[發(fā)明專利]適用于撓性航天器姿態(tài)動(dòng)力學(xué)全物理仿真的方法及系統(tǒng)

在審

• 申請(qǐng)?zhí)枺?/td>: 202210081728.6
• 申請(qǐng)日: 2022-01-24
• 公開(kāi)（公告）號(hào): CN116520719A
• 公開(kāi)（公告）日: 2023-08-01
• 發(fā)明（設(shè)計(jì)）人: 呂旺;陸國(guó)平;王田野;信思博
• 申請(qǐng)（專利權(quán)）人: 上海衛(wèi)星工程研究所
• 主分類號(hào): G05B17/02
• 分類號(hào): G05B17/02
• 代理公司: 上海段和段律師事務(wù)所 31334
• 代理人: 李佳俊;郭國(guó)中

本發(fā)明提供一種適用于撓性航天器姿態(tài)動(dòng)力學(xué)全物理仿真的方法及系統(tǒng)及系統(tǒng)，涉及航天器動(dòng)力學(xué)與控制技術(shù)領(lǐng)域，該方法包括：采用靜壓氣體潤(rùn)滑三軸氣浮臺(tái)模擬航天器在軌飛行時(shí)動(dòng)力學(xué)環(huán)境；增減臺(tái)體配重塊粗調(diào)臺(tái)體平衡，調(diào)整臺(tái)上導(dǎo)軌上的滑塊精調(diào)臺(tái)體質(zhì)心到原點(diǎn)；對(duì)臺(tái)體進(jìn)行慣量辨識(shí)，得到氣浮臺(tái)三軸轉(zhuǎn)動(dòng)慣量，確定試驗(yàn)所需縮比系數(shù)；通過(guò)干擾模擬器來(lái)模擬噴氣過(guò)程中產(chǎn)生的撓性干擾力矩；根據(jù)不同的測(cè)量范圍，測(cè)量臺(tái)體姿態(tài)角度，分析撓性附件產(chǎn)生的干擾力矩對(duì)航天器的姿態(tài)影響。本發(fā)明采用撓性干擾力矩生成器模擬撓性附件振動(dòng)對(duì)航天器產(chǎn)生的干擾力矩，可保證其質(zhì)心保持不變，避免倒臺(tái)現(xiàn)象；還能為航天器姿態(tài)控制方案設(shè)計(jì)和論證提供參考依據(jù)。

技術(shù)領(lǐng)域

本發(fā)明涉及航天器動(dòng)力學(xué)與控制技術(shù)領(lǐng)域，具體地，涉及一種適用于撓性航天器姿態(tài)動(dòng)力學(xué)全物理仿真的方法及系統(tǒng)及系統(tǒng)。

背景技術(shù)

航天器為了滿足更豐富的任務(wù)需求，航天器的構(gòu)型逐漸從剛性向大撓性發(fā)展。撓性附件的種類很多，有天線，太陽(yáng)帆板，伸桿機(jī)構(gòu)等：例如人們?cè)O(shè)計(jì)了附帶大型薄膜天線的高軌衛(wèi)星，天線面積達(dá)到了幾百平方米；為了滿足載荷大功率的供電需求，星上需要攜帶更大的太陽(yáng)電池陣；為了避免衛(wèi)星平臺(tái)本身的剩磁對(duì)探測(cè)器影響，采用輕質(zhì)伸桿機(jī)構(gòu)支撐各類探測(cè)器載荷。撓性附件的振動(dòng)會(huì)嚴(yán)重影響航天器平臺(tái)的指向精度和姿態(tài)穩(wěn)定度。尤其在軌道控制時(shí)，航天器需要軌道機(jī)動(dòng)或者軌道位置保持時(shí)，軌控發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火且推力方向偏心，或是姿控推力器噴氣，都會(huì)激發(fā)出撓性振動(dòng)，從而影響航天器姿態(tài)，嚴(yán)重時(shí)會(huì)影響任務(wù)成敗。如1990年美國(guó)哈勃望遠(yuǎn)鏡在進(jìn)出陰影區(qū)時(shí)由于熱變形引起彈性振動(dòng)，導(dǎo)致姿態(tài)穩(wěn)定度未達(dá)指標(biāo)要求，從而降低了圖像質(zhì)量。1982年美國(guó)的“陸地衛(wèi)星-4號(hào)”觀測(cè)儀受到撓性太陽(yáng)帆板驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)干擾而未達(dá)預(yù)期性能。因此，針對(duì)帶撓性部件的航天器高精度控制和高穩(wěn)定度控制的需求，各型號(hào)航天器控制系統(tǒng)必須在靜壓氣體潤(rùn)滑三軸氣浮臺(tái)上進(jìn)行全物理實(shí)驗(yàn)來(lái)考核其是否達(dá)到指標(biāo)要求。若直接把撓性附件安裝在氣浮臺(tái)上，撓性附件振動(dòng)帶來(lái)的質(zhì)心變化，會(huì)導(dǎo)致靜壓氣體潤(rùn)滑三軸氣浮臺(tái)質(zhì)心偏離氣浮球軸承中心，可能會(huì)發(fā)生倒臺(tái)現(xiàn)象。

目前已經(jīng)發(fā)表的文獻(xiàn)和公開(kāi)的專利都重點(diǎn)研究撓性航天器在單軸氣浮臺(tái)上的全物理仿真方法，并且有了成熟的方法。李季蘇、牟小剛和汪春濤在“大型撓性結(jié)構(gòu)衛(wèi)星全物理仿真技術(shù)研究”(《系統(tǒng)仿真學(xué)報(bào)》1995.6)提出了一種涉及單軸氣浮臺(tái)撓性航天器仿真試驗(yàn)的方案，設(shè)計(jì)了一種安裝在臺(tái)體上的撓性臂作為撓性裝置模擬設(shè)備，并給出了數(shù)學(xué)仿真結(jié)果。周軍、劉瑩瑩在“航天器主動(dòng)振動(dòng)反饋全物理仿真試驗(yàn)研究”(《振動(dòng)、測(cè)試與診斷》2008年第28卷第1期)提出了在全物理仿真系統(tǒng)的撓性帆板頂端配置一種微型加速度計(jì)，用于測(cè)量該處振動(dòng)的方案。

公開(kāi)號(hào)為CN104133479A的發(fā)明專利，公開(kāi)了一種采用單軸氣浮臺(tái)模擬撓性衛(wèi)星三軸姿態(tài)耦合運(yùn)動(dòng)的測(cè)試方法，包含以下步驟：步驟1、模擬撓性衛(wèi)星的X軸剛性主體運(yùn)動(dòng)，獲取撓性衛(wèi)星的X向姿態(tài)信息；步驟2、構(gòu)造撓性衛(wèi)星，模擬撓性衛(wèi)星的Y向及Z向姿態(tài)運(yùn)動(dòng)，建立并解算撓性附件的振動(dòng)動(dòng)力學(xué)模型、空間環(huán)境干擾力矩模型；步驟3、計(jì)算撓性衛(wèi)星的Y向姿態(tài)信息、撓性衛(wèi)星的Z向姿態(tài)信息、撓性附件耦合力矩、空間環(huán)境干擾力矩；步驟4、接收信號(hào)控制控制執(zhí)行機(jī)構(gòu)、力矩輸出裝置與單軸氣浮臺(tái)模擬撓性衛(wèi)星三軸姿態(tài)運(yùn)動(dòng)；步驟5、重復(fù)步驟1至步驟4，完成撓性衛(wèi)星三軸姿態(tài)耦合運(yùn)動(dòng)的測(cè)試。以上方都只適用于單軸氣浮臺(tái)，并不能用于靜壓氣體潤(rùn)滑三軸氣浮臺(tái)，否則會(huì)有倒臺(tái)風(fēng)險(xiǎn)。

公開(kāi)號(hào)為CN106672272A的發(fā)明專利，公開(kāi)了一種帶柔性結(jié)構(gòu)航天器的撓性參數(shù)在軌辨識(shí)地面測(cè)試系統(tǒng)，所設(shè)計(jì)的地面測(cè)試系統(tǒng)包括氣浮平臺(tái)、速率陀螺、姿控飛輪、姿控推力器、冷噴氣推進(jìn)系統(tǒng)、撓性航天器運(yùn)動(dòng)模擬器、振動(dòng)測(cè)量系統(tǒng)、地面測(cè)量系統(tǒng)、地面控制臺(tái)及運(yùn)動(dòng)模擬器控制計(jì)算機(jī)。該地面仿真驗(yàn)證方法，基于大理石氣浮平臺(tái)，設(shè)計(jì)了能夠模擬大撓性航天器的運(yùn)動(dòng)模擬器，通過(guò)振動(dòng)測(cè)量系統(tǒng)、速率陀螺、地面測(cè)量系統(tǒng)分別獲得撓性航天器運(yùn)動(dòng)模擬器的柔性結(jié)構(gòu)振動(dòng)信息、撓性航天器運(yùn)動(dòng)模擬器姿態(tài)信息和軌道信息，結(jié)合姿態(tài)控制和軌道控制算法，根據(jù)撓性參數(shù)辨識(shí)算法，采用地面仿真測(cè)試方法實(shí)現(xiàn)對(duì)撓性參數(shù)辨識(shí)方案的驗(yàn)證。