一种大尺度柔性航天器整星地面半物理试验装置制造方法及图纸

本发明专利技术公开了一种大尺度柔性航天器整星地面半物理试验装置，该装置由有效载荷胞元结构模拟件、支撑龙门架、恒张力气浮随动悬吊机构、结构约束激励系统、服务舱激励系统、数值模拟计算机和目标计算机组成；该试验装置通过有效载荷胞元结构模拟件模拟真实动力学特性，利用支撑龙门架为有效载荷模拟件提供刚性支撑，通过恒张力气浮随动悬吊机构为有效载荷模拟件提供零重力模拟环境，利用结构约束激励系统和服务舱激励系统实现对有效载荷模拟件连接界面耦合作用力和作用力矩的施加，从而实现对超大尺度柔性航天器整星动力学特性的模拟。解决整星动力学特性模拟问题，为超大尺度柔性航天器的高精度高稳定度控制系统技术的验证提供验证环境。

A Semiphysical Test Device for Large Scale Flexible Spacecraft

The invention discloses a ground semi-physical test device for large-scale flexible spacecraft, which is composed of payload cell structure simulator, supporting gantry frame, constant tension air floating servo suspension mechanism, structural restraint excitation system, service cabin excitation system, numerical simulation computer and target computer. Based on the real dynamic characteristics, the supporting gantry frame is used to provide rigid support for the payload simulator, the constant tension air-bearing servo suspension mechanism is used to provide zero gravity simulation environment for the payload simulator, and the coupling force and moment of the interface between the connecting interface of the payload simulator are applied by the structural constraint excitation system and the service cabin excitation system, so as to achieve super-large-scale flexibility. Dynamics simulation of the whole satellite of sex spacecraft. To solve the problem of whole satellite dynamics simulation, and to provide a verification environment for the verification of high precision and high stability control system technology of super large-scale flexible spacecraft.

【技术实现步骤摘要】
一种大尺度柔性航天器整星地面半物理试验装置
本专利技术涉及航天器高精度控制系统
，具体涉及柔性航天器动力学特性地面试验装置。
技术介绍
随着空间任务的发展，航天器搭载的有效载荷的尺寸越来越大，柔性越来越强，基频越来越低，给航天器的姿态控制带来了较大干扰，但空间观测任务对航天器的控制精度提出了更高的要求。为了实现高精度控制，需要建立更为精确的动力学模型。而柔性航天器动力学特性地面模拟试验系统对于柔性航天器动力学建模理论有效性和建模精度的验证是必不可少。目前，对超大尺度柔性航天器整星动力学特性模拟问题多限于数学仿真手段、缩比模拟方法、等效模拟方法或部件级模拟方法，上述方法将面临整星动力学特性模拟精度不高或信息缺失等问题。实现超大尺度柔性航天器整星动力学特性模拟，存在超大尺度柔性有效载荷高精度零重力环境模拟困难和柔性航天器刚柔耦合动力学特性模拟困难等问题。而本专利技术提出的地面模拟装置，采用恒张力气浮随动悬吊机构实现高精度零重力环境模拟，同时减低对试验场地高度的要求；利用结构约束激励系统和服务舱激励系统实现柔性航天器刚柔耦合动力学特性模拟，有效地解决了上述问题。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大尺度柔性航天器整星地面半物理试验装置，其特征在于该装置由有效载荷胞元结构模拟件、支撑龙门架、恒张力气浮随动悬吊机构、结构约束激励系统、服务舱激励系统、数值模拟计算机和目标计算机组成；所述有效载荷胞元结构模拟件为实际材料和全几何尺寸建造的柔性航天器整星；所述支撑龙门架为所述有效载荷胞元结构模拟件提供刚性支撑；所述恒张力气浮随动悬吊机构为所述有效载荷胞元结构模拟件提供水平方向和铅垂方向自由运动；所述结构约束激励系统为所述有效载荷胞元结构模拟件提供有效载荷侧连接界面的作用力和作用力矩；所述服务舱激励系统为所述有效载荷胞元结构模拟件提供服务舱侧连接界面的作用力和作用力矩；所述数值计算机根据界面力和力矩传感器的测量数据，对除去所述有效载荷胞元结构模拟件表征部分的航天器动力学数学模型进行实时运算；所述目标计算机根据界面相对位置、力和力矩指令，结算激励系统的运动指令信号。优选的，所述恒张力气浮随动悬吊机构包括气浮支撑托板、倒置气足和恒张力运动机构；所述气浮支撑托板为所述倒置气足提供水平运动平面，所述恒张力运动机构固定安装在所述倒置气足上，通过所述倒置气足的水平运动将所述恒张力运动机构始终保持在所述有效载荷胞元结构模拟件的悬吊点正上方，保证所述恒张力运动机构的运动方向与吊索始终在铅垂方向；所述恒张力运动机构的张力输出保持与所述有效载荷胞元结构模拟件的重力相同，并具有铅垂方向运动能力，保证所述有效载荷胞元结构模拟件铅垂方向运动。优选的，所述结构约束激励系统包括力和力矩测量系统、伺服控制系统、目标计算机、并联结构、音圈电机和模拟墙；所述音圈电机的定子与所述并联机构运动平面固定连接，所述音圈电机动子与所述有效载荷胞元结构模拟件的一侧固定连接；所述并联机构基座平面与所述模拟墙固定连接。优选的，所述服务舱激励系统包括力和力矩测量系统、伺服控制系统、目标计算机、并联结构和模拟墙构成；所述并联机构运动平面与所述有效载荷胞元结构模拟件的另一侧固定连接；所述并联机构基座平面与所述模拟墙固定连接。而本专利技术提出的地面模拟装置，采用恒张力气浮随动悬吊机构实现高精度零重力环境模拟，同时减低对试验场地高度的要求；利用结构约束激励系统和服务舱激励系统实现柔性航天器刚柔耦合动力学特性模拟，有效地解决了上述问题。附图说明图1一种超大尺度柔性航天器整星动力学特性地面半物理试验装置组成图；图2超大尺度柔性航天器整星动力学特性地面半物理试验信号流程图。具体实施方式实施例下面结合实施例对本专利技术作进一步的说明。本专利技术包含以下内容，但并不仅限于以下内容。为使本专利技术的上述目的、特征和优点能够更为明显易懂，下面结合附图对本专利技术的具体实施方式做详细的说明。下面结合附图说明本专利技术的优选实施例。图1是一种桁架式有效载荷超大尺度柔性航天器整星动力学特性地面半物理试验方案组成图，由有效载荷胞元结构模拟件1、支撑龙门架2、恒张力气浮随动悬吊机构3、结构约束激励系统4、服务舱激励系统5、数值模拟计算机6和目标计算机7组成。图1中的有效载荷胞元结构模拟件根据桁架式有效载荷在轨实际运行状态时的周期性结构特性，采用在轨状态一致的材料和全几何尺寸结构，建造4节周期胞元结构，模拟周期胞元结构自身真实动力学特性和周期胞元结构间的力学传递特性。图1中的支撑龙门架根据有效载荷胞元结构模拟件的长、宽、高包络尺寸和运动范围进行建造，保证有效载荷胞元结构模拟件具备自由运动空间。图1中的恒张力气浮随动悬吊机构由气浮支撑托板、倒置气足和恒张力运动机构构成；气浮支撑托板为倒置气足提供水平运动平面，恒张力运动机构固定安装在倒置气足上，通过倒置气足的水平运动将恒张力运动机构始终保持在有效载荷胞元结构模拟件的悬吊点正上方，保证恒张力运动机构的运动方向与吊索始终在铅垂方向；恒张力运动机构通过吊索与有效载荷胞元结构模拟件连接，其张力输出始终保持与有效载荷胞元结构模拟件的重力相同，同时具备铅垂方向运动能力，保证有效载荷胞元结构模拟件铅垂方向的运动运动；吊索长度1米以下即可满足使用要求。图1中的结构约束激励系统由力和力矩测量系统、伺服控制系统、计算机、并联结构、音圈电机和模拟墙构成；音圈电机的定子与并联机构运动平面固定连接，音圈电机动子与有效载荷胞元结构模拟件的一侧固定连接；并联机构基座平面与模拟墙固定连接。图1中的服务舱激励系统由力和力矩测量系统、伺服控制系统、计算机、并联结构和模拟墙构成；并联机构运动平面与有效载荷胞元结构模拟件的另一侧固定连接；并联机构基座平面与模拟墙固定连接。图2中的数值计算机根据界面力和力矩传感器的测量数据，对除去有效载荷胞元结构模拟件表征部分的航天器动力学数学模型进行实时运算；图2中的目标计算机根据界面相对位置、力和力矩指令，结算激励系统的运动指令信号。数值模拟计算机根据力和力矩测量系统获取的有效载荷胞元结构模拟件连接界面第i步结构反力，作为当前时刻的输入参数对数值模型进行求解得到下一时刻第i+1步在连接界面的位移、速度和加速度信息，并将该传递至目标计算机；然后由目标计算机将连接界面的位移、速度和加速度信息解算为激励系统伺服机构的运动指令，并将运动指令传送至伺服控制器，由伺服控制器驱动结构约束激励系统和服务舱约束激励系统运动，将第i+1步在连接界面的位移、速度和加速度激励施加到有效载荷胞元结构模拟件，实现实时迭代模拟。本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种大尺度柔性航天器整星地面半物理试验装置，其特征在于该装置由有效载荷胞元结构模拟件、支撑龙门架、恒张力气浮随动悬吊机构、结构约束激励系统、服务舱激励系统、数值模拟计算机和目标计算机组成；所述有效载荷胞元结构模拟件为实际材料和全几何尺寸建造的柔性航天器整星；所述支撑龙门架为所述有效载荷胞元结构模拟件提供刚性支撑；所述恒张力气浮随动悬吊机构为所述有效载荷胞元结构模拟件提供水平方向和铅垂方向自由运动；所述结构约束激励系统为所述有效载荷胞元结构模拟件提供有效载荷侧连接界面的作用力和作用力矩；所述服务舱激励系统为所述有效载荷胞元结构模拟件提供服务舱侧连接界面的作用力和作用力矩；所述数值计算机根据界面力和力矩传感器的测量数据，对除去所述有效载荷胞元结构模拟件表征部分的航天器动力学数学模型进行实时运算；所述目标计算机根据界面相对位置、力和力矩指令，结算激励系统的运动指令信号。

【技术特征摘要】
1.一种大尺度柔性航天器整星地面半物理试验装置，其特征在于该装置由有效载荷胞元结构模拟件、支撑龙门架、恒张力气浮随动悬吊机构、结构约束激励系统、服务舱激励系统、数值模拟计算机和目标计算机组成；所述有效载荷胞元结构模拟件为实际材料和全几何尺寸建造的柔性航天器整星；所述支撑龙门架为所述有效载荷胞元结构模拟件提供刚性支撑；所述恒张力气浮随动悬吊机构为所述有效载荷胞元结构模拟件提供水平方向和铅垂方向自由运动；所述结构约束激励系统为所述有效载荷胞元结构模拟件提供有效载荷侧连接界面的作用力和作用力矩；所述服务舱激励系统为所述有效载荷胞元结构模拟件提供服务舱侧连接界面的作用力和作用力矩；所述数值计算机根据界面力和力矩传感器的测量数据，对除去所述有效载荷胞元结构模拟件表征部分的航天器动力学数学模型进行实时运算；所述目标计算机根据界面相对位置、力和力矩指令，结算激励系统的运动指令信号。2.如权利要求1所述的一种大尺度柔性航天器整星地面半物理试验装置，其特征在于，所述恒张力气浮随动悬吊机构包括气浮支撑托板、倒置气足和恒张力运动机构；所述气浮支撑托板为所述倒置气足提供水平运动平面，所述恒张力运动机构固定安装在所述倒置气足上，通过所述倒置气足的水平运动将所述恒张力运动机构始终保持在所述有效载荷胞元结构模拟件的悬吊点正上方，保证所述恒张力运动机构的运动方向与吊索始终在铅垂方向；所述恒张力运动机构的张力输出保持与所述有效载荷胞元结构模拟件的重...

【专利技术属性】
技术研发人员：朱东方，刘付成，孙俊，黄庭轩，孙禄君，
申请(专利权)人：上海航天控制技术研究所，
类型：发明
国别省市：上海,31