CN104932509A - 挠性航天器主动振动抑制地面测试系统 - Google Patents

Abstract

一种挠性航天器主动振动抑制地面测试系统，包含大理石气浮平台，悬浮于大理石气浮平台上的挠性航天器运动模拟器，搭载在挠性航天器运动模拟器上的速率陀螺、光电式姿态敏感器、振动测量系统、姿控飞轮、姿控推力器、轨控推力器、振动抑制系统，搭载在挠性航天器运动模拟器上并电性连接所述速率陀螺、振动测量系统、姿控飞轮、姿控推力器、轨控推力器、振动抑制系统的运动模拟器控制计算机，设置在大理石气浮平台和挠性航天器运动模拟器上的地面测量系统，以及连接光电式姿态敏感器、运动模拟器控制计算机和地面测量系统的地面控制台。本发明克服了挠性航天器挠性振动特点难模拟的问题，提高了挠性航天器运动模拟器的姿态确定精度。

Description

挠性航天器主动振动抑制地面测试系统

技术领域

本发明涉及一种挠性航天器主动振动抑制地面测试系统。

背景技术

随着空间任务的发展，航天器搭载载荷的柔性越来越大，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姿态轨道控制精度要求越来越高，主动振动抑制方法是解决挠性航天器高精度高稳定度控制的关键技术之一。

目前，对挠性航天器的高精度高稳定度控制问题提出的主动振动抑制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以下的柔性附件自由态振动特性，且不能模拟轨道机动情况下的挠性振动特性。实现挠性航天器的主动抑制方案的地面仿真验证，存在挠性航天器的在轨运行情况难模拟、低频固有频率难模拟、运动模拟器轨道机动时位置测量精度差、挠性航天器主动振动抑制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。

发明内容

本发明提供一种挠性航天器主动振动抑制地面测试系统，克服了挠性航天器挠性振动特点难模拟的问题，综合应用压电陶瓷传感器和角位移传感器扩大柔性附件的振动采集频率范围，采用地面测量系统提高运动模拟器的位置测量精度，综合速率陀螺及光电式姿态敏感器信息提高单轴姿态确定精度，提高了挠性航天器运动模拟器的姿态确定精度。

为了达到上述目的，本发明提供一种挠性航天器主动振动抑制地面测试系统，包含：大理石气浮平台，悬浮于大理石气浮平台上的挠性航天器运动模拟器，搭载在挠性航天器运动模拟器上的速率陀螺、光电式姿态敏感器、振动测量系统、姿控飞轮、姿控推力器、轨控推力器、振动抑制系统，搭载在挠性航天器运动模拟器上并电性连接所述速率陀螺、振动测量系统、姿控飞轮、姿控推力器、轨控推力器、振动抑制系统的运动模拟器控制计算机，设置在大理石气浮平台和挠性航天器运动模拟器上的地面测量系统，以及连接光电式姿态敏感器、运动模拟器控制计算机和地面测量系统的地面控制台；

所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；

所述的挠性航天器运动模拟器模拟挠性航天器的运行状态；

所述的速率陀螺用于测量挠性航天器运动模拟器的姿态角速度；

所述的光电式姿态敏感器用于获取挠性航天器运动模拟器的姿态角信息；

所述的振动测量系统用于测量挠性航天器运动模拟器的挠性振动低频振动信息和挠性振动高频振动信息；

所述的姿控飞轮通过转子加速与减速运动产生控制力矩，实现挠性航天器运动模拟器的姿态控制，同时将当前飞轮转速、转动方向、轴承温度信息发送给运动模拟器控制计算机；

所述的姿控推力器实现挠性航天器运动模拟器的单轴姿态旋转运动和姿控飞轮饱和角动量的卸载；

所述的轨控推力器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；

所述的振动抑制系统实现对挠性航天器运动模拟器的振动抑制；

所述的地面测量系统用于获取挠性航天器运动模拟器的位置信息；

所述的运动模拟器控制计算机将速率陀螺、姿控飞轮和振动测量系统获得的挠性航天器运动模拟器的状态信息传送给地面控制台，并将地面控制台的控制指令发送给姿控飞轮、姿控推力器、轨控推力器、振动抑制系统；

所述的地面控制台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角速度信息、柔性板振动信息及光电式姿态敏感器发送的姿态角信息，根据卡尔曼滤波算法得到挠性航天器运动模拟器当前的姿态信息，并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，再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，通过挠性航天器的主动振动抑制算法得到姿控飞轮、振动抑制系统、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。

所述的挠性航天器运动模拟器包含：

中心刚体；

柔性板，其设置在中心刚体侧面，该柔性板用于模拟航天器的柔性附件；

重力补偿装置，其设置在柔性板上；

气足支撑，其设置在中心刚体底部和重力补偿装置的底部，设置在中心刚体底部的气足支撑用于实现挠性航天器运动模拟器在大理石气浮平台上的无摩擦运动，设置在柔性板末端的气足支撑用于克服柔性板的重力约束，模拟挠性航天器在轨运动情况下的柔性附件振动特性；

配重块，其设置在柔性板末端，该配重块用于调节柔性板的基频，模拟挠性航天器携带不同基频载荷的在轨运行情况。

所述的速率陀螺设置在挠性航天器运动模拟器的中心刚体顶面，并与运动模拟器控制计算机电性连接；

所述的光电式姿态敏感器设置在挠性航天器运动模拟器的中心刚体底面，并通过无线通讯接口与地面控制台连接；

所述的姿控飞轮设置在挠性航天器运动模拟器的中心刚体顶面，并与运动模拟器控制计算机电性连接；

所述的姿控推力器设置在挠性航天器运动模拟器的中心刚体上，并电性连接运动模拟器控制计算机；

所述的轨控推力器设置在挠性航天器运动模拟器的中心刚体上，并电性连接运动模拟器控制计算机；

所述的运动模拟器控制计算机设置在挠性航天器运动模拟器的中心刚体上，通过无线通信方式建立与地面控制台的通信。

所述的光电式姿态敏感器采用无线光电鼠标。

所述的振动测量系统包含：

压电陶瓷传感器，其设置在挠性航天器运动模拟器的柔性板上，并通过电荷放大器电性连接运动模拟器控制计算机，该压电陶瓷传感器用于测量挠性振动低频振动信息；

角位移传感器，其设置在挠性航天器运动模拟器的中心刚体和柔性板上，并电性连接运动模拟器控制计算机，用于测量挠性振动高频振动信息。

所述的姿控推力器的数量满足：至少有一个姿控推力器提供挠性航天器模拟器的顺时针方向转动力矩，至少有一个姿控推力器提供挠性航天器模拟器的逆时针方向转动力矩。

所述的轨控推力器的数量满足：至少有四个轨控推力器分别提供挠性航天器模拟器在二维平面的四个方向上的平动推力。

所述的振动抑制系统包含：

压电陶瓷片，其设置在挠性航天器运动模拟器的柔性板上；

压电陶瓷驱动器，其电性连接压电陶瓷片和运动模拟器控制计算机；

所述的压电陶瓷驱动器接收到运动模拟器控制计算机发送的控制电压信号，并将控制电压信号输出给压电陶瓷片，所述的压电陶瓷片是利用压电陶瓷逆向效应制造的微位移作动片，通过在压电陶瓷极化方向上施加电场，压电陶瓷会发生伸缩现象，实现位置或者力的输出，达到振动抑制的目的。

所述的地面测量系统包含：

标志器，其设置在挠性航天器运动模拟器上；

视觉相机，其设置在大理石气浮平台上，并通过图像控制卡电性连接地面控制台，该视觉相机用于采集标志器的位置信号，获取挠性航天器运动模拟器的位置信息。

所述的标志器为发光二极管。

本发明克服了挠性航天器挠性振动特点难模拟的问题，综合应用压电陶瓷传感器和角位移传感器扩大柔性附件的振动采集频率范围，采用地面测量系统提高运动模拟器的位置测量精度，综合速率陀螺及光电式姿态敏感器信息提高单轴姿态确定精度，提出了一种带柔性附件的挠性航天器主动振动抑制地面测试系统，提高了挠性航天器运动模拟器的姿态确定精度。

附图说明

图1是本发明中大理石气浮平台和挠性航天器运动模拟器的位置示意图。

图2是挠性航天器运动模拟器及其搭载器件的位置示意图。

图3是本发明的电路框图。

具体实施方式

以下根据图1～图3，具体说明本发明的较佳实施例。

如图1～图3所示，本发明提供一种挠性航天器主动振动抑制地面测试系统，包含：大理石气浮平台1，悬浮于大理石气浮平台1上的挠性航天器运动模拟器2，搭载在挠性航天器运动模拟器2上的速率陀螺3、光电式姿态敏感器4、振动测量系统5、姿控飞轮6、姿控推力器7、轨控推力器8、振动抑制系统9，搭载在挠性航天器运动模拟器2上并电性连接所述速率陀螺3、振动测量系统5、姿控飞轮6、姿控推力器7、轨控推力器8、振动抑制系统9的运动模拟器控制计算机11，设置在大理石气浮平台1和挠性航天器运动模拟器2上的地面测量系统，以及连接光电式姿态敏感器4、运动模拟器控制计算机11和地面测量系统的地面控制台10。

所述的大理石气浮平台1为挠性航天器运动模拟器2提供光滑、水平的运动平面，本实施例中，大理石气浮平台1的运动范围为6m×6m。

如图2所示，所述的挠性航天器运动模拟器2包含：

中心刚体12；

柔性板19，其设置在中心刚体12侧面，该柔性板19用于模拟航天器的柔性附件；

重力补偿装置20，其设置在柔性板19上；

气足支撑18，其设置在中心刚体12底部（本实施例中，中心刚体12底部设置3个气足支撑18）和重力补偿装置20的底部（本实施例中，每个柔性板19的末端设置2个气足支撑18），设置在中心刚体12底部的气足支撑18用于实现挠性航天器运动模拟器2在大理石气浮平台1上的无摩擦运动，设置在柔性板19末端的气足支撑18用于克服柔性板19的重力约束，模拟挠性航天器在轨运动情况下的柔性附件振动特性；

配重块13，其设置在柔性板19末端，该配重块13用于调节柔性板19的基频，模拟挠性航天器携带不同基频载荷的在轨运行情况。

如图2和图3所示，所述的速率陀螺3设置在挠性航天器运动模拟器2的中心刚体12顶面，并通过RS422串口与运动模拟器控制计算机11连接，该速率陀螺3用于测量挠性航天器运动模拟器2的姿态角速度，当速率陀螺3接收到运动模拟器控制计算机11发送的采集指令后，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11，再由运动模拟器控制计算机11通过无线通迅接口发送给地面控制台10。本实施例中，速率陀螺3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。

如图2和图3所示，所述的光电式姿态敏感器4设置在挠性航天器运动模拟器2的中心刚体12底面，该光电式姿态敏感器4用于测量挠性航天器运动模拟器2在大理石气浮平台坐标系中的位置信息，并根据光电式姿态敏感器4的安装位置，计算得到挠性航天器运动模拟器2的姿态角信息，通过无线通讯接口将该姿态角信息发送给地面控制台10，地面控制台10根据速率陀螺3测得的姿态角速度信息及光电式姿态敏感器4测得的姿态角信息，根据卡尔曼滤波算法得到挠性航天器运动模拟器2当前的姿态信息。本实施例中，该光电式姿态敏感器4采用分辨率为800CPI的无线光电鼠标，在中心刚体12底面设置2个无线光电鼠标，由此测得的挠性航天器运动模拟器2的位置精度可达到30微米，无线光电鼠标与挠性航天器运动模拟器2的中心刚体12的转动主轴的距离为50mm，则测得的姿态角精度可达0.003°。

如图2和图3所示，所述的振动测量系统5包含：

压电陶瓷传感器14，其设置在挠性航天器运动模拟器2的柔性板19上，并通过电荷放大器22电性连接运动模拟器控制计算机11，该压电陶瓷传感器14用于测量挠性振动低频（0.05~2Hz）振动信息；

角位移传感器15，其设置在挠性航天器运动模拟器2的中心刚体12和柔性板19上，并电性连接运动模拟器控制计算机11，用于测量挠性振动高频（2~500Hz）振动信息。

当压电陶瓷传感器14和角位移传感器15接收到来自运动模拟器控制计算机11的采集指令后，将当前测得的振动信息发送给运动模拟器控制计算机11。压电传陶瓷传感器14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22，压电传陶瓷传感器14在采集测量信息时，通过电荷放大器22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（型号为PCM-8208BS）采集电压信号，并将该电压信号转成数字信号发送给运动模拟器控制计算机11。

如图2和图3所示，所述的姿控飞轮6设置在挠性航天器运动模拟器2的中心刚体12顶面，并通过RS422串口与运动模拟器控制计算机11连接，该姿控飞轮6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，当姿控飞轮6接收到运动模拟器控制计算机11发送的控制力矩指令及采集指令后，通过转子加速与减速运动产生控制力矩，同时将当前飞轮转速、转动方向、轴承温度信息发送给运动模拟器控制计算机11。本实施例中，姿控飞轮6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。

如图2和图3所示，所述的姿控推力器7设置在挠性航天器运动模拟器2的中心刚体12上，并电性连接运动模拟器控制计算机11，该姿控推力器7实现挠性航天器运动模拟器2的单轴姿态旋转运动和姿控飞轮饱和角动量的卸载。本实施例中，设置4个姿控推力器7，安装力臂为0.8米，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，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6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，这四个姿控推力器7均接收运动模拟器控制计算机11发送的控制时间，并通过电磁阀控制喷气开关时间，配合使用输出控制力矩，使挠性航天器运动模拟器具有一维姿态转动的能力。

如图2和图3所示，所述的轨控推力器8设置在挠性航天器运动模拟器2的中心刚体12上，并电性连接运动模拟器控制计算机11，该轨控推力器8实现挠性航天器运动模拟器2在大理石气浮平台1上的二维四个方向的平动。本实施例中，设置8个轨控推力器8，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，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，推力器均接收运动模拟器控制计算机11发送的控制时间，并通过电磁阀控制喷气开关时间，轨控推力器8使挠性航天器运动模拟器2具有二维轨道运动的能力。

如图2和图3所示，所述的振动抑制系统9包含：

压电陶瓷片24，其设置在挠性航天器运动模拟器2的柔性板19上；

压电陶瓷驱动器21，其电性连接压电陶瓷片24和运动模拟器控制计算机11。

所述的压电陶瓷驱动器21接收到运动模拟器控制计算机11发送的控制电压信号，并将控制电压信号输出给压电陶瓷片24，所述的压电陶瓷片24是利用压电陶瓷逆向效应制造的微位移作动片，通过在压电陶瓷极化方向上施加电场，压电陶瓷会发生伸缩现象，实现位置或者力的输出，达到振动抑制的目的。本实施例中，将压电陶瓷片24贴在柔性板的表面作为柔性板振动抑制控制系统的执行器，压电陶瓷驱动器21输出±150V以内的电压给压电陶瓷片24，使压电陶瓷片24输出应变。

如图3所示，所述的地面测量系统包含：

标志器17，其设置在挠性航天器运动模拟器2上；

视觉相机16，其设置在大理石气浮平台1上，并通过图像控制卡23电性连接地面控制台10，该视觉相机16用于采集标志器17的位置信号。

本实施例中，所述的标志器17为发光二极管（LED）组，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，利用安装于大理石气浮平台1四角的4个发光二极管实现相机标定和坐标原点标定，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10，作为轨道控制的输入信息。

所述的运动模拟器控制计算机11（本实施例中，该运动模拟器控制计算机11的型号为PC104）设置在挠性航天器运动模拟器2的中心刚体12上，该运动模拟器控制计算机11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10的通信，将挠性航天器运动模拟器2的状态信息传送给地面控制台10，作为地面控制台10算法的输入，地面控制台10根据测得的当前挠性航天器运动模拟器2的姿态角速度信息、柔性板振动信息及地面测量系统提供的位置信息及挠性航天器运动模拟器的姿态角信息，依据挠性航天器的质量特性在轨辨识算法及主动振动抑制算法得到控制指令，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11，并由运动模拟器控制计算机11通过RS232协议控制姿控飞轮6，通过开关量控制姿控推力器7与轨控推力器8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2上的标志器17，以模拟电压信号发送给振动抑制系统9。

所述的地面控制台10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10手动切换到单机保护状态，地面控制台10的软件的开发环境为Visual Studio 2008，开发语言为Visual C++，工程类型为MFC应用程序，地面控制台10的软件实现三个算法，一个挠性航天器的挠性参数在轨辨识算法，另一个为挠性航天器主动振动抑制算法，最后一个为卡尔曼滤波算法，地面控制台10将接收由运动模拟器控制计算机11发送的挠性航天器运动模拟器的姿态角速度信息、柔性板振动信息及光电式姿态敏感器发送的姿态角信息，根据卡尔曼滤波算法得到挠性航天器运动模拟器当前的姿态信息，并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，再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，通过挠性航天器的主动振动抑制算法得到姿控飞轮、振动抑制系统、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。

本发明提供的一种挠性航天器主动振动抑制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10接收到振动测量系统5发送的振动测量信息及挠性航天器运动模拟器2的姿态轨道信息，根据卡尔曼滤波算法实现姿态确定，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，利用挠性航天器主动振动抑制算法得到姿控飞轮6、轨控推力器、姿控推力器及振动抑制系统应当输出的控制作用及形变对应的控制电压，并通过无线通讯接口传输给运动模拟器控制计算机，通过图像采集卡发送采集信号给地面测量系统，通过无线通迅接口发送采集信号给光电式姿态敏感器；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，通过无线通迅接口将姿态角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。

本发明通过在挠性航天器运动模拟器上安装柔性板，并在柔性板下端放置气足，在柔性板末端安装配重块，使挠性航天器运动模拟器能够模拟带柔性结构的挠性航天器的自由态振动情况，并可通过调节配重块模拟装配不同基频载荷的挠性航天器的在轨飞行情况；振动测量系统由两种振动测量敏感器组成，实现了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特性；光电式姿态敏感器采用在挠性航天器运动模拟器上安装两个无线光电鼠标的方法，得到高精度的姿态角信息，结合速率陀螺测得的姿态角速度信息，提高了姿态确定精度；以压电陶瓷作动器构成的振动抑制系统，可通过调节电压，使陶瓷片发生形变，实现挠性航天器振动的主动抑制；在挠性航天器运动模拟器上安装了轨控推力器，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，从而实现二维轨道控制的物理仿真，可以模拟轨道控制过程中的柔性板的振动情况，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附件航天器在轨运行条件的模拟问题，提高了挠性航天器运动模拟器的姿态确定精度，配备了主动振动抑制系统，提供了挠性航天器主动振动抑制的地面验证系统方案。

尽管本发明的内容已经通过上述优选实施例作了详细介绍，但应当认识到上述的描述不应被认为是对本发明的限制。在本领域技术人员阅读了上述内容后，对于本发明的多种修改和替代都将是显而易见的。因此，本发明的保护范围应由所附的权利要求来限定。

Claims (10)

1.一种挠性航天器主动振动抑制地面测试系统，其特征在于，包含：大理石气浮平台（1），悬浮于大理石气浮平台（1）上的挠性航天器运动模拟器（2），搭载在挠性航天器运动模拟器（2）上的速率陀螺（3）、光电式姿态敏感器（4）、振动测量系统（5）、姿控飞轮（6）、姿控推力器（7）、轨控推力器（8）、振动抑制系统（9），搭载在挠性航天器运动模拟器（2）上并电性连接所述速率陀螺（3）、振动测量系统（5）、姿控飞轮（6）、姿控推力器（7）、轨控推力器（8）、振动抑制系统（9）的运动模拟器控制计算机（11），设置在大理石气浮平台（1）和挠性航天器运动模拟器（2）上的地面测量系统，以及连接光电式姿态敏感器（4）、运动模拟器控制计算机（11）和地面测量系统的地面控制台（10）；

所述的大理石气浮平台（1）为挠性航天器运动模拟器（2）提供光滑、水平的运动平面；

所述的挠性航天器运动模拟器（2）模拟挠性航天器的运行状态；

所述的速率陀螺（3）用于测量挠性航天器运动模拟器（2）的姿态角速度；

所述的光电式姿态敏感器（4）用于获取挠性航天器运动模拟器（2）的姿态角信息；

所述的振动测量系统（5）用于测量挠性航天器运动模拟器（2）的挠性振动低频振动信息和挠性振动高频振动信息；

所述的姿控飞轮（6）通过转子加速与减速运动产生控制力矩，实现挠性航天器运动模拟器的姿态控制，同时将当前飞轮转速、转动方向、轴承温度信息发送给运动模拟器控制计算机（11）；

所述的姿控推力器（7）实现挠性航天器运动模拟器（2）的单轴姿态旋转运动和姿控飞轮饱和角动量的卸载；

所述的轨控推力器（8）实现挠性航天器运动模拟器（2）在大理石气浮平台（1）上的二维四个方向的平动；

所述的振动抑制系统（9）实现对挠性航天器运动模拟器（2）的振动抑制；

所述的地面测量系统用于获取挠性航天器运动模拟器（2）的位置信息；

所述的运动模拟器控制计算机（11）将速率陀螺（3）、姿控飞轮（6）和振动测量系统（5）获得的挠性航天器运动模拟器（2）的状态信息传送给地面控制台（10），并将地面控制台（10）的控制指令发送给姿控飞轮（6）、姿控推力器（7）、轨控推力器（8）、振动抑制系统（9）；

所述的地面控制台（10）接收由运动模拟器控制计算机（11）发送的挠性航天器运动模拟器的姿态角速度信息、柔性板振动信息及光电式姿态敏感器发送的姿态角信息，根据卡尔曼滤波算法得到挠性航天器运动模拟器当前的姿态信息，并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，再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，通过挠性航天器的主动振动抑制算法得到姿控飞轮、振动抑制系统、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。

2.如权利要求1所述的挠性航天器主动振动抑制地面测试系统，其特征在于，所述的挠性航天器运动模拟器（2）包含：

中心刚体（12）；

柔性板（19），其设置在中心刚体（12）侧面，该柔性板（19）用于模拟航天器的柔性附件；

重力补偿装置（20），其设置在柔性板（19）上；

气足支撑（18），其设置在中心刚体（12）底部和重力补偿装置（20）的底部，设置在中心刚体（12）底部的气足支撑（18）用于实现挠性航天器运动模拟器（2）在大理石气浮平台（1）上的无摩擦运动，设置在柔性板（19）末端的气足支撑（18）用于克服柔性板（19）的重力约束，模拟挠性航天器在轨运动情况下的柔性附件振动特性；

配重块（13），其设置在柔性板（19）末端，该配重块（13）用于调节柔性板（19）的基频，模拟挠性航天器携带不同基频载荷的在轨运行情况。

3.如权利要求1所述的挠性航天器主动振动抑制地面测试系统，其特征在于，

所述的速率陀螺（3）设置在挠性航天器运动模拟器（2）的中心刚体（12）顶面，并与运动模拟器控制计算机（11）电性连接；

所述的光电式姿态敏感器（4）设置在挠性航天器运动模拟器（2）的中心刚体（12）底面，并通过无线通讯接口与地面控制台（10）连接；

所述的姿控飞轮（6）设置在挠性航天器运动模拟器（2）的中心刚体（12）顶面，并与运动模拟器控制计算机（11）电性连接；

所述的姿控推力器（7）设置在挠性航天器运动模拟器（2）的中心刚体（12）上，并电性连接运动模拟器控制计算机（11）；

所述的轨控推力器（8）设置在挠性航天器运动模拟器（2）的中心刚体（12）上，并电性连接运动模拟器控制计算机（11）；

所述的运动模拟器控制计算机（11）设置在挠性航天器运动模拟器（2）的中心刚体（12）上，通过无线通信方式建立与地面控制台（10）的通信。

4.如权利要求3所述的挠性航天器主动振动抑制地面测试系统，其特征在于，所述的光电式姿态敏感器（4）采用无线光电鼠标。

5.如权利要求1所述的挠性航天器主动振动抑制地面测试系统，其特征在于，所述的振动测量系统（5）包含：

压电陶瓷传感器（14），其设置在挠性航天器运动模拟器（2）的柔性板（19）上，并通过电荷放大器（22）电性连接运动模拟器控制计算机（11），该压电陶瓷传感器（14）用于测量挠性振动低频振动信息；

角位移传感器（15），其设置在挠性航天器运动模拟器（2）的中心刚体（12）和柔性板（19）上，并电性连接运动模拟器控制计算机（11），用于测量挠性振动高频振动信息。

6.如权利要求1或3所述的挠性航天器主动振动抑制地面测试系统，其特征在于，所述的姿控推力器（7）的数量满足：至少有一个姿控推力器（7）提供挠性航天器模拟器的顺时针方向转动力矩，至少有一个姿控推力器（7）提供挠性航天器模拟器的逆时针方向转动力矩。

7.如权利要求1或3所述的挠性航天器主动振动抑制地面测试系统，其特征在于，所述的轨控推力器（8）的数量满足：至少有四个轨控推力器（8）分别提供挠性航天器模拟器在二维平面的四个方向上的平动推力。

8.如权利要求1所述的挠性航天器主动振动抑制地面测试系统，其特征在于，所述的振动抑制系统（9）包含：

压电陶瓷片（24），其设置在挠性航天器运动模拟器（2）的柔性板（19）上；

压电陶瓷驱动器（21），其电性连接压电陶瓷片（24）和运动模拟器控制计算机（11）；

所述的压电陶瓷驱动器（21）接收到运动模拟器控制计算机（11）发送的控制电压信号，并将控制电压信号输出给压电陶瓷片（24），所述的压电陶瓷片（24）是利用压电陶瓷逆向效应制造的微位移作动片，通过在压电陶瓷极化方向上施加电场，压电陶瓷会发生伸缩现象，实现位置或者力的输出，达到振动抑制的目的。

9.如权利要求1所述的挠性航天器主动振动抑制地面测试系统，其特征在于，所述的地面测量系统包含：

标志器（17），其设置在挠性航天器运动模拟器（2）上；

视觉相机（16），其设置在大理石气浮平台（1）上，并通过图像控制卡（23）电性连接地面控制台（10），该视觉相机（16）用于采集标志器（17）的位置信号，获取挠性航天器运动模拟器（2）的位置信息。

10.如权利要求9所述的挠性航天器主动振动抑制地面测试系统，其特征在于，所述的标志器（17）为发光二极管。