CN111806734A - 重力补偿系统、航天器相对运动地面悬吊实验系统及方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种重力补偿系统、航天器相对运动地面悬吊实验系统及方法，其中悬吊式重力补偿系统包括支撑架、随动单元、第一吊索和第一控制器，所述随动单元设于支撑架上；第一吊索的一端与随动单元固连，第一吊索的另一端用于与追踪模拟器固连；随动单元的控制端与第一控制器电连接；第一控制器用于根据追踪模拟器的位置和速度信息控制随动平台改变水平位置，使得随动平台在水平方向跟随追踪模拟器的运动轨迹。本发明利用悬吊式重力补偿系统提供三维相对位置运动条件，从而能够在地面开展模拟器的三维相对位置运动地面实验，大大拓展了实验的可信度和应用范围。

Description

重力补偿系统、航天器相对运动地面悬吊实验系统及方法

技术领域

本发明属于航天器相对运动地面实验领域，特别涉及一种重力补偿系统、航天器相对运动地面悬吊实验系统及方法。

背景技术

在控制方法应用到真实空间航天器之前，需要通过实验对其进行严格的验证。最理想的方式是专门发射一颗卫星到太空以对姿轨控制方法进行验证，这种验证方式由于风险过大、成本过高而在现实中较难实现。目前较可行的方式是在地面实验台验证姿轨控制算法。

为了能在地面实验室真实反映空间中两航天器间的相对运动动力学关系，有两个关键问题需要解决。一是如何将空间中真实航天器的大尺度相对运动与地面模拟器的小尺度相对运动建立相似关系。二是地面实验台能否真实模拟空间中的微重力环境。第一个问题可以通过相似性分析法和量纲分析法来解决。针对第二个问题，目前主流的方法是通过建立地面气浮台以给地面模拟器提供近乎无摩擦的二维平面运动和地面模拟器自身的一维姿态转动。对于三维相对位置运动的模拟，地面气浮台显然无法满足要求。

发明内容

本发明的目的在于，针对现有技术中无法为地面模拟器提供三维相对位置运动条件的不足，提供一种重力补偿系统、航天器相对运动地面悬吊实验系统及方法，利用悬吊式重力补偿系统提供三维相对位置运动条件，从而能够在地面开展模拟器的三维相对位置运动地面实验，大大拓展了实验的可信度和应用范围。

为解决上述技术问题，本发明所采用的技术方案是：

一种悬吊式重力补偿系统，其特点是包括支撑架、随动单元、第一吊索和第一控制器，其中：

所述随动单元设于支撑架上；第一吊索的一端与随动单元固连，第一吊索的另一端用于与追踪模拟器固连；随动单元的控制端与第一控制器电连接；

第一控制器：用于根据追踪模拟器的位置和速度信息控制随动平台改变水平位置，使得随动平台在水平方向跟随追踪模拟器的运动轨迹。

作为一种优选方式，还包括第一通讯单元，追踪模拟器的第一惯导系统通过第一通讯单元与第一控制器电连接；

第一惯导系统：用于获取追踪模拟器的位置和速度信息，并通过第一通讯单元将获得的位置和速度信息发送至第一控制器。

基于同一个发明构思，本发明还提供了一种航天器相对运动地面悬吊实验系统，包括追踪模拟器和目标模拟器，追踪模拟器具有第一星载计算机和喷气系统；第一星载计算机内置有姿轨控制算法；第一星载计算机与喷气系统的控制端电连接；

其特点是还包括第二控制器和所述的悬吊式重力补偿系统，第一控制器和第二控制器均与第一星载计算机电连接；

目标模拟器通过第二吊索悬吊于所述支撑架，追踪模拟器通过第一吊索悬吊于所述随动单元；

第二控制器：用于获得目标模拟器的位置、速度、姿态和角速度信息并将其发送给第一星载计算机；

第一控制器：用于获得追踪模拟器的位置、速度、姿态和角速度信息并将其发送给第一星载计算机；

第一星载计算机：用于根据第一控制器和第二控制器发送的信息，计算出目标模拟器和追踪模拟器二者的相对位置、相对速度、相对姿态和相对角速度；用于根据目标模拟器和追踪模拟器二者的相对关系，运用姿轨控制算法求得控制追踪模拟器的喷气系统的控制指令；

喷气系统：用于根据控制指令喷出冷气，获得对追踪模拟器的姿轨进行控制的对应控制力和控制力矩，使得追踪模拟器追踪目标模拟器。

作为一种优选方式，还包括第一通讯单元和第二通讯单元，追踪模拟器还具有第一惯导系统，目标模拟器具有第二惯导系统；

第一惯导系统通过第一通讯单元与第一控制器电连接；

第二惯导系统通过第二通讯单元与第二控制器电连接；

第一惯导系统：用于获取追踪模拟器的位置、速度、姿态和角速度信息，并通过第一通讯单元将获得的信息发送至第一控制器；

第二惯导系统：用于获取目标模拟器的位置、速度、姿态和角速度信息，并通过第二通讯单元将获得的信息发送至第二控制器。

进一步地，还包括与第二控制器电连接的人机交互单元；所述追踪模拟器还具有摄像单元，摄像单元通过第二通讯单元与第二控制器电连接；第二控制器还包括显示单元；

摄像单元：用于获取目标模拟器的图像信息并将该图像信息通过第二通讯单元发送至第二控制器的显示单元显示；

人机交互单元：用于通过第二控制器发出姿轨控制指令至第一星载计算机；

第一星载计算机：用于根据姿轨控制指令控制追踪模拟器的喷气系统喷出冷气，获得对追踪模拟器的姿轨进行控制的对应控制力和控制力矩，使得追踪模拟器追踪目标模拟器。

基于同一个发明构思，本发明还提供了一种利用所述航天器相对运动地面悬吊实验系统的试验方法，包括自动控制模式，自动控制模式包括以下步骤：

步骤A1，获得目标模拟器的位置、速度、姿态和角速度信息并将其发送给第一星载计算机；获得追踪模拟器的位置、速度、姿态和角速度信息并将其发送给第一星载计算机；

步骤B1，根据第一控制器和第二控制器发送的信息，计算出目标模拟器和追踪模拟器二者的相对位置、相对速度、相对姿态和相对角速度；根据目标模拟器和追踪模拟器二者的相对关系，运用姿轨控制算法求得控制追踪模拟器的喷气系统的控制指令；

步骤C1，喷气系统根据控制指令喷出冷气，获得对追踪模拟器的姿轨进行控制的对应控制力和控制力矩，使得追踪模拟器追踪目标模拟器。

进一步地，还包括手动控制模式，手动控制模式包括以下步骤：

步骤A2，获取目标模拟器的图像信息并将该图像信息通过第二通讯单元发送至第二控制器的显示单元显示；

步骤B2，根据图像信息，人机交互单元通过第二控制器发出姿轨控制指令至第一星载计算机；

步骤C2，第一星载计算机根据姿轨控制指令控制追踪模拟器的喷气系统喷出冷气，获得对追踪模拟器的姿轨进行控制的对应控制力和控制力矩，使得追踪模拟器追踪目标模拟器。

与现有技术相比，本发明利用悬吊式重力补偿系统提供三维相对位置运动条件，从而能够在地面开展模拟器的三维相对位置运动地面实验，大大拓展了实验的可信度和应用范围。

附图说明

图1为本发明悬吊式重力补偿系统机械结构示意图。

图2为本发明航天器相对运动地面悬吊实验系统电路结构示意图。

图3为地面模拟器质心相对运动控制方框图。

图4为施密特触发器工作原理图。

图5为追踪模拟器与目标模拟器的欧拉角变化曲线图。

图6为追踪模拟器与目标模拟器的角速度变化曲线图。

图7为追踪模拟器对接口与目标模拟器对接口的三维运动图。

图8为追踪模拟器对接口与目标模拟器对接口的相对距离变化曲线图。

图9为追踪模拟器质心位置各分量与相应期望位置随时间的变化曲线图。

图10为追踪模拟器质心速度各分量随时间变化曲线。

图11为追踪模拟器的控制力矩变化曲线图。

图12为追踪模拟器的控制加速度变化曲线图。

其中，1为悬吊式重力补偿系统，101为支撑架，102为随动单元，103为第一吊索，104为第一控制器，105为第一通讯单元，2为追踪模拟器，201为第一星载计算机，202为第一惯导系统，203为摄像单元，204为喷气系统，3为目标模拟器，301为第二星载计算机，302为第二惯导系统，4为第二控制器，401为显示单元，5为第二吊索，6为第二通讯单元，7为人机交互单元。

具体实施方式

如图1和图2所示，悬吊式重力补偿系统1包括支撑架101、随动单元102、第一吊索103和第一控制器104，其中：

所述随动单元102设于支撑架101上；第一吊索103的一端与随动单元102固连，第一吊索103的另一端用于与追踪模拟器2固连；随动单元102的控制端与第一控制器104电连接；

第一控制器104：用于根据追踪模拟器2的位置和速度信息控制随动平台改变水平位置，使得随动平台在水平方向跟随追踪模拟器2的运动轨迹。

悬吊式重力补偿系统1还包括第一通讯单元105，追踪模拟器2的第一惯导系统202通过第一通讯单元105与第一控制器104电连接；

第一惯导系统202：用于获取追踪模拟器2的位置和速度信息，并通过第一通讯单元105将获得的位置和速度信息发送至第一控制器104。

悬吊式重力补偿系统1作为航天器近距离运动控制地面实验的大型平台，其工作原理是借助随动单元102上第一吊索103的恒拉力，抵消实验航天器所受的重力，模拟航天器的太空失重环境，是传统气浮台在三维空间的扩展。

如图2所示，航天器相对运动地面悬吊实验系统包括地面模拟器(即追踪模拟器2和目标模拟器3)，追踪模拟器2具有第一星载计算机201和喷气系统204；第一星载计算机201内置有姿轨控制算法；第一星载计算机201与喷气系统204的控制端电连接；还包括第二控制器4和所述的悬吊式重力补偿系统1，第一控制器104和第二控制器4均与第一星载计算机201电连接；

目标模拟器3通过第二吊索5悬吊于所述支撑架101，追踪模拟器2通过第一吊索103悬吊于所述随动单元102；

第二控制器4：用于获得目标模拟器3的位置、速度、姿态和角速度信息并将其发送给第一星载计算机201；

第一控制器104：用于获得追踪模拟器2的位置、速度、姿态和角速度信息并将其发送给第一星载计算机201；

第一星载计算机201：用于根据第一控制器104和第二控制器4发送的信息，计算出目标模拟器3和追踪模拟器2二者的相对位置、相对速度、相对姿态和相对角速度；用于根据目标模拟器3和追踪模拟器2二者的相对关系，运用姿轨控制算法求得控制追踪模拟器2的喷气系统204的控制指令；

喷气系统204：用于根据控制指令喷出冷气，获得对追踪模拟器2的姿轨进行控制的对应控制力和控制力矩，使得追踪模拟器2追踪目标模拟器3。

航天器相对运动地面悬吊实验系统还包括第二通讯单元6，追踪模拟器2还具有第一惯导系统202，目标模拟器3具有第二惯导系统302和第二星载计算机301。

第一惯导系统202通过第一通讯单元105与第一控制器104电连接；

第二惯导系统302通过第二通讯单元6与第二控制器4电连接；

第一惯导系统202：用于获取追踪模拟器2的位置、速度、姿态和角速度信息，并通过第一通讯单元105将获得的信息发送至第一控制器104；

第二惯导系统302：用于获取目标模拟器3的位置、速度、姿态和角速度信息，并通过第二通讯单元6将获得的信息发送至第二控制器4。

第一通讯单元105和第二通讯单元6均为无线通讯单元，如WIFI无线网络等。

航天器相对运动地面悬吊实验系统还包括与第二控制器4电连接的人机交互单元7；所述追踪模拟器2还具有摄像单元203(如CCD相机)，摄像单元203通过第二通讯单元6与第二控制器4电连接；第二控制器4还包括显示单元401；

摄像单元203：用于获取目标模拟器3的图像信息并将该图像信息通过第二通讯单元6发送至第二控制器4的显示单元401显示；

人机交互单元7：用于通过第二控制器4发出姿轨控制指令至第一星载计算机201；

第一星载计算机201：用于根据姿轨控制指令控制追踪模拟器2的喷气系统204喷出冷气，获得对追踪模拟器2的姿轨进行控制的对应控制力和控制力矩，使得追踪模拟器2追踪目标模拟器3。

如图1所示，航天器相对运动地面悬吊实验系统涉及到四个坐标系：

悬吊式重力补偿系统坐标系

其原点位于长方体支撑架101的一个节点上，O_sX_s位于长方体支撑架101的一个底边上，O_sY_s位于长方体支撑架101的另一个底边上，O_sY_s与O_sX_s垂直，O_sZ_s由右手定则确定。

目标模拟器轨道坐标系

其原点O_om位于目标模拟器3的质心，O_om与O_tm重合，O_omX_om与O_sX_s平行，O_omY_om与O_sY_s平行，O_omZ_om与O_sZ_s平行。

目标模拟器本体坐标系

其原点O_tm为目标模拟器3的质心，O_tmX_tm、O_tmY_tm和O_tmZ_tm分别为目标模拟器3的三个惯量主轴。

追踪模拟器本体坐标系

其原点O_cm为追踪模拟器2的质心，O_cmX_cm、O_cmY_cm和O_cmZ_cm分别为追踪模拟器2的三个惯量主轴。下表t代表目标target，下标m代表模拟器，下标o代表轨道orbit，下标C代表追踪chaser，下标s代表悬吊suspension，下标om代表目标模拟器轨道，下标tm代表目标模拟器，下标cm代表追踪模拟器2。

对于航天器相对运动地面悬吊动力学实验而言，追踪模拟器2的运动与受力情况满足经典的牛顿力学关系。由于坐标系

固连在目标航天器上，设定的悬吊实验中，

是静止的，与

的姿态保持不变，所以悬吊实验室的坐标系

也可认为是地面惯性系。

坐标系

下，将地面悬吊动力学实验方程写成

其中，

为追踪模拟器2在

中的状态，U_m＝[a_mx,a_my,a_my]^T为追踪模拟器2的输入向量，B_m＝[0_3×3,I_3×3]^T为输入矩阵，

为状态矩阵。

根据相似性理论，X_m和X_p的关系满足如下表达式：

X_m＝L_pmX_p (2)

其中，下标p代表原型protype，X_p为追踪模拟器2在目标模拟器轨道坐标系中的实际状态。

为模型状态与原型状态的比例关系式，λ_r为位置比例因子，λ_t为时间比例因子，下标r代表长度，下标t代表时间。

为了使悬吊实验系统中的追踪模拟器2的力学环境与空间航天器的力学环境相似，将式(1)改写成如下形式

其中，

其中，

n为平均轨道角速度。

式(3)即为地面悬吊实验中追踪模拟器2的相对运动动力学方程。A_mX_m代表地面悬吊实验过程，B_mU_m代表地面悬吊实验中追踪模拟器2所需的控制加速度，CX_m是为了在地面悬吊实验模拟空间惯性力而对追踪模拟器2施加的补偿加速度。

在追踪模拟器本体坐标系

中，追踪模拟器2的姿态动力学方程为

其中，τ_cm为追踪模拟器的控制力矩，

表示相对导数，即相对本体坐标系

的导数。角动量H_cm＝J_cmω_cm，其中转动惯量J_cm的表达式为

其中，m_cm为追踪模拟器的质量。

角速度ω_cm＝[ω_cxm,ω_cym,ω_czm]^T，角速度各分量的表达式为

其中，ω_cxm、ω_cym和ω_czm分别为追踪模拟器2在本体坐标系

中描述的X、Y和Z方向的角速度，φ_cm、

和θ_cm是按欧拉角转序描述的

相对于

姿态的欧拉角，φ_cm、

和θ_cm分别称为追踪模拟器2的进动角、自转角和章动角。下标cxm代表追踪模拟器x方向，下标cym代表追踪模拟器y方向，下标czm代表追踪模拟器z方向。

为了在地面实验室中真实再现空间航天器的相对运动控制。地面实验室中的控制方式必须与空间的控制方式相同。如果该控制方法在地面模拟器的相对运动控制中可行，则该方法在空间航天器的相对运动控制亦可行。为了简化任务描述，本发明采用LQR控制方法对地面实验模拟器进行控制。

假设追踪模拟器2在

的参考状态为

其中，x_d、y_d和z_d分别为追踪模拟器2的参考位置，

和

分别为追踪模拟器2的参考速度。

追踪模拟器2在

的实际状态为

分别将式(9)与式(8)代入式(3)中并相减可得

其中，ΔX_m＝X_m-X_d为状态误差。下标d代表期望desired。

因此，地面悬吊实验所施加的控制加速度为：

U_m＝-KΔX_m (11)

其中，K为状态增益矩阵。

由于地面悬吊实验动力学与真实空间航天器动力学存在差异，固需要通过悬吊式重力补偿系统1对惯性力提前进行补偿。由式(3)可知，悬吊式重力补偿系统1施加的惯性补偿力为

F_mI＝m_cm[A₂₁,A₂₂]ΔX_m (12)

其中，m_cm为追踪模拟器2的质量，下标I代表惯性Inertial，下标mI代表模拟器惯性。

在上述分析的基础上，建立如图3所示的悬吊实验地面模拟器质心相对运动控制方框图。其中，f_ms为悬吊实验过程中的追踪模拟器2所受的干扰力，下标ms表示干扰，由于干扰力极小，可以忽略不计。由图3可以看出，追踪模拟器2所需的惯性力由喷气系统204(包括多个喷嘴)补偿，喷气推力对追踪模拟器2施加作用，控制追踪模拟器2的位置。

在小姿态角的情况下，将转动角速度耦合效应忽略，可得

其中，ω为角速度矢量，

为角速度矢量变化率，τ为控制力矩，J为转动惯量。

对姿态解耦的三个通道，采用PD控制器对空间站进行姿态控制。追踪模拟器2的当前姿态

θ_cm和φ_cm分别为追踪模拟器2的自转角、章动角和进动角。目标模拟器3的当前姿态为

θ_cm和φ_cm分别为目标模拟器3的自转角、章动角和进动角。追踪模拟器2的当前角速度为

和

分别为追踪模拟器2的自转角、章动角和进动角的变化率。目标模拟器3的当前角速度为

和

分别为追踪模拟器2的自转角、章动角和进动角的变化率。PD控制器设计为

τ_m＝J_cm(K_P(Θ_cm-Θ_tm)+K_D(ω_cm-ω_tm)) (15)

其中，τ_m为追踪模拟器2的控制力矩，J_cm为追踪模拟器2的转动惯量，K_p和K_D分别为比例和微分控制器参数。下标P代表比例Proportional，下标D代表微分Derivative。

由式(11)和(15)计算得到的输出

均为连续值，而空间航天器和地面悬吊实验模拟航天器的实际推力是常值，即非连续的。同时，为了避免追踪模拟器2的喷气推力过于频繁，因此，在地面悬吊实验中需要为追踪模拟器2设计一个施密特触发器，该触发器具有死区阈值，其原理如图5所示，其表达式为

其中，u_act(t)为实际执行机构的输出，

为理论计算的输出变化率，h为滞环系数，θ_d为死区阈值，u(t)为仿真计算所得的控制力，u_c为模拟器实际喷气推力。下标act代表实际actual。

系统各物理量的比例因子的表达式为

其中，λ_r为位置比例因子，λ_t为时间比例因子，λ_m为质量比例因子，λ_μ为地心引力常数比例因子，λ_F为轨控推力比例因子，λ_I为轨控冲量比例因子，

为相对速度比例因子，

为相对加速度比例因子，λ_J为转动惯量比例因子，λ_H为角动量比例因子，λ_τ为姿控力矩比例因子，λ_n,ω为角速度比例因子，λ_α为角加速度比例因子，

为欧拉角比例因子。

航天器相对运动地面悬吊实验方法包括自动控制模式和手动控制模式。正常情况下，优先选择自动控制模式。在自动控制模式出现故障时，可以启动手动控制模式。由操作人员通过人机交互单元7向第二控制器4发出姿轨控制指令，对追踪模拟器2的3个自由度的位置和3个自由度的姿态进行控制，实现对追踪模拟器2的位置和姿态进行控制。

自动控制模式包括以下步骤：

步骤A1，获得目标模拟器3的位置、速度、姿态和角速度信息并将其发送给第一星载计算机201；获得追踪模拟器2的位置、速度、姿态和角速度信息并将其发送给第一星载计算机201；

步骤B1，根据第一控制器104和第二控制器4发送的信息，计算出目标模拟器3和追踪模拟器2二者的相对位置、相对速度、相对姿态和相对角速度；根据目标模拟器3和追踪模拟器2二者的相对关系，运用姿轨控制算法求得控制追踪模拟器2的喷气系统204的控制指令；

步骤C1，喷气系统204根据控制指令喷出冷气，获得对追踪模拟器2的姿轨进行控制的对应控制力和控制力矩，使得追踪模拟器2追踪目标模拟器3。

手动控制模式包括以下步骤：

步骤A2，获取目标模拟器3的图像信息并将该图像信息通过第二通讯单元6发送至第二控制器4的显示单元401显示；

步骤B2，根据图像信息，人机交互单元7通过第二控制器4发出姿轨控制指令至第一星载计算机201；

步骤C2，第一星载计算机201根据姿轨控制指令控制追踪模拟器2的喷气系统204喷出冷气，获得对追踪模拟器2的姿轨进行控制的对应控制力和控制力矩，使得追踪模拟器2追踪目标模拟器3。

下面给出本发明的一具体的应用实例：

追踪模拟器2和目标模拟器3组成部件如表1所示，原型航天器变量及量纲如表2所示，追踪航天器初始参数如表3所示，目标航天器初始参数如表4所示。

表1追踪模拟器和目标模拟器组成部件

表2原型航天器变量及量纲

表3追踪航天器初始参数

表4目标航天器初始参数

追踪模拟器2与真实航天器的尺寸之比为λ_rB＝1/3。悬吊实验中模拟器间相对距离与空间中真实航天器间相对距离之比为λ_rO＝1/20，下标rO代表轨道位置。追踪模拟器2与真实航天器的质量之比为λ_m＝1/100。悬吊实验近距离运动控制时间与空间真实航天器运动时间之比为λ_t＝1/5。表5～表7详细列出了实验系统的各参数。

表5追踪模拟器初始参数

表6目标模拟器初始参数

表7悬吊系统实验室条件

PD控制器参数为K_P＝-0.5I₃，K_D＝-0.5I₃。LQR控制器参数为Q＝diag(13.5,1.5,3.5,1.5,30,1)，R＝diag(100,80,100)。施密特触发器参数：h＝0.1，U_mc＝0.0627m/s²为执行结构的最大输出加速度，θ_d1＝0.01m/s²为输出加速度阈值，τ_mc＝0.832Nm为执行机构的最大输出力矩，θ_d2＝0.01Nm为输出力矩阈值。时间T＝30s。根据上述参数和条件进行数值仿真，仿真结果如图5～12所示。

图5为追踪模拟器欧拉角与翻滚目标模拟器相应欧拉角的变化曲线图。由图5可以得出，整个过程中目标模拟器3各欧拉角均变化，说明目标模拟器3处于翻滚状态，追踪模拟器2的欧拉角在25s内与目标模拟器3的欧拉角相同，之后与目标模拟器3的欧拉角保持同步。整个过程追踪模拟器2欧拉角变化平缓。

图6为追踪模拟器与目标模拟器的角速度变化曲线图，各方向的角速度先是增大，随后减小，最后追踪模拟器2与目标模拟器3的角速度相等。

图7为追踪模拟器对接口与目标模拟器对接口的三维运动图，由图8可以得出，在30s内追踪模拟器2和目标模拟器3实现了交会对接。

图8为追踪模拟器对接口与目标模拟器对接口的相对距离变化曲线，追踪模拟器2对接口在25s与目标模拟器3对接口实现了交会对接，逼近末端，曲线较平缓，保证了追踪模拟器2与翻滚目标模拟器3交会对接的安全性。

图9为追踪模拟器质心位置各分量与相应期望位置随时间的变化曲线，由图9可以得出，各分量在30s内缓慢的到达相应期望位置，曲线较光滑，在逼近末期较平缓，保证了逼近过程的安全性。

图10为追踪模拟器质心速度各分量随时间变化曲线，各分量速度先是呈线性增大，当到达最大速度后，各速度分量均缓慢减小，在逼近末期，各速度分量均平缓的趋向于极小的值，该值由目标模拟器3的姿态运动决定。整个过程中，各速度分量最大值不超过0.3m/s，在悬吊式重力补偿系统1的速度跟踪范围内。

图11为追踪模拟器的控制力矩变化曲线，各分量最大控制力矩为0.832Nm。

图12为追踪模拟器的控制加速度变化曲线，各分量最大控制加速度为0.0627m/s²，在交会对接末期，各分量加速度为0m/s²。

上面结合附图对本发明的实施例进行了描述，但是本发明并不局限于上述的具体实施方式，上述的具体实施方式仅仅是示意性的，而不是局限性的，本领域的普通技术人员在本发明的启示下，在不脱离本发明宗旨和权利要求所保护的范围情况下，还可做出很多形式，这些均属于本发明的保护范围之内。

Claims (7)

1.一种悬吊式重力补偿系统，其特征在于，包括支撑架(101)、随动单元(102)、第一吊索(103)和第一控制器(104)，其中：

所述随动单元(102)设于支撑架(101)上；第一吊索(103)的一端与随动单元(102)固连，第一吊索(103)的另一端用于与追踪模拟器(2)固连；随动单元(102)的控制端与第一控制器(104)电连接；

第一控制器(104)：用于根据追踪模拟器(2)的位置和速度信息控制随动平台改变水平位置，使得随动平台在水平方向跟随追踪模拟器(2)的运动轨迹。

2.如权利要求1所述的悬吊式重力补偿系统，其特征在于，还包括第一通讯单元(105)，追踪模拟器(2)的第一惯导系统(202)通过第一通讯单元(105)与第一控制器(104)电连接；

第一惯导系统(202)：用于获取追踪模拟器(2)的位置和速度信息，并通过第一通讯单元(105)将获得的位置和速度信息发送至第一控制器(104)。

3.一种航天器相对运动地面悬吊实验系统，包括追踪模拟器(2)和目标模拟器(3)，追踪模拟器(2)具有第一星载计算机(201)和喷气系统(204)；第一星载计算机(201)内置有姿轨控制算法；第一星载计算机(201)与喷气系统(204)的控制端电连接；

其特征在于，还包括第二控制器(4)和如权利要求1或2所述的悬吊式重力补偿系统(1)，第一控制器(104)和第二控制器(4)均与第一星载计算机(201)电连接；

目标模拟器(3)通过第二吊索(5)悬吊于所述支撑架(101)，追踪模拟器(2)通过第一吊索(103)悬吊于所述随动单元(102)；

第二控制器(4)：用于获得目标模拟器(3)的位置、速度、姿态和角速度信息并将其发送给第一星载计算机(201)；

第一控制器(104)：用于获得追踪模拟器(2)的位置、速度、姿态和角速度信息并将其发送给第一星载计算机(201)；

第一星载计算机(201)：用于根据第一控制器(104)和第二控制器(4)发送的信息，计算出目标模拟器(3)和追踪模拟器(2)二者的相对位置、相对速度、相对姿态和相对角速度；用于根据目标模拟器(3)和追踪模拟器(2)二者的相对关系，运用姿轨控制算法求得控制追踪模拟器(2)喷气系统(204)的控制指令；

喷气系统(204)：用于根据控制指令喷出冷气，获得对追踪模拟器(2)的姿轨进行控制的对应控制力和控制力矩，使得追踪模拟器(2)追踪目标模拟器(3)。

4.如权利要求3所述的航天器相对运动地面悬吊实验系统，其特征在于，还包括第一通讯单元(105)和第二通讯单元(6)，追踪模拟器(2)还具有第一惯导系统(202)，目标模拟器(3)具有第二惯导系统(302)；

第一惯导系统(202)通过第一通讯单元(105)与第一控制器(104)电连接；

第二惯导系统(302)通过第二通讯单元(6)与第二控制器(4)电连接；

第一惯导系统(202)：用于获取追踪模拟器(2)的位置、速度、姿态和角速度信息，并通过第一通讯单元(105)将获得的信息发送至第一控制器(104)；

第二惯导系统(302)：用于获取目标模拟器(3)的位置、速度、姿态和角速度信息，并通过第二通讯单元(6)将获得的信息发送至第二控制器(4)。

5.如权利要求4所述的航天器相对运动地面悬吊实验系统，其特征在于，还包括与第二控制器(4)电连接的人机交互单元(7)；所述追踪模拟器(2)还具有摄像单元(203)，摄像单元(203)通过第二通讯单元(6)与第二控制器(4)电连接；第二控制器(4)还包括显示单元(401)；

摄像单元(203)：用于获取目标模拟器(3)的图像信息并将该图像信息通过第二通讯单元(6)发送至第二控制器(4)的显示单元(401)显示；

人机交互单元(7)：用于通过第二控制器(4)发出姿轨控制指令至第一星载计算机(201)；

第一星载计算机(201)：用于根据姿轨控制指令控制追踪模拟器(2)的喷气系统(204)喷出冷气，获得对追踪模拟器(2)的姿轨进行控制的对应控制力和控制力矩，使得追踪模拟器(2)追踪目标模拟器(3)。

6.一种利用权利要求3至5任一项所述航天器相对运动地面悬吊实验系统的试验方法，其特征在于，包括自动控制模式，自动控制模式包括以下步骤：

步骤A1，获得目标模拟器(3)的位置、速度、姿态和角速度信息并将其发送给第一星载计算机(201)；获得追踪模拟器(2)的位置、速度、姿态和角速度信息并将其发送给第一星载计算机(201)；

步骤B1，根据第一控制器(104)和第二控制器(4)发送的信息，计算出目标模拟器(3)和追踪模拟器(2)二者的相对位置、相对速度、相对姿态和相对角速度；根据目标模拟器(3)和追踪模拟器(2)二者的相对关系，运用姿轨控制算法求得控制追踪模拟器(2)的喷气系统(204)的控制指令；

步骤C1，喷气系统(204)根据控制指令喷出冷气，获得对追踪模拟器(2)的姿轨进行控制的对应控制力和控制力矩，使得追踪模拟器(2)追踪目标模拟器(3)。

7.如权利要求6所述的试验方法，其特征在于，还包括手动控制模式，手动控制模式包括以下步骤：

步骤A2，获取目标模拟器(3)的图像信息并将该图像信息通过第二通讯单元发送至第二控制器(4)的显示单元(401)显示；

步骤B2，根据图像信息，人机交互单元(7)通过第二控制器(4)发出姿轨控制指令至第一星载计算机(201)；

步骤C2，第一星载计算机(201)根据姿轨控制指令控制追踪模拟器(2)的喷气系统(204)喷出冷气，获得对追踪模拟器(2)的姿轨进行控制的对应控制力和控制力矩，使得追踪模拟器(2)追踪目标模拟器(3)。

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