一种带柔性结构航天器的挠性参数在轨辨识地面测试系统技术方案

本发明专利技术公开了一种带柔性结构航天器的挠性参数辨识地面测试系统，所设计的地面测试系统包括气浮平台、速率陀螺、姿控飞轮、姿控推力器、冷喷气推进系统、挠性航天器运动模拟器、振动测量系统、地面测量系统、地面控制台及运动模拟器控制计算机。该地面仿真验证方法，基于大理石气浮平台，设计了能够模拟大挠性航天器的运动模拟器，通过振动测量系统、速率陀螺、地面测量系统分别获得挠性航天器运动模拟器的柔性结构振动信息、挠性航天器运动模拟器姿态信息和轨道信息，结合姿态控制和轨道控制算法，根据挠性参数辨识算法，采用地面仿真测试方法实现对挠性参数辨识方案的验证。

A flexible parameter in orbit identification ground test system for spacecraft with flexible structure

The invention discloses a flexible spacecraft with flexible structure parameter identification of ground testing system, ground test system design including floating platform, rate gyro, attitude control flywheel, attitude control thruster, cold jet propulsion system, flexible spacecraft motion simulator, vibration measurement system, ground measurement system, ground control and motion simulator control computer. The ground simulation method, based on the design of the marble flotation platform, can simulate the motion simulator of large flexible spacecraft, vibration measurement system, the rate gyro, ground measurement system were obtained for flexible spacecraft motion simulator flexible structure vibration information, flexible spacecraft motion simulator attitude information and track information, combined with the attitude control and orbit control algorithm. According to the flexible parameter identification algorithm, the ground simulation test method to verify the parameter identification method of flexible.

【技术实现步骤摘要】
一种带柔性结构航天器的挠性参数在轨辨识地面测试系统
本专利技术涉及航天器总体
，具体涉及带柔性结构航天器的挠性参数在轨辨识方法的地面仿真测试方案。
技术介绍
大型化、柔性化是目前航天器发展的重要方向之一，挠性参数辨识技术是解决挠性航天器高精度高稳定度控制问题的关键技术。通过挠性参数在轨辨识方法研究，可以精确获得在轨飞行中的带柔性结构航天器的挠性参数，用于修正挠性航天器的动力学模型参数，为高精度姿态控制器设计提供准确的数学模型。目前，带柔性结构航天器的挠性参数在轨辨识方法多限于理论研究及数学仿真手段的验证，而现有的地面仿真测试系统中不具备模拟固有频率在0.1Hz以下的柔性结构自由态振动特性，且不能模拟轨道机动情况下的挠性振动特性。因此，实现带柔性结构航天器的地面仿真测试，存在带柔性结构航天器的在轨运行状态难模拟、运动模拟器轨道机动时位置测量精度差、挠性特性参数辨识算法在轨运行条件下的适用性得不到有效验证、不易工程化问题。而基于大理石气浮平台的带柔性结构航天器的挠性参数在轨辨识地面仿真测试系统，模拟了带柔性结构航天器的在轨运行条件，可模拟航天器在轨姿态运动和轨道运动条件下的柔性结构挠性振动特性，提供采用物理仿真手段验证挠性参数在轨辨识算法的方案。目前没有发现同本专利技术类似技术的说明或报道，也尚未收集到国内外类似的资料。
技术实现思路
为了解决现有技术不能解决挠性参数在轨辨识算法的物理仿真验证问题，本专利技术的目的在于提供带柔性结构航天器的挠性参数在轨辨识地面测试系统。利用本专利技术，克服了带柔性结构航天器挠性振动特性难模拟的问题，综合应用压电陶瓷传感器和角位移传感器扩大柔性结构挠性振动的频率测量范围，采用地面测量系统提高运动模拟器的位置测量精度，从而提出了一种带柔性结构航天器的挠性参数在轨辨识地面测试系统方案。为了达到上述专利技术目的，本专利技术为解决其技术问题，提出了一种带柔性结构航天器的挠性参数在轨辨识地面测试系统，包括大理石气浮平台、速率陀螺、姿控飞轮、姿控推力器、冷喷气推进系统、挠性航天器运动模拟器、振动测量系统、地面测量系统、地面控制台及运动模拟器控制计算机；所述大理石气浮平台为挠性航天器运动模拟器提供光滑、水平的运动平面；挠性航天器运动模拟器由运动模拟器中心刚体及其气足支撑、柔性板及其气足支撑组成；挠性航天器运动模拟器悬浮于大理石气浮平台台面，振动测量系统、速率陀螺、姿控飞轮、姿控推力器、冷喷气推进系统及运动模拟器控制计算机搭载于挠性航天器运动模拟器上；所述运动模拟器控制计算机接收来自地面控制台的指令，向搭载的单机发出控制指令及采集指令，使振动测量系统获得挠性航天器的挠性振动信息、速率陀螺测得挠性航天器运动模拟器的姿态角速度信息、地面测量系统测得挠性航天器运动模拟器的位置信息、姿控飞轮输出控制力矩、姿控飞轮饱合时由姿控推力器输出卸载力矩、冷喷气推进系统输出轨控推力，同时由运动模拟器控制计算机收集台上单机的反馈信息并发送给地面控制台。优选地，上述的大理石气浮平台的运动范围为6m×6m；上述挠性运动模拟器的中心刚体底层下方安装有三个平面气足，以实现模拟器在气浮平台上的无摩擦运动，在模拟器两侧安装柔性板模拟航天器的柔性结构，两侧柔性板末端各安装两个气足支撑，以消除柔性板所受重力的影响，模拟挠性航天器在轨飞行时的柔性结构振动特性。上述挠性航天器运动模拟器悬浮于大理石气浮平台台面，具有一维姿态转动与二维轨道运动的能力，振动测量系统、速率陀螺、姿控飞轮、姿控推力器、冷喷气推进系统及运动模拟器控制计算机搭载于挠性航天器运动模拟器上。上述速率陀螺用于完成挠性航天器运动模拟器的单轴姿态角速度测量，该单机通过RS422串口与运动模拟器控制计算机连接，接收运动模拟器控制计算机发送的采集指令，并将含当前姿态角速度信息的数据包发送给运动模拟器控制计算机。上述振动测量系统由压电陶瓷传感器和角位移传感器组成，其中压电陶瓷传感器用于对柔性结构挠性振动低频(0.05~2Hz)振动信息的测量，角位移传感器用于对柔性结构挠性振动高频(2~500Hz)振动信息的测量，这两种敏感器接收来自运动模拟器控制计算机的采集指令，并将当前测得的振动信息发送给运动模拟器控制计算机。上述姿控飞轮用于输出姿态控制力矩，实现挠性航天器运动模拟器的姿态控制，通过RS422接口接收运动模拟器控制计算机发送的控制力矩指令及采集指令，通过转子加速与减速运动产生控制力矩，同时通过RS422接口将当前飞轮转速、转动方向、轴承温度信息发送给运动模拟器控制计算机。上述姿控推力器共配置四个安装、力臂为0.8米，其中两个推力器配合使用提供挠性航天器模拟器的顺时针方向转动力矩，另两个推力器配合使用提供逆时针方向转动力矩。当姿控飞轮饱和时提供飞轮卸载力矩，实现对挠性航天器运动模拟器的姿态控制。这四个推力器均接收运动模拟器控制计算机发送的控制时间，并通过电磁阀控制喷气开关时间，两个配合使用输出控制力矩。上述冷喷气推进系统由八个推力器构成，每两个推力器为一组，为二维轨道运动提供一个方向的推力，实现轨道控制，这两个推力器均接收运动模拟器控制计算机发送的控制时间，并通过电磁阀控制喷气开关时间，实现气浮平台平面内的二维四个方向的模拟轨道运动控制。上述地面测量系统由两部分组成，其中一部分为固定在平台正上方的相机，另一部分为挠性航天器运动模拟器上的标志点。由相机获取挠性航天器运动模拟器的图像信息，通过图像处理技术提取标志点的特征信息，解析所测得标志点在图像中的位置信息，依据地面测量系统中的相机成像模型，解算得到挠性航天器运动模拟器的空间位置，通过RS422接口将此位置信息发送给地面控制台，作为轨道控制的输入信号。上述运动模拟器控制计算机安装于挠性航天器运动模拟器上，是地面控制台与挠性航天器运动模拟器载荷的通信纽带。通过无线通信方式建立与地面控制台的通信，将挠性航天器运动模拟器的状态信息传送给地面控制台，作为地面控制台算法的输入；地面控制台根据测得的当前挠性航天器运动模拟器的姿态角信息、柔性板振动信息及地面测量系统提供的位置信息，依据控制系统方案及辨识算法得到控制指令；然后通过无线通信方式将控制指令发送给运动模拟器控制计算机，并由运动模拟器控制计算机发送给姿控飞轮、姿控推力器及轨控推力器。上述地面控制台软件的开发环境为VisualStudio2008，开发语言为VisualC++，工程类型为MFC应用程序。软件实现两个算法，一个为带柔性结构航天器的姿轨控算法，另一个为带柔性结构航天器挠性参数在轨辨识算法。地面控制台接收由运动模拟器控制计算机发送的姿态信息及柔性板振动信息，通过挠性参数在轨辨识算法获得模拟器动力学模型的挠性参数，综合地面测量系统提供的挠性航天器运动模拟器的位置信息，根据模拟器的姿轨控算法计算出姿控飞轮、姿控推力器及轨控推力器的控制指令，并将其发送给运动模拟器控制计算机，至此完成一个控制周期的控制任务。本专利技术带柔性结构航天器的挠性参数在轨辨识地面测试系统方案，由于采取上述的技术方案，通过在航天器运动模拟器上安装柔性板，并在柔性末端安装气足，使挠性航天器运动模拟器能够模拟带柔性结构航天器的自由态振动情况；振动测量系统由两种振动测量敏感器组成，实现对高频振动与低频振动的测量，能够精确获得柔本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种带柔性结构航天器的挠性参数辨识地面测试系统，其特征在于，包括大理石气浮平台、速率陀螺、姿控飞轮、姿控推力器、冷喷气推进系统、挠性航天器运动模拟器、振动测量系统、地面测量系统、地面控制台及运动模拟器控制计算机；所述大理石气浮平台为挠性航天器运动模拟器提供光滑、水平的运动平面；挠性航天器运动模拟器由运动模拟器中心刚体及其气足支撑、柔性板及其气足支撑组成；挠性航天器运动模拟器悬浮于大理石气浮平台台面，振动测量系统、速率陀螺、姿控飞轮、姿控推力器、冷喷气推进系统及运动模拟器控制计算机搭载于挠性航天器运动模拟器上；所述运动模拟器控制计算机接收来自地面控制台的指令，向搭载的单机发出控制指令及采集指令，使振动测量系统获得挠性航天器的挠性振动信息、速率陀螺测得挠性航天器运动模拟器的姿态角速度信息、地面测量系统测得挠性航天器运动模拟器的位置信息、姿控飞轮输出控制力矩、姿控飞轮饱合时由姿控推力器输出卸载力矩、冷喷气推进系统输出轨控推力，同时由运动模拟器控制计算机收集台上单机的反馈信息并发送给地面控制台。

【技术特征摘要】
1.一种带柔性结构航天器的挠性参数辨识地面测试系统，其特征在于，包括大理石气浮平台、速率陀螺、姿控飞轮、姿控推力器、冷喷气推进系统、挠性航天器运动模拟器、振动测量系统、地面测量系统、地面控制台及运动模拟器控制计算机；所述大理石气浮平台为挠性航天器运动模拟器提供光滑、水平的运动平面；挠性航天器运动模拟器由运动模拟器中心刚体及其气足支撑、柔性板及其气足支撑组成；挠性航天器运动模拟器悬浮于大理石气浮平台台面，振动测量系统、速率陀螺、姿控飞轮、姿控推力器、冷喷气推进系统及运动模拟器控制计算机搭载于挠性航天器运动模拟器上；所述运动模拟器控制计算机接收来自地面控制台的指令，向搭载的单机发出控制指令及采集指令，使振动测量系统获得挠性航天器的挠性振动信息、速率陀螺测得挠性航天器运动模拟器的姿态角速度信息、地面测量系统测得挠性航天器运动模拟器的位置信息、姿控飞轮输出控制力矩、姿控飞轮饱合时由姿控推力器输出卸载力矩、冷喷气推进系统输出轨控推力，同时由运动模拟器控制计算机收集台上单机的反馈信息并发送给地面控制台。2.如权利要求1所述的一种带柔性结构航天器的挠性参数辨识地面测试系统，其特征在于：所述大理石气浮平台的运动范围为6m×6m。3.如权利要求1所述的一种带柔性结构航天器的挠性参数辨识地面测试系统，其特征在于：挠性运动模拟器的中心刚体底层下方安装有三个平面气足，以实现模拟器在气浮平台上的无摩擦运动，在模拟器两侧安装柔性板模拟航天器的柔性结构，两侧柔性板末端各安装两个气足支撑，以消除柔性板所受重力的影响，模拟挠性航天器在轨飞行时的柔性结构振动特性。4.如权利要求1所述的一种带柔性结构航天器的挠性参数辨识地面测试系统，其特征在于：挠性航天器运动模拟器上布局安装标志点，地面测量系统首先通过图像处理技术提取标志点的特征信息，解析出所测量标志点在图像中的位置信息，然后根据地面测量系统中的相机成像模型，解算出挠性航天器运动模拟器的空间位置，由此实现对挠性航天器运动模拟器的非接触式精确位置测量。5.如权利要求1所述的一种带柔性结构航天器的挠性参数辨识地面测试系统，其特征在于：所述姿控飞轮可实现挠性航天器运动模拟器单轴的姿态控制，姿控飞轮的指标为角动量范围在-1.25Nms～+1.25...

【专利技术属性】
技术研发人员：朱东方，宋婷，谭天乐，贺亮，郑翰清，
申请(专利权)人：上海新跃仪表厂，
类型：发明
国别省市：上海,31