双五自由度气浮主从非接触式双超卫星地面原理验证系统的制作方法

本发明涉及一种双五自由度气浮主从非接触式双超卫星地面原理验证系统。

背景技术：

主从非接触内含式“双超”卫星平台打破传统卫星载荷舱与平台舱固连设计思路，采用“动静隔离非接触、主从解耦高精度”的全新设计方法，使得载荷指向与稳定度不再依靠平台控制系统实现，通过平台舱与载荷舱动静隔离，从物理上隔离平台舱的微振动干扰，可从根本上解决载荷指向精度与稳定度难以大幅提升的重大难题。

与目前传统方法相比，主从非接触式“双超”卫星平台具有以下特点：1)“双超”性能：主从非接触式“双超”卫星平台以空间上动静隔离，控制上主从协同的全新思想和方法，采用完全位姿解耦构型和滑模层控制思想，利用高精度、高带宽非接触磁浮机构，实现卫星姿态指向精度优于5×10^-4度、姿态稳定度优于5×10^-6度/秒的超高精度，彻底解决“双超”技术瓶颈，实现了载荷姿态的完全可测可控。2)全频带隔振：主从非接触式“双超”卫星平台两舱通过磁浮机构非接触连接，实现动静隔离，直接隔断平台舱活动和挠性部件向载荷舱的微振动传递，有效保障载荷的超精超稳工作状态，从而达到全频带隔振的效果，极大降低了对控制系统产品的带宽需求。3)隔离平台热变形：相比传统固连设计，主从式非接触“双超”卫星平台两舱空间隔离，有效避免了平台热变形对载荷指向的影响。此外，“双超”卫星还具有简单易行、安全可靠、冗余度高、质量小功耗低等优点。

“双超”卫星是一个全新的设计理念，需要通过地面试验验证其设计原理的可行性。与目前传统方法相比，双五自由度气浮主从非接触式“双超”卫星地面原理验证方法具有以下特点：1)符合“动静隔离非接触，主从协同高精度”的“双超”卫星设计理念；2)控制通道更多，通过五自由度的载荷舱主动气浮、五自由度的平台舱主动气浮，通过磁浮机构实现动静隔离非接触；载荷舱为主，平台舱跟随载荷舱从动控制，实现在三维转动、两维平动方向上的主从协同高精度控制；3)采用气浮方式模拟空间失重环境技术成熟可靠，容易实现。

技术实现要素：

本发明的目的在于提供一种双五自由度气浮主从非接触式双超卫星地面原理验证系统，采用气浮方式模拟空间失重环境，可以应用于内含式的两个非接触的舱体分别气浮，在地面上验证主从非接触内含式“双超”卫星所采用“动静隔离非接触、主从解耦高精度”的全新设计方法的可行性以及在三维转动和两维平动方向上姿态控制性能评估。主从非接触内含式“双超”卫星平台可实现载荷指向精度、稳定度分别高达10^-4度、10^-6度/秒的“双超”控制，可应用于高分遥感、高精度编队、高性能激光通信、深空探测等领域。

本发明的目的通过以下技术方案来实现：一种双五自由度气浮主从非接触式双超卫星地面原理验证系统，包括一中间镂空式平台舱五自由度气浮台和一载荷舱五自由度气浮台，载荷舱五自由度气浮台内嵌于中间镂空式平台舱五自由度气浮台内，且通过非接触磁浮机构5实现动静隔离，实现两舱在X、Y、Z轴方向上的小角度姿态转动，以及X轴和Y轴方向上的平动，可验证除重力方向上的其他五个方向上的“双超”卫星设计原理以及评估姿态控制潜力，还包括一高精度姿态控制系统，高精度姿态控制系统包括载荷姿态控制回路100和两舱相对位置控制回路200和相对姿态控制回路300。

其中，所述载荷姿态控制回路100包括载荷指令101、载荷控制单元102、载荷姿态控制算法103、磁浮机构104、载荷舱105和星敏感器-陀螺；两舱相对位置控制回路200包括相对位置操作指令201、相对位置控制单元202；相对姿态控制回路300包括相对姿态控制算法302、外部执行机构303、相对位置传感器305。

其中，平台舱五自由度气浮台和载荷舱五自由度气浮台之间的动静隔离利用但不限于电磁力或静电力方式实现。

其中，平台舱五自由度气浮台包括平台舱和五自由度主动气浮系统，载荷舱五自由度气浮台包括载荷舱和五自由度主动气浮系统，五自由度主动气浮系统的主要任务是通过平台舱内的储气瓶经气浮轴承喷气将整个舱段浮起，同时产生X、Y方向两个平动自由度、绕X、Y、Z三个方向的转动，用于验证失重条件下载荷舱和平台舱三位转动和两维平动的控制，系统包括气瓶、控制阀、平面轴承、气浮球轴承和轴承座，依靠压缩气体在气浮球轴承与轴承座之间形成的气膜，使舱体浮起，从而实现近似无摩擦的相对运动条件，以模拟舱体在外层空间所受干扰力矩很小的力学环境，两舱的两维平动通过采用四个或多个平面轴承将舱体浮起。具体的，

气浮球轴承可实现失重状态下的三维旋转模拟。工作时，有压气体经球面气浮轴承球窝上的节流口排出，在球窝与球头之间形成气膜，浮起球头及平台。将平台的质心调节到与球面气浮轴承的球心近似重合，则当平台绕球面气浮轴承球心做姿态旋转运动时，球面气浮轴承的反作用力与平台重力相抵消从而可以模拟太空中微重力环境，又因为同样形成了气体润滑，平台做姿态旋转运动时也处于微摩擦状态。

气浮台平动部分的关键部件是平面气浮轴承，气源气体经过气浮轴承与平台之间形成气垫，产生的反作用力使整个试验台悬浮起来，达到对失重和无摩擦状态模拟的目的。

其中，所述载荷舱上安装有但不限于有效载荷3、光纤陀螺9、星敏感器、激光角位置传感器18、磁浮机构定子5b和载荷舱控制单元8，载荷舱通过五自由度主动气浮在光滑的大理石平台上，实现二维平动，并通过球面轴承实现三维转动；平台舱安装但不限于太阳帆板10及其驱动机构、飞轮6、推力器14、贮箱4、天线、磁浮机构动子5a，平台舱通过五自由度主动气浮在光滑的大理石平台上，实现二维平动，并通过球面轴承实现三维转动。

其中，所述载荷舱姿态控制回路通过激光角位置传感器、光纤陀螺等姿态敏感器提供载荷舱的X、Y、Z轴方向上姿态信息，并反馈给载荷舱姿态控制单元，载荷舱姿态控制单元产生动作指令，驱动非接触磁浮机构产生控制力矩，使载荷舱在X、Y、Z轴方向上达到预期的姿态指向精度和稳定度。

其中，所述相对姿态控制回路通过非接触磁浮机构上的测量装置检测两舱X、Y、Z轴方向上相对姿态信息并反馈给平台舱的控制单元，平台舱的控制单元解算出控制指令并驱动飞轮、喷气推力器等产生控制力矩，使平台舱的姿态实时跟踪载荷舱。

其中，所述两舱相对位置控制回路通过非接触磁浮机构上的测量装置检测两舱在X轴和Y轴方向上的相对位置信息并反馈给平台舱的控制单元，平台舱的控制单元解算出控制指令并驱动非接触磁浮机构使其产生控制力，使平台舱的位置相对载荷舱在X轴和Y轴方向上保持在期望的阈值内。

地面原理验证系统根据功能可分为“双超”卫星控制原理样机和地面配套设备两部分，“双超”卫星控制原理样机包括结构、数管、测控、总体电路、控制、推进、质量特性调整、主动气浮等8个分系统。地面配套设备包括地面综合监控、厂房配套设备等2个分系统。

原理样机结构由服务平台2和有效载荷舱1两部分组成。结构系统采用的主要部件有蜂窝夹层板、支架、太阳帆板10等。

数管分系统由数管计算机和数管分系统软件组成。数管计算机硬件由无风扇工控机8和11及其相应的I/O板卡共同组成，实现与各单机、分系统之间的数据通路。数管分系统软件基于xPC实时操作系统开发，实现原理样机数据信息的收集、管理与分发功能。

测控分系统由测控计算机和测控分系统软件组成。测控计算机由无风扇工控机8和11及角位置信息采集卡、无线通信设备组成。测控分系统软件基于xPC实时操作系统开发，实现角位置信息上传、数管分系统和地面综合监控子系统信息数据转发功能。

总体电路分系统由28V、24V、12V和5V放电调节器、锂离子蓄电池组、电池充放电控制器、配电器和低频电缆网等组成，主要负责给试验用测控设备和台上参试各分系统单机供配电，以及单机、部件之间的电气连接。

姿控分系统主要对“双超”卫星原理样机载荷舱的超精超稳控制、平台舱的从动控制和两舱协同解耦控制进行原理性验证，并考察原理样机初始解锁防碰撞模式、稳定“双超”模式和机动模式的姿控功能与性能。其中载荷舱配置光纤陀螺9、距离测量装置15、激光角位置模拟器18等测量元件，磁浮机构5等执行元件，平台舱配置陀螺7等测量元件，飞轮6、喷气14等执行机构。

推进分系统协助完成初始平衡姿态的建立，为飞轮6的动量卸载提供力矩，同时防止两舱碰撞，为两舱水平运动控制提供推力，模拟两舱轨道控制。

地面试验原理性验证时，首先需要对“双超”卫星原理样机进行质量特性调整，使其水平方向质心调节精度达0.1gf·cm，具体实施过程分为质心预调节、手动粗调平和自动精调平。其中手动粗调平利用不同规格的标准质量块，自动精调平采用测量精度高达1μm的高精度定位台实现。

主动气浮分系统即上述中间镂空式平台舱五自由度气浮台和一载荷舱五自由度气浮台，包络平面气浮17、球面气浮12，以及相应的支撑13和16。

与现有技术相比，本发明具有以下有益效果：

采用气浮方式模拟空间失重环境，可以应用于内含式的两个非接触的舱体分别气浮，在地面上验证主从非接触内含式“双超”卫星所采用“动静隔离非接触、主从解耦高精度”的全新设计方法的可行性以及在三维转动和两维平动方向上姿态控制性能评估。主从非接触内含式“双超”卫星平台可实现载荷指向精度、稳定度分别高达10^-4度、10^-6度/秒的“双超”控制，可应用于高分遥感、高精度编队、高性能激光通信、深空探测等领域。

附图说明

图1为主从非接触内含式“双超”卫星构型示意图。

图2为主从非接触内含式“双超”卫星高精度姿态控制框图。

图3为球窝及球面气浮轴承结构原理图。

图4为双五自由度气浮主从非接触内含式“双超”卫星地面原理验证系统示意图。

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，还可以做出若干变形和改进。这些都属于本发明的保护范围。

如图1-图2和图4所示，一种双五自由度气浮主从非接触式双超卫星地面原理验证系统，包括一中间镂空式平台舱五自由度气浮台和一载荷舱五自由度气浮台，载荷舱五自由度气浮台内嵌于中间镂空式平台舱五自由度气浮台内，且通过非接触磁浮机构5实现动静隔离，实现两舱在X、Y、Z轴方向上的小角度姿态转动，以及X轴和Y轴方向上的平动，可验证除重力方向上的其他五个方向上的“双超”卫星设计原理以及评估姿态控制潜力，还包括一高精度姿态控制系统，高精度姿态控制系统包括载荷姿态控制回路100和两舱相对位置控制回路200和相对姿态控制回路300。

所述载荷姿态控制回路100包括载荷指令101、载荷控制单元102、载荷姿态控制算法103、磁浮机构104、载荷舱105和星敏感器-陀螺；两舱相对位置控制回路200包括相对位置操作指令201、相对位置控制单元202；相对姿态控制回路300包括相对姿态控制算法302、外部执行机构303、相对位置传感器305。

平台舱五自由度气浮台和载荷舱五自由度气浮台之间的动静隔离利用但不限于电磁力或静电力方式实现。

平台舱五自由度气浮台包括平台舱和五自由度主动气浮系统，载荷舱五自由度气浮台包括载荷舱和五自由度主动气浮系统，五自由度主动气浮系统的主要任务是通过平台舱内的储气瓶经气浮轴承喷气将整个舱段浮起，同时产生X、Y方向两个平动自由度、绕X、Y、Z三个方向的转动，用于验证失重条件下载荷舱和平台舱三位转动和两维平动的控制，系统包括气瓶、控制阀、平面轴承、气浮球轴承和轴承座，依靠压缩气体在气浮球轴承与轴承座之间形成的气膜，使舱体浮起，从而实现近似无摩擦的相对运动条件，以模拟舱体在外层空间所受干扰力矩很小的力学环境，两舱的两维平动通过采用四个或多个平面轴承将舱体浮起。具体的，

气浮球轴承可实现失重状态下的三维旋转模拟。工作时，有压气体经球面气浮轴承球窝上的节流口排出，在球窝与球头之间形成气膜，浮起球头及平台。将平台的质心调节到与球面气浮轴承的球心近似重合，则当平台绕球面气浮轴承球心做姿态旋转运动时，球面气浮轴承的反作用力与平台重力相抵消从而可以模拟太空中微重力环境，又因为同样形成了气体润滑，平台做姿态旋转运动时也处于微摩擦状态，球窝及球面气浮轴承结构原理图如图3所示。

气浮台平动部分的关键部件是平面气浮轴承，气源气体经过气浮轴承与平台之间形成气垫，产生的反作用力使整个试验台悬浮起来，达到对失重和无摩擦状态模拟的目的。

所述载荷舱上安装有但不限于有效载荷3、光纤陀螺9、星敏感器、激光角位置传感器18、磁浮机构定子5b和载荷舱控制单元8，载荷舱通过五自由度主动气浮在光滑的大理石平台上，实现二维平动，并通过球面轴承实现三维转动；平台舱安装但不限于太阳帆板10及其驱动机构、飞轮6、推力器14、贮箱4、天线、磁浮机构动子5a、太阳电池阵等挠性附件和平台舱姿态控制单元11，平台舱通过五自由度主动气浮在光滑的大理石平台上，实现二维平动，并通过球面轴承实现三维转动。

所述载荷舱姿态控制回路通过激光角位置传感器、光纤陀螺7等姿态敏感器提供载荷舱1的姿态角、姿态角速度等信息，并反馈至载荷舱姿态控制单元8，8根据载荷舱姿态信息产生相应动作指令，通入磁浮机构线圈相应的电流值，驱动磁浮机构5产生控制力矩，控制载荷舱1达到预期的姿态指向精度和稳定度。

所述相对姿态控制回路通过磁浮机构5上的距离测量装置检测两舱相对位置和相对速度，解算两舱相对姿态角和相对姿态角速度信息，反馈至平台舱的控制单元11，11根据两舱相对姿态信息解算出姿态控制指令并驱动外部执行机构7、4等产生姿态控制力矩，控制平台舱2的姿态在预定的精度内跟随载荷舱1的运动。

所述两舱相对位置控制回路:磁浮机构5上的距离测量装置15检测两舱相对位置和相对速度信息，并反馈给平台舱的控制单元11，11解算出位置控制指令并驱动磁浮机构5使其产生位置控制力，控制平台舱2与载荷舱1的相对位置保持在预期的阈值内

平台舱2相对位置控制回路：磁浮机构5上的距离测量装置15检测两舱相对位置和相对速度信息，并反馈给平台舱的控制单元11，11解算出位置控制指令并驱动磁浮机构5使其产生位置控制力，控制平台舱2与载荷舱1的相对位置保持在预期的阈值内。

本具体实施将平台舱五自由度气浮台和载荷舱五自由度气浮台置于大理石平台上，载荷舱五自由度气浮台置于平台舱五自由度气浮台，分别实现平台舱和载荷舱的三维转动和两维平动的控制，控制上采用载荷舱为主，平台舱跟踪载荷舱从动控制以及两舱相对位置控制保证两舱不相碰撞且不分离过远，从而达到从两舱三维转动、两维平动这五个自由度验证。

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形或修改，这并不影响本发明的实质内容。