技术领域
[0001] 本
发明属于小型空间
飞行器的试验平台，可直接应用于各种小型空间飞行器的控制系统全物理仿真试验。
背景技术
[0002] 在各种空间飞行器的控制系统全物理仿真试验中，为了验证姿控、制导和导航的
算法设计，通常将控制系统参试设备置于某些试验平台之上，通过控制该试验平台的运动可形成对空间飞行器的在轨状态的运动学和动
力学模拟。试验平台的传统实现方法有：
[0003] 单轴和三轴气浮转台：为模拟空间飞行器在外层空间所受干扰力矩很小的力学环境，通常采用球面气浮
轴承支持的气浮转台作为飞行器运动学和动力学仿真试验平台；但2
是气浮转台所模拟的空间飞行器的
质量至少在100kg以上，
转动惯量至少在10kg·m 以上，不适合
动能拦截器等小型空间飞行器的全物理仿真试验。
[0004] 三轴伺服转台：该设备虽然是众多仿真试验设备中不可缺少的，但它只能对空间飞行器进行运动学模拟，而不能进行动力学模拟。也就是说在使用三轴伺服转台进行仿真试验时，空间飞行器上的喷管只是作为
串联在整个仿真试验系统中的一个环节，其推力作用到飞行器产生的
姿态变化是通过仿真程序来施加到三轴伺服转台上实现的，而不是直接作用到飞行器上，这有可能会导致姿控设计的偏差。
发明内容
[0005] 本发明的技术解决问题是：克服
现有技术的不足，提供一种三自由度质心悬挂仿真试验平台，该平台采用圆柱形舱段作为试验平台，其质心通过三方向的轴承连接在刚性杆上，并配以冷气喷管组合作为直接力控制舱体围绕悬挂点进行
俯仰、
偏航和滚动三自由度的运动，最终达到真实模拟小型空间飞行器在空间运动时姿态变化的目的，解决了气浮转台和三轴伺服转台的问题。
[0006] 本发明的技术解决方案是：三自由度质心悬挂仿真试验平台，包括质心悬挂系统、冷喷系统和悬挂舱系统；所述的悬挂舱系统为中空圆柱状舱体，舱体上开有安装及观测孔，舱体中心内部设置有悬挂点，悬挂点正上方开一圆孔，作为限制悬挂舱体转动幅度的限位圈，悬挂点中心周围轴向、径向和法向三个方向上安装螺杆，螺杆上安装可调式
配重块；舱体后部安装参试设备，舱体头部安装导引头或其它参试设备，舱体外壁安装有固定式配重块；
[0007] 所述的质心悬挂系统由刚性杆和三方向轴承组成，刚性杆上端固定在实验室的房顶横梁处，下端与三方向轴承固连，刚性杆穿过悬挂舱系统的限位圈，三方向轴承下端与悬挂舱系统中部的悬挂点固连；
[0008] 所述的冷喷系统由喷管组合、硬气管以及两个蓄压气瓶组成，两个蓄压气瓶安装在悬挂舱系统外两侧，冷气喷管组合安装在悬挂舱系统外侧尾部，蓄压气瓶与喷管组合的气路
接口通过硬气管连接。
[0009] 所述的喷管组合由8个冷气喷管构成，所述的冷气喷管两两一组安装在悬挂舱系统外侧尾部，每组在尾部圆周均布。
[0010] 所述的冷气喷管推力10～40N。
[0011] 所述的固定式配重块的安装
位置要求粗调节悬挂舱体各方向质量和转动惯量均匀分布，此处的悬挂舱体包含有满载状态下的悬挂舱系统和冷喷系统。
[0012] 所述的可调式配重块的位置在轴向、径向和法向三个方向上精密调节，以保持悬挂舱体的各方向平衡，此处的悬挂舱体包含有满载状态下的悬挂舱系统和冷喷系统。
[0013] 本发明与现有技术相比有益效果为：
[0014] (1)由于本发明与真实空间飞行器的转动惯量、喷管布置和推力更为接近，因此解决了在不具备单轴及三轴气浮转台的环境下，使用本发明进行空间飞行器的动力学和运动学进行模拟的一种解决方案。
[0015] (2)悬挂舱系统对于参与试验控制系统参试设备具备很强的适应性，能够使外形尺寸及设备质心不规则的参试设备具备参与试验的可行性方法。
[0016] (3)由于本发明系统构成简练、便捷、具有较强适应性，针对各种参试设备都能够很快速的组成试验系统，因此能够缩短调试时间。
[0017] (4)本发明实现俯仰、偏航、滚动的三自由度运动，各方向均能摆动
角度±15°。
[0018] (5)本发明的质心悬挂系统的上下调节范围为±200mm，可保证在全物理仿真试验状态下，适应参试导引头对目标
模拟器的不同高度。
[0019] (6)本发明由8个推力为10～40N的冷气喷管构成姿控运动
发动机，其中俯仰和偏航控制各采用其中的4个冷气喷管组合来控制，滚动采用其中的8个冷气喷管组合来控制。
[0020] 本发明正是针对动能拦截器等小型空间飞行器的控制系统全物理仿真的试验平台而设计的。本发明采用内部安装有动能拦截器控制系统参试设备的圆柱形舱段作为试验平台，其质心通过三方向的轴承连接在刚性杆上，使舱段形成绕刚性杆的三自由度运动。另外在舱段外侧尾部安装8个冷气喷管作为直接力控制其姿态运动，并在舱壁内外辅以各种配重块以保持整个舱段的质量和转动惯量均匀分布。在控制系统仿真试验时，由外部气源通过高压软气管接入冷喷系统进行供气，冷气喷管组合中对应的冷气喷管根据地面仿真
计算机程序发出的指令开启和关闭，这样多个喷管喷出压缩空气后的反推力就能使舱体围绕悬挂点进行俯仰、偏航和滚动三自由度的运动，最终达到真实模拟空间飞行器在轨飞行状态的目的。
附图说明
[0021] 图1为本发明整体三维视图；
[0022] 图2为本发明悬挂舱系统结构图；
[0023] 图3为本发明喷管组合安装示意图；
[0024] 图4为本发明地面仿真计算机的控制流程示意图。
具体实施方式
[0025] 如图1所示，本发明的三自由度质心悬挂仿真试验平台主要由质心悬挂系统1、冷喷系统2和悬挂舱系统3三个部分组成。
[0026] 所述的悬挂舱系统3为中空圆柱状舱体，舱体上开有安装及观测孔，舱体中心内部设置有悬挂点，悬挂点正上方开一圆孔，作为限制悬挂舱体转动幅度的限位圈，悬挂点中心周围轴向、径向和法向三个方向上安装螺杆，螺杆上安装可调式配重块。舱体后部安装参试设备，舱体头部安装导引头或其它参试设备，舱体外壁外安装有固定式配重块。
[0027] 所述的质心悬挂系统1由刚性杆4和三方向轴承5组成，刚性杆4上端固定在实验室的房顶横梁处，下端与三方向轴承5固连，刚性杆4穿过悬挂舱系统3的限位圈，通过三方向轴承5下端与悬挂舱系统3中部的悬挂点固连。
[0028] 所述的冷喷系统2由喷管组合8、硬气管7以及2个蓄压气瓶6组成，舱体外侧尾部安装8个冷气喷管(即喷管组合8)，舱体外两侧安装2个蓄压气瓶6，蓄压气瓶6与喷管组合8的气路接口通过硬气管7连接，
[0029] 下面介绍基于本发明开展小型空间飞行器控制系统全物理仿真试验的实现过程：
[0030] 根据仿真试验要求，在仿真试验之前，可按小型空间飞行器的实际情况在悬挂舱系统3内部安装上空间飞行器的控制系统参试设备(例如图1中标号10、11和12)，诸如惯导、控制组合、可见光或红外导引头、星敏感器、配电器和
电池等。它们都用螺钉固连在悬挂舱系统3尾部、中部和头部的相应位置上，它们的电气接口通过
电缆互连或与地面仿真计算机相连，如图1所示。
[0031] 将外部气源通过高压软气管接入硬气管7的对应接口，喷管组合8的电气接口通过电缆连接至地面仿真计算机的继电器板卡上。喷管组合8共有8个推力为10～40N的冷气喷管构成，其布局如图3所示。舱体的俯仰运动由4#、7#和3#、8#冷气喷管来控制，偏航运动由1#、6#和2#、5#冷气喷管来控制，滚动运动由1#、3#、5#、7#和2#、4#、6#、8#冷气3
喷管来控制。试验过程中外部气源的供气压力为5MPa，供气容积为1.4m，试验时由供气压力的大小确定冷气喷管的推力大小，供气压力与推力比例关系为4MPa∶40N。
[0032] 将质心悬挂系统1的刚性杆4上端固定在实验室的房顶横梁处，下端与三方向轴承5用螺钉固连，三方向轴承5下端与悬挂舱系统3的舱体中部悬挂点用螺钉固连，用以连接并且悬吊起悬挂舱系统3和冷喷系统2。设计和装配中尽量保证该轴承三方向的运动中心与整个悬挂舱系统的质心重合，使得本发明在试验中由于质心偏移而产生的干扰力矩减少到最小。之后根据仿真试验环境中目标模拟器的高度，通过调节质心悬挂系统上的
螺母以确保悬挂舱系统3上导引头的中心与目标模拟器中心高度基本一致，调节范围为±200mm。
[0033] 将所有设备和零件安装到位后，首先在舱体外侧的相应位置上用螺钉安装固定式配重块，大致调节悬挂舱体(包含有满载状态下的悬挂舱系统3和冷喷系统2)的各方向质量和转动惯量均匀分布。然后在悬挂舱体中部的轴向、径向和法向螺杆上安装上可调式配重块，可手动精密调节该配重块的位置，以保持悬挂舱体的各方向平衡(例如图1中的9分别是悬挂舱系统上的可调式配重块和固定式配重块)。由于采用了先用固定式配重块对悬挂舱整体粗调平，再用悬挂舱体质心周围的可调式配重块对悬挂舱整体细调平这一调平方式，结合悬挂舱体结构设计的对于各种参试设备安装的综合考虑，使得本发明对于控制系统参试设备具备很强的适应性，能够使各种外形尺寸及设备质心不规则的参试设备快速组成试验系统，缩短调试时间，具备参与试验的可行性方法。本发明在满载状态下，与真实的小型空间飞行器的转动惯量、喷管布置和推力方面更为接近，因此能够比三轴伺服转台、单轴及三轴气浮转台更好地模拟试验环境，如表1所示。
[0034] 表1三自由度质心悬挂仿真试验平台的相关参数
[0035]
[0036] 它们所构成的完整试验系统即如图1所示。
[0037] 在仿真试验过程中，外部气源的供气压力为5MPa，供气容积为1.4m3。由外部气源通过高压软气管接入硬气管7的对应接口始终对整个冷喷系统2供应足量的压缩空气。
[0038] 地面仿真计算机的控制流程如图4所示。仿真试验周期开始时由导引头将目标信息，以及惯组将当前周期悬挂舱体的姿态角信息都输出至地面仿真计算机进行融合，计算得出当前周期悬挂舱体的姿态角位置偏差，根据预先设定的控制率及其它参数分别确定俯仰、偏航和滚动的角度控制量，接着确定所需开启和关闭的喷管组合和开启时间，将各喷管组合的
开关状态通过接口程序输出至继电器板卡，继电器板卡再根据喷管组合的开关状态控制各对应喷管的开启和闭合，喷管组合喷出的高压气体形成反推力，使整个悬挂舱体绕质心悬挂系统的三自由度运动中心转动，从而实现控制系统所需的俯仰、偏航和滚动的姿态角度变化。三方向的角度最大均能转动±15°，可适应绝大部分的小型空间飞行器的姿态角度变化要求。当控制系统发生控制发散或程序异常时而导致悬挂舱体的转动范围有可能超过该角度时，悬挂舱系统3的舱体中上部的限位圈就限制了悬挂舱体的进一步转动，避免异常情况发生。
[0039] 地面仿真计算机运行至下一周期时，仍然执行这些步骤，如此循环往复，直至达到小型空间飞行器控制系统的目标为止。
[0040] 本发明未详细说明部分属于本领域技术人员公知常识。
