[发明专利]充液航天器姿态动力学全物理仿真试验系统及方法

说明书

本发明公开了一种充液航天器姿态动力学全物理仿真试验系统及方法，该系统包括一套液体晃动力矩模拟系统，所述液体晃动力矩模拟系统包括：由多个单框架控制力矩陀螺组成的液体晃动力矩生成器，该力矩生成器安装在气浮台台体上，与三轴气浮台进行角动量交换，用于模拟液体晃动对卫星姿态产生干扰；用于力矩计算和遥测数据转发的液体晃动计算通信模块；用于系统状态监视和参数上注的地面监控模块；用于控制力矩陀螺组和计算通信模块供电的电源模块。本发明的系统和方法适用于三轴气浮台全物理仿真试验，在全物理仿真环境下分析液体晃动对航天器姿态的影响，可更真实有效地考核和验证控制系统，且该模拟方法可避免出现气浮台倒台现象。

技术领域

本发明涉及一种三轴气浮台全物理仿真试验方法，尤其涉及一种充液航天器姿态动力学全物理仿真系统和方法。

背景技术

航天器为了具备脱离地球引力、进入GEO转移轨道或进入星地间转移轨道以及再入行星、绕飞行星等能力，一般都装有大型充液贮箱，有时星载液体燃料量与全星质量比高达50％～60％，甚至更高。因此，液体燃料晃动与全星控制的耦合作用大大加强，对控制系统稳定性设计提出了严峻挑战。尤其在变轨机动段，由于发动机点火且推力方向偏心，或是姿控推力器喷气，都可能激起贮箱中液体燃料的小幅晃动乃至大幅晃动，产生干扰力矩，从而影响航天器点火姿态，引起轨道控制偏离，甚至造成航天器不能进入预定轨道，导致最终任务失败。严重时，液体燃料低频大幅晃动还会导致全星控制失稳甚至结构破坏。在航天飞行史上，由于对贮箱内燃料运动缺乏透彻研究而发生过航天器姿控系统失灵的事故，1996年美国NASA发射的Near Earth Asteroid Rendezvous(NEAR)航天器在执行近地小行星探测任务时，由于卫星姿态与晃动之间的耦合导致整个推进系统失效，使任务延迟了13个月。可见，液体晃动对整星动力学的影响研究具有明显的工程应用价值，关系到未来多个型号的成败，迫切需要集中人力物力开展相关方面的研究。

目前，微重力状态下的液体晃动试验主要包括地面缩比模型试验、落塔试验、空间微重力试验、地面晃动试验等。地面缩比模型试验[1]由于模型尺寸很小，较难保证试验参数与实际工况相似。落塔试验[2][3][4]通过使落舱系统进行自由落体运动，根据相似准则获得微重力环境。文献[5]按照相似理论用缩比模型进行了一系列微重力落塔实验，然后根据测定的重定位时间计算出原型表面张力贮箱的重定位时间。但落塔实验时间较短，无法观察到液体晃动的完整过程；空间微重力试验[6]利用空间站、飞机抛物线飞行或微重力火箭等条件实现微重力，但试验成本较高。这类液体晃动试验均只针对液体晃动过程及其特性进行试验，仅能实现参数的测量，无法对卫星姿态控制系统与液体晃动耦合特性进行测试，且测试时间有限，不能完全反映储箱长时间晃动后的特性。文献[7]详细描述了一种利用弹簧、小车组成的储箱液体晃动参数测量装置，给出了设计方案和试验步骤。但该方法仅解决了液体晃动对外输出力和力矩的问题，未能与整星动力学进行交互。陈建、范晴云在《上海航天》2004年第3期的文章《储箱内推进剂微重力下晃动的有限元模拟及试验》中描述了一种利用高塔自由落体的液体晃动参数测量方法，避免了重力对整个系统的干扰，结果表明测试数据与仿真数据基本一致。文献[8]中提出一种提出利用飞轮施加卫星充液贮箱内液体的晃动力矩的方案，该文章重点介绍了液体晃动力矩的模拟方法，未涉及充液航天器对姿态动力学影响分析，也未介绍地面物理仿真方法的具体实施途径。