所屬技術(shù)領(lǐng)域

本發(fā)明屬于航天器導(dǎo)航、制導(dǎo)與控制系統(tǒng)地面驗證技術(shù)領(lǐng)域，具體涉及空間任務(wù)地面運動再現(xiàn)跨尺度驗證平臺。

背景技術(shù)：

航天工程的發(fā)展程度決定能否搶占高科技制高點，能否最大程度的利用太空資源，我國正積極開展航天技術(shù)研究，為了順利在極其惡劣太空環(huán)境完成航天任務(wù)，必須在地面進行充分的實驗驗證，將航天器在太空中的運動在地面再現(xiàn)，可以充分驗證航天器在空間任務(wù)的各個環(huán)節(jié)，保證航天任務(wù)的順利完成。航天器在太空環(huán)境運動最明顯的特征是微重力環(huán)境下的軌道運動，而地面實驗室為有重力環(huán)境，為了在地面再現(xiàn)航天器空間微重力環(huán)境中的真實運動情況，提高地面驗證導(dǎo)航、制導(dǎo)與控制系統(tǒng)實驗的置信度，需要在地面為航天器六自由度運動建立一個與空間真實狀況相近的無約束微重力環(huán)境并模擬其軌道運動?，F(xiàn)有的實現(xiàn)微重力這個目標(biāo)的手段有液浮法，失重法、氣浮法、懸掛法。失重法常見的為拋物飛行和自由落體，此方法的缺點是時間短、占用的空間大、能夠提供的空間有限并且成本高；液浮法阻尼大、維護成本高且只適合低速運動的情況，且上述方法均未考慮航天器的軌道運動，氣浮法與懸掛法系統(tǒng)結(jié)構(gòu)相對簡單，易于建立實驗室中的無約束微重力環(huán)境，但氣浮法一般只能實現(xiàn)五自由度運動，在豎直方向的運動受限。懸掛法所占用的空間小、不受時間空間的約束，是重力補償常用的方法且易于實現(xiàn)。懸掛法一般可以分為主動重力補償和被動重力補償，被動重力補償?shù)难a償精度較低，對試驗效果有較大影響；主動重力補償能夠提高補償精度，但目前主動重力補償方法一般通過單點懸掛提供三自由度運動空間或多點懸掛提供六自由度運動空間，針對實現(xiàn)航天器運動再現(xiàn)這個目標(biāo)，三自由度運動空間顯然不夠，多點懸掛所提供的六自由度空間會由于結(jié)構(gòu)復(fù)雜、系統(tǒng)難控導(dǎo)致試驗效果不佳。而現(xiàn)有的驗證空間任務(wù)的地面實驗系統(tǒng)大都不能模擬航天器的軌道運動：一類是建立在固定軌道上，無法模擬航天器的機動變軌運動，另一類只考慮航天器的相對軌道運動，忽略絕對軌道運動。因此急需發(fā)展一種既能模擬航天器軌道運動又能模擬空間微重力環(huán)境的空間任務(wù)驗證系統(tǒng)

技術(shù)實現(xiàn)要素：

本發(fā)明提出的磁吊綜合補償自由基座空間任務(wù)跨尺度驗證裝置利用跨尺度等效理論和相似理論將空間目標(biāo)的軌道運動變換成地面自由基座期望的相似運動，進一步通過自由基座精確跟蹤期望的相似運動，從而實現(xiàn)運動學(xué)等效；利用吊絲懸吊補償與磁懸浮相結(jié)合的混雜重力補償方法實現(xiàn)空間微重力運動環(huán)境再現(xiàn)，進而實現(xiàn)空間任務(wù)的地面再現(xiàn)，完成空間任務(wù)地面的完整過程驗證。

本發(fā)明的技術(shù)方案：

磁吊綜合補償自由基座空間任務(wù)跨尺度驗證裝置包括自由基座系統(tǒng)、吊絲綜合機電補償系統(tǒng)、磁懸浮系統(tǒng)、實驗航天器系統(tǒng)、協(xié)調(diào)控制系統(tǒng)、通信系統(tǒng)與控制中心。

所述自由基座系統(tǒng)包括基座主體、全向輪及驅(qū)動電機、攝像頭、激光測距儀、距離傳感器、多目標(biāo)任務(wù)通信模塊與數(shù)據(jù)采集控制模塊?；黧w的兩側(cè)各安裝有一組全向輪及驅(qū)動電機，激光測距儀與攝像頭安裝在基座主體的同側(cè)，距離傳感器分布在基座主體的四周，數(shù)據(jù)采集控制模塊處理自由基座系統(tǒng)中傳感器所得到的信息，對自由基座進行定位并發(fā)出控制信息?；黧w內(nèi)部固定有自由基座系統(tǒng)的采集控制模塊、吊絲綜合機電補償系統(tǒng)的采集控制模塊、磁懸浮系統(tǒng)的信號發(fā)生器、采集控制模塊與實驗航天器系統(tǒng)的數(shù)據(jù)通信模塊、數(shù)據(jù)采集控制模塊與協(xié)調(diào)控制模塊。

所述吊絲綜合機電補償系統(tǒng)包括倒l型支撐框、x向伺服電機、水平x向機構(gòu)、y向伺服電機、水平y(tǒng)向機構(gòu)、豎直方向氣缸機構(gòu)、吊絲、無約束懸掛機構(gòu)、s型張力傳感器、二維傾角傳感器與數(shù)據(jù)采集控制模塊。吊絲綜合機電補償系統(tǒng)安裝在自由基座系統(tǒng)上，倒l型支撐框上安裝吊絲綜合機電補償系統(tǒng)的其余結(jié)構(gòu)，水平x向機構(gòu)與之直接接觸并與x向伺服電機相連，在電機的驅(qū)動下，可沿水平x方向運動；水平y(tǒng)向機構(gòu)安裝在水平x向機構(gòu)上并與y向伺服電機相連，在電機的驅(qū)動下可沿水平y(tǒng)向運動；豎直方向氣缸機構(gòu)安裝在水平y(tǒng)向機構(gòu)上，其下端通過吊絲連接有無約束懸掛機構(gòu)置，氣缸轉(zhuǎn)置的活塞桿在氣缸氣壓的控制下可沿豎直方向運動，從而帶動安裝在其下端的無約束懸掛機構(gòu)運動；二維傾角傳感器安裝在吊絲上，s型張力傳感器安裝在吊絲與活塞桿之間。

所述磁懸浮系統(tǒng)包括線圈、線圈固定塊、多層線路板、永磁陣列、信號發(fā)生器、磁場測量儀與數(shù)據(jù)采集控制模塊。線圈固定塊安裝在自由基座系統(tǒng)上，用于固定線圈與多層線路板，內(nèi)置永磁陣列安裝在航天器本體的內(nèi)部。

所述試驗航天系統(tǒng)包括航天器本體、航天器位姿測量模塊、數(shù)據(jù)通信模塊與數(shù)據(jù)采集存儲模塊。

所述協(xié)調(diào)控制系統(tǒng)包括協(xié)調(diào)控制模塊，實現(xiàn)自由基座、吊絲綜合機電補償和磁懸浮三個系統(tǒng)多目標(biāo)控制任務(wù)的協(xié)調(diào)與優(yōu)化。

所示通信系統(tǒng)所述通信系統(tǒng)包括數(shù)據(jù)通信模塊，用以自由基座系統(tǒng)、吊絲綜合機電補償系統(tǒng)和磁懸浮系統(tǒng)和協(xié)調(diào)控制系統(tǒng)量測信息與控制信息的相互通信，以及各系統(tǒng)量測信息與監(jiān)控中心的信息傳遞。

所述控制中心包括各系統(tǒng)的監(jiān)測模塊、平臺急停模塊以及多目標(biāo)任務(wù)擴展模塊。

根據(jù)上述的機械結(jié)構(gòu)和控制系統(tǒng)，本發(fā)明提出的磁吊綜合補償自由基座空間任務(wù)跨尺度驗證裝置的工作原理為模擬航天器固定在綜合機電補償系統(tǒng)的無約束懸掛機構(gòu)上，吊絲綜合機電補償系統(tǒng)的二維傾角傳感器與張力傳感器實時測量懸掛點的運動信息，其采集控制模塊根據(jù)該運動信息控制水平方向上的電機與豎直方向上的氣缸實現(xiàn)懸掛點三維空間的跟隨運動，補償物體大部分重力。殘余重力由磁懸浮系統(tǒng)補償，從而實現(xiàn)微重力運動環(huán)境再現(xiàn)。模擬航天器內(nèi)部搭建有永磁陣列，使其受磁力控制。模擬航天器位姿測量模塊通過多傳感器信息融合，實時提供模擬航天器的位姿信息，該位姿信息與磁場強度測量信息作為磁懸浮控制器的輸入，通過控制磁懸浮系統(tǒng)的電流，驅(qū)動模擬航天器繞質(zhì)心三自由度轉(zhuǎn)動以及相對自由基座三自由度平動，從而實現(xiàn)航天器的位姿運動再現(xiàn)。自由基座數(shù)據(jù)采集控制模塊通過濾波融合攝像頭采集的圖像信息、激光測距儀的信息與距離傳感器的信息為自由基座提供實時位置信息，同時數(shù)據(jù)采集控制模塊通過基于空間目標(biāo)的軌道動力學(xué)方程實時計算期望的軌道位置，利用跨尺度等效原理與相似理論計算出地面自由基座的期望位置，由該期望位置信息與測量處理得到的實際位置信息計算期望輸入，驅(qū)使自由基座實現(xiàn)期望的相似運動，從而實現(xiàn)航天器的軌道運動再現(xiàn)。實驗航天系統(tǒng)的協(xié)調(diào)控主控模塊通過整合數(shù)據(jù)通信模塊與數(shù)據(jù)存儲模塊的信息協(xié)調(diào)控制自由基座系統(tǒng)、吊絲綜合機電補償系統(tǒng)、磁懸浮系統(tǒng)與實驗航天系統(tǒng)的工作，從而全面再現(xiàn)航天器執(zhí)行空間任務(wù)的整個過程。

本發(fā)明對比已有技術(shù)方法具有以下特點：

1、自由基座系統(tǒng)，采用全向輪，機動靈活，并且可以原地轉(zhuǎn)彎以及在快速行進過程中穩(wěn)定轉(zhuǎn)彎，實時自主定位。

2、自由基座系統(tǒng)中安裝有多目標(biāo)任務(wù)通信模塊，可以將單目標(biāo)任務(wù)擴展，同時不改變平臺結(jié)構(gòu)，平臺不僅對單目標(biāo)任務(wù)具有通用性，對多目標(biāo)任務(wù)同樣具有通用性。

3、吊絲綜合機電補償系統(tǒng)成本低、制作難度較低并且能夠承擔(dān)大負(fù)載。

4、磁懸浮系統(tǒng)采用了海爾貝克陣列，降低了磁懸浮結(jié)構(gòu)的復(fù)雜程度，簡化了控制，且能實現(xiàn)目標(biāo)六自由度運動的高精度控制。

5、采用了吊絲與磁懸浮相結(jié)合的方法，補償航天器的重力，既可以避免磁懸浮中系統(tǒng)電流過大帶來的系統(tǒng)過熱問題，又可以提高平臺的補償精度。

6、實驗航天器系統(tǒng)，實時監(jiān)測航天器的運動狀態(tài)，為平臺的下一步動作提供前饋信息，大大減小了平臺的時滯對方案驗證置信度的影響。

7、本發(fā)明可以完整的再現(xiàn)空間任務(wù)過程，可驗證方案每個環(huán)節(jié)的執(zhí)行情況，很大程度上提高空間任務(wù)地面再現(xiàn)的可信度。

8、通用性，本發(fā)明可針對同一任務(wù)的不同方案進行驗證，也可針對不同任務(wù)進行驗證，不僅適用于單目標(biāo)，也適合多目標(biāo)任務(wù)的驗證，具有很強的通用性。

附圖說明

圖1是本發(fā)明的整體圖：

圖2是本發(fā)明的正視圖：

圖中標(biāo)號：

1：吊絲綜合機電補償系統(tǒng)；2：實驗航天器系統(tǒng)；3：磁懸浮系統(tǒng)；4：自由基座系統(tǒng)。

圖3是本發(fā)明的自由基座系統(tǒng)整體圖。

圖中標(biāo)號：

1：距離傳感器；2：激光測距儀；3：全向輪及驅(qū)動電機；4：基座主體；5：多目標(biāo)任務(wù)通信模塊；6：攝像頭。

圖4是本發(fā)明的綜合機電補償系統(tǒng)整體圖。

圖中標(biāo)號：

1：倒l型支撐框；2：無約束懸掛機構(gòu)；3：y向伺服電機；4：水平x向機構(gòu)；5：x向伺服電機；6：豎直方向氣缸機構(gòu)；7：水平y(tǒng)向機構(gòu)。

圖5是本發(fā)明的綜合機電補償系統(tǒng)正視圖。

圖中標(biāo)號

8：二維傾角傳感器；9：s型張力傳感器；10：吊絲。

圖6是本發(fā)明的磁懸浮系統(tǒng)與實驗航天系統(tǒng)的整體圖。

圖中標(biāo)號：

1：多層線路板；2：線圈固定塊；3：線圈；4：永磁陣列；5：航天器本體；6：磁場測量儀；7：航天器位姿測量模塊。

圖7是本發(fā)明的磁懸浮系統(tǒng)的工作原理示意圖。

圖8是本發(fā)明工作流程圖。

具體實施方式

下面結(jié)合附圖對本發(fā)明做進一步說明：本發(fā)明提出的磁吊綜合補償自由基座空間任務(wù)跨尺度驗證裝置通過數(shù)據(jù)融合與處理實現(xiàn)航天器的軌道運動再現(xiàn)，安裝在自由基座系統(tǒng)上的吊絲綜合機電補償系統(tǒng)與磁懸浮系統(tǒng)協(xié)作實現(xiàn)微重力環(huán)境再現(xiàn)，磁懸浮系統(tǒng)通過控制航天器本體內(nèi)部搭建的海爾貝克陣列，使其受磁力控制，從而驅(qū)動航天器本體繞質(zhì)心三自由度轉(zhuǎn)動以及相對自由基座三自由度平動，實現(xiàn)航天器的位姿運動再現(xiàn)，全面再現(xiàn)航天器執(zhí)行空間任務(wù)的整個過程。

具體來說，結(jié)合圖1與圖2，本發(fā)明磁吊綜合補償自由基座空間任務(wù)跨尺度驗證裝置可劃分為吊絲綜合機電補償系統(tǒng)1、實驗航天器系統(tǒng)2、磁懸浮系統(tǒng)3與自由基座系統(tǒng)4。吊絲綜合機電補償系統(tǒng)1與磁懸浮系統(tǒng)3安裝在自由基座系統(tǒng)4上，在自由基座系統(tǒng)4的帶動下做軌道運動，實驗航天器系統(tǒng)2固定在吊絲綜合機電補償系統(tǒng)1上。

結(jié)合圖3，距離傳感器1分布在基座主體4的周圍，用來測量到周圍物體的距離輔助定位，激光測距儀2安裝在基座主體2的兩側(cè)，用于精確量測到周圍物體的距離，與安裝在基座主體4前端的攝像頭6以及距離傳感器1一起構(gòu)成基座全局定位單元。

結(jié)合圖4與圖5，倒l型支撐框1與自由基座系統(tǒng)固連，支撐吊絲綜合機電補償系統(tǒng)的其余結(jié)構(gòu)，為了保證其穩(wěn)定性安裝有筋板，x向伺服電機5與水平x向機構(gòu)4連接，可帶動水平x向機構(gòu)4沿水平x方向運動，水平y(tǒng)向機構(gòu)7安裝在水平x向機構(gòu)4上，可隨之在水平x方向上運動，y向伺服電機3與水平y(tǒng)向機構(gòu)7連接，帶動水平y(tǒng)向機構(gòu)7沿水平y(tǒng)方向運動，豎直方向氣缸機構(gòu)6安裝在水平y(tǒng)向機構(gòu)7上，并隨之在水平y(tǒng)方向運動，豎直方向氣缸機構(gòu)6可在豎直方向運動，其下端連接有吊絲10，吊絲10下端連接有s型張力傳感器9，并且吊絲10上安裝有二維傾角傳感器8。s型張力傳感器9與二維傾角傳感器8構(gòu)成吊絲位移張力測量單元。當(dāng)二維傾角傳感器8的信息發(fā)生變化時，x、y方向上的伺服電機控制其對應(yīng)的水平x、y方向裝置運動，使得吊絲10保持在豎直方向，當(dāng)s型張力傳感器9信息發(fā)生變化時，豎直方向氣缸裝置6與磁懸浮系統(tǒng)共同作用，使得s型張力傳感器9的數(shù)值不發(fā)生變化，從而補償實驗航天器系統(tǒng)受到的重力。

結(jié)合圖6與圖7，多層線路板1與線圈3固定在線圈固定塊2上，永磁陣列4按照海爾貝克陣列排列內(nèi)置在航天器本體5中，從而利用磁懸浮系統(tǒng)控制航天器本體六個自由度的運動，磁場測量儀6安裝在航天器本體5內(nèi)部為磁場強度測量單元，航天器位姿測量模塊7安裝在航天器本體5上為航天器位姿測量單元，實時測量航天器的狀態(tài)信息。

結(jié)合圖8，

本發(fā)明的工作步驟為：

(1)將內(nèi)置永磁塊陣列固定的航天器本體內(nèi)部；

(2)將實驗航天器固定在綜合機電補償系統(tǒng)的無約束懸掛裝置上；

(3)根據(jù)驗證任務(wù)方案的具體要求將豎直方向氣缸裝置調(diào)整到方案驗證時間持續(xù)時間最長的位置；

(4)同(3)將水平x向裝置與水平y(tǒng)向裝置調(diào)整到相應(yīng)位置；

(5)吊絲綜合重力補償系統(tǒng)上電，記錄此時s型張力傳感器的數(shù)值，給平臺其余系統(tǒng)上電；

(6)開始任務(wù)的驗證工作，磁懸浮系統(tǒng)的數(shù)據(jù)采集控制模塊根據(jù)任務(wù)的需要以及航天器位姿測量模塊得到航天的當(dāng)前姿態(tài)信息，決定航天器本體的位姿調(diào)增量，同時依據(jù)磁場測量儀與航天器反饋的位姿實時調(diào)整，滿足任務(wù)的需求，再現(xiàn)實驗航天器的位姿運動；

(7)與(6)同步進行，當(dāng)航天器的位置發(fā)生變化時，綜合機電補償系統(tǒng)的水平x向裝置、水平y(tǒng)向裝置與豎直氣缸裝置實時跟隨航天器的變化，保證吊絲處于豎直狀態(tài)，并且s型張力傳感器的值保持預(yù)設(shè)值不變；

(8)與(6)、(7)同步進行，自由基座系統(tǒng)利用跨尺度等效原理與相似理論計算出地面自由基座的期望位置，由該期望位置信息與測量處理得到的實際位置信息計算期望輸入，驅(qū)使自由基座實現(xiàn)期望的相似運動，從而實現(xiàn)航天器的軌道運動再現(xiàn)；

(9)任務(wù)方案試驗完成后，關(guān)閉平臺電源，卸下航天器，根據(jù)任務(wù)過程中測量記錄的信息，分析任務(wù)方案的可行性。