CN106500750A - 三自由度双体卫星隔振地面试验系统 - Google Patents

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Abstract

一种三自由度双体卫星隔振地面试验系统。所述载荷平台模拟器和服务平台模拟器气浮于气浮平台的中间位置，视觉测量系统设置在载荷平台模拟器和服务平台模拟器的上部，平面反射镜一固定在载荷平台模拟器一侧的气浮平台上，平面反射镜二固定在服务平台模拟器一侧的气浮平台上，地面控制台设置在气浮平台的一侧。振动隔离装置安装子在两模拟器之间位置。本发明利用非接触式振动隔离装置将传统卫星一分为二，分别是载荷模块和服务模块，实现两模块机械解耦，断绝了振动的传递。本发明的试验系统能够为载荷模块所搭载的敏感器提供超高精度和稳定度的工作环境，避免了卫星自身部件的振动对其产生干扰，对于未来的超高精度敏感器具有很高的应用价值。

Description

三自由度双体卫星隔振地面试验系统
技术领域
本发明涉及一种三自由度双体卫星隔振地面试验系统，属于双体卫星隔振地面试验系统技术领域。
背景技术
在轨运行的太空望远镜及高精度通信卫星，对于指向精度有十分高的要求。工作在这类卫星上的敏感器，需要为其提供一个具有高指向精度和稳定度的环境。然而在轨运行的卫星除了受到太空环境的干扰外，按照目前的技术直接对传感器精度影响最为主要的还是卫星上一些运行的工作仪器振动的干扰，例如飞轮、陀螺仪以及推进器工作时会产生一系列的振动等。
目前，所采用的隔振技术主要包括被动隔振技术、半主动隔振技术和主动隔振技术。被动隔振目前被广泛应用，但是在抑制随机和低频振动时，被动隔振器并不能实现理想的抑振效果，而且也不能用于需要同时抑制谐振和高频响应的系统；半主动隔振技术一般来说可以在被动隔振的基础上进一步地提高系统的性能，不过由于被动隔振的局限性和它的可变阻尼，被动隔振的发展也受到了一定的限制；主动隔振技术是先进且复杂的隔振技术，它在中频段和低频段的振动隔离效果十分明显，但是在高频段的振动隔离效果并不能完全满足有效载荷对卫星平台振动的要求，而且主动隔振机构的质量及尺寸均较大。
近年来，一种新兴的隔振方式——“双体卫星隔振平台”的概念得到了国外相关专家的重视。双体卫星隔振平台突破了现有的接触式隔振方式，将卫星分为两部分。一部分搭载高精度或超高精度敏感器，该部分应具有高抗干扰能力和指向精度，称为载荷模块；另一部分搭载会产生振动干扰的仪器设备，如飞轮、推进器和柔性部件等，称为服务模块。载荷模块和服务模块通过非接触式电磁执行机构(如音圈电机)进行力的传递，由于两模块未直接接触，故实现了机械解耦，使服务模块上产生的振动与载荷模块隔离。在控制过程中，改变载荷平台位移和姿态的力和力矩由音圈电机提供。服务平台通过推进器和飞轮提供的力和力矩，跟随载荷平台的运动。此方式能够提供比传统隔振方式更高的指向精度和稳定度。
任何航天技术在实际发射上天之前都需要在地面进行物理仿真或者数字仿真。双体卫星隔振技术属于新兴技术，其数字模型结构尚不成熟，数字仿真不足以证明其物理特性，应当搭建硬件设备进行地面物理仿真。在国内，目前还没有大规模专门去研究双体卫星技术在实际卫星上的应用，没有成型的地面试验系统，只有较少的学术理论研究。鉴于中国航天事业未来发射超高精度指向卫星的任务需求以及双体卫星隔振平台技术在隔振方面所能提供的有力的技术支撑，尽早开始该技术的地面试验研究对未来实际应用具有重要意义。
发明内容
本发明的目的是为了解决上述现有技术存在的问题，进而提供一种三自由度双体卫星隔振地面试验系统。
本发明的目的是通过以下技术方案实现的：
一种三自由度双体卫星隔振地面试验系统，包括：载荷平台模拟器、服务平台模拟器、气浮平台、振动隔离装置、视觉测量系统、平面反射镜一、平面反射镜二和地面控制台，所述载荷平台模拟器和服务平台模拟器气浮于气浮平台的中间位置，视觉测量系统设置在载荷平台模拟器和服务平台模拟器的上部，平面反射镜一固定在载荷平台模拟器一侧的气浮平台上，平面反射镜二固定在服务平台模拟器一侧的气浮平台上，地面控制台设置在气浮平台的一侧，振动隔离装置安装在载荷平台模拟器和服务平台模拟器之间位置。
本发明的有益效果：本发明利用非接触式振动隔离装置将传统卫星一分为二，分别是载荷模块(载荷平台模拟器)和服务模块(服务平台模拟器)，实现两模块机械解耦，断绝了振动的传递。本发明的试验系统能够为载荷模块所搭载的敏感器提供超高精度和稳定度的工作环境，避免了卫星自身部件的振动对其产生干扰，对于未来的超高精度敏感器具有很高的应用价值。
附图说明
图1为本发明三自由度双体卫星隔振地面试验系统的结构示意图。
图2为服务平台模拟器执行机构分配策略示意图。
图3为服务平台模拟器上的冷喷气推进器安装位置示意图。
图4为载荷平台模拟器1和服务平台模拟器2的结构示意图。
图1中的附图标记，1为载荷平台模拟器，2为服务平台模拟器，3为气浮平台，4为振动隔离装置，5为视觉测量系统，6为平面反射镜一，7为平面反射镜二，8为地面控制台。
图2中的F'cx、F'cy——水平方向X、Y向的推力输入，T'cz——竖直方向Z向的力矩输入，F'x13、F'x24、F'x57、F'x68——推力限幅前13、24、57、68冷喷气推进器分别的合推力，Fx13、Fx24、Fx57、Fx68——PWM调制后的13、24、57、68冷喷气推进器分别的合推力，Twz——飞轮输出的力矩，Fcx、Fcy——水平方向X、Y向的推力输出，T'cz——竖直方向Z向的力矩输出。
图4中的附图标记，11为准直光管一，12为支架一，13为控制器一，14为惯导模组一，15为气瓶组一，21为准直光管二，22为冷喷气推进器，23为飞轮，24为惯导模组二，25为控制器二，26为柔性部件，27为气瓶组二，28为支架二，41为霍尔位置传感器，42为音圈电机组。
具体实施方式
下面将结合附图对本发明做进一步的详细说明：本实施例在以本发明技术方案为前提下进行实施，给出了详细的实施方式，但本发明的保护范围不限于下述实施例。
如图1、图3和图4所示，本实施例所涉及的一种三自由度双体卫星隔振地面试验系统，包括：载荷平台模拟器1、服务平台模拟器2、气浮平台3、振动隔离装置4、视觉测量系统5、平面反射镜一6、平面反射镜二7和地面控制台8，所述载荷平台模拟器1和服务平台模拟器2气浮于气浮平台3的中间位置，视觉测量系统5设置在载荷平台模拟器1和服务平台模拟器2的上部，平面反射镜一6固定在载荷平台模拟器1一侧的气浮平台3上，平面反射镜二7固定在服务平台模拟器2一侧的气浮平台3上，地面控制台8设置在气浮平台3的一侧，振动隔离装置4安装在载荷平台模拟器1和服务平台模拟器2之间位置。
所述载荷平台模拟器1包括准直光管一11、支架一12、控制器一13、惯导模组一14和气瓶组一15，准直光管一11固定在支架一12的顶层上面，气瓶组一15设置在支架一12的底层空间内，控制器一13和惯导模组一14设置在支架一12的上层空间内。
所述服务平台模拟器2包括准直光管二21、冷喷气推进器22、飞轮23、惯导模组二24、控制器二25、柔性部件26、气瓶组二27和支架二28，准直光管二21固定在支架二28的顶层上面，冷喷气推进器22设置在支架二28顶层的下部，飞轮23设置在支架二28的上层空间内，惯导模组二24和控制器二25设置在支架二28的中层空间内，气瓶组二27设置在支架二28的底层空间内，柔性部件26设置在支架二28一侧的下部。
所述冷喷气推进器22为八个，八个冷喷气推进器22两两一组分四个方向固定在支架二28的顶层下部。
所述振动隔离装置4包括霍尔位置传感器41和音圈电机组42，霍尔位置传感器41为两台，两台霍尔位置传感器41设置在音圈电机组42的上部，霍尔位置传感器41的头部与尾部分别与载荷平台模拟器1和服务平台模拟器2固连，中间敏感头相互对齐。
地面控制台向载荷平台模拟器的控制器发出控制信号，控制器经过运算分别给出三台音圈电机的控制信号，驱动振动隔离装置中的音圈电机组输出相应的力和力矩，实现载荷平台模拟器在两个平面方向的线运动以及在竖直方向的角运动。
服务平台模拟器作伺服功能，通过振动隔离装置上的霍尔位置传感器组得出两模拟器的相对线运动和角运动信息并传给服务平台模拟器控制器进行分配率计算(见图2)，控制器输出控制信号，驱动服务平台模拟器上的一个飞轮和八个冷喷气推进器工作，输出相应的力和力矩进行随动，实现服务平台模拟器在三个自由度上与载荷平台模拟器的相对位置保持不变。
两模拟器上都搭载有准直光管和加速度计(加速度计安装在惯导模组中)，能够测量两模拟器各自振动频率和幅值，进行对比，进而得出双体卫星地面试验系统隔振效率的结论。
以上所述，仅为本发明较佳的具体实施方式，这些具体实施方式都是基于本发明整体构思下的不同实现方式，而且本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应该以权利要求书的保护范围为准。

Claims (5)

1.一种三自由度双体卫星隔振地面试验系统，其特征在于，包括：载荷平台模拟器(1)、服务平台模拟器(2)、气浮平台(3)、振动隔离装置(4)、视觉测量系统(5)、平面反射镜一(6)、平面反射镜二(7)和地面控制台(8)，所述载荷平台模拟器(1)和服务平台模拟器(2)气浮于气浮平台(3)的中间位置，视觉测量系统(5)设置在载荷平台模拟器(1)和服务平台模拟器(2)的上部，平面反射镜一(6)固定在载荷平台模拟器(1)一侧的气浮平台(3)上，平面反射镜二(7)固定在服务平台模拟器(2)一侧的气浮平台(3)上，地面控制台(8)设置在气浮平台(3)的一侧，振动隔离装置(4)安装在载荷平台模拟器(1)和服务平台模拟器(2)之间位置。
2.根据权利要求1所述的三自由度双体卫星隔振地面试验系统，其特征在于，所述载荷平台模拟器(1)包括准直光管一(11)、支架一(12)、控制器一(13)、惯导模组一(14)和气瓶组一(15)，准直光管一(11)固定在支架一(12)的台面上，气瓶组一(15)设置在支架一(12)的底层空间内，控制器一(13)和惯导模组一(14)设置在支架一(12)的上层空间内。
3.根据权利要求1所述的三自由度双体卫星隔振地面试验系统，其特征在于，所述服务平台模拟器(2)包括准直光管二(21)、冷喷气推进器(22)、飞轮(23)、惯导模组二(24)、控制器二(25)、柔性部件(26)、气瓶组二(27)和支架二(28)，准直光管二(21)固定在支架二(28)的顶层上面，冷喷气推进器(22)设置在支架二(28)的顶层下部，飞轮(23)设置在支架二(28)的上层空间内，惯导模组二(24)和控制器二(25)设置在支架二(28)的中层空间内，气瓶组二(27)设置在支架二(28)的底层空间内，柔性部件(26)设置在支架二(28)一侧的下部。
4.根据权利要求3所述的三自由度双体卫星隔振地面试验系统，其特征在于，所述冷喷气推进器(22)为八个，八个冷喷气推进器(22)两两一组分四个方向固定在支架二(28)的顶层下部。
5.根据权利要求1所述的三自由度双体卫星隔振地面试验系统，其特征在于，所述振动隔离装置(4)包括霍尔位置传感器(41)和音圈电机组(42)，霍尔位置传感器(41)为两台，两台霍尔位置传感器(41)设置在音圈电机组(42)的上部，霍尔位置传感器(41)的头部与尾部分别与载荷平台模拟器(1)和服务平台模拟器(2)固连，中间敏感头相互对齐。
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