[发明专利]刚弹液耦合航天器物理仿真实验系统

说明书

技术领域

本发明属于航天控制技术范围，特别涉及一种刚弹液耦合航天器物理仿真实验系统。

背景技术

航天器物理仿真实验是指以气浮或磁浮台模拟卫星本体，控制器使用星上实际控制系统所进行的仿真实验。它是卫星研制过程中采用的重要手段和方法，可以验证控制系统方案设计的正确性和检验实际控制系统的指标性能。在国内外航天器物理仿真实验中，对于单轴气浮台(或单轴磁浮台)，以单刚体加柔性部件的配置较为常见。对于三轴气浮台，则以单刚体为主要配置，也有些实验系统在三轴气浮台上配置小惯量转动附件。综合考虑刚弹液耦合因素的多体航天器物理仿真系统并不多见。

发明内容

本发明的目的是提供一种刚弹液耦合航天器物理仿真实验系统，即提供一种综合考虑刚弹液耦合因素的多体航天器物理仿真系统；从动力学角度，研究刚弹液耦合多体系统的动力学特性，验证复杂航天器的建模方法，为数值仿真提供参考和依据；从控制角度，考虑存在附件弹性和液体晃动及燃料消耗的情况，研究中心体的姿态机动与跟踪控制问题；研究具有多个转动附件航天器的多目标跟踪控制问题。

本发明的技术方案如下：

一种刚弹液耦合航天器物理仿真实验系统，含有单轴磁浮台子系统1和挠性附件子系统2，单轴磁浮台子系统1含有台上计算机60，台下计算机61，磁浮台底盘28和磁浮台上盘59，其特征在于：该系统还含有液体燃料箱子系统4，所述的液体燃料箱子系统包括四个液体燃料箱22，收集罐19，激光测距传感器69和激振器70，四个液体燃料箱21对称安装并固连在磁浮台上盘59上，收集罐19固连于磁浮台底盘28)上，且收集罐19的轴线与磁浮台底盘28转轴重合，收集罐分为上腔和下腔，上腔和下腔由电控阀门24)连通，下腔通过导气管23与大气连通，上腔通过运输管21与液体燃料箱22连通；液体燃料箱子系统4中燃料液面变化通过激光测距传感器69测量，测量信号传输到台上计算机60；通过台上计算机60控制第二激振器70和电控阀门24；

本发明的技术特征还在于：该系统还包括快速机动天线子系统3，该子系统水平安装于磁浮台的上盘59上，它由步进电机12、传动系统16、两个机动天线18和减速器13组成；所述的传动系统16由主动齿轮、传动齿轮和从动齿轮构成，两个机动天线分别与主动齿轮和从动齿轮连接；快速机动天线子系统3中机动天线18的姿态通过第二旋转变压器68测量，测量信号传输到台上计算机60；通过台上计算机60控制第二步进电机12。

本发明的又一技术特征是：所述的刚弹液耦合航天器物理仿真实验系统还包括大型柔性天线子系统5，该子系统包括大型天线30、柔性支撑臂29和小型气浮台32，大型天线30通过柔性支撑臂29与磁浮台底盘28固连；所述的大型天线包括天线轴47、用于调整天线轴垂直度的调整装置，旋转变压器44、减速器37和天线砝码51；旋转变压器44和减速器分别通过联轴器与天线轴47相连接，天线砝码51通过天线臂49与天线轴相连；天线轴47通过轴承座41与调整装置相连，调整装置由支撑连接板36，调整连接板35和调整连接管53组成；调整连接管53通过摩擦片58与柔性支撑臂29相连；天线砝码51通过第一气垫31置于小型气浮台32上。旋转变压器44通过第二气垫置于小型气浮台32上；大型柔性天线了系统5中的大型天线的姿态通过第一旋转变压器44测量，柔性支撑臂29)的振动通过第二线性加速度计71测量，测量信号分别传输到台上计算机60；通过台上计算机60控制第三激振器72和第三步进电机。

本发明与现有技术相比，具有以下优点即突出性效果：本发明所示提供的刚弹液耦合航天器物理仿真实验系统由磁浮台子系统、挠性附件子系统、快速机动天线子系统、液体燃料箱子系统和大型柔性天线子系统组成。由于考虑了诸多工程实际因素，本发明能够提供一个较为贴近实际的刚弹液耦合多体航天器系统。通过该系统验证的控制方案和相关实验结果具有较高工程参考价值。该物理仿真实验系统主要用于研究刚弹液耦合多体航天器在轨运行的动力学行为及相关姿态控制问题。

附图说明

图1是刚弹液耦合多体航天器物理仿真系统示意图。

图2是挠性附件系统结构示意图。

图3是快速机动天线系统结构示意图。

图4是液体燃料箱系统结构示意图。

图5是液体收集罐的剖视图。

图6是液体燃料箱系统传感器和激振器分布示意图。

图7是大型柔性天线系统结构示意图。

图8是图7中A向示意图。

图9是图7中B向示意图。

图10是图9中C部分的局部剖视图。