短いことがわかる。２４は３つの飛翔体構成部分の衝突タイミングを制御して（図４では、長さが長い飛翔体構成部分の衝突からα_１の時間経過後に次に長さが長い飛翔体構成部分が衝突し、同じく、α_２（α_１＜α_２）の時間経過後に長さが最も短い飛翔体構成部分が衝突した）、重ね合わせにより全体として発生した、入射パルスのひずみ波形を示し、この全体としての衝撃加速度の継続時間α_３は、上述の個々の衝撃加速度の継続時間よりも長くなることがわかる。２５は３つの飛翔体構成部分の衝突の際に得られる、重ね合わされた衝撃加速度の波形を示す。２６は丸棒１の他方の端面で反射した弾性波パルスの合成ひずみ波形（衝撃加速度の発生には寄与しない）を示す。 Here, individual portions (hereinbelow, referred to as three flying body constituting portions) constituting at least one of the inner flying body 4A and the outer flying body 4B to one end surface of the round bar 1 are arranged. The relationship between the impact acceleration that occurs on the other end face of the round bar due to a single collision and the impact acceleration that occurs when the three projectile components are caused to continuously collide with one end face of the round bar at different timings. This will be described with reference to FIG. As shown in FIG. 4, reference numeral 21 is a waveform of an impact acceleration measured by a strain gauge, which is generated only by the collision of the longest flying object component, and 22 is the next longest flying object component. Waveform of impact acceleration measured by a strain gauge generated only by a collision, and 23 is a waveform of impact acceleration measured by a strain gauge generated only by a collision of a shortest constituent part of the flying object. It can be seen that the duration of the impact acceleration generated by the collision of only one projectile component is short. 24 controls a collision timing of three projectile components (in FIG. 4, a long projectile then length collide longer projectile components from the impact of the component after a time lapse of alpha ₁ length In the same way, α ₂ (α ₁ <α ₂ ), the shortest projectile component collided after the lapse of time) shows the distortion waveform of the incident pulse generated as a whole by superposition, It can be seen that the impact acceleration duration α ₃ is longer than the individual impact acceleration durations described above. Reference numeral 25 denotes a waveform of the superimposed impact acceleration obtained when the three flying object components collide. Reference numeral 26 denotes a combined strain waveform (not contributing to the generation of impact acceleration) of the elastic wave pulse reflected from the other end face of the round bar 1.

なお、発射管３とその内側に位置する飛翔体との接触面には潤滑処理を施すことができる。個々の飛翔体の発射により丸棒内部に発生する弾性波パルスの周波数帯域を制御する（例えば狭くする）ために、飛翔体先端部に高分子材料、プラスティックス、木材などをとりつけることができる。あるいは、飛翔体本体部が金属、高分子材料、あるいはプラスティックス、木材など異なる材料との積層構造を持つような構造の飛翔体を用いることもできる。 The contact surface between the launch tube 3 and the flying object located inside thereof can be lubricated. In order to control (for example, narrow) the frequency band of the elastic wave pulse generated inside the round bar by the launch of each flying object, a polymer material, plastics, wood, or the like can be attached to the tip of the flying object. Alternatively, a flying body having a structure in which the flying body main body portion has a laminated structure with different materials such as metal, polymer material, plastics, and wood can be used.

（ａ）は本発明の実施形態における動的線形性の測定装置の構成を示す図であり、（ｂ）は２つの飛翔体の構造を示す図である。(A) is a figure which shows the structure of the measuring apparatus of the dynamic linearity in embodiment of this invention, (b) is a figure which shows the structure of two flying bodies. （ａ）は２つの飛翔体の発射管への収容態様の一例を示す図であり、（ｂ）は管状の治具の発射管への収容態様を示す図である。(A) is a figure which shows an example of the accommodation aspect to the launch tube of two flying bodies, (b) is a figure which shows the accommodation aspect to the launch tube of a tubular jig | tool. 多重飛翔体の一例を示す図である。It is a figure which shows an example of a multiple flying body. 丸棒１の一方の端面への個々の飛翔体構成部分の単独衝突により丸棒の他方の端面に発生する衝撃加速度と、３つの飛翔体構成部分を、衝突タイミングをずらして丸棒の一方の端面に連続衝突させた場合に発生する衝撃加速度との関係を示す図である。The impact acceleration generated on the other end surface of the round bar due to the single collision of each projectile component on one end surface of the round bar 1 and the three projectile components on one end of the round bar are shifted in collision timing. It is a figure which shows the relationship with the impact acceleration which generate | occur | produces when making it make an end surface collide continuously.

符号の説明Explanation of symbols

１金属の丸棒
２点接触支持装置
３発射管
４Ａ，４Ｂ飛翔体
４Ｄフランジ
５加速度センサ
６ひずみゲージ
８，１０弁
９，１１高圧空気源
１２弁開閉制御装置
１３レーザ光源
１４鏡
１５受光素子
１６カウンタ
DESCRIPTION OF SYMBOLS 1 Metal round bar 2 Point contact support device 3 Launch tube 4A, 4B Flying object 4D Flange 5 Acceleration sensor 6 Strain gauge 8, 10 Valve 9, 11 High pressure air source 12 Valve opening / closing control device 13 Laser light source 14 Mirror 15 Light receiving element 16 counter

Claims

発射管内に収容された互いに独立した第１及び第２の飛翔体を、当該発射管の一方の端から当該発射管内に噴射された高圧気体の圧力により当該発射管の他方の端から飛翔させて、丸棒の一方の端面に衝突させ、当該丸棒の他方の端面に取り付けた加速度センサの動的線形性を計測するためのデータの取得方法において、
前記第１の飛翔体は軸状であり、前記第２の飛翔体は管状であり且つ前記第１の飛翔体の外側に互いに摺動可能に且つ前記発射管の内側に気密に移動可能であり、前記第１の飛翔体に固定され、前記第２の飛翔体に当接して当該発射管内を移動する第１の受圧体によって、前記第１及び第２の飛翔体を同時に駆動し、当該発射管の他方の端から飛翔させて前記丸棒の一方の端面に衝突させる第１ステップと、
前記第１の受圧体によって、前記発射管内に収容された前記第１の飛翔体を駆動し、当該発射管の他方の端から飛翔させて前記丸棒の一方の端面に衝突させる第２ステップと、
前記第２の飛翔体に固定した第２の受圧体によって、前記発射管内に収容された前記第２の飛翔体を駆動し、当該発射管の他方の端から飛翔させて前記丸棒の一方の端面に衝突させる第３ステップとを、同一衝突速度で当該各ステップを実行するという条件を満たして、複数の衝突速度で、順不同または一定の順序で実行し、
前記各ステップ毎に、前記丸棒の一方の端面に加えられた衝撃により当該丸棒内部に発生する弾性波パルスの当該丸棒の他方の端面での反射により発生する該端面の運動を、前記加速度センサと、入力加速度計測装置とによって計測し、
前記第１ステップによって得られた前記加速度センサの出力信号と、前記第２及び第３ステップによって得られた前記加速度センサの出力信号の和とを比較し、および前記第１ステップによって得られた前記入力加速度計測装置の計測結果と、前記第２及び第３ステップによって得られた前記入力加速度計測装置の計測結果の和とを比較することにより、前記加速度センサの動的線形性を計測することができるデータを取得することを特徴とする加速度センサの動的線形性を計測するためのデータの取得方法。 First and second independent flying bodies accommodated in the launch tube are caused to fly from the other end of the launch tube by the pressure of high-pressure gas injected into the launch tube from one end of the launch tube. In the method of acquiring data for measuring the dynamic linearity of the acceleration sensor that collides with one end face of the round bar and attached to the other end face of the round bar,
The first projecting body has an axial shape, the second projecting body is tubular, and is slidable to the outside of the first projecting body and can be moved in an airtight manner to the inside of the launching tube. The first and second flying bodies are simultaneously driven by the first pressure receiving body fixed to the first flying body and moving in the launching tube in contact with the second flying body. a first step of collision by flying from the other end of the tube on one end face of said rod,
A second step of driving the first flying body housed in the launch tube by the first pressure receiving body, causing the first flying body to fly from the other end of the launch tube and colliding with one end face of the round bar; ,
The second pressure body fixed to the second projecting body drives the second projecting body accommodated in the launch tube, and it is caused to fly from the other end of the launch tube so that one of the round bars Satisfying the condition that each step is executed at the same collision speed, and the third step of causing the end surface to collide with the end face is executed at a plurality of collision speeds in any order or in a fixed order;
For each step, the movement of the end face caused by reflection of the elastic wave pulse generated inside the round bar by the impact applied to one end face of the round bar on the other end face of the round bar, Measured by an acceleration sensor and an input acceleration measuring device,
The output signal of the acceleration sensor obtained by the first step is compared with the sum of the output signals of the acceleration sensor obtained by the second and third steps, and the output signal obtained by the first step. The dynamic linearity of the acceleration sensor can be measured by comparing the measurement result of the input acceleration measurement device with the sum of the measurement results of the input acceleration measurement device obtained by the second and third steps. A data acquisition method for measuring dynamic linearity of an acceleration sensor, characterized by acquiring data that can be obtained.

発射管内に収容された互いに独立した第１及び第２の飛翔体を、当該発射管の一方の端から当該発射管内に噴射された高圧気体の圧力により当該発射管の他方の端から飛翔させて、丸棒の一方の端面に衝突させ、当該丸棒の他方の端面に取り付けた加速度センサの動的線形性の計測方法において、
前記第１の飛翔体は軸状であり、前記第２の飛翔体は管状であり且つ前記第１の飛翔体の外側に互いに摺動可能に且つ前記発射管の内側に気密に移動可能であり、前記第１の飛翔体に固定され、前記第２の飛翔体に当接して当該発射管内を移動する第１の受圧体によって、前記第１及び第２の飛翔体を同時に駆動し、当該発射管の他方の端から飛翔させて前記丸棒の一方の端面に衝突させる第１ステップと、
前記第１の受圧体によって、前記発射管内に収容された前記第１の飛翔体を駆動し、当該発射管の他方の端から飛翔させて前記丸棒の一方の端面に衝突させる第２ステップと、
前記第２の飛翔体に固定した第２の受圧体によって、前記発射管内に収容された前記第２の飛翔体を駆動し、当該発射管の他方の端から飛翔させて前記丸棒の一方の端面に衝突させる第３ステップとを、同一衝突速度で当該各ステップを実行するという条件を満たして、複数の衝突速度で、順不同または一定の順序で実行し、
前記各ステップ毎に、前記丸棒の一方の端面に加えられた衝撃により当該丸棒内部に発生する弾性波パルスの当該丸棒の他方の端面での反射により発生する該端面の運動を、前記加速度センサと、入力加速度計測装置とによって計測し、
前記第１ステップによって得られた前記入力加速度計測装置の計測結果と、前記第２及び第３ステップによって得られた前記入力加速度計測装置の計測結果の和とが等しい範囲内において、前記第１ステップによって得られた前記加速度センサの出力信号と、前記第２及び第３ステップによって得られた前記加速度センサの出力信号の和とを、時間領域及び周波数領域の少なくとも１つで比較することによって当該加速度センサの動的線形性が得られる範囲を計測することを特徴とする飛翔体を用いた加速度センサの動的線形性の計測方法。 First and second independent flying bodies accommodated in the launch tube are caused to fly from the other end of the launch tube by the pressure of high-pressure gas injected into the launch tube from one end of the launch tube. In the method of measuring the dynamic linearity of the acceleration sensor that collides with one end face of the round bar and attached to the other end face of the round bar,
The first projecting body has an axial shape, the second projecting body is tubular, and is slidable to the outside of the first projecting body and can be moved in an airtight manner to the inside of the launching tube. The first and second flying bodies are simultaneously driven by the first pressure receiving body fixed to the first flying body and moving in the launching tube in contact with the second flying body. a first step of collision by flying from the other end of the tube on one end face of said rod,
A second step of driving the first flying body housed in the launch tube by the first pressure receiving body, causing the first flying body to fly from the other end of the launch tube and colliding with one end face of the round bar; ,
The second pressure body fixed to the second projecting body drives the second projecting body accommodated in the launch tube, and it is caused to fly from the other end of the launch tube so that one of the round bars Satisfying the condition that each step is executed at the same collision speed, and the third step of causing the end surface to collide with the end face is executed at a plurality of collision speeds in any order or in a fixed order;
For each step, the movement of the end face caused by reflection of the elastic wave pulse generated inside the round bar by the impact applied to one end face of the round bar on the other end face of the round bar, Measured by an acceleration sensor and an input acceleration measuring device,
Within the range where the measurement result of the input acceleration measurement device obtained by the first step and the sum of the measurement result of the input acceleration measurement device obtained by the second and third steps are equal, the first step By comparing the output signal of the acceleration sensor obtained by the above and the sum of the output signals of the acceleration sensor obtained by the second and third steps in at least one of the time domain and the frequency domain. A method for measuring the dynamic linearity of an acceleration sensor using a flying object, wherein a range in which the dynamic linearity of the sensor is obtained is measured.

請求項２において、前記第２の受圧体は、前記第２の飛翔体の前記発射管の一方の端側の端を膜状部材で塞ぐことを特徴とする飛翔体を用いた加速度センサの動的線形性の計測方法。 The motion of the acceleration sensor using the flying body according to claim 2, wherein the second pressure-receiving body closes one end side of the launching tube of the second flying body with a film-like member. Of measuring linearity.

請求項２または３において、前記第１及び第２の飛翔体の少なくとも一方は、その衝突端部の材質がそれ以外の部分の材質と異なっていることを特徴とする飛翔体を用いた加速度センサの動的線形性の計測方法。 4. The acceleration sensor using a flying body according to claim 2, wherein at least one of the first and second flying bodies has a material of a collision end portion different from that of other portions. Of measuring dynamic linearity

請求項２乃至４のいずれかにおいて、前記丸棒の一方の端面に金属球を接触させて固定し、当該金属球に前記衝撃を加えることを特徴とする飛翔体を用いた加速度センサの動的線形性の計測方法。 In any one of claims 2 to 4, wherein the one end face of the rod contacting the metal ball fixed, dynamic acceleration sensor using a projectile, characterized in that the addition of the impact to the metal ball Linearity measurement method.

請求項２乃至５のいずれかにおいて、前記入力加速度計測装置は、前記丸棒の側面に貼り付けた少なくとも１つのひずみゲージであることを特徴とする飛翔体を用いた加速度センサの動的線形性の計測方法。 In any one of claims 2 to 5, wherein the input acceleration measuring device, the dynamic linearity of the acceleration sensor using a projectile, wherein the at least one strain gage pasted on the side surface of the rod Measurement method.

請求項６において、前記ひずみゲージを前記丸棒の軸方向に複数個貼りつけ、
前記丸棒の一方の端面に与えた衝撃によって生じる当該端面から離れた当該丸棒の断面での弾性波パルスのひずみを、当該一方の端面からの距離zと前記衝撃開始からの時間tを変数とし、

と表し、ここで、

に変換し、ここで、

は、

であり、

は、位置Ln(n=1・・・N)におけるひずみゲージの断面での平均値、L, L ^-1 は、ラプラス演算子と逆ラプラス演算子であり、
当該変換後の前記各ひずみゲージ出力を加算してノイズを低減させる信号処理を行うことを特徴とする飛翔体を用いた加速度センサの動的線形性の計測方法。 In claim 6 , a plurality of strain gauges are attached in the axial direction of the round bar ,
The distortion of the elastic wave pulse at the cross section of the round bar away from the end face caused by the impact applied to one end face of the round bar, the distance z from the one end face and the time t from the start of the shock are variable. age,

And it represents, here,

Where

Is

And

Is the average value at the cross section of the strain gauge at position Ln (n = 1... N), L, L ⁻¹ are the Laplace operator and the inverse Laplace operator,
A method for measuring dynamic linearity of an acceleration sensor using a flying object, wherein signal processing is performed to reduce noise by adding the outputs of the strain gauges after the conversion.

請求項７において、前記丸棒の軸方向の一点を代表位置とし、前記加速度センサに印加された入力加速度を求めるために必要になる当該加速度センサを取り付けた丸棒端面に入射する弾性波パルスのひずみを、前記代表位置における弾性波パルスのひずみから求めることを特徴とする飛翔体を用いた加速度センサの動的線形性の計測方法。 8. The elastic wave pulse according to claim 7 , wherein one point in the axial direction of the round bar is a representative position, and an elastic wave pulse incident on an end face of the round bar to which the acceleration sensor necessary for obtaining the input acceleration applied to the acceleration sensor is attached. A method for measuring dynamic linearity of an acceleration sensor using a flying object , wherein the strain is obtained from a strain of an elastic wave pulse at the representative position .

請求項７において、前記ひずみゲージの出力信号を、前記丸棒の他方の端面の運動を直接計測するレーザ干渉計の計測結果に基づいて求めたひずみゲージの出力信号を真のひずみに補正する補正関数

により割り算して、前記加速度センサに印加された入力加速度を求めるために必要になる当該加速度センサを取り付けた丸棒端面に入射する弾性波パルスのひずみを求めることを特徴とする飛翔体を用いた加速度センサの動的線形性の計測方法。 8. The correction according to claim 7 , wherein the output signal of the strain gauge is corrected based on a measurement result of a laser interferometer that directly measures the movement of the other end face of the round bar to a true strain. function

The flying object is characterized in that the distortion of the elastic wave pulse incident on the end surface of the round bar to which the acceleration sensor is attached, which is necessary for obtaining the input acceleration applied to the acceleration sensor, is obtained by dividing by A method for measuring the dynamic linearity of an acceleration sensor.

請求項７または８において、前記ひずみゲージ出力信号から前記丸棒の他方の端面に入射する弾性波パルスの過渡ひずみ信号を求める際に、前記丸棒の一方の端面に与えた衝撃によって生じる当該端面から離れた当該丸棒の断面での弾性波パルスのひずみを級数に展開したときの解析解の少なくとも１次の項を用いることを特徴とする飛翔体を用いた加速度センサの動的線形性の計測方法。 9. The end face according to claim 7 or 8 , which is generated by an impact applied to one end face of the round bar when obtaining a transient strain signal of an elastic wave pulse incident on the other end face of the round bar from the strain gauge output signal. dynamic linearity of the acceleration sensor using a projectile, which comprises using at least first-order terms of the analytic solution when deployed in grade number distortion of the elastic wave pulse in a cross section of the round bar away from Measurement method.

請求項２乃至５のいずれかにおいて、前記入力加速度計測装置は、前記丸棒の他方の端面の運動を非接触で直接計測する装置であることを特徴とする飛翔体を用いた加速度センサの動的線形性の計測方法。 In any one of claims 2 to 5, wherein the input acceleration measuring device, movement of the acceleration sensor using a projectile, characterized in that the a device for directly measuring in a non-contact movement in the other end surface of the rod Of measuring linearity.

請求項２乃至１１のいずれかにおいて、前記加速度センサはＡＣ加速度センサであり、前記丸棒は、前記飛翔体の衝突時に水平であることを特徴とする飛翔体を用いた加速度センサの動的線形性の計測方法。 In any one of claims 2 to 11, wherein the acceleration sensor is an AC accelerometer, the round bar, dynamic linear acceleration sensor using a projectile, characterized in that the horizontal at the time of collision of the projectile How to measure sex.

請求項２乃至１１のいずれかにおいて、前記加速度センサはＤＣ加速度センサであり、前記丸棒は、前記飛翔体の衝突時に垂直であることを特徴とする飛翔体を用いた加速度センサの動的線形性の計測方法。 In any one of claims 2 to 11, wherein the acceleration sensor is a DC acceleration sensor, the rod is dynamic linear acceleration sensor using a projectile, characterized in that it is perpendicular to the collision of the projectile How to measure sex.

請求項２乃至１３のいずれかにおいて、前記第１の飛翔体および第２の飛翔体の少なくとも一方は径方向に分割され軸方向の長さが互いに異なり且つ同一軸上を互いに摺動可能な複数の部材からなる多重構造であり、前記第１乃至第３ステップの少なくとも２つを実行する際に、当該多重構造を構成する各部材の前記丸棒の一方の端面への衝突のタイミングを制御することによって前記丸棒の内部に発生する弾性波の周波数帯域幅を制御可能にしたことを特徴とする飛翔体を用いた加速度センサの動的線形性の計測方法。 In any one of claims 2 to 13, wherein the first projectile and a second plurality slidable to each other at least one of mutually different lengths in the axial direction are divided in the radial direction and coaxially on the projectile When performing at least two of the first to third steps, the timing of the collision of each member constituting the multiple structure with one end surface of the round bar is controlled. Thus, the method for measuring the dynamic linearity of an acceleration sensor using a flying object, wherein the frequency bandwidth of an elastic wave generated inside the round bar can be controlled.

請求項２乃至１４のいずれかにおいて、前記第１の飛翔体の軸方向の長さは、前記第２の飛翔体の軸方向の長さよりも長く、前記第１ステップにおいて、前記第１及び第２の飛翔体を微小時間差で衝突させた場合に、当該微小衝突時間差を計測し、該微小衝突時間差の計測結果に基づいて、前記入力加速度計測装置の計測結果及び前記加速度センサの出力信号を補正することを特徴とする飛翔体を用いた加速度センサの動的線形性の計測方法。 15. The length in the axial direction of the first flying object according to any one of claims 2 to 14 , wherein the first flying object is longer than the axial length of the second flying object in the first step. When the two flying objects collide with a minute time difference, the minute collision time difference is measured, and the measurement result of the input acceleration measuring device and the output signal of the acceleration sensor are corrected based on the measurement result of the minute collision time difference. A method for measuring the dynamic linearity of an acceleration sensor using a flying object.

発射管内に収容された互いに独立した第１及び第２の飛翔体を、当該発射管の一方の端から当該発射管内に噴射された高圧気体の圧力により当該発射管の他方の端から飛翔させて、丸棒の一方の端面に衝突させ、当該丸棒の他方の端面に取り付けた加速度センサの動的線形性を計測するためのデータの取得装置において、
前記第１の飛翔体は軸状であり、前記第２の飛翔体は管状であり且つ前記第１の飛翔体の外側に互いに摺動可能に且つ前記発射管の内側に気密に移動可能であり、前記第１の飛翔体に固定され、前記第２の飛翔体に当接して当該発射管内を移動する第１の受圧体によって、前記第１及び第２の飛翔体を同時に駆動し、当該発射管の他方の端から飛翔させて前記丸棒の一方の端面に衝突させ、前記発射管内に収容された前記第１の飛翔体を、前記第１の受圧体によって、当該発射管の他方の端から飛翔させて前記丸棒の一方の端面に衝突させ、および前記発射管内に収容された前記第２の飛翔体を、当該第２の飛翔体に固定した第２の受圧体によって、当該発射管の他方の端から飛翔させて前記丸棒の一方の端面に衝突させることによって前記丸棒の一方の端面に衝撃を加える手段と、
前記丸棒の他方の端面の運動を計測する入力加速度計測装置と、
前記入力加速度計測装置の計測結果と前記丸棒の他方の端面に取り付けた加速度センサの出力信号とを前記加速度センサの動的線形性を計測するためのデータとして取得するデータ取得手段とを具え、
前記データ取得手段は、前記衝撃を加える手段によって、前記第１及び第２の飛翔体を同時に駆動し、飛翔させて前記丸棒の一方の端面に衝突させる第１ステップと、前記第１の飛翔体を駆動し、飛翔させて前記丸棒の一方の端面に衝突させる第２ステップと、前記第２の飛翔体を駆動し、飛翔させて前記丸棒の一方の端面に衝突させる第３ステップとを、同一衝突速度で当該各ステップを実行するという条件を満たして、複数の衝突速度で、順不同または一定の順序で実行した際に、前記各ステップ毎に、前記丸棒の一方の端面に加えられた衝撃により当該丸棒内部に発生する弾性波パルスの当該丸棒の他方の端面での反射により発生する該端面の運動を、前記加速度センサと、前記入力加速度計測装置とによって計測して、前記第１ステップによって得られた前記加速度センサの出力信号と、前記第２及び第３ステップによって得られた前記加速度センサの出力信号の和とを比較し、および前記第１ステップによって得られた前記入力加速度計測装置の計測結果と、前記第２及び第３ステップによって得られた前記入力加速度計測装置の計測結果の和とを比較することにより、前記加速度センサの動的線形性を計測することができるデータを取得することを特徴とする加速度センサの動的線形性を計測するためのデータの取得装置。 First and second independent flying bodies accommodated in the launch tube are caused to fly from the other end of the launch tube by the pressure of high-pressure gas injected into the launch tube from one end of the launch tube. In a data acquisition device for measuring the dynamic linearity of an acceleration sensor that is collided with one end face of a round bar and attached to the other end face of the round bar,
The first projecting body has an axial shape, the second projecting body is tubular, and is slidable to the outside of the first projecting body and can be moved in an airtight manner to the inside of the launching tube. The first and second flying bodies are simultaneously driven by the first pressure receiving body fixed to the first flying body and moving in the launching tube in contact with the second flying body. Flying from the other end of the tube and colliding with one end surface of the round bar, the first projecting body accommodated in the launching tube is moved to the other end of the firing tube by the first pressure receiving body. And the second flying body accommodated in the launching tube is fixed to the second flying body by the second pressure receiving body fixed to the second flying body. By flying from the other end of the rod and colliding with one end surface of the round bar And means for applying an impact to the one end surface of the rod,
An input acceleration measuring device for measuring the movement of the other end face of the round bar;
Data acquisition means for acquiring the measurement result of the input acceleration measuring device and the output signal of the acceleration sensor attached to the other end face of the round bar as data for measuring the dynamic linearity of the acceleration sensor;
Said data acquisition means, the means for applying the impact, the first and second projectile simultaneously driven, a first step of collision on one end surface of the rod by flying, the first A second step of driving and flying the flying object to collide with one end face of the round bar, and a third step of driving and flying the second flying object to collide with one end face of the round bar. Satisfying the condition that each step is executed at the same collision speed, and at a plurality of collision speeds, in random order or in a fixed order, at each end of the round bar at each step. The movement of the end face caused by reflection of the elastic wave pulse generated inside the round bar by the applied impact on the other end face of the round bar is measured by the acceleration sensor and the input acceleration measuring device. , The first step The output signal of the acceleration sensor obtained by the step and the sum of the output signals of the acceleration sensor obtained by the second and third steps are compared, and the input acceleration measurement obtained by the first step is compared. By comparing the measurement result of the device with the sum of the measurement results of the input acceleration measurement device obtained by the second and third steps, data that can measure the dynamic linearity of the acceleration sensor is obtained. An apparatus for acquiring data for measuring dynamic linearity of an acceleration sensor, characterized by acquiring the data.

発射管内に収容された互いに独立した第１及び第２の飛翔体を、当該発射管の一方の端から当該発射管内に噴射された高圧気体の圧力により当該発射管の他方の端から飛翔させて、丸棒の一方の端面に衝突させ、当該丸棒の他方の端面に取り付けた加速度センサの動的線形性の計測装置において、
前記第１の飛翔体は軸状であり、前記第２の飛翔体は管状であり且つ前記第１の飛翔体の外側に互いに摺動可能に且つ前記発射管の内側に気密に移動可能であり、前記第１の飛翔体に固定され、前記第２の飛翔体に当接して当該発射管内を移動する第１の受圧体によって、前記第１及び第２の飛翔体を同時に駆動し、当該発射管の他方の端から飛翔させて前記丸棒の一方の端面に衝突させ、前記発射管内に収容された前記第１の飛翔体を、前記第１の受圧体によって、当該発射管の他方の端から飛翔させて前記丸棒の一方の端面に衝突させ、および前記発射管内に収容された前記第２の飛翔体を、当該第２の飛翔体に固定した第２の受圧体によって、当該発射管の他方の端から飛翔させて前記丸棒の一方の端面に衝突させることによって前記丸棒の一方の端面に衝撃を加える手段と、
前記丸棒の他方の端面の運動を計測する入力加速度計測装置と、
前記入力加速度計測装置の計測結果と前記丸棒の他方の端面に取り付けた加速度センサの出力信号とを用いた計算を実行する計算手段とを具え、
前記計算手段は、前記衝撃を加える手段によって、前記第１及び第２の飛翔体を同時に駆動し、飛翔させて前記丸棒の一方の端面に衝突させる第１ステップと、前記第１の飛翔体を駆動し、飛翔させて前記丸棒の一方の端面に衝突させる第２ステップと、前記第２の飛翔体を駆動し、飛翔させて前記丸棒の一方の端面に衝突させる第３ステップとを、同一衝突速度で当該各ステップを実行するという条件を満たして、複数の衝突速度で、順不同または一定の順序で実行した際に、前記各ステップ毎に、前記丸棒の一方の端面に加えられた衝撃により当該丸棒内部に発生する弾性波パルスの当該丸棒の他方の端面での反射により発生する該端面の運動を、前記加速度センサと、前記入力加速度計測装置とによって計測して、前記第１ステップによって得られた前記入力加速度計測装置の計測結果と、前記第２及び第３ステップによって得られた前記入力加速度計測装置の計測結果の和とが等しい範囲内において、前記第１ステップによって得られた前記加速度センサの出力信号と、前記第２及び第３ステップによって得られた前記加速度センサの出力信号の和とを、時間領域及び周波数領域の少なくとも１つで比較することによって当該加速度センサの動的線形性が得られる範囲を計算することを特徴とする飛翔体を用いた加速度センサの動的線形性の計測装置。 First and second independent flying bodies accommodated in the launch tube are caused to fly from the other end of the launch tube by the pressure of high-pressure gas injected into the launch tube from one end of the launch tube. In the measuring device of the dynamic linearity of the acceleration sensor that collides with one end face of the round bar and attached to the other end face of the round bar,
The first projecting body has an axial shape, the second projecting body is tubular, and is slidable to the outside of the first projecting body and can be moved in an airtight manner to the inside of the launching tube. The first and second flying bodies are simultaneously driven by the first pressure receiving body fixed to the first flying body and moving in the launching tube in contact with the second flying body. Flying from the other end of the tube and colliding with one end surface of the round bar, the first projecting body accommodated in the launching tube is moved to the other end of the firing tube by the first pressure receiving body. And the second flying body accommodated in the launching tube is fixed to the second flying body by the second pressure receiving body fixed to the second flying body. By flying from the other end of the rod and colliding with one end surface of the round bar And means for applying an impact to the one end surface of the rod,
An input acceleration measuring device for measuring the movement of the other end face of the round bar;
A calculation means for performing a calculation using a measurement result of the input acceleration measuring device and an output signal of an acceleration sensor attached to the other end face of the round bar;
Said calculating means, the means for applying the impact, the first and second projectile simultaneously driven, a first step of by flying to one collision on the end face of the round bar, said first flight A second step of driving the body to fly and colliding with one end face of the round bar; and a third step of driving and flying the second flying body to hit one end face of the round bar; Are executed in one order or in a fixed order at a plurality of collision speeds, and are added to one end face of the round bar at each step. The movement of the end surface generated by reflection of the elastic wave pulse generated inside the round bar due to the impact caused by the other end surface of the round bar is measured by the acceleration sensor and the input acceleration measuring device, In the first step In the range where the measurement result of the input acceleration measurement device obtained in the above and the sum of the measurement result of the input acceleration measurement device obtained in the second and third steps are equal, the measurement result obtained by the first step is obtained. The acceleration sensor output signal is compared with the sum of the acceleration sensor output signals obtained in the second and third steps in at least one of the time domain and the frequency domain. A device for measuring the dynamic linearity of an acceleration sensor using a flying object, characterized by calculating a range in which the linearity is obtained.

請求項１７において、前記第２の受圧体は、前記第２の飛翔体の前記発射管の一方の端側の端を膜状部材で塞ぐことを特徴とする飛翔体を用いた加速度センサの動的線形性の計測装置。 18. The motion of an acceleration sensor using a flying body according to claim 17 , wherein the second pressure receiving body closes one end of the firing tube of the second flying body with a film-like member. Linearity measuring device.

請求項１７または１８において、前記第１及び第２の飛翔体の少なくとも一方は、その衝突端部の材質がそれ以外の部分の材質と異なっていることを特徴とする飛翔体を用いた加速度センサの動的線形性の計測装置。 According to claim 17 or 18, the acceleration sensor at least one of the first and second flying object, using a projectile, characterized in that the material of the collision ends is different from the material of the other portions Dynamic linearity measuring device.

請求項１７乃至１９のいずれかにおいて、前記丸棒の一方の端面に金属球を接触させて固定し、当該金属球に前記衝撃を加えることを特徴とする飛翔体を用いた加速度センサの動的線形性の計測装置。 In any of claims 17 to 19, wherein the one end face of the rod contacting the metal ball fixed, dynamic acceleration sensor using a projectile, characterized in that the addition of the impact to the metal ball Linearity measuring device.

請求項１７乃至２０のいずれかにおいて、前記入力加速度計測装置は、前記丸棒の側面に貼り付けた少なくとも１つのひずみゲージであることを特徴とする飛翔体を用いた加速度センサの動的線形性の計測装置。 In any one of claims 17 to 20, wherein the input acceleration measuring device, the dynamic linearity of the acceleration sensor using a projectile, characterized in that said at least one strain gage pasted on the side surface of the rod Measuring device.

請求項２１において、前記ひずみゲージを前記丸棒の軸方向に複数個貼りつけ、
前記計測手段は、前記丸棒の一方の端面に与えた衝撃によって生じる当該端面から離れた当該丸棒の断面での弾性波パルスのひずみを、当該一方の端面からの距離zと前記衝撃開始からの時間tを変数とし、

と表し、ここで、

に変換し、ここで、

は、

であり、

は、位置Ln(n=1・・・N)におけるひずみゲージの断面での平均値、L, L ^-1 は、ラプラス演算子と逆ラプラス演算子であり、
当該変換後の前記各ひずみゲージ出力を加算してノイズを低減させる信号処理を行うことを特徴とする飛翔体を用いた加速度センサの動的線形性の計測装置。 In claim 21 , a plurality of strain gauges are attached in the axial direction of the round bar,
Said measuring means, the strain of the elastic wave pulse in a cross section of the round bar away from the end surface caused by the impact given to the one end face of the front Kimarubo, the shock initiation and distance z from the one end face of And the time t from

And it represents, here,

Where

Is

And

Is the average value at the cross section of the strain gauge at position Ln (n = 1... N), L, L ⁻¹ are the Laplace operator and the inverse Laplace operator,
An apparatus for measuring dynamic linearity of an acceleration sensor using a flying object, wherein signal processing for reducing noise by adding the output of each strain gauge after the conversion is performed.

請求項２２において、前記計測手段は、前記丸棒の軸方向の一点を代表位置とし、前記加速度センサに印加された入力加速度を求めるために必要になる当該加速度センサを取り付けた丸棒端面に入射する弾性波パルスのひずみを、前記代表位置における弾性波パルスのひずみから求めることを特徴とする飛翔体を用いた加速度センサの動的線形性の計測装置。 23. The measurement means according to claim 22 , wherein one point in the axial direction of the round bar is a representative position, and the measurement means is incident on the end face of the round bar to which the acceleration sensor necessary for obtaining the input acceleration applied to the acceleration sensor is attached. An apparatus for measuring dynamic linearity of an acceleration sensor using a flying object , wherein distortion of an elastic wave pulse to be obtained is obtained from distortion of an elastic wave pulse at the representative position .

請求項２２において、前記計測手段は、前記ひずみゲージの出力信号を、前記丸棒の他方の端面の運動を直接計測するレーザ干渉計の計測結果に基づいて求めたひずみゲージの出力信号を真のひずみに補正する補正関数

により割り算して、前記加速度センサに印加された入力加速度を求めるために必要になる当該加速度センサを取り付けた丸棒端面に入射する弾性波パルスのひずみを求めることを特徴とする飛翔体を用いた加速度センサの動的線形性の計測装置。 23. The strain gauge output signal according to claim 22 , wherein the measurement means outputs the strain gauge output signal obtained based on the measurement result of a laser interferometer that directly measures the movement of the other end face of the round bar. Correction function to correct for distortion

The flying object is characterized in that the distortion of the elastic wave pulse incident on the end surface of the round bar to which the acceleration sensor is attached, which is necessary for obtaining the input acceleration applied to the acceleration sensor, is obtained by dividing by Measuring device for dynamic linearity of acceleration sensor.

請求項２２または２３のいずれかにおいて、前記計測手段は、前記ひずみゲージ出力信号から前記丸棒の他方の端面に入射する弾性波パルスの過渡ひずみ信号を求める際に、前記丸棒の一方の端面に与えた衝撃によって生じる当該端面から離れた当該丸棒の断面での弾性波パルスのひずみを級数に展開したときの解析解の少なくとも１次の項を用いることを特徴とする飛翔体を用いた加速度センサの動的線形性の計測装置。 In any one of claims 22 or 23, wherein the measuring means, when determining the transient signal distortion of the elastic wave pulse incident the strain from gauge output signal at the other end surface of the rod, one end surface of the rod use the projectile, which comprises using at least first-order terms of the analytic solution when deployed in grade number distortion of the elastic wave pulse in a cross section of the round bar away from the end surface caused by the impact given to the A device for measuring the dynamic linearity of an acceleration sensor.

請求項１７乃至２０のいずれかにおいて、前記入力加速度計測装置は、前記丸棒の他方の端面の運動を非接触で直接計測する装置であることを特徴とする飛翔体を用いた加速度センサの動的線形性の計測装置。 In any one of claims 17 to 20, wherein the input acceleration measuring device, movement of the acceleration sensor using a projectile, characterized in that the a device for directly measuring in a non-contact movement in the other end surface of the rod Linearity measuring device.

請求項１７乃至２６のいずれかにおいて、前記加速度センサはＡＣ加速度センサであり、前記丸棒は、前記飛翔体の衝突時に水平であることを特徴とする飛翔体を用いた加速度センサの動的線形性の計測装置。 In any of claims 17 to 26, wherein the acceleration sensor is an AC accelerometer, the round bar, dynamic linear acceleration sensor using a projectile, characterized in that the horizontal at the time of collision of the projectile Sex measuring device.

請求項１７乃至２６のいずれかにおいて、前記加速度センサはＤＣ加速度センサであり、前記丸棒は、前記飛翔体の衝突時に垂直であることを特徴とする飛翔体を用いた加速度センサの動的線形性の計測装置。 In any of claims 17 to 26, wherein the acceleration sensor is a DC acceleration sensor, the rod is dynamic linear acceleration sensor using a projectile, characterized in that it is perpendicular to the collision of the projectile Sex measuring device.

請求項１７乃至２８のいずれかにおいて、前記第１の飛翔体および第２の飛翔体の少なくとも一方は径方向に分割され軸方向の長さが互いに異なり且つ同一軸上を互いに摺動可能な複数の部材からなる多重構造であり、当該多重構造を構成する各部材の前記丸棒の一方の端面への衝突のタイミングを制御することによって前記丸棒の内部に発生する弾性波の周波数帯域幅を制御可能にしたことを特徴とする飛翔体を用いた加速度センサの動的線形性の計測装置。 29. A plurality of the first flying object and the second flying object according to any one of claims 17 to 28 , wherein at least one of the first flying object and the second flying object is divided in a radial direction, has different axial lengths, and is slidable on the same axis. The frequency band width of the elastic wave generated inside the round bar is controlled by controlling the timing of collision of each member constituting the multiple structure with one end face of the round bar. An apparatus for measuring the dynamic linearity of an acceleration sensor using a flying object characterized by being controllable.

請求項１７乃至２９のいずれかにおいて、前記第１の飛翔体の軸方向の長さは、前記第２の飛翔体の軸方向の長さよりも長く、前記第１ステップにおいて、前記第１及び第２の飛翔体を微小時間差で衝突させた場合に、当該微小衝突時間差を検出する検出手段をさらに有し、前記計測手段は、前記検出手段により得られた微小衝突時間差の検出結果に基づいて、前記入力加速度計測装置の計測結果及び前記加速度センサの出力信号を補正することを特徴とする飛翔体を用いた加速度センサの動的線形性の計測装置。 30. The length in the axial direction of the first flying object according to any one of claims 17 to 29 is longer than the length in the axial direction of the second flying object. When the two flying objects collide with a minute time difference, the vehicle further includes a detecting unit that detects the minute collision time difference, and the measuring unit is based on the detection result of the minute collision time difference obtained by the detecting unit, An apparatus for measuring dynamic linearity of an acceleration sensor using a flying object, wherein a measurement result of the input acceleration measuring apparatus and an output signal of the acceleration sensor are corrected.