主从非接触内含式卫星地面验证系统及其验证方法技术方案

本发明专利技术公开了一种主从非接触内含式卫星地面验证系统及其验证方法，该系统包括双超卫星、双超卫星高精度姿态控制系统、双超卫星地面原理验证系统，双超卫星包括载荷舱、平台舱，载荷舱安装有效载荷、光纤陀螺、磁浮机构定子、激光角位置传感器、光纤陀螺，平台舱安装有太阳帆板及其驱动机构、飞轮、推力器、贮箱、天线、磁浮机构动子，载荷舱和平台舱之间通过一个非接触磁浮机构实现动静隔离。本发明专利技术简单易行、安全可靠、冗余度高、质量小功耗低。

Host and slave non-contact embedded satellite ground verification system and its verification method

The invention discloses a master-slave non-contact embedded satellite ground verification system and verification method thereof. The system comprises two satellites, double super ultra high precision satellite attitude control system, double super satellite ground verification system principle, double super satellite payload bay, including platform class, load class installation of payload, fog, suspension stator, laser angular position sensor, fiber optic gyro, platform class installation of solar array and its driving mechanism, flywheel, thruster, tank, antenna, suspension dynamic load, between the cabin and cabin platform through a non contact magnetic mechanism to realize isolation. The invention is simple, safe, reliable, high redundancy, low quality and low power consumption.

【技术实现步骤摘要】
主从非接触内含式卫星地面验证系统及其验证方法
本专利技术涉及一种验证系统及其验证方法，特别是涉及一种主从非接触内含式卫星地面验证系统及其验证方法。
技术介绍
传统卫星大多采用载荷与平台固连的设计方法，载荷指向与稳定度依靠平台控制系统实现，但由于平台微振动不可避免，且控制系统产品带宽、精度等能力有限，使得固连设计方法存在微振动难测、难控技术瓶颈，很难实现载荷双超指标，结构复杂，使用不安全，冗余度低，质量大功耗高。
技术实现思路
本专利技术所要解决的技术问题是提供一种主从非接触内含式卫星地面验证系统及其验证方法，其简单易行、安全可靠、冗余度高、质量小功耗低。本专利技术是通过下述技术方案来解决上述技术问题的：一种主从非接触内含式卫星地面验证系统，其特征在于，其包括双超卫星、双超卫星高精度姿态控制系统、双超卫星地面原理验证系统，双超卫星包括载荷舱、平台舱，载荷舱安装有效载荷、光纤陀螺、磁浮机构定子、激光角位置传感器、光纤陀螺，平台舱安装有太阳帆板及其驱动机构、飞轮、推力器、贮箱、天线、磁浮机构动子，载荷舱和平台舱之间通过一个非接触磁浮机构实现动静隔离，双超卫星高精度姿态控制系统主要包括三个互相独立又有机结合的控制回路：载荷姿态控制回路、两舱相对位置控制回路和相对姿态控制回路；其中载荷姿态控制回路包括依次连接的载荷指令、载荷控制单元、载荷姿态控制算法、磁浮机构、星敏感器等；两舱相对位置控制回路包括相互连接的载相对位置操作指令、相对位置控制单元；相对姿态控制回路包括相依次连接的载对姿态控制器、相对姿态控制算法、服务舱执行机构、服务舱、相对姿态传感器；双超卫星地面原理验证系统包括但不限于激光角位置传感器、光纤陀螺和载荷舱控制单元、太阳帆板驱动机构和平台舱姿态控制单元，激光角位置传感器、载荷舱控制单元都安装于载荷舱上，光纤陀螺、太阳帆板驱动机构和平台舱姿态控制单元都安装于平台舱上。本专利技术还提供一种主从非接触内含式卫星地面验证系统的验证方法，其特征在于，其包括以下步骤：步骤一：地面模拟失重环境；步骤二：地面控制原理样机验证系统搭建，为验证非接触磁浮机构振动隔离性能和主从协同控制原理，双超卫星控制原理样机包括结构、数管、测控、总体电路、控制、推进、质量特性调整；步骤三：地面配套系统搭建，包括地面综合监控、厂房配套设备等，地面综合监控用于监控原理样机状态，厂房配套包括供气、供电、恒温、除湿等设备；步骤四：地面控制原理样机验证系统运行；步骤五：地面监控系统接收测控系统的监控数据，进行综合显示，处理，评估双三自由度姿态控制性能潜力，必要时，可发送控制指令至测控系统，对地面控制原理样机验证系统进行控制；步骤六：验证结束。优选地，所述步骤一包括如下步骤：步骤一十一：选择失重环境模拟途径，为了在地面克服重力影响，采用气浮方式，依靠压缩空气在气足与大理石平台之间形成的气膜，使模拟台体浮起，从而实现近似无摩擦的相对运动条件，以模拟卫星在外层空间所受干扰力矩很小的力学环境，不但能模拟所需要的姿态运动，还能模拟卫星姿态耦合动力学；步骤一十二：选择验证自由度，考虑到地面验证时地面重力、气浮阻尼、大气阻尼、地面振动等干扰的存在，无法实现载荷舱全部自由度的超精超稳性能的验证，地面试验主要验证双超卫星主从协同控制原理以及载荷舱单轴的超精超稳性能的评估；步骤一十三：双三自由度气浮系统搭建，载荷舱和平台舱的主动气浮系统相似，分别独立是载荷舱和平台舱气浮，形成双三自由度气浮系统，单个主动气浮配置气瓶、控制阀、平面轴承等，依靠压缩气体在气浮轴承与轴承座之间形成的气膜，使舱体浮起，从而实现近似无摩擦的相对运动条件，以模拟舱体在外层空间所受干扰力矩很小的力学环境，采用四个平面气足将平台舱浮起，载荷舱和平台舱分别通过各自气足气浮，可实现X、Y方向的平动，载荷舱通过磁浮机构实现Z方向的小角度转动，实现双三自由度运动。优选地，所述步骤二包括如下步骤：步骤二十一：配置结构系统，原理样机结构由服务平台和有效载荷舱两部分组成；步骤二十二：配置数管系统，数管分系统由数管计算机和数管分系统软件组成，数管计算机硬件由无风扇工控机及其相应的I/O板卡共同组成，实现与各单机、分系统之间的数据通路；步骤二十三：配置测控系统，测控分系统由测控计算机和测控分系统软件组成，测控计算机由无风扇工控机及角位置信息采集卡、无线通信设备组成，测控分系统软件基于xPC实时操作系统开发，实现角位置信息上传、数管分系统和地面综合监控子系统信息数据转发功能；步骤二十四：配置总体电路系统，总体电路分系统由28V、24V、12V和5V放电调节器、锂离子蓄电池组、电池充放电控制器、配电器和低频电缆网等组成，主要负责给试验用测控设备和台上参试各分系统单机供配电，以及单机、部件之间的电气连接；步骤二十五：配置姿控系统，姿控分系统主要对双超卫星原理样机载荷舱的超精超稳控制、平台舱的从动控制和两舱协同解耦控制进行原理性验证，并考察原理样机初始解锁防碰撞模式、稳定双超模式和机动模式的姿控功能与性能，其中载荷舱配置载荷舱姿控计算机，光纤陀螺、激光角位置模拟器等测量元件，磁浮机构等执行机构，平台舱配置平台舱姿控计算机，非接触位置传感器、陀螺等测量元件，飞轮、喷气等执行机构；步骤二十六：配置推进系统，推进分系统协助完成初始平衡姿态的建立，为飞轮的动量卸载提供力矩，同时防止两舱碰撞，为平台水平运动控制提供推力，模拟轨道控制，采用飞轮对冷气推力器推力，两只高压气瓶初始压力为20MPa，初步估算高压气瓶容积需要3L，维持4台40mN推力器连续工作时间1min；步骤二十七：质心调节，地面试验原理性验证时，首先需要对双超卫星原理样机进行质量特性调整，使其水平方向质心调节精度达0.1gf·cm，具体实施过程分为质心预调节、手动粗调平和自动精调平，其中手动粗调平利用不同规格的标准质量块，自动精调平采用测量精度高达1μm的高精度定位台实现。优选地，所述步骤四包括如下步骤：步骤四十一：开启载荷舱与平台舱气浮；步骤四十二：开启载荷舱总体电路电源，载荷舱姿控系统工作；步骤四十三：开启平台舱总体电路电源，平台舱姿控系统工作；步骤四十四：数管系统收集载荷舱姿态角、姿态角速度，平台舱姿态角、姿态角速度，两舱间相对位置，磁浮机构输出电流，飞轮转速，喷气状态等信息，发送至测控系统；步骤四十五：测控系统接收数管系统的数据，并通过无线通信发送至地面监控系统；同时，接收地面监控系统发送的控制指令，并将控制指令发送至控制计算机。优选地，所述步骤步骤四十二包括如下步骤：步骤四百二十一：载荷舱姿控计算机开机；步骤四百二十二：载荷舱光纤陀螺、激光角位置模拟器等测量元件测量载荷舱姿态角和姿态角速度；步骤四百二十三：载荷舱姿控计算机根据测量所得载荷舱姿态角和姿态角速度，计算载荷舱姿态控制指令，发送至磁浮机构；步骤四百二十四：磁浮机构根据控制指令，输出相应控制力，实现载荷舱姿态控制。优选地，所述步骤步骤四十三包括如下步骤：步骤四百三十一：平台舱姿控计算机开机；步骤四百三十二：平台舱陀螺、相对位置传感器等测量元件测量并解算平台舱相对载荷舱相对姿态和相对位移；步骤四百三十三：载荷舱姿控计算机根据平台舱相对载荷舱的相对位移，计算两舱相对位置控制指令，发送至磁浮机构，磁浮机构根据控制指令本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种主从非接触内含式卫星地面验证系统，其特征在于，其包括双超卫星、双超卫星高精度姿态控制系统、双超卫星地面原理验证系统，双超卫星包括载荷舱、平台舱，载荷舱安装有效载荷、光纤陀螺、磁浮机构定子、激光角位置传感器、光纤陀螺，平台舱安装有太阳帆板及其驱动机构、飞轮、推力器、贮箱、天线、磁浮机构动子，载荷舱和平台舱之间通过一个非接触磁浮机构实现动静隔离，双超卫星高精度姿态控制系统主要包括三个互相独立又有机结合的控制回路：载荷姿态控制回路、两舱相对位置控制回路和相对姿态控制回路；其中载荷姿态控制回路包括依次连接的载荷指令、载荷控制单元、载荷姿态控制算法、磁浮机构、星敏感器等；两舱相对位置控制回路包括相互连接的载相对位置操作指令、相对位置控制单元；相对姿态控制回路包括相依次连接的载对姿态控制器、相对姿态控制算法、服务舱执行机构、服务舱、相对姿态传感器；双超卫星地面原理验证系统包括但不限于激光角位置传感器、光纤陀螺和载荷舱控制单元、太阳帆板驱动机构和平台舱姿态控制单元，激光角位置传感器、载荷舱控制单元都安装于载荷舱上，光纤陀螺、太阳帆板驱动机构和平台舱姿态控制单元都安装于平台舱上。

【技术特征摘要】
1.一种主从非接触内含式卫星地面验证系统，其特征在于，其包括双超卫星、双超卫星高精度姿态控制系统、双超卫星地面原理验证系统，双超卫星包括载荷舱、平台舱，载荷舱安装有效载荷、光纤陀螺、磁浮机构定子、激光角位置传感器、光纤陀螺，平台舱安装有太阳帆板及其驱动机构、飞轮、推力器、贮箱、天线、磁浮机构动子，载荷舱和平台舱之间通过一个非接触磁浮机构实现动静隔离，双超卫星高精度姿态控制系统主要包括三个互相独立又有机结合的控制回路：载荷姿态控制回路、两舱相对位置控制回路和相对姿态控制回路；其中载荷姿态控制回路包括依次连接的载荷指令、载荷控制单元、载荷姿态控制算法、磁浮机构、星敏感器等；两舱相对位置控制回路包括相互连接的载相对位置操作指令、相对位置控制单元；相对姿态控制回路包括相依次连接的载对姿态控制器、相对姿态控制算法、服务舱执行机构、服务舱、相对姿态传感器；双超卫星地面原理验证系统包括但不限于激光角位置传感器、光纤陀螺和载荷舱控制单元、太阳帆板驱动机构和平台舱姿态控制单元，激光角位置传感器、载荷舱控制单元都安装于载荷舱上，光纤陀螺、太阳帆板驱动机构和平台舱姿态控制单元都安装于平台舱上。2.一种主从非接触内含式卫星地面验证系统的验证方法，其特征在于，其包括以下步骤：步骤一：地面模拟失重环境；步骤二：地面控制原理样机验证系统搭建，为验证非接触磁浮机构振动隔离性能和主从协同控制原理，双超卫星控制原理样机包括结构、数管、测控、总体电路、控制、推进、质量特性调整；步骤三：地面配套系统搭建，包括地面综合监控、厂房配套设备等，地面综合监控用于监控原理样机状态，厂房配套包括供气、供电、恒温、除湿等设备；步骤四：地面控制原理样机验证系统运行；步骤五：地面监控系统接收测控系统的监控数据，进行综合显示，处理，评估双三自由度姿态控制性能潜力，必要时，可发送控制指令至测控系统，对地面控制原理样机验证系统进行控制；步骤六：验证结束。3.根据权利要求2所述的主从非接触内含式卫星地面验证系统的验证方法，其特征在于，所述步骤一包括如下步骤：步骤一十一：选择失重环境模拟途径，为了在地面克服重力影响，采用气浮方式，依靠压缩空气在气足与大理石平台之间形成的气膜，使模拟台体浮起，从而实现近似无摩擦的相对运动条件，以模拟卫星在外层空间所受干扰力矩很小的力学环境，不但能模拟所需要的姿态运动，还能模拟卫星姿态耦合动力学；步骤一十二：选择验证自由度，考虑到地面验证时地面重力、气浮阻尼、大气阻尼、地面振动等干扰的存在，无法实现载荷舱全部自由度的超精超稳性能的验证，地面试验主要验证双超卫星主从协同控制原理以及载荷舱单轴的超精超稳性能的评估；步骤一十三：双三自由度气浮系统搭建，载荷舱和平台舱的主动气浮系统相似，分别独立是载荷舱和平台舱气浮，形成双三自由度气浮系统，单个主动气浮配置气瓶、控制阀、平面轴承等，依靠压缩气体在气浮轴承与轴承座之间形成的气膜，使舱体浮起，从而实现近似无摩擦的相对运动条件，以模拟舱体在外层空间所受干扰力矩很小的力学环境，采用四个平面气足将平台舱浮起，载荷舱和平台舱分别通过各自气足气浮，可实现X、Y方向的平动，载荷舱通过磁浮机构实现Z方向的小角度转动，实现双三自由度运动。4.根据权利要求2所述的主从非接触内含式卫星地面验证系统的验证方法，其特征在于，所述步骤二包括如下步骤：步骤二十一：配置结构系统，原理样机结构由服务平台和有效载荷舱两部分组成；步骤二十二：配置数管系统，数管分系统由数管计算机和数管分系统软件组成，数管计算机硬件由无风扇工控机及其相应的I/O板卡共同组成，实现与各单机、分系统之间的数据通路；步骤二十三：配置测控系统，测控分系统由测控计算机和测控分系统软件组成，测控计算机由无风扇工控机及角位置信息采集卡、无线通信设备组成，测控分系统软件基于xPC实时操作系统开发...

【专利技术属性】
技术研发人员：张伟，朱敏，李文峰，周必磊，孔祥龙，徐实学，
申请(专利权)人：上海卫星工程研究所，
类型：发明
国别省市：上海,31