航天器模拟试验系统设计与研究

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航天器模拟试验系统的平台为单轴气浮台,通过对该模拟试验系统进行试验,可以展开航天器太阳帆板挠性结构运动模拟及相互耦合影响的研究。本文以实际项目为基础,一方面对航天器模拟试验系统进行了设计,另一方面,以航天器模拟试验系统为平台进行了半物理仿真试验研究。本航天器模拟试验系统主要包括气浮平台、有效载荷、大型天线运动模拟器以及测角、测力系统。在气浮平台设计中利用三个力传感器测量气浮平台反作用力方法,经过折算得到所需力和力矩信息。详细设计了大型天线运动模拟器和有效载荷的结构与控制系统。对测力系统各部分硬件进行设计,主要包括数据采集环节和滤波环节。对测角系统进行了简要介绍。设计控制系统软件,实现上位机、下位机和试验平台的相互通讯。并设计了用户操作界面。依据模拟试验系统的性能指标对测角系统的测角误差进行测试。利用傅立叶分析理论对测角系统的误差进行谐波分析,补偿一、二、三次谐波误差,得到补偿公式,通过软件方式实现误差补偿,最后使得测量结果满足技术指标要求。以带有挠性太阳帆板的航天器为对象,采用基于角动量原理的欧拉法建立姿态动力学模型,包括航天器系统转动动力学方程、附件弹性振动动力学方程。然后,对动力学方程中挠性位移模型进行简化,对挠性附件进行模态分析,将挠性航天器动力学方程规范化,形成由欧拉参数坐标和挠性模态坐标混合表示的动力学方程。利用研制成功的航天器模拟试验系统进行半物理仿真试验,航天器刚体动力学为数值仿真部分。挠性太阳帆板为物理仿真部分,用来产生扰动力矩。采用古典控制方法进行了航天器角度机动试验,并设计了谐振带通滤波器,用以削弱振动影响,同时对滤波前后的仿真结果进行了比较。
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