本发明涉及航天器模拟技术领域，尤其涉及基于气浮台的行星着陆运动模拟系统及方法。
背景技术：
以下对本发明的相关技术背景进行说明，但这些说明并不一定构成本发明的现有技术。
现代航天深空探测任务要求进行行星着陆探测，航天器从环绕轨道进入行星大气直至降落在行星上是一个复杂的运动过程，在这个过程中着陆器需要面对复杂多变的行星环境和突发条件，并且需要进行轨道姿态的调控，着陆是否成功直接关系到探测任务的成败。
航天器一旦发射将难以维修，其特殊的运行环境使其地面仿真试验显得尤为重要。目前对于航天器地面仿真主要分为三类：数学/计算机软件仿真、半物理仿真和全物理仿真。最有效、最有说服力的是航天器地面仿真方法时全物理仿真试验，其核心设备室三轴气浮台。依靠压缩空气在气浮轴承与轴承座之间形成的气膜使模拟台体浮起，从而实现近似无摩擦的相对运动，以模拟卫星等航天器在外层空间所受干扰力矩很小的力学环境。实践证明，基于气浮台的全物理仿真试验能够显著提高飞行器的效费比，降低风险，缩短研发周期，是空间飞行器研制过程中的重要手段和方法。
然而现有技术一般是进行着陆运动导航控制程序的数学仿真，还没有进行全物理仿真的研究报道。
技术实现要素：
本发明的目的在于提出一种能够基于气浮台的行星着陆运动模拟系统及方法，能够实现行星着陆运动的全物理仿真，提高飞行器的效费比，降低风险，缩短研发周期。
根据本发明的基于气浮台的行星着陆运动模拟系统，包括：三自由度气浮支撑子系统、单自由度气浮支撑子系统、运动辅助子系统、气浮系统主平台、推力执行子系统、位姿测量子系统和控制器；其中，
单自由度气浮支撑子系统的上部与气浮系统主平台的下部连接，单自由度气浮支撑子系统的下部设置在三自由度气浮支撑子系统上；单自由度气浮支撑子系统的转轴与轨道平面垂直；
运动辅助子系统包括：初始状态给定施力装置和引力模拟施力装置；初始状态给定施力装置包括设置在三自由度气浮支撑子系统上的抓点组件和能够在轨道平面内自由平动的抓手组件，抓手组件与抓点组件可拆卸地连接；引力模拟施力装置用于模拟航天器与行星之间的引力；
位姿测量子系统设置在气浮系统主平台上，用于获取气浮系统主平台的位姿信息并发送给控制器；
控制器用于：根据预设的运动状态控制抓手组件与抓点组件连接、并在轨道平面内平动；根据接收的位姿信息确定气浮系统主平台的位姿，当气浮系统主平台的位姿达到预设的初始位置时，控制抓点组件与抓手组件断开连接；根据接收的位姿信息调整引力模拟施力装置与气浮系统主平台之间的引力；根据接收的位姿信息生成推力控制指令并发送给推力执行子系统；
推力执行子系统设置在气浮系统主平台上，用于根据接收的推力控制指令控制气浮系统主平台的运动状态。
优选地，抓手组件包括：初始状态驱动部件和两个抓手；
初始状态驱动部件设置在轨道平面内，能够在控制器的控制下在轨道平面内平动；
抓手设置在初始状态驱动部件上；两个抓手闭合时，抓手组件与抓点组件连接；两个抓手分开时，抓手组件与抓点组件断开连接。
优选地，抓手为气动抓手。
优选地，初始状态驱动部件与引力模拟施力装置联动设置。
优选地，引力模拟施力装置包括：磁性组件和线圈组件；磁性组件和线圈组件中的一个设置在气浮系统主平台上，另一个设置在初始状态驱动部件上。
优选地，磁性组件设置在气浮系统主平台上，包括开口朝向气浮系统主平台外侧的U形磁铁；线圈组件包括线圈和引力驱动部件，引力驱动部件设置在初始状态驱动部件上，线圈的一端设置在引力驱动部件上，另一端深入U形磁铁的凹腔内。
优选地，位姿测量子系统包括：激光跟踪仪、以及设置在气浮系统主平台上的智能测头、加速度计和陀螺仪。
优选地，推力执行子系统包括：设置在气浮系统主平台上的减压稳压及电磁阀组件、喷嘴、高压气瓶组和控制线路盒。
优选地，轨道平面为大理石板，三自由度气浮支撑子系统通过三个气足设置在大理石板上。
根据本发明的另一方面，提供采用上述系统的行星着陆运动模拟方法，包括如下步骤：
接收外部输入的操作指令后，利用推力执行子系统控制气浮系统主平台的运动姿态，利用位姿测量子系统获取气浮系统主平台的位姿信息；
通过引力模拟施力装置模拟航天器与行星之间的引力，根据位姿信息调整引力模拟施力装置与气浮系统主平台之间的引力；
利用初始状态给定施力装置驱动三自由度气浮支撑子系统在轨道平面上按照预设的运动状态平动，当气浮系统主平台的位姿达到预设的初始位置时，使初始状态给定施力装置的抓点组件与抓手组件断开连接。
本发明采用包括三自由度气浮支撑子系统、单自由度气浮支撑子系统、气浮系统主平台和推力执行子系统模拟航天器在空间的运动，采用初始状态给定施力装置驱动航天器达到初始运动状态，采用引力模拟施力装置模拟航天器与行星之间的引力。根据本发明的行星着陆运动模拟系统和方法能够模拟复杂的深空环境，对于深空探测、行星着陆研究等具有重要的意义。
附图说明
通过以下参照附图而提供的具体实施方式部分，本发明的特征和优点将变得更加容易理解，在附图中：
图1是示出根据本发明的行星着陆运动模拟系统的示意图。
具体实施方式
下面参照附图对本发明的示例性实施方式进行详细描述。对示例性实施方式的描述仅仅是出于示范目的，而绝不是对本发明及其应用或用法的限制。
参见图1，本发明的基于气浮台的行星着陆运动模拟系统包括：三自由度气浮支撑子系统2、单自由度气浮支撑子系统3、运动辅助子系统、气浮系统主平台4、推力执行子系统、位姿测量子系统和控制器13。
单自由度气浮支撑子系统3的上部与气浮系统主平台4的下部连接，例如单自由度气浮支撑子系统3的上部轴承座通过机械接口与气浮系统主平台4的下部连接；单自由度气浮支撑子系统3的下部设置在三自由度气浮支撑子系统2上；单自由度气浮支撑子系统3的转轴与轨道平面垂直。为了防止由于轨道平面不平整导致的模拟失真，可以采用大理石板1作为轨道平面。三自由度气浮支撑子系统3通过三个气足20设置在大理石板上1。三自由度气浮支撑子系统3上可以设置平台气瓶组6，用于驱动三自由度气浮支撑子系统3和三自由度气浮支撑子系统2转动，以模拟航天器的姿态机动和控制。
位姿测量子系统设置在气浮系统主平台4上，用于获取气浮系统主平台4的位姿信息并发送给控制器13。控制器13根据接收的位姿信息生成推力控制指令并发送给设置在气浮系统主平台4上的推力执行子系统。推力执行子系统根据接收的推力控制指令控制气浮系统主平台4的运动状态，从而控制航天模拟器的运动轨迹和姿态。在图1示出的实施例中，位姿测量子系统包括：激光跟踪仪14、以及设置在气浮系统主平台上的智能测头15、加速度计12和陀螺仪11。
推力执行子系统可以模拟变轨时大推力发动机的大推力冷气推力器和起姿轨控制作用的小推力冷气推力器。在图1示出的实施例中，推力执行子系统包括：设置在气浮系统主平台4上的减压稳压及电磁阀组件7、喷嘴8、高压气瓶组9和控制线路盒10。高压气瓶组9中的高压净化氮气经减压稳压及电磁阀组件7中的减压阀稳压阀组件减压、稳压后，在减压稳压及电磁阀组件7中的电磁阀的控制下由喷嘴8喷出，产生的反作用力矩作用在气浮系统主平台4上，推动气浮系统主平台4运动。位姿测量子系统可以通过无线通信组件将获取的位姿信息传给控制器13，安装在气浮系统主平台4上的控制线路盒10接收控制器13的姿轨控制指令后对气浮系统主平台4上的推力执行子系统发送指令进行喷气，从而控制和航天模拟器的运动轨迹和姿态。当然，位姿测量子系统也可以直接将获取的位姿信息传给控制线路盒10，由控制线路盒10根据预设的程序计算姿轨控制指令，并基于计算出的姿轨控制指令控制对气浮系统主平台4上的推力执行子系统发送指令进行喷气，从而控制和航天模拟器的运动轨迹和姿态。
运动辅助系统包括：初始状态给定施力装置和引力模拟施力装置。引力模拟施力装置用于模拟航天器与行星之间的引力。初始状态给定施力装置包括设置在三自由度气浮支撑子系统2上的抓点组件16和能够在轨道平面内自由平动的抓手组件17，抓手组件17与抓点组件16可拆卸地连接。
控制器13根据预设的运动状态控制抓手组件17与抓点组件16连接、并在轨道平面内平动；根据接收的位姿信息确定气浮系统主平台4的位姿，当气浮系统主平台4的位姿达到预设的初始位置时，控制抓点组件16与抓手组件17断开连接。抓手组件17与抓点组件16连接时，初始状态给定施力装置在地面控制台的控制指令作用下带着运动航天模拟器按照给定的运动状态运动，抓手组件17与抓点组件16断开连接时，初始状态给定施力装置瞬间松开航天模拟器，航天模拟器在引力模拟施力装置的引力作用下在轨道平面内平动，达到初始状态给定的效果。
为了尽量提高比冲，在本发明的一些实施例中，三自由度气浮支撑子系统2、和/或单自由度气浮支撑子系统3、和/或推力执行子系统中的喷嘴可以采用收缩形喷嘴。进一步优选地，按照如下公式1确定收缩形喷嘴出口的质量流量，不仅能够提高比冲，还能够提高对气浮系统主平台4的支撑稳定性。
β＝ln(1+γ) 公式2
式中，Qm为收缩形喷嘴出口的质量流量，单位为：g/s；Ps为气体喷出前压强，单位为Pa；P为收缩形喷嘴出口横截面的压强，单位为Pa；Se为收缩形喷嘴出口横截面面积，单位为mm2；γ为气体比热比，单位为J/(kg·℃)；Ts为气体温度，单位为℃；R为气体常数，单位为J/(mol·℃)；β为修正系数，无单位量刚。
通常情况下，β的取值为γ。但是这种取值范围计算得到的收缩形喷嘴出口的质量流量对气浮系统主平台4的支撑稳定性较差，气浮系统主平台4容易在垂直轨道平面的方向上上下震动，降低全真物理仿真模拟的准确性。为了解决这个问题，本发明经长期研究将β的取值设置为ln(1+γ)。通过这种取值设置，能够显著提高三自由度气浮支撑子系统2对气浮系统主平台4的支撑稳定性。
行星的引力对航天器运动轨迹的影响比较大，其重力场模型非常复杂，引力的大小和方向也都是变化的。本发明采用引力模拟施力装置模拟航天器与行星之间的引力，控制器13根据接收的位姿信息调整引力模拟施力装置与气浮系统主平台4之间的引力。在变轨时，航天模拟器在推力执行子系统的大推力以及引力模拟施力装置的引力作用下，由椭圆轨道进入双曲线轨道，从而真实地模拟轨控的实际过程，实现对行星着陆运动的全真物理模拟。
初始状态给定施力装置作用在三自由度气浮支撑子系统2上，引力模拟施力装置作用在气浮系统主平台4上，这样气浮系统主平台4除了受到引力模拟施力装置的引力作用外，不受到初始状态给定施力装置的束缚，能够实现在轨道平面内的平动及绕垂直于轨道平面的Z轴转动，模拟在轨运行及着陆过程。也就说通过单自由度气浮系统3可以保证运动辅助机构不影响整个气浮系统主平台4的运动自由度。
在本发明的一些实施例中，抓手组件17包括：初始状态驱动部件(图中未示出)和两个抓手(图中未示出)。初始状态驱动部件设置在轨道平面内，能够在控制器的控制下在轨道平面内平动；抓手设置在初始状态驱动部件上，两个抓手闭合时，抓手组件17与抓点组件16连接，两个抓手分开时，抓手组件17与抓点组件16断开连接。本领域技术人员应当理解，抓手与抓点组件16的具体结构及连接方式不影响本发明技术方案的实施，只要抓手与抓点组件16抓手能够实现可拆卸式连接即可，例如抓手可以采用气动抓手。
在初始状态给定过程中，气浮系统主平台4的位姿信息不断发生变化.此外，由于行星对航天器的引力大小和方向不断变化，因此引力模拟施力装置的引力大小也不断变化。气浮系统主平台4下一时刻的姿态信息是根据当前姿态信息以及预设的控制算法计算得出的，为了尽量减少控制算法的计算量，并提高姿态控制的准确性，可以将初始状态驱动部件与引力模拟施力装置联动设置。在图1的实施例中，初始状态驱动部件与引力模拟施力装置通过机械横梁5联动设置。
在本发明的一些实施例中，引力模拟施力装置包括：磁性组件和线圈组件。通过磁性组件和线圈组件模拟行星对航天器的引力，结构简单、便于控制、成本低。磁性组件和线圈组件中的一个可以设置在气浮系统主平台上，另一个可以设置在初始状态驱动部件上。例如，磁性组件设置在气浮系统主平台上，包括开口朝向气浮系统主平台外侧的U形磁铁19；线圈组件包括线圈18和引力驱动部件，引力驱动部件设置在初始状态驱动部件上，线圈18的一端设置在引力驱动部件上，另一端深入U形磁铁19的凹腔内。通过改变线圈18中的流通电流、或者调整线圈18与U形磁铁19之间的相对位置，均可改变引力模拟施力装置对气浮系统主平台4的引力大小和方向。
本发明还提供了采用上述行星着陆运动模拟系统的行星着陆运动模拟方法，包括如下步骤：
接收外部输入的操作指令后，利用推力执行子系统控制气浮系统主平台的运动姿态，利用位姿测量子系统获取气浮系统主平台的位姿信息；
通过引力模拟施力装置模拟航天器与行星之间的引力，根据位姿信息调整引力模拟施力装置与气浮系统主平台之间的引力；
利用初始状态给定施力装置驱动三自由度气浮支撑子系统在轨道平面上按照预设的运动状态平动，当气浮系统主平台的位姿达到预设的初始位置时，使初始状态给定施力装置的抓点组件与抓手组件断开连接。
与现有技术相比，本发明的行星着陆运动模拟系统和方法能够模拟复杂的深空环境，实现行星着陆运动的全物理仿真，提高飞行器的效费比，降低风险，缩短研发周期，对于深空探测、行星着陆研究等具有重要的意义。
虽然参照示例性实施方式对本发明进行了描述，但是应当理解，本发明并不局限于文中详细描述和示出的具体实施方式，在不偏离权利要求书所限定的范围的情况下，本领域技术人员可以对所述示例性实施方式做出各种改变。