CN114878197A - 一种验证空间低冲击发射与可靠性附着的地面试验方法 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种空间低冲击发射与附着地面试验方法，通过搭建空间低冲击发射与可靠性附着地面试验系统，模拟空间失重环境下的载荷真实发射及附着的地面总体试验。通过进行载荷分离扰动角的测量试验，确定了发射分离扰动角θ的范围，得出了发射分离扰动影响效果，对载荷附着精度及空间低冲击发射能力进行了充分的验证；通过进行验证在轨误差源对附着精度影响试验，在去除重力及气动阻力等影响因素后，解算出总附着精度偏差范围，验证了在轨误差源对附着精度的影响；通过进行载荷可靠性附着试验，得到附着成功率较高时载荷的相对运动状态参数范围，给在轨真实发射任务提供有效参考，对载荷的优化设计及进一步提高其可靠性附着能力有重要意义。

Description

一种验证空间低冲击发射与可靠性附着的地面试验方法
技术领域
本发明属于航空航天领域，具体涉及一种验证空间低冲击发射与可靠性附着的地面试验方法。
背景技术
随着对在轨航天器的捕获、组合体控制及轨道救援的深入研究，如何实现对空间合作失稳目标的操控是空间维修救援的关键难点，但在此过程中对其捕获、消旋等技术较为复杂，且太空环境对救援任务会产生过多干扰因素，因此需要开展在轨演示验证任务，对关键技术进行验证。
在轨演示验证任务中，需对空间合作失稳目标进行捕获，试验飞行器需在轨发射载荷，随后载荷可靠附着目标后开始进行消旋控制，因此载荷的低冲击发射及可靠附着技术是该任务需突破的关键技术之一，在对该过程充分仿真分析的基础上，还需在地面进行载荷发射及附着地面试验，对技术指标的符合性以及任务的可靠性进行验证。
载荷发射时，其所处的太空环境与地球表面差异较大，在地面试验中很难克服和模拟，因此需要优化地面试验系统设计。国外诸多较为先进的地面试验平台主要是对大卫星和大型飞行器进行总体试验，国内诸多类似载荷发射试验系统主要针对导弹的发射，因此目前还没有发现能够在地面验证空间低冲击发射与附着的试验系统，也尚未收集到国内类似的资料。
发明内容
本发明提出了一种验证空间低冲击发射与可靠性附着的地面试验方法，实现了通过地面试验即可验证空间低冲击发射技术以及在轨误差源对附着精度的影响。
实现本发明的技术解决方案为：一种验证空间低冲击发射与可靠性附着的地面试验方法，步骤如下：
步骤1、搭建空间低冲击发射与可靠性附着的地面试验系统。
步骤2、在理想试验条件下，利用空间低冲击发射与可靠性附着的地面试验系统进行载荷分离扰动角测量试验，确定发射分离扰动角θ范围。
步骤3、在理想试验条件下，利用空间低冲击发射与可靠性附着的地面试验系统进行验证在轨误差源对附着精度影响试验，用于验证在轨误差源对附着精度的影响范围。
步骤4、在理想试验条件下，利用空间低冲击发射与可靠性附着的地面试验系统进行载荷可靠性附着试验，验证可靠性附着能力。
进一步地，所述空间低冲击发射与可靠性附着地面试验系统，包括初始相对位置模拟系统、试验飞行器系统、末子级目标系统和视觉测量系统。其中，初始相对位置模拟系统用于模拟试验飞行器与末子级目标之间的相对距离以及试验飞行器的初始指向，通过模拟总初始指向精度误差，验证在轨环境中其对附着精度的影响；试验飞行器系统用于模拟试验飞行器的质量特性、控制载荷分离和发射以及监测载荷分离前后飞行器自身姿态，模拟在轨环境中真实的发射过程；末子级目标系统用于模拟末子级目标的真实转动、载荷真实附着过程以及测量载荷附着末子级目标过程的姿态变化，用于验证载荷在轨环境下的真实附着精度；监视系统用于测量、记录并解算载荷飞行过程中的位姿数据以及记录载荷附着全过程。
上述初始相对位置模拟系统用于模拟试验飞行器与末子级目标之间的相对位置以及试验飞行器的初始指向。其中，总初始指向误差包括相对位置误差及初始指向误差，且两者对附着精度上的影响均为附着偏差，在消除重力因素影响的前提下，即初始指向与重力线严格重合，可通过改变相对位置误差来验证不同的总初始指向误差对载荷附着精度的影响。
上述试验飞行器系统用于模拟试验飞行器的质量特性、控制载荷分离和发射以及监测载荷分离前后飞行器自身姿态，模拟在轨环境中真实的发射过程。其中，发射分离扰动误差对附着精度的影响为附着偏差，在不施加总初始指向误差的前提下，根据试验飞行器内部电子控制系统采集到的发射分离扰动角和视觉测量系统解算的发射分离扰动角，确定发射分离扰动角θ范围，验证其对附着精度的影响范围，并且可根据试验飞行器内部电子控制系统采集到的试验飞行器位姿数据和视觉测量系统解算得到的试验飞行器位姿数据，验证空间低冲击发射效果。
上述末子级目标系统用于模拟末子级目标的真实转动、载荷真实附着过程以及测量载荷附着过程的姿态变化，用于验证载荷在轨环境下的真实附着精度及冲击特性。其中，末子级目标系统分为平板式及气浮式子系统，分别验证在轨误差源对附着精度影响及在轨真实动态附着能力。
上述视觉测量系统用于测量、记录并解算载荷飞行过程中的位姿数据以及记录载荷附着末子级目标全过程。其中，双目高速相机可解算载荷发射过程位姿数据，测量发射分离扰动影响及扰动角，辅助验证空间低冲击发射能力及附着精度。高速相机可记录载荷附着末子级目标过程，测量附着攻角等有效技术指标，验证可靠性附着能力。
本发明与现有技术相比，其显著优点在于：
(1)本发明通过对载荷在轨真实发射过程进行模拟试验，可验证发射分离扰动对附着精度的影响，可验证空间低冲击发射能力，进而对载荷的优化设计及进一步提升低冲击发射能力提供了数据支撑。
(2)通过进行在轨误差源对附着精度的影响试验，可验证在轨误差源对附着精度的影响范围，进而对载荷在轨发射的精准发射及附着提供了有效参考。
(3)通过进行载荷可靠性附着试验，可验证载荷附着精度及附着可靠性，对空间合作失稳目标在轨维修救援任务的完成具有重要意义。
附图说明
图1为本发明具体实施例的一种空间低冲击发射与附着地面试验系统的示意图。
图2为本发明具体实施例的初始相对位置模拟系统的示意图。
图3为本发明具体实施例的试验飞行器系统的示意图。
图4为本发明具体实施例的末子级目标系统的示意图。
图5为本发明具体实施例的视觉测量系统的示意图。
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的一部分实施例，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创造性劳动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，本发明实施例中所有方向性指示(诸如上、下、左、右、前、后……)仅用于解释在某一特定姿态(如附图所示)下各部件之间的相对位置关系、运动情况等，如果该特定姿态发生改变时，则该方向性指示也相应地随之改变。
在本发明中，除非另有明确的规定和限定，术语“连接”、“固定”等应作广义理解，例如，“固定”可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或成一体；“连接”可以是机械连接，也可以是电连接。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。
另外，本发明各个实施例之间的技术方案可以相互结合，但是必须是以本领域普通技术人员能够实现为基础，当技术方案的结合出现相互矛盾或无法实现时应当认为这种技术方案的结合不存在，也不在本发明要求的保护范围指内。
下面将结合本设计实例对具体实施方式、以及本次发明的技术难点、发明点进行进一步介绍。
一种验证空间低冲击发射与可靠性附着的地面试验方法，步骤如下：
步骤1、搭建空间低冲击发射与可靠性附着的地面试验系统：
如图1所示，该空间低冲击发射与附着地面试验系统，包括初始相对位置模拟系统1、试验飞行器系统2、末子级目标系统3和视觉测量系统4。
所述初始相对位置模拟系统1用于模拟试验飞行器与末子级目标之间的相对距离以及微纳试验飞行器的初始指向，通过模拟总初始指向精度误差，验证在轨环境中上述精度误差对附着精度的影响。
所述试验飞行器系统2用于模拟试验飞行器的质量特性、控制载荷分离和发射以及监测载荷分离前后飞行器自身姿态，模拟在轨环境中真实的发射过程。
所述末子级目标系统3用于模拟末子级目标的真实转动、载荷真实附着过程以及测量载荷附着末子级目标过程的姿态变化，用于验证载荷在轨环境下的真实附着精度。
所述视觉测量系统4用于测量、记录并解算载荷飞行过程中的位姿数据以及记录载荷着靶全过程。
如图2所示，所述初始相对位置模拟系统1包括高塔及塔上机构5、末子级平面导轨6、电磁悬吊释放装置7。
所述高塔及塔上机构5，包括塔顶导轨502、卷扬机503和两个塔架501，两个塔架501平行设置在地面，塔顶导轨502两端分别固定在两个塔架501的顶部，卷扬机503置于塔顶导轨502上，试验飞行器系统2悬吊在卷扬机503上，卷扬机503可实现沿塔顶导轨502的轴向移动，且可通过升、降试验飞行器系统2完成与末子级目标系统3之间的相对垂直距离。
末子级平面导轨6三根呈“工”字排布的导轨构成，用于承载末子级目标，并使其实现水平面的移动，可配合卷扬机503模拟试验飞行器与末子级目标系统3之间的相对位置。
所述电磁悬吊释放装置7包括电磁悬吊装置701、飞行器吊盘702；卷扬机503通过钢丝绳与电磁悬吊装置701顶部的安装吊环相连接，可对整个装置进行升降。
所述电磁悬吊装置701吸力为2500N，其底部通过电磁的通、断完成与飞行器吊盘702的吸附；
所述飞行器吊盘702底部通过钢丝绳与试验飞行器系统2相连接，保证试验飞行器系统2在初始位置及释放时的指向及姿态的稳定；
所述飞行器吊盘702通过钢丝绳与卷扬机503相连接，在载荷发射后起到防止试验飞行器系统2掉落的作用。
如图3所示，所述试验飞行器系统2包括试验飞行器8和设置在试验飞行器8内的电子控制系统9。
试验飞行器8的外轮廓为长方体，在一侧壁上配有载荷803，在其对应的另一侧上配有二维配平机构802，用于调节质心平衡。
所述试验飞行器8的框架801的尺寸如下：长1000mm、宽630mm、高630mm，钢材质，质量为100kg。
所述二维配平机构802由两组丝杆导轨滑台组成，丝杆导轨滑台内置步进电机，电机顶部承载10kg的质量块，可通过控制质量块的位置变化完成飞行器的二维质心调节，保证试验飞行器8的初始指向与重力线重合。
所述电子控制系统9包括控制计算机901、惯导系统902、数据传送系统903和电源系统904，控制计算机901分别与惯导系统902、数据传送系统903和电源系统904连接。
所述惯导系统902用于测量载荷分离前后试验飞行器系统2自身姿态；
所述控制计算机901通过惯导系统902采集的姿态数据控制载荷分离和发射；
所述数据传送系统903用于将数据传输到地面控制台；
所述电源系统904用于给各系统供电。
如图4所示，末子级目标系统3包括平板式末子级目标系统10和气浮式末子级目标系统11。
所述平板式末子级目标系统10由抗高冲击性、高吸能性的聚合物材料制成的靶板，在试验时置于末子级平面导轨6的位置，其表面附有刻度，用于辅助测量着靶误差源对着靶精度的影响。
所述气浮式末子级目标系统11包括气浮式末子级目标1101、气浮转台1102和姿态测量装置1103。
所述气浮式末子级目标1101外形为上底半径为0.3m、下底半径为1m、高为2.1m的圆台，其曲面可以验证不同着靶攻角对着靶可靠性的影响，其材质选用卫星太阳帆、多层绝缘毯等真实卫星外部材料，用于模拟真实末子级目标。
所述气浮转台1102包括Y形支架、转轴和底座，气浮式末子级目标1101固定在转轴上，转轴两端通过气浮轴承与Y形支架顶部转动连接，可实现末子级目标1101的绕Y轴360°转动，Y形支架底部通过气浮轴承与底座转动连接，可实现气浮式末子级目标1101的绕Z轴360°转动。
所述姿态测量装置1103设置在气浮转台1102的转轴一端，用于测量气浮式末子级目标1101的姿态数据，验证着靶过程中的冲击特性。
如图5所示，所述视觉测量系统4包括双目高速摄像机12、安装架13和高速摄像机14。
所述双目高速摄像机12装于安装架13上，用于测量、记录载荷飞行过程姿态数据，后期通过数据处理解算载荷飞行轨迹，验证及优化载荷低冲击发射能力。
设双目高速摄像机12中的相机镜头焦距为f，相机靶面宽度为w，工作视场宽度为W，则相机工作距离D需满足下式：
Figure BDA0003657435650000061
高速摄像机14装于塔顶导轨502顶部，用于拍摄、记录载荷着靶的动态过程，后期通过分析着靶画面，验证及优化附着可靠性能力。
步骤2、在理想试验条件下，进行载荷分离扰动角测量试验：
步骤2-1、理想试验条件为：无初始指向精度误差，即平板式末子级目标系统10靶心为理想着靶点；选用质量为m1的载荷，即可保证其在固体发动机点火后的速度等自身属性与在轨真实发射相似；试验环境光照条件良好且风速小于3m/s，试验前期通过理论计算，当风速小于3m/s时，气动阻力对试验过程影响可忽略不计。
步骤2-2、控制卷扬机503滑至距塔架501水平距离1m处，并将电磁悬吊释放装置7降至距地面高度1.5m处的试验安装区。
步骤2-3、通过钢丝绳将试验飞行器系统2与飞行器吊盘702安装，给电磁悬吊装置701通电，使其吸附飞行器吊盘702。
步骤2-4、根据试验飞行器系统2中数据传送系统903传送到地面的飞行器姿态数据，控制二维配平机构802完成质心调节。
步骤2-5、控制卷扬机503将试验飞行器系统2升至试验高度，并滑至距塔架501水平距离3m处的试验区。
步骤2-6、根据载荷803位置调节平板式末子级目标系统10，使载荷803理想着靶位置位于平板式末子级目标系统10靶心。
步骤2-7、视觉测量系统4开机工作，开始拍摄、记录试验全过程。
步骤2-8、根据试验飞行器系统2中数据传送系统903传送到地面的飞行器姿态数据，选择试验开始节点，即试验飞行器系统2的三轴角速度小于0.1°/s时控制电磁悬吊装置701断电。
步骤2-9、飞行器吊盘702与试验飞行器系统2处于自由落体状态，试验飞行器系统2中的电子控制系统9完成载荷803的分离，并控制载荷803尾部固体发动机点火，完成载荷803的发射。
步骤2-10、载荷803经短暂(200～300ms)飞行，附着于平板式末子级目标系统10上。
步骤2-11、重复步骤2-2～步骤2-10，进行多次试验。
步骤2-12、根据电子控制系统9采集到的试验飞行器位姿数据和视觉测量系统4解算得到的试验飞行器位姿数据，验证低冲击发射效果；根据电子控制系统9采集到的发射分离扰动角和视觉测量系统4解算的发射分离扰动角，确定发射分离扰动角θ范围。
步骤3、在理想试验条件下，进行验证在轨误差源对附着精度影响试验：
步骤3-1、理想试验条件为：添加不同初始指向精度误差，即初始指向精度误差作用效果为距平板式末子级目标系统10靶心距离；选用质量为m1的载荷，即可保证其在固体发动机点火后的速度等自身属性与在轨真实发射相似；试验环境光照条件良好且风速小于3m/s；在轨真实发射过程中，初始指向角度误差β小于5°，地面试验中需进行0°<β<＝5°的试验。
附加的初始指向角度误差β符合下式：
Figure BDA0003657435650000081
xc＝v2×sinβ×t2
其中，v2为固体发动机点火后载荷速度、H2为载荷飞行距离、t2为载荷飞行时间，xc为不同的初始指向角度误差β带来的在轨真实附着偏差，g为试验区重力加速度。
步骤3-2、控制卷扬机503滑至距塔架501水平距离1m处，并将电磁悬吊释放装置7降至距地面高度1.5m处的试验安装区。
步骤3-3、通过钢丝绳将试验飞行器系统2与飞行器吊盘702安装，给电磁悬吊装置701通电，使其吸附飞行器吊盘702。
步骤3-4、根据试验飞行器系统2中数据传送系统903传送到地面的飞行器姿态数据，控制二维配平机构802完成质心调节。
步骤3-5、控制卷扬机503将试验飞行器系统2升至试验高度，并滑至距塔架501水平距离3m处的试验区。
步骤3-6、根据不同初始指向角度误差β，在步骤2测量得到的附着点集与靶心连线的反向上添加对应的附着偏差xc，即将平板式末子级目标系统10靶心移动至与距离原位置xc处，得到新的靶心位置。
步骤3-7、视觉测量系统4开机工作，开始拍摄、记录试验全过程。
步骤3-8、根据试验飞行器系统2中数据传送系统903传送到地面的飞行器姿态数据，选择试验开始节点，即试验飞行器系统2三轴角速度小于0.1°/s时控制电磁悬吊装置701断电。
步骤3-9、飞行器吊盘702与试验飞行器系统2处于自由落体状态，试验飞行器系统2中电子控制系统9完成载荷803的分离，并控制载荷803尾部固体发动机点火，完成载荷803的发射。
步骤3-10、载荷803约经短暂飞行，附着于平板式末子级目标系统10上。
步骤3-11、对同一个进行β，重复步骤3-2～步骤3-10，进行多次试验。
步骤3-12、改变β的取值，重复步骤3-2～步骤3-11，进行多次试验。
步骤3-13、根据电子控制系统9采集到的发射分离扰动角和视觉测量系统4解算的发射分离扰动角，计算得到在轨无重力环境下由于发射分离扰动导致的附着偏差xf，此时附着精度偏差为xc+xf，用于验证在轨误差源对附着精度的影响范围。
步骤4、在理想试验条件下，进行载荷可靠性附着试验：
步骤4-1、理想试验条件为：添加不同初始指向精度误差，即初始指向精度误差作用效果为距气浮式末子级目标系统11靶心距离；选用质量为m2的载荷，即可保证其在固体发动机点火后的速度等自身属性与在轨真实发射相似；试验环境光照条件良好且风速小于3m/s；在轨真实发射过程中，初始指向角度误差β小于5°，地面试验中需进行0°<β<＝5°的试验。
步骤4-2、控制卷扬机503滑至距塔架501水平距离1m处，并将电磁悬吊释放装置7降至距地面高度1.5m处的试验安装区。
步骤4-3、通过钢丝绳将试验飞行器系统2与飞行器吊盘702安装，给电磁悬吊装置701通电，使其吸附飞行器吊盘702。
步骤4-4、根据试验飞行器系统2中数据传送系统903传送到地面的飞行器姿态数据，控制二维配平机构802完成质心调节。
步骤4-5、控制卷扬机503将试验飞行器系统2升至试验高度，并滑至距塔架501水平距离3m处的试验区；
步骤4-6、将平板式末子级目标系统10更换为气浮式末子级目标系统11，且其位置变化与步骤3中相同。
步骤4-7、视觉测量系统4开机工作，开始拍摄、记录试验全过程。
步骤4-8、根据试验飞行器系统2中数据传送系统903传送到地面的飞行器姿态数据，选择试验开始节点，即试验飞行器系统2三轴角速度小于0.1°/s时控制电磁悬吊装置701断电。
步骤4-9、飞行器吊盘702与试验飞行器系统2处于自由落体状态，试验飞行器系统2中电子控制系统9完成载荷803的分离，载荷803内部电子系统判断处于完全分离状态时，控制载荷803尾部固体发动机点火，完成载荷803的发射。
步骤4-10、载荷803约经短暂飞行，附着于气浮式末子级目标系统11上。
步骤4-11、通过视觉测量系统4拍摄及记录的试验过程完成数据处理工作。
通过高速摄像机14记录的载荷附着过程，可分析载荷803相对气浮式末子级目标系统11不同运动状态下的附着效果，验证可靠性附着能力。通过大量试验可得出附着成功率较高的两者相对运动状态范围，给在轨真实发射时间点的选取提供有效参考，对载荷的优化设计及进一步提高其可靠性附着能力有着重要意义。

Claims (10)

1.一种验证空间低冲击发射与可靠性附着的地面试验方法，其特征在于，步骤如下：
步骤1、搭建空间低冲击发射与可靠性附着的地面试验系统；
步骤2、在理想试验条件下，利用空间低冲击发射与可靠性附着的地面试验系统进行载荷分离扰动角测量试验，确定发射分离扰动角θ范围；
步骤3、在理想试验条件下，利用空间低冲击发射与可靠性附着的地面试验系统进行验证在轨误差源对附着精度影响试验，用于验证在轨误差源对附着精度的影响范围；
步骤4、在理想试验条件下，利用空间低冲击发射与可靠性附着的地面试验系统进行载荷可靠性附着试验，验证可靠性附着能力。
2.根据权利要求1所述的验证空间低冲击发射与可靠性附着的地面试验方法，步骤如下：空间低冲击发射与附着地面试验系统，包括初始相对位置模拟系统(1)、试验飞行器系统(2)、末子级目标系统(3)和视觉测量系统(4)；
初始相对位置模拟系统(1)用于模拟试验飞行器与末子级目标之间的相对距离以及微纳试验飞行器的初始指向，通过模拟总初始指向精度误差，验证在轨环境中上述精度误差对附着精度的影响；
试验飞行器系统(2)用于模拟试验飞行器的质量特性、控制载荷分离和发射以及监测载荷分离前后飞行器自身姿态，模拟在轨环境中真实的发射过程；
末子级目标系统(3)用于模拟末子级目标的真实转动、载荷真实附着过程以及测量载荷附着末子级目标过程的姿态变化，用于验证载荷在轨环境下的真实附着精度；
视觉测量系统(4)用于测量、记录并解算载荷飞行过程中的位姿数据以及记录载荷着靶全过程。
3.根据权利要求2所述的验证空间低冲击发射与可靠性附着的地面试验方法，步骤如下：初始相对位置模拟系统(1)包括高塔及塔上机构(5)、末子级平面导轨(6)、电磁悬吊释放装置(7)；
高塔及塔上机构(5)包括塔顶导轨(502)、卷扬机(503)和两个塔架(501)，两个塔架(501)平行设置在地面，塔顶导轨(502)两端分别固定在两个塔架(501)的顶部，卷扬机(503)置于塔顶导轨(502)上，试验飞行器系统(2)悬吊在卷扬机(503)上，卷扬机(503)实现沿塔顶导轨(502)的轴向移动，且通过升、降试验飞行器系统(2)完成与末子级目标系统(3)之间的相对垂直距离；
末子级平面导轨(6)三根呈“工”字排布的导轨构成，用于承载末子级目标，并使其实现水平面的移动，配合卷扬机(503)模拟试验飞行器与末子级目标系统(3)之间的相对位置；
电磁悬吊释放装置(7)包括电磁悬吊装置(701)、飞行器吊盘(702)；卷扬机(503)通过钢丝绳与电磁悬吊装置(701)顶部的安装吊环相连接，对整个装置进行升降；
电磁悬吊装置(701)底部通过电磁的通、断完成与飞行器吊盘(702)的吸附；
飞行器吊盘(702)底部通过钢丝绳与试验飞行器系统(2)相连接，保证试验飞行器系统(2)在初始位置及释放时的指向及姿态的稳定；
所述飞行器吊盘(702)通过钢丝绳与卷扬机(503)相连接，在载荷发射后起到防止试验飞行器系统(2)掉落的作用。
4.根据权利要求3所述的验证空间低冲击发射与可靠性附着的地面试验方法，步骤如下：所述试验飞行器系统(2)包括试验飞行器(8)和设置在试验飞行器(8)内的电子控制系统(9)；
试验飞行器(8)的外轮廓为长方体，在一侧壁上配有载荷(803)，在其对应的另一侧上配有二维配平机构(802)，用于调节质心平衡；
二维配平机构(802)由两组丝杆导轨滑台组成，丝杆导轨滑台内置步进电机，电机顶部承载质量块，通过控制质量块的位置变化完成飞行器的二维质心调节，保证试验飞行器(8)的初始指向与重力线重合；
所述电子控制系统(9)包括控制计算机901、惯导系统(902)、数据传送系统(903)和电源系统(904)，控制计算机901分别与惯导系统(902)、数据传送系统(903)和电源系统(904)连接；
所述惯导系统(902)用于测量载荷分离前后试验飞行器系统(2)自身姿态；
所述控制计算机901通过惯导系统(902)采集的姿态数据控制载荷分离和发射；
所述数据传送系统(903)用于将数据传输到地面控制台；
所述电源系统(904)用于给各系统供电。
5.根据权利要求4所述的验证空间低冲击发射与可靠性附着的地面试验方法，步骤如下：末子级目标系统(3)包括平板式末子级目标系统(10)和气浮式末子级目标系统(11)；
平板式末子级目标系统(10)采用靶板，在试验时置于末子级平面导轨(6)的位置，其表面附有刻度，用于辅助测量着靶误差源对着靶精度的影响；
气浮式末子级目标系统(11)包括气浮式末子级目标(1101)、气浮转台(1102)和姿态测量装置(1103)；
气浮式末子级目标(1101)外形圆台，其曲面用于验证不同着靶攻角对着靶可靠性的影响，用于模拟真实末子级目标；
气浮转台(1102)包括Y形支架、转轴和底座，气浮式末子级目标(1101)固定在转轴上，转轴两端通过气浮轴承与Y形支架顶部转动连接，用于实现末子级目标(1101)的绕Y轴360°转动，Y形支架底部通过气浮轴承与底座转动连接，用于实现气浮式末子级目标(1101)的绕Z轴360°转动；
姿态测量装置(1103)设置在气浮转台(1102)的转轴一端，用于测量气浮式末子级目标(1101)的姿态数据，验证着靶过程中的冲击特性。
6.根据权利要求5所述的验证空间低冲击发射与可靠性附着的地面试验方法，步骤如下：所述视觉测量系统(4)包括双目高速摄像机(12)、安装架(13)和高速摄像机(14)；
双目高速摄像机(12)装于安装架(13)上，用于测量、记录载荷飞行过程姿态数据，后期通过数据处理解算载荷飞行轨迹，验证及优化载荷低冲击发射能力；
高速摄像机(14)装于塔顶导轨(502)顶部，用于拍摄、记录载荷着靶的动态过程，后期通过分析着靶画面，验证及优化附着可靠性能力。
7.根据权利要求6所述的验证空间低冲击发射与可靠性附着的地面试验方法，步骤如下：设双目高速摄像机(12)中的相机镜头焦距为f，相机靶面宽度为w，工作视场宽度为W，则相机工作距离D需满足下式：
Figure FDA0003657435640000031
8.根据权利要求7所述的验证空间低冲击发射与可靠性附着的地面试验方法，步骤如下，步骤2中在理想试验条件下，利用空间低冲击发射与可靠性附着的地面试验系统进行载荷分离扰动角测量试验，具体如下：
步骤2-1、理想试验条件为：无初始指向精度误差，即平板式末子级目标系统(10)靶心为理想着靶点；选用质量为m1的载荷，保证其在固体发动机点火后的速度等自身属性与在轨真实发射相似；试验环境光照条件良好且风速小于3m/s，试验前期通过理论计算，当风速小于3m/s时，气动阻力对试验过程影响忽略不计；
步骤2-2、控制卷扬机(503)将电磁悬吊释放装置(7)降至试验安装区；
步骤2-3、通过钢丝绳将试验飞行器系统(2)与飞行器吊盘(702)安装，给电磁悬吊装置(701)通电，使其吸附飞行器吊盘(702)；
步骤2-4、根据试验飞行器系统(2)中数据传送系统(903)传送到地面的飞行器姿态数据，控制二维配平机构(802)完成质心调节；
步骤2-5、控制卷扬机(503)将试验飞行器系统(2)升至试验高度，并滑至试验区；
步骤2-6、根据载荷(803)位置调节平板式末子级目标系统(10)，使载荷(803)理想着靶位置位于平板式末子级目标系统(10)靶心；
步骤2-7、视觉测量系统(4)开机工作，开始拍摄、记录试验全过程；
步骤2-8、根据试验飞行器系统(2)中数据传送系统(903)传送到地面的飞行器姿态数据，选择试验开始节点，即试验飞行器系统(2)的三轴角速度小于0.1°/s时控制电磁悬吊装置(701)断电；
步骤2-9、飞行器吊盘(702)与试验飞行器系统(2)处于自由落体状态，试验飞行器系统(2)中的电子控制系统(9)完成载荷(803)的分离，并控制载荷(803)尾部固体发动机点火，完成载荷(803)的发射；
步骤2-10、载荷(803)飞行附着于平板式末子级目标系统(10)上；
步骤2-11、重复步骤2-2～步骤2-10，进行多次试验；
步骤2-12、根据电子控制系统(9)采集到的试验飞行器位姿数据和视觉测量系统(4)解算得到的试验飞行器位姿数据，验证低冲击发射效果；根据电子控制系统(9)采集到的发射分离扰动角和视觉测量系统(4)解算的发射分离扰动角，确定发射分离扰动角θ范围。
9.根据权利要求7所述的验证空间低冲击发射与可靠性附着的地面试验方法，步骤如下，步骤3中在理想试验条件下，利用空间低冲击发射与可靠性附着的地面试验系统进行验证在轨误差源对附着精度影响试验，具体如下：
步骤3-1、理想试验条件为：添加不同初始指向精度误差，即初始指向精度误差作用效果为距平板式末子级目标系统(10)靶心距离；选用质量为m1的载荷，即保证其在固体发动机点火后的速度等自身属性与在轨真实发射相似；试验环境光照条件良好且风速小于3m/s；在轨真实发射过程中，初始指向角度误差β小于5°，地面试验中需进行0°<β<＝5°的试验；
附加的初始指向角度误差β符合下式：
Figure FDA0003657435640000051
xc＝v2×sinβ×t2
其中，v2为固体发动机点火后载荷速度，H2为载荷飞行距离，t2为载荷飞行时间，xc为不同的初始指向角度误差β带来的在轨真实附着偏差，g为试验区重力加速度；
步骤3-2、控制卷扬机(503)将电磁悬吊释放装置(7)降至试验安装区；
步骤3-3、通过钢丝绳将试验飞行器系统(2)与飞行器吊盘(702)安装，给电磁悬吊装置(701)通电，使其吸附飞行器吊盘(702)；
步骤3-4、根据试验飞行器系统(2)中数据传送系统(903)传送到地面的飞行器姿态数据，控制二维配平机构(802)完成质心调节；
步骤3-5、控制卷扬机(503)将试验飞行器系统(2)升至试验高度，并滑至试验区；
步骤3-6、根据不同初始指向角度误差β，在步骤2测量得到的附着点集与靶心连线的反向上添加对应的附着偏差xc，即将平板式末子级目标系统(10)靶心移动至与距离原位置xc处，得到新的靶心位置；
步骤3-7、视觉测量系统(4)开机工作，开始拍摄、记录试验全过程；
步骤3-8、根据试验飞行器系统(2)中数据传送系统(903)传送到地面的飞行器姿态数据，选择试验开始节点，即试验飞行器系统(2)三轴角速度小于0.1°/s时控制电磁悬吊装置(701)断电；
步骤3-9、飞行器吊盘(702)与试验飞行器系统(2)处于自由落体状态，试验飞行器系统(2)中电子控制系统(9)完成载荷(803)的分离，并控制载荷(803)尾部固体发动机点火，完成载荷(803)的发射；
步骤3-10、载荷(803)飞行附着于平板式末子级目标系统(10)上；
步骤3-11、对同一个进行β，重复步骤3-2～步骤3-10，进行多次试验；
步骤3-12、改变β的取值，重复步骤3-2～步骤3-11，进行多次试验；
步骤3-13、根据电子控制系统(9)采集到的发射分离扰动角和视觉测量系统(4)解算的发射分离扰动角，计算得到在轨无重力环境下由于发射分离扰动导致的附着偏差xf，此时附着精度偏差为xc+xf，用于验证在轨误差源对附着精度的影响范围。
10.根据权利要求7所述的验证空间低冲击发射与可靠性附着的地面试验方法，步骤如下，步骤4中在理想试验条件下，利用空间低冲击发射与可靠性附着的地面试验系统进行载荷可靠性附着试验，具体如下：
步骤4-1、理想试验条件为：添加不同初始指向精度误差，即初始指向精度误差作用效果为距气浮式末子级目标系统(11)靶心距离；选用质量为m2的载荷，即保证其在固体发动机点火后的速度等自身属性与在轨真实发射相似；试验环境光照条件良好且风速小于3m/s；在轨真实发射过程中，初始指向角度误差β小于5°，地面试验中需进行0°<β<＝5°的试验；
步骤4-2、控制卷扬机(503)将电磁悬吊释放装置(7)降至试验安装区；
步骤4-3、通过钢丝绳将试验飞行器系统(2)与飞行器吊盘(702)安装，给电磁悬吊装置(701)通电，使其吸附飞行器吊盘(702)；
步骤4-4、根据试验飞行器系统(2)中数据传送系统(903)传送到地面的飞行器姿态数据，控制二维配平机构(802)完成质心调节；
步骤4-5、控制卷扬机(503)将试验飞行器系统(2)升至试验高度，并滑至试验区；
步骤4-6、根据不同初始指向角度误差β，在步骤2测量得到的附着点集与靶心连线的反向上添加对应的附着偏差xc，即将气浮式末子级目标系统(11)靶心移动至与距离原位置xc处，得到新的靶心位置；
步骤4-7、视觉测量系统(4)开机工作，开始拍摄、记录试验全过程；
步骤4-8、根据试验飞行器系统(2)中数据传送系统(903)传送到地面的飞行器姿态数据，选择试验开始节点，即试验飞行器系统(2)三轴角速度小于0.1°/s时控制电磁悬吊装置(701)断电；
步骤4-9、飞行器吊盘(702)与试验飞行器系统(2)处于自由落体状态，试验飞行器系统(2)中电子控制系统(9)完成载荷(803)的分离，载荷(803)内部电子系统判断处于完全分离状态时，控制载荷(803)尾部固体发动机点火，完成载荷(803)的发射；
步骤4-10、载荷(803)飞行附着于气浮式末子级目标系统(11)上；
步骤4-11、通过视觉测量系统(4)拍摄及记录的试验过程完成数据处理工作。
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