航天器模擬試驗(yàn)系統(tǒng)設(shè)計(jì)與研究.pdf

1、航天器模擬試驗(yàn)系統(tǒng)的平臺(tái)為單軸氣浮臺(tái)，通過(guò)對(duì)該模擬試驗(yàn)系統(tǒng)進(jìn)行試驗(yàn)，可以展開(kāi)航天器太陽(yáng)帆板撓性結(jié)構(gòu)運(yùn)動(dòng)模擬及相互耦合影響的研究。本文以實(shí)際項(xiàng)目為基礎(chǔ)，一方面對(duì)航天器模擬試驗(yàn)系統(tǒng)進(jìn)行了設(shè)計(jì)，另一方面，以航天器模擬試驗(yàn)系統(tǒng)為平臺(tái)進(jìn)行了半物理仿真試驗(yàn)研究。
　　本航天器模擬試驗(yàn)系統(tǒng)主要包括氣浮平臺(tái)、有效載荷、大型天線運(yùn)動(dòng)模擬器以及測(cè)角、測(cè)力系統(tǒng)。在氣浮平臺(tái)設(shè)計(jì)中利用三個(gè)力傳感器測(cè)量氣浮平臺(tái)反作用力方法，經(jīng)過(guò)折算得到所需力和力矩信息。詳細(xì)

2、設(shè)計(jì)了大型天線運(yùn)動(dòng)模擬器和有效載荷的結(jié)構(gòu)與控制系統(tǒng)。對(duì)測(cè)力系統(tǒng)各部分硬件進(jìn)行設(shè)計(jì)，主要包括數(shù)據(jù)采集環(huán)節(jié)和濾波環(huán)節(jié)。對(duì)測(cè)角系統(tǒng)進(jìn)行了簡(jiǎn)要介紹。設(shè)計(jì)控制系統(tǒng)軟件，實(shí)現(xiàn)上位機(jī)、下位機(jī)和試驗(yàn)平臺(tái)的相互通訊。并設(shè)計(jì)了用戶操作界面。
　　依據(jù)模擬試驗(yàn)系統(tǒng)的性能指標(biāo)對(duì)測(cè)角系統(tǒng)的測(cè)角誤差進(jìn)行測(cè)試。利用傅立葉分析理論對(duì)測(cè)角系統(tǒng)的誤差進(jìn)行諧波分析，補(bǔ)償一、二、三次諧波誤差，得到補(bǔ)償公式，通過(guò)軟件方式實(shí)現(xiàn)誤差補(bǔ)償，最后使得測(cè)量結(jié)果滿足技術(shù)指標(biāo)要求。

3、r>　　以帶有撓性太陽(yáng)帆板的航天器為對(duì)象，采用基于角動(dòng)量原理的歐拉法建立姿態(tài)動(dòng)力學(xué)模型，包括航天器系統(tǒng)轉(zhuǎn)動(dòng)動(dòng)力學(xué)方程、附件彈性振動(dòng)動(dòng)力學(xué)方程。然后，對(duì)動(dòng)力學(xué)方程中撓性位移模型進(jìn)行簡(jiǎn)化，對(duì)撓性附件進(jìn)行模態(tài)分析，將撓性航天器動(dòng)力學(xué)方程規(guī)范化，形成由歐拉參數(shù)坐標(biāo)和撓性模態(tài)坐標(biāo)混合表示的動(dòng)力學(xué)方程。
　　利用研制成功的航天器模擬試驗(yàn)系統(tǒng)進(jìn)行半物理仿真試驗(yàn)，航天器剛體動(dòng)力學(xué)為數(shù)值仿真部分。撓性太陽(yáng)帆板為物理仿真部分，用來(lái)產(chǎn)生擾動(dòng)力矩。采用古