三自由度质心悬挂仿真试验平台制造技术

三自由度质心悬挂仿真试验平台，其悬挂舱系统为中空圆柱状舱体，舱体中心内部设置有悬挂点，悬挂点正上方开限位圈，悬挂点周围轴向、径向和法向方向上安装螺杆，螺杆上安装可调式配重块；舱体后部安装参试设备，舱体头部安装导引头或其它参试设备，舱体外壁安装有固定式配重块；质心悬挂系统由刚性杆和三方向轴承组成，刚性杆上端固定在实验室的房顶横梁处，下端与三方向轴承固连，刚性杆穿过悬挂舱系统的限位圈，三方向轴承下端与悬挂舱系统中部的悬挂点固连；所述的冷喷系统由喷管组合、硬气管以及两个蓄压气瓶组成，两个蓄压气瓶安装在悬挂舱系统外两侧，冷气喷管组合安装在悬挂舱系统外侧尾部，蓄压气瓶与喷管组合的气路接口通过硬气管连接。

【技术实现步骤摘要】

本专利技术属于小型空间飞行器的试验平台，可直接应用于各种小型空间飞行器的控 制系统全物理仿真试验。
技术介绍
在各种空间飞行器的控制系统全物理仿真试验中，为了验证姿控、制导和导航的 算法设计，通常将控制系统参试设备置于某些试验平台之上，通过控制该试验平台的运动 可形成对空间飞行器的在轨状态的运动学和动力学模拟。试验平台的传统实现方法有单轴和三轴气浮转台为模拟空间飞行器在外层空间所受干扰力矩很小的力学环 境，通常采用球面气浮轴承支持的气浮转台作为飞行器运动学和动力学仿真试验平台；但 是气浮转台所模拟的空间飞行器的质量至少在IOOkg以上，转动惯量至少在IOkg .m2以上， 不适合动能拦截器等小型空间飞行器的全物理仿真试验。三轴伺服转台该设备虽然是众多仿真试验设备中不可缺少的，但它只能对空间 飞行器进行运动学模拟，而不能进行动力学模拟。也就是说在使用三轴伺服转台进行仿真 试验时，空间飞行器上的喷管只是作为串联在整个仿真试验系统中的一个环节，其推力作 用到飞行器产生的姿态变化是通过仿真程序来施加到三轴伺服转台上实现的，而不是直接 作用到飞行器上，这有可能会导致姿控设计的偏差。
技术实现思路
本专利技术的技术解决问题是克服现有技术的不足，提供一种三自由度质心悬挂仿 真试验平台，该平台采用圆柱形舱段作为试验平台，其质心通过三方向的轴承连接在刚性 杆上，并配以冷气喷管组合作为直接力控制舱体围绕悬挂点进行俯仰、偏航和滚动三自由 度的运动，最终达到真实模拟小型空间飞行器在空间运动时姿态变化的目的，解决了气浮 转台和三轴伺服转台的问题。本专利技术的技术解决方案是三自由度质心悬挂仿真试验平台，包括质心悬挂系统、 冷喷系统和悬挂舱系统；所述的悬挂舱系统为中空圆柱状舱体，舱体上开有安装及观测孔， 舱体中心内部设置有悬挂点，悬挂点正上方开一圆孔，作为限制悬挂舱体转动幅度的限位 圈，悬挂点中心周围轴向、径向和法向三个方向上安装螺杆，螺杆上安装可调式配重块；舱 体后部安装参试设备，舱体头部安装导引头或其它参试设备，舱体外壁安装有固定式配重 块；所述的质心悬挂系统由刚性杆和三方向轴承组成，刚性杆上端固定在实验室的房 顶横梁处，下端与三方向轴承固连，刚性杆穿过悬挂舱系统的限位圈，三方向轴承下端与悬 挂舱系统中部的悬挂点固连；所述的冷喷系统由喷管组合、硬气管以及两个蓄压气瓶组成，两个蓄压气瓶安装 在悬挂舱系统外两侧，冷气喷管组合安装在悬挂舱系统外侧尾部，蓄压气瓶与喷管组合的 气路接口通过硬气管连接。所述的喷管组合由8个冷气喷管构成，所述的冷气喷管两两一组安装在悬挂舱系 统外侧尾部，每组在尾部圆周均布。所述的冷气喷管推力10 40N。所述的固定式配重块的安装位置要求粗调节悬挂舱体各方向质量和转动惯量均 勻分布，此处的悬挂舱体包含有满载状态下的悬挂舱系统和冷喷系统。所述的可调式配重块的位置在轴向、径向和法向三个方向上精密调节，以保持悬 挂舱体的各方向平衡，此处的悬挂舱体包含有满载状态下的悬挂舱系统和冷喷系统。本专利技术与现有技术相比有益效果为(1)由于本专利技术与真实空间飞行器的转动惯量、喷管布置和推力更为接近，因此解 决了在不具备单轴及三轴气浮转台的环境下，使用本专利技术进行空间飞行器的动力学和运动 学进行模拟的一种解决方案。(2)悬挂舱系统对于参与试验控制系统参试设备具备很强的适应性，能够使外形 尺寸及设备质心不规则的参试设备具备参与试验的可行性方法。(3)由于本专利技术系统构成简练、便捷、具有较强适应性，针对各种参试设备都能够 很快速的组成试验系统，因此能够缩短调试时间。(4)本专利技术实现俯仰、偏航、滚动的三自由度运动，各方向均能摆动角度士 15°。(5)本专利技术的质心悬挂系统的上下调节范围为士200mm，可保证在全物理仿真试 验状态下，适应参试导引头对目标模拟器的不同高度。(6)本专利技术由8个推力为10 40N的冷气喷管构成姿控运动发动机，其中俯仰和 偏航控制各采用其中的4个冷气喷管组合来控制，滚动采用其中的8个冷气喷管组合来控 制。本专利技术正是针对动能拦截器等小型空间飞行器的控制系统全物理仿真的试验平 台而设计的。本专利技术采用内部安装有动能拦截器控制系统参试设备的圆柱形舱段作为试验 平台，其质心通过三方向的轴承连接在刚性杆上，使舱段形成绕刚性杆的三自由度运动。另 外在舱段外侧尾部安装8个冷气喷管作为直接力控制其姿态运动，并在舱壁内外辅以各种 配重块以保持整个舱段的质量和转动惯量均勻分布。在控制系统仿真试验时，由外部气源 通过高压软气管接入冷喷系统进行供气，冷气喷管组合中对应的冷气喷管根据地面仿真计 算机程序发出的指令开启和关闭，这样多个喷管喷出压缩空气后的反推力就能使舱体围绕 悬挂点进行俯仰、偏航和滚动三自由度的运动，最终达到真实模拟空间飞行器在轨飞行状 态的目的。附图说明图1为本专利技术整体三维视图；图2为本专利技术悬挂舱系统结构图；图3为本专利技术喷管组合安装示意图；图4为本专利技术地面仿真计算机的控制流程示意图。具体实施例方式如图1所示，本专利技术的三自由度质心悬挂仿真试验平台主要由质心悬挂系统1、冷喷系统2和悬挂舱系统3三个部分组成。所述的悬挂舱系统3为中空圆柱状舱体，舱体上开有安装及观测孔，舱体中心内 部设置有悬挂点，悬挂点正上方开一圆孔，作为限制悬挂舱体转动幅度的限位圈，悬挂点中 心周围轴向、径向和法向三个方向上安装螺杆，螺杆上安装可调式配重块。舱体后部安装参 试设备，舱体头部安装导引头或其它参试设备，舱体外壁外安装有固定式配重块。所述的质心悬挂系统1由刚性杆4和三方向轴承5组成，刚性杆4上端固定在实 验室的房顶横梁处，下端与三方向轴承5固连，刚性杆4穿过悬挂舱系统3的限位圈，通过 三方向轴承5下端与悬挂舱系统3中部的悬挂点固连。所述的冷喷系统2由喷管组合8、硬气管7以及2个蓄压气瓶6组成，舱体外侧尾 部安装8个冷气喷管(即喷管组合8)，舱体外两侧安装2个蓄压气瓶6，蓄压气瓶6与喷管 组合8的气路接口通过硬气管7连接，下面介绍基于本专利技术开展小型空间飞行器控制系统全物理仿真试验的实现过 程根据仿真试验要求，在仿真试验之前，可按小型空间飞行器的实际情况在悬挂舱 系统3内部安装上空间飞行器的控制系统参试设备(例如图1中标号10、11和12)，诸如惯 导、控制组合、可见光或红外导引头、星敏感器、配电器和电池等。它们都用螺钉固连在悬挂 舱系统3尾部、中部和头部的相应位置上，它们的电气接口通过电缆互连或与地面仿真计 算机相连，如图1所示。 将外部气源通过高压软气管接入硬气管7的对应接口，喷管组合8的电气接口通 过电缆连接至地面仿真计算机的继电器板卡上。喷管组合8共有8个推力为10 40N的 冷气喷管构成，其布局如图3所示。舱体的俯仰运动由4#、7#和3#、8#冷气喷管来控制，偏 航运动由1#、6#和2#、5#冷气喷管来控制，滚动运动由1#、3#、5#、7#和2#、4#、6#、8#冷气 喷管来控制。试验过程中外部气源的供气压力为5MPa，供气容积为1.4m3，试验时由供气压 力的大小确定冷气喷管的推力大小，供气压力与推力比例关系为4MPa 40N。将质心悬挂系统1的刚性杆4上端固定在实验室的房顶横梁处，下端与三方向轴 承5用螺钉固连，三方向轴承5下端与悬挂舱系统3的舱体中部本文档来自技高网...

【技术保护点】
三自由度质心悬挂仿真试验平台，其特征在于：包括质心悬挂系统（１）、冷喷系统（２）和悬挂舱系统（３）；所述的悬挂舱系统（３）为中空圆柱状舱体，舱体上开有安装及观测孔，舱体中心内部设置有悬挂点，悬挂点正上方开一圆孔，作为限制悬挂舱体转动幅度的限位圈，悬挂点周围轴向、径向和法向三个方向上安装螺杆，螺杆上安装可调式配重块；舱体后部安装参试设备，舱体头部安装导引头或其它参试设备，舱体外壁安装有固定式配重块；所述的质心悬挂系统（１）由刚性杆（４）和三方向轴承（５）组成，刚性杆（４）上端固定在实验室的房顶横梁处，下端与三方向轴承（５）固连，刚性杆（４）穿过悬挂舱系统（３）的限位圈，三方向轴承（５）下端与悬挂舱系统（３）中部的悬挂点固连；所述的冷喷系统（２）由喷管组合（８）、硬气管（７）以及两个蓄压气瓶（６）组成，两个蓄压气瓶（６）安装在悬挂舱系统（３）外两侧，冷气喷管组合（８）安装在悬挂舱系统（３）外侧尾部，蓄压气瓶（６）与喷管组合（８）的气路接口通过硬气管（７）连接。

【技术特征摘要】
三自由度质心悬挂仿真试验平台，其特征在于包括质心悬挂系统(1)、冷喷系统(2)和悬挂舱系统(3)；所述的悬挂舱系统(3)为中空圆柱状舱体，舱体上开有安装及观测孔，舱体中心内部设置有悬挂点，悬挂点正上方开一圆孔，作为限制悬挂舱体转动幅度的限位圈，悬挂点周围轴向、径向和法向三个方向上安装螺杆，螺杆上安装可调式配重块；舱体后部安装参试设备，舱体头部安装导引头或其它参试设备，舱体外壁安装有固定式配重块；所述的质心悬挂系统(1)由刚性杆(4)和三方向轴承(5)组成，刚性杆(4)上端固定在实验室的房顶横梁处，下端与三方向轴承(5)固连，刚性杆(4)穿过悬挂舱系统(3)的限位圈，三方向轴承(5)下端与悬挂舱系统(3)中部的悬挂点固连；所述的冷喷系统(2)由喷管组合(8)、硬气管(7)以及两个蓄压气瓶(6)组成，两个蓄压气瓶(6)安装在悬挂舱系统(3)外两侧，冷气喷管组合(8)安装在悬挂舱系统(...

【专利技术属性】
技术研发人员：夏阳，高晓颖，邹莹，
申请(专利权)人：北京航天自动控制研究所，
类型：发明
国别省市：11[中国|北京]