CN104386267A - 适用于空间飞行器高稳定度指向控制试验装置及方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供一种适用于空间飞行器高稳定度指向控制试验装置及方法，试验装置，包括基座、气浮轴承、仪表平台、飞行器指向单元、飞行器姿态控制单元、台上数据指令收发系统、标志点、靶标测头单元、反射棱镜、反作用动量轮系统、图像处理单元、光电自准直仪、激光跟踪仪、台下数据指令收发系统和相机；该装置充分利用气浮轴承模拟空间飞行器微干扰力矩环境的特点，结合图像测量单元、激光跟踪仪、光电自准直仪等设备的高精度位姿测量技术，能够实现空间飞行器高稳定度指向控制试验目标，精度高、稳定性好并且便于工程实现，本发明可以用于各种高精度气象、军事侦察卫星、天基攻防平台等航天器的高精度指向控制试验。

Description

适用于空间飞行器高稳定度指向控制试验装置及方法

技术领域

本发明涉及一种适用于空间飞行器高稳定度指向控制试验装置及方法。

背景技术

现代航天任务对飞行器的高稳定指向提出了高要求，特别是对于空间飞行器，其指向精度往往是系统最关键的技术指标，而飞行器昂贵的研制费用和特殊的运行环境要求其在发射前必须进行充分的地面试验以确保任务成功，因此对空间飞行器高稳定度指向控制试验的研究具有重要的应用前景和价值。

气浮台依靠压缩空气在气浮轴承与轴承座之间形成气膜，并通过仪表平台安装有效载荷使模拟台体浮起，从而实现近似无摩擦的相对运动条件，以模拟卫星等空间飞行器在外层空间所受干扰力矩很小的力学环境，因此非常适合于上述高稳定度指向控制试验的研究。

这种高稳定度高精度试验设计问题的研究引起了国内外相关人员的兴趣。经文献检索，丁久辉，郭百巍在论文“基于HLA的卫星指向控制仿真系统的设计与实现”(见《系统仿真学报》，2011年，23卷第8期，页码1747-1749)中构建了一款通用的卫星仿真系统，基于面向对象思想将卫星系统及仿真运行系统划分为多组模块，实现了基于HLA的分布式仿真接口，可以进行分布式仿真，但不涉及物理仿真装置及方法。张振民，崔祜涛，杨涤在论文“小型月球探测器高精度姿态指向控制”(见《高技术通讯》，2002年，第4卷，页码80-82)中建立了小型月球探测器环月阶段动力学模型，分析了由3个轻型反作用轮正交安装组成的姿态稳定控制系统，给出了一种拟PD姿态指向控制规律，但不涉及地面物理仿真装置及方法的研究。赵圣斌，周军在论文“卫星天线的指向控制与可视化仿真”(见《弹箭与制导学报》，2006年，页码198-201)中对卫星天线指向控制的可视化仿真问题进行了研究，但不涉及地面物理仿真装置及方法的研究。

中国发明专利“一种绕月卫星双轴天线对地指向控制方法”(申请号200710301746.6)公开了一种绕月卫星双轴天线对地指向控制方法，克服现有技术的不足，采用简单的开环程序跟踪方式，满足指向精度要求，但不涉及地面物理仿真装置及方法的研究。

中国发明专利“空间激光干涉系统激光指向控制技术的模拟方法和装置”(申请号201310216705.2)提供一种空间激光干涉系统激光指向控制技术的模拟方法，给出了目标信号方向抖动的模拟方法，采用自适应PID控制方法对本地激光的方向进行高精度角度控制，实现了高精度的激光指向控制。

发明内容

本发明的目的在于提供一种适用于空间飞行器高稳定度指向控制试验装置及方法，具有精度高、稳定性好、便于工程应用等优点。

本发明采用以下技术方案予以实现：

一种适用于空间飞行器高稳定度指向控制试验装置，包括基座(1)、气浮轴承(2)、仪表平台(3)、飞行器指向单元(4)、飞行器姿态控制单元(5)、台上数据指令收发系统(6)、标志点(7)、靶标测头单元(8)、反射棱镜(9)、反作用动量轮系统(10)、图像处理单元(11)、光电自准直仪(12)、激光跟踪仪(13)、台下数据指令收发系统(14)和相机(15)；其特征在于，气浮轴承(2)下端安装在基座(1)上，气浮轴承(2)上端和仪表平台(3)固连，靶标测头单元(8)、标志点(7)、飞行器姿态控制单元(5)、反射棱镜(9)、飞行器指向单元(4)、台上数据指令收发系统(6)和反作用动量轮系统(10)安装在仪表平台(3)上，激光跟踪仪(13)、光电自准直仪(12)、图像处理单元(11)、台下数据指令收发系统(14)安装在基座(1)旁边，相机(15)安装在仪表平台(3)上方的吊架上；激光跟踪仪(13)和靶标测头单元(8)配对使用，靶标测头单元(8)在激光跟踪仪(13)的视场中，标志点(7)应该在相机(15)的视场中不受遮挡；相机(15)及图像处理单元(11)、激光跟踪仪(13)输出测量信息给飞行器姿态控制单元(5)，飞行器姿态控制单元(5)结合该测量信息以及飞行器姿态控制单元(5)自带惯组的信息输出试验平台的位姿信息，根据控制任务和控制算法输出控制指令给反作用动量轮系统(10)，反作用动量轮系统输出控制力矩实现仪表平台(3)的姿态控制，从而控制飞行器指向单元(4)移动至期望位置，当飞行器指向单元(4)移动至期望位置附近时，反射棱镜(9)进入光电自准直仪(12)视场，光电自准直仪(12)测量出试验平台的精确位姿信号并输出给飞行器姿态控制单元(5)，飞行器姿态控制单元(5)根据该信号计算并输出控制指令完成飞行器指向单元(4)的精确控制；台上数据指令收发系统(6)接收台下数据指令收发系统(14)的指令，并将数据采集发送给台下数据指令收发系统(14)，台下数据指令收发系统(14)还负责接收激光跟踪仪(13)、光电自准直仪(12)以及图像处理单元(11)的信息，并实现数据的显示、分析、存储和回放的功能。

本发明还具有如下特征：

1、采用如上所述的试验装置得到的一种适用于空间飞行器高稳定度指向控制试验方法，具体步骤如下：

步骤一：根据试验目标确认仪表平台(3)上飞行器指向单元(4)的最终期望指向和初始位置，根据该最终指向位置和反射棱镜(9)的位置安装光电自准直仪(12)，安装时要确保当仪表平台(3)上飞行器指向单元(4)移动至最终期望指向附近时，反射棱镜(9)能够进入光电自准直仪(12)的有效视场；

步骤二：整个装置通电并给气浮轴承(2)供气，将仪表平台(3)上飞行器指向单元(4)移动至试验所需的初始位置；

步骤三：确认靶标测头单元(8)在激光跟踪仪(13)的视场中，并且标志点(7)应该在相机(15)的视场中不受遮挡；

步骤四：启动程序，相机(15)及图像处理单元(11)、激光跟踪仪(13)输出测量信息给飞行器姿态控制单元(5)，飞行器姿态控制单元(5)结合该测量信息以及飞行器姿态控制单元(5)自带惯组的信息输出试验平台的位姿信息，根据控制任务和控制算法输出控制指令给反作用动量轮系统(10)，从而控制飞行器指向单元(4)移动至期望位置，当飞行器指向单元(4)移动至期望位置附近时，反射棱镜(9)进入光电自准直仪(12)视场，光电自准直仪(12)测量出试验平台的精确位姿信号并输出给飞行器姿态控制单元(5)，飞行器姿态控制单元(5)根据该信号计算并输出控制指令完成飞行器指向单元(4)的精确控制；台上数据指令收发系统(6)接收台下数据指令收发系统(14)的指令，并将数据采集发送给台下数据指令收发系统(14)，台下数据指令收发系统(14)还负责接收激光跟踪仪(13)、光电自准直仪(12)以及图像处理单元(11)的信息，并实现数据的显示、分析、存储和回放的功能；

步骤五：试验结束后给气浮轴承停止供气，然后根据台下数据指令收发系统采集并存储的数据进行试验分析与总结。

2、所述的反作用动量轮系统用控制力矩陀螺群或冷气推力装置代替。

本发明的特点和优点：

本发明提供了一种适用于空间飞行器高稳定度指向控制试验装置与方法，充分利用气浮轴承模拟空间飞行器微干扰力矩环境的特点，并结合高精度位姿测量技术，能够实现空间飞行器高稳定度指向控制试验目标，精度高并且便于工程实现，可用于各种高精度气象、军事侦察卫星、天基攻防平台等航天器的高精度指向控制试验。

附图说明

图1试验装置设计示意图；

具体实施方式

实施例1

如图1所示，一种适用于空间飞行器高稳定度指向控制试验装置，包括基座1、气浮轴承2、仪表平台3、飞行器指向单元4、飞行器姿态控制单元5、台上数据指令收发系统6、标志点7、靶标测头单元8、反射棱镜9、反作用动量轮系统10、图像处理单元11、光电自准直仪12、激光跟踪仪13、台下数据指令收发系统14和相机15；其特征在于，气浮轴承2下端安装在基座1上，气浮轴承2上端和仪表平台3固连，靶标测头单元8、标志点7、飞行器姿态控制单元5、反射棱镜9、飞行器指向单元4、台上数据指令收发系统6和反作用动量轮系统10安装在仪表平台3上，激光跟踪仪13、光电自准直仪12、图像处理单元11、台下数据指令收发系统14安装在基座1旁边，相机15安装在仪表平台3上方的吊架上；激光跟踪仪13和靶标测头单元8配对使用，靶标测头单元8在激光跟踪仪13的视场中，标志点7应该在相机15的视场中不受遮挡；相机15及图像处理单元11、激光跟踪仪13输出测量信息给飞行器姿态控制单元5，飞行器姿态控制单元5结合该测量信息以及飞行器姿态控制单元5自带惯组的信息输出试验平台的位姿信息，根据控制任务和控制算法输出控制指令给反作用动量轮系统10，反作用动量轮系统10输出控制力矩从而实现仪表平台3的姿态控制，从而控制飞行器指向单元4移动至期望位置，当飞行器指向单元4移动至期望位置附近时，反射棱镜9进入光电自准直仪12视场，光电自准直仪12测量出试验平台的精确位姿信号并输出给飞行器姿态控制单元5，飞行器姿态控制单元5根据该信号计算并输出控制指令完成飞行器指向单元4的精确控制；台上数据指令收发系统6接收台下数据指令收发系统14的指令，并将数据采集发送给台下数据指令收发系统14，台下数据指令收发系统14还负责接收激光跟踪仪13、光电自准直仪12以及图像处理单元11的信息，并实现数据的显示、分析、存储和回放的功能。所述的反作用动量轮系统用控制力矩陀螺群或冷气推力装置代替。

实施例2

一种适用于空间飞行器高稳定度指向控制试验方法，具体步骤如下：

步骤一：根据试验目标确认仪表平台3上飞行器指向单元4的最终期望指向和初始位置，根据该最终指向位置和反射棱镜9的位置安装光电自准直仪12，安装时要确保当仪表平台3上飞行器指向单元4移动至最终期望指向附近时，反射棱镜9能够进入光电自准直仪12的有效视场；

步骤二：整个装置通电并给气浮轴承2供气，将仪表平台3上飞行器指向单元4移动至试验所需的初始位置；

步骤三：确认靶标测头单元8在激光跟踪仪13的视场中，并且标志点7应该在相机15的视场中不受遮挡；

步骤四：启动程序，相机15及图像处理单元11、激光跟踪仪13输出测量信息给飞行器姿态控制单元5，飞行器姿态控制单元5结合该测量信息以及飞行器姿态控制单元5自带惯组的信息输出试验平台的位姿信息，根据控制任务和控制算法输出控制指令给反作用动量轮系统10，从而控制飞行器指向单元4移动至期望位置，当飞行器指向单元4移动至期望位置附近时，反射棱镜9进入光电自准直仪12视场，光电自准直仪12测量出试验平台的精确位姿信号并输出给飞行器姿态控制单元5，飞行器姿态控制单元5根据该信号计算并输出控制指令完成飞行器指向单元4的精确控制；台上数据指令收发系统6接收台下数据指令收发系统14的指令，并将数据采集发送给台下数据指令收发系统14，台下数据指令收发系统14还负责接收激光跟踪仪13、光电自准直仪12以及图像处理单元11的信息，并实现数据的显示、分析、存储和回放的功能；

步骤五：试验结束后给气浮轴承停止供气，然后根据台下数据指令收发系统采集并存储的数据进行试验分析与总结。

本试验装置以及试验方法具有如下有益效果：

1、本试验装置基于气浮轴承副构建，压缩空气在气浮轴承与轴承座之间形成气膜使模拟台体浮起，可以实现近似无摩擦的相对运动条件，可以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，气浮轴承同时具有很高的回转精度、很小的干扰力矩，能够实现空间飞行器在太空中高稳定度指向控制所需的条件。

2、本试验装置在360°全回转机动试验时可以由相机、标志点以及图像处理单元一起完成姿态的测量反馈；在大范围(通常不大于±60°)机动试验时，可以由激光跟踪仪和靶标测头单元完成姿态的测量反馈；在小范围时，由光电自准直仪和棱镜完成高精度的姿态测量反馈。

3、本试验装置和方法既可以基于单轴气浮轴承构建，实现飞行器单轴、单自由度的高精度指向控制试验，也可以基于气浮球轴承构建，实现飞行器三轴、三自由度的高精度指向控制试验。

实施例3

关于气浮台的位姿测量技术，作如下说明：

对于单轴气浮台，360°全范围测量可以由相机及其图像处理单元配合标志点来完成，也可以由安装单轴气浮台轴上的光栅测量系统完成，中范围(±60°)可以由激光跟踪仪完成，小范围(典型值为±1800角秒)高精度测量时由一台光电自准直仪来实现，也可以由光栅测量系统完成；

对于三轴气浮台，360°全范围运动时角度测量可以由相机及其图像处理单元配合标志点来完成(具体可以参见专利“三轴气浮台姿态角双目立体视觉测量装置及其测量方法”，申请号为201310221338.5)，中范围(±60°以内)可以由激光跟踪仪完成，小范围(典型值为±1800角秒以内)高精度测量时由两台正交安装的光电自准直仪来实现，具体可以参见专利“三轴气浮台高精度姿态角度及角速度测量装置”(专利申请号201310134631.8)。

实施例4

实际试验时，气浮轴承的实际负载情况可能有变化，为此在实验前首先对负载进行称重，然后按照上述优化方法计算气膜厚度，如果气膜厚度变化超过20％，需要进行供气压力的调整，调整时，如果负载比额定设计值大则提高供气压力，如果负载比额定设计值小则降低供气压力，通气后在进行实际实验前还要利用振动测试仪对仪表平台进行测试，确保没有发生共振，这也是高稳定度指向控制实验中需要注意的情况。

Claims (3)

1.一种适用于空间飞行器高稳定度指向控制试验装置，包括基座(1)、气浮轴承(2)、仪表平台(3)、飞行器指向单元(4)、飞行器姿态控制单元(5)、台上数据指令收发系统(6)、标志点(7)、靶标测头单元(8)、反射棱镜(9)、反作用动量轮系统(10)、图像处理单元(11)、光电自准直仪(12)、激光跟踪仪(13)、台下数据指令收发系统(14)和相机(15)；其特征在于，气浮轴承(2)下端安装在基座(1)上，气浮轴承(2)上端和仪表平台(3)固连，靶标测头单元(8)、标志点(7)、飞行器姿态控制单元(5)、反射棱镜(9)、飞行器指向单元(4)、台上数据指令收发系统(6)和反作用动量轮系统(10)安装在仪表平台(3)上，激光跟踪仪(13)、光电自准直仪(12)、图像处理单元(11)、台下数据指令收发系统(14)安装在基座(1)旁边，相机(15)安装在仪表平台(3)上方的吊架上；激光跟踪仪(13)和靶标测头单元(8)配对使用，靶标测头单元(8)在激光跟踪仪(13)的视场中，标志点(7)应该在相机(15)的视场中不受遮挡；相机(15)及图像处理单元(11)、激光跟踪仪(13)输出测量信息给飞行器姿态控制单元(5)，飞行器姿态控制单元(5)结合该测量信息以及飞行器姿态控制单元(5)自带惯组的信息输出试验平台的位姿信息，根据控制任务和控制算法输出控制指令给反作用动量轮系统(10)，反作用动量轮系统输出控制力矩实现仪表平台(3)的姿态控制，从而控制飞行器指向单元(4)移动至期望位置，当飞行器指向单元(4)移动至期望位置附近时，反射棱镜(9)进入光电自准直仪(12)视场，光电自准直仪(12)测量出试验平台的精确位姿信号并输出给飞行器姿态控制单元(5)，飞行器姿态控制单元(5)根据该信号计算并输出控制指令完成飞行器指向单元(4)的精确控制；台上数据指令收发系统(6)接收台下数据指令收发系统(14)的指令，并将数据采集发送给台下数据指令收发系统(14)，台下数据指令收发系统(14)还负责接收激光跟踪仪(13)、光电自准直仪(12)以及图像处理单元(11)的信息，并实现数据的显示、分析、存储和回放的功能。

2.采用如权利要求1所述的一种适用于空间飞行器高稳定度指向控制试验装置得到的一种适用于空间飞行器高稳定度指向控制试验方法，其特征在于，具体步骤如下：

步骤一：根据试验目标确认仪表平台(3)上飞行器指向单元(4)的最终期望指向和初始位置，根据该最终指向位置和反射棱镜(9)的位置安装光电自准直仪(12)，安装时要确保当仪表平台(3)上飞行器指向单元(4)移动至最终期望指向附近时，反射棱镜(9)能够进入光电自准直仪(12)的有效视场；

步骤二：整个装置通电并给气浮轴承(2)供气，将仪表平台(3)上飞行器指向单元(4)移动至试验所需的初始位置；

步骤三：确认靶标测头单元(8)在激光跟踪仪(13)的视场中，并且标志点(7)应该在相机(15)的视场中不受遮挡；

步骤四：启动程序，相机(15)及图像处理单元(11)、激光跟踪仪(13)输出测量信息给飞行器姿态控制单元(5)，飞行器姿态控制单元(5)结合该测量信息以及飞行器姿态控制单元(5)自带惯组的信息输出试验平台的位姿信息，根据控制任务和控制算法输出控制指令给反作用动量轮系统(10)，从而控制飞行器指向单元(4)移动至期望位置，当飞行器指向单元(4)移动至期望位置附近时，反射棱镜(9)进入光电自准直仪(12)视场，光电自准直仪(12)测量出试验平台的精确位姿信号并输出给飞行器姿态控制单元(5)，飞行器姿态控制单元(5)根据该信号计算并输出控制指令完成飞行器指向单元(4)的精确控制；台上数据指令收发系统(6)接收台下数据指令收发系统(14)的指令，并将数据采集发送给台下数据指令收发系统(14)，台下数据指令收发系统(14)还负责接收激光跟踪仪(13)、光电自准直仪(12)以及图像处理单元(11)的信息，并实现数据的显示、分析、存储和回放的功能；

步骤五：试验结束后给气浮轴承停止供气，然后根据台下数据指令收发系统采集并存储的数据进行试验分析与总结。

3.根据权利要求1所述的一种适用于空间飞行器高稳定度指向控制试验装置，其特征在于：所述的反作用动量轮系统用控制力矩陀螺群或冷气推力装置代替。