本發(fā)明涉及航天器總體技術(shù)領(lǐng)域，具體涉及帶柔性結(jié)構(gòu)航天器的撓性參數(shù)在軌辨識(shí)方法的地面仿真測(cè)試方案。

背景技術(shù)：

大型化、柔性化是目前航天器發(fā)展的重要方向之一，撓性參數(shù)辨識(shí)技術(shù)是解決撓性航天器高精度高穩(wěn)定度控制問(wèn)題的關(guān)鍵技術(shù)。通過(guò)撓性參數(shù)在軌辨識(shí)方法研究，可以精確獲得在軌飛行中的帶柔性結(jié)構(gòu)航天器的撓性參數(shù)，用于修正撓性航天器的動(dòng)力學(xué)模型參數(shù)，為高精度姿態(tài)控制器設(shè)計(jì)提供準(zhǔn)確的數(shù)學(xué)模型。

目前，帶柔性結(jié)構(gòu)航天器的撓性參數(shù)在軌辨識(shí)方法多限于理論研究及數(shù)學(xué)仿真手段的驗(yàn)證，而現(xiàn)有的地面仿真測(cè)試系統(tǒng)中不具備模擬固有頻率在0.1Hz以下的柔性結(jié)構(gòu)自由態(tài)振動(dòng)特性，且不能模擬軌道機(jī)動(dòng)情況下的撓性振動(dòng)特性。因此，實(shí)現(xiàn)帶柔性結(jié)構(gòu)航天器的地面仿真測(cè)試，存在帶柔性結(jié)構(gòu)航天器的在軌運(yùn)行狀態(tài)難模擬、運(yùn)動(dòng)模擬器軌道機(jī)動(dòng)時(shí)位置測(cè)量精度差、撓性特性參數(shù)辨識(shí)算法在軌運(yùn)行條件下的適用性得不到有效驗(yàn)證、不易工程化問(wèn)題。而基于大理石氣浮平臺(tái)的帶柔性結(jié)構(gòu)航天器的撓性參數(shù)在軌辨識(shí)地面仿真測(cè)試系統(tǒng)，模擬了帶柔性結(jié)構(gòu)航天器的在軌運(yùn)行條件，可模擬航天器在軌姿態(tài)運(yùn)動(dòng)和軌道運(yùn)動(dòng)條件下的柔性結(jié)構(gòu)撓性振動(dòng)特性，提供采用物理仿真手段驗(yàn)證撓性參數(shù)在軌辨識(shí)算法的方案。

目前沒(méi)有發(fā)現(xiàn)同本發(fā)明類似技術(shù)的說(shuō)明或報(bào)道，也尚未收集到國(guó)內(nèi)外類似的資料。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：

為了解決現(xiàn)有技術(shù)不能解決撓性參數(shù)在軌辨識(shí)算法的物理仿真驗(yàn)證問(wèn)題，本發(fā)明的目的在于提供帶柔性結(jié)構(gòu)航天器的撓性參數(shù)在軌辨識(shí)地面測(cè)試系統(tǒng)。利用本發(fā)明，克服了帶柔性結(jié)構(gòu)航天器撓性振動(dòng)特性難模擬的問(wèn)題，綜合應(yīng)用壓電陶瓷傳感器和角位移傳感器擴(kuò)大柔性結(jié)構(gòu)撓性振動(dòng)的頻率測(cè)量范圍，采用地面測(cè)量系統(tǒng)提高運(yùn)動(dòng)模擬器的位置測(cè)量精度，從而提出了一種帶柔性結(jié)構(gòu)航天器的撓性參數(shù)在軌辨識(shí)地面測(cè)試系統(tǒng)方案。

為了達(dá)到上述發(fā)明目的，本發(fā)明為解決其技術(shù)問(wèn)題，提出了一種帶柔性結(jié)構(gòu)航天器的撓性參數(shù)在軌辨識(shí)地面測(cè)試系統(tǒng)，包括大理石氣浮平臺(tái)、速率陀螺、姿控飛輪、姿控推力器、冷噴氣推進(jìn)系統(tǒng)、撓性航天器運(yùn)動(dòng)模擬器、振動(dòng)測(cè)量系統(tǒng)、地面測(cè)量系統(tǒng)、地面控制臺(tái)及運(yùn)動(dòng)模擬器控制計(jì)算機(jī)；

所述大理石氣浮平臺(tái)為撓性航天器運(yùn)動(dòng)模擬器提供光滑、水平的運(yùn)動(dòng)平面；撓性航天器運(yùn)動(dòng)模擬器由運(yùn)動(dòng)模擬器中心剛體及其氣足支撐、柔性板及其氣足支撐組成；撓性航天器運(yùn)動(dòng)模擬器懸浮于大理石氣浮平臺(tái)臺(tái)面，振動(dòng)測(cè)量系統(tǒng)、速率陀螺、姿控飛輪、姿控推力器、冷噴氣推進(jìn)系統(tǒng)及運(yùn)動(dòng)模擬器控制計(jì)算機(jī)搭載于撓性航天器運(yùn)動(dòng)模擬器上；

所述運(yùn)動(dòng)模擬器控制計(jì)算機(jī)接收來(lái)自地面控制臺(tái)的指令，向搭載的單機(jī)發(fā)出控制指令及采集指令，使振動(dòng)測(cè)量系統(tǒng)獲得撓性航天器的撓性振動(dòng)信息、速率陀螺測(cè)得撓性航天器運(yùn)動(dòng)模擬器的姿態(tài)角速度信息、地面測(cè)量系統(tǒng)測(cè)得撓性航天器運(yùn)動(dòng)模擬器的位置信息、姿控飛輪輸出控制力矩、姿控飛輪飽合時(shí)由姿控推力器輸出卸載力矩、冷噴氣推進(jìn)系統(tǒng)輸出軌控推力，同時(shí)由運(yùn)動(dòng)模擬器控制計(jì)算機(jī)收集臺(tái)上單機(jī)的反饋信息并發(fā)送給地面控制臺(tái)。

優(yōu)選地，上述的大理石氣浮平臺(tái)的運(yùn)動(dòng)范圍為6m×6m；上述撓性運(yùn)動(dòng)模擬器的中心剛體底層下方安裝有三個(gè)平面氣足，以實(shí)現(xiàn)模擬器在氣浮平臺(tái)上的無(wú)摩擦運(yùn)動(dòng)，在模擬器兩側(cè)安裝柔性板模擬航天器的柔性結(jié)構(gòu)，兩側(cè)柔性板末端各安裝兩個(gè)氣足支撐，以消除柔性板所受重力的影響，模擬撓性航天器在軌飛行時(shí)的柔性結(jié)構(gòu)振動(dòng)特性。

上述撓性航天器運(yùn)動(dòng)模擬器懸浮于大理石氣浮平臺(tái)臺(tái)面，具有一維姿態(tài)轉(zhuǎn)動(dòng)與二維軌道運(yùn)動(dòng)的能力，振動(dòng)測(cè)量系統(tǒng)、速率陀螺、姿控飛輪、姿控推力器、冷噴氣推進(jìn)系統(tǒng)及運(yùn)動(dòng)模擬器控制計(jì)算機(jī)搭載于撓性航天器運(yùn)動(dòng)模擬器上。

上述速率陀螺用于完成撓性航天器運(yùn)動(dòng)模擬器的單軸姿態(tài)角速度測(cè)量，該單機(jī)通過(guò)RS422串口與運(yùn)動(dòng)模擬器控制計(jì)算機(jī)連接，接收運(yùn)動(dòng)模擬器控制計(jì)算機(jī)發(fā)送的采集指令，并將含當(dāng)前姿態(tài)角速度信息的數(shù)據(jù)包發(fā)送給運(yùn)動(dòng)模擬器控制計(jì)算機(jī)。

上述振動(dòng)測(cè)量系統(tǒng)由壓電陶瓷傳感器和角位移傳感器組成，其中壓電陶瓷傳感器用于對(duì)柔性結(jié)構(gòu)撓性振動(dòng)低頻(0.05~2Hz)振動(dòng)信息的測(cè)量，角位移傳感器用于對(duì)柔性結(jié)構(gòu)撓性振動(dòng)高頻(2~500Hz)振動(dòng)信息的測(cè)量，這兩種敏感器接收來(lái)自運(yùn)動(dòng)模擬器控制計(jì)算機(jī)的采集指令，并將當(dāng)前測(cè)得的振動(dòng)信息發(fā)送給運(yùn)動(dòng)模擬器控制計(jì)算機(jī)。

上述姿控飛輪用于輸出姿態(tài)控制力矩，實(shí)現(xiàn)撓性航天器運(yùn)動(dòng)模擬器的姿態(tài)控制，通過(guò)RS422接口接收運(yùn)動(dòng)模擬器控制計(jì)算機(jī)發(fā)送的控制力矩指令及采集指令，通過(guò)轉(zhuǎn)子加速與減速運(yùn)動(dòng)產(chǎn)生控制力矩，同時(shí)通過(guò)RS422接口將當(dāng)前飛輪轉(zhuǎn)速、轉(zhuǎn)動(dòng)方向、軸承溫度信息發(fā)送給運(yùn)動(dòng)模擬器控制計(jì)算機(jī)。

上述姿控推力器共配置四個(gè)安裝、力臂為0.8米，其中兩個(gè)推力器配合使用提供撓性航天器模擬器的順時(shí)針?lè)较蜣D(zhuǎn)動(dòng)力矩，另兩個(gè)推力器配合使用提供逆時(shí)針?lè)较蜣D(zhuǎn)動(dòng)力矩。當(dāng)姿控飛輪飽和時(shí)提供飛輪卸載力矩，實(shí)現(xiàn)對(duì)撓性航天器運(yùn)動(dòng)模擬器的姿態(tài)控制。這四個(gè)推力器均接收運(yùn)動(dòng)模擬器控制計(jì)算機(jī)發(fā)送的控制時(shí)間，并通過(guò)電磁閥控制噴氣開(kāi)關(guān)時(shí)間，兩個(gè)配合使用輸出控制力矩。

上述冷噴氣推進(jìn)系統(tǒng)由八個(gè)推力器構(gòu)成，每?jī)蓚€(gè)推力器為一組，為二維軌道運(yùn)動(dòng)提供一個(gè)方向的推力，實(shí)現(xiàn)軌道控制，這兩個(gè)推力器均接收運(yùn)動(dòng)模擬器控制計(jì)算機(jī)發(fā)送的控制時(shí)間，并通過(guò)電磁閥控制噴氣開(kāi)關(guān)時(shí)間，實(shí)現(xiàn)氣浮平臺(tái)平面內(nèi)的二維四個(gè)方向的模擬軌道運(yùn)動(dòng)控制。

上述地面測(cè)量系統(tǒng)由兩部分組成，其中一部分為固定在平臺(tái)正上方的相機(jī)，另一部分為撓性航天器運(yùn)動(dòng)模擬器上的標(biāo)志點(diǎn)。由相機(jī)獲取撓性航天器運(yùn)動(dòng)模擬器的圖像信息，通過(guò)圖像處理技術(shù)提取標(biāo)志點(diǎn)的特征信息，解析所測(cè)得標(biāo)志點(diǎn)在圖像中的位置信息，依據(jù)地面測(cè)量系統(tǒng)中的相機(jī)成像模型，解算得到撓性航天器運(yùn)動(dòng)模擬器的空間位置，通過(guò)RS422接口將此位置信息發(fā)送給地面控制臺(tái)，作為軌道控制的輸入信號(hào)。

上述運(yùn)動(dòng)模擬器控制計(jì)算機(jī)安裝于撓性航天器運(yùn)動(dòng)模擬器上，是地面控制臺(tái)與撓性航天器運(yùn)動(dòng)模擬器載荷的通信紐帶。通過(guò)無(wú)線通信方式建立與地面控制臺(tái)的通信，將撓性航天器運(yùn)動(dòng)模擬器的狀態(tài)信息傳送給地面控制臺(tái)，作為地面控制臺(tái)算法的輸入；地面控制臺(tái)根據(jù)測(cè)得的當(dāng)前撓性航天器運(yùn)動(dòng)模擬器的姿態(tài)角信息、柔性板振動(dòng)信息及地面測(cè)量系統(tǒng)提供的位置信息，依據(jù)控制系統(tǒng)方案及辨識(shí)算法得到控制指令；然后通過(guò)無(wú)線通信方式將控制指令發(fā)送給運(yùn)動(dòng)模擬器控制計(jì)算機(jī)，并由運(yùn)動(dòng)模擬器控制計(jì)算機(jī)發(fā)送給姿控飛輪、姿控推力器及軌控推力器。

上述地面控制臺(tái)軟件的開(kāi)發(fā)環(huán)境為Visual Studio 2008，開(kāi)發(fā)語(yǔ)言為Visual C++，工程類型為MFC應(yīng)用程序。軟件實(shí)現(xiàn)兩個(gè)算法，一個(gè)為帶柔性結(jié)構(gòu)航天器的姿軌控算法，另一個(gè)為帶柔性結(jié)構(gòu)航天器撓性參數(shù)在軌辨識(shí)算法。地面控制臺(tái)接收由運(yùn)動(dòng)模擬器控制計(jì)算機(jī)發(fā)送的姿態(tài)信息及柔性板振動(dòng)信息，通過(guò)撓性參數(shù)在軌辨識(shí)算法獲得模擬器動(dòng)力學(xué)模型的撓性參數(shù)，綜合地面測(cè)量系統(tǒng)提供的撓性航天器運(yùn)動(dòng)模擬器的位置信息，根據(jù)模擬器的姿軌控算法計(jì)算出姿控飛輪、姿控推力器及軌控推力器的控制指令，并將其發(fā)送給運(yùn)動(dòng)模擬器控制計(jì)算機(jī)，至此完成一個(gè)控制周期的控制任務(wù)。

本發(fā)明帶柔性結(jié)構(gòu)航天器的撓性參數(shù)在軌辨識(shí)地面測(cè)試系統(tǒng)方案，由于采取上述的技術(shù)方案，通過(guò)在航天器運(yùn)動(dòng)模擬器上安裝柔性板，并在柔性末端安裝氣足，使撓性航天器運(yùn)動(dòng)模擬器能夠模擬帶柔性結(jié)構(gòu)航天器的自由態(tài)振動(dòng)情況；振動(dòng)測(cè)量系統(tǒng)由兩種振動(dòng)測(cè)量敏感器組成，實(shí)現(xiàn)對(duì)高頻振動(dòng)與低頻振動(dòng)的測(cè)量，能夠精確獲得柔性板的振動(dòng)情況；系統(tǒng)方案設(shè)計(jì)中在撓性航天器運(yùn)動(dòng)模擬器上安裝軌控推力器，并采用地面測(cè)量系統(tǒng)精確獲得撓性航天器運(yùn)動(dòng)模擬器的位置信息，以實(shí)現(xiàn)二維軌道控制的物理仿真，從而模擬軌道控制過(guò)程中的柔性板振動(dòng)情況，得到軌道控制中推力器工作情況下對(duì)柔性板振動(dòng)的影響。本發(fā)明解決了帶柔性結(jié)構(gòu)航天器在軌運(yùn)行條件下的動(dòng)力學(xué)模擬問(wèn)題，提供了帶柔性結(jié)構(gòu)航天器撓性參數(shù)在軌辨識(shí)地面驗(yàn)證系統(tǒng)的方案。

附圖說(shuō)明

圖1是一種帶柔性結(jié)構(gòu)航天器的撓性參數(shù)在軌辨識(shí)地面測(cè)試系統(tǒng)的框圖；

圖2是本發(fā)明的一種帶柔性結(jié)構(gòu)航天器的撓性參數(shù)在軌辨識(shí)地面測(cè)試系統(tǒng)總體示意圖；

圖3是本發(fā)明實(shí)施例的撓性航天器運(yùn)動(dòng)模擬器示意圖。

具體實(shí)施方式

下面結(jié)合附圖說(shuō)明本發(fā)明的優(yōu)選實(shí)例。

圖1是一種帶柔性結(jié)構(gòu)航天器的撓性參數(shù)在軌辨識(shí)地面測(cè)試系統(tǒng)概況圖，該地面測(cè)試系統(tǒng)提供了帶柔性結(jié)構(gòu)航天器的地面仿真測(cè)試條件，如圖1所示，由大理石氣浮平臺(tái)、速率陀螺、姿控飛輪、姿控推力器、冷噴氣推進(jìn)系統(tǒng)、撓性航天器運(yùn)動(dòng)模擬器、振動(dòng)測(cè)量系統(tǒng)、地面測(cè)量系統(tǒng)、地面控制臺(tái)及運(yùn)動(dòng)模擬器控制計(jì)算機(jī)組成。

上述的大理石氣浮平臺(tái)為撓性航天器運(yùn)動(dòng)模擬器提供光滑、水平的運(yùn)動(dòng)平面，運(yùn)動(dòng)范圍為6m×6m；

上述姿控飛輪可實(shí)現(xiàn)撓性航天器運(yùn)動(dòng)模擬器單軸的姿態(tài)控制，選用哈工大生產(chǎn)的飛輪，指標(biāo)為角動(dòng)量范圍[-1.25Nms，+1.25Nms]，最大輸出力矩為0.06Nm，飽和轉(zhuǎn)速為±6500rpm，最大損耗力矩小于0.02Nm。

上述速率陀螺可測(cè)得撓性航天器運(yùn)動(dòng)模擬器的單軸姿態(tài)角速度信息，采用上海航天控制技術(shù)研究所生產(chǎn)的速率陀螺，指標(biāo)為陀螺測(cè)量精度優(yōu)于0.001°/s，隨機(jī)游走誤差小于0.1°/h，常值漂移誤差小于0.5°/h。

上述姿控推力器共有四個(gè)用于姿控飛輪飽和角動(dòng)量的卸載，其由電磁閥與噴嘴組成，通過(guò)噴氣的反作用力控制模擬器的運(yùn)動(dòng)，反向噴氣閥噴氣可實(shí)現(xiàn)撓性航天器運(yùn)動(dòng)模擬器的單軸姿態(tài)旋轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)，本系統(tǒng)選用哈工大生產(chǎn)的推力器，指標(biāo)為額定推力500mN，最小脈寬50ms，推力偏差小于15%，電磁閥開(kāi)/關(guān)時(shí)間10ms/15ms。

上述軌控推力器共有八個(gè)，用于實(shí)現(xiàn)撓性航天器運(yùn)動(dòng)模擬器在大理石氣浮平臺(tái)上的二維四個(gè)方向的平動(dòng)，其選取的推力器與上述姿控推力器指標(biāo)一致。

上述撓性運(yùn)動(dòng)模擬器由運(yùn)動(dòng)模擬器中心剛體及其氣足支撐、柔性板及其氣足支撐組成，撓性航天器運(yùn)動(dòng)模擬器中心剛體底層下方安裝有三個(gè)平面氣足，以實(shí)現(xiàn)模擬器在氣浮平臺(tái)上的無(wú)摩擦運(yùn)動(dòng)，在模擬器兩側(cè)安裝柔性板模擬航天器的柔性結(jié)構(gòu)，兩側(cè)柔性板末端各安裝兩個(gè)氣足支撐，以消除柔性板所受重力的影響，模擬撓性航天器在軌飛行時(shí)的柔性結(jié)構(gòu)振動(dòng)特性。

上述振動(dòng)測(cè)量系統(tǒng)壓電陶瓷傳感器和角位移傳感器組成，其中壓電陶瓷傳感器用于對(duì)柔性結(jié)構(gòu)撓性振動(dòng)低頻(0.05-2Hz)振動(dòng)信息的測(cè)量，角位移傳感器用于對(duì)柔性結(jié)構(gòu)撓性振動(dòng)高頻(2-500Hz)振動(dòng)信息的測(cè)量，這兩種敏感器將接收來(lái)自運(yùn)動(dòng)模擬器控制計(jì)算機(jī)的采集指令，并將當(dāng)前測(cè)得的振動(dòng)信息發(fā)送給運(yùn)動(dòng)模擬器控制計(jì)算機(jī)，壓電傳陶瓷傳感器在受力時(shí)輸出電壓較高，但是電流小，因此配備具有高輸入電阻，低噪聲特點(diǎn)的電荷放大器。在采集傳感器測(cè)量信息時(shí)，通過(guò)電荷放大器將微弱的電荷信號(hào)轉(zhuǎn)化為成正比的電壓信號(hào)，再通過(guò)模數(shù)轉(zhuǎn)換采集卡PCM-8208BS采集電壓信號(hào)，并將該電壓信號(hào)轉(zhuǎn)成數(shù)字信號(hào)發(fā)送給撓性航天器運(yùn)動(dòng)模擬器。

上述地面測(cè)量系統(tǒng)用于測(cè)量撓性航天器運(yùn)動(dòng)模擬器在氣浮平臺(tái)上的位置，由安裝于氣浮平臺(tái)上方的視覺(jué)相機(jī)和安裝于衛(wèi)星運(yùn)動(dòng)模擬器上的標(biāo)志器——發(fā)光二極管(LED)組實(shí)現(xiàn)完成，在測(cè)量前，利用安裝于氣浮平臺(tái)四角的4個(gè)發(fā)光二極管(LED)實(shí)現(xiàn)相機(jī)標(biāo)定和坐標(biāo)原點(diǎn)標(biāo)定，發(fā)光二極管選用美國(guó)Honeywell公司生產(chǎn)的型號(hào)為SE3470-003的LED，視覺(jué)相機(jī)選用德國(guó)Allied Vision Technologies Prosilica公司生產(chǎn)的型號(hào)為GC2450的CCD相機(jī)，相機(jī)指標(biāo)為分辨率2352*1728、像元大小為7.4微米，鏡頭選用日本Kowa生產(chǎn)的型號(hào)為L(zhǎng)M5JC10M，鏡頭指標(biāo)為焦距12.5毫米、大小為1角秒、最大視場(chǎng)角為54度，此系統(tǒng)能夠?qū)崿F(xiàn)3mm精度的位置測(cè)量，更新頻率為2Hz。地面測(cè)量系統(tǒng)輸出的位置數(shù)據(jù)利用RS-232串口通信傳送給地面控制臺(tái)，作為軌道控制的輸入信息。

上述運(yùn)動(dòng)模擬器控制計(jì)算機(jī)裝于撓性航天器運(yùn)動(dòng)模擬器上，以PC104模塊為核心，是地面控制臺(tái)與撓性航天器運(yùn)動(dòng)模擬器載荷的通信紐帶，并以無(wú)線通信方式建立與地面控制臺(tái)的通信。由于撓性航天器運(yùn)動(dòng)模擬器與地面控制臺(tái)間的通訊速率不小于500kbps，撓性航天器運(yùn)動(dòng)模擬器傳送敏感器測(cè)量信息給地面控制臺(tái)，作為地面控制臺(tái)算法的輸入，地面控制臺(tái)根據(jù)測(cè)得的當(dāng)前撓性航天器運(yùn)動(dòng)模擬器的姿態(tài)角信息、柔性板振動(dòng)信息及地面測(cè)量系統(tǒng)提供的位置信息，根據(jù)控制系統(tǒng)方案及辨識(shí)算法計(jì)算出控制指令，再通過(guò)無(wú)線通信方式將控制指令發(fā)送給運(yùn)動(dòng)模擬器控制計(jì)算機(jī)，并由運(yùn)動(dòng)模擬器控制計(jì)算機(jī)通過(guò)RS232協(xié)議控制姿控飛輪，通過(guò)開(kāi)關(guān)量控制姿控推力器與軌控推力器的噴嘴電磁閥通斷，并以二進(jìn)制編碼的形式啟動(dòng)撓性航天器運(yùn)動(dòng)模擬器上的標(biāo)志器LED組。

上述地面控制臺(tái)是地面仿真測(cè)試系統(tǒng)的核心，負(fù)責(zé)控制試驗(yàn)的開(kāi)始與結(jié)束。在試驗(yàn)過(guò)程遇到異常狀況時(shí)，由地面控制臺(tái)手動(dòng)切換到單機(jī)保護(hù)狀態(tài)。地面控制臺(tái)軟件的開(kāi)發(fā)環(huán)境為Visual Studio 2008，開(kāi)發(fā)語(yǔ)言為Visual C++，工程類型為MFC應(yīng)用程序。軟件實(shí)現(xiàn)兩個(gè)算法，一個(gè)為帶柔性結(jié)構(gòu)航天器的姿軌控算法，另一個(gè)為帶柔性結(jié)構(gòu)航天器撓性參數(shù)在軌辨識(shí)算法，地面控制臺(tái)將接收由運(yùn)動(dòng)模擬器控制計(jì)算機(jī)發(fā)送的撓性航天器運(yùn)動(dòng)模擬器的姿態(tài)信息及柔性板振動(dòng)信息，通過(guò)撓性參數(shù)在軌辨識(shí)算法獲得模擬器動(dòng)力學(xué)模型的撓性參數(shù)，綜合地面測(cè)量系統(tǒng)提供的撓性航天器運(yùn)動(dòng)模擬器的位置信息，根據(jù)模擬器的姿軌控算法計(jì)算出姿控飛輪、姿控推力器及軌控推力器的控制指令，并將其發(fā)送給運(yùn)動(dòng)模擬器控制計(jì)算機(jī)，至此完成一個(gè)控制周期的控制任務(wù)，周期通過(guò)時(shí)鐘控制實(shí)現(xiàn)。

下面進(jìn)一步對(duì)本發(fā)明的工作過(guò)程進(jìn)行描述。

本發(fā)明的帶柔性結(jié)構(gòu)航天器的撓性參數(shù)在軌辨識(shí)地面測(cè)試系統(tǒng)在一個(gè)工作周期內(nèi)按如下時(shí)序工作：第一步，地面控制臺(tái)接收到振動(dòng)測(cè)量信息及撓性航天器運(yùn)動(dòng)模擬器的姿態(tài)軌道信息，通過(guò)在軌撓性參數(shù)辨識(shí)算法計(jì)算出撓性參數(shù)（程序開(kāi)始的第一個(gè)周期，由初始條件定義振動(dòng)測(cè)量值及姿態(tài)軌道參數(shù)）；第二步，根據(jù)撓性參數(shù)及姿態(tài)軌道信息，利用帶柔性結(jié)構(gòu)航天器姿態(tài)軌道控制算法計(jì)算出姿控飛輪、軌控推力器及姿控推力器應(yīng)當(dāng)輸出的控制指令，并通過(guò)無(wú)線通訊接口傳輸給運(yùn)動(dòng)模擬器控制計(jì)算機(jī)，通過(guò)采集卡發(fā)送采集信號(hào)給地面測(cè)量系統(tǒng)；第三步，由運(yùn)動(dòng)模擬器控制計(jì)算機(jī)發(fā)送給各敏感器與控制器，同時(shí)采集當(dāng)前敏感器測(cè)得的振動(dòng)信息及姿態(tài)信息；第四步，由運(yùn)動(dòng)模擬器控制計(jì)算機(jī)將振動(dòng)測(cè)量信息及姿態(tài)信息發(fā)送給地面控制臺(tái)，由地面測(cè)量系統(tǒng)將軌道信息發(fā)送給地面控制臺(tái)；返回第一步完成一個(gè)工作周期工作。

對(duì)于本領(lǐng)域技術(shù)人員而言，顯然本發(fā)明不限于上述示范性實(shí)施例的細(xì)節(jié)，而且在不背離本發(fā)明的精神或基本特征的情況下，能夠以其他的具體形式實(shí)現(xiàn)本發(fā)明。因此，無(wú)論從哪一點(diǎn)來(lái)看，均應(yīng)將實(shí)施例看作是示范性的，而且是非限制性的，本發(fā)明的范圍由所附權(quán)利要求而不是上述說(shuō)明限定，因此旨在將落在權(quán)利要求的等同要件的含義和范圍內(nèi)的所有變化囊括在本發(fā)明內(nèi)。