本發(fā)明涉及航天器總體技術(shù)領(lǐng)域，特別涉及一種超大尺度柔性航天器地面物理仿真試驗系統(tǒng)。

背景技術(shù)：

為了滿足高分辨率空間遙感信息需求，形成高分辨率、全球覆蓋的對地觀測能力，需要發(fā)展帶超大尺度柔性載荷的航天器。對于此類航天器，由于星上裝載的天線尺寸非常大，在地面建立全尺寸試驗模型困難較大，而且成本非常高，而采用縮比等效方式無法全面模擬超大尺度柔性航天器的動力學特性。因此，針對此類超大型柔性航天器的地面物理試驗問題，提出了一種可行性方案。

目前沒有發(fā)現(xiàn)同本發(fā)明類似技術(shù)的說明或報道，也尚未收集到國內(nèi)外類似的資料。

技術(shù)實現(xiàn)要素：

為了解決現(xiàn)有全尺寸地面試驗系統(tǒng)建造困難和縮比尺寸地面試驗系統(tǒng)無法全面模擬航天器的動力學特性問題，本發(fā)明目的是提供一種超大尺度柔性航天器地面物理仿真試驗系統(tǒng)，通過所設(shè)計的柔性載荷局部結(jié)構(gòu)模擬系統(tǒng)和平臺約束激勵系統(tǒng)、虛擬子結(jié)構(gòu)約束激勵系統(tǒng)，模擬超大尺度柔性航天器的動力學特性，有效驗證動力學建模方法和控制方案的正確性和有效性，為超大尺度柔性航天器的高精度定向控制奠定試驗基礎(chǔ)。

為了實現(xiàn)以上目的，本發(fā)明是通過以下技術(shù)方案實現(xiàn)的：

一種超大尺度柔性航天器地面物理仿真試驗系統(tǒng)，其特點是，包含：

龍門吊架；

模擬墻，其設(shè)置在龍門吊架一側(cè)且固接在地面；

柔性載荷局部結(jié)構(gòu)模擬件，其通過懸吊件懸吊在龍門吊架上；

柔性結(jié)構(gòu)零重力補償系統(tǒng)，其設(shè)置在每個懸吊件與龍門吊架結(jié)合位置處；

平臺約束激勵系統(tǒng)，其位于模擬墻與柔性載荷局部結(jié)構(gòu)模擬件的一端之間；

虛擬子結(jié)構(gòu)約束激勵系統(tǒng)，其位于柔性載荷局部結(jié)構(gòu)模擬件的另一端上；

地面測量系統(tǒng)，其設(shè)置在柔性載荷局部結(jié)構(gòu)模擬件上，用于對柔性載荷局部結(jié)構(gòu)模擬件狀態(tài)信息的測量。

所述的柔性結(jié)構(gòu)零重力補償系統(tǒng)包含：活動設(shè)置在龍門吊架上的氣浮底座和安裝在氣浮底座的恒力氣缸；

所述的恒力氣缸的活塞端與懸吊件相連，通過恒力氣缸氣體壓力恒定，使得所述的懸吊件張力輸出恒定。

所述的模擬墻的剛度至少比柔性載荷局部結(jié)構(gòu)模擬件的剛度高5個量級以上。

所述的平臺約束激勵系統(tǒng)包含：一平臺，其與柔性載荷局部結(jié)構(gòu)模擬件相互耦合作用并將耦合作用的第一指令信號傳送至平臺約束激勵系統(tǒng)。

所述的虛擬子結(jié)構(gòu)約束激勵系統(tǒng)包含一虛擬子結(jié)構(gòu)，其與柔性載荷局部結(jié)構(gòu)模擬件相互耦合作用并將耦合作用的第二指令信號傳送至虛擬子結(jié)構(gòu)約束激勵系統(tǒng)。

該試驗系統(tǒng)還包含地面控制臺，用于監(jiān)控仿真試驗系統(tǒng)和傳遞試驗動作指令。

本發(fā)明與現(xiàn)有技術(shù)相比，具有以下優(yōu)點：

本發(fā)明通過模擬墻為柔性結(jié)構(gòu)模擬件提供約束界面，利用龍門吊架和柔性結(jié)構(gòu)零重力補償系統(tǒng)為柔性結(jié)構(gòu)模擬件提供自由運動的微重力環(huán)境，采用柔性載荷局部結(jié)構(gòu)模擬系統(tǒng)和平臺約束激勵系統(tǒng)實現(xiàn)航天器服務(wù)艙平臺與柔性載荷間的相互耦合作用傳遞關(guān)系，采用柔性載荷局部結(jié)構(gòu)模擬系統(tǒng)和虛擬子結(jié)構(gòu)約束激勵系統(tǒng)實現(xiàn)柔性載荷整體結(jié)構(gòu)的動力學特性模擬，并利用地面測量系統(tǒng)和地面控制臺實現(xiàn)對地面試驗系統(tǒng)的狀態(tài)信息測量和監(jiān)控。

本發(fā)明解決了超大尺度柔性航天器在軌運行條件的模擬問題，提供了超大尺度柔性航天器控制系統(tǒng)技術(shù)地面驗證系統(tǒng)方案。

附圖說明

圖1為本發(fā)明一種超大尺度柔性航天器地面物理仿真試驗系統(tǒng)的系統(tǒng)框圖。

具體實施方式

以下結(jié)合附圖，通過詳細說明一個較佳的具體實施例，對本發(fā)明做進一步闡述。

如圖1所示，一種超大尺度柔性航天器地面物理仿真試驗系統(tǒng)，包含：龍門吊架2；模擬墻1，其設(shè)置在龍門吊架一側(cè)且固接在地面；柔性載荷局部結(jié)構(gòu)模擬件4，其通過懸吊件8懸吊在龍門吊架上；柔性結(jié)構(gòu)零重力補償系統(tǒng)3，其設(shè)置在每個懸吊件8與龍門吊架2結(jié)合位置處；平臺約束激勵系統(tǒng)5，其位于模擬墻1與柔性載荷局部結(jié)構(gòu)模擬件4的一端之間；虛擬子結(jié)構(gòu)約束激勵系統(tǒng)6，其位于柔性載荷局部結(jié)構(gòu)模擬件4的另一端上；地面測量系統(tǒng)7，其設(shè)置在柔性載荷局部結(jié)構(gòu)模擬件4上，用于對柔性載荷局部結(jié)構(gòu)模擬件狀態(tài)信息的測量。

上述的模擬墻1通過固接在地面為柔性結(jié)構(gòu)模擬件提供界面約束關(guān)系，模擬墻的剛度至少比柔性載荷局部結(jié)構(gòu)模擬件的剛度高5個量級以上。

上述的龍門吊架2為剛度和強度非常高的剛性支撐結(jié)構(gòu)，結(jié)構(gòu)剛度系數(shù)與模擬墻的剛度系統(tǒng)相當。

上述的柔性結(jié)構(gòu)零重力補償系統(tǒng)3包含：活動設(shè)置在龍門吊架上的氣浮底座和安裝在氣浮底座的恒力氣缸；所述的恒力氣缸的活塞端與懸吊件相連，通過恒力氣缸氣體壓力恒定，使得所述的懸吊件張力輸出恒定，通過縱向恒張力補償和橫向低摩擦隨動，在實現(xiàn)補償柔性載荷局部結(jié)構(gòu)模擬件重力的同時，不影響柔性載荷局部結(jié)構(gòu)模擬件的動力學特性。

上述的平臺約束激勵系統(tǒng)5包含：一平臺，其與柔性載荷局部結(jié)構(gòu)模擬件相互耦合作用并將耦合作用的第一指令信號傳送至平臺約束激勵系統(tǒng)，本實施例中平臺具有6自由度，輸出三個方向的空間力矩和角度，輸出力矩大于200Nm，輸出角度大于5°。

上述的虛擬子結(jié)構(gòu)約束激勵系統(tǒng)6包含一虛擬子結(jié)構(gòu)，該虛擬子結(jié)構(gòu)通過音圈電機產(chǎn)生電磁激勵模擬柔性載荷虛擬子結(jié)構(gòu)的動力學特性，輸出柔性載荷虛擬子結(jié)構(gòu)與柔性載荷局部結(jié)構(gòu)模擬件相互耦合作用，并將耦合作用的第二指令信號傳送至虛擬子結(jié)構(gòu)約束激勵系統(tǒng)，該虛擬子結(jié)構(gòu)通過音圈電機產(chǎn)生電磁激勵。

地面測量系統(tǒng)7主要是通過加速度計、光纖應(yīng)變傳感器和視覺測量系統(tǒng)測量柔性載荷局部結(jié)構(gòu)模擬件的運動狀態(tài)信息

該試驗系統(tǒng)還包含地面控制臺8，用于監(jiān)控仿真試驗系統(tǒng)和傳遞試驗動作指令，嵌入RTX實時操作系統(tǒng)驅(qū)動平臺約束激勵系統(tǒng)和虛擬子結(jié)構(gòu)約束激勵系統(tǒng)。

綜上所述，本發(fā)明一種超大尺度柔性航天器地面物理仿真試驗系統(tǒng)，通過所設(shè)計的柔性載荷局部結(jié)構(gòu)模擬系統(tǒng)和平臺約束激勵系統(tǒng)、虛擬子結(jié)構(gòu)約束激勵系統(tǒng)，模擬超大尺度柔性航天器的動力學特性，有效驗證動力學建模方法和控制方案的正確性和有效性，為超大尺度柔性航天器的高精度定向控制奠定試驗基礎(chǔ)。

盡管本發(fā)明的內(nèi)容已經(jīng)通過上述優(yōu)選實施例作了詳細介紹，但應(yīng)當認識到上述的描述不應(yīng)被認為是對本發(fā)明的限制。在本領(lǐng)域技術(shù)人員閱讀了上述內(nèi)容后，對于本發(fā)明的多種修改和替代都將是顯而易見的。因此，本發(fā)明的保護范圍應(yīng)由所附的權(quán)利要求來限定。