一種航天器自主繞飛交會控制系統(tǒng)驗證裝置及其驗證方法
【專利摘要】一種航天器自主繞飛交會控制系統(tǒng)驗證裝置及其驗證方法，屬于航天控制地面仿真領(lǐng)域。包括中心固定臺、三軸轉(zhuǎn)臺目標(biāo)姿態(tài)模擬器、三軸轉(zhuǎn)臺追蹤姿態(tài)模擬器、周向運動模塊、徑向運動模塊、垂向運動模塊、九自由度運動測控系統(tǒng)、模擬器動力學(xué)計算系統(tǒng)以及航天器自主繞飛交會控制系統(tǒng)，驗證過程基于相似理論的長度與時間量綱相似縮比方法，建立模擬器動力學(xué)模型，計算得到模擬器期望運動軌跡，控制模擬器跟蹤期望軌跡實現(xiàn)航天器自主繞飛交會運動地面仿真。驗證裝置在柱坐標(biāo)系下模擬追蹤模擬器三軸位置運動，可驗證全方向自主交會控制任務(wù)，特別包括航天器自主繞飛交會控制任務(wù)，與現(xiàn)有相似裝置相比拓寬了地面驗證的能力，結(jié)構(gòu)簡單易行。
【專利說明】
一種航天器自主繞飛交會控制系統(tǒng)驗證裝置及其驗證方法
技術(shù)領(lǐng)域
[0001] 本發(fā)明屬于航天控制地面仿真領(lǐng)域，具體涉及一種用于一種航天器自主繞飛交會 控制系統(tǒng)驗證裝置及其驗證方法。
【背景技術(shù)】
[0002] 航天器自主繞飛交會技術(shù)是一項非常重要的空間技術(shù)，針對在軌服務(wù)任務(wù)中失效 航天器的捕獲和維修，首先需要使追蹤器有足夠時間對目標(biāo)器進(jìn)行全方位的狀態(tài)確定，找 出最佳的交會對接路徑，并通過設(shè)計有效地控制方法以確保任務(wù)安全執(zhí)行。在整個過程中 控制系統(tǒng)需要具有高可靠性和高精度，因此為了降低任務(wù)風(fēng)險，順利完成航天任務(wù)，必須在 地面進(jìn)行充分的實驗驗證。
[0003] 目前，國內(nèi)外各航天機構(gòu)針對自主繞飛交會技術(shù)地面驗證問題，多采用五自由度 的氣浮平臺，屬于全物理仿真驗證裝置，可以模擬空間微重力環(huán)境，驗證自主繞飛交會過程 的動力學(xué)問題。但由于只能模擬空間五個自由度的運動狀態(tài)，且噴氣推力實施的軌道控制 精度難以保證，因此無法準(zhǔn)確的驗證自主繞飛交會控制系統(tǒng)性能。
[0004] 在航天器地面仿真試驗過程中，針對單方向交會任務(wù)，另一種常用的手段是半物 理仿真，通過動力學(xué)計算得到模擬器運動期望軌跡，控制六自由度模擬器裝置跟蹤期望軌 跡實現(xiàn)與航天器運動等效的過程，能夠準(zhǔn)確的驗證自主繞飛交會控制系統(tǒng)性能。然而經(jīng)文 獻(xiàn)檢索發(fā)現(xiàn)，目前針對繞飛交會任務(wù)的半物理仿真系統(tǒng)的研究還不多見，如中國發(fā)明專利 申請?zhí)枺?00910243276.1，專利名稱《人控交會對接半物理仿真試驗系統(tǒng)》，以及中國發(fā)明專 利申請?zhí)枺?01310547320.4,專利名稱《空間飛行器交會對接多自由度半物理仿真方法及其 裝置》，發(fā)明的仿真試驗系統(tǒng)中追蹤模擬器都只能沿固定軌道與目標(biāo)模擬器交會，無法實現(xiàn) 繞飛交會過程。因此發(fā)明一種航天器自主繞飛交會控制系統(tǒng)地面驗證裝置具有重要意義。
[0005] 另一方面，在航天器繞飛交會過程中，追蹤航天器相對目標(biāo)航天器初始啟動距離 較遠(yuǎn)以保證任務(wù)安全性，同時繞飛交會過程時間較長。由于地面驗證場地有限，試驗時間也 不宜過長以降低試驗成本，因此，地面半物理仿真中需要應(yīng)用相似理論方法，對長度量綱和 時間量綱進(jìn)行縮比處理以滿足地面試驗需求。
[0006] 因此，本發(fā)明針對這樣一種驗證試驗需求，提出一種航天器自主繞飛交會控制系 統(tǒng)驗證裝置及其驗證方法，可驗證全方向自主交會控制任務(wù)，特別包括航天器自主繞飛交 會控制任務(wù)。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0007] 本發(fā)明的目的：克服現(xiàn)有技術(shù)的不足，擴展現(xiàn)有交會對接半物理仿真試驗系統(tǒng)的 驗證能力，提供一種航天器自主繞飛交會控制系統(tǒng)地面驗證裝置，以及基于相似理論的試 驗方法，可驗證全方向自主交會控制任務(wù)，特別包括航天器自主繞飛交會控制任務(wù)。
[0008] 本發(fā)明設(shè)計思想是將空間追蹤航天器直角坐標(biāo)系下的三自由度平動轉(zhuǎn)化為地面 試驗裝置中追蹤模擬器柱坐標(biāo)系下的三自由度位置運動，從而可方面實現(xiàn)追蹤模擬器繞目 標(biāo)模擬器的周向運動，驗證繞飛交會過程。同時，驗證方法基于相似理論，對長度量綱和時 間量綱進(jìn)行縮比處理，解決地面驗證場地有限，試驗時間不宜過長的約束問題。因此能夠簡 單易行的完成航天器自主繞飛交會控制系統(tǒng)地面驗證任務(wù)。
[0009]本發(fā)明的技術(shù)解決方案是：
[0010] 一種航天器自主繞飛交會控制系統(tǒng)地面驗證裝置，由中心固定臺（1)、三軸轉(zhuǎn)臺目 標(biāo)姿態(tài)模擬器(2)、三軸轉(zhuǎn)臺追蹤姿態(tài)模擬器(3)、周向運動模塊(4)、徑向運動模塊(5)、垂 向運動模塊(6)、九自由度運動測控系統(tǒng)(7)、模擬器動力學(xué)計算系統(tǒng)(8)和航天器自主繞飛 交會控制系統(tǒng)(9)組成，在柱坐標(biāo)系下實現(xiàn)追蹤模擬器三軸位置運動，可驗證全方向自主交 會控制任務(wù)，特別包括航天器自主繞飛交會控制任務(wù)。
[0011] 所述中心固定臺包括:底座（la)、中心徑向直線導(dǎo)軌安裝板（lb)、軸承（lc)、三軸 轉(zhuǎn)臺安裝座（Id)，底座固定于試驗場地中心確定地面柱坐標(biāo)系原點，中心徑向直線導(dǎo)軌安 裝板通過軸承與底座相連可實現(xiàn)繞底座中心自有轉(zhuǎn)動，三軸轉(zhuǎn)臺安裝座用于安裝固定三軸 轉(zhuǎn)臺目標(biāo)姿態(tài)模擬器；
[0012] 所述三軸轉(zhuǎn)臺目標(biāo)姿態(tài)模擬器包括:三軸轉(zhuǎn)臺（2a)、目標(biāo)航天器模擬面板(2b)，三 軸轉(zhuǎn)臺實現(xiàn)目標(biāo)航天器姿態(tài)機動過程的地面模擬，目標(biāo)航天器模擬面板用以安裝相對運動 狀態(tài)測量標(biāo)志點；
[0013] 所述三軸轉(zhuǎn)臺追蹤姿態(tài)模擬器包括:三軸轉(zhuǎn)臺（3a )、追蹤航天器模擬面板(3b )，三 軸轉(zhuǎn)臺實現(xiàn)追蹤航天器姿態(tài)機動過程的地面模擬，追蹤航天器模擬面板用以安裝相對運動 狀態(tài)測量敏感器；
[0014] 所述周向運動模塊包括:雙環(huán)圓形導(dǎo)軌及滑塊(4a)、周向滑塊連接板(4b)、周向伺 服電機(4c)、周向齒輪(4d)、周向圓形齒條(4e)，雙環(huán)圓形導(dǎo)軌與周向圓形齒條均固定于試 驗場地，周向伺服電機固定安裝在周向滑塊連接板上，周向伺服電機驅(qū)動周向齒輪轉(zhuǎn)動，通 過齒輪齒條嚙合實現(xiàn)周向滑塊連接板繞試驗中心的圓周運動；
[0015] 所述徑向運動模塊包括:徑向運動連接板(5a)、徑向直線導(dǎo)軌及滑塊(5b)、徑向滑 塊連接座(5c)、徑向伺服電機(5d)、徑向齒輪(5e)、徑向直線齒條(5f)，徑向運動連接板兩 端分別固定于中心徑向直線導(dǎo)軌安裝板和徑向滑塊連接座上，徑向直線導(dǎo)軌與徑向直線齒 條固定在徑向運動連接板上，徑向伺服電機安裝在徑向滑塊連接座上，徑向伺服電機驅(qū)動 徑向齒輪轉(zhuǎn)動，通過齒輪齒條嚙合實現(xiàn)徑向滑塊連接座沿徑向直線導(dǎo)軌即柱坐標(biāo)系徑向的 直線運動；
[0016] 所述垂向運動模塊包括:垂向運動基座(6a)、垂向直線導(dǎo)軌及滑塊(6b)、垂向滑塊 連接座(6c)、垂向伺服電機(6d)、垂向齒輪(6e)、垂向直線齒條(6f)，垂向運動基座固定于 徑向滑塊連接座上，垂向直線導(dǎo)軌與垂向直線齒條固定在垂向運動基座上，垂向伺服電機 安裝在垂向滑塊連接座上，垂向伺服電機驅(qū)動垂向齒輪轉(zhuǎn)動，通過齒輪齒條嚙合實現(xiàn)垂向 滑塊連接座沿垂向直線導(dǎo)軌即柱坐標(biāo)系Z向的直線運動，三軸轉(zhuǎn)臺追蹤姿態(tài)模擬器安裝于 垂向滑塊連接座上；
[0017] 所述九自由度運動測控系統(tǒng)包括:測量與控制三軸轉(zhuǎn)臺目標(biāo)姿態(tài)模擬器、三軸轉(zhuǎn) 臺追蹤姿態(tài)模擬器六自由度姿態(tài)運動的敏感器和控制器，測量與控制周向運動模塊、徑向 運動模塊以及垂向運動模塊三自由度運動的敏感器和控制器；
[0018] 所述模擬器動力學(xué)計算系統(tǒng)運行目標(biāo)模擬器姿態(tài)動力學(xué)模型、追蹤模擬器姿態(tài)動 力學(xué)模型、追蹤模擬器相對目標(biāo)模擬器的軌道動力學(xué)模型、直角坐標(biāo)系到柱坐標(biāo)系的坐標(biāo) 轉(zhuǎn)換模型；
[0019] 所述航天器自主繞飛交會控制系統(tǒng)運行追蹤航天器控制模型，完成追蹤航天器相 對目標(biāo)航天的姿態(tài)與軌道控制，實現(xiàn)追蹤航天器對目標(biāo)航天器的自主繞飛交會任務(wù)。
[0020] 進(jìn)一步，一種航天器自主繞飛交會控制系統(tǒng)地面驗證方法，包括基于相似理論的 長度與時間量綱相似縮比方法，建立模擬器動力學(xué)模型，計算得到模擬器期望運動軌跡，控 制模擬器跟蹤期望軌跡實現(xiàn)航天器自主繞飛交會運動地面仿真。
[0021 ]所述基于相似理論的長度與時間量綱相似縮比方法，包括確定追蹤航天器相對目 標(biāo)航天器初始相對距離d，自主交會任務(wù)完成所需時間，地面正方形試驗場地邊長1，地面 期望試驗最大時長t2,地面坐標(biāo)系長度量綱的相似比系數(shù)k，且滿足4 <^，時間量綱的相 似比系數(shù)λτ，且滿足V<|，質(zhì)量量綱\可取為1(只考慮運動模擬情況）；
[0022]所述模擬器動力學(xué)模型，包括模擬器姿態(tài)動力學(xué)模型、相對軌道動力學(xué)模型以及 直角坐標(biāo)系到柱坐標(biāo)系的坐標(biāo)轉(zhuǎn)換模型；
[0023]模擬器姿態(tài)動力學(xué)模型如下：
[0026] 初$臺條件：ψ:0 = Ψ0 φ? .= Φ0 % = Θ0. ω0 = Ωο/λτ·[0027] 其中，I是航天器的慣量陣，和是慣量陣相似比系數(shù)，ω是模擬器姿態(tài)角速
[0024]
[0025] 度，Μ是航天器姿態(tài)控制力矩，= &是力矩相似比系數(shù)，φ、φ、θ是描述模擬器姿態(tài)的三個 歐拉角，轉(zhuǎn)序為3-1-2，加、9〇、0〇、(〇()是模擬器姿態(tài)初始角和角速度，*()、(& ()、0()、〇()是航天 器姿態(tài)初始角和角速度，由空間任務(wù)給定；
[0028]模擬器相對軌道動力學(xué)模型如下：
[0029；
[0030]初始條件Xct。= ALXct。，y ct。= ALYct。，z ct。= XLZcto，
[0031]其中，Xct、yct、zct是追蹤模擬器相對目標(biāo)模擬器在直角坐標(biāo)系下的位置，k是相對 運動常數(shù)k = yipi, μ是地心引力常數(shù)，P是目標(biāo)航天器運行軌道的半通徑，
:l+e cos f)2是目標(biāo)航天器軌道角速度，a是目標(biāo)航天器運行軌道的 半長軸，e是目標(biāo)航天器運行軌道的偏心率
是應(yīng)用開普勒方程計算的目標(biāo)航天器運行軌道的真近點角，M = J|(t - 是目標(biāo)航天器 運行軌道的平近點角，〖和知分別是目標(biāo)模擬器當(dāng)前運行時刻和經(jīng)過模擬近地點的時刻，? 是目標(biāo)航天器軌道角加速度，用差分方式計算得到，ax、ay、az是航天器自主交會控制系統(tǒng)輸 出的控制推力加速度，乂^^^上^夂^尨階毛帥是自主交會任務(wù)開始時刻追蹤航天器 相對目標(biāo)航天器的相對位置和相對速度；
[0032]直角坐標(biāo)系(xct，yct，zct)到柱坐標(biāo)系(r，η，z)的坐標(biāo)轉(zhuǎn)換模型：
[0033]
[0034] 所述計算模擬器期望運動軌跡，包括目標(biāo)模擬器姿態(tài)運動軌跡、追蹤模擬器姿態(tài) 運動軌跡以及追蹤模擬器在柱坐標(biāo)系下的運動軌跡，控制模擬器跟蹤期望運動軌跡即可實 現(xiàn)航天器全方向自主交會運動地面驗證，特別包括自主繞飛交會運動的地面驗證。
[0035] 本發(fā)明與現(xiàn)有技術(shù)相比的有益效果是：
[0036] (1)克服了現(xiàn)有半物理仿真試驗系統(tǒng)無法驗證繞飛交會任務(wù)的不足，通過直角坐 標(biāo)系到柱坐標(biāo)系的轉(zhuǎn)換實現(xiàn)繞飛過程的地面模擬驗證；
[0037] (2)解決了地面驗證場地有限，試驗時間不宜過長的約束問題，提高了試驗系統(tǒng)的 能力。
【附圖說明】
[0038]圖1為本發(fā)明裝置的整體側(cè)視圖；
[0039] 圖2為本發(fā)明裝置的垂向模塊與徑向模塊正視圖；
[0040] 圖3為本發(fā)明裝置的周向模塊與徑向模塊仰視圖；
[0041]圖4為本發(fā)明的仿真系統(tǒng)結(jié)構(gòu)框圖
[0042] 圖5為本發(fā)明實施例中追蹤模擬器地面相對運動軌跡平面仿真圖；
[0043] 圖6為本發(fā)明實施例中追蹤模擬器地面相對姿軌運動軌跡與追蹤航天器空間相對 姿軌運動軌跡圖；
【具體實施方式】
[0044] 如圖1、2、3所示，為本發(fā)明裝置各部分的結(jié)構(gòu)示意圖，圖中包括：中心固定臺（1) {含底座（la)、中心徑向直線導(dǎo)軌安裝板（lb)、軸承（lc)、三軸轉(zhuǎn)臺安裝座（Id)}、三軸轉(zhuǎn)臺 目標(biāo)姿態(tài)模擬器(2){含三軸轉(zhuǎn)臺（2a )、目標(biāo)航天器模擬面板(2b )}、三軸轉(zhuǎn)臺追蹤姿態(tài)模擬 器(3){含三軸轉(zhuǎn)臺（3a)、追蹤航天器模擬面板(3b)}、周向運動模塊(4){含雙環(huán)圓形導(dǎo)軌及 滑塊(4a)、周向滑塊連接板(4b)、周向伺服電機(4c)、周向齒輪(4d)、周向圓形齒條(4e)}、 徑向運動模塊（5) {含徑向運動連接板（5a)、徑向直線導(dǎo)軌及滑塊（5b)、徑向滑塊連接座 (5c)、徑向伺服電機(5d)、徑向齒輪(5e)、徑向直線齒條(5f)}、垂向運動模塊(6) {含垂向運 動基座(6a)、垂向直線導(dǎo)軌及滑塊(6b)、垂向滑塊連接座(6c)、垂向伺服電機(6d)、垂向齒 輪(6e)、垂向直線齒條(6f)}、九自由度運動測控系統(tǒng)(7)、模擬器動力學(xué)計算系統(tǒng)(8)、航天 器自主繞飛交會控制系統(tǒng)(9)。
[0045] 試驗過程，①通過三軸轉(zhuǎn)臺（2a)調(diào)整目標(biāo)模擬器的姿態(tài)達(dá)到期望初始狀態(tài)，并鎖 定當(dāng)前狀態(tài);②根據(jù)實際驗證的航天器繞飛交會任務(wù)，確定追蹤航天器相對姿軌初始狀態(tài)， 由此確定模擬器姿態(tài)動力學(xué)模型和模擬器相對軌道動力學(xué)模型的初始值，并根據(jù)直角坐標(biāo) 系到柱坐標(biāo)系的坐標(biāo)轉(zhuǎn)換模型計算得到追蹤模擬器在地面柱坐標(biāo)系下的初始位置和速度； ③通過周向伺服電機(4c)、徑向伺服電機(5d)、垂向伺服電機(6d)以及三軸轉(zhuǎn)臺（3a)，調(diào)整 追蹤模擬器的姿態(tài)和位置達(dá)到步驟②計算出的值;④通過九自由度運動測控系統(tǒng)(7)、模擬 器動力學(xué)計算系統(tǒng)(8)、航天器自主繞飛交會控制系統(tǒng)(9)以及裝置的機械部分按圖4的方 式連接形成地面半物理仿真閉環(huán)系統(tǒng)，完成地面驗證試驗。
[0046] 實施例
[0047] 本實施例意在通過仿真說明地面模擬器在本發(fā)明提出的方法下運行狀態(tài)情況。 [0048]目標(biāo)航天器軌道半長軸a = 6907900m，偏心率e = 0.5,姿態(tài)角均為Orad，追蹤航天 器相對目標(biāo)航天器初始位置Xc；t() = 100m，Yc；t() = 100m，Zc；t() = 10m,初始速度 = 1 m/s , fct0 .= lm/s，fct0 =lm/s，初始姿態(tài)角度Ψ0 = 〇 · 6rad，Φ 〇 = 0 · 8rad，Θ 〇 = 0.7rad、Ω 〇 = (〇. 5，0.3，0.5)rad/s，地面試驗場地邊長1 = 10m，基本量剛相似比系數(shù):λ^ = 1/20，λτ= 1/5，即意味著，地面模擬器相對運動距離尺度是空間航天器相對運動的1/20倍， 地面試驗時間是空間真實時間的1 /5倍。
[0049]設(shè)計相應(yīng)航天器自主繞飛交會控制算法，可得到追蹤模擬器地面相對運動軌跡平 面仿真圖如圖5所示，以及追蹤模擬器地面相對姿軌運動軌跡與追蹤航天器空間相對姿軌 運動軌跡圖如圖6所示，從圖5中可以看出追蹤模擬器在地面試驗室場地內(nèi)完成了自主交會 過程，從圖6可以看出地面模擬器的運動軌跡從長度和時間上都符合初始設(shè)定的相似比例 系數(shù)。
【主權(quán)項】
1. 一種航天器自主繞飛交會控制系統(tǒng)驗證裝置及其驗證方法，其特征在于：裝置由中 屯、固定臺α)、Ξ軸轉(zhuǎn)臺目標(biāo)姿態(tài)模擬器(2)、Ξ軸轉(zhuǎn)臺追蹤姿態(tài)模擬器(3)、周向運動模塊 (4)、徑向運動模塊(5)、垂向運動模塊(6)、九自由度運動測控系統(tǒng)(7)、模擬器動力學(xué)計算 系統(tǒng)(8) W及航天器自主繞飛交會控制系統(tǒng)(9)組成，在柱坐標(biāo)系下實現(xiàn)追蹤模擬器Ξ軸位 置運動，可驗證全方向自主交會控制任務(wù)，特別包括航天器自主繞飛交會控制任務(wù)。2. 根據(jù)權(quán)利1要求所述的一種航天器自主繞飛交會控制系統(tǒng)驗證裝置及其驗證方法， 其特征在于： 所述中屯、固定臺包括:底座（la)、中屯、徑向直線導(dǎo)軌安裝板（化）、軸承（lc)、S軸轉(zhuǎn)臺 安裝座（Id),底座固定于試驗場地中屯、確定地面柱坐標(biāo)系原點，中屯、徑向直線導(dǎo)軌安裝板 通過軸承與底座相連可實現(xiàn)繞底座中屯、自有轉(zhuǎn)動，Ξ軸轉(zhuǎn)臺安裝座用于安裝固定Ξ軸轉(zhuǎn)臺 目標(biāo)姿態(tài)模擬器； 所述Ξ軸轉(zhuǎn)臺目標(biāo)姿態(tài)模擬器包括:Ξ軸轉(zhuǎn)臺（2a)、目標(biāo)航天器模擬面板(2b)，Ξ軸轉(zhuǎn) 臺實現(xiàn)目標(biāo)航天器姿態(tài)機動過程的地面模擬，目標(biāo)航天器模擬面板用W安裝相對運動狀態(tài) 測量標(biāo)志點； 所述Ξ軸轉(zhuǎn)臺追蹤姿態(tài)模擬器包括軸轉(zhuǎn)臺（3a)、追蹤航天器模擬面板(3b)，Ξ軸轉(zhuǎn) 臺實現(xiàn)追蹤航天器姿態(tài)機動過程的地面模擬，追蹤航天器模擬面板用W安裝相對運動狀態(tài) 測量敏感器； 所述周向運動模塊包括:雙環(huán)圓形導(dǎo)軌及滑塊(4a)、周向滑塊連接板(4b)、周向伺服電 機(4c)、周向齒輪(4d)、周向圓形齒條(4e)，雙環(huán)圓形導(dǎo)軌與周向圓形齒條均固定于試驗場 地，周向伺服電機固定安裝在周向滑塊連接板上，周向伺服電機驅(qū)動周向齒輪轉(zhuǎn)動，通過齒 輪齒條曬合實現(xiàn)周向滑塊連接板繞試驗中屯、的圓周運動； 所述徑向運動模塊包括:徑向運動連接板(5a)、徑向直線導(dǎo)軌及滑塊(5b)、徑向滑塊連 接座(5c)、徑向伺服電機(5d)、徑向齒輪(5e)、徑向直線齒條(5f)，徑向運動連接板兩端分 別固定于中屯、徑向直線導(dǎo)軌安裝板和徑向滑塊連接座上，徑向直線導(dǎo)軌與徑向直線齒條固 定在徑向運動連接板上，徑向伺服電機安裝在徑向滑塊連接座上，徑向伺服電機驅(qū)動徑向 齒輪轉(zhuǎn)動，通過齒輪齒條曬合實現(xiàn)徑向滑塊連接座沿徑向直線導(dǎo)軌即柱坐標(biāo)系徑向的直線 運動； 所述垂向運動模塊包括:垂向運動基座(6a)、垂向直線導(dǎo)軌及滑塊(6b)、垂向滑塊連接 座(6c)、垂向伺服電機(6d)、垂向齒輪(6e)、垂向直線齒條(6f)，垂向運動基座固定于徑向 滑塊連接座上，垂向直線導(dǎo)軌與垂向直線齒條固定在垂向運動基座上，垂向伺服電機安裝 在垂向滑塊連接座上，垂向伺服電機驅(qū)動垂向齒輪轉(zhuǎn)動，通過齒輪齒條曬合實現(xiàn)垂向滑塊 連接座沿垂向直線導(dǎo)軌即柱坐標(biāo)系Z向的直線運動，Ξ軸轉(zhuǎn)臺追蹤姿態(tài)模擬器安裝于垂向 滑塊連接座上； 所述九自由度運動測控系統(tǒng)包括：測量與控制Ξ軸轉(zhuǎn)臺目標(biāo)姿態(tài)模擬器、Ξ軸轉(zhuǎn)臺追 蹤姿態(tài)模擬器六自由度姿態(tài)運動的敏感器和控制器，測量與控制周向運動模塊、徑向運動 模塊W及垂向運動模塊Ξ自由度運動的敏感器和控制器； 所述模擬器動力學(xué)計算系統(tǒng)運行目標(biāo)模擬器姿態(tài)動力學(xué)模型、追蹤模擬器姿態(tài)動力學(xué) 模型、追蹤模擬器相對目標(biāo)模擬器的軌道動力學(xué)模型、直角坐標(biāo)系到柱坐標(biāo)系的坐標(biāo)轉(zhuǎn)換 模型； 所述航天器自主繞飛交會控制系統(tǒng)運行追蹤航天器控制模型，完成追蹤航天器相對目 標(biāo)航天的姿態(tài)與軌道控制，實現(xiàn)追蹤航天器對目標(biāo)航天器的自主繞飛交會任務(wù)。3. 根據(jù)權(quán)利1要求所述的一種航天器自主繞飛交會控制系統(tǒng)驗證裝置及其驗證方法， 其特征在于:基于相似理論的長度與時間量綱相似縮比方法，建立模擬器動力學(xué)模型，計算 得到模擬器期望運動軌跡，控制模擬器跟蹤期望軌跡實現(xiàn)航天器自主繞飛交會運動地面仿 真。4. 根據(jù)權(quán)利3要求所述的一種航天器自主繞飛交會控制系統(tǒng)驗證裝置及其驗證方法， 其特征在于： 所述基于相似理論的長度與時間量綱相似縮比方法，包括確定追蹤航天器相對目標(biāo)航 天器初始相對距離d，自主交會任務(wù)完成所需時間ti，地面正方形試驗場地邊長1，地面期望 試驗最大時長t2,地面坐標(biāo)系長度量綱的相似比系數(shù)Al，且滿足時間量綱的相似比 系數(shù)λτ，且滿足λτ < I，在只考慮運動模擬情況時質(zhì)量量綱λ"可取為1; 所述模擬器動力學(xué)模型，包括模擬器姿態(tài)動力學(xué)模型、相對軌道動力學(xué)模型W及直角 坐標(biāo)系到柱坐標(biāo)系的坐標(biāo)轉(zhuǎn)換模型； 模擬器姿態(tài)動力學(xué)橫巧化下：初始條件:Φ〇=Ψ〇華〇.=斬目〇=Θ〇 ω〇=Ω〇Λτ 其中，I是航天器的慣量陣，Ar= ^是慣量陣相似比系數(shù)，ω是模擬器姿態(tài)角速度，Μ是 航天器姿態(tài)控制力矩，Am =3?是力矩相似比系數(shù)，Φ、華、e是描述模擬器姿態(tài)的S個歐拉 角，轉(zhuǎn)序為3-1-2，Φο、Φ〇,目〇、ω 0是模擬器姿態(tài)初始角和角速度，Ψ〇、Φ〇、Θ 0、Ω 0是航天器姿 態(tài)初始角和角速度，由空間任務(wù)給定； 模擬器相對軌道動力學(xué)模型如下：初始條件X,其中，x。t、y。t、z。t是追蹤模擬器相對目標(biāo)模擬器在直角坐標(biāo)系下的位置，k是相對運動 常數(shù)k = μ - 2 Ρ - 3，μ是地屯、引力常數(shù)，Ρ是目標(biāo)航天器運行軌道的半通徑，是目標(biāo)航天器軌道角速度，a是目標(biāo)航天器運行軌道的半 長軸，e是目標(biāo)航天器運行軌道的偏屯、率是 應(yīng)用開普勒方程計算的目標(biāo)航天器運行軌道的真近點角，是目標(biāo)航天器運 行軌道的平近點角，t和tp分別是目標(biāo)模擬器當(dāng)前運行時刻和經(jīng)過模擬近地點的時刻，?是 目標(biāo)航天器軌道角加速度，用差分方式計算得到，ax、ay、iiz是航天器自主交會控制系統(tǒng)輸出 的控制推力加速度，Xct〇、Yct〇、Zct()、私日、^扣，么扣是自主交會任務(wù)開始時刻追蹤航天器相 對目標(biāo)航天器的相對位置和相對速度； 直角坐標(biāo)系(XGt，yet，ZGt)到柱坐標(biāo)系(r，η，Z)的坐標(biāo)轉(zhuǎn)換模型：所述計算模擬器期望運動軌跡，包括目標(biāo)模擬器姿態(tài)運動軌跡、追蹤模擬器姿態(tài)運動 軌跡W及追蹤模擬器在柱坐標(biāo)系下的運動軌跡，控制模擬器跟蹤期望運動軌跡即可實現(xiàn)航 天器全方向自主交會運動地面驗證，特別包括自主繞飛交會運動的地面驗證。
【文檔編號】G05B17/02GK105974822SQ201610412577
【公開日】2016年9月28日
【申請日】2016年6月13日
【發(fā)明人】賈英民, 孫施浩, 賈嬌
【申請人】北京航空航天大學(xué)