CN108820255B - 一种动目标跟瞄的三超控制全物理验证系统及方法 - Google Patents

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Abstract

本发明提供了一种动目标跟瞄的三超控制全物理验证系统及方法。该系统包括星体姿控模拟系统、主动指向超静平台控制模拟系统、载荷模拟器、动目标模拟组件、光学补偿快反镜控制模拟系统和验证计算单元。星体姿控模拟系统模拟星体姿态；主动指向超静平台控制模拟系统，模拟主动指向超静平台；载荷模拟器，模拟载荷；光学补偿快反镜控制模拟系统产生激光光束，将反射后的激光光束偏转轴进行角度放大后传输至动目标模拟组件靶面上，形成光斑，通过调整光束的偏转角度，控制光斑持续跟踪动目标模拟组件靶面中心点；验证计算单元计算由三级姿态控制确定的动目标方位角，将其与动目标实际方位角作差，得到三级姿态控制确定的目标方位误差。

Description

一种动目标跟瞄的三超控制全物理验证系统及方法
技术领域
本发明属于航天器姿态控制领域，涉及一种动目标跟瞄的超精超稳超敏捷控制全物理验证系统，用于验证光学载荷对动目标的超精超稳超敏捷跟瞄，考核跟瞄超精超稳超敏捷控制系统的性能指标。
背景技术
天基平台对空天动目标跟踪是空天信息处理与控制领域的一个核心问题，对于空间监视、自主交会、卫星编队、在轨服务等许多任务的顺利实施具有着重要意义。动目标的跟瞄精度、稳定度和敏捷度是天基动目标跟踪平台发展的瓶颈问题。具有超高精度、超高稳定度、超高敏捷度的三超平台正是瞄准这类光学载荷姿态高精度控制需求应运而生。
与目前传统系统相比，动目标跟瞄三超控制系统具有以下特点：(1)多级控制系统：包括星体姿态一级控制系统、主动指向超静平台二级控制系统和快反镜三级控制系统组成；(2)三超控制性能：三超控制系统通过在星体和载荷之间安装具有隔振、抑振和主动指向能力的主动指向超静平台，以及载荷中安装具有高带宽调节能力的快反镜，实现了超高精度、超高稳定度、超高敏捷度跟瞄控制性能；(3)多级姿态确定：配备能够测量目标卫星相对位置的视线测量敏感器和能够确定平台本体姿态的惯性空间敏感器(测微陀螺和星敏感器)，通过多传感器数据融合实现定姿。
动目标跟瞄的三超平台是一个全新的设计理念，三超平台相关的控制技术必须经过地面物理仿真试验系统的严格考核才能开展型号应用。因此，这就需要一种动目标跟瞄的超精超稳超敏捷控制全物理验证系统及方法，验证动目标跟瞄的三超平台的性能指标。
发明内容
本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提供一种动目标跟瞄的三超控制全物理验证系统，在试验使的环境下，验证动目标跟瞄三超控制性能。
本发明的技术解决方案是：一种动目标跟瞄的三超控制全物理验证系统，该系统包括星体姿控模拟系统、载荷模拟器、光学补偿快反镜控制模拟系统、动目标模拟组件和验证计算单元，其中：
星体姿控模拟系统，用于模拟星体姿态，构成动目标跟瞄的第一级姿态控制；
主动指向超静平台控制模拟系统，用于模拟主动指向超静平台，所述主动指向超静平台用于连接星体和载荷，构成动目标跟瞄的第二级姿态控制；
载荷模拟器，模拟载荷，测量载荷姿态；
动目标模拟组件，包括跟瞄误差测量敏感器、导轨和靶面，跟瞄误差测量敏感器和靶面均固定安装在导轨上，沿导轨移动，用于模拟动目标的运动轨迹；测量光斑偏离靶面中心的位移，并将测量结果发送至验证单元；
光学补偿快反镜控制模拟系统，固定安装在载荷模拟器上，随着载荷模拟器运动；产生激光光束，激光光束经过反射后，通过角度放大光路将反射后的激光光束偏转轴进行角度放大后传输至动目标模拟组件靶面上，形成光斑，通过调整光束的偏转角度，控制光斑持续跟踪动目标模拟组件靶面中心点，构成动目标跟瞄的第三级姿态控制；角度放大光路与动目标模拟组件靶面之间的距离为D，用于模拟实际目标距离L、动目标模拟组件靶面边长为l，用于模拟实际视野范围H；
验证计算单元，根据光斑偏离靶面中心的位移，计算目标跟瞄误差，根据目标跟瞄误差、载荷姿态测量值θl和星体姿态测量值θs，计算由三级姿态控制确定的动目标方位角β1，将三级姿态控制确定的动目标方位角β1与动目标实际方位角β作差，得到三级姿态控制确定的目标方位误差。
所述角度放大光路的放大倍数a、角度放大光路输出端口至动目标模拟组件靶面中心点的距离D和靶面边长l，根据如下关系式确定：
Figure BDA0001701058040000031
所述测量敏感器71的分辨率
Figure BDA0001701058040000032
三级姿态控制下的目标跟瞄误差Δθ4为：
Figure BDA0001701058040000033
式中，n为光斑中心点与靶面中心点之间的像元个数，即光斑偏离靶面中心的位移，Δθ为快反镜转角测量值。
第一级姿态或者第二级控制下的目标跟瞄误差Δθ1：
Figure BDA0001701058040000034
式中，n为光斑中心点与靶面中心点之间的像元个数，即光斑偏离靶面中心的位移。
第三级姿态控制下的目标跟瞄误差Δθ1：
Figure BDA0001701058040000035
式中，n为光斑中心点与靶面中心点之间的像元个数，即光斑偏离靶面中心的位移。
根据权利要求1所述的一种动目标跟瞄的超精超稳超敏捷控制全物理验证系统，其特征在于所述动目标实际方位角β通过外标设备实时测量得到。
所述星体姿控系统包括控制力矩陀螺、星体姿控陀螺和星体质量惯量模拟器，其中，
星体质量惯量模拟器，用来模拟星体；
星体陀螺，用来测量星体质量惯量模拟器的姿态，获取星体姿态测量值θs，将其发送至验证计算单元；
控制力矩陀螺，根据星体转动控制指令，产生星体单轴旋转转矩，驱动星体质量惯量模拟器转动；
星体控制单元，根据星体质量惯量模拟器姿态信息，产生星体转动控制指令。
所述主动指向超静平台控制系统包括主动指向超静平台、载荷控制单元和涡流敏感器，其中：
主动指向超静平台，由多组作动器构成，在作动器驱动指令下驱动各作动器产生载荷旋转转矩，驱动载荷模拟器旋转；
多个涡流敏感器，安装于主动指向超静平台的作动器上，用于测量各作动器位移量，并将测量结果发送给载荷模拟器。
所述载荷模拟器包括：气浮装置、载荷模拟器、载荷测微陀螺、载荷控制单元，其中：
载荷模拟器，置于气浮装置上，用于模拟载荷舱；
载荷测微陀螺，用于测量载荷姿态，将载荷姿态测量值θl发送至验证计算单元；
载荷控制单元，根据载荷姿态和主动指向超静平台各作动器位移量，产生作动器驱动指令，输出至主动指向超静平台控制系统，控制载荷姿态。
所述光学补偿快反镜控制模拟系统包括激光发射器、反射镜、快反镜、角度放大光路、快反镜转角测量敏感器、快反镜控制单元，其中：
激光发射器发射激光束，激光束经反射镜反射之后照射在快反镜上，快反镜再次将其反射，角度放大光路位于快反镜出光方向的轴线上，角度放大光路对快反镜输出的激光偏转轴进行角度放大，偏转后的激光束传输至动目标模拟组件的靶面上，快反镜控制单元，用于根据快反镜偏转角度，计算光斑偏离靶面中心的位移，根据光斑偏离靶面中心的位移实时调整快反镜的角度；快反镜转角测量敏感器用于实时测量快反镜偏转角度，并将测量结果传至快反镜控制单元。
本发明的另一个技术解决方案是：一种动目标跟瞄的三超控制全物理验证系统的验证方法，其特征在于包括如下步骤：
(1)、动目标模拟器模拟动目标运动轨迹；
(2)、控制星体姿态、控制载荷姿态，发射激光光束，激光光束经过反射后，通过角度放大光路将激光光束偏转轴进行角度放大后传输至动目标模拟组件靶面上，形成光斑，通过调整光束的偏转角度，使光斑持续跟踪动目标模拟组件靶面中心点，
控制快反镜转动调节光轴，使得激光器发射的激光束通过反射镜、快反镜、角度放大光路后到达靶面形成光点，控制该光点持续跟踪靶面中心点；
(3)、在靶面处通过跟瞄误差测量敏感器得到靶面的视场，根据光点与靶面中心点之间的像元个数为n4，计算三级姿态控制下的目标跟瞄误差Δθ4：
Figure BDA0001701058040000051
式中，N为跟瞄误差测量敏感器的分辨率，l为靶面边长；D为角度放大光路至靶面中心点的距离，a为角度放大光路的放大倍数，Δθ为快反镜转角测量值；
(4)、根据星体姿态测量值θs、载荷姿态测量值θl和由步骤(4)得到的多级复合控制跟瞄误差Δθ4，采用数据融合函数，计算得到三级姿态控制确定的动目标方位β1；
(5)、将三级姿态控制确定的动目标方位角β1与动目标实际方位角β比较，得到多级姿态确定的误差Δβ＝β1-β。
上述方法还包括如下步骤：
(1.1)、采用单轴气浮台将星体质量惯量模拟器气浮，星体陀螺测量星体姿态，主动指向超静平台作动器和快反镜进入锁定状态；
(1.2)、控制力矩陀螺产生星体单轴旋转转矩控制星体质量惯量模拟器转动，使得激光器发射的激光束通过反射镜、快反镜、角度放大光路到达远处靶面，形成光点，该光点持续跟踪靶面中心点；
(1.3)、在靶面处通过跟瞄误差测量敏感器得到靶面的视场，获取光点与靶面中心点之间的像元个数n，根据该像元个数n，计算粗跟踪跟瞄误差Δθ1：
Figure BDA0001701058040000061
式中，N为跟瞄误差测量敏感器的分辨率，l为靶面边长；D为角度放大光路至靶面的距离。
上述方法还包括如下步骤：
(2.1)、控制控制力矩陀螺、快反镜处于锁定状态。
(2.2)、控制主动指向超静平台作动器产生载荷旋转转矩驱动载荷模拟器3转动，载荷测微陀螺测量载荷姿态，使得激光器发射的激光束通过反射镜52、快反镜、角度放大光路到达远处靶面，形成光点，该光点持续跟踪靶面中心点；
(2.3)、在靶面处通过跟瞄误差测量敏感器得到靶面的视场，根据光点与靶面中心点之间的像元个数n计算精跟踪跟瞄误差Δθ2：
Figure BDA0001701058040000062
式中，N为跟瞄误差测量敏感器的分辨率，l为靶面边长；D为角度放大光路至靶面的距离。
上述方法还包括如下步骤：
(3.1)控制力矩陀螺和主动指向超静平台作动器进入锁定状态，根据跟瞄误差测量敏感器测量得到的跟瞄误差，实时控制快反镜转动调节光轴，使得激光器发射的激光束通过反射镜、快反镜、角度放大光路到达远处靶面，形成光点，该光点持续跟踪靶面中心点；；
(3.2)、在靶面处通过跟瞄误差测量敏感器得到靶面的视场，光点与靶面中心点之间的像元个数为n，高带宽补偿误差Δθ3的公式为：
Figure BDA0001701058040000063
式中，N为跟瞄误差测量敏感器的分辨率，l为靶面边长；D为角度放大光路至靶面的距离，a为角度放大光路的放大倍数，Δθ为快反镜转角测量值。
与现有技术先比，本发明具有以下有益效果：
(1)、本发明采用星体姿态一级控制系统、主动指向超静平台二级控制系统和快反镜三级控制系统组成多级控制系统，通过星体姿控实现“粗”指向控制，通过主动指向超静平台实现“精”指向控制，快反镜实现高带宽光学补偿，从而实现对动目标的超精超稳超敏捷跟瞄。
(2)、本发明采用星体陀螺、载荷测微陀螺以及跟瞄误差测量敏感器构成多级姿态测量系统，星体陀螺和载荷测微陀螺分别测量星体和载荷的惯性姿态，跟瞄误差测量敏感器测量目标成像视场中的相对偏差，能够验证多级多采样率传感器融合的姿态确定方法。
(3)、本发明提出在激光发射端与动目标之间设计光轴偏转角度放大光路，该光路能将发射端的光轴的微小转动角度进行放大，同时激光在动目标处形成的光点的平动位移也实现了放大，根据实际动目标距离需求设计放大倍数，从而模拟了微小光轴转动在任意远距离处形成的光点的平动，实现了在有限空间内对百公里级动目标进行跟瞄试验的工况缩比。
(4)、本发明将跟瞄误差测量敏感器置于动目标的靶面处，对激光点在靶面处形成的光点的位置进行测量，能够在满足测量精度要求的前提下，通过优化工况缩比参数(如增加角度放大光路放大倍数、增加动目标靶面与星体距离)，降低对测量敏感器的性能要求，实现对跟瞄误差的高精度测量且方法简单高效。
(5)、本发明采用单轴气浮台旋转模拟星体轴向转动，能够实现单轴大范围运动，将载荷模拟器气浮于高平整度平台之上实现重力卸载高平整度平台，能够提供全过程中的载荷重力卸载，远端导轨搭载靶面模拟动目标且远端导轨上搭载的靶面运动规律可控，可适应动目标的跟瞄运动范围大且动目标种类多的实际情况。
附图说明
图1为本发明实施例动目标跟瞄的三超控制全物理验证系统示意图；
图2为本发明实施例角度放大光路示意图；
图3(a)为本发明实施例动目标靶面视野范围示意图；
图3(b)为本发明实施例动目标靶面测量示意图。
具体实施方式
下面结合具体实施例和附图对本发明进行详细说明。
以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本发明，但不以任何形式限制本发明。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变化和改进。这些都属于本发明的保护范围。
本发明提供了一种动目标跟瞄的超精超稳超敏捷控制全物理验证系统，该系统具有目标“暗、小、快、远”、控制系统多级复合的特点，属于全物理仿真系统，可以实现动目标跟瞄的敏捷机动、精准跟踪的全过程地面验证。
如图1所示，上述动目标跟瞄的超精超稳超敏捷控制全物理验证系统包括星体姿控模拟系统、主动指向超静平台控制模拟系统、载荷模拟器、动目标模拟组件、光学补偿快反镜控制模拟系统和验证计算单元。
(1)、星体姿控模拟系统
星体姿控模拟系统用于模拟星体姿态，构成动目标跟瞄的第一级姿态控制，通过比对跟踪误差，验证动目标跟瞄过程中的粗跟踪效果。
星体姿控模拟系统包括控制力矩陀螺10、星体姿控陀螺61和星体质量惯量模拟器11，其中：
星体质量惯量模拟器11，放置在单轴气浮台1上，用来模拟星体，单轴气浮台1固定于地面上，通过气浮装置将星体质量惯量模拟器11浮起，实现重力卸载。
星体姿控陀螺61，用来测量星体质量惯量模拟器11的姿态，获取星体姿态测量值θs，将其发送至验证计算单元。
控制力矩陀螺10，根据星体转动控制指令，产生星体单轴旋转转矩，驱动星体质量惯量模拟器11转动；
星体控制单元，根据星体质量惯量模拟器11姿态信息，产生星体转动控制指令。
(2)、主动指向超静平台控制模拟系统
主动指向超静平台控制模拟系统，用于模拟主动指向超静平台，所述主动指向超静平台用于连接星体和载荷，构成动目标跟瞄的第二级姿态控制，通过比对跟踪误差，验证动目标跟瞄过程中的精跟踪效果。
主动指向超静平台控制系统包括主动指向超静平台2和涡流敏感器63，其中：
主动指向超静平台2，由多组作动器构成，在作动器驱动指令下驱动各作动器产生载荷旋转转矩，驱动载荷模拟器旋转；
多个涡流敏感器63，分别安装于主动指向超静平台2的作动器上，用于测量各作动器位移量，并将测量结果发送给载荷模拟器。
(3)、载荷模拟器
载荷模拟器用来模拟载荷，测量载荷姿态。它包括：气浮气垫12、载荷模拟器、载荷测微陀螺、载荷控制单元，其中：
载荷模拟器，置于气浮气垫12上，用于模拟载荷舱；气浮气垫12固连与载荷模拟器3的底部，通过气浮支撑于高平整度平台13上。
载荷测微陀螺，用于测量载荷姿态，将载荷姿态测量值θl发送至验证计算单元；
载荷控制单元，根据载荷姿态和主动指向超静平台各作动器位移量，产生作动器驱动指令，输出至主动指向超静平台控制系统，控制载荷姿态。
(4)、动目标模拟组件
动目标模拟组件包括跟瞄误差测量敏感器71、导轨72和靶面73，跟瞄误差测量敏感器71和靶面73均固定安装在导轨72上，沿导轨72移动，遥控靶面移动，可模拟不同轨道规律下的目标运动；跟瞄误差测量敏感器71用来测量光斑偏离靶面中心的位移，并将测量结果发送至验证单元。动目标模拟组件7置于高平整度平台13上，靶面73垂直安装于导轨72上，跟瞄误差测量敏感器71置于靶面底部，安装角度保证其视场包含整个靶面。
实际对距离L处动目标跟瞄测量分辨率为ΔH(m)，即角度测量分辨率为
Figure BDA0001701058040000101
在靶面处通过跟瞄误差测量敏感器71得到靶面73的视场，角度测量分辨率为：
Figure BDA0001701058040000102
式中，N为跟瞄误差测量敏感器71的分辨率，因此在确定l，a，D之后，测量敏感器71的分辨率需满足Δθs≤Δθr，即
Figure BDA0001701058040000103
如图3(a)和图3(b)所示。
实际中该测量敏感器位于星体上，与激光光轴采用共光路设计，动目标和激光点同时在该测量敏感器上成像，动目标和激光点的偏差在星体端为极微小量，对测量敏感器性能要求极高且实现较为复杂。本发明将测量敏感器置于动目标处，能够在满足测量精度要求的前提下，通过优化工况缩比参数(如增加角度放大光路放大倍数、增加动目标靶面与星体距离)，降低对测量敏感器的性能要求，实现对跟瞄误差的高精度测量且方法简单高效。
(5)、光学补偿快反镜控制模拟系统
光学补偿快反镜控制模拟系统安装在载荷模拟器上，随着载荷模拟器运动；产生激光光束，激光光束经过反射后，通过角度放大光路53将反射后的激光光束偏转轴进行角度放大后传输至动目标模拟组件靶面73上，形成光斑，通过调整光束的偏转角度，控制光斑持续跟踪动目标模拟组件靶面中心点，构成动目标跟瞄的第三级姿态控制；角度放大光路与动目标模拟组件靶面之间的距离为D，用于模拟实际目标距离L、动目标模拟组件靶面边长为l，用于模拟实际视野范围H。
光学补偿快反镜控制模拟系统包括光学模拟组件5、快反镜4、快反镜转角测量敏感器41、快反镜控制单元42。光学模拟组件5包括激光发射器51、反射镜52、角度放大光路53。其中：
激光发射器51置于载荷模拟器3靠近主动指向超静平台2的一侧，发射激光束，反射镜52置于激光发射器前端，正对激光器出光方向，快反镜4正对反射镜52出光方向，激光束经反射镜52反射之后照射在快反镜4上，快反镜4再次将其反射，角度放大光路53位于快反镜4出光方向的轴线上，角度放大光路53对快反镜4输出的激光偏转轴进行角度放大，偏转后的激光束传输至动目标模拟组件的靶面上，在靶面处通过跟瞄误差测量敏感器测量光斑在视场中的坐标，得到光斑偏离靶面中心的位移，快反镜控制单元42控制快反镜运动，根据光斑偏离靶面中心的位移实时调整快反镜的角度，并将测量结果传至快反镜控制单元42，通过比对跟踪误差，验证动目标跟瞄过程中的高带宽光学补偿效果。
实际动目标与星体距离百公里以上，星体光轴的微小转动在百公里处形成的光点产生较大平动，室内条件无法实现该场景的完全复现。本发明提出在激光发射端与动目标之间设计光轴偏转角度放大光路，该光路能将发射端的光轴的微小转动角度进行放大，同时激光在动目标处形成的光点的平动位移也实现了放大，根据实际动目标距离需求设计放大倍数，从而模拟了微小光轴转动在任意远距离处形成的光点的平动，实现了在有限空间内对百公里级动目标进行跟瞄试验的工况缩比。
如图2所示，所述角度放大光路53的放大倍数a、角度放大光路53输出端口至动目标模拟组件靶面73中心点的距离D和靶面边长l，根据如下关系式确定：
Figure BDA0001701058040000111
例如：动目标位于200Km处，所在视野范围为200m，则选择a＝50，D＝10m，l＝0.5m即可实现对该动目标的模拟。
所述角度放大光路的放大倍数为：
Figure BDA0001701058040000121
其中，l为靶面边长；D为角度放大光路53至靶面73的距离，Δθmax为快反镜所能达到转角的最大值。
角度放大光路对激光偏转轴进行角度放大，跟瞄误差测量敏感器对光斑进行毫米级测量，验证百公里、微弧度级的动目标视线测量。
(6)、验证计算单元
根据光斑偏离靶面中心的位移，计算目标跟瞄误差，将目标跟瞄误差、载荷姿态测量值θl和星体姿态测量值θs进行融合，计算由三级姿态控制确定的动目标方位角β1，将三级姿态控制确定的动目标方位角β1与动目标实际方位角β作差，得到三级姿态控制确定的目标方位误差。所述动目标实际方位角β通过外标设备实时测量得到。外标设备9置于地面，与其余部件非接触，进行非接触式测量。
第一级姿态或者第二级控制下的目标跟瞄误差Δθ1：
Figure BDA0001701058040000122
式中，n为光斑中心点与靶面中心点之间的像元个数，即光斑偏离靶面中心的位移。
第三级姿态控制下的目标跟瞄误差Δθ1：
Figure BDA0001701058040000123
式中，n为光斑中心点与靶面中心点之间的像元个数，即光斑偏离靶面中心的位移。
三级复合姿态控制下的目标跟瞄误差Δθ4为：
Figure BDA0001701058040000124
式中，n为光斑中心点与靶面中心点之间的像元个数，即光斑偏离靶面中心的位移，Δθ为快反镜转角测量值。
上述动目标跟瞄的三超控制全物理验证系统通过控制力矩陀螺实现“粗”指向控制，通过主动指向超静平台实现“精”指向控制，快反镜实现高带宽光学补偿，从而实现对动目标的超精超稳超敏捷跟瞄。因此，本发明还提出了动目标跟瞄的三超控制全物理验证包括粗跟踪跟瞄试验、精跟踪跟瞄试验、高带宽补偿跟瞄试验和多级复合控制试验。
(1)、粗跟踪跟瞄试验
粗跟踪跟瞄试验是指第一级姿态控制验证试验，该包括如下步骤：
(1.1)、采用单轴气浮台1将星体质量惯量模拟器11气浮，星体陀螺61测量星体姿态，主动指向超静平台2作动器和快反镜4进入锁定状态；
(1.2)、控制力矩陀螺10产生星体单轴旋转转矩控制星体质量惯量模拟器11转动，使得激光器51发射的激光束通过反射镜52、快反镜4、角度放大光路53到达远处靶面73，形成光斑，实时控制光斑中心点持续跟踪靶面中心点；
(1.3)、在靶面处通过跟瞄误差测量敏感器71得到靶面73的视场，获取光点与靶面中心点之间的像元个数n，根据该像元个数n，计算粗跟踪跟瞄误差Δθ1：
Figure BDA0001701058040000131
式中，N为跟瞄误差测量敏感器71的分辨率，l为靶面边长；D为角度放大光路53至靶面73的距离。
(2)、精跟踪跟瞄试验
粗跟踪跟瞄试验是指第二级姿态控制验证试验，包括如下步骤：
(2.1)、控制力矩陀螺10、快反镜4处于锁定状态，主动指向超静平台作动器2处于解锁状态。
(2.2)、控制主动指向超静平台作动器2产生载荷旋转转矩驱动载荷模拟器3转动，载荷测微陀螺62测量载荷姿态，使得激光器51发射的激光束通过反射镜52、快反镜4、角度放大光路53到达远处靶面73，形成光点，该光点持续跟踪靶面中心点；
(2.3)、在靶面处通过跟瞄误差测量敏感器71得到靶面73的视场，根据光点与靶面中心点之间的像元个数n，计算精跟踪跟瞄误差Δθ2：
Figure BDA0001701058040000141
式中，N为跟瞄误差测量敏感器71的分辨率，l为靶面边长；D为角度放大光路53至靶面73的距离。
(3)、高带宽补偿跟瞄试验
高带宽补偿跟瞄试验是指第三级姿态控制试验，包括如下步骤：
(3.1)控制力矩陀螺10和主动指向超静平台作动器2进入锁定状态，快反镜4处于解锁状态，实时控制快反镜4转动调节光轴，使得激光器51发射的激光束通过反射镜52、快反镜4、角度放大光路53到达远处靶面73，形成光点，该光点持续跟踪靶面中心点；；
(3.2)、在靶面处通过跟瞄误差测量敏感器71得到靶面73的视场，光点与靶面中心点之间的像元个数为n3，高带宽补偿误差Δθ3的公式为：
Figure BDA0001701058040000142
式中，N为跟瞄误差测量敏感器71的分辨率，l为靶面边长；D为角度放大光路53至靶面73的距离，a为角度放大光路53的放大倍数，Δθ为快反镜转角测量值。
(4)、多级复合控制试验
多级复合控制试验是指三级复合姿态控制验证，包括如下步骤：
(4.1)、动目标模拟器7模拟动目标运动轨迹；
(4.2)、控制力矩陀螺10产生星体单轴旋转转矩控制星体质量惯量模拟器11转动，控制主动指向超静平台作动器2产生载荷旋转转矩，控制载荷模拟器3转动；发射激光光束，激光光束经过反射后，通过角度放大光路53将激光光束偏转轴进行角度放大后传输至动目标模拟组件靶面73上，控制快反镜4转动调节光轴，使得激光器51发射的激光束通过反射镜52、快反镜4、角度放大光路53后到达靶面73形成光斑，通过调整光束的偏转角度，使光斑持续跟踪动目标模拟组件靶面中心点；
(4.3)、在靶面处通过跟瞄误差测量敏感器71得到靶面73的视场，根据光点与靶面中心点之间的像元个数为n4，计算三级姿态控制下的目标跟瞄误差Δθ4：
Figure BDA0001701058040000151
式中，N为跟瞄误差测量敏感器71的分辨率，l为靶面边长；D为角度放大光路53至靶面73中心点的距离，a为角度放大光路53的放大倍数，Δθ为快反镜转角测量值；
(4.4)、根据星体姿态测量值θs、载荷姿态测量值θl和由步骤(4.4)得到的多级复合控制跟瞄误差Δθ4，采用数据融合函数，计算得到三级姿态控制确定的动目标方位β1；
由θs、θl、和Δθ4可得到多级姿态确定的动目标方位角β1的数据融合函数为：
β1＝f(θs,θl,Δθ)
f(θs,θl,Δθ)为融合函数，可设计各类融合算法，例如可取
f(θs,θl,Δθ)＝(1-k)θs+kθl+Δθ
其中，k为融合分配系数。
(4.5)、将三级姿态控制确定的动目标方位角β1与动目标实际方位角β比较，得到多级姿态确定的误差Δβ＝β1-β。
动目标跟瞄的三超平台是一个全新的设计理念，三超平台相关的控制技术必须经过地面物理仿真试验系统的严格考核才能开展型号应用。与目前传统方法相比，本发明提供的动目标跟瞄的超精超稳超敏捷控制全物理验证系统具有以下特点：(1)包括星体姿控、主动指向超静平台控制和快反镜控制的三级控制系统；(2)在星体和载荷之间安装具有隔振、抑振和主动指向能力的主动指向超静平台，以及载荷中安装具有高带宽调节能力的快反镜，实现了超高精度、超高稳定度、超高敏捷度跟瞄控制性能；(3)配备能够测量目标卫星相对位置的视线测量敏感器和能够确定平台本体姿态的惯性空间敏感器(测微陀螺和星敏感器)，通过多传感器数据融合实现定姿。
以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变化或修改，这并不影响本发明的实质内容。在不冲突的情况下，本申请的实施例和实施例中的特征可以任意相互组合。
本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。

Claims (14)

1.一种动目标跟瞄的三超控制全物理验证系统，其特征在于包括星体姿控模拟系统、载荷模拟器、光学补偿快反镜控制模拟系统、动目标模拟组件和验证计算单元，其中：
星体姿控模拟系统，用于模拟星体姿态，构成动目标跟瞄的第一级姿态控制；
主动指向超静平台控制模拟系统，用于模拟主动指向超静平台，所述主动指向超静平台用于连接星体和载荷，构成动目标跟瞄的第二级姿态控制；
载荷模拟器，模拟载荷，测量载荷姿态；
动目标模拟组件，包括跟瞄误差测量敏感器(71)、导轨(72)和靶面(73)，跟瞄误差测量敏感器(71)和靶面(73)均固定安装在导轨(72)上，沿导轨(72)移动，用于模拟动目标的运动轨迹；测量光斑偏离靶面中心的位移，并将测量结果发送至验证单元；
光学补偿快反镜控制模拟系统，固定安装在载荷模拟器上，随着载荷模拟器运动；产生激光光束，激光光束经过反射后，通过角度放大光路(53)将反射后的激光光束偏转轴进行角度放大后传输至动目标模拟组件靶面(73)上，形成光斑，通过调整光束的偏转角度，控制光斑持续跟踪动目标模拟组件靶面中心点，构成动目标跟瞄的第三级姿态控制；角度放大光路与动目标模拟组件靶面之间的距离为D，用于模拟实际目标距离L、动目标模拟组件靶面边长为l，用于模拟实际视野范围H；
验证计算单元，根据光斑偏离靶面中心的位移，计算目标跟瞄误差，根据目标跟瞄误差、载荷姿态测量值θl和星体姿态测量值θs，计算由三级姿态控制确定的动目标方位角β1，将三级姿态控制确定的动目标方位角β1与动目标实际方位角β作差，得到三级姿态控制确定的目标方位误差。
2.根据权利要求1所述的一种动目标跟瞄的三超控制全物理验证系统，其特征在于：所述角度放大光路(53)的放大倍数a、角度放大光路(53)输出端口至动目标模拟组件靶面(73)中心点的距离D和靶面边长l，根据如下关系式确定：
Figure FDA0002361503560000021
3.根据权利要求2所述的一种动目标跟瞄的三超控制全物理验证系统，其特征在于：所述测量敏感器(71)的分辨率
Figure FDA0002361503560000022
4.根据权利要求3所述的一种动目标跟瞄的三超控制全物理验证系统，其特征在于三级姿态控制下的目标跟瞄误差Δθ4为：
Figure FDA0002361503560000023
式中，n为光斑中心点与靶面中心点之间的像元个数，即光斑偏离靶面中心的位移，Δθ为快反镜转角测量值。
5.根据权利要求3所述的一种动目标跟瞄的三超控制全物理验证系统，其特征在于第一级姿态或者第二级控制下的目标跟瞄误差Δθ1：
Figure FDA0002361503560000024
式中，n为光斑中心点与靶面中心点之间的像元个数，即光斑偏离靶面中心的位移。
6.根据权利要求3所述的一种动目标跟瞄的三超控制全物理验证系统，其特征在于第三级姿态控制下的目标跟瞄误差Δθ1：
Figure FDA0002361503560000025
式中，n为光斑中心点与靶面中心点之间的像元个数，即光斑偏离靶面中心的位移；
所述动目标实际方位角β通过外标设备实时测量得到。
7.根据权利要求1所述的一种动目标跟瞄的三超控制全物理验证系统，其特征在于：所述星体姿控系统包括控制力矩陀螺、星体姿控陀螺和星体质量惯量模拟器，其中，
星体质量惯量模拟器(11)，用来模拟星体；
星体陀螺(61)，用来测量星体质量惯量模拟器(11)的姿态，获取星体姿态测量值θs，将其发送至验证计算单元；
控制力矩陀螺(10)，根据星体转动控制指令，产生星体单轴旋转转矩，驱动星体质量惯量模拟器(11)转动；
星体控制单元，根据星体质量惯量模拟器(11)姿态信息，产生星体转动控制指令。
8.根据权利要求1所述的一种动目标跟瞄的三超控制全物理验证系统，其特征在于所述主动指向超静平台控制系统包括主动指向超静平台、载荷控制单元和涡流敏感器(63)，其中：
主动指向超静平台，由多组作动器构成，在作动器驱动指令下驱动各作动器产生载荷旋转转矩，驱动载荷模拟器旋转；
多个涡流敏感器(63)，安装于主动指向超静平台(2)的作动器上，用于测量各作动器位移量，并将测量结果发送给载荷模拟器。
9.根据权利要求1所述的一种动目标跟瞄的三超控制全物理验证系统，其特征在于所述载荷模拟器包括：气浮装置、载荷模拟器、载荷测微陀螺、载荷控制单元，其中：
载荷模拟器，置于气浮装置上，用于模拟载荷舱；
载荷测微陀螺，用于测量载荷姿态，将载荷姿态测量值θl发送至验证计算单元；
载荷控制单元，根据载荷姿态和主动指向超静平台各作动器位移量，产生作动器驱动指令，输出至主动指向超静平台控制系统，控制载荷姿态。
10.根据权利要求1所述的一种动目标跟瞄的三超控制全物理验证系统，其特征在于所述光学补偿快反镜控制模拟系统包括激光发射器(51)、反射镜(52)、快反镜(4)、角度放大光路(53)、快反镜转角测量敏感器(41)、快反镜控制单元(42)，其中：
激光发射器(51)发射激光束，激光束经反射镜(52)反射之后照射在快反镜(4)上，快反镜(4)再次将其反射，角度放大光路(53)位于快反镜(4)出光方向的轴线上，角度放大光路(53)对快反镜(4)输出的激光偏转轴进行角度放大，偏转后的激光束传输至动目标模拟组件的靶面上，快反镜控制单元(42)，用于根据快反镜偏转角度，计算光斑偏离靶面中心的位移，根据光斑偏离靶面中心的位移实时调整快反镜的角度；快反镜转角测量敏感器(41)用于实时测量快反镜偏转角度，并将测量结果传至快反镜控制单元(42)。
11.基于权利要求1所述的一种动目标跟瞄的三超控制全物理验证系统的验证方法，其特征在于包括如下步骤：
(1)、动目标模拟器(7)模拟动目标运动轨迹；
(2)、控制星体姿态、控制载荷姿态，发射激光光束，激光光束经过反射后，通过角度放大光路(53)将激光光束偏转轴进行角度放大后传输至动目标模拟组件靶面(73)上，形成光斑，通过调整光束的偏转角度，使光斑持续跟踪动目标模拟组件靶面中心点；
控制快反镜(4)转动调节光轴，使得激光器(51)发射的激光束通过反射镜(52)、快反镜(4)、角度放大光路(53)后到达靶面(73)形成光点，控制该光点持续跟踪靶面中心点；
(3)、在靶面处通过跟瞄误差测量敏感器(71)得到靶面(73)的视场，根据光点与靶面中心点之间的像元个数为n4，计算三级姿态控制下的目标跟瞄误差Δθ4：
Figure FDA0002361503560000041
式中，N为跟瞄误差测量敏感器(71)的分辨率，l为靶面边长；D为角度放大光路(53)至靶面(73)中心点的距离，a为角度放大光路53的放大倍数，Δθ为快反镜转角测量值；
(4)、根据星体姿态测量值θs、载荷姿态测量值θl和由步骤(4)得到的多级复合控制跟瞄误差Δθ4，采用数据融合函数，计算得到三级姿态控制确定的动目标方位β1；
(5)、将三级姿态控制确定的动目标方位角β1与动目标实际方位角β比较，得到多级姿态确定的误差Δβ＝β1-β。
12.基于权利要求1所述的一种动目标跟瞄的三超控制全物理验证系统的验证方法，其特征在于还包括如下步骤：
(1.1)、采用单轴气浮台(1)将星体质量惯量模拟器(11)气浮，星体陀螺(61)测量星体姿态，主动指向超静平台(2)作动器和快反镜(4)进入锁定状态；
(1.2)、控制力矩陀螺(10)产生星体单轴旋转转矩控制星体质量惯量模拟器(11)转动，使得激光器(51)发射的激光束通过反射镜(52)、快反镜(4)、角度放大光路(53)到达远处靶面(73)，形成光点，该光点持续跟踪靶面中心点；
(1.3)、在靶面处通过跟瞄误差测量敏感器(71)得到靶面(73)的视场，获取光点与靶面中心点之间的像元个数n，根据该像元个数n，计算粗跟踪跟瞄误差Δθ1：
Figure FDA0002361503560000051
式中，N为跟瞄误差测量敏感器(71)的分辨率，l为靶面边长；D为角度放大光路(53)至靶面(73)的距离。
13.基于权利要求1所述的一种动目标跟瞄的三超控制全物理验证系统的验证方法，其特征在于还包括如下步骤：
(2.1)、控制控制力矩陀螺(10)、快反镜(4)处于锁定状态；
(2.2)、控制主动指向超静平台作动器(2)产生载荷旋转转矩驱动载荷模拟器(3)转动，载荷测微陀螺(62)测量载荷姿态，使得激光器(51)发射的激光束通过反射镜(52)、快反镜(4)、角度放大光路(53)到达远处靶面(73)，形成光点，该光点持续跟踪靶面中心点；
(2.3)、在靶面处通过跟瞄误差测量敏感器(71)得到靶面(73)的视场，根据光点与靶面中心点之间的像元个数n计算精跟踪跟瞄误差Δθ2：
Figure FDA0002361503560000061
式中，N为跟瞄误差测量敏感器(71)的分辨率，l为靶面边长；D为角度放大光路(53)至靶面(73)的距离。
14.基于权利要求1所述的一种动目标跟瞄的三超控制全物理验证系统的验证方法，其特征在于还包括如下步骤：
(3.1)控制力矩陀螺(10)和主动指向超静平台作动器(2)进入锁定状态，根据跟瞄误差测量敏感器(71)测量得到的跟瞄误差，实时控制快反镜(4)转动调节光轴，使得激光器(51)发射的激光束通过反射镜(52)、快反镜(4)、角度放大光路(53)到达远处靶面(73)，形成光点，该光点持续跟踪靶面中心点；
(3.2)、在靶面处通过跟瞄误差测量敏感器(71)得到靶面(73)的视场，光点与靶面中心点之间的像元个数为n，高带宽补偿误差Δθ3的公式为：
Figure FDA0002361503560000062
式中，N为跟瞄误差测量敏感器(71)的分辨率，l为靶面边长；D为角度放大光路(53)至靶面(73)的距离，a为角度放大光路(53)的放大倍数，Δθ为快反镜转角测量值。
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