CN117826619A - 地外天体探测软着陆多机基准修正及地面模拟系统与方法 - Google Patents
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Abstract
地外天体探测软着陆多机基准修正及地面模拟系统与方法，属于飞行器控制技术领域。为实现软着陆阶段的高精度位姿控制，本发明运动平台四周设置有导轨；地外天体探测器模拟装置放置于运动平台上，在运动平台悬浮模拟X、Y方向的平动，以及绕Z方向的转动；软着陆速度模拟装置包括机械抓手以及速度模拟驱动器，机械抓手和速度模拟驱动器固定连接，速度模拟驱动器置于运动平台的导轨上，软着陆速度模拟装置用于固定或释放地外天体探测器模拟系统；视觉图像处理装置包括相机和图像处理计算机，视觉图像处理装置信号连接地面综合管控装置，地面综合管控装置信号连接软着陆速度模拟装置，地面综合管控装置包括工业计算机和无线路由器。本发明准确修正。
Description
技术领域
本发明属于飞行器控制技术领域，具体涉及地外天体探测软着陆多机基准修正及地面模拟系统与方法。
背景技术
随着深空探测技术的迅速发展，针对地外天体开展的飞行探测任务已成为航天领域发展中不可忽视的重要环节。在探测任务执行过程中，飞行变轨、制动捕获、器器分离以及软着陆等阶段都存在着诸多的困难与挑战。其中，在地外天体探测软着陆阶段，探测器质心变化快、燃料消耗多，反冲推力带来的巨大冲击以及干扰力矩的非线性变化造成探测器发动机的安装基准与惯组等测量元件的测量基准出现偏差，导致姿态指向变差，位姿控制精度变低。地外天体探测软着陆分为以下阶段：巡航与进入准备段、制动减速与接近段、悬停与机动避障段以及着陆缓冲段。其中，制动减速与接近阶段需要推力设备控制探测器的姿态平衡，但探测器的多机系统会因为制动捕获、入轨应力释放以及外界冲击等因素造成基准紊乱。因此，需要在巡航与进入准备段进行一次多机系统的基准自修正，并将修正后的控制算法应用于制动减速等过程。
同时，悬停与机动避障过程需要推进系统进行精准的位姿控制，从而保证降落位置的准确性。但在探测器减速过程中，自身主推力发动机的制动减速以及外界冲击等因素都会给探测器带来巨大的震动与冲击，造成多机系统的基准再次出现紊乱。因此，之前的控制算法已经不适用于后续的位姿控制，需要在悬停过程中再进行一次基准自修正，保证软着陆最后阶段位姿控制的准确性。
为了克服基准紊乱对软着陆阶段位姿控制的影响，有必要建立一套多机系统的基准自主修正算法进行发动机的基准修正，并利用一套地面试验模拟系统对该控制策略的可行性与可靠性进行分析验证。
授权公告号为CN 112429276 B、发明名称为深空探测器推力矢量偏差的器上姿态补偿方法及系统的发明专利，公开的技术方案为依据地面推力器的标定结果，借助加速度计实时测量探测器轨控阶段实际速度增量与目标速度增量的偏差，最终根据推力器角度偏差值利用四元数对轨控姿态进行实时修正，实现探测器的高精度轨道控制。但是该方法基于在轨环境的推力器矢量偏差的实时修正，并未考虑外界巨大冲击对测量基准的影响，并且所涉及的方法是基于单机系统的理论推导，并没有考虑多机系统的协同修正，以及实际的物理验证。
授权公告号为CN 112498747 B、发明名称为深空探测器推力矢量与目标加速度偏差角计算方法及系统的发明专利，公开的技术方案为利用加速度计与陀螺测量点火状态下三轴实际速度增量，在惯性系下计算该数据与目标加速度的矢量夹角，从而辨识出探测器推力方向偏差，提高变轨精度，减少燃料消耗。但是该方法并没有阐述如何对推力偏差进行修正补偿，并且该校正算法并不适用于地外天体探测软着陆阶段的全过程，存在一定的局限性。
发明内容
本发明要解决的问题是实现软着陆阶段的高精度位姿控制，提出地外天体探测软着陆多机基准修正及地面模拟系统与方法。
为实现上述目的，本发明通过以下技术方案实现：
一种地外天体探测软着陆多机基准修正及地面模拟系统，包括运动平台、地外天体探测器模拟装置、软着陆速度模拟装置、视觉图像处理装置、地面综合管控装置；
所述运动平台四周设置有导轨；
所述地外天体探测器模拟装置放置于运动平台上，在运动平台悬浮模拟X、Y方向的平动，以及绕Z方向的转动；
所述软着陆速度模拟装置，包括机械抓手以及速度模拟驱动器，机械抓手和速度模拟驱动器固定连接，所述速度模拟驱动器置于运动平台的导轨上，所述机械抓手用于固定或释放地外天体探测器模拟系统；
所述视觉图像处理装置包括相机和图像处理计算机，所述相机通过支杆设置在所述地外天体探测器模拟装置的上方，并与图像处理计算机信号连接；所述图像处理计算机信号连接地面综合管控装置，所述地面综合管控装置信号连接速度模拟驱动器，所述地面综合管控装置包括工业计算机和无线路由器。
进一步的，所述地外天体探测器模拟装置包括第一支撑座，所述第一支撑座通过第一支撑杆和第二支撑座连接，所述第二支撑座通过第二支撑杆和第三支撑座连接；
所述第一支撑座下表面安装有3个气足，所述第一支撑座上表面安装有高压管路、气压检测计，所述高压管路、气压检测计、气足构成气路控制组件，所述高压管路分别连接气压检测计和气足；
所述第二支撑座上表面安装有运动控制器、推力控制板、惯组，所述第二支撑座侧表面正交对称安装4个冷气推力装置，冷气推力装置和推力控制板构成推力执行组件，两者信号连接；
所述第三支撑座上表面安装有3个测量靶标，所述惯组和测量靶标构成测量组件；所述运动控制器利用RS232串口与推力控制板通讯，进行冷气推力装置的开关控制；所述惯组利用RS422串口与运动控制器通讯，实时反馈三轴运动信息。
进一步的，所述相机通过高速数据传输线与图像处理计算机连接，用于传输地外天体探测器模拟装置的位姿图像信号；图像处理计算机利用局域网与地面综合管控装置通信，反馈解算后的位姿信息，实现位姿闭环控制。
进一步的，地面综合管控装置通过局域网与运动控制器进行通信，同时利用RS485串口与速度模拟驱动器连接，发送速度控制信号。
进一步的，软着陆速度模拟装置利用机械抓手与地外天体探测器模拟装置连接，使地外天体探测器模拟装置达到目标初速度，实现软着陆过程的初速度模拟，所述速度模拟驱动器为电机驱动器带动电机实现在运动平台的导轨上进行移动。
一种地外天体探测软着陆多机基准修正及地面模拟方法，依托于所述的一种地外天体探测软着陆多机基准修正及地面模拟系统实现，包括如下步骤：
S1. 对地外天体探测器模拟装置中的冷气推力装置进行偏移安装，用于模拟外界环境冲击以及入轨应力释放因素影响下的冷气推力装置出现的基准偏移情况；
S2. 启动所述的一种地外天体探测软着陆多机基准修正及地面模拟系统，判断地外天体探测器地外天体探测器模拟装置、软着陆速度模拟装置、视觉图像处理装置、地面综合管控装置是否正常工作，正常工作进行下一步；
S3. 设置地外天体探测器地外天体探测器模拟装置的初始运动速度、期望运动轨迹，当软着陆速度模拟装置达到初始运动速度后，机械抓手释放地外天体探测器模拟装置进行运行，利用视觉图像处理装置实时记录基准偏移情况下的地外天体探测器模拟装置的运动轨迹，传输给地面综合管控装置；
S4. 地面综合管控装置依次控制每个冷气推力装置进行小幅度脉冲喷气，惯组依次测量每个喷气作用下三轴加速度变化量，然后运动控制器基于反馈回来的三轴加速度变化量修正推力分配控制算法，对地外天体探测器模拟装置进行基准修正，得到修正后的基于惯组坐标系的矢量分配矩阵；
S5. 基于步骤S4得到的修正后的基于惯组坐标系的矢量分配矩阵，重新进行步骤S3的地外天体探测器模拟装置运行，得到基准自修正后的地外天体探测器模拟装置的运动轨迹；
S6. 将步骤S3得到的基准偏移情况下的地外天体探测器模拟装置的运动轨迹和步骤S5得到的基准自修正后的地外天体探测器模拟装置的运动轨迹进行比较，完成一种地外天体探测软着陆多机基准修正及地面模拟实验。
进一步的，步骤S4中的三轴加速度变化量修正推力分配控制算法的具体实现过程包括如下步骤：
S4.1. 构建冷气推力装置的推力模型，设置在基准自修正前地外天体探测器模拟装置第i个冷气推力装置的推力相对于惯组坐标系的俯仰轴的夹角为/>、偏航轴的夹角为/>，得到第i个冷气推力装置的推力/>在惯组坐标系的矢量分解表达式为：
；
其中，为第i个冷气推力装置的x轴的推力，/>为第i个冷气推力装置的y轴的推力，/>为第i个冷气推力装置的z轴的推力, n为冷气推力装置的总个数；
对每个冷气推力装置进行推力分解，然后根据运动控制器输出的控制量U进行每一个冷气推力装置的推力分配，表达式为：
；
其中，，/>为x方向平动控制量，/>为y方向平动控制量，/>为绕z方向转动控制量，/>为根据每个冷气推力装置的安装布局标定出的分配矩阵；为待求解的n个冷气推力装置的输出推力；
S4.2. 基于步骤S4.1构建的冷气推力装置的推力模型，进行冷气推力装置的推力偏差标定；
首先依次控制每个冷气推力装置输出大小与时间恒定的小幅度脉冲推力冲量，表达式为：
；
其中，为第i个冷气推力装置输出大小与时间恒定的小幅度脉冲推力冲量，t为时间；
然后以惯组坐标系作为测量基准，惯组实时反馈第i个冷气推力装置输出设定脉冲推力冲量后的地外天体探测器模拟系统的加速度增量矩阵，其中/>为x轴加速度增量，/>为y轴加速度增量，/>为z轴加速度增量；
然后求解惯组坐标系下第i个冷气推力装置的推力的实际方向指向，得到修正后的第i个冷气推力装置的推力/>相对于本体坐标系的俯仰轴的夹角/>、修正后的第i个冷气推力装置的推力/>相对于本体坐标系的偏航轴的夹角/>，表达式为：
；
S4.3. 基于步骤S4.2得到的、/>，解算标定修正后的实时推力，表达式为：
；
其中，是根据每个冷气推力装置的矢量分配结果求解出的标定修正后的基于惯组坐标系的矢量分配矩阵；/>为标定修正后待求解的n个冷气推力装置的输出推力。
进一步的，步骤S4的小幅度脉冲喷气的控制方法为喷气力度大小为0.5-1.5N、喷气时间为35-50ms。
进一步的，步骤S1中进行偏移安装的方式为每个冷气推力装置与俯仰轴夹角的偏移量控制在/>范围内；与偏航轴夹角的偏移量/>控制在/>范围内。
本发明的有益效果：
本发明所述的一种地外天体探测软着陆多机基准修正及地面模拟方法，为克服反冲推力、非线性扰动对系统基准的影响，以惯组单元作为系统基准，将所有数据投影到惯组坐标系进行后续解算，并依次控制每个推力器进行短脉冲喷气，利用惯组反馈的加速度增量数据标定实际推力方向。然后根据标定结果修正推力分配算法，从而根据解算结果优化推力器的输出推力大小，实现多机系统的基准自修正，保证软着陆阶段的高精度位姿控制。
本发明所述的一种地外天体探测软着陆多机基准修正及地面模拟方法，考虑到外界冲击等因素对系统基准的影响，选用惯组坐标系进行后续修正解算的测量基准；并设计了两次系统基准自修正控制策略，保证了软着陆阶段的高精度位姿控制。
本发明所述的一种地外天体探测软着陆多机基准修正及地面模拟方法，针对多机系统存在的基准紊乱问题，依次对每个单机进行偏差测定，然后利用反馈数据更新推力器组的矢量分配算法，进而通过优化解算补偿不同方向的推力大小，从而实现多机系统的基准自修正。
本发明所述的一种地外天体探测软着陆多机基准修正及地面模拟系统，进行地外天体探测软着陆阶段的实际仿真模拟，从而对本发明所述的一种地外天体探测软着陆多机基准修正及地面模拟方法的可行性与有效性进行物理验证，检验控制算法的可靠性与稳定性，从而提高工程应用的可行性。
附图说明
图1为本发明所述的一种地外天体探测软着陆多机基准修正及地面模拟系统的结构示意图；
图2为本发明所述的一种地外天体探测软着陆多机基准修正及地面模拟系统的详细标准结构示意图；
图3为本发明所述的地外天体探测器模拟装置的结构示意图；
图4为本发明所述的软着陆速度模拟装置的结构示意图；
图5为本发明推力在三轴的矢量分解示意图；
图6为本发明所述的一种地外天体探测软着陆多机基准修正及地面模拟方法的流程图。
具体实施方式
为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及具体实施方式，对本发明进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施方式仅用以解释本发明，并不用于限定本发明，即所描述的具体实施方式仅仅是本发明一部分实施方式，而不是全部的具体实施方式。通常在此处附图中描述和展示的本发明具体实施方式的组件可以以各种不同的配置来布置和设计，本发明还可以具有其他实施方式。
因此，以下对在附图中提供的本发明的具体实施方式的详细描述并非旨在限制要求保护的本发明的范围，而是仅仅表示本发明的选定具体实施方式。基于本发明的具体实施方式，本领域技术人员在没有做出创造性劳动的前提下所获得的所有其他具体实施方式，都属于本发明保护的范围。
为能进一步了解本发明的发明内容、特点及功效，兹例举以下具体实施方式，并配合附图1-附图6详细说明如下：
具体实施方式一：
一种地外天体探测软着陆多机基准修正及地面模拟系统，包括运动平台1、地外天体探测器模拟装置2、软着陆速度模拟装置3、视觉图像处理装置4、地面综合管控装置5；
所述运动平台1四周设置有导轨；
所述地外天体探测器模拟装置2放置于运动平台1上，在运动平台1悬浮模拟X、Y方向的平动，以及绕Z方向的转动；
所述软着陆速度模拟装置3，包括机械抓手3-1以及速度模拟驱动器3-2，机械抓手3-1和速度模拟驱动器3-2固定连接，所述速度模拟驱动器3-2置于运动平台1的导轨上，所述机械抓手3-1用于固定或释放地外天体探测器模拟系统2；
所述视觉图像处理装置4包括相机4-1和图像处理计算机4-2，所述相机4-1通过支杆设置在所述地外天体探测器模拟装置2的上方，并与图像处理计算机4-2信号连接；所述图像处理计算机4-2信号连接地面综合管控装置5，所述地面综合管控装置5信号连接速度模拟驱动器3-2，所述地面综合管控装置5包括工业计算机和无线路由器。
进一步的，所述地外天体探测器模拟装置2包括第一支撑座2-9，所述第一支撑座2-9通过第一支撑杆2-12和第二支撑座2-10连接，所述第二支撑座2-10通过第二支撑杆2-13和第三支撑座2-11连接；
所述第一支撑座2-9下表面安装有3个气足2-3，所述第一支撑座2-9上表面安装有高压管路2-1、气压检测计2-2，所述高压管路2-1、气压检测计2-2、气足2-3构成气路控制组件，所述高压管路2-1分别连接气压检测计2-2和气足2-3；
所述第二支撑座2-10上表面安装有运动控制器2-4、推力控制板2-6、惯组2-7，所述第二支撑座2-10侧表面正交对称安装4个冷气推力装置2-5，冷气推力装置2-5和推力控制板2-6构成推力执行组件；
所述第三支撑座2-11上表面安装有3个测量靶标2-8，所述惯组2-7和测量靶标2-8构成测量组件；所述运动控制器2-4利用RS232串口与推力控制板2-6通讯，进行冷气推力装置2-5的开关控制；所述惯组2-7利用RS422串口与运动控制器2-4通讯，实时反馈三轴运动信息。
进一步的，所述相机4-1通过高速数据传输线与图像处理计算机4-2连接，用于传输地外天体探测器模拟装置2的位姿图像信号；图像处理计算机4-2利用局域网与地面综合管控装置5通信，反馈解算后的位姿信息，实现位姿闭环控制。
进一步的，地面综合管控装置5通过局域网与运动控制器2-4进行通信，同时利用RS485串口与速度模拟驱动器3-2连接，发送速度控制信号。
进一步的，软着陆速度模拟装置3利用机械抓手3-1与地外天体探测器模拟装置2连接，使地外天体探测器模拟装置2达到目标初速度，实现软着陆过程的初速度模拟，所述速度模拟驱动器3-2为电机驱动器带动电机实现在运动平台1的导轨上进行移动。
进一步的，气路控制组件为推力执行机构提供稳定气路，并保证地外天体探测器模拟装置稳定悬浮于运动平台表面，所述运动平台为大理石材质；
进一步的，运动控制器2-4通过执行地面综合管控装置生成的高效可移植代码，驱动地外天体探测器模拟装置进行位姿运动；
进一步的，靶标2-8用于标定地外天体探测器模拟装置2的位姿状态，便于视觉图像处理装置4进行图像获取。
进一步的，地面综合管控装置5主要进行闭环控制仿真运算和速度模拟驱动器的驱动控制，并将编译代码利用无线局域网发送给运动控制器2-4。
具体实施方式二：
一种地外天体探测软着陆多机基准修正及地面模拟方法，依托于具体实施方式一所述的一种地外天体探测软着陆多机基准修正及地面模拟系统实现，包括如下步骤：
S1. 对地外天体探测器模拟装置2中的冷气推力装置2-5进行偏移安装，用于模拟外界环境冲击以及入轨应力释放因素影响下的冷气推力装置出现的基准偏移情况；
进一步的，步骤S1中进行偏移安装的方式为每个冷气推力装置与俯仰轴夹角的偏移量控制在/>范围内；与偏航轴夹角的偏移量/>控制在/>范围内；
S2. 启动所述的一种地外天体探测软着陆多机基准修正及地面模拟系统，判断地外天体探测器地外天体探测器模拟装置2、软着陆速度模拟装置3、视觉图像处理装置4、地面综合管控装置5是否正常工作，正常工作进行下一步；
S3. 设置地外天体探测器地外天体探测器模拟装置2的初始运动速度、期望运动轨迹，当软着陆速度模拟装置3达到初始运动速度后，机械抓手3-1释放地外天体探测器模拟装置2进行运行，利用视觉图像处理装置4实时记录基准偏移情况下的地外天体探测器模拟装置的运动轨迹，传输给地面综合管控装置5；
S4. 地面综合管控装置5依次控制每个冷气推力装置2-5进行小幅度脉冲喷气，惯组2-7依次测量每个喷气作用下三轴加速度变化量，然后运动控制器2-4基于反馈回来的三轴加速度变化量修正推力分配控制算法，对地外天体探测器模拟装置2进行基准修正，得到修正后的基于惯组坐标系的矢量分配矩阵；
进一步的，步骤S4中的三轴加速度变化量修正推力分配控制算法的具体实现过程包括如下步骤：
S4.1. 构建冷气推力装置的推力模型，设置在基准自修正前的地外天体探测器模拟装置第i个冷气推力装置的推力相对于惯组坐标系的俯仰轴的夹角为/>、偏航轴的夹角为/>，得到第i个冷气推力装置的推力/>在惯组坐标系的矢量分解表达式为：
；
其中，为第i个冷气推力装置的x轴的推力，/>为第i个冷气推力装置的y轴的推力，/>为第i个冷气推力装置的z轴的推力，n为冷气推力装置的总个数；
对每个冷气推力装置进行推力分解，然后根据运动控制器输出的控制量U进行每一个冷气推力装置的推力分配，表达式为：
；
其中，，/>为x方向平动控制量，/>为y方向平动控制量、/>为绕z方向转动控制量,/>为根据每个冷气推力装置的安装布局标定出的分配矩阵；为待求解的n个冷气推力装置的输出推力；
进一步的，地外天体探测器模拟装置的冷气推力装置采用脉冲脉宽调制（PWM）技术，用于实现变推力调节；
S4.2. 基于步骤S4.1构建的冷气推力装置的推力模型，进行冷气推力装置的推力偏差标定；
首先依次控制每个冷气推力装置输出大小与时间恒定的小幅度脉冲推力冲量，表达式为：
；
其中，为第i个冷气推力装置输出大小与时间恒定的小幅度脉冲推力冲量，t为时间；
然后以惯组坐标系作为测量基准，惯组实时反馈第i个冷气推力装置输出设定脉冲推力冲量后的地外天体探测器模拟系统的加速度增量矩阵，其中/>为x轴加速度增量，/>为y轴加速度增量，/>为z轴加速度增量；
然后求解惯组坐标系下第i个冷气推力装置的推力的实际方向指向，得到修正后的第i个冷气推力装置的推力/>相对于本体坐标系的俯仰轴的夹角/>、修正后的第i个冷气推力装置的推力/>相对于本体坐标系的偏航轴的夹角/>，表达式为：
；
进一步的，步骤S4的小幅度脉冲喷气的控制方法为喷气力度大小为大小为0.5-1.5N、喷气时间为35-50ms；
进一步的，步骤S4的小幅度脉冲喷气的控制方法为喷气力度大小为大小为1N、喷气时间为45ms；
S4.3. 基于步骤S4.2得到的、/>，解算标定修正后的实时推力，表达式为：
；
其中，是根据每个冷气推力装置的矢量分配结果求解出的标定修正后的基于惯组坐标系的矢量分配矩阵；/>为标定修正后待求解的n个冷气推力装置的输出推力；
S5. 基于步骤S4得到的修正后的基于惯组坐标系的矢量分配矩阵，重新进行步骤S3的地外天体探测器模拟装置2运行，得到基准自修正后的地外天体探测器模拟装置的运动轨迹；
S6. 将步骤S3得到的基准偏移情况下的地外天体探测器模拟装置的运动轨迹和步骤S5得到的基准自修正后的地外天体探测器模拟装置的运动轨迹进行比较，完成一种地外天体探测软着陆多机基准修正及地面模拟实验。
本发明的关键点或欲保护点：
基于惯组坐标系作为位姿控制的测量基准，设计两次基准自修正控制策略弥补基准紊乱对位姿控制的影响。
基于多机系统进行的矢量分配算法协同修正，通过冷气推力装置偏差数据优化解算推力大小，进而补偿冷气推力装置组的方向偏差造成的基准紊乱问题。
保护一种地外天体探测软着陆多机基准修正及地面模拟系统，在考虑实际运动因素影响的情况下，验证理论控制算法的可靠性与稳定性。
需要说明的是，术语“第一”和“第二”等之类的关系术语仅仅用来将一个实体或者操作与另一个实体或操作区分开来，而不一定要求或者暗示这些实体或操作之间存在任何这种实际的关系或者顺序。而且，术语“包括”、“包含”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的过程、方法、物品或者设备不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其他要素，或者是还包括为这种过程、方法、物品或者设备所固有的要素。在没有更多限制的情况下，由语句“包括一个……”限定的要素，并不排除在包括所述要素的过程、方法、物品或者设备中还存在另外的相同要素。
虽然在上文中已经参考具体实施方式对本申请进行了描述，然而在不脱离本申请的范围的情况下，可以对其进行各种改进并且可以用等效物替换其中的部件。尤其是，只要不存在结构冲突，本申请所披露的具体实施方式中的各项特征均可通过任意方式相互结合起来使用，在本说明书中未对这些组合的情况进行穷举性的描述仅仅是出于省略篇幅和节约资源的考虑。因此，本申请并不局限于文中公开的特定具体实施方式，而是包括落入权利要求的范围内的所有技术方案。
Claims (9)
1.一种地外天体探测软着陆多机基准修正及地面模拟系统，其特征在于，包括运动平台（1）、地外天体探测器模拟装置（2）、软着陆速度模拟装置（3）、视觉图像处理装置（4）、地面综合管控装置（5）；
所述运动平台（1）四周设置有导轨；
所述地外天体探测器模拟装置（2）放置于运动平台（1）上，在运动平台（1）悬浮模拟X、Y方向的平动，以及绕Z方向的转动；
所述软着陆速度模拟装置（3），包括机械抓手（3-1）以及速度模拟驱动器（3-2），机械抓手（3-1）和速度模拟驱动器（3-2）固定连接，所述速度模拟驱动器（3-2）置于运动平台（1）的导轨上，所述机械抓手（3-1）用于固定或释放地外天体探测器模拟系统（2）；
所述视觉图像处理装置（4）包括相机（4-1）和图像处理计算机（4-2），所述相机（4-1）通过支杆设置在所述地外天体探测器模拟装置（2）的上方，并与图像处理计算机（4-2）信号连接；所述图像处理计算机（4-2）信号连接地面综合管控装置（5），所述地面综合管控装置（5）信号连接速度模拟驱动器（3-2），所述地面综合管控装置（5）包括工业计算机和无线路由器。
2.根据权利要求1所述的一种地外天体探测软着陆多机基准修正及地面模拟系统，其特征在于，所述地外天体探测器模拟装置（2）包括第一支撑座（2-9），所述第一支撑座（2-9）通过第一支撑杆（2-12）和第二支撑座（2-10）连接，所述第二支撑座（2-10）通过第二支撑杆（2-13）和第三支撑座（2-11）连接；
所述第一支撑座（2-9）下表面安装有3个气足（2-3），所述第一支撑座（2-9）上表面安装有高压管路（2-1）、气压检测计（2-2），所述高压管路（2-1）、气压检测计（2-2）、气足（2-3）构成气路控制组件，所述高压管路（2-1）分别连接气压检测计（2-2）和气足（2-3）；
所述第二支撑座（2-10）上表面安装有运动控制器（2-4）、推力控制板（2-6）、惯组（2-7），所述第二支撑座（2-10）侧表面正交对称安装4个冷气推力装置（2-5），冷气推力装置（2-5）和推力控制板（2-6）构成推力执行组件，两者信号连接；
所述第三支撑座（2-11）上表面安装有3个测量靶标（2-8），所述惯组（2-7）和测量靶标（2-8）构成测量组件；
所述运动控制器（2-4）利用RS232串口与推力控制板（2-6）通讯，进行冷气推力装置（2-5）的开关控制；所述惯组（2-7）利用RS422串口与运动控制器（2-4）通讯，实时反馈三轴运动信息。
3.根据权利要求2所述的一种地外天体探测软着陆多机基准修正及地面模拟系统，其特征在于，所述相机（4-1）通过高速数据传输线与图像处理计算机（4-2）连接，用于传输地外天体探测器模拟装置（2）的位姿图像信号；图像处理计算机（4-2）利用局域网与地面综合管控装置（5）通信，反馈解算后的位姿信息，实现位姿闭环控制。
4.根据权利要求3所述的一种地外天体探测软着陆多机基准修正及地面模拟系统，其特征在于，地面综合管控装置（5）通过局域网与运动控制器（2-4）进行通信，同时利用RS485串口与速度模拟驱动器（3-2）连接，发送速度控制信号。
5.根据权利要求4所述的一种地外天体探测软着陆多机基准修正及地面模拟系统，其特征在于，软着陆速度模拟装置（3）利用机械抓手（3-1）与地外天体探测器模拟装置（2）连接，使地外天体探测器模拟装置（2）达到目标初速度，实现软着陆过程的初速度模拟，所述速度模拟驱动器（3-2）为电机驱动器带动电机实现在运动平台（1）的导轨上进行移动。
6.一种地外天体探测软着陆多机基准修正及地面模拟方法，依托于权利要求1-5之一所述的一种地外天体探测软着陆多机基准修正及地面模拟系统实现，其特征在于，包括如下步骤：
S1. 对地外天体探测器模拟装置（2）中的冷气推力装置（2-5）进行偏移安装，用于模拟外界环境冲击以及入轨应力释放因素影响下的冷气推力装置出现的基准偏移情况；
S2. 启动所述的一种地外天体探测软着陆多机基准修正及地面模拟系统，判断地外天体探测器地外天体探测器模拟装置（2）、软着陆速度模拟装置（3）、视觉图像处理装置（4）、地面综合管控装置（5）是否正常工作，正常工作进行下一步；
S3. 设置地外天体探测器地外天体探测器模拟装置（2）的初始运动速度、期望运动轨迹，当软着陆速度模拟装置（3）达到初始运动速度后，机械抓手（3-1）释放地外天体探测器模拟装置（2）进行运行，利用视觉图像处理装置（4）实时记录基准偏移情况下的地外天体探测器模拟装置的运动轨迹，传输给地面综合管控装置（5）；
S4. 地面综合管控装置（5）依次控制每个冷气推力装置（2-5）进行小幅度脉冲喷气，惯组（2-7）依次测量每个喷气作用下三轴加速度变化量，然后运动控制器（2-4）基于反馈回来的三轴加速度变化量修正推力分配控制算法，对地外天体探测器模拟装置（2）进行基准修正，得到修正后的基于惯组坐标系的矢量分配矩阵；
S5. 基于步骤S4得到的修正后的基于惯组坐标系的矢量分配矩阵，重新进行步骤S3的地外天体探测器模拟装置（2）运行，得到基准自修正后的地外天体探测器模拟装置的运动轨迹；
S6. 将步骤S3得到的基准偏移情况下的地外天体探测器模拟装置的运动轨迹和步骤S5得到的基准自修正后的地外天体探测器模拟装置的运动轨迹进行比较，完成一种地外天体探测软着陆多机基准修正及地面模拟实验。
7.根据权利要求6所述的一种地外天体探测软着陆多机基准修正及地面模拟方法，其特征在于，步骤S4中的三轴加速度变化量修正推力分配控制算法的具体实现过程包括如下步骤：
S4.1. 构建冷气推力装置的推力模型，设置在基准自修前地外天体探测器模拟装置第i个冷气推力装置的推力相对于惯组坐标系的俯仰轴的夹角为/>、偏航轴的夹角为，得到第i个冷气推力装置的推力/>在惯组坐标系的矢量分解表达式为：
；
其中，为第i个冷气推力装置的x轴的推力，/>为第i个冷气推力装置的y轴的推力，为第i个冷气推力装置的z轴的推力, n为冷气推力装置的总个数；
对每个冷气推力装置进行推力分解，然后根据运动控制器输出的控制量U进行每一个冷气推力装置的推力分配，表达式为：
；
其中，，/>为x方向平动控制量，/>为y方向平动控制量，/>为绕z方向转动控制量，/>为根据每个冷气推力装置的安装布局标定出的分配矩阵；为待求解的n个冷气推力装置的输出推力；
S4.2. 基于步骤S4.1构建的冷气推力装置的推力模型，进行冷气推力装置的推力偏差标定；
首先依次控制每个冷气推力装置输出大小与时间恒定的小幅度脉冲推力冲量，表达式为：
；
其中，为第i个冷气推力装置输出大小与时间恒定的小幅度脉冲推力冲量，t为时间；
然后以惯组坐标系作为测量基准，惯组实时反馈第i个冷气推力装置输出设定脉冲推力冲量后的地外天体探测器模拟系统的加速度增量矩阵，其中为x轴加速度增量，/>为y轴加速度增量，/>为z轴加速度增量；
然后求解惯组坐标系下第i个冷气推力装置的推力的实际方向指向，得到修正后的第i个冷气推力装置的推力/>相对于本体坐标系的俯仰轴的夹角/>、修正后的第i个冷气推力装置的推力/>相对于本体坐标系的偏航轴的夹角/>，表达式为：
；
S4.3. 基于步骤S4.2得到的、/>，解算标定修正后的实时推力，表达式为：
；
其中，是根据每个冷气推力装置的矢量分配结果求解出的标定修正后的基于惯组坐标系的矢量分配矩阵；/>为标定修正后待求解的n个冷气推力装置的输出推力。
8.根据权利要求7所述的一种地外天体探测软着陆多机基准修正及地面模拟方法，其特征在于，步骤S4的小幅度脉冲喷气的控制方法为喷气力度大小为0.5-1.5N、喷气时间为35-50ms。
9.根据权利要求8所述的一种地外天体探测软着陆多机基准修正及地面模拟方法，其特征在于，步骤S1中进行偏移安装的方式为每个冷气推力装置与俯仰轴夹角的偏移量控制在/>范围内；与偏航轴夹角的偏移量/>控制在/>范围内。
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