適用于空間飛行器高穩(wěn)定度指向控制試驗裝置及方法
【專利摘要】本發(fā)明提供一種適用于空間飛行器高穩(wěn)定度指向控制試驗裝置及方法，試驗裝置，包括基座、氣浮軸承、儀表平臺、飛行器指向單元、飛行器姿態(tài)控制單元、臺上數(shù)據(jù)指令收發(fā)系統(tǒng)、標志點、靶標測頭單元、反射棱鏡、反作用動量輪系統(tǒng)、圖像處理單元、光電自準直儀、激光跟蹤儀、臺下數(shù)據(jù)指令收發(fā)系統(tǒng)和相機；該裝置充分利用氣浮軸承模擬空間飛行器微干擾力矩環(huán)境的特點，結(jié)合圖像測量單元、激光跟蹤儀、光電自準直儀等設(shè)備的高精度位姿測量技術(shù)，能夠?qū)崿F(xiàn)空間飛行器高穩(wěn)定度指向控制試驗?zāi)繕耍雀?、穩(wěn)定性好并且便于工程實現(xiàn)，本發(fā)明可以用于各種高精度氣象、軍事偵察衛(wèi)星、天基攻防平臺等航天器的高精度指向控制試驗。
【專利說明】適用于空間飛行器高穩(wěn)定度指向控制試驗裝置及方法

【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]本發(fā)明涉及一種適用于空間飛行器高穩(wěn)定度指向控制試驗裝置及方法。

【背景技術(shù)】
[0002]現(xiàn)代航天任務(wù)對飛行器的高穩(wěn)定指向提出了高要求，特別是對于空間飛行器，其指向精度往往是系統(tǒng)最關(guān)鍵的技術(shù)指標，而飛行器昂貴的研制費用和特殊的運行環(huán)境要求其在發(fā)射前必須進行充分的地面試驗以確保任務(wù)成功，因此對空間飛行器高穩(wěn)定度指向控制試驗的研究具有重要的應(yīng)用前景和價值。
[0003]氣浮臺依靠壓縮空氣在氣浮軸承與軸承座之間形成氣膜，并通過儀表平臺安裝有效載荷使模擬臺體浮起，從而實現(xiàn)近似無摩擦的相對運動條件，以模擬衛(wèi)星等空間飛行器在外層空間所受干擾力矩很小的力學環(huán)境，因此非常適合于上述高穩(wěn)定度指向控制試驗的研究。
[0004]這種高穩(wěn)定度高精度試驗設(shè)計問題的研究引起了國內(nèi)外相關(guān)人員的興趣。經(jīng)文獻檢索，丁久輝，郭百巍在論文“基于HLA的衛(wèi)星指向控制仿真系統(tǒng)的設(shè)計與實現(xiàn)”(見《系統(tǒng)仿真學報》，2011年，23卷第8期，頁碼1747-1749)中構(gòu)建了一款通用的衛(wèi)星仿真系統(tǒng)，基于面向?qū)ο笏枷雽⑿l(wèi)星系統(tǒng)及仿真運行系統(tǒng)劃分為多組模塊，實現(xiàn)了基于HLA的分布式仿真接口，可以進行分布式仿真，但不涉及物理仿真裝置及方法。張振民，崔祜濤，楊滌在論文“小型月球探測器高精度姿態(tài)指向控制”(見《高技術(shù)通訊》，2002年，第4卷，頁碼80-82)中建立了小型月球探測器環(huán)月階段動力學模型，分析了由3個輕型反作用輪正交安裝組成的姿態(tài)穩(wěn)定控制系統(tǒng)，給出了一種擬ro姿態(tài)指向控制規(guī)律，但不涉及地面物理仿真裝置及方法的研究。趙圣斌，周軍在論文“衛(wèi)星天線的指向控制與可視化仿真”(見《彈箭與制導學報》，2006年，頁碼198-201)中對衛(wèi)星天線指向控制的可視化仿真問題進行了研究，但不涉及地面物理仿真裝置及方法的研究。
[0005]中國發(fā)明專利“ 一種繞月衛(wèi)星雙軸天線對地指向控制方法”(申請?zhí)?00710301746.6)公開了一種繞月衛(wèi)星雙軸天線對地指向控制方法，克服現(xiàn)有技術(shù)的不足，采用簡單的開環(huán)程序跟蹤方式，滿足指向精度要求，但不涉及地面物理仿真裝置及方法的研究。
[0006]中國發(fā)明專利“空間激光干涉系統(tǒng)激光指向控制技術(shù)的模擬方法和裝置”(申請?zhí)?01310216705.2)提供一種空間激光干涉系統(tǒng)激光指向控制技術(shù)的模擬方法，給出了目標信號方向抖動的模擬方法，采用自適應(yīng)PID控制方法對本地激光的方向進行高精度角度控制，實現(xiàn)了高精度的激光指向控制。


【發(fā)明內(nèi)容】

[0007]本發(fā)明的目的在于提供一種適用于空間飛行器高穩(wěn)定度指向控制試驗裝置及方法，具有精度高、穩(wěn)定性好、便于工程應(yīng)用等優(yōu)點。
[0008]本發(fā)明采用以下技術(shù)方案予以實現(xiàn):
[0009]一種適用于空間飛行器高穩(wěn)定度指向控制試驗裝置，包括基座(I)、氣浮軸承
(2)、儀表平臺(3)、飛行器指向單元(4)、飛行器姿態(tài)控制單元(5)、臺上數(shù)據(jù)指令收發(fā)系統(tǒng)
(6)、標志點(7)、靶標測頭單元(8)、反射棱鏡(9)、反作用動量輪系統(tǒng)(10)、圖像處理單元
(11)、光電自準直儀(12)、激光跟蹤儀(13)、臺下數(shù)據(jù)指令收發(fā)系統(tǒng)(14)和相機(15);其特征在于，氣浮軸承(2)下端安裝在基座(I)上，氣浮軸承(2)上端和儀表平臺(3)固連，靶標測頭單元(8)、標志點(7)、飛行器姿態(tài)控制單元(5)、反射棱鏡(9)、飛行器指向單元
(4)、臺上數(shù)據(jù)指令收發(fā)系統(tǒng)(6)和反作用動量輪系統(tǒng)(10)安裝在儀表平臺(3)上，激光跟蹤儀(13)、光電自準直儀(12)、圖像處理單元(11)、臺下數(shù)據(jù)指令收發(fā)系統(tǒng)(14)安裝在基座(I)旁邊，相機(15)安裝在儀表平臺(3)上方的吊架上；激光跟蹤儀(13)和靶標測頭單元(8)配對使用，靶標測頭單元(8)在激光跟蹤儀(13)的視場中，標志點(7)應(yīng)該在相機(15)的視場中不受遮擋；相機(15)及圖像處理單元(11)、激光跟蹤儀(13)輸出測量信息給飛行器姿態(tài)控制單元(5)，飛行器姿態(tài)控制單元(5)結(jié)合該測量信息以及飛行器姿態(tài)控制單元(5)自帶慣組的信息輸出試驗平臺的位姿信息，根據(jù)控制任務(wù)和控制算法輸出控制指令給反作用動量輪系統(tǒng)(10)，反作用動量輪系統(tǒng)輸出控制力矩實現(xiàn)儀表平臺(3)的姿態(tài)控制，從而控制飛行器指向單元(4)移動至期望位置，當飛行器指向單元(4)移動至期望位置附近時，反射棱鏡(9)進入光電自準直儀(12)視場，光電自準直儀(12)測量出試驗平臺的精確位姿信號并輸出給飛行器姿態(tài)控制單元(5)，飛行器姿態(tài)控制單元(5)根據(jù)該信號計算并輸出控制指令完成飛行器指向單元(4)的精確控制；臺上數(shù)據(jù)指令收發(fā)系統(tǒng)(6)接收臺下數(shù)據(jù)指令收發(fā)系統(tǒng)(14)的指令，并將數(shù)據(jù)采集發(fā)送給臺下數(shù)據(jù)指令收發(fā)系統(tǒng)(14)，臺下數(shù)據(jù)指令收發(fā)系統(tǒng)(14)還負責接收激光跟蹤儀(13)、光電自準直儀(12)以及圖像處理單元(11)的信息，并實現(xiàn)數(shù)據(jù)的顯示、分析、存儲和回放的功能。
[0010]本發(fā)明還具有如下特征:
[0011]1、采用如上所述的試驗裝置得到的一種適用于空間飛行器高穩(wěn)定度指向控制試驗方法，具體步驟如下:
[0012]步驟一:根據(jù)試驗?zāi)繕舜_認儀表平臺(3)上飛行器指向單元(4)的最終期望指向和初始位置，根據(jù)該最終指向位置和反射棱鏡(9)的位置安裝光電自準直儀(12)，安裝時要確保當儀表平臺(3)上飛行器指向單元(4)移動至最終期望指向附近時，反射棱鏡(9)能夠進入光電自準直儀(12)的有效視場；
[0013]步驟二:整個裝置通電并給氣浮軸承(2)供氣，將儀表平臺(3)上飛行器指向單元
(4)移動至試驗所需的初始位置；
[0014]步驟三:確認靶標測頭單元⑶在激光跟蹤儀(13)的視場中，并且標志點(7)應(yīng)該在相機(15)的視場中不受遮擋；
[0015]步驟四:啟動程序，相機(15)及圖像處理單元(11)、激光跟蹤儀(13)輸出測量信息給飛行器姿態(tài)控制單元(5)，飛行器姿態(tài)控制單元(5)結(jié)合該測量信息以及飛行器姿態(tài)控制單元(5)自帶慣組的信息輸出試驗平臺的位姿信息，根據(jù)控制任務(wù)和控制算法輸出控制指令給反作用動量輪系統(tǒng)(10)，從而控制飛行器指向單元(4)移動至期望位置，當飛行器指向單元⑷移動至期望位置附近時，反射棱鏡(9)進入光電自準直儀(12)視場，光電自準直儀(12)測量出試驗平臺的精確位姿信號并輸出給飛行器姿態(tài)控制單元(5)，飛行器姿態(tài)控制單元(5)根據(jù)該信號計算并輸出控制指令完成飛行器指向單元(4)的精確控制；臺上數(shù)據(jù)指令收發(fā)系統(tǒng)(6)接收臺下數(shù)據(jù)指令收發(fā)系統(tǒng)(14)的指令，并將數(shù)據(jù)采集發(fā)送給臺下數(shù)據(jù)指令收發(fā)系統(tǒng)(14)，臺下數(shù)據(jù)指令收發(fā)系統(tǒng)(14)還負責接收激光跟蹤儀(13)、光電自準直儀(12)以及圖像處理單元(11)的信息，并實現(xiàn)數(shù)據(jù)的顯示、分析、存儲和回放的功能；
[0016]步驟五:試驗結(jié)束后給氣浮軸承停止供氣，然后根據(jù)臺下數(shù)據(jù)指令收發(fā)系統(tǒng)采集并存儲的數(shù)據(jù)進行試驗分析與總結(jié)。
[0017]2、所述的反作用動量輪系統(tǒng)用控制力矩陀螺群或冷氣推力裝置代替。
[0018]本發(fā)明的特點和優(yōu)點:
[0019]本發(fā)明提供了一種適用于空間飛行器高穩(wěn)定度指向控制試驗裝置與方法，充分利用氣浮軸承模擬空間飛行器微干擾力矩環(huán)境的特點，并結(jié)合高精度位姿測量技術(shù)，能夠?qū)崿F(xiàn)空間飛行器高穩(wěn)定度指向控制試驗?zāi)繕耍雀卟⑶冶阌诠こ虒崿F(xiàn)，可用于各種高精度氣象、軍事偵察衛(wèi)星、天基攻防平臺等航天器的高精度指向控制試驗。

【專利附圖】

【附圖說明】
[0020]圖1試驗裝置設(shè)計示意圖；

【具體實施方式】
[0021]實施例1
[0022]如圖1所示，一種適用于空間飛行器高穩(wěn)定度指向控制試驗裝置，包括基座1、氣浮軸承2、儀表平臺3、飛行器指向單元4、飛行器姿態(tài)控制單元5、臺上數(shù)據(jù)指令收發(fā)系統(tǒng)6、標志點7、靶標測頭單元8、反射棱鏡9、反作用動量輪系統(tǒng)10、圖像處理單元11、光電自準直儀12、激光跟蹤儀13、臺下數(shù)據(jù)指令收發(fā)系統(tǒng)14和相機15 ;其特征在于，氣浮軸承2下端安裝在基座I上，氣浮軸承2上端和儀表平臺3固連，靶標測頭單元8、標志點7、飛行器姿態(tài)控制單元5、反射棱鏡9、飛行器指向單元4、臺上數(shù)據(jù)指令收發(fā)系統(tǒng)6和反作用動量輪系統(tǒng)10安裝在儀表平臺3上，激光跟蹤儀13、光電自準直儀12、圖像處理單元11、臺下數(shù)據(jù)指令收發(fā)系統(tǒng)14安裝在基座I旁邊，相機15安裝在儀表平臺3上方的吊架上；激光跟蹤儀13和靶標測頭單元8配對使用，靶標測頭單元8在激光跟蹤儀13的視場中，標志點7應(yīng)該在相機15的視場中不受遮擋；相機15及圖像處理單元11、激光跟蹤儀13輸出測量信息給飛行器姿態(tài)控制單元5，飛行器姿態(tài)控制單元5結(jié)合該測量信息以及飛行器姿態(tài)控制單元5自帶慣組的信息輸出試驗平臺的位姿信息，根據(jù)控制任務(wù)和控制算法輸出控制指令給反作用動量輪系統(tǒng)10，反作用動量輪系統(tǒng)10輸出控制力矩從而實現(xiàn)儀表平臺3的姿態(tài)控制，從而控制飛行器指向單元4移動至期望位置，當飛行器指向單元4移動至期望位置附近時，反射棱鏡9進入光電自準直儀12視場，光電自準直儀12測量出試驗平臺的精確位姿信號并輸出給飛行器姿態(tài)控制單元5，飛行器姿態(tài)控制單元5根據(jù)該信號計算并輸出控制指令完成飛行器指向單元4的精確控制；臺上數(shù)據(jù)指令收發(fā)系統(tǒng)6接收臺下數(shù)據(jù)指令收發(fā)系統(tǒng)14的指令，并將數(shù)據(jù)采集發(fā)送給臺下數(shù)據(jù)指令收發(fā)系統(tǒng)14，臺下數(shù)據(jù)指令收發(fā)系統(tǒng)14還負責接收激光跟蹤儀13、光電自準直儀12以及圖像處理單元11的信息，并實現(xiàn)數(shù)據(jù)的顯示、分析、存儲和回放的功能。所述的反作用動量輪系統(tǒng)用控制力矩陀螺群或冷氣推力裝置代替。
[0023]實施例2
[0024]一種適用于空間飛行器高穩(wěn)定度指向控制試驗方法，具體步驟如下:
[0025]步驟一:根據(jù)試驗?zāi)繕舜_認儀表平臺3上飛行器指向單元4的最終期望指向和初始位置，根據(jù)該最終指向位置和反射棱鏡9的位置安裝光電自準直儀12，安裝時要確保當儀表平臺3上飛行器指向單元4移動至最終期望指向附近時，反射棱鏡9能夠進入光電自準直儀12的有效視場；
[0026]步驟二:整個裝置通電并給氣浮軸承2供氣，將儀表平臺3上飛行器指向單元4移動至試驗所需的初始位置；
[0027]步驟三:確認靶標測頭單元8在激光跟蹤儀13的視場中，并且標志點7應(yīng)該在相機15的視場中不受遮擋；
[0028]步驟四:啟動程序，相機15及圖像處理單元11、激光跟蹤儀13輸出測量信息給飛行器姿態(tài)控制單元5，飛行器姿態(tài)控制單元5結(jié)合該測量信息以及飛行器姿態(tài)控制單元5自帶慣組的信息輸出試驗平臺的位姿信息，根據(jù)控制任務(wù)和控制算法輸出控制指令給反作用動量輪系統(tǒng)10，從而控制飛行器指向單元4移動至期望位置，當飛行器指向單元4移動至期望位置附近時，反射棱鏡9進入光電自準直儀12視場，光電自準直儀12測量出試驗平臺的精確位姿信號并輸出給飛行器姿態(tài)控制單元5，飛行器姿態(tài)控制單元5根據(jù)該信號計算并輸出控制指令完成飛行器指向單元4的精確控制；臺上數(shù)據(jù)指令收發(fā)系統(tǒng)6接收臺下數(shù)據(jù)指令收發(fā)系統(tǒng)14的指令，并將數(shù)據(jù)采集發(fā)送給臺下數(shù)據(jù)指令收發(fā)系統(tǒng)14，臺下數(shù)據(jù)指令收發(fā)系統(tǒng)14還負責接收激光跟蹤儀13、光電自準直儀12以及圖像處理單元11的信息，并實現(xiàn)數(shù)據(jù)的顯示、分析、存儲和回放的功能；
[0029]步驟五:試驗結(jié)束后給氣浮軸承停止供氣，然后根據(jù)臺下數(shù)據(jù)指令收發(fā)系統(tǒng)采集并存儲的數(shù)據(jù)進行試驗分析與總結(jié)。
[0030]本試驗裝置以及試驗方法具有如下有益效果:
[0031]1、本試驗裝置基于氣浮軸承副構(gòu)建，壓縮空氣在氣浮軸承與軸承座之間形成氣膜使模擬臺體浮起，可以實現(xiàn)近似無摩擦的相對運動條件，可以模擬空間飛行器在外層空間所受干擾力矩很小的力學環(huán)境，氣浮軸承同時具有很高的回轉(zhuǎn)精度、很小的干擾力矩，能夠?qū)崿F(xiàn)空間飛行器在太空中高穩(wěn)定度指向控制所需的條件。
[0032]2、本試驗裝置在360°全回轉(zhuǎn)機動試驗時可以由相機、標志點以及圖像處理單元一起完成姿態(tài)的測量反饋；在大范圍(通常不大于±60° )機動試驗時，可以由激光跟蹤儀和靶標測頭單元完成姿態(tài)的測量反饋；在小范圍時，由光電自準直儀和棱鏡完成高精度的姿態(tài)測量反饋。
[0033]3、本試驗裝置和方法既可以基于單軸氣浮軸承構(gòu)建，實現(xiàn)飛行器單軸、單自由度的高精度指向控制試驗，也可以基于氣浮球軸承構(gòu)建，實現(xiàn)飛行器三軸、三自由度的高精度指向控制試驗。
[0034]實施例3
[0035]關(guān)于氣浮臺的位姿測量技術(shù)，作如下說明:
[0036]對于單軸氣浮臺，360°全范圍測量可以由相機及其圖像處理單元配合標志點來完成，也可以由安裝單軸氣浮臺軸上的光柵測量系統(tǒng)完成，中范圍(±60° )可以由激光跟蹤儀完成，小范圍(典型值為±1800角秒)高精度測量時由一臺光電自準直儀來實現(xiàn)，也可以由光柵測量系統(tǒng)完成；
[0037]對于三軸氣浮臺，360°全范圍運動時角度測量可以由相機及其圖像處理單元配合標志點來完成(具體可以參見專利“三軸氣浮臺姿態(tài)角雙目立體視覺測量裝置及其測量方法”，申請?zhí)枮?01310221338.5)，中范圍(±60°以內(nèi))可以由激光跟蹤儀完成，小范圍(典型值為±1800角秒以內(nèi))高精度測量時由兩臺正交安裝的光電自準直儀來實現(xiàn)，具體可以參見專利“三軸氣浮臺高精度姿態(tài)角度及角速度測量裝置”(專利申請?zhí)?01310134631.8)。
[0038]實施例4
[0039]實際試驗時，氣浮軸承的實際負載情況可能有變化，為此在實驗前首先對負載進行稱重，然后按照上述優(yōu)化方法計算氣膜厚度，如果氣膜厚度變化超過20%，需要進行供氣壓力的調(diào)整，調(diào)整時，如果負載比額定設(shè)計值大則提高供氣壓力，如果負載比額定設(shè)計值小則降低供氣壓力，通氣后在進行實際實驗前還要利用振動測試儀對儀表平臺進行測試，確保沒有發(fā)生共振，這也是高穩(wěn)定度指向控制實驗中需要注意的情況。
【權(quán)利要求】
1.一種適用于空間飛行器高穩(wěn)定度指向控制試驗裝置，包括基座(I)、氣浮軸承(2)、儀表平臺(3)、飛行器指向單元(4)、飛行器姿態(tài)控制單元(5)、臺上數(shù)據(jù)指令收發(fā)系統(tǒng)(6)、標志點(7)、靶標測頭單元(8)、反射棱鏡(9)、反作用動量輪系統(tǒng)(10)、圖像處理單元(11)、光電自準直儀(12)、激光跟蹤儀(13)、臺下數(shù)據(jù)指令收發(fā)系統(tǒng)(14)和相機(15);其特征在于，氣浮軸承⑵下端安裝在基座⑴上，氣浮軸承⑵上端和儀表平臺⑶固連，靶標測頭單元(8)、標志點(7)、飛行器姿態(tài)控制單元(5)、反射棱鏡(9)、飛行器指向單元(4)、臺上數(shù)據(jù)指令收發(fā)系統(tǒng)(6)和反作用動量輪系統(tǒng)(10)安裝在儀表平臺(3)上，激光跟蹤儀(13)、光電自準直儀(12)、圖像處理單元(11)、臺下數(shù)據(jù)指令收發(fā)系統(tǒng)(14)安裝在基座(I)旁邊，相機(15)安裝在儀表平臺(3)上方的吊架上；激光跟蹤儀(13)和靶標測頭單元(8)配對使用，靶標測頭單元⑶在激光跟蹤儀(13)的視場中，標志點(7)應(yīng)該在相機(15)的視場中不受遮擋；相機(15)及圖像處理單元(11)、激光跟蹤儀(13)輸出測量信息給飛行器姿態(tài)控制單元(5)，飛行器姿態(tài)控制單元(5)結(jié)合該測量信息以及飛行器姿態(tài)控制單元(5)自帶慣組的信息輸出試驗平臺的位姿信息，根據(jù)控制任務(wù)和控制算法輸出控制指令給反作用動量輪系統(tǒng)(10)，反作用動量輪系統(tǒng)輸出控制力矩實現(xiàn)儀表平臺(3)的姿態(tài)控制，從而控制飛行器指向單元(4)移動至期望位置，當飛行器指向單元(4)移動至期望位置附近時，反射棱鏡(9)進入光電自準直儀(12)視場，光電自準直儀(12)測量出試驗平臺的精確位姿信號并輸出給飛行器姿態(tài)控制單元(5)，飛行器姿態(tài)控制單元(5)根據(jù)該信號計算并輸出控制指令完成飛行器指向單元(4)的精確控制；臺上數(shù)據(jù)指令收發(fā)系統(tǒng)(6)接收臺下數(shù)據(jù)指令收發(fā)系統(tǒng)(14)的指令，并將數(shù)據(jù)采集發(fā)送給臺下數(shù)據(jù)指令收發(fā)系統(tǒng)(14)，臺下數(shù)據(jù)指令收發(fā)系統(tǒng)(14)還負責接收激光跟蹤儀(13)、光電自準直儀(12)以及圖像處理單元(11)的信息，并實現(xiàn)數(shù)據(jù)的顯示、分析、存儲和回放的功能。
2.采用如權(quán)利要求1所述的一種適用于空間飛行器高穩(wěn)定度指向控制試驗裝置得到的一種適用于空間飛行器高穩(wěn)定度指向控制試驗方法，其特征在于，具體步驟如下: 步驟一:根據(jù)試驗?zāi)繕舜_認儀表平臺(3)上飛行器指向單元⑷的最終期望指向和初始位置，根據(jù)該最終指向位置和反射棱鏡(9)的位置安裝光電自準直儀(12)，安裝時要確保當儀表平臺(3)上飛行器指向單元(4)移動至最終期望指向附近時，反射棱鏡(9)能夠進入光電自準直儀(12)的有效視場； 步驟二:整個裝置通電并給氣浮軸承(2)供氣，將儀表平臺(3)上飛行器指向單元(4)移動至試驗所需的初始位置； 步驟三:確認靶標測頭單元⑶在激光跟蹤儀(13)的視場中，并且標志點(7)應(yīng)該在相機(15)的視場中不受遮擋； 步驟四:啟動程序，相機(15)及圖像處理單元(11)、激光跟蹤儀(13)輸出測量信息給飛行器姿態(tài)控制單元(5)，飛行器姿態(tài)控制單元(5)結(jié)合該測量信息以及飛行器姿態(tài)控制單元(5)自帶慣組的信息輸出試驗平臺的位姿信息，根據(jù)控制任務(wù)和控制算法輸出控制指令給反作用動量輪系統(tǒng)(10)，從而控制飛行器指向單元(4)移動至期望位置，當飛行器指向單元(4)移動至期望位置附近時，反射棱鏡(9)進入光電自準直儀(12)視場，光電自準直儀(12)測量出試驗平臺的精確位姿信號并輸出給飛行器姿態(tài)控制單元(5)，飛行器姿態(tài)控制單元(5)根據(jù)該信號計算并輸出控制指令完成飛行器指向單元(4)的精確控制；臺上數(shù)據(jù)指令收發(fā)系統(tǒng)(6)接收臺下數(shù)據(jù)指令收發(fā)系統(tǒng)(14)的指令，并將數(shù)據(jù)采集發(fā)送給臺下數(shù)據(jù)指令收發(fā)系統(tǒng)(14)，臺下數(shù)據(jù)指令收發(fā)系統(tǒng)(14)還負責接收激光跟蹤儀(13)、光電自準直儀(12)以及圖像處理單元(11)的信息，并實現(xiàn)數(shù)據(jù)的顯示、分析、存儲和回放的功倉泛; 步驟五:試驗結(jié)束后給氣浮軸承停止供氣，然后根據(jù)臺下數(shù)據(jù)指令收發(fā)系統(tǒng)采集并存儲的數(shù)據(jù)進行試驗分析與總結(jié)。
3.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種適用于空間飛行器高穩(wěn)定度指向控制試驗裝置，其特征在于:所述的反作用動量輪系統(tǒng)用控制力矩陀螺群或冷氣推力裝置代替。
【文檔編號】B64G7/00GK104386267SQ201410647892
【公開日】2015年3月4日 申請日期:2014年11月3日 優(yōu)先權(quán)日:2014年11月3日
【發(fā)明者】王常虹, 夏紅偉, 馬廣程, 李莉, 宋效正 申請人:哈爾濱工業(yè)大學