CN108408089B - 针对空间自旋目标抓捕及消旋的地面物理仿真试验方法 - Google Patents

针对空间自旋目标抓捕及消旋的地面物理仿真试验方法 Download PDF

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Abstract

为了解决现有空间目标的力学状态模拟存在试验流程与在轨状态不一致的问题，本发明提供一种针对空间自旋目标抓捕及消旋的地面物理仿真试验方法，属于空间操控系统及空间目标的地面零重力模拟领域。本发明包括：利用六自由度模拟器模拟空间目标自旋状态，利用气浮和喷气模拟服务飞行器的三自由度运动及零重力状态；六自由度机械臂携带自旋跟踪手爪装置对自旋的空间目标的自旋角速度及自旋轴进行跟踪及抓捕；抓捕过程中的角动量传递至服务飞行器，采用反向喷气消旋；实现在轨抓捕和消旋的实际流程进行完整一致地模拟。

Description

针对空间自旋目标抓捕及消旋的地面物理仿真试验方法
技术领域
本发明涉及一种在地面重力环境下对空间自旋目标实施抓捕和消旋的试验方法，属于空间操控系统及空间目标的地面零重力模拟领域。
背景技术
近年来，地球轨道空间特别是中低轨道空间的失效卫星数量和空间碎片数量随着人类宇航任务的逐渐增加也出现了近乎井喷式的增加，这些太空垃圾对于人类后续的宇航任务和在轨正常运行的飞行器来说都存在着巨大的威胁；太空垃圾中的某些目标还带有较为高速的自旋属性，角动量较大，极易解体或产生碰撞而产生更多空间碎片。因此，加快在轨抓捕任务的相关研究工作非常迫切，但针对空间非合作自旋目标的在轨抓捕目前尚未成功实施过，而开展在轨捕获任务之前，在地面进行相关的物理仿真试验是非常必要的。开展地面物理仿真试验需要克服重力等因素带来的动力学特性不准确等影响，确保试验对象的力学状态与在轨状态有较高一致性，同时，应设计与在轨操作相一致的试验流程，并采用相关信息采集与测量系统对控制算法的有效性进行评估。
目前对于空间目标的力学状态模拟大多采用悬吊法、水浮法与气浮法等，其中气浮法由于其相对成本较低、可重复试验性强等优势而被较多采用。但对于空间目标的力学状态模拟存在自由度模拟不全的局限，大多只能模拟平面三个自由度或除去重力方向的五自由度模拟；另外，由于试验条件或零重力实现程度的限制，试验流程与在轨状态不能达到一致，对于控制算法的验证参考意义较小。
发明内容
本发明的目的是为了解决现有空间目标的力学状态模拟存在试验流程与在轨状态不一致的问题，本发明提供一种针对空间自旋目标抓捕及消旋的地面物理仿真试验方法。
本发明的针对空间自旋目标抓捕及消旋的地面物理仿真试验方法，所述方法基于地面物理仿真试验系统实现，所述系统包括服务飞行器模拟装置、六自由度机械臂10、自旋跟踪手爪装置、六自由度目标模拟器和地面控制器7；
服务飞行器模拟装置，用于利用喷气和气浮模拟服务飞行器在平面内前后、左右以及偏航三个自由度的零重力状态，还用于利用喷气消除在抓捕过程中产生的角动量；
六自由度机械臂10的一端与服务飞行器模拟装置底部连接，六自由度机械臂10的另一端与自旋跟踪手爪装置的顶端连接；
六自由度目标模拟器，用于模拟空间目标六自由度零重力下的自旋状态；
所述试验方法包括如下步骤：
步骤一：地面控制器7控制六自由度目标模拟器模拟空间目标六自由度零重力下的自旋状态；
步骤二：地面控制器7控制服务飞行器模拟装置气浮，使其处于零重力状态下；
步骤三：自旋跟踪手爪装置对模拟的自旋的空间目标的自旋角速度及自旋轴进行跟踪，获得空间目标的自旋角速度和自旋轴；
步骤四：六自由度机械臂10带动自旋跟踪手爪装置运动至空间目标的自旋轴上方，自旋跟踪手爪装置起旋至与空间目标相同的自旋角速度，自旋跟踪手爪装置收拢抓捕手爪14，完成对自旋空间目标的抓捕；
步骤五：自旋跟踪手爪装置的刹车机构12脉冲式抱闸，利用步骤六消旋，直至服务飞行器模拟装置采集不到角速度信息，完成消旋；
步骤六：服务飞行器模拟装置采集角速度信息，根据该角速度信息获得角动量，服务飞行器模拟装置采用反向喷气的方式，实现该角动量的消除。
优选的是，
所述地面物理仿真试验系统还包括力矩传感器、末端六维力传感器和外部测量装置；力矩传感器和末端六维力传感器安装在机械臂内；
所述方法还包括：
在执行步骤四的同时，地面控制器7控制外部测量系统13对自旋跟踪手爪装置以及六自由度目标模拟器的同轴度和角速度差进行测量；
在执行步骤四和步骤五的同时，地面控制器7获取力矩传感器和末端六维力传感器采集的力的数据；
将试验结果与理论结果相对比，调整试验参数，直至试验结果与理论结果一致；
所述试验结果包括测量的自旋跟踪手爪装置以及六自由度目标模拟器的同轴度和角速度差、采集的力的数据和服务飞行器模拟装置采集角速度信息。
优选的是，所述六自由度目标模拟器包括目标模拟外壳15、气浮球轴承16、下气浮装置、起旋电机19、恒张力弹簧机构17、下平面气足18和下气浮平台8；
目标模拟外壳15与气浮球轴承的转子固定连接，气浮球轴承的进气口与下气浮装置顶部的出气口连接，下气浮装置中设置有中空的孔，恒张力弹簧机构17设置在所述孔中，恒张力弹簧机构17一端连接气浮球轴承，恒张力弹簧机构17的另一端连接下气浮装置底板的上表面，所述恒张力弹簧机构17用于实现竖直方向上的零重力；
下平面气足18和起旋电机19同时设置在下气浮装置底板和下气浮平台8之间；
起旋电机19带动目标模拟外壳15、气浮球轴承16、下气浮装置恒张力弹簧机构17和下平面气足18旋转；
下气浮装置通过下平面气足18向下气浮平台8通气；
所述步骤一包括：
地面控制器7控制下气浮装置对平面气足18通气，下气浮平台产生气浮；
地面控制器7控制起旋电机自旋，进而带动目标模拟外壳15、气浮球轴承16、下气浮装置恒张力弹簧机构17和下平面气足18自旋运动，达到设定转速后，地面控制器7控制下气浮装置对气浮球轴承16供气，使目标模拟外壳相对其底部独立自旋。
优选的是，所述服务飞行器模拟装置包括三自由度飞行模拟器1、上平面气足4、上气浮平台5、上气瓶、喷气装置2和惯性导航组件3；
喷气装置2设置在三自由度飞行模拟器1的四周，三自由度飞行模拟器1设置在上平面气足4的顶部，上气瓶设置在三自由度飞行模拟器1上；上气瓶的一个出气口与喷气装置2的进气口连通，上气瓶的另一个出气口与上平面气足4的进气口连通；上平面气足4位于三自由度飞行模拟器1的底板与上气浮平台5之间；
所述步骤二包括：
三自由度飞行模拟器1控制上气瓶通过上平面气足4对上气浮平台5通气，实现气浮，使三自由度飞行模拟器1呈零重力状态。
上述技术特征可以各种适合的方式组合或由等效的技术特征来替代，只要能够达到本发明的目的。
本发明的有益效果在于，本发明基于气浮模拟器、六自由度机械臂、自旋跟踪手爪装置以及相关的测量装置对空间自旋目标以及抓捕飞行器的力学状态进行物理仿真，同时对在轨抓捕和消旋的实际流程进行完整一致地模拟，对于后续在轨操作合理性以及控制算法有效性的验证具有重要意义。
附图说明
图1为本发明的试验系统的原理结构示意图；
图2为本发明具体实施方式中服务飞行器模拟装置的原理示意图。
图3为六自由度目标模拟器的原理示意图。
具体实施方式
下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动的前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
需要说明的是，在不冲突的情况下，本发明中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。
下面结合附图和具体实施例对本发明作进一步说明，但不作为本发明的限定。
结合图1至图3说明本实施方式，本实施方式所述的针对空间自旋目标抓捕及消旋的地面物理仿真试验方法基于地面物理仿真试验系统实现，该系统包括服务飞行器模拟装置、六自由度机械臂10、自旋跟踪手爪装置、六自由度目标模拟器和地面控制器7；
服务飞行器模拟装置，用于利用喷气和气浮模拟服务飞行器在平面内前后、左右以及偏航三个自由度的零重力状态，还用于利用喷气消除在抓捕过程中产生的角动量；
六自由度机械臂10的一端与服务飞行器模拟装置底部连接，六自由度机械臂10的另一端与自旋跟踪手爪装置的顶端连接；
六自由度目标模拟器，用于模拟空间目标六自由度零重力下的自旋状态；
本实施方式的试验方法包括如下步骤：
步骤一：地面控制器7控制六自由度目标模拟器模拟空间目标六自由度零重力下的自旋状态；
步骤二：地面控制器7控制服务飞行器模拟装置气浮，使其处于零重力状态下；
步骤三：自旋跟踪手爪装置对模拟的自旋的空间目标的自旋角速度及自旋轴进行跟踪，获得空间目标的自旋角速度和自旋轴；
步骤四：六自由度机械臂10带动自旋跟踪手爪装置运动至空间目标的自旋轴上方，自旋跟踪手爪装置起旋至与空间目标相同的自旋角速度，自旋跟踪手爪装置收拢抓捕手爪14，完成对自旋空间目标的抓捕；
步骤五：自旋跟踪手爪装置的刹车机构12脉冲式抱闸，空间目标的角速度逐步减速，机械臂进行柔顺控制，降低能量传递冲击；空间目标的角动量通过六自由度机械臂10传递至顶部三自由度服务模拟器1
利用步骤六消旋，直至服务飞行器模拟装置采集不到角速度信息，完成消旋；
步骤六：服务飞行器模拟装置采集角速度信息，根据该角速度信息获得角动量，服务飞行器模拟装置采用反向喷气的方式，实现该角动量的消除。
本实施方式在地面重力环境下，针对空间中具有自旋特性的非合作目标，建立起一套抓捕及消旋系统，并设计配套的物理仿真试验流程，系统对在轨抓捕及消旋过程中服务飞行器以及自旋空间目标的力学状态模拟程度较高，试验流程与在轨操作流程相一致。
优选实施例中，地面物理仿真试验系统还包括力矩传感器、末端六维力传感器和外部测量装置；
力矩传感器和末端六维力传感器安装在机械臂内；
本实施方式的方法还包括：
在执行步骤四的同时，地面控制器7控制外部测量系统13对自旋跟踪手爪装置以及六自由度目标模拟器的同轴度和角速度差进行测量；
在执行步骤四和步骤五的同时，地面控制器7获取力矩传感器和末端六维力传感器采集的力的数据；
将试验结果与理论结果相对比，调整试验参数，直至试验结果与理论结果一致；
所述试验结果包括测量的自旋跟踪手爪装置以及六自由度目标模拟器的同轴度和角速度差、采集的力的数据和服务飞行器模拟装置采集角速度信息。
本实施方式利用外部测量系统13对空间目标的自旋轴、自旋角速度以及自旋跟踪手爪装置的自旋轴、自旋角速度进行复测，验证系统抓捕之前的控制精度，即：手爪收拢速度，保证抓捕过程中相对冲击降到最低，验证抓捕路径规划及自旋跟踪控制算法的有效性；
在抓捕和抱闸过程中需要利用机械臂进行柔顺控制，此时利用机械臂内部力矩传感器和末端六维力传感器11对过程力实时采集处理，验证在柔顺控制时，六自由度机械臂的刚度参数。
优选实施例中，所述六自由度目标模拟器包括目标模拟外壳15、气浮球轴承16、下气浮装置、起旋电机19、恒张力弹簧机构17、下平面气足18和下气浮平台8；
目标模拟外壳15与气浮球轴承的转子固定连接，气浮球轴承的进气口与下气浮装置顶部的出气口连接，下气浮装置中设置有中空的孔，恒张力弹簧机构17设置在所述孔中，恒张力弹簧机构17一端连接气浮球轴承，恒张力弹簧机构17的另一端连接下气浮装置底板的上表面，所述恒张力弹簧机构17用于实现竖直方向上的零重力；
下平面气足18和起旋电机19同时设置在下气浮装置底板和下气浮平台8之间；
起旋电机19带动目标模拟外壳15、气浮球轴承16、下气浮装置恒张力弹簧机构17和下平面气足18旋转；
下气浮装置通过下平面气足18向下气浮平台8通气；
所述步骤一包括：
地面控制器7控制下气浮装置对平面气足通气，下气浮平台产生气浮；
地面控制器7控制起旋电机自旋，进而带动目标模拟外壳15、气浮球轴承16、下气浮装置恒张力弹簧机构17和下平面气足18自旋运动，达到设定转速后，地面控制器7控制下气浮装置对气浮球轴承16供气，使目标模拟外壳相对其底部独立自旋。
本实施方式提供了六自由度目标模拟器的具体结构及试验流程，通过气浮法并结合恒张力弹簧机构17消除模拟空间目标时对地面重力场的影响，最大限度地实现了地面状态下的在轨力学状态模拟，对于动力学响应具有较高的物理仿真精度。
本实施方式的试验系统还包括气浮平台支撑千斤顶9，气浮平台支撑千斤顶9设置在下气浮平台8的底部，用于支撑和调平；
优选实施例中，服务飞行器模拟装置包括三自由度飞行模拟器1、上平面气足4、上气浮平台5、上气瓶、喷气装置2和惯性导航组件3；
喷气装置2设置在三自由度飞行模拟器1的四周，三自由度飞行模拟器1设置在上平面气足4的顶部，上气瓶设置在三自由度飞行模拟器1上；上气瓶的一个出气口与喷气装置2的进气口连通，上气瓶的另一个出气口与上平面气足4的进气口连通；上平面气足4位于三自由度飞行模拟器1的底板与上气浮平台5之间；
所述步骤二包括：
三自由度飞行模拟器1控制上气瓶通过上平面气足4对上气浮平台5通气，实现气浮，使三自由度飞行模拟器1呈零重力状态。
本实施方式提供了服务飞行器模拟装置的具体结构及试验流程，通过气浮法消除模拟服务飞行器时对地面重力场的影响，最大限度地实现了地面状态下的在轨力学状态模拟，对于动力学响应具有较高的物理仿真精度。
本实施方式的六自由度目标模拟器还包括起旋支撑摩擦盘；起旋支撑摩擦盘设置在起旋电机组件和下气浮平台之间；本实施方式的起旋电机组件的电机壳体与下气浮装置底板固定连接，起旋电机组件的起旋电机输出轴与起旋支撑摩擦盘的顶面连接，起旋支撑摩擦盘通过起旋电机组件的离合实现升降。打开起旋电机组件的离合，起旋支撑摩擦盘降下来，与下气浮平台压紧，此时因为起旋支撑摩擦盘和下气浮平台之间的摩擦力，电机输出轴、起旋支撑摩擦盘和下气浮平台之间静止，而电机壳体做相对旋转，进而带动目标模拟外壳15、气浮球轴承、下气浮装置、恒张力弹簧机构17和下平面气足18旋转；起旋支撑摩擦盘底面采用橡胶包裹，防止对下气浮平台产生磕碰；本实施方式的电机与下气浮装置和下气浮平台连接方式减少了对下气浮平台8的硬接触，提高了安全性。
本实施方式的试验系统还包括支撑桁架6，上气浮平台5固定支撑桁架6的顶部。
如图1所示，试验流程设计如下：
步骤1：地面控制器7控制下气浮装置的气瓶20通过下平面气足18给下气浮平台通气，控制起旋电机组件旋转，旋转到设定角速度；
步骤2：地面控制器7控制下气浮装置对气浮球轴承16供气，使顶部的目标模拟外壳15与其下层独立自旋运动；
步骤3：地面控制器7通过控制三自由度飞行模拟器给上平面气足4供气，使其处于平面自由漂浮状态；
步骤4：地面控制器7控制六自由度机械臂带动自旋跟踪手爪装置运动至空间目标的自旋轴上部，过程中通过自旋跟踪手爪装置自带测量系统对目标模拟外壳15的自旋轴位置以及自旋角速度进行测量；
步骤5：地面控制器7控制自旋跟踪手爪装置起旋至目标模拟外壳15的自旋角速度；
步骤6：外部测量系统13对自旋跟踪手爪装置与自旋目标模拟外壳15的同轴度与角速度差进行测量；
步骤7：地面控制器7控制自旋跟踪手爪装置的手爪合拢对目标模拟外壳15进行抓捕；
步骤8：地面控制器7控制自旋跟踪手爪装置的手爪抱闸机构，对目标模拟外壳15的角速度进行逐步减速，过程中对六自由度机械臂进行柔顺控制，降低能量传递冲击；
步骤9：关节力矩传感器及末端六维力传感器对过程冲击力进行测量采集；
步骤10：根据惯性导航组件测量数据，对顶部的服务飞行模拟器的喷气装置进行喷气控制，消除传递角动量，保证抓捕系统稳定；
步骤11：目标模拟外壳15的角速度消除完毕后，关闭两模拟器的气瓶，完成自旋目标的抓捕及消旋过程。
步骤12：复验步骤6、步骤9和步骤10的试验数据结果与理论结果的差异，并根据结果进行响应的参数调整；
步骤13：调整试验参数后进行重复试验，直至试验结果满足要求。
本实施方式涉及地面重力环境下对空间自旋目标进行零重力模拟，并利用地面模拟器等装置进行自旋目标的抓捕和消旋操作。本实施方式的试验系统及试验方法可在地面重力场环境下较为真实地反映出抓捕和消旋过程中的动力学响应，为后续实际在轨操作提供理论验证及技术支持。地面重力场环境下对空间自旋目标的抓捕和消旋试验模拟主要存在自由度模拟数量少、危险系数大以及动力学响应不准确等诸多问题，本实施方式以三自由度的服务飞行模拟器、六自由度机械臂、自旋跟踪手爪装置、六自由度自旋目标模拟器为试验基础，在地面重力环境下实现对空间自旋目标的抓捕和消旋过程模拟，并利用内部力、视觉测量装置以及外部视觉测量系统对抓捕消旋过程进行数据采集，实现地面环境下的空间自旋目标抓捕及消旋控制算法验证。针对传统的计算机仿真对于复杂系统处理能力有限、动力学仿真精度较低、边界条件需要假设且无法保证与实际情况高度相符等缺点，本实施方式利用三自由度模拟器模拟、六自由度机械臂、自旋跟踪手爪装置、六自由度模拟器以及外部视觉测量系统等装置，根据实际的在轨抓捕工况设计了一套试验方法，确保试验过程中具备足够多方向的自由度零重力模拟，同时设计试验流程与在轨操作情况一致，较为真实地对空间自旋目标实现模拟并实施抓捕和消旋任务，具有动力学状态模拟精度高、试验过程与真实工况相一致、可重复性高以及安全系数高等优点。
虽然在本文中参照了特定的实施方式来描述本发明，但是应该理解的是，这些实施例仅仅是本发明的原理和应用的示例。因此应该理解的是，可以对示例性的实施例进行许多修改，并且可以设计出其他的布置，只要不偏离所附权利要求所限定的本发明的精神和范围。应该理解的是，可以通过不同于原始权利要求所描述的方式来结合不同的从属权利要求和本文中所述的特征。还可以理解的是，结合单独实施例所描述的特征可以使用在其他所述实施例中。

Claims (4)

1.一种针对空间自旋目标抓捕及消旋的地面物理仿真试验方法，其特征在于，所述方法基于地面物理仿真试验系统实现，所述系统包括服务飞行器模拟装置、六自由度机械臂(10)、自旋跟踪手爪装置、六自由度目标模拟器和地面控制器(7)；
服务飞行器模拟装置，用于利用喷气和气浮模拟服务飞行器在平面内前后、左右以及偏航三个自由度的零重力状态，还用于利用喷气消除在抓捕过程中产生的角动量；
六自由度机械臂(10)的一端与服务飞行器模拟装置底部连接，六自由度机械臂(10)的另一端与自旋跟踪手爪装置的顶端连接；
六自由度目标模拟器，用于模拟空间目标六自由度零重力下的自旋状态；
所述试验方法包括如下步骤：
步骤一：地面控制器(7)控制六自由度目标模拟器模拟空间目标六自由度零重力下的自旋状态；
步骤二：地面控制器(7)控制服务飞行器模拟装置气浮，使其处于零重力状态下；
步骤三：自旋跟踪手爪装置对模拟的自旋空间目标的自旋角速度及自旋轴进行跟踪，获得空间目标的自旋角速度和自旋轴；
步骤四：六自由度机械臂(10)带动自旋跟踪手爪装置运动至空间目标的自旋轴上方，自旋跟踪手爪装置起旋至与空间目标相同的自旋角速度，自旋跟踪手爪装置收拢抓捕手爪(14)，完成对自旋空间目标的抓捕；
步骤五：自旋跟踪手爪装置的刹车机构(12)脉冲式抱闸，利用步骤六消旋，直至服务飞行器模拟装置采集不到角速度信息，完成消旋；
步骤六：服务飞行器模拟装置采集角速度信息，根据该角速度信息获得角动量，服务飞行器模拟装置采用反向喷气的方式，实现该角动量的消除。
2.根据权利要求1所述的针对空间自旋目标抓捕及消旋的地面物理仿真试验方法，其特征在于，
所述地面物理仿真试验系统还包括力矩传感器、末端六维力传感器和外部测量装置；力矩传感器和末端六维力传感器安装在机械臂内；
所述方法还包括：
在执行步骤四的同时，地面控制器(7)控制外部测量系统(13)对自旋跟踪手爪装置以及六自由度目标模拟器的同轴度和角速度差进行测量；
在执行步骤四和步骤五的同时，地面控制器(7)获取力矩传感器和末端六维力传感器采集的力的数据；
将试验结果与理论结果相对比，调整试验参数，直至试验结果与理论结果一致；
所述试验结果包括测量的自旋跟踪手爪装置以及六自由度目标模拟器的同轴度和角速度差、采集的力的数据和服务飞行器模拟装置采集角速度信息。
3.根据权利要求1所述的针对空间自旋目标抓捕及消旋的地面物理仿真试验方法，其特征在于，所述六自由度目标模拟器包括目标模拟外壳(15)、气浮球轴承(16)、下气浮装置、起旋电机(19)、恒张力弹簧机构(17)、下平面气足(18 )和下气浮平台(8)；
目标模拟外壳(15)与气浮球轴承的转子固定连接，气浮球轴承的进气口与下气浮装置顶部的出气口连接，下气浮装置中设置有中空的孔，恒张力弹簧机构(17)设置在所述孔中，恒张力弹簧机构(17)一端连接气浮球轴承，恒张力弹簧机构(17)的另一端连接下气浮装置底板的上表面，所述恒张力弹簧机构(17)用于实现竖直方向上的零重力；
下平面气足(18 )和起旋电机(19)同时设置在下气浮装置底板和下气浮平台(8)之间；
起旋电机(19)带动目标模拟外壳(15)、气浮球轴承(16)、下气浮装置恒张力弹簧机构(17)和下平面气足(18 )旋转；
下气浮装置通过下平面气足(18 )向下气浮平台(8)通气；
所述步骤一包括：
地面控制器(7)控制下气浮装置对平面气足18通气，下气浮平台产生气浮；
地面控制器(7)控制起旋电机自旋，进而带动目标模拟外壳(15)、气浮球轴承(16)、下气浮装置恒张力弹簧机构(17)和下平面气足(18 )自旋运动，达到设定转速后，地面控制器(7)控制下气浮装置对气浮球轴承(16)供气，使目标模拟外壳(15)相对其底部独立自旋。
4.根据权利要求1、2或3所述的针对空间自旋目标抓捕及消旋的地面物理仿真试验方法，其特征在于，所述服务飞行器模拟装置包括三自由度飞行模拟器(1)、上平面气足(4)、上气浮平台(5)、上气瓶、喷气装置(2)和惯性导航组件(3)；
喷气装置(2)设置在三自由度飞行模拟器(1)的四周，三自由度飞行模拟器(1)设置在上平面气足(4)的顶部，上气瓶设置在三自由度飞行模拟器(1)上；上气瓶的一个出气口与喷气装置(2)的进气口连通，上气瓶的另一个出气口与上平面气足(4)的进气口连通；上平面气足(4)位于三自由度飞行模拟器(1)的底板与上气浮平台(5)之间；惯性导航组件(3)设置在三自由度飞行模拟器(1)上，用于采集角速度信息；
所述步骤二包括：
三自由度飞行模拟器(1)控制上气瓶通过上平面气足(4)对上气浮平台(5)通气，实现气浮，使三自由度飞行模拟器(1)呈零重力状态。
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