一種航天器自主繞飛交會(huì)控制系統(tǒng)驗(yàn)證裝置及其驗(yàn)證方法
【專利摘要】一種航天器自主繞飛交會(huì)控制系統(tǒng)驗(yàn)證裝置及其驗(yàn)證方法，屬于航天控制地面仿真領(lǐng)域。包括中心固定臺(tái)、三軸轉(zhuǎn)臺(tái)目標(biāo)姿態(tài)模擬器、三軸轉(zhuǎn)臺(tái)追蹤姿態(tài)模擬器、周向運(yùn)動(dòng)模塊、徑向運(yùn)動(dòng)模塊、垂向運(yùn)動(dòng)模塊、九自由度運(yùn)動(dòng)測(cè)控系統(tǒng)、模擬器動(dòng)力學(xué)計(jì)算系統(tǒng)以及航天器自主繞飛交會(huì)控制系統(tǒng)，驗(yàn)證過程基于相似理論的長(zhǎng)度與時(shí)間量綱相似縮比方法，建立模擬器動(dòng)力學(xué)模型，計(jì)算得到模擬器期望運(yùn)動(dòng)軌跡，控制模擬器跟蹤期望軌跡實(shí)現(xiàn)航天器自主繞飛交會(huì)運(yùn)動(dòng)地面仿真。驗(yàn)證裝置在柱坐標(biāo)系下模擬追蹤模擬器三軸位置運(yùn)動(dòng)，可驗(yàn)證全方向自主交會(huì)控制任務(wù)，特別包括航天器自主繞飛交會(huì)控制任務(wù)，與現(xiàn)有相似裝置相比拓寬了地面驗(yàn)證的能力，結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單易行。
【專利說明】
一種航天器自主繞飛交會(huì)控制系統(tǒng)驗(yàn)證裝置及其驗(yàn)證方法
技術(shù)領(lǐng)域
[0001] 本發(fā)明屬于航天控制地面仿真領(lǐng)域，具體涉及一種用于一種航天器自主繞飛交會(huì) 控制系統(tǒng)驗(yàn)證裝置及其驗(yàn)證方法。
【背景技術(shù)】
[0002] 航天器自主繞飛交會(huì)技術(shù)是一項(xiàng)非常重要的空間技術(shù)，針對(duì)在軌服務(wù)任務(wù)中失效 航天器的捕獲和維修，首先需要使追蹤器有足夠時(shí)間對(duì)目標(biāo)器進(jìn)行全方位的狀態(tài)確定，找 出最佳的交會(huì)對(duì)接路徑，并通過設(shè)計(jì)有效地控制方法以確保任務(wù)安全執(zhí)行。在整個(gè)過程中 控制系統(tǒng)需要具有高可靠性和高精度，因此為了降低任務(wù)風(fēng)險(xiǎn)，順利完成航天任務(wù)，必須在 地面進(jìn)行充分的實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證。
[0003] 目前，國(guó)內(nèi)外各航天機(jī)構(gòu)針對(duì)自主繞飛交會(huì)技術(shù)地面驗(yàn)證問題，多采用五自由度 的氣浮平臺(tái)，屬于全物理仿真驗(yàn)證裝置，可以模擬空間微重力環(huán)境，驗(yàn)證自主繞飛交會(huì)過程 的動(dòng)力學(xué)問題。但由于只能模擬空間五個(gè)自由度的運(yùn)動(dòng)狀態(tài)，且噴氣推力實(shí)施的軌道控制 精度難以保證，因此無法準(zhǔn)確的驗(yàn)證自主繞飛交會(huì)控制系統(tǒng)性能。
[0004] 在航天器地面仿真試驗(yàn)過程中，針對(duì)單方向交會(huì)任務(wù)，另一種常用的手段是半物 理仿真，通過動(dòng)力學(xué)計(jì)算得到模擬器運(yùn)動(dòng)期望軌跡，控制六自由度模擬器裝置跟蹤期望軌 跡實(shí)現(xiàn)與航天器運(yùn)動(dòng)等效的過程，能夠準(zhǔn)確的驗(yàn)證自主繞飛交會(huì)控制系統(tǒng)性能。然而經(jīng)文 獻(xiàn)檢索發(fā)現(xiàn)，目前針對(duì)繞飛交會(huì)任務(wù)的半物理仿真系統(tǒng)的研究還不多見，如中國(guó)發(fā)明專利 申請(qǐng)?zhí)枺?00910243276.1，專利名稱《人控交會(huì)對(duì)接半物理仿真試驗(yàn)系統(tǒng)》，以及中國(guó)發(fā)明專 利申請(qǐng)?zhí)枺?01310547320.4,專利名稱《空間飛行器交會(huì)對(duì)接多自由度半物理仿真方法及其 裝置》，發(fā)明的仿真試驗(yàn)系統(tǒng)中追蹤模擬器都只能沿固定軌道與目標(biāo)模擬器交會(huì)，無法實(shí)現(xiàn) 繞飛交會(huì)過程。因此發(fā)明一種航天器自主繞飛交會(huì)控制系統(tǒng)地面驗(yàn)證裝置具有重要意義。
[0005] 另一方面，在航天器繞飛交會(huì)過程中，追蹤航天器相對(duì)目標(biāo)航天器初始啟動(dòng)距離 較遠(yuǎn)以保證任務(wù)安全性，同時(shí)繞飛交會(huì)過程時(shí)間較長(zhǎng)。由于地面驗(yàn)證場(chǎng)地有限，試驗(yàn)時(shí)間也 不宜過長(zhǎng)以降低試驗(yàn)成本，因此，地面半物理仿真中需要應(yīng)用相似理論方法，對(duì)長(zhǎng)度量綱和 時(shí)間量綱進(jìn)行縮比處理以滿足地面試驗(yàn)需求。
[0006] 因此，本發(fā)明針對(duì)這樣一種驗(yàn)證試驗(yàn)需求，提出一種航天器自主繞飛交會(huì)控制系 統(tǒng)驗(yàn)證裝置及其驗(yàn)證方法，可驗(yàn)證全方向自主交會(huì)控制任務(wù)，特別包括航天器自主繞飛交 會(huì)控制任務(wù)。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0007] 本發(fā)明的目的：克服現(xiàn)有技術(shù)的不足，擴(kuò)展現(xiàn)有交會(huì)對(duì)接半物理仿真試驗(yàn)系統(tǒng)的 驗(yàn)證能力，提供一種航天器自主繞飛交會(huì)控制系統(tǒng)地面驗(yàn)證裝置，以及基于相似理論的試 驗(yàn)方法，可驗(yàn)證全方向自主交會(huì)控制任務(wù)，特別包括航天器自主繞飛交會(huì)控制任務(wù)。
[0008] 本發(fā)明設(shè)計(jì)思想是將空間追蹤航天器直角坐標(biāo)系下的三自由度平動(dòng)轉(zhuǎn)化為地面 試驗(yàn)裝置中追蹤模擬器柱坐標(biāo)系下的三自由度位置運(yùn)動(dòng)，從而可方面實(shí)現(xiàn)追蹤模擬器繞目 標(biāo)模擬器的周向運(yùn)動(dòng)，驗(yàn)證繞飛交會(huì)過程。同時(shí)，驗(yàn)證方法基于相似理論，對(duì)長(zhǎng)度量綱和時(shí) 間量綱進(jìn)行縮比處理，解決地面驗(yàn)證場(chǎng)地有限，試驗(yàn)時(shí)間不宜過長(zhǎng)的約束問題。因此能夠簡(jiǎn) 單易行的完成航天器自主繞飛交會(huì)控制系統(tǒng)地面驗(yàn)證任務(wù)。
[0009]本發(fā)明的技術(shù)解決方案是：
[0010] 一種航天器自主繞飛交會(huì)控制系統(tǒng)地面驗(yàn)證裝置，由中心固定臺(tái)（1)、三軸轉(zhuǎn)臺(tái)目 標(biāo)姿態(tài)模擬器(2)、三軸轉(zhuǎn)臺(tái)追蹤姿態(tài)模擬器(3)、周向運(yùn)動(dòng)模塊(4)、徑向運(yùn)動(dòng)模塊(5)、垂 向運(yùn)動(dòng)模塊(6)、九自由度運(yùn)動(dòng)測(cè)控系統(tǒng)(7)、模擬器動(dòng)力學(xué)計(jì)算系統(tǒng)(8)和航天器自主繞飛 交會(huì)控制系統(tǒng)(9)組成，在柱坐標(biāo)系下實(shí)現(xiàn)追蹤模擬器三軸位置運(yùn)動(dòng)，可驗(yàn)證全方向自主交 會(huì)控制任務(wù)，特別包括航天器自主繞飛交會(huì)控制任務(wù)。
[0011] 所述中心固定臺(tái)包括:底座（la)、中心徑向直線導(dǎo)軌安裝板（lb)、軸承（lc)、三軸 轉(zhuǎn)臺(tái)安裝座（Id)，底座固定于試驗(yàn)場(chǎng)地中心確定地面柱坐標(biāo)系原點(diǎn)，中心徑向直線導(dǎo)軌安 裝板通過軸承與底座相連可實(shí)現(xiàn)繞底座中心自有轉(zhuǎn)動(dòng)，三軸轉(zhuǎn)臺(tái)安裝座用于安裝固定三軸 轉(zhuǎn)臺(tái)目標(biāo)姿態(tài)模擬器；
[0012] 所述三軸轉(zhuǎn)臺(tái)目標(biāo)姿態(tài)模擬器包括:三軸轉(zhuǎn)臺(tái)（2a)、目標(biāo)航天器模擬面板(2b)，三 軸轉(zhuǎn)臺(tái)實(shí)現(xiàn)目標(biāo)航天器姿態(tài)機(jī)動(dòng)過程的地面模擬，目標(biāo)航天器模擬面板用以安裝相對(duì)運(yùn)動(dòng) 狀態(tài)測(cè)量標(biāo)志點(diǎn)；
[0013] 所述三軸轉(zhuǎn)臺(tái)追蹤姿態(tài)模擬器包括:三軸轉(zhuǎn)臺(tái)（3a )、追蹤航天器模擬面板(3b )，三 軸轉(zhuǎn)臺(tái)實(shí)現(xiàn)追蹤航天器姿態(tài)機(jī)動(dòng)過程的地面模擬，追蹤航天器模擬面板用以安裝相對(duì)運(yùn)動(dòng) 狀態(tài)測(cè)量敏感器；
[0014] 所述周向運(yùn)動(dòng)模塊包括:雙環(huán)圓形導(dǎo)軌及滑塊(4a)、周向滑塊連接板(4b)、周向伺 服電機(jī)(4c)、周向齒輪(4d)、周向圓形齒條(4e)，雙環(huán)圓形導(dǎo)軌與周向圓形齒條均固定于試 驗(yàn)場(chǎng)地，周向伺服電機(jī)固定安裝在周向滑塊連接板上，周向伺服電機(jī)驅(qū)動(dòng)周向齒輪轉(zhuǎn)動(dòng)，通 過齒輪齒條嚙合實(shí)現(xiàn)周向滑塊連接板繞試驗(yàn)中心的圓周運(yùn)動(dòng)；
[0015] 所述徑向運(yùn)動(dòng)模塊包括:徑向運(yùn)動(dòng)連接板(5a)、徑向直線導(dǎo)軌及滑塊(5b)、徑向滑 塊連接座(5c)、徑向伺服電機(jī)(5d)、徑向齒輪(5e)、徑向直線齒條(5f)，徑向運(yùn)動(dòng)連接板兩 端分別固定于中心徑向直線導(dǎo)軌安裝板和徑向滑塊連接座上，徑向直線導(dǎo)軌與徑向直線齒 條固定在徑向運(yùn)動(dòng)連接板上，徑向伺服電機(jī)安裝在徑向滑塊連接座上，徑向伺服電機(jī)驅(qū)動(dòng) 徑向齒輪轉(zhuǎn)動(dòng)，通過齒輪齒條嚙合實(shí)現(xiàn)徑向滑塊連接座沿徑向直線導(dǎo)軌即柱坐標(biāo)系徑向的 直線運(yùn)動(dòng)；
[0016] 所述垂向運(yùn)動(dòng)模塊包括:垂向運(yùn)動(dòng)基座(6a)、垂向直線導(dǎo)軌及滑塊(6b)、垂向滑塊 連接座(6c)、垂向伺服電機(jī)(6d)、垂向齒輪(6e)、垂向直線齒條(6f)，垂向運(yùn)動(dòng)基座固定于 徑向滑塊連接座上，垂向直線導(dǎo)軌與垂向直線齒條固定在垂向運(yùn)動(dòng)基座上，垂向伺服電機(jī) 安裝在垂向滑塊連接座上，垂向伺服電機(jī)驅(qū)動(dòng)垂向齒輪轉(zhuǎn)動(dòng)，通過齒輪齒條嚙合實(shí)現(xiàn)垂向 滑塊連接座沿垂向直線導(dǎo)軌即柱坐標(biāo)系Z向的直線運(yùn)動(dòng)，三軸轉(zhuǎn)臺(tái)追蹤姿態(tài)模擬器安裝于 垂向滑塊連接座上；
[0017] 所述九自由度運(yùn)動(dòng)測(cè)控系統(tǒng)包括:測(cè)量與控制三軸轉(zhuǎn)臺(tái)目標(biāo)姿態(tài)模擬器、三軸轉(zhuǎn) 臺(tái)追蹤姿態(tài)模擬器六自由度姿態(tài)運(yùn)動(dòng)的敏感器和控制器，測(cè)量與控制周向運(yùn)動(dòng)模塊、徑向 運(yùn)動(dòng)模塊以及垂向運(yùn)動(dòng)模塊三自由度運(yùn)動(dòng)的敏感器和控制器；
[0018] 所述模擬器動(dòng)力學(xué)計(jì)算系統(tǒng)運(yùn)行目標(biāo)模擬器姿態(tài)動(dòng)力學(xué)模型、追蹤模擬器姿態(tài)動(dòng) 力學(xué)模型、追蹤模擬器相對(duì)目標(biāo)模擬器的軌道動(dòng)力學(xué)模型、直角坐標(biāo)系到柱坐標(biāo)系的坐標(biāo) 轉(zhuǎn)換模型；
[0019] 所述航天器自主繞飛交會(huì)控制系統(tǒng)運(yùn)行追蹤航天器控制模型，完成追蹤航天器相 對(duì)目標(biāo)航天的姿態(tài)與軌道控制，實(shí)現(xiàn)追蹤航天器對(duì)目標(biāo)航天器的自主繞飛交會(huì)任務(wù)。
[0020] 進(jìn)一步，一種航天器自主繞飛交會(huì)控制系統(tǒng)地面驗(yàn)證方法，包括基于相似理論的 長(zhǎng)度與時(shí)間量綱相似縮比方法，建立模擬器動(dòng)力學(xué)模型，計(jì)算得到模擬器期望運(yùn)動(dòng)軌跡，控 制模擬器跟蹤期望軌跡實(shí)現(xiàn)航天器自主繞飛交會(huì)運(yùn)動(dòng)地面仿真。
[0021 ]所述基于相似理論的長(zhǎng)度與時(shí)間量綱相似縮比方法，包括確定追蹤航天器相對(duì)目 標(biāo)航天器初始相對(duì)距離d，自主交會(huì)任務(wù)完成所需時(shí)間，地面正方形試驗(yàn)場(chǎng)地邊長(zhǎng)1，地面 期望試驗(yàn)最大時(shí)長(zhǎng)t2,地面坐標(biāo)系長(zhǎng)度量綱的相似比系數(shù)k，且滿足4 <^，時(shí)間量綱的相 似比系數(shù)λτ，且滿足V<|，質(zhì)量量綱\可取為1(只考慮運(yùn)動(dòng)模擬情況）；
[0022]所述模擬器動(dòng)力學(xué)模型，包括模擬器姿態(tài)動(dòng)力學(xué)模型、相對(duì)軌道動(dòng)力學(xué)模型以及 直角坐標(biāo)系到柱坐標(biāo)系的坐標(biāo)轉(zhuǎn)換模型；
[0023]模擬器姿態(tài)動(dòng)力學(xué)模型如下：
[0026] 初$臺(tái)條件：ψ:0 = Ψ0 φ? .= Φ0 % = Θ0. ω0 = Ωο/λτ·[0027] 其中，I是航天器的慣量陣，和是慣量陣相似比系數(shù)，ω是模擬器姿態(tài)角速
[0024]
[0025] 度，Μ是航天器姿態(tài)控制力矩，= &是力矩相似比系數(shù)，φ、φ、θ是描述模擬器姿態(tài)的三個(gè) 歐拉角，轉(zhuǎn)序?yàn)?-1-2，加、9〇、0〇、(〇()是模擬器姿態(tài)初始角和角速度，*()、(& ()、0()、〇()是航天 器姿態(tài)初始角和角速度，由空間任務(wù)給定；
[0028]模擬器相對(duì)軌道動(dòng)力學(xué)模型如下：
[0029；
[0030]初始條件Xct。= ALXct。，y ct。= ALYct。，z ct。= XLZcto，
[0031]其中，Xct、yct、zct是追蹤模擬器相對(duì)目標(biāo)模擬器在直角坐標(biāo)系下的位置，k是相對(duì) 運(yùn)動(dòng)常數(shù)k = yipi, μ是地心引力常數(shù)，P是目標(biāo)航天器運(yùn)行軌道的半通徑，
:l+e cos f)2是目標(biāo)航天器軌道角速度，a是目標(biāo)航天器運(yùn)行軌道的 半長(zhǎng)軸，e是目標(biāo)航天器運(yùn)行軌道的偏心率
是應(yīng)用開普勒方程計(jì)算的目標(biāo)航天器運(yùn)行軌道的真近點(diǎn)角，M = J|(t - 是目標(biāo)航天器 運(yùn)行軌道的平近點(diǎn)角，〖和知分別是目標(biāo)模擬器當(dāng)前運(yùn)行時(shí)刻和經(jīng)過模擬近地點(diǎn)的時(shí)刻，? 是目標(biāo)航天器軌道角加速度，用差分方式計(jì)算得到，ax、ay、az是航天器自主交會(huì)控制系統(tǒng)輸 出的控制推力加速度，乂^^^上^夂^尨階毛帥是自主交會(huì)任務(wù)開始時(shí)刻追蹤航天器 相對(duì)目標(biāo)航天器的相對(duì)位置和相對(duì)速度；
[0032]直角坐標(biāo)系(xct，yct，zct)到柱坐標(biāo)系(r，η，z)的坐標(biāo)轉(zhuǎn)換模型：
[0033]
[0034] 所述計(jì)算模擬器期望運(yùn)動(dòng)軌跡，包括目標(biāo)模擬器姿態(tài)運(yùn)動(dòng)軌跡、追蹤模擬器姿態(tài) 運(yùn)動(dòng)軌跡以及追蹤模擬器在柱坐標(biāo)系下的運(yùn)動(dòng)軌跡，控制模擬器跟蹤期望運(yùn)動(dòng)軌跡即可實(shí) 現(xiàn)航天器全方向自主交會(huì)運(yùn)動(dòng)地面驗(yàn)證，特別包括自主繞飛交會(huì)運(yùn)動(dòng)的地面驗(yàn)證。
[0035] 本發(fā)明與現(xiàn)有技術(shù)相比的有益效果是：
[0036] (1)克服了現(xiàn)有半物理仿真試驗(yàn)系統(tǒng)無法驗(yàn)證繞飛交會(huì)任務(wù)的不足，通過直角坐 標(biāo)系到柱坐標(biāo)系的轉(zhuǎn)換實(shí)現(xiàn)繞飛過程的地面模擬驗(yàn)證；
[0037] (2)解決了地面驗(yàn)證場(chǎng)地有限，試驗(yàn)時(shí)間不宜過長(zhǎng)的約束問題，提高了試驗(yàn)系統(tǒng)的 能力。
【附圖說明】
[0038]圖1為本發(fā)明裝置的整體側(cè)視圖；
[0039] 圖2為本發(fā)明裝置的垂向模塊與徑向模塊正視圖；
[0040] 圖3為本發(fā)明裝置的周向模塊與徑向模塊仰視圖；
[0041]圖4為本發(fā)明的仿真系統(tǒng)結(jié)構(gòu)框圖
[0042] 圖5為本發(fā)明實(shí)施例中追蹤模擬器地面相對(duì)運(yùn)動(dòng)軌跡平面仿真圖；
[0043] 圖6為本發(fā)明實(shí)施例中追蹤模擬器地面相對(duì)姿軌運(yùn)動(dòng)軌跡與追蹤航天器空間相對(duì) 姿軌運(yùn)動(dòng)軌跡圖；
【具體實(shí)施方式】
[0044] 如圖1、2、3所示，為本發(fā)明裝置各部分的結(jié)構(gòu)示意圖，圖中包括：中心固定臺(tái)（1) {含底座（la)、中心徑向直線導(dǎo)軌安裝板（lb)、軸承（lc)、三軸轉(zhuǎn)臺(tái)安裝座（Id)}、三軸轉(zhuǎn)臺(tái) 目標(biāo)姿態(tài)模擬器(2){含三軸轉(zhuǎn)臺(tái)（2a )、目標(biāo)航天器模擬面板(2b )}、三軸轉(zhuǎn)臺(tái)追蹤姿態(tài)模擬 器(3){含三軸轉(zhuǎn)臺(tái)（3a)、追蹤航天器模擬面板(3b)}、周向運(yùn)動(dòng)模塊(4){含雙環(huán)圓形導(dǎo)軌及 滑塊(4a)、周向滑塊連接板(4b)、周向伺服電機(jī)(4c)、周向齒輪(4d)、周向圓形齒條(4e)}、 徑向運(yùn)動(dòng)模塊（5) {含徑向運(yùn)動(dòng)連接板（5a)、徑向直線導(dǎo)軌及滑塊（5b)、徑向滑塊連接座 (5c)、徑向伺服電機(jī)(5d)、徑向齒輪(5e)、徑向直線齒條(5f)}、垂向運(yùn)動(dòng)模塊(6) {含垂向運(yùn) 動(dòng)基座(6a)、垂向直線導(dǎo)軌及滑塊(6b)、垂向滑塊連接座(6c)、垂向伺服電機(jī)(6d)、垂向齒 輪(6e)、垂向直線齒條(6f)}、九自由度運(yùn)動(dòng)測(cè)控系統(tǒng)(7)、模擬器動(dòng)力學(xué)計(jì)算系統(tǒng)(8)、航天 器自主繞飛交會(huì)控制系統(tǒng)(9)。
[0045] 試驗(yàn)過程，①通過三軸轉(zhuǎn)臺(tái)（2a)調(diào)整目標(biāo)模擬器的姿態(tài)達(dá)到期望初始狀態(tài)，并鎖 定當(dāng)前狀態(tài);②根據(jù)實(shí)際驗(yàn)證的航天器繞飛交會(huì)任務(wù)，確定追蹤航天器相對(duì)姿軌初始狀態(tài)， 由此確定模擬器姿態(tài)動(dòng)力學(xué)模型和模擬器相對(duì)軌道動(dòng)力學(xué)模型的初始值，并根據(jù)直角坐標(biāo) 系到柱坐標(biāo)系的坐標(biāo)轉(zhuǎn)換模型計(jì)算得到追蹤模擬器在地面柱坐標(biāo)系下的初始位置和速度； ③通過周向伺服電機(jī)(4c)、徑向伺服電機(jī)(5d)、垂向伺服電機(jī)(6d)以及三軸轉(zhuǎn)臺(tái)（3a)，調(diào)整 追蹤模擬器的姿態(tài)和位置達(dá)到步驟②計(jì)算出的值;④通過九自由度運(yùn)動(dòng)測(cè)控系統(tǒng)(7)、模擬 器動(dòng)力學(xué)計(jì)算系統(tǒng)(8)、航天器自主繞飛交會(huì)控制系統(tǒng)(9)以及裝置的機(jī)械部分按圖4的方 式連接形成地面半物理仿真閉環(huán)系統(tǒng)，完成地面驗(yàn)證試驗(yàn)。
[0046] 實(shí)施例
[0047] 本實(shí)施例意在通過仿真說明地面模擬器在本發(fā)明提出的方法下運(yùn)行狀態(tài)情況。 [0048]目標(biāo)航天器軌道半長(zhǎng)軸a = 6907900m，偏心率e = 0.5,姿態(tài)角均為Orad，追蹤航天 器相對(duì)目標(biāo)航天器初始位置Xc；t() = 100m，Yc；t() = 100m，Zc；t() = 10m,初始速度 = 1 m/s , fct0 .= lm/s，fct0 =lm/s，初始姿態(tài)角度Ψ0 = 〇 · 6rad，Φ 〇 = 0 · 8rad，Θ 〇 = 0.7rad、Ω 〇 = (〇. 5，0.3，0.5)rad/s，地面試驗(yàn)場(chǎng)地邊長(zhǎng)1 = 10m，基本量剛相似比系數(shù):λ^ = 1/20，λτ= 1/5，即意味著，地面模擬器相對(duì)運(yùn)動(dòng)距離尺度是空間航天器相對(duì)運(yùn)動(dòng)的1/20倍， 地面試驗(yàn)時(shí)間是空間真實(shí)時(shí)間的1 /5倍。
[0049]設(shè)計(jì)相應(yīng)航天器自主繞飛交會(huì)控制算法，可得到追蹤模擬器地面相對(duì)運(yùn)動(dòng)軌跡平 面仿真圖如圖5所示，以及追蹤模擬器地面相對(duì)姿軌運(yùn)動(dòng)軌跡與追蹤航天器空間相對(duì)姿軌 運(yùn)動(dòng)軌跡圖如圖6所示，從圖5中可以看出追蹤模擬器在地面試驗(yàn)室場(chǎng)地內(nèi)完成了自主交會(huì) 過程，從圖6可以看出地面模擬器的運(yùn)動(dòng)軌跡從長(zhǎng)度和時(shí)間上都符合初始設(shè)定的相似比例 系數(shù)。
【主權(quán)項(xiàng)】
1. 一種航天器自主繞飛交會(huì)控制系統(tǒng)驗(yàn)證裝置及其驗(yàn)證方法，其特征在于：裝置由中 屯、固定臺(tái)α)、Ξ軸轉(zhuǎn)臺(tái)目標(biāo)姿態(tài)模擬器(2)、Ξ軸轉(zhuǎn)臺(tái)追蹤姿態(tài)模擬器(3)、周向運(yùn)動(dòng)模塊 (4)、徑向運(yùn)動(dòng)模塊(5)、垂向運(yùn)動(dòng)模塊(6)、九自由度運(yùn)動(dòng)測(cè)控系統(tǒng)(7)、模擬器動(dòng)力學(xué)計(jì)算 系統(tǒng)(8) W及航天器自主繞飛交會(huì)控制系統(tǒng)(9)組成，在柱坐標(biāo)系下實(shí)現(xiàn)追蹤模擬器Ξ軸位 置運(yùn)動(dòng)，可驗(yàn)證全方向自主交會(huì)控制任務(wù)，特別包括航天器自主繞飛交會(huì)控制任務(wù)。2. 根據(jù)權(quán)利1要求所述的一種航天器自主繞飛交會(huì)控制系統(tǒng)驗(yàn)證裝置及其驗(yàn)證方法， 其特征在于： 所述中屯、固定臺(tái)包括:底座（la)、中屯、徑向直線導(dǎo)軌安裝板（化）、軸承（lc)、S軸轉(zhuǎn)臺(tái) 安裝座（Id),底座固定于試驗(yàn)場(chǎng)地中屯、確定地面柱坐標(biāo)系原點(diǎn)，中屯、徑向直線導(dǎo)軌安裝板 通過軸承與底座相連可實(shí)現(xiàn)繞底座中屯、自有轉(zhuǎn)動(dòng)，Ξ軸轉(zhuǎn)臺(tái)安裝座用于安裝固定Ξ軸轉(zhuǎn)臺(tái) 目標(biāo)姿態(tài)模擬器； 所述Ξ軸轉(zhuǎn)臺(tái)目標(biāo)姿態(tài)模擬器包括:Ξ軸轉(zhuǎn)臺(tái)（2a)、目標(biāo)航天器模擬面板(2b)，Ξ軸轉(zhuǎn) 臺(tái)實(shí)現(xiàn)目標(biāo)航天器姿態(tài)機(jī)動(dòng)過程的地面模擬，目標(biāo)航天器模擬面板用W安裝相對(duì)運(yùn)動(dòng)狀態(tài) 測(cè)量標(biāo)志點(diǎn)； 所述Ξ軸轉(zhuǎn)臺(tái)追蹤姿態(tài)模擬器包括軸轉(zhuǎn)臺(tái)（3a)、追蹤航天器模擬面板(3b)，Ξ軸轉(zhuǎn) 臺(tái)實(shí)現(xiàn)追蹤航天器姿態(tài)機(jī)動(dòng)過程的地面模擬，追蹤航天器模擬面板用W安裝相對(duì)運(yùn)動(dòng)狀態(tài) 測(cè)量敏感器； 所述周向運(yùn)動(dòng)模塊包括:雙環(huán)圓形導(dǎo)軌及滑塊(4a)、周向滑塊連接板(4b)、周向伺服電 機(jī)(4c)、周向齒輪(4d)、周向圓形齒條(4e)，雙環(huán)圓形導(dǎo)軌與周向圓形齒條均固定于試驗(yàn)場(chǎng) 地，周向伺服電機(jī)固定安裝在周向滑塊連接板上，周向伺服電機(jī)驅(qū)動(dòng)周向齒輪轉(zhuǎn)動(dòng)，通過齒 輪齒條曬合實(shí)現(xiàn)周向滑塊連接板繞試驗(yàn)中屯、的圓周運(yùn)動(dòng)； 所述徑向運(yùn)動(dòng)模塊包括:徑向運(yùn)動(dòng)連接板(5a)、徑向直線導(dǎo)軌及滑塊(5b)、徑向滑塊連 接座(5c)、徑向伺服電機(jī)(5d)、徑向齒輪(5e)、徑向直線齒條(5f)，徑向運(yùn)動(dòng)連接板兩端分 別固定于中屯、徑向直線導(dǎo)軌安裝板和徑向滑塊連接座上，徑向直線導(dǎo)軌與徑向直線齒條固 定在徑向運(yùn)動(dòng)連接板上，徑向伺服電機(jī)安裝在徑向滑塊連接座上，徑向伺服電機(jī)驅(qū)動(dòng)徑向 齒輪轉(zhuǎn)動(dòng)，通過齒輪齒條曬合實(shí)現(xiàn)徑向滑塊連接座沿徑向直線導(dǎo)軌即柱坐標(biāo)系徑向的直線 運(yùn)動(dòng)； 所述垂向運(yùn)動(dòng)模塊包括:垂向運(yùn)動(dòng)基座(6a)、垂向直線導(dǎo)軌及滑塊(6b)、垂向滑塊連接 座(6c)、垂向伺服電機(jī)(6d)、垂向齒輪(6e)、垂向直線齒條(6f)，垂向運(yùn)動(dòng)基座固定于徑向 滑塊連接座上，垂向直線導(dǎo)軌與垂向直線齒條固定在垂向運(yùn)動(dòng)基座上，垂向伺服電機(jī)安裝 在垂向滑塊連接座上，垂向伺服電機(jī)驅(qū)動(dòng)垂向齒輪轉(zhuǎn)動(dòng)，通過齒輪齒條曬合實(shí)現(xiàn)垂向滑塊 連接座沿垂向直線導(dǎo)軌即柱坐標(biāo)系Z向的直線運(yùn)動(dòng)，Ξ軸轉(zhuǎn)臺(tái)追蹤姿態(tài)模擬器安裝于垂向 滑塊連接座上； 所述九自由度運(yùn)動(dòng)測(cè)控系統(tǒng)包括：測(cè)量與控制Ξ軸轉(zhuǎn)臺(tái)目標(biāo)姿態(tài)模擬器、Ξ軸轉(zhuǎn)臺(tái)追 蹤姿態(tài)模擬器六自由度姿態(tài)運(yùn)動(dòng)的敏感器和控制器，測(cè)量與控制周向運(yùn)動(dòng)模塊、徑向運(yùn)動(dòng) 模塊W及垂向運(yùn)動(dòng)模塊Ξ自由度運(yùn)動(dòng)的敏感器和控制器； 所述模擬器動(dòng)力學(xué)計(jì)算系統(tǒng)運(yùn)行目標(biāo)模擬器姿態(tài)動(dòng)力學(xué)模型、追蹤模擬器姿態(tài)動(dòng)力學(xué) 模型、追蹤模擬器相對(duì)目標(biāo)模擬器的軌道動(dòng)力學(xué)模型、直角坐標(biāo)系到柱坐標(biāo)系的坐標(biāo)轉(zhuǎn)換 模型； 所述航天器自主繞飛交會(huì)控制系統(tǒng)運(yùn)行追蹤航天器控制模型，完成追蹤航天器相對(duì)目 標(biāo)航天的姿態(tài)與軌道控制，實(shí)現(xiàn)追蹤航天器對(duì)目標(biāo)航天器的自主繞飛交會(huì)任務(wù)。3. 根據(jù)權(quán)利1要求所述的一種航天器自主繞飛交會(huì)控制系統(tǒng)驗(yàn)證裝置及其驗(yàn)證方法， 其特征在于:基于相似理論的長(zhǎng)度與時(shí)間量綱相似縮比方法，建立模擬器動(dòng)力學(xué)模型，計(jì)算 得到模擬器期望運(yùn)動(dòng)軌跡，控制模擬器跟蹤期望軌跡實(shí)現(xiàn)航天器自主繞飛交會(huì)運(yùn)動(dòng)地面仿 真。4. 根據(jù)權(quán)利3要求所述的一種航天器自主繞飛交會(huì)控制系統(tǒng)驗(yàn)證裝置及其驗(yàn)證方法， 其特征在于： 所述基于相似理論的長(zhǎng)度與時(shí)間量綱相似縮比方法，包括確定追蹤航天器相對(duì)目標(biāo)航 天器初始相對(duì)距離d，自主交會(huì)任務(wù)完成所需時(shí)間ti，地面正方形試驗(yàn)場(chǎng)地邊長(zhǎng)1，地面期望 試驗(yàn)最大時(shí)長(zhǎng)t2,地面坐標(biāo)系長(zhǎng)度量綱的相似比系數(shù)Al，且滿足時(shí)間量綱的相似比 系數(shù)λτ，且滿足λτ < I，在只考慮運(yùn)動(dòng)模擬情況時(shí)質(zhì)量量綱λ"可取為1; 所述模擬器動(dòng)力學(xué)模型，包括模擬器姿態(tài)動(dòng)力學(xué)模型、相對(duì)軌道動(dòng)力學(xué)模型W及直角 坐標(biāo)系到柱坐標(biāo)系的坐標(biāo)轉(zhuǎn)換模型； 模擬器姿態(tài)動(dòng)力學(xué)橫巧化下：初始條件:Φ〇=Ψ〇華〇.=斬目〇=Θ〇 ω〇=Ω〇Λτ 其中，I是航天器的慣量陣，Ar= ^是慣量陣相似比系數(shù)，ω是模擬器姿態(tài)角速度，Μ是 航天器姿態(tài)控制力矩，Am =3?是力矩相似比系數(shù)，Φ、華、e是描述模擬器姿態(tài)的S個(gè)歐拉 角，轉(zhuǎn)序?yàn)?-1-2，Φο、Φ〇,目〇、ω 0是模擬器姿態(tài)初始角和角速度，Ψ〇、Φ〇、Θ 0、Ω 0是航天器姿 態(tài)初始角和角速度，由空間任務(wù)給定； 模擬器相對(duì)軌道動(dòng)力學(xué)模型如下：初始條件X,其中，x。t、y。t、z。t是追蹤模擬器相對(duì)目標(biāo)模擬器在直角坐標(biāo)系下的位置，k是相對(duì)運(yùn)動(dòng) 常數(shù)k = μ - 2 Ρ - 3，μ是地屯、引力常數(shù)，Ρ是目標(biāo)航天器運(yùn)行軌道的半通徑，是目標(biāo)航天器軌道角速度，a是目標(biāo)航天器運(yùn)行軌道的半 長(zhǎng)軸，e是目標(biāo)航天器運(yùn)行軌道的偏屯、率是 應(yīng)用開普勒方程計(jì)算的目標(biāo)航天器運(yùn)行軌道的真近點(diǎn)角，是目標(biāo)航天器運(yùn) 行軌道的平近點(diǎn)角，t和tp分別是目標(biāo)模擬器當(dāng)前運(yùn)行時(shí)刻和經(jīng)過模擬近地點(diǎn)的時(shí)刻，?是 目標(biāo)航天器軌道角加速度，用差分方式計(jì)算得到，ax、ay、iiz是航天器自主交會(huì)控制系統(tǒng)輸出 的控制推力加速度，Xct〇、Yct〇、Zct()、私日、^扣，么扣是自主交會(huì)任務(wù)開始時(shí)刻追蹤航天器相 對(duì)目標(biāo)航天器的相對(duì)位置和相對(duì)速度； 直角坐標(biāo)系(XGt，yet，ZGt)到柱坐標(biāo)系(r，η，Z)的坐標(biāo)轉(zhuǎn)換模型：所述計(jì)算模擬器期望運(yùn)動(dòng)軌跡，包括目標(biāo)模擬器姿態(tài)運(yùn)動(dòng)軌跡、追蹤模擬器姿態(tài)運(yùn)動(dòng) 軌跡W及追蹤模擬器在柱坐標(biāo)系下的運(yùn)動(dòng)軌跡，控制模擬器跟蹤期望運(yùn)動(dòng)軌跡即可實(shí)現(xiàn)航 天器全方向自主交會(huì)運(yùn)動(dòng)地面驗(yàn)證，特別包括自主繞飛交會(huì)運(yùn)動(dòng)的地面驗(yàn)證。
【文檔編號(hào)】G05B17/02GK105974822SQ201610412577
【公開日】2016年9月28日
【申請(qǐng)日】2016年6月13日
【發(fā)明人】賈英民, 孫施浩, 賈嬌
【申請(qǐng)人】北京航空航天大學(xué)