CN116520719A - 适用于挠性航天器姿态动力学全物理仿真的方法及系统 - Google Patents
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Abstract
本发明提供一种适用于挠性航天器姿态动力学全物理仿真的方法及系统及系统，涉及航天器动力学与控制技术领域，该方法包括：采用静压气体润滑三轴气浮台模拟航天器在轨飞行时动力学环境；增减台体配重块粗调台体平衡，调整台上导轨上的滑块精调台体质心到原点；对台体进行惯量辨识，得到气浮台三轴转动惯量，确定试验所需缩比系数；通过干扰模拟器来模拟喷气过程中产生的挠性干扰力矩；根据不同的测量范围，测量台体姿态角度，分析挠性附件产生的干扰力矩对航天器的姿态影响。本发明采用挠性干扰力矩生成器模拟挠性附件振动对航天器产生的干扰力矩，可保证其质心保持不变，避免倒台现象；还能为航天器姿态控制方案设计和论证提供参考依据。
Description
技术领域
本发明涉及航天器动力学与控制技术领域，具体地，涉及一种适用于挠性航天器姿态动力学全物理仿真的方法及系统及系统。
背景技术
航天器为了满足更丰富的任务需求，航天器的构型逐渐从刚性向大挠性发展。挠性附件的种类很多，有天线，太阳帆板，伸杆机构等：例如人们设计了附带大型薄膜天线的高轨卫星，天线面积达到了几百平方米；为了满足载荷大功率的供电需求，星上需要携带更大的太阳电池阵；为了避免卫星平台本身的剩磁对探测器影响，采用轻质伸杆机构支撑各类探测器载荷。挠性附件的振动会严重影响航天器平台的指向精度和姿态稳定度。尤其在轨道控制时，航天器需要轨道机动或者轨道位置保持时，轨控发动机点火且推力方向偏心，或是姿控推力器喷气，都会激发出挠性振动，从而影响航天器姿态，严重时会影响任务成败。如1990年美国哈勃望远镜在进出阴影区时由于热变形引起弹性振动，导致姿态稳定度未达指标要求，从而降低了图像质量。1982年美国的“陆地卫星-4号”观测仪受到挠性太阳帆板驱动系统干扰而未达预期性能。因此，针对带挠性部件的航天器高精度控制和高稳定度控制的需求，各型号航天器控制系统必须在静压气体润滑三轴气浮台上进行全物理实验来考核其是否达到指标要求。若直接把挠性附件安装在气浮台上，挠性附件振动带来的质心变化，会导致静压气体润滑三轴气浮台质心偏离气浮球轴承中心，可能会发生倒台现象。
目前已经发表的文献和公开的专利都重点研究挠性航天器在单轴气浮台上的全物理仿真方法，并且有了成熟的方法。李季苏、牟小刚和汪春涛在“大型挠性结构卫星全物理仿真技术研究”(《系统仿真学报》1995.6)提出了一种涉及单轴气浮台挠性航天器仿真试验的方案，设计了一种安装在台体上的挠性臂作为挠性装置模拟设备，并给出了数学仿真结果。周军、刘莹莹在“航天器主动振动反馈全物理仿真试验研究”(《振动、测试与诊断》2008年第28卷第1期)提出了在全物理仿真系统的挠性帆板顶端配置一种微型加速度计，用于测量该处振动的方案。
公开号为CN104133479A的发明专利，公开了一种采用单轴气浮台模拟挠性卫星三轴姿态耦合运动的测试方法，包含以下步骤：步骤1、模拟挠性卫星的X轴刚性主体运动，获取挠性卫星的X向姿态信息；步骤2、构造挠性卫星，模拟挠性卫星的Y向及Z向姿态运动，建立并解算挠性附件的振动动力学模型、空间环境干扰力矩模型；步骤3、计算挠性卫星的Y向姿态信息、挠性卫星的Z向姿态信息、挠性附件耦合力矩、空间环境干扰力矩；步骤4、接收信号控制控制执行机构、力矩输出装置与单轴气浮台模拟挠性卫星三轴姿态运动；步骤5、重复步骤1至步骤4，完成挠性卫星三轴姿态耦合运动的测试。以上方都只适用于单轴气浮台，并不能用于静压气体润滑三轴气浮台，否则会有倒台风险。
公开号为CN106672272A的发明专利，公开了一种带柔性结构航天器的挠性参数在轨辨识地面测试系统，所设计的地面测试系统包括气浮平台、速率陀螺、姿控飞轮、姿控推力器、冷喷气推进系统、挠性航天器运动模拟器、振动测量系统、地面测量系统、地面控制台及运动模拟器控制计算机。该地面仿真验证方法，基于大理石气浮平台，设计了能够模拟大挠性航天器的运动模拟器，通过振动测量系统、速率陀螺、地面测量系统分别获得挠性航天器运动模拟器的柔性结构振动信息、挠性航天器运动模拟器姿态信息和轨道信息，结合姿态控制和轨道控制算法，根据挠性参数辨识算法，采用地面仿真测试方法实现对挠性参数辨识方案的验证。
静压气体润滑三轴气浮台上，航天器姿态动力学全物理仿真的方法有如下文献和专利。陈欢龙、周军等在“静压气体润滑三轴气浮台挠性航天器动力学模拟方法研究(英语)”(《宇航学报》2011年第32卷第4期)提出了在静压气体润滑三轴气浮台用动量轮模拟挠性干扰力矩的算法，其思路在于通过跟踪控制算法使气浮台姿态角速度跟踪挠性卫星参考动力学。该文献重点介绍挠性航天器动力学模拟算法，而没有给出地面试验具体实施途径。
公开号为CN106020221A的发明专利，公开了一种基于输出反馈的抗干扰姿态控制验证平台及验证方法，包括实时仿真目标机、姿态确定模块、姿态控制模块、反作用飞轮组、试验主控模块、干扰模拟器和静压气体润滑三轴气浮台；实时仿真目标机运算航天器姿态运动学模型；姿态确定模块滤波与解算实时仿真目标机输出的姿态信息；姿态控制模块运算姿态控制算法，为反作用飞轮组提供力矩控制指令；反作用飞轮组接收力矩控制指令后输出力矩信号至仿真目标机；试验主控模块向姿态控制模块发送控制方法切换信号，抗干扰姿态控制单元根据该切换信号运行相应控制算法；干扰模拟器模拟挠性部件振动干扰；静压气体润滑三轴气浮台模拟航天器在外层空间的力学环境。该专利中干扰模拟器不直接生成对气浮台作用的实际干扰力矩，而是把干扰力矩结算后输入实时仿真机，实时仿真机运算加入干扰力矩后的动力学模型，再把结算后的姿态信息传输给气浮台控制模块，控制模块由期望姿态信号得到偏差姿态信号来解算控制力矩，传输到台上飞轮作用于台体。以上两种方案都是属于对气浮台的干扰进行闭环控制，且干扰模拟器和台上执行机构不是两个独立的模块，不能真实模拟挠性干扰力矩本质上是台体外部输入的特性。
公开号为CN108873920A的发明专利，公开了一种充液航天器姿态动力学全物理仿真试验系统及方法，介绍了在静压气体润滑三轴气浮台上对充液航天器进行气浮台实验的流程步骤。公开号为CN108803376A的发明专利，公开了一种适用于静压气体润滑三轴气浮台全物理仿真的液体晃动力矩模拟系统，介绍了一种适用于静压气体润滑三轴气浮台的液体晃动力矩模拟装置。充液航天器全物理仿真的思路可以借鉴到挠性航天器姿态动力学全物理仿真中，但是两者的干扰力矩模拟方法完全不同。
发明内容
针对现有技术中的缺陷，本发明提供一种适用于挠性航天器姿态动力学全物理仿真的方法及系统及系统。
根据本发明提供的一种适用于挠性航天器姿态动力学全物理仿真的方法及系统及系统，所述方案如下：
提供了一种适用于挠性航天器姿态动力学全物理仿真的方法及系统，所述方法包括：
步骤S1：采用静压气体润滑三轴气浮台模拟航天器在轨飞行时动力学环境，反映挠性附件振动产生的干扰力矩对航天器三轴姿态的动力学影响；
步骤S2：增减台体配重块粗调台体平衡，调整台上导轨上的滑块精调台体质心到原点；
步骤S3：采用台上飞轮的角动量和激光陀螺测得的角速度信息对台体进行惯量辨识，得到气浮台三轴转动惯量，确定试验所需缩比系数；
步骤S4：采用台上冷气推力器为气浮台提供控制力矩，通过干扰模拟器来模拟喷气过程中产生的挠性干扰力矩；
步骤S5：根据不同的测量范围，采用光电自准仪、激光跟踪仪和激光陀螺积分，测量台体姿态角度，分析挠性附件产生的干扰力矩对航天器的姿态影响。
优选的，所述静压气体润滑三轴气浮台试验过程中台体的质心不变；采用挠性力矩生成装置模拟挠性附件的振动频率以及挠性附件振动对航天器产生的干扰力矩。
优选的，挠性航天器的动力学方程如下：
其中，Ii是卫星的转动惯量矩阵；ω是航天器姿态角速度，表示航天器姿态角速度ω的一阶导数；H是航天器执行机构角动量，/>表示航天器执行机构角动量H的一阶导数；Br是转动耦合系数；η是模态坐标，/>表示模态坐标η的二阶导数；Ts是空间环境外干扰力矩。
优选的，对于静压气体润滑三轴气浮台，其动力学方程如下：
其中，Ip是气浮台台体转动惯量矩阵；
Tg＝Te+Tf是台体受到的干扰力矩，包括挠性干扰力矩和台体所受其他干扰力矩Tf；
对上式乘系数ki，有：
当取适当的ki，使kiIp接近于Ii，则认为气浮台与缩比航天器惯量等价，此时，航天器执行机构角动量H和力矩挠性干扰力矩Te都需要等幅缩比。
优选的，所述步骤S4中模拟挠性干扰力矩的方法具体包括：
步骤S4.1：气浮台上激光陀螺实时测量采集台体三轴角速度信息，传输给力矩计算模块，并作微分处理得到角加速度，作为解算挠性干扰力矩的输入；
步骤S4.2：设置挠性附件的模型参数，实时计算挠性干扰力矩大小；
步骤S4.3：根据力矩分配算法，得到转速指令传输给各个大力矩飞轮。
优选的，所述步骤S4.2中挠性附件的模型参数包括转动耦合系数、模态频率和挠性附件结构阻尼，挠性航天器姿态动力学方程如下：
其中，ω为航天器姿态角速度，ω×为叉乘矩阵，有：
其中，J为整星转动惯量，H为整星角动量，表示挠性附件振动对航天器产生的干扰力矩Te，即模拟的干扰力矩，T为其他外部力矩。
优选的，所述根据挠性附件解算得到三轴干扰力矩，分配到各个大力矩飞轮的内转子转速，计算公式为：
式中，W＝[W1 W2 W3 W4]为各飞轮转速，U为飞轮在台体上的安装矩阵，Te为挠性干扰力矩，Iw为飞轮内转子绕转轴的惯量。
优选的，挠性附件振动方程为：
其中，η表示模态坐标，和/>分别表示η的一阶和二阶导数；
ξ表示挠性附件的结构阻尼；
Ω表示为挠性附件模态频率对角矩阵；
表示航天器姿态角速度ω的一阶导数；
Br T表示转动耦合系数矩阵Br的转置；
将挠性附件振动方程代入挠性干扰力矩计算公式为：
故航天器姿态动力学方程就等效为刚性航天器姿态动力学方程，即
提供了一种适用于挠性航天器姿态动力学全物理仿真的方法及系统，所述干扰力矩模拟装置包括：
挠性力矩生成装置：包括多个大力矩飞轮和冷气推力器，用于输出挠性力矩；
激光陀螺角速度测量模块：用于测量台体角速度；
无线通信模块：用于挠性干扰力矩计算和台上遥测数据下传；
大容量电池：为挠性干扰力矩模拟系统各个模块供电；
监控模块：由台下工控机和监控计算机组成，监控并显示挠性干扰力矩大小。
优选的，所述挠性力矩生成装置由数个大力矩飞轮组成三正交、三正交一斜装或多斜装的构型，通过工装支架把挠性力矩生成装置固定在气浮台台体上，实现飞轮角动量与气浮台角动量交换，模拟带挠性附件航天器姿态干扰力矩。
所述无线通讯模块接收到陀螺角速度后实时计算挠性干扰力矩，生成飞轮转速指令，并把飞轮转速遥控指令发送给每个大力矩飞轮；同时，无线通讯模块将飞轮转速、干扰力矩力算结果在内的遥测数据通过无线通讯传输到台下监控模块。
所述挠性力矩生成装置、激光陀螺角速度测量模块、无线通信模块以及大容量电池为台上模块，所述台上模块均不含有风扇，功率器件通过散热片散热。
与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：
1、本发明通过惯量的等比例缩放以满足不同大小的挠性卫星全物理仿真试验的需求；
2、采用挠性干扰力矩生成器模拟挠性附件振动对航天器产生的干扰力矩，可保证其质心保持不变，避免倒台现象；
3、本发明设计了带挠性附件航天器姿态动力学全物理仿真的实验方案，能够为航天器姿态控制方案设计和论证提供参考依据。
附图说明
通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显：
图1为挠性干扰力矩模拟系统组成示意图；
图2为挠性干扰力矩模拟系统工作流程图；
图3为适用于挠性航天器姿态动力学全物理仿真系统组成；
图4为适用于挠性航天器姿态动力学全物理仿真流程图；
图5为仿真实例航天器模型示意图；
图6为仿真实例卫星机动角度曲线；
图7为仿真实例卫星机动角速度曲线；
图8为仿真实例卫星机动角加速度曲线；
图9为仿真实例挠性干扰力矩曲线；
图10为仿真实例大力矩飞轮转速曲线；
图11为试验实测气浮台三轴姿态角数据；
图12为试验实测气浮台三轴姿态角速度数据；
图13为试验实测台上挠性干扰模拟器力矩计算结果；
图14为试验实测挠性干扰模拟器的飞轮转速遥测数据。
具体实施方式
下面结合具体实施例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。
本发明实施例提供了一种适用于挠性航天器姿态动力学全物理仿真的系统，参照图1和图2所示，具体包括：
挠性力矩生成装置：由多个大力矩飞轮组成，用于输出挠性力矩。其由数个大力矩飞轮组成三正交、三正交一斜装或多斜装的构型，通过工装支架把挠性力矩生成装置固定在气浮台台体上，实现飞轮角动量与气浮台角动量交换，模拟带挠性附件航天器姿态干扰力矩。单台大力矩飞轮同时具备转速模式和力矩模式，最大输出力矩不小于1Nm，最大角动量不小于20Nms，控制器带宽不小于10Hz，对外接口采用RS422串口。内转子驱动电机采用无刷直流力矩电机，额定转矩1Nm，额定转速为1000rpm，测角原件采用圆光栅。内转子采用45#优质碳素钢制作加工，工装支架采用LY12硬铝制作加工。
激光陀螺角速度测量模块：用于测量台体角速度。激光陀螺用于测量台体角速度，经过微分处理作为挠性干扰力矩解算的输入。优选地，对外接口采用RS422串口，测量精度高于10-4°/s。
无线通信模块：用于挠性干扰力矩计算和台上遥测数据下传。挠性干扰力矩解算模块在xPC工控机中运行，通过2块RS422串口卡与台上飞轮、陀螺通信采集信息，并实时解算出挠性干扰力矩大小，生成飞轮转速遥控指令，发送给每台飞轮。通过配置无线通讯模块、台下工控机的IP地址，构成一个局域网，实现台下模块与台上模块的无线网络通讯，将飞轮转速、干扰力矩力矩解算结果等遥测数据发送给台下监控模块。优选地，每个节拍运算时间为0.2ms，指令发出最小间隔为0.2ms。无线通讯距离大于50m，传输速率优于600Mbps。
大容量电池：为挠性干扰力矩模拟系统各个模块供电。大容量电池为挠性干扰力矩模拟系统各个模块供电，不依赖气浮台上的原有电源设备。电源具有充放电功能；由于每个模块工作额定电压不同，电源模块同时具备控制电压的功能。优选地，电源模块容量不小于240Ah，输出电压为27～30V，功率600W，满功率输出状态时峰峰值不大于400mV，充电方式通过220V地面民用交流电充电，充电时间不超过1小时。
监控模块：由台下工控机和监控计算机组成，监控并显示挠性干扰力矩大小。台下工控机接收台上发送下来的遥测数据包，根据通讯协议解包得到系统每个模块工作状态，实时显示挠性干扰力矩大小。
参照图3和图4所示，挠性干扰力矩模拟方法包括以下步骤：
气浮台上激光陀螺实时测量采集台体三轴角速度信息，传输给力矩计算模块，并作微分处理得到角加速度，作为解算挠性干扰力矩的输入。
优选激光陀螺用于测量台体角速度，经过微分计算处理作为挠性干扰力矩解算的输入，采样频率为10Hz，测量精度高于10-4°/s。差分运算计算公式如下：
式中，为当前节拍差分得到的角加速度，ωk+1为当前节拍陀螺测得的角速度，ωk-1为前一节拍陀螺测得的角速度，f为陀螺采样频率。
设置挠性附件的模型参数，实时计算挠性干扰力矩大小；
根据力矩分配算法，得到转速指令传输给各个大力矩飞轮。此方法中以陀螺测量的角速度微分和挠性附件模型参数作为输入，大力矩飞轮转速作为输出。
挠性附件模型参数包括转动耦合系数，模态频率，挠性附件结构阻尼，可通过商业有限元分析软件得到这部分参数。
挠性航天器姿态动力学方程如下：
其中，ω为航天器姿态角速度，ω×为叉乘矩阵，有：
J为整星转动惯量，H为整星角动量，可以视为挠性附件振动对航天器产生的干扰力矩Te，即本发明要模拟的干扰力矩，T为其他外部力矩。
又有挠性附件振动方程为：
将挠性附件振动方程代入有
故航天器姿态动力学方程就可以等效为刚性航天器姿态动力学方程，即
因而在气浮台这个刚性平台上，能够模拟挠性航天器姿态动力学全物理仿真实验。
根据力矩分配算法，得到转速指令传输给各个大力矩飞轮：
大力矩飞轮采用三正交一斜装的安装构型来模拟挠性干扰力矩。以按上一步骤计算得出的挠性干扰力矩Te为输入，按照如下操纵率计算每个飞轮的转速。
式中，W＝[W1 W2 W3 W4]为各飞轮转速，U为飞轮安装矩阵，Iw为飞轮转子绕转轴的转动惯量。
三正交一斜装构型的飞轮组，其安装矩阵U为：
对挠性航天器进行挠性干扰力矩Matlab数值仿真，参数如下：
该卫星是一颗带挠性附件的大型卫星，构型如附图5所示，双翼太阳阵位于卫星±Y面，卫星工况为姿态机动。
卫星转动惯量为：
通过商用有限元分析软件对太阳翼模型处理，得到太阳翼挠性模型参数为：
由于实际气浮台台体惯量调节能力在3500～5000kgm2，而实际卫星惯量相较气浮台台体高一个数量级，需要进行等效缩比25倍。
规划卫星姿态由[0°,0°,0°]机动到[20°,-30°,-20°]的机动路径，机动时间为50s。卫星机动角度如附图6所示，卫星机动角速度如附图7所示，卫星机动角加速度如附图8所示，角加速度作为挠性干扰力矩的输入。计算挠性附件振动对卫星产生干扰力矩如附图9所示。大力矩飞轮按三正交一斜装安装，每个大力矩飞轮的转速分配如附图10所示。
适用于挠性航天器姿态动力学全物理仿真方法作进一步详细说明。
1、采用静压气体润滑三轴气浮台模拟航天器在轨飞行时动力学环境。
静压气体润滑三轴气浮台可实现卫星在轨三轴自由转动模拟，气浮球轴承利用压缩空气在气浮球与轴承座之间形成气膜，该气膜抵消气浮台体的重力，形成近似无摩擦环境，从而台体可自由旋转。气浮台具备三轴惯量调节能力。能够准确反映挠性附件振动产生的干扰力矩对航天器三轴姿态的动力学影响。
2、增减台体配重块粗调台体平衡，调整台上导轨上的滑块精调台体质心到原点。
具体方法为将台体气浮，通过台上轮控系统保证三轴稳定，读取遥测数据，若某一轴飞轮转速持续升高表明该轴存在常值重力矩，通过改变配重质量块或导轨滑块对气浮台质心进行调整。调整台体质心能减小重力产生的静不平衡力矩，从而在地面真实模拟卫星在轨微重力的空间环境。
3、采用台上飞轮的角动量和激光陀螺测得的角速度信息对台体进行惯量辨识，得到气浮台三轴转动惯量，确定试验所需缩比系数。缩放的原理如下：
对于挠性航天器的动力学方程如下：
其中，Ii是卫星的转动惯量矩阵；ω是航天器姿态角速度，表示对参数ω求一阶导；H是航天器执行机构角动量，/>表示对参数H求一阶导；Br是转动耦合系数；η是模态坐标，/>表示对参数η求二阶导；Ts是空间环境外干扰力矩。
对于静压气体润滑三轴气浮台，其动力学方程如下：
其中，Ip是气浮台台体转动惯量矩阵，Tg＝Te+Tf是台体受到的干扰力矩(包括挠性干扰力矩和台体所受其他干扰力矩Tf)。对上式乘系数ki，有：
当取适当的ki，使kiIp接近于Ii，则可认为气浮台与缩比航天器惯量等价，此时，航天器执行机构角动量H和力矩挠性干扰力矩Te都需要等幅缩比。
4、采用台上冷气推力器为气浮台提供控制力矩，通过干扰模拟器来模拟喷气过程中产生的挠性干扰力矩。
冷气推力器仅提供控制力矩，不产生挠性干扰力矩；冷气推力器和干扰模拟器联合模拟航天器在轨飞行时姿态控制时的工况。干扰模拟器是由多个大力矩飞轮组成的挠性干扰力矩生成装置。通过测量角速度输入，经过模块结算得到干扰力矩大小，生成大力矩飞轮转速指令，实现与台体的角动量交换，从而模拟出挠性附件对台体姿态的作用效果。
5、采用光电自准仪、激光跟踪仪和激光陀螺积分来测量台体姿态角度，分析挠性附件产生的干扰力矩对航天器的姿态影响。
姿态角小于0.15°时使用光电自准仪(测量精度1”)，姿态角小于30°时使用激光跟踪仪(测量精度0.002°)，姿态角大于30°时脱离激光跟踪仪视场使用激光陀螺积分(半小时内积分精度0.005°)。
采用本发明对某型号卫星气浮台试验实例如下：
试验模拟的卫星工况为轨道位置保持中对姿态进行稳态控制，由于轨控发动机对卫星合力矢量无法精确通过质心，从而导致轨控期间姿态发生偏转，故需要姿控发动机重新对姿态进行控制。本次试验开始前，已经调整台体Z轴存在姿态偏差约为0.35°的姿态偏差，采用台上喷气推力器模拟姿控发动机对姿态进行修正。
挠性干扰模拟器构型采用三正交形式安装在台体上，用来模拟挠性附件振动对卫星平台的影响。冷气推进系统采用喷气极限环控制来稳定台体姿态，从而验证卫星姿态控制系统的。
附图11为台上测角装置测得三轴姿态角，在喷气控制下，Z轴初始姿态偏差能有效收敛到极限环内。附图12为台上激光陀螺测得的三轴姿态角速度。附图13为台上挠性干扰模拟器力矩计算结果。附图14为台上挠性干扰模拟器的飞轮转速遥测数据。
初始时刻，台体Z轴存在初始姿态偏差，该轴上喷气推力器开始工作，同时该轴方向上挠性振动激烈，数量级上是X轴与Y轴的两倍左右。又由于挠性部件具有耦合效应，Z轴方向上挠性激起的同时，X轴与Y轴方向也会激起挠性干扰力矩。整个控制过程中，喷气控制始终介入，每一次喷气都会激起三轴挠性附件的振动。上述试验结果表明本发明的试验方法有效可靠，可以为挠性卫星的姿态控制系统设计提供参考依据。
本发明实施例提供了一种适用于挠性航天器姿态动力学全物理仿真的方法及系统及系统，通过惯量的等比例缩放以满足不同大小的挠性卫星全物理仿真试验的需求。静压气体润滑三轴气浮台试验过程中要求台体的质心不变，因此若将挠性附件直接安装在静压气体润滑三轴气浮台上，挠性附件振动可能引起台体质心变化，导致出现倒台现象。采用挠性干扰力矩生成器模拟挠性附件振动对航天器产生的干扰力矩，可保证其质心保持不变，避免倒台现象。本发明仅模拟航天器转动与挠性附件耦合振动对姿态的影响，不模拟航天器质心平动与挠性附件耦合振动对姿态的影响。本发明设计的带挠性附件航天器姿态动力学全物理仿真的实验方案，能够为航天器姿态控制方案设计和论证提供参考依据。
本领域技术人员知道，除了以纯计算机可读程序代码方式实现本发明提供的系统及其各个装置、模块、单元以外，完全可以通过将方法步骤进行逻辑编程来使得本发明提供的系统及其各个装置、模块、单元以逻辑门、开关、专用集成电路、可编程逻辑控制器以及嵌入式微控制器等的形式来实现相同功能。所以，本发明提供的系统及其各项装置、模块、单元可以被认为是一种硬件部件，而对其内包括的用于实现各种功能的装置、模块、单元也可以视为硬件部件内的结构；也可以将用于实现各种功能的装置、模块、单元视为既可以是实现方法的软件模块又可以是硬件部件内的结构。
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。
Claims (10)
1.一种适用于挠性航天器姿态动力学全物理仿真的方法及系统，其特征在于，包括：
步骤S1：采用静压气体润滑三轴气浮台模拟航天器在轨飞行时动力学环境，反映挠性附件振动产生的干扰力矩对航天器三轴姿态的动力学影响；
步骤S2：增减台体配重块粗调台体平衡，调整台上导轨上的滑块精调台体质心到原点；
步骤S3：采用台上飞轮的角动量和激光陀螺测得的角速度信息对台体进行惯量辨识，得到气浮台三轴转动惯量，确定试验所需缩比系数；
步骤S4：采用台上冷气推力器为气浮台提供控制力矩，通过干扰模拟器来模拟喷气过程中产生的挠性干扰力矩；
步骤S5：根据不同的测量范围，采用光电自准仪、激光跟踪仪和激光陀螺积分，测量台体姿态角度，分析挠性附件产生的干扰力矩对航天器的姿态影响。
2.根据权利要求1所述的一种适用于挠性航天器姿态动力学全物理仿真的方法及系统，其特征在于，所述静压气体润滑三轴气浮台试验过程中台体的质心不变；采用挠性力矩生成装置模拟挠性附件的振动频率以及挠性附件振动对航天器产生的干扰力矩。
3.根据权利要求1所述的一种适用于挠性航天器姿态动力学全物理仿真的方法及系统，其特征在于，挠性航天器的动力学方程如下：
其中，Ii是卫星的转动惯量矩阵；ω是航天器姿态角速度，表示航天器姿态角速度ω的一阶导数；H是航天器执行机构角动量，/>表示航天器执行机构角动量H的一阶导数；Br是转动耦合系数；η是模态坐标，/>表示模态坐标η的二阶导数；Ts是空间环境外干扰力矩。
4.根据权利要求1所述的适用于挠性航天器姿态动力学全物理仿真的方法，其特征在于，对于静压气体润滑三轴气浮台，其动力学方程如下：
其中，Ip是气浮台台体转动惯量矩阵；
Tg＝Te+Tf是台体受到的干扰力矩，包括挠性干扰力矩和台体所受其他干扰力矩Tf；
对上式乘系数ki，有：
当取适当的ki，使kiIp接近于Ii，则认为气浮台与缩比航天器惯量等价，此时，航天器执行机构角动量H和力矩挠性干扰力矩Te都需要等幅缩比。
5.根据权利要求1所述的一种适用于挠性航天器姿态动力学全物理仿真的方法及系统，其特征在于，所述步骤S4中模拟挠性干扰力矩的方法具体包括：
步骤S4.1：气浮台上激光陀螺实时测量采集台体三轴角速度信息，传输给力矩计算模块，并作微分处理得到角加速度，作为解算挠性干扰力矩的输入；
步骤S4.2：设置挠性附件的模型参数，实时计算挠性干扰力矩大小；
步骤S4.3：根据力矩分配算法，得到转速指令传输给各个大力矩飞轮。
6.根据权利要求5所述的模拟挠性干扰力矩的方法，其特征在于，所述步骤S4.2中挠性附件的模型参数包括转动耦合系数、模态频率和挠性附件结构阻尼，挠性航天器姿态动力学方程如下：
其中，ω为航天器姿态角速度，ω×为叉乘矩阵，有：
其中，J为整星转动惯量，H为整星角动量，表示挠性附件振动对航天器产生的干扰力矩Te，即模拟的干扰力矩，T为其他外部力矩。
7.根据权利要求5所述的模拟挠性干扰力矩的方法，其特征在于，所述根据挠性附件解算得到三轴干扰力矩，分配到各个力矩飞轮的内转子转速，计算公式为：
式中，W＝[W1 W2 W3 W4]为各飞轮转速，U为飞轮在台体上的安装矩阵，Te为挠性干扰力矩，Iw为飞轮内转子绕转轴的惯量，积分变量t为时间。
8.根据权利要求5所述的模拟挠性干扰力矩的方法，其特征在于，挠性附件振动方程为：
其中，η表示模态坐标，和/>分别表示η的一阶和二阶导数；
ξ表示挠性附件的结构阻尼；
Ω表示为挠性附件模态频率对角矩阵；
表示航天器姿态角速度ω的一阶导数；
Br T表示转动耦合系数矩阵Br的转置；
将挠性附件振动方程代入挠性干扰力矩计算公式为：
故航天器姿态动力学方程就等效为刚性航天器姿态动力学方程，即
9.根据权利要求1所述的一种适用于挠性航天器姿态动力学全物理仿真的方法及系统，其特征在于，所述的干扰力矩模拟器由以下部件组成：
挠性力矩生成装置：包括多个大力矩飞轮和冷气推力器，用于输出挠性力矩；
激光陀螺角速度测量模块：用于测量台体角速度；
无线通信模块：用于挠性干扰力矩计算和台上遥测数据下传；
大容量电池：为挠性干扰力矩模拟系统各个模块供电；
监控模块：由台下工控机和监控计算机组成，监控并显示挠性干扰力矩大小。
10.根据权利要求1所述的一种适用于挠性航天器姿态动力学全物理仿真的方法及系统，其特征在于，所述挠性力矩生成装置，其特征在于，由数个大力矩飞轮组成三正交、三正交一斜装或多斜装的构型，通过工装支架把挠性力矩生成装置固定在气浮台台体上，实现飞轮角动量与气浮台角动量交换，模拟带挠性附件航天器姿态干扰力矩；
所述无线通讯模块接收到陀螺角速度后实时计算挠性干扰力矩，生成飞轮转速指令，并把飞轮转速遥控指令发送给每个大力矩飞轮；同时，无线通讯模块将飞轮转速、干扰力矩力算结果在内的遥测数据通过无线通讯传输到台下监控模块；
所述挠性力矩生成装置、激光陀螺角速度测量模块、无线通信模块以及大容量电池为台上模块，所述台上模块均不含有风扇，功率器件通过散热片散热。
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