[发明专利]一种大尺度柔性航天器整星地面半物理试验装置

说明书

本发明公开了一种大尺度柔性航天器整星地面半物理试验装置，该装置由有效载荷胞元结构模拟件、支撑龙门架、恒张力气浮随动悬吊机构、结构约束激励系统、服务舱激励系统、数值模拟计算机和目标计算机组成；该试验装置通过有效载荷胞元结构模拟件模拟真实动力学特性，利用支撑龙门架为有效载荷模拟件提供刚性支撑，通过恒张力气浮随动悬吊机构为有效载荷模拟件提供零重力模拟环境，利用结构约束激励系统和服务舱激励系统实现对有效载荷模拟件连接界面耦合作用力和作用力矩的施加，从而实现对超大尺度柔性航天器整星动力学特性的模拟。解决整星动力学特性模拟问题，为超大尺度柔性航天器的高精度高稳定度控制系统技术的验证提供验证环境。

技术领域

本发明涉及航天器高精度控制系统技术领域，具体涉及柔性航天器动力学特性地面试验装置。

背景技术

随着空间任务的发展，航天器搭载的有效载荷的尺寸越来越大，柔性越来越强，基频越来越低，给航天器的姿态控制带来了较大干扰，但空间观测任务对航天器的控制精度提出了更高的要求。为了实现高精度控制，需要建立更为精确的动力学模型。而柔性航天器动力学特性地面模拟试验系统对于柔性航天器动力学建模理论有效性和建模精度的验证是必不可少。

目前，对超大尺度柔性航天器整星动力学特性模拟问题多限于数学仿真手段、缩比模拟方法、等效模拟方法或部件级模拟方法，上述方法将面临整星动力学特性模拟精度不高或信息缺失等问题。

实现超大尺度柔性航天器整星动力学特性模拟，存在超大尺度柔性有效载荷高精度零重力环境模拟困难和柔性航天器刚柔耦合动力学特性模拟困难等问题。而本发明提出的地面模拟装置，采用恒张力气浮随动悬吊机构实现高精度零重力环境模拟，同时减低对试验场地高度的要求；利用结构约束激励系统和服务舱激励系统实现柔性航天器刚柔耦合动力学特性模拟，有效地解决了上述问题。

目前没有发现同本发明类似技术的说明或报道，也尚未收集到国内外类似的资料。

发明内容

为了达到上述发明目的，本发明为解决其技术问题提出了一种大尺度柔性航天器整星地面半物理试验装置，其特征在于该装置由有效载荷胞元结构模拟件、支撑龙门架、恒张力气浮随动悬吊机构、结构约束激励系统、服务舱激励系统、数值模拟计算机和目标计算机组成；所述有效载荷胞元结构模拟件为实际材料和全几何尺寸建造的柔性航天器整星；所述支撑龙门架为所述有效载荷胞元结构模拟件提供刚性支撑；所述恒张力气浮随动悬吊机构为所述有效载荷胞元结构模拟件提供水平方向和铅垂方向自由运动；所述结构约束激励系统为所述有效载荷胞元结构模拟件提供有效载荷侧连接界面的作用力和作用力矩；所述服务舱激励系统为所述有效载荷胞元结构模拟件提供服务舱侧连接界面的作用力和作用力矩；所述数值计算机根据界面力和力矩传感器的测量数据，对除去所述有效载荷胞元结构模拟件表征部分的航天器动力学数学模型进行实时运算；所述目标计算机根据界面相对位置、力和力矩指令，结算激励系统的运动指令信号。

优选的，所述恒张力气浮随动悬吊机构包括气浮支撑托板、倒置气足和恒张力运动机构；所述气浮支撑托板为所述倒置气足提供水平运动平面，所述恒张力运动机构固定安装在所述倒置气足上，通过所述倒置气足的水平运动将所述恒张力运动机构始终保持在所述有效载荷胞元结构模拟件的悬吊点正上方，保证所述恒张力运动机构的运动方向与吊索始终在铅垂方向；所述恒张力运动机构的张力输出保持与所述有效载荷胞元结构模拟件的重力相同，并具有铅垂方向运动能力，保证所述有效载荷胞元结构模拟件铅垂方向运动。

优选的，所述结构约束激励系统包括力和力矩测量系统、伺服控制系统、目标计算机、并联结构、音圈电机和模拟墙；所述音圈电机的定子与所述并联机构运动平面固定连接，所述音圈电机动子与所述有效载荷胞元结构模拟件的一侧固定连接；所述并联机构基座平面与所述模拟墙固定连接。

优选的，所述服务舱激励系统包括力和力矩测量系统、伺服控制系统、目标计算机、并联结构和模拟墙构成；所述并联机构运动平面与所述有效载荷胞元结构模拟件的另一侧固定连接；所述并联机构基座平面与所述模拟墙固定连接。