一种带柔性结构航天器的挠性参数在轨辨识地面测试系统 |
|||||||
| 申请号 | CN201510759459.4 | 申请日 | 2015-11-10 | 公开(公告)号 | CN106672272A | 公开(公告)日 | 2017-05-17 |
| 申请人 | 上海新跃仪表厂; | 发明人 | 朱东方; 宋婷; 谭天乐; 贺亮; 郑翰清; | ||||
| 摘要 | 本 发明 公开了一种带柔性结构 航天器 的挠性参数辨识地面测试系统，所设计的地面测试系统包括气浮平台、速率陀螺、姿控 飞轮 、姿控推 力 器、冷喷气推进系统、挠性航天器运动 模拟器 、振动测量系统、地面测量系统、地面控制台及运动模拟器控制计算机。该地面仿真验证方法，基于大理石气浮平台，设计了能够模拟大挠性航天器的运动模拟器，通过振动测量系统、速率陀螺、地面测量系统分别获得挠性航天器运动模拟器的柔性结构振动信息、挠性航天器运动模拟器 姿态 信息和轨道信息，结合姿态控制和轨道控制 算法 ，根据挠性参数辨识算法，采用地面仿真测试方法实现对挠性参数辨识方案的验证。 | ||||||
| 权利要求 | 1.一种带柔性结构航天器的挠性参数辨识地面测试系统，其特征在于，包括大理石气浮平台、速率陀螺、姿控飞轮、姿控推力器、冷喷气推进系统、挠性航天器运动模拟器、振动测量系统、地面测量系统、地面控制台及运动模拟器控制计算机； |
||||||
| 说明书全文 | 一种带柔性结构航天器的挠性参数在轨辨识地面测试系统[0001] 技术领域[0002] 本发明涉及航天器总体技术领域，具体涉及带柔性结构航天器的挠性参数在轨辨识方法的地面仿真测试方案。 [0003] 背景技术[0004] 大型化、柔性化是目前航天器发展的重要方向之一，挠性参数辨识技术是解决挠性航天器高精度高稳定度控制问题的关键技术。通过挠性参数在轨辨识方法研究，可以精确获得在轨飞行中的带柔性结构航天器的挠性参数，用于修正挠性航天器的动力学模型参数，为高精度姿态控制器设计提供准确的数学模型。 [0005] 目前，带柔性结构航天器的挠性参数在轨辨识方法多限于理论研究及数学仿真手段的验证，而现有的地面仿真测试系统中不具备模拟固有频率在0.1Hz以下的柔性结构自由态振动特性，且不能模拟轨道机动情况下的挠性振动特性。因此，实现带柔性结构航天器的地面仿真测试，存在带柔性结构航天器的在轨运行状态难模拟、运动模拟器轨道机动时位置测量精度差、挠性特性参数辨识算法在轨运行条件下的适用性得不到有效验证、不易工程化问题。而基于大理石气浮平台的带柔性结构航天器的挠性参数在轨辨识地面仿真测试系统，模拟了带柔性结构航天器的在轨运行条件，可模拟航天器在轨姿态运动和轨道运动条件下的柔性结构挠性振动特性，提供采用物理仿真手段验证挠性参数在轨辨识算法的方案。 [0006] 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。 [0007] 发明内容[0008] 为了解决现有技术不能解决挠性参数在轨辨识算法的物理仿真验证问题，本发明的目的在于提供带柔性结构航天器的挠性参数在轨辨识地面测试系统。利用本发明，克服了带柔性结构航天器挠性振动特性难模拟的问题，综合应用压电陶瓷传感器和角位移传感器扩大柔性结构挠性振动的频率测量范围，采用地面测量系统提高运动模拟器的位置测量精度，从而提出了一种带柔性结构航天器的挠性参数在轨辨识地面测试系统方案。 [0009] 为了达到上述发明目的，本发明为解决其技术问题，提出了一种带柔性结构航天器的挠性参数在轨辨识地面测试系统，包括大理石气浮平台、速率陀螺、姿控飞轮、姿控推力器、冷喷气推进系统、挠性航天器运动模拟器、振动测量系统、地面测量系统、地面控制台及运动模拟器控制计算机；所述大理石气浮平台为挠性航天器运动模拟器提供光滑、水平的运动平面；挠性航天器运动模拟器由运动模拟器中心刚体及其气足支撑、柔性板及其气足支撑组成；挠性航天器运动模拟器悬浮于大理石气浮平台台面，振动测量系统、速率陀螺、姿控飞轮、姿控推力器、冷喷气推进系统及运动模拟器控制计算机搭载于挠性航天器运动模拟器上； 所述运动模拟器控制计算机接收来自地面控制台的指令，向搭载的单机发出控制指令及采集指令，使振动测量系统获得挠性航天器的挠性振动信息、速率陀螺测得挠性航天器运动模拟器的姿态角速度信息、地面测量系统测得挠性航天器运动模拟器的位置信息、姿控飞轮输出控制力矩、姿控飞轮饱合时由姿控推力器输出卸载力矩、冷喷气推进系统输出轨控推力，同时由运动模拟器控制计算机收集台上单机的反馈信息并发送给地面控制台。 [0010] 优选地，上述的大理石气浮平台的运动范围为6m×6m；上述挠性运动模拟器的中心刚体底层下方安装有三个平面气足，以实现模拟器在气浮平台上的无摩擦运动，在模拟器两侧安装柔性板模拟航天器的柔性结构，两侧柔性板末端各安装两个气足支撑，以消除柔性板所受重力的影响，模拟挠性航天器在轨飞行时的柔性结构振动特性。 [0011] 上述挠性航天器运动模拟器悬浮于大理石气浮平台台面，具有一维姿态转动与二维轨道运动的能力，振动测量系统、速率陀螺、姿控飞轮、姿控推力器、冷喷气推进系统及运动模拟器控制计算机搭载于挠性航天器运动模拟器上。 [0012] 上述速率陀螺用于完成挠性航天器运动模拟器的单轴姿态角速度测量，该单机通过RS422串口与运动模拟器控制计算机连接，接收运动模拟器控制计算机发送的采集指令，并将含当前姿态角速度信息的数据包发送给运动模拟器控制计算机。 [0013] 上述振动测量系统由压电陶瓷传感器和角位移传感器组成，其中压电陶瓷传感器用于对柔性结构挠性振动低频(0.05~2Hz)振动信息的测量，角位移传感器用于对柔性结构挠性振动高频(2~500Hz)振动信息的测量，这两种敏感器接收来自运动模拟器控制计算机的采集指令，并将当前测得的振动信息发送给运动模拟器控制计算机。 [0014] 上述姿控飞轮用于输出姿态控制力矩，实现挠性航天器运动模拟器的姿态控制，通过RS422接口接收运动模拟器控制计算机发送的控制力矩指令及采集指令，通过转子加速与减速运动产生控制力矩，同时通过RS422接口将当前飞轮转速、转动方向、轴承温度信息发送给运动模拟器控制计算机。 [0015] 上述姿控推力器共配置四个安装、力臂为0.8米，其中两个推力器配合使用提供挠性航天器模拟器的顺时针方向转动力矩，另两个推力器配合使用提供逆时针方向转动力矩。当姿控飞轮饱和时提供飞轮卸载力矩，实现对挠性航天器运动模拟器的姿态控制。这四个推力器均接收运动模拟器控制计算机发送的控制时间，并通过电磁阀控制喷气开关时间，两个配合使用输出控制力矩。 [0016] 上述冷喷气推进系统由八个推力器构成，每两个推力器为一组，为二维轨道运动提供一个方向的推力，实现轨道控制，这两个推力器均接收运动模拟器控制计算机发送的控制时间，并通过电磁阀控制喷气开关时间，实现气浮平台平面内的二维四个方向的模拟轨道运动控制。 [0017] 上述地面测量系统由两部分组成，其中一部分为固定在平台正上方的相机，另一部分为挠性航天器运动模拟器上的标志点。由相机获取挠性航天器运动模拟器的图像信息，通过图像处理技术提取标志点的特征信息，解析所测得标志点在图像中的位置信息，依据地面测量系统中的相机成像模型，解算得到挠性航天器运动模拟器的空间位置，通过RS422接口将此位置信息发送给地面控制台，作为轨道控制的输入信号。 [0018] 上述运动模拟器控制计算机安装于挠性航天器运动模拟器上，是地面控制台与挠性航天器运动模拟器载荷的通信纽带。通过无线通信方式建立与地面控制台的通信，将挠性航天器运动模拟器的状态信息传送给地面控制台，作为地面控制台算法的输入；地面控制台根据测得的当前挠性航天器运动模拟器的姿态角信息、柔性板振动信息及地面测量系统提供的位置信息，依据控制系统方案及辨识算法得到控制指令；然后通过无线通信方式将控制指令发送给运动模拟器控制计算机，并由运动模拟器控制计算机发送给姿控飞轮、姿控推力器及轨控推力器。 [0019] 上述地面控制台软件的开发环境为Visual Studio 2008，开发语言为Visual C++，工程类型为MFC应用程序。软件实现两个算法，一个为带柔性结构航天器的姿轨控算法，另一个为带柔性结构航天器挠性参数在轨辨识算法。地面控制台接收由运动模拟器控制计算机发送的姿态信息及柔性板振动信息，通过挠性参数在轨辨识算法获得模拟器动力学模型的挠性参数，综合地面测量系统提供的挠性航天器运动模拟器的位置信息，根据模拟器的姿轨控算法计算出姿控飞轮、姿控推力器及轨控推力器的控制指令，并将其发送给运动模拟器控制计算机，至此完成一个控制周期的控制任务。 [0020] 本发明带柔性结构航天器的挠性参数在轨辨识地面测试系统方案，由于采取上述的技术方案，通过在航天器运动模拟器上安装柔性板，并在柔性末端安装气足，使挠性航天器运动模拟器能够模拟带柔性结构航天器的自由态振动情况；振动测量系统由两种振动测量敏感器组成，实现对高频振动与低频振动的测量，能够精确获得柔性板的振动情况；系统方案设计中在挠性航天器运动模拟器上安装轨控推力器，并采用地面测量系统精确获得挠性航天器运动模拟器的位置信息，以实现二维轨道控制的物理仿真，从而模拟轨道控制过程中的柔性板振动情况，得到轨道控制中推力器工作情况下对柔性板振动的影响。本发明解决了带柔性结构航天器在轨运行条件下的动力学模拟问题，提供了带柔性结构航天器挠性参数在轨辨识地面验证系统的方案。 [0022] 图1是一种带柔性结构航天器的挠性参数在轨辨识地面测试系统的框图；图2是本发明的一种带柔性结构航天器的挠性参数在轨辨识地面测试系统总体示意图； 图3是本发明实施例的挠性航天器运动模拟器示意图。 [0023] 具体实施方式[0024] 下面结合附图说明本发明的优选实例。 [0025] 图1是一种带柔性结构航天器的挠性参数在轨辨识地面测试系统概况图，该地面测试系统提供了带柔性结构航天器的地面仿真测试条件，如图1所示，由大理石气浮平台、速率陀螺、姿控飞轮、姿控推力器、冷喷气推进系统、挠性航天器运动模拟器、振动测量系统、地面测量系统、地面控制台及运动模拟器控制计算机组成。 [0026] 上述的大理石气浮平台为挠性航天器运动模拟器提供光滑、水平的运动平面，运动范围为6m×6m；上述姿控飞轮可实现挠性航天器运动模拟器单轴的姿态控制，选用哈工大生产的飞轮，指标为角动量范围[-1.25Nms，+1.25Nms]，最大输出力矩为0.06Nm，饱和转速为± 6500rpm，最大损耗力矩小于0.02Nm。 [0027] 上述速率陀螺可测得挠性航天器运动模拟器的单轴姿态角速度信息，采用上海航天控制技术研究所生产的速率陀螺，指标为陀螺测量精度优于0.001°/s，随机游走误差小于0.1°/h，常值漂移误差小于0.5°/h。 [0028] 上述姿控推力器共有四个用于姿控飞轮饱和角动量的卸载，其由电磁阀与喷嘴组成，通过喷气的反作用力控制模拟器的运动，反向喷气阀喷气可实现挠性航天器运动模拟器的单轴姿态旋转运动，本系统选用哈工大生产的推力器，指标为额定推力500mN，最小脉宽50ms，推力偏差小于15%，电磁阀开/关时间10ms/15ms。 [0029] 上述轨控推力器共有八个，用于实现挠性航天器运动模拟器在大理石气浮平台上的二维四个方向的平动，其选取的推力器与上述姿控推力器指标一致。 [0030] 上述挠性运动模拟器由运动模拟器中心刚体及其气足支撑、柔性板及其气足支撑组成，挠性航天器运动模拟器中心刚体底层下方安装有三个平面气足，以实现模拟器在气浮平台上的无摩擦运动，在模拟器两侧安装柔性板模拟航天器的柔性结构，两侧柔性板末端各安装两个气足支撑，以消除柔性板所受重力的影响，模拟挠性航天器在轨飞行时的柔性结构振动特性。 [0031] 上述振动测量系统压电陶瓷传感器和角位移传感器组成，其中压电陶瓷传感器用于对柔性结构挠性振动低频(0.05-2Hz)振动信息的测量，角位移传感器用于对柔性结构挠性振动高频(2-500Hz)振动信息的测量，这两种敏感器将接收来自运动模拟器控制计算机的采集指令，并将当前测得的振动信息发送给运动模拟器控制计算机，压电传陶瓷传感器在受力时输出电压较高，但是电流小，因此配备具有高输入电阻，低噪声特点的电荷放大器。在采集传感器测量信息时，通过电荷放大器将微弱的电荷信号转化为成正比的电压信号，再通过模数转换采集卡PCM-8208BS采集电压信号，并将该电压信号转成数字信号发送给挠性航天器运动模拟器。 [0032] 上述地面测量系统用于测量挠性航天器运动模拟器在气浮平台上的位置，由安装于气浮平台上方的视觉相机和安装于卫星运动模拟器上的标志器——发光二极管(LED)组实现完成，在测量前，利用安装于气浮平台四角的4个发光二极管(LED)实现相机标定和坐标原点标定，发光二极管选用美国Honeywell公司生产的型号为SE3470-003的LED，视觉相机选用德国Allied Vision Technologies Prosilica公司生产的型号为GC2450的CCD相机，相机指标为分辨率2352*1728、像元大小为7.4微米，镜头选用日本Kowa生产的型号为LM5JC10M，镜头指标为焦距12.5毫米、大小为1角秒、最大视场角为54度，此系统能够实现3mm精度的位置测量，更新频率为2Hz。地面测量系统输出的位置数据利用RS-232串口通信传送给地面控制台，作为轨道控制的输入信息。 [0033] 上述运动模拟器控制计算机装于挠性航天器运动模拟器上，以PC104模块为核心，是地面控制台与挠性航天器运动模拟器载荷的通信纽带，并以无线通信方式建立与地面控制台的通信。由于挠性航天器运动模拟器与地面控制台间的通讯速率不小于500kbps，挠性航天器运动模拟器传送敏感器测量信息给地面控制台，作为地面控制台算法的输入，地面控制台根据测得的当前挠性航天器运动模拟器的姿态角信息、柔性板振动信息及地面测量系统提供的位置信息，根据控制系统方案及辨识算法计算出控制指令，再通过无线通信方式将控制指令发送给运动模拟器控制计算机，并由运动模拟器控制计算机通过RS232协议控制姿控飞轮，通过开关量控制姿控推力器与轨控推力器的喷嘴电磁阀通断，并以二进制编码的形式启动挠性航天器运动模拟器上的标志器LED组。 [0034] 上述地面控制台是地面仿真测试系统的核心，负责控制试验的开始与结束。在试验过程遇到异常状况时，由地面控制台手动切换到单机保护状态。地面控制台软件的开发环境为Visual Studio 2008，开发语言为Visual C++，工程类型为MFC应用程序。软件实现两个算法，一个为带柔性结构航天器的姿轨控算法，另一个为带柔性结构航天器挠性参数在轨辨识算法，地面控制台将接收由运动模拟器控制计算机发送的挠性航天器运动模拟器的姿态信息及柔性板振动信息，通过挠性参数在轨辨识算法获得模拟器动力学模型的挠性参数，综合地面测量系统提供的挠性航天器运动模拟器的位置信息，根据模拟器的姿轨控算法计算出姿控飞轮、姿控推力器及轨控推力器的控制指令，并将其发送给运动模拟器控制计算机，至此完成一个控制周期的控制任务，周期通过时钟控制实现。 [0035] 下面进一步对本发明的工作过程进行描述。 [0036] 本发明的带柔性结构航天器的挠性参数在轨辨识地面测试系统在一个工作周期内按如下时序工作：第一步，地面控制台接收到振动测量信息及挠性航天器运动模拟器的姿态轨道信息，通过在轨挠性参数辨识算法计算出挠性参数（程序开始的第一个周期，由初始条件定义振动测量值及姿态轨道参数）；第二步，根据挠性参数及姿态轨道信息，利用带柔性结构航天器姿态轨道控制算法计算出姿控飞轮、轨控推力器及姿控推力器应当输出的控制指令，并通过无线通讯接口传输给运动模拟器控制计算机，通过采集卡发送采集信号给地面测量系统；第三步，由运动模拟器控制计算机发送给各敏感器与控制器，同时采集当前敏感器测得的振动信息及姿态信息；第四步，由运动模拟器控制计算机将振动测量信息及姿态信息发送给地面控制台，由地面测量系统将轨道信息发送给地面控制台；返回第一步完成一个工作周期工作。 [0037] 对于本领域技术人员而言，显然本发明不限于上述示范性实施例的细节，而且在不背离本发明的精神或基本特征的情况下，能够以其他的具体形式实现本发明。因此，无论从哪一点来看，均应将实施例看作是示范性的，而且是非限制性的，本发明的范围由所附权利要求而不是上述说明限定，因此旨在将落在权利要求的等同要件的含义和范围内的所有变化囊括在本发明内。 |
||||||
