专利名称：一种模拟航天器上大型推力器的方法及其装置的制作方法
技术领域：
本发明涉及一种仿真验证方法，具体涉及一种模拟航天器上所有大型推力器的技术。
(二)
背景技术：
卫星控制系统全物理仿真是研制卫星过程中特有的一种仿真方法，它利用气浮三轴转台作为运动模拟器，也称气浮台仿真。卫星控制系统全物理仿真采用气浮三轴转台模拟卫星本体作为控制对象，控制系统采用卫星控制系统实物进行仿真。空间飞行器进行全物理仿真时，就要在地面上模拟失重或无阻力等重要的空间环境。
气浮三轴转台是通过压縮空气在气浮轴承与轴承座之间形成气膜使台体浮于空中，从而实现近似无摩擦的相对运动条件，以模拟卫星在外层空间所受干扰力矩很小的力学环境。在地面上可以利用气浮三轴转台模拟刚体卫星的姿态运动。
目前，基于气浮三轴转台的航天器全物理仿真中，受仿真环境与成本的限制，对航天器执行机构的仿真一般只考虑飞轮，很难实现对航天器上所有大型推力器的仿真验证。
(三)
发明内容
本发明的目的是提供一种成本低廉、设计结构简单、准确有效，采用气浮三轴转台上小型推力器的模拟航天器上大型推力器的方法。
本发明的目的是这样实现的将六组推力器分别安装在气浮三轴转台的滚转方向、俯仰方向、偏航方向。测量得到转台的转动惯量以后，根据等效縮比的设计原理，得到等效的转台上需要的控制力矩的大小，控制力矩的指令作用到转台上的小型推力器上，即可实现对航天器在轨飞行时大型推力器工作状态的仿真验证。
本发明包括以下步骤
Sl:测量气浮三轴转台3个方向的转动惯量；
S2:测量并确定转台上安装的小型推力器产生的推力大小；
S3:计算航天器与转台的转动惯量之间的比例系数；
S4:根据等效縮比的设计原理，将航天器上星载计算机产生的大型推力器的控制力矩指令除以S3中的比例系数，即可得到转台上的控制力矩指令；
S5:将S4的控制力矩指令转换成开关指令，控制转台上的小型推力器的喷气阀门，产生对应的控制力矩作用到转台上，使转台按照实际航天器的飞行过程和状态运行，从而实现对航天器上大型推力器的模拟。
本发明的模拟航天器上大型推力器的方法还有这样一些技术特征1、 所述的S1中的3个方向包括滚转方向、俯仰方向、偏航方向；
2、 所述的S4中的转台上的控制力矩指令分别为滚转方向、俯仰方向、偏航方向；
'3、所述的S5中的转台上的小型推力器，分别安装在滚转方向、俯仰方向、偏航方向上-, 4、所述的测量并确定转台上安装的小型推力器产生的推力大小的方法为利用S1中测
得的滚转、俯仰、偏航方向的转动惯量/,、 /z，用尺子测量得到生成滚转、俯仰、偏航
方向力矩的推力器喷气阀门的力臂^、丄y、 A，用转台自带的角速度测量装置测量转台滚转、
俯仰、偏航方向的角速度A、 %，生成滚转、俯仰、偏航力矩的推力器的推力大小分
别 为 /^X(/jA)' + ^x(/义xA))/4 、 &=((/yx ;,)' + x(/yx0v))/^ 、
Fz =((/zx :)' + (yzx(/zx z))/Zz。
本发明的另一目的在于提供一种简单的推力器装置，它包含安装在三轴气浮转台上的小 型推力器，其安装方式如附图l所示，6组推力器安装在三轴气浮转台的四周，推力器组A1/B1 和A2/B2安装在OXY平面内X轴的正方向和负方向上，产生推力形成偏航方向的力矩；推力器 组A3/B3和A4/B4安装在OYZ平面内Y轴的正方向和负方向上，产生推力形成滚转方向的力矩； 推力器组A5/B5和A6/B6安装在OXZ平面内X轴的正方向和负方向上，产生推力形成俯仰方向 的力矩。
当本发明提供的推力器装置作用于火箭时，它包括安装在箭体上用于火箭一、二、三级 姿态控制的8个姿控发动机，其中两个控制俯仰姿态，两个控制偏航姿态，控制俯仰、 偏航姿态的四个姿控发动机额定推力均为3000N，布置成"十字型"；另外四个姿控发 动机成"#字型"布置，控制滚动姿态，每个滚动姿控发动机的额定推力为250N。
本发明是一种利用小型推力器实现对火箭或者卫星等航天器上所有大型推力器的模拟方 法与装置。本发明利用气浮三轴转台模拟航天器本体，控制力矩由若干个安装在气浮三轴转 台上不同方向的小型推力器产生的推力形成。气浮三轴转台工作时，即航天器在轨运行时， 转台上各方向的小型喷嘴产成的推力根据控制指令将航天器机动到目标位置，通过等效縮比 的设计原理，能够实现对真实航天器上大型推力器控制作用的模拟。该方法适用于所有利用 气浮转台模拟航天器在轨运行的情况，能够降低航天器上推力器技术的地面仿真验证的成本。 经查新，有关采用气浮三轴转台上小型推力器模拟航天器上所有大型推力器的方法及装置未 见报道。
本发明提供了一种简单有效的方法，其有益效果有本发明中气浮三轴转台上安装的推 力器成本低(结构简单，器件少，对器件要求不高)。推力器产生的推力最大为0.6N,可模拟航天器上任意大型推力器的工作状态(例如火箭上额定推力为3000N的大型推力器)，转台上每一组推力器(2个喷嘴与气阀)的重量仅为0.25kg，航天器对日定向三轴姿态控制时，姿态指向精度S3。，姿态稳定度^).01。/s。
(四)
图1为本发明中气浮三轴转台上推力器的布局示意图2为本发明具体实施方式
中火箭箭体上实际大型推力器的喷嘴安装位置示意图。
具体实施方式
下面结合附图和具体实施例对本发明作进一歩的说明
本实施例将六组推力器分别安装在气浮三轴转台的滚转方向、俯仰方向、偏航方向。测量得到转台的转动惯量以后，根据等效縮比的设计原理，得到等效的转台上需要的控制力矩的大小，控制力矩的指令作用到转台上的小型推力器上，可实现对航天器在轨飞行时大型推力器工作状态的仿真验证。
结合图1，本发明包含安装在三轴气浮转台上的小型推力器，6组推力器安装在三轴气浮转台的四周，推力器组A1/B1和A2/B2安装在0XY平面内X轴的正方向和负方向上，产生推力形成偏航方向的力矩；推力器组A3/B3和A4/B4安装在OYZ平面内Y轴的正方向和负方向上，产生推力形成滚转方向的力矩；推力器组A5/B5和A6/B6安装在OXZ平面内X轴的正方向和负方向上，产生推力形成俯仰方向的力矩。
以火箭的一、二、三级固体推进过程的仿真验证为实施例对本发明进行说明。
(1)确定火箭和转台的转动惯量与推力器参数
a) 火箭实际参数为i
箭体转动惯量表示为/_fe,，为3x3维变参数；
推力器安装在箭体上的8个姿控发动机，用于火箭一、二、三级的姿态控制。其中两个控制俯仰姿态，两个控制偏航姿态，控制俯仰、偏航姿态的四个姿控发动机额定推力均为3000N，布置成"十字型"；另外四个姿控发动机成"#字型"布置，控制滚动姿态，每个滚动姿控发动机的额定推力为250N。箭体上实际喷嘴安装位置如图2所示。
b) 气浮三轴转台参数为
转台三轴的转动惯量表示为J,。We:
—8.43 —
12.64 Ag.w211.7威e转台上小型推力器的额定推力均为0.6N。
(2) 计算火箭与转台的转动惯量之间的比例系数
1爐t;
(3) 根据等效縮比的设计原理，将火箭上箭载计算机产生的大型推力器的控制力矩指令
;。,,,,,"除以步骤(2)中的比例系数* ，即可得到转台上的控制力矩指令？;。,自,；
(4) 根据控制力矩指令7;。自,控制转台上的小型推力器，产生对应的控制力矩作用到转台
上，使转台按照实际火箭的飞行过程和状态运行，从而实现对火箭上大型推力器的模拟。以上实施例用于说明本发明，但不用来限制本发明的范围。
权利要求
1、一种模拟航天器上大型推力器的方法，其特征在于它包括以下步骤S1测量气浮三轴转台3个方向的转动惯量；S2测量并确定转台上安装的小型推力器产生的推力大小；S3计算航天器与转台的转动惯量之间的比例系数；S4根据等效缩比的设计原理，将航天器上星载计算机产生的大型推力器的控制力矩指令除以步骤S3中的比例系数，即可得到转台上的控制力矩指令；S5根据步骤S4的控制力矩指令控制转台上的小型推力器，产生对应的控制力矩作用到转台上，使转台按照实际航天器的飞行过程和状态运行，从而实现对航天器上大型推力器的模拟。
2、 根据权利要求1所述的一种模拟航天器上大型推力器的方法，其特征在于所述的S1中的 3个方向包括滚转方向、俯仰方向、偏航方向。
3、 根据权利要求2所述的一种模拟航天器上大型推力器的方法，其特征在于所述的S4中的 转台上的控制力矩指令分别为滚转方向、俯仰方向、偏航方向。
4、 根据权利要求3所述的一种模拟航天器上大型推力器的方法，其特征在于所述的测量并确 定转台上安装的小型推力器产生的推力大小的方法为利用S1中测得的滚转、俯仰、偏航方 向的转动惯量4、/z，用尺子测量得到生成滚转、俯仰、偏航方向力矩的推力器喷气阀门的力臂^、 Zy、 Iz，用转台自带的角速度测量装置测量转台滚转、俯仰、偏航方向的角速度％ 、 ^ 、 ％ ，生成滚转、俯仰、偏航力矩的推力器的推力大小分别为Fz=((/;x z)' + ^x(/zXfflz))/Zz。
5、 一种根据权利要求1所述的模拟航天器上大型推力器的方法的推力器装置，其特征在于它 包含安装在三轴气浮转台上的6组小型推力器，6组小型推力器安装在三轴气浮转台的四周， 其中两组小型推力器组安装在OXY平面内X轴的正方向和负方向上，产生推力形成偏航方 向的力矩；两组小型推力器组安装在OYZ平面内Y轴的正方向和负方向上，产生推力形成 滚转方向的力矩；两组小型推力器组安装在OXZ平面内X轴的正方向和负方向上，产生推 力形成俯仰方向的力矩。
6、 根据权利要求5所述的模拟航天器上大型推力器的方法的推力器装置，其特征在于它还包 括安装在火箭箭体上用于火箭一、二、三级姿态控制的8个姿控发动机，其中两个控制俯 仰姿态，两个控制偏航姿态，控制俯仰、偏航姿态的四个姿控发动机额定推力均为3000N，布置成"十字型"；另外四个姿控发动机成"#字型"布置，控制滚动姿态，每叶 滚动姿控发动机的额定推力为250N。
全文摘要
本发明提供了一种模拟航天器上大型推力器的方法及其装置。本发明利用气浮三轴转台模拟航天器本体，控制力矩由若干个安装在气浮三轴转台上不同方向的小型推力器产生的推力形成。气浮三轴转台工作时，即航天器在轨运行时，转台上各方向的小型喷嘴产成的推力根据控制指令将航天器机动到目标位置，通过等效缩比的设计原理，能够实现对真实航天器上大型推力器控制作用的模拟。该方法适用于所有利用气浮转台模拟航天器在轨运行的情况，能够降低航天器上推力器技术的地面仿真验证的成本。
文档编号G09B25/00GK101499220SQ20091007134
公开日2009年8月5日 申请日期2009年1月24日 优先权日2009年1月24日
发明者兰盛昌, 东 叶, 杨正贤, 峰 王, 耿云海, 董晓光, 陈雪芹 申请人:哈尔滨工业大学