所屬技術(shù)領(lǐng)域

本發(fā)明屬于航天器導(dǎo)航、制導(dǎo)與控制系統(tǒng)地面驗(yàn)證技術(shù)領(lǐng)域，具體涉及空間任務(wù)可置換的自由基座運(yùn)動再現(xiàn)跨尺度驗(yàn)證裝置。

背景技術(shù)：

空間任務(wù)在實(shí)際執(zhí)行之前，必須先期在地面進(jìn)行全方位的綜合驗(yàn)證之后，方可進(jìn)行試驗(yàn)，地面驗(yàn)證階段作為空間任務(wù)實(shí)施關(guān)鍵部分，能驗(yàn)證空間任務(wù)方案的合理性和技術(shù)可行性，為空間任務(wù)執(zhí)行方案的在軌驗(yàn)證提供科學(xué)依據(jù)。而空間任務(wù)地面驗(yàn)證階段成功與否在很大程度上取決于其采用的驗(yàn)證手段對任務(wù)完成的過程特征是否真實(shí)反映。概括地說，這些特征包括：空間任務(wù)的執(zhí)行過程是在軌道運(yùn)行的過程中完成的，空間任務(wù)的執(zhí)行過程是在微重力環(huán)境中完成的，空間任務(wù)執(zhí)行過程是一個多子系統(tǒng)協(xié)調(diào)優(yōu)化與控制的過程等等。現(xiàn)有的驗(yàn)證空間任務(wù)的地面實(shí)驗(yàn)系統(tǒng)有(1)時間限制，難以獲得長時間的持續(xù)失重效果；(2)空間限制，忽略絕對軌道運(yùn)動，僅能進(jìn)行部分子任務(wù)或子系統(tǒng)的試驗(yàn)驗(yàn)證，導(dǎo)致空間任務(wù)的整體試驗(yàn)驗(yàn)證非常困難；(3)部分已有的重力補(bǔ)償方法對機(jī)電設(shè)備的防水、防氣性能要求極高，且由于流體粘性和阻力的影響，也難以滿足復(fù)雜任務(wù)機(jī)動性試驗(yàn)要求等，因而急需發(fā)展一種可靠性高、適應(yīng)性強(qiáng)、易于實(shí)現(xiàn)和維護(hù)且時間空間不受限制的空間任務(wù)驗(yàn)證平臺，以完成高保真的空間任務(wù)地面測試與驗(yàn)證工作。

針對空間任務(wù)實(shí)施方案地面驗(yàn)證階段，國內(nèi)外開展研制了基于不同驗(yàn)證手段的各類儀器系統(tǒng)，其研究內(nèi)容主要集中在數(shù)學(xué)仿真、半物理仿真和物理仿真三個方向上,但都不能反映空間合作任務(wù)過程的全部特征，具體如下：

1)數(shù)學(xué)仿真手段無法真實(shí)的描述合作任務(wù)過程。

2)半物理仿真手段沒有考慮微重力環(huán)境，同時只針對合作任務(wù)中的某一子系統(tǒng)或者特定功能進(jìn)行驗(yàn)證，而每個子系統(tǒng)控制性能滿意并不意味著綜合集成的整體性能也滿足要求。

3)物理仿真手段通過重力補(bǔ)償模擬微重力環(huán)境，但是現(xiàn)有的補(bǔ)償技術(shù)模擬的微重力環(huán)境下無法再現(xiàn)真實(shí)軌道運(yùn)動，只能實(shí)現(xiàn)相對軌道運(yùn)動，而且也只針對合作任務(wù)中某一子系統(tǒng)或特定功能進(jìn)行驗(yàn)證?；谖锢矸抡媸侄伪苊饬藢?shí)物部件難以精確數(shù)學(xué)建模的困難，能夠提前發(fā)現(xiàn)并解決實(shí)際空間運(yùn)動中可能存在的問題，可以更加直觀的在地面驗(yàn)證空間任務(wù)執(zhí)行過程。目前我國用于各類執(zhí)行空間任務(wù)飛行器驗(yàn)證的地面大型試驗(yàn)設(shè)備很少，都是面向任務(wù)設(shè)計(jì)的，可驗(yàn)證的任務(wù)種類單一，缺乏通用性；且無法真實(shí)驗(yàn)證空間合作任務(wù)的全過程，缺乏保真性。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：

本發(fā)明提出的空間任務(wù)可置換的自由基座運(yùn)動再現(xiàn)跨尺度驗(yàn)證裝置，既能為執(zhí)行任務(wù)的航天器提供微重力運(yùn)動環(huán)境，又能地面再現(xiàn)其真實(shí)軌道運(yùn)動，從而驗(yàn)證空間任務(wù)的完整過程，解決上述關(guān)鍵問題彌補(bǔ)國內(nèi)外研究現(xiàn)狀中的不足。

本發(fā)明的技術(shù)方案：

空間任務(wù)可置換的自由基座運(yùn)動再現(xiàn)跨尺度驗(yàn)證裝置包括自由基座、坐標(biāo)式機(jī)械臂、懸掛重力補(bǔ)償系統(tǒng)與協(xié)調(diào)控制通訊系統(tǒng)，通過自由基座實(shí)現(xiàn)對執(zhí)行任務(wù)的航天器軌道運(yùn)動模擬，通過懸掛實(shí)現(xiàn)航天器的重力補(bǔ)償，通過坐標(biāo)式機(jī)械臂模擬任務(wù)執(zhí)行過程中航天器的位姿調(diào)整、在軌服務(wù)等動作，從而完成執(zhí)行空間任務(wù)的航天器的軌道與姿態(tài)的并行跨尺度驗(yàn)證。

所述自由基座包括基座車體、基座運(yùn)動控制單元與基座傳感定位單元，基座運(yùn)動控制單元由基座伺服電機(jī)、基座驅(qū)動器和基座運(yùn)動控制卡組成，基座傳感定位單元由基座攝像頭、基座光電編碼器、基座數(shù)據(jù)采集卡和基座無線通訊卡組成；基座運(yùn)動控制卡根據(jù)試驗(yàn)對象軌道運(yùn)動所需的期望位置與速度，以及基座傳感定位單元融合量測得到的自由基座運(yùn)動狀態(tài)反饋信息，通過基座驅(qū)動器控制基座伺服電機(jī)運(yùn)轉(zhuǎn)，使自由基座跟蹤期望軌跡。

所述坐標(biāo)式機(jī)械臂包括坐標(biāo)模塊、旋轉(zhuǎn)模塊與機(jī)械臂驅(qū)動控制單元，機(jī)械臂驅(qū)動控制單元由機(jī)械臂伺服電機(jī)、機(jī)械臂驅(qū)動器、機(jī)械臂控制卡構(gòu)成，坐標(biāo)模塊由水平和豎向運(yùn)動的三組線性模組構(gòu)成，在機(jī)械臂驅(qū)動單元的控制下可帶動試驗(yàn)對象模擬其在空間的運(yùn)動，旋轉(zhuǎn)模塊由構(gòu)成俯仰、偏航及滾轉(zhuǎn)三個轉(zhuǎn)動自由度的機(jī)構(gòu)構(gòu)成，在機(jī)械臂驅(qū)動單元的控制下可帶動試驗(yàn)對象模擬其在空間的姿態(tài)調(diào)整運(yùn)動。

所述懸掛重力補(bǔ)償系統(tǒng)包括支撐架、無約束懸掛機(jī)構(gòu)、緩沖測量單元、水平隨動機(jī)構(gòu)、豎向主動補(bǔ)償機(jī)構(gòu)及懸掛驅(qū)動控制單元，無約束懸掛機(jī)構(gòu)由深溝球軸承及其固定架構(gòu)成，可保證試驗(yàn)對象近似無約束的姿態(tài)調(diào)整運(yùn)動，緩沖測量單元由緩沖機(jī)構(gòu)、張力傳感器、傾角傳感器及萬向節(jié)構(gòu)成，豎向主動補(bǔ)償機(jī)構(gòu)通過齒輪齒條嚙合進(jìn)行傳動，緩沖測量單元通過萬向節(jié)與豎向主動補(bǔ)償機(jī)構(gòu)的齒條連接，懸掛驅(qū)動控制單元由懸掛伺服電機(jī)、懸掛驅(qū)動器與懸掛控制卡構(gòu)成，當(dāng)試驗(yàn)對象水平運(yùn)動時，無約束懸掛機(jī)構(gòu)帶動緩沖結(jié)構(gòu)相對豎向主動補(bǔ)償機(jī)構(gòu)擺動，傾角傳感器實(shí)時測量緩沖機(jī)構(gòu)與豎向主動補(bǔ)償機(jī)構(gòu)間的擺動角度，傳遞給懸掛控制卡，懸掛控制卡通過懸掛驅(qū)動器控制對應(yīng)的懸掛伺服電機(jī)驅(qū)動水平隨動機(jī)構(gòu)運(yùn)動，消除擺角，保證緩沖結(jié)構(gòu)與豎向主動補(bǔ)償機(jī)構(gòu)始終處于同一直線上，當(dāng)試驗(yàn)對象豎向運(yùn)動時，張力傳感器的數(shù)值發(fā)生變化傳遞給懸掛控制卡，懸掛控制器通過控制懸掛驅(qū)動器驅(qū)動對應(yīng)的懸掛伺服電機(jī)帶動主動補(bǔ)償機(jī)構(gòu)運(yùn)動，確保試驗(yàn)對象處于微重力狀態(tài)或空間任務(wù)要求的重力狀態(tài)。

所述無約束懸掛機(jī)構(gòu)可更換，本發(fā)明中給出了無約束懸掛機(jī)構(gòu)一與無約束懸掛機(jī)構(gòu)二，以在盡量減小附加質(zhì)量的同時適應(yīng)不同外形的試驗(yàn)對象。

所述協(xié)調(diào)控制通訊系統(tǒng)包括協(xié)調(diào)控制模塊、數(shù)據(jù)通信模塊、運(yùn)行狀態(tài)監(jiān)測模塊及實(shí)時顯示模塊，實(shí)現(xiàn)自由基座、坐標(biāo)式機(jī)械臂及懸掛重力補(bǔ)償系統(tǒng)三個系統(tǒng)多目標(biāo)控制任務(wù)的信息傳遞、狀態(tài)監(jiān)測及系統(tǒng)間的協(xié)調(diào)優(yōu)化。

根據(jù)上述的機(jī)械結(jié)構(gòu)和控制系統(tǒng)，本發(fā)明提出的空間任務(wù)可置換的自由基座運(yùn)動再現(xiàn)跨尺度驗(yàn)證裝置的工作原理為試驗(yàn)對象固定在懸掛重力補(bǔ)償系統(tǒng)的無約束懸掛機(jī)構(gòu)上，懸掛重力補(bǔ)償系統(tǒng)的傾角傳感器與張力傳感器實(shí)時測量懸掛點(diǎn)的運(yùn)動信息，懸掛控制卡根據(jù)該運(yùn)動信息控制水平方向上的懸掛伺服電機(jī)與豎直方向上的伺服電機(jī)實(shí)現(xiàn)懸掛點(diǎn)三維空間的跟隨運(yùn)動，提供試驗(yàn)對象執(zhí)行空間任務(wù)是所處的重力環(huán)境，實(shí)現(xiàn)空間重力運(yùn)動環(huán)境的再現(xiàn)。坐標(biāo)式機(jī)械臂可驅(qū)動試驗(yàn)對象三自由度轉(zhuǎn)動以及相對自由基座的三自由度平動，從而實(shí)現(xiàn)實(shí)驗(yàn)對象的位姿運(yùn)動再現(xiàn)?；鶄鞲卸ㄎ粏卧ㄟ^濾波融合基座攝像頭采集的圖像信息與基座光電編碼器為自由基座提供實(shí)時位置信息，基座運(yùn)動控制單元通過基于試驗(yàn)對象的空間軌道動力學(xué)方程實(shí)時計(jì)算期望的軌道位置，利用跨尺度等效原理與相似理論計(jì)算出地面自由基座的期望位置，由該期望位置信息與測量處理得到的實(shí)際位置信息計(jì)算期望輸入，驅(qū)使自由基座實(shí)現(xiàn)期望的相似運(yùn)動，從而實(shí)現(xiàn)航天器的軌道運(yùn)動再現(xiàn)。協(xié)調(diào)控制通訊系統(tǒng)通過整合數(shù)據(jù)通信模塊的信息協(xié)調(diào)控制自由基座、坐標(biāo)式機(jī)械臂及懸掛重力補(bǔ)償系統(tǒng)的工作，從而全面再現(xiàn)航天器執(zhí)行空間任務(wù)的整個過程。

本發(fā)明與現(xiàn)有技術(shù)相比的有益效果是：

(1)通過懸掛方式補(bǔ)償試驗(yàn)對象的重力，可降低外界環(huán)境的干擾，提供高精度微重力環(huán)境；

(2)通過自由基座系統(tǒng)和重力補(bǔ)償系統(tǒng)相結(jié)合實(shí)現(xiàn)實(shí)驗(yàn)航天器與微重力環(huán)境同步運(yùn)動的方式，提供實(shí)驗(yàn)航天器不受時間和空間約束的微重力環(huán)境；

(3)可以完整的再現(xiàn)空間任務(wù)過程，可驗(yàn)證方案每個環(huán)節(jié)的執(zhí)行情況，很大程度上提高空間任務(wù)地面再現(xiàn)的可信度。

(4)本發(fā)明可針對同一任務(wù)的不同方案進(jìn)行驗(yàn)證，也可針對不同任務(wù)進(jìn)行驗(yàn)證，不僅適用于單目標(biāo)，也適合多目標(biāo)任務(wù)的驗(yàn)證，具有很強(qiáng)的通用性

附圖說明

圖1為本發(fā)明裝置的整體圖。

圖2為本發(fā)明裝置的正視圖。

圖中標(biāo)號：

1：自由基座；2：試驗(yàn)航天器；3：坐標(biāo)式機(jī)械臂；4：懸掛重力補(bǔ)償系統(tǒng)。

圖3為自由基座。

圖中標(biāo)號：

11：基座車體；12：基座攝像頭。

圖4為坐標(biāo)式機(jī)械臂。

圖中標(biāo)號：

31：坐標(biāo)模塊；32：旋轉(zhuǎn)模塊。

圖5懸掛重力補(bǔ)償系統(tǒng)。

圖中標(biāo)號：41：支撐架；42：無約束懸掛機(jī)構(gòu)一；43：緩沖測量單元；44：水平隨動機(jī)構(gòu)；45：豎向主動補(bǔ)償機(jī)構(gòu)。

圖6無約束懸掛機(jī)構(gòu)。

圖中標(biāo)號：

5：試驗(yàn)衛(wèi)星；46：無約束懸掛機(jī)構(gòu)二

具體實(shí)施方式

結(jié)合圖1與圖2，本發(fā)明提出的裝置包括自由基座1、坐標(biāo)式機(jī)械臂3、懸掛重力補(bǔ)償系統(tǒng)4與協(xié)調(diào)控制通訊系統(tǒng)構(gòu)成，試驗(yàn)航天器2為本裝置驗(yàn)證的對象。試驗(yàn)航天器2與懸掛重力補(bǔ)償系統(tǒng)4及坐標(biāo)式機(jī)械臂3連接，坐標(biāo)式機(jī)械臂3與懸掛重力補(bǔ)償系統(tǒng)4安裝在自由基座1上，并可隨之運(yùn)動。

結(jié)合圖3，基座攝像頭12安裝在自由基座1的基座車體11上，自由基座1的基座運(yùn)動控制單元，基座傳感定位單元的基座光電編碼器、基座數(shù)據(jù)采集卡和基座無線通訊卡，坐標(biāo)式機(jī)械臂的3機(jī)械臂驅(qū)動控制單元的機(jī)械臂驅(qū)動器、機(jī)械臂控制卡，懸掛重力補(bǔ)償系統(tǒng)4的懸掛驅(qū)動控制單元懸掛驅(qū)動器、懸掛控制卡，及協(xié)調(diào)控制通訊系統(tǒng)的調(diào)控制模塊、數(shù)據(jù)通信模塊、運(yùn)行狀態(tài)監(jiān)測模塊安裝于基座車體11的內(nèi)部。

結(jié)合圖4，坐標(biāo)式機(jī)械臂3由坐標(biāo)模塊31和旋轉(zhuǎn)模塊32構(gòu)成，旋轉(zhuǎn)模塊32安裝在坐標(biāo)軸模塊31上，旋轉(zhuǎn)模塊32的末端執(zhí)行法蘭與試驗(yàn)航天器2連接。

結(jié)合圖5與圖6，懸掛重力補(bǔ)償系統(tǒng)4由支撐架41、無約束懸掛機(jī)構(gòu)一42或無約束懸掛機(jī)構(gòu)二46、緩沖測量單元43、水平隨動機(jī)構(gòu)44、豎向主動補(bǔ)償機(jī)構(gòu)45與懸掛驅(qū)動控制單元構(gòu)成，試驗(yàn)航天器2懸掛在無約束懸掛機(jī)構(gòu)一42中，無約束懸掛機(jī)構(gòu)一42與緩沖測量單元43一端連接，緩沖測量單元43另一端連接到安裝在水平隨動機(jī)構(gòu)44上的豎向主動補(bǔ)償機(jī)構(gòu)45上，水平隨動機(jī)構(gòu)44與支撐架41連接。可根據(jù)試驗(yàn)對象的特點(diǎn)選擇無約束懸掛結(jié)構(gòu)一42或無約束懸掛結(jié)構(gòu)二46。

以試驗(yàn)航天器2為例說明本裝置的測試與驗(yàn)證步驟：

(1)將試驗(yàn)航天器2安裝到懸掛重力補(bǔ)償系統(tǒng)4上，a、調(diào)整試驗(yàn)航天器2的位置保證等效懸掛點(diǎn)與試驗(yàn)航天器2的質(zhì)心重合；b、調(diào)整豎向主動補(bǔ)償機(jī)構(gòu)45的位置達(dá)到試驗(yàn)空間的最佳位置(根據(jù)需驗(yàn)證的空間任務(wù)確定)；

(2)將坐標(biāo)式機(jī)械臂3與試驗(yàn)航天器2連接；

(3)確定驗(yàn)證任務(wù)對象的系統(tǒng)參數(shù)：a、航天器的軌道姿態(tài)動力學(xué)方程及任務(wù)初始狀態(tài)，b、試驗(yàn)航天器2所受重力數(shù)值，c、試驗(yàn)航天器2的任務(wù)序列；

(4)開展測試與驗(yàn)證工作：a、上電啟動所有系統(tǒng)，b、自由基座1在基座運(yùn)動控制單元與基座傳感定位單元作用下跟蹤試驗(yàn)航天器2的標(biāo)稱軌跡，c、試驗(yàn)航天器2按任務(wù)序列實(shí)施軌道與姿態(tài)機(jī)動，d、坐標(biāo)式機(jī)械臂3帶動試驗(yàn)航天器2運(yùn)動模擬試驗(yàn)航天器2執(zhí)行任務(wù)時的位置及姿態(tài)調(diào)整運(yùn)動，e、懸掛重力補(bǔ)償系統(tǒng)4的懸掛點(diǎn)跟蹤試驗(yàn)航天器2的三維空間運(yùn)動，f、記錄所有子系統(tǒng)的運(yùn)行狀態(tài)數(shù)據(jù)，為測試分析提供數(shù)據(jù)支持；

(5)結(jié)束試驗(yàn)，整理分析試驗(yàn)結(jié)果：a、關(guān)閉裝置電源，卸下試驗(yàn)航天器2，b、根據(jù)任務(wù)過程中測量記錄的信息，分析任務(wù)方案的可行性。