本发明专利技术公开了一种相对轨道动力学模拟的三自由度模拟装置及使用方法，包括顶部支撑板和设置于顶部支撑板下侧的上部支撑板，所述上部支撑板下侧通过侧支撑板连接有下部支撑板，所述下部支撑板下侧设置有底部支撑板，所述顶部支撑板、上部支撑板、下部支撑板和底部支撑板的四角处通过支撑梁连接，所述支撑梁下侧设置有低涡流气足，所述顶部支撑板、上部支撑板、下部支撑板均、底部支撑板均与后支撑板连接，所述后支撑板与侧支撑板垂直设置。本发明专利技术采用上述的一种相对轨道动力学模拟的三自由度模拟装置及使用方法，可以解决现有的模拟装置无法对航天器之间相对运动过程中的非线性力进行补偿导致的相对轨道动力模拟精度低的问题。行补偿导致的相对轨道动力模拟精度低的问题。行补偿导致的相对轨道动力模拟精度低的问题。
【技术实现步骤摘要】
一种相对轨道动力学模拟的三自由度模拟装置及使用方法
[0001]本专利技术涉及航空航天模拟设备
，尤其是涉及一种相对轨道动力学模拟的三自由度模拟装置及使用方法。
技术介绍
[0002]当前，主要航天国家对于航天产业投入持续加大，卫星发射数量呈逐年递增趋势，全球卫星发射数量年均增长率超过20％。随着空间飞行器的数量逐渐增多，在轨服务技术的重要性日渐凸显。而空间在轨服务技术的关键技术之一为利用模拟装置在地面上进行模拟实验。
[0003]三自由度模拟实验装置一般用于对各个空间飞行器进行模拟实验，且主要为了进行地面模拟仿真实验来模拟微重力的实验环境，因此，此类模拟实验装置均装置复杂，并且研制成本很高，使用的便捷性、通用性较差。并且由于目前所研制的各类三自由度模拟实验装置仅创造了微重力环境，并没有考虑对航天器之间相对运动过程中的非线性力进行补偿。因此，要提高相对轨道动力学模拟实验的准确性，亟需设计一种具备非线性力补偿功能的模拟装置。
[0004]目前模拟空间飞行器运动的主要方式主要通过气瓶向低涡流气足供气，使得低涡流气足向下喷气为模拟装置创造微重力环境，忽略了航天器之间相对运动过程中的非线性力。并通过外部测量设备测量所有模拟器的运动信息，获得模拟装置之间的相对运动信息，实现空间飞行器运动模拟。
[0005]以上模拟装置具有明显的缺点。由于在实验过程中并没有空间飞行器之间相对运动过程中的非线性力进行补偿，因此存在相对轨道动力学模拟精度低的问题。
技术实现思路
[0006]本专利技术的目的是提供一种相对轨道动力学模拟的三自由度模拟装置及使用方法，可以解决现有的模拟装置无法对航天器之间相对运动过程中的非线性力进行补偿导致的相对轨道动力模拟精度低的问题，可以快速有效地在地面对空间飞行器进行相对轨道动力学模拟。
[0007]为实现上述目的，本专利技术提供了一种相对轨道动力学模拟的三自由度模拟装置法，包括顶部支撑板和设置于顶部支撑板下侧的上部支撑板，所述上部支撑板下侧通过侧支撑板连接有下部支撑板，所述下部支撑板下侧设置有底部支撑板，所述顶部支撑板、上部支撑板、下部支撑板和底部支撑板的四角处通过支撑梁连接，所述支撑梁与底部支撑板交汇处的正下方设置有低涡流气足，所述顶部支撑板、上部支撑板、下部支撑板、底部支撑板均与后支撑板连接，所述后支撑板与侧支撑板垂直设置；
[0008]所述顶部支撑板上侧设置有非线性补偿系统，所述非线性补偿系统一侧设置有冷喷气推进系统，所述上部支撑板上侧设置有飞轮，所述飞轮的一侧设置有工控机，所述工控机一侧设置有惯导系统；所述下部支撑板上侧设置有开关，所述开关与电源连接，所述电源
一侧设置有电池；所述底部支撑板上侧固定连接有气瓶。
[0009]优选的，所述非线性补偿系统包括第一涵道风扇、第二涵道风扇、第三涵道风扇和第四涵道风扇，所述第一涵道风扇、第二涵道风扇、第三涵道风扇和第四涵道风扇均匀分布在顶部支撑板上。
[0010]优选的，所述飞轮位于三自由度模拟装置的质心处。
[0011]优选的，所述冷喷气推进系统包括第一冷喷气推力器、第二冷喷气推力器、第三冷喷气推力器和第四冷喷气推力器，所述第一冷喷气推力器、第二冷喷气推力器、第三冷喷气推力器和第四冷喷气推力器的结构相同，均设置于顶部支撑板的边缘中心处，且喷气方向与顶部支撑板边缘相切。
[0012]优选的，所述第一冷喷气推力器包括喷气集成块，所述喷气集成块的两侧连接有喷嘴，所述喷气集成块的对侧设置有电磁阀。
[0013]本专利技术还提供了一种相对轨道动力学模拟的三自由度模拟装置的使用方法，包括以下步骤：
[0014]S1、首先选取地面上的一点作为被追踪航天器的质心，根据实验条件和实验需求设置被追踪航天器轨道角速度ω，并根据实验条件确定时间缩比k
t
和空间缩比k
r
；
[0015]S2、随后通过气瓶向低涡流气足供气，形成气膜，并使得三自由度模拟器悬浮；
[0016]S3、通过外部测量设备，实时测量三自由度模拟装置的位置分量x,y和速度分量并通过工控机计算所需补偿推力F
cwx
,F
cwy
，
[0017][0018]式中，为地面被追赶航天器的轨道角速度；m是三自由度模拟装置的质量；
[0019]S4、通过工控机精细实时调节非线性补偿系统中每个涵道风扇的转速，使得非线性补偿系统产生的合力为式(1)中所计算的F
cwx
,F
cwy
；
[0020]S5、在调节非线性补偿系统的转速的同时，工控机根据所设计的控制算法和惯导系统中的状态信息实时控制冷喷气推进系统中每个喷嘴的喷气速度和飞轮中的控制力矩，从而控制三自由度模拟装置的运动；
[0021]S6、将实验过程中测量得到的三自由度模拟装置的位置分量x,y和速度分量以及对应的时间t和设定的时间缩比k
t
和空间缩比k
r
，根据式(2)计算得到缩比前的时间空间相对位置分量和空间相对速度分量
[0022][0023]因此，本专利技术采用上述一种相对轨道动力学模拟的三自由度模拟装置及使用方法，其技术效果如下：通过本专利技术的相对轨道动力学模拟装置，进行相对轨道动力学模拟实验，有效地提高了相对轨道动力学模拟实验的模拟精度，通过使用本专利技术的三自由度模拟装置，为进行空间在轨服务技术验证提供了一种便捷迅速有效的验证手段。
[0024]下面通过附图和实施例，对本专利技术的技术方案做进一步的详细描述。
附图说明
[0025]图1为本专利技术的三自由度模拟装置示意图；
[0026]图2为本专利技术的非线性补偿系统示意图；
[0027]图3为本专利技术的冷喷气推进系统示意图；
[0028]图4为本专利技术发冷喷气推进器示意图。
[0029]附图标记
[0030]1、非线性补偿系统；101、第一涵道风扇；102、第二涵道风扇；103、第三涵道风扇；104、第四涵道风扇；2、顶部支撑板；3、支撑梁；4、后支撑板；5、飞轮；6、上部支撑板；7、惯导系统；8、侧支撑板；9、电池；10、底部支撑板；11、气瓶；12、低涡流气足；13、下部支撑板；14、开关；15、电源；16、工控机；17、冷喷推进系统；171、第一冷喷推力器；172、第二冷喷推力器；173、第三冷喷推力器；174、第四冷喷推力器；1711、喷嘴；1712、喷气集成块；1713、电磁阀。
具体实施方式
[0031]以下通过附图和实施例对本专利技术的技术方案作进一步说明。
[0032]除非另外定义，本专利技术使用的技术术语或者科学术语应当为本专利技术所属领域内具有一般技能的人士所理解的通常意义。
[0033]对于本领域技术人员而言，显然本专利技术不限于上述示范性实施例的细节，而且在不背离本专利技术的主旨或基本特征的情况下，能够以其它的具体形式实现本专利技术。因此，无论从哪一点来看，均应将实施例看作是示范性的，本文档来自技高网...
【技术保护点】
【技术特征摘要】
1.一种相对轨道动力学模拟的三自由度模拟装置，其特征在于，包括顶部支撑板和设置于顶部支撑板下侧的上部支撑板，所述上部支撑板下侧通过侧支撑板连接有下部支撑板，所述下部支撑板下侧设置有底部支撑板，所述顶部支撑板、上部支撑板、下部支撑板和底部支撑板的四角处通过支撑梁连接，所述支撑梁与底部支撑板交汇处的正下方设置有低涡流气足，所述顶部支撑板、上部支撑板、下部支撑板、底部支撑板均与后支撑板连接，所述后支撑板与侧支撑板垂直设置；所述顶部支撑板上侧设置有非线性补偿系统，所述非线性补偿系统一侧设置有冷喷气推进系统，所述上部支撑板上侧设置有飞轮，所述飞轮的一侧设置有工控机，所述工控机一侧设置有惯导系统；所述下部支撑板上侧设置有开关，所述开关与电源连接，所述电源一侧设置有电池；所述底部支撑板上侧固定连接有气瓶。2.根据权利要求1所述的一种相对轨道动力学模拟的三自由度模拟装置，其特征在于，所述非线性补偿系统包括第一涵道风扇、第二涵道风扇、第三涵道风扇和第四涵道风扇，所述第一涵道风扇、第二涵道风扇、第三涵道风扇和第四涵道风扇均匀分布在顶部支撑板上。3.根据权利要求1所述的一种相对轨道动力学模拟的三自由度模拟装置，其特征在于，所述飞轮位于三自由度模拟装置的质心处。4.根据权利要求1所述的一种相对轨道动力学模拟的三自由度模拟装置，其特征在于，所述冷喷气推进系统包括第一冷喷气推力器、第二冷喷气推力器、第三冷喷气推力器和第四冷喷气推力器，所述第一冷喷气推力器、第二冷喷气推力器、第三冷喷气推力器和第四冷喷气推力器的结构相同，均设置于顶部支撑板的边缘中心处，且喷气方向与顶部支撑板边缘相切。5.根据权利要求4所述的一种相对...
【专利技术属性】
技术研发人员：齐乃明，姜钧昊，杜德嵩，霍明英，孙康，刘延芳，
申请(专利权)人：哈尔滨擎天智能科技有限责任公司，
类型：发明
国别省市：
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