一種航天器自主交會(huì)控制系統(tǒng)地面仿真試驗(yàn)方法
【專利摘要】一種航天器自主交會(huì)控制系統(tǒng)地面仿真試驗(yàn)方法，屬于航天控制地面仿真領(lǐng)域。步驟為：1)按照驗(yàn)證對象任務(wù)參數(shù)及地面試驗(yàn)系統(tǒng)參數(shù)關(guān)系確定基本量綱對應(yīng)物理量的相似比系數(shù)；2)根據(jù)相似比系數(shù)在計(jì)算機(jī)仿真中分別建立目標(biāo)模擬器和追蹤模擬器運(yùn)動(dòng)的動(dòng)力學(xué)方程；3)將模擬器動(dòng)力學(xué)方程、模擬器(含控制)、運(yùn)動(dòng)測量敏感器以及自主交會(huì)控制器相連搭建形成地面試驗(yàn)閉環(huán)系統(tǒng)；4)控制模擬器跟蹤計(jì)算機(jī)中動(dòng)力學(xué)方程解算出的運(yùn)動(dòng)軌跡，在地面試驗(yàn)室再現(xiàn)航天器自主交會(huì)運(yùn)動(dòng)過程。本發(fā)明的試驗(yàn)方法為自主交會(huì)控制半物理仿真試驗(yàn)奠定了理論基礎(chǔ)，可在地面同時(shí)反映出模擬器和追蹤航天器的絕對與相對運(yùn)動(dòng)特征，可驗(yàn)證全方向自主交會(huì)控制任務(wù)。
【專利說明】
一種航天器自主交會(huì)控制系統(tǒng)地面仿真試驗(yàn)方法
技術(shù)領(lǐng)域
[0001] 本發(fā)明屬于航天控制地面仿真領(lǐng)域，具體涉及一種用于航天器自主交會(huì)控制系統(tǒng) 地面驗(yàn)證的仿真試驗(yàn)方法。
【背景技術(shù)】
[0002] 航天器自主交會(huì)技術(shù)是一項(xiàng)非常復(fù)雜的空間技術(shù)，需要具有高可靠性和高精度， 對航天器控制系統(tǒng)提出了嚴(yán)格的性能要求，為此，科研人員提出了各種創(chuàng)新性控制技術(shù)以 更加可靠地完成空間自主交會(huì)任務(wù)。然而在新的技術(shù)應(yīng)用于真實(shí)空間任務(wù)之前，為了降低 任務(wù)風(fēng)險(xiǎn)，順利完成航天任務(wù)，必須在地面進(jìn)行充分的實(shí)驗(yàn)，國內(nèi)外各航天機(jī)構(gòu)都非常重視 航天器在地面的仿真試驗(yàn)。
[0003] 在航天器地面仿真試驗(yàn)過程中，常用的一種手段是半物理仿真方法。半物理仿真 是指針對仿真研究內(nèi)容，將被仿真對象系統(tǒng)的一部分以實(shí)物(或物理模型)方式引入仿真回 路;被仿真對象系統(tǒng)的其余部分以數(shù)學(xué)模型描述，并把它轉(zhuǎn)化為仿真計(jì)算模型。特別適用于 對分系統(tǒng)進(jìn)行驗(yàn)收和分系統(tǒng)模型效驗(yàn)。因此在開展航天器交會(huì)控制系統(tǒng)地面仿真試驗(yàn)時(shí)， 通常采用的就是半物理仿真方法，本發(fā)明所提出的一種航天器自主交會(huì)控制系統(tǒng)地面仿真 試驗(yàn)方法就是應(yīng)用于地面半物理仿真系統(tǒng)。
[0004] 在航天器交會(huì)任務(wù)過程中，目標(biāo)航天器與追蹤航天器都具有高速的軌道運(yùn)動(dòng)特 性，同時(shí)追蹤航天器相對于目標(biāo)航天器的相對運(yùn)動(dòng)速度與航天器本身的絕對運(yùn)動(dòng)速度相比 具有很小的數(shù)量級(jí)。目前，在可查閱的文獻(xiàn)中可以發(fā)現(xiàn)，地面仿真試驗(yàn)都是忽略航天器的絕 對軌道運(yùn)動(dòng)，假設(shè)目標(biāo)航天器位置固定，只考慮追蹤航天器近距離接近目標(biāo)航天器的相對 運(yùn)動(dòng)，如中國發(fā)明專利申請?zhí)枺?00910243276.1，專利名稱《人控交會(huì)對接半物理仿真試驗(yàn) 系統(tǒng)》，該發(fā)明就是將目標(biāo)模擬器固定于地面一點(diǎn)；中國發(fā)明專利申請?zhí)?201310547320.4， 專利名稱《空間飛行器交會(huì)對接多自由度半物理仿真方法及其裝置》，該發(fā)明目標(biāo)模擬器雖 然設(shè)計(jì)有六個(gè)自由度，即可以完成軌道運(yùn)動(dòng)，但從發(fā)明中裝置及方法來看，目標(biāo)模擬器的運(yùn) 動(dòng)方式與空間真實(shí)軌道運(yùn)動(dòng)狀態(tài)不具有相似性，與目標(biāo)模擬器位置固定沒有本質(zhì)區(qū)別，與 本發(fā)明方法不相同。對于驗(yàn)證自主交會(huì)技術(shù)，目標(biāo)位置固定不動(dòng)或無規(guī)則運(yùn)動(dòng)都與真實(shí)空 間過程差異較大，會(huì)導(dǎo)致地面仿真驗(yàn)證結(jié)果的可信度降低，為了提高仿真試驗(yàn)的可行度，需 要在地面同時(shí)再現(xiàn)出航天器的絕對運(yùn)動(dòng)與相對運(yùn)動(dòng)過程。因此，本發(fā)明針對這樣一種仿真 試驗(yàn)需求，提出一種航天器自主交會(huì)控制系統(tǒng)地面仿真試驗(yàn)方法，可在地面同時(shí)反映出模 擬器和追蹤航天器的絕對與相對運(yùn)動(dòng)特征，可驗(yàn)證全方向自主交會(huì)控制任務(wù)。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0005] 本發(fā)明的技術(shù)解決問題是：克服現(xiàn)有技術(shù)的不足，提供了一種航天器自主交會(huì)控 制系統(tǒng)地面仿真試驗(yàn)方法，運(yùn)用動(dòng)力學(xué)計(jì)算與運(yùn)動(dòng)學(xué)等效的半物理仿真思想，基于相似理 論原理，可實(shí)現(xiàn)在地面仿真航天器空間交會(huì)過程中的絕對運(yùn)動(dòng)過程和相對運(yùn)動(dòng)過程，提高 地面仿真試驗(yàn)的可行度。
[0006] 本發(fā)明的技術(shù)解決方案是：一種航天器自主交會(huì)控制系統(tǒng)地面仿真試驗(yàn)方法，步 驟如下：
[0007] (1)按照驗(yàn)證對象任務(wù)參數(shù)及地面試驗(yàn)系統(tǒng)參數(shù)關(guān)系確定基本量綱對應(yīng)物理量的 相似比系數(shù)；
[0008] (2)根據(jù)相似比系數(shù)在計(jì)算機(jī)仿真中分別建立目標(biāo)模擬器和追蹤模擬器運(yùn)動(dòng)的動(dòng) 力學(xué)方程；
[0009] (3)將模擬器動(dòng)力學(xué)方程、模擬器(含控制）、運(yùn)動(dòng)測量敏感器以及自主交會(huì)控制器 相連搭建形成地面試驗(yàn)閉環(huán)系統(tǒng)；
[0010] (4)控制模擬器跟蹤計(jì)算機(jī)中動(dòng)力學(xué)方程解算出的運(yùn)動(dòng)軌跡，在地面試驗(yàn)室再現(xiàn) 航天器自主交會(huì)運(yùn)動(dòng)過程；
[0011] 所述步驟⑴中
[0012] 驗(yàn)證對象任務(wù)參數(shù)包括：目標(biāo)航天器運(yùn)行軌道半長軸a，追蹤航天器相對目標(biāo)航天 器初始相對距離d，自主交會(huì)任務(wù)完成所需時(shí)間t 1;
[0013] 地面試驗(yàn)系統(tǒng)參數(shù)包括:地面正方形試驗(yàn)場地邊長1，地面允許試驗(yàn)最大時(shí)長t2;
[0014] 基本量綱對應(yīng)物理量包括:地心慣性軌道坐標(biāo)系（坐標(biāo)原點(diǎn)在地心，指向近地點(diǎn)方 向?yàn)閄軸，垂直于軌道平面指向北極方向?yàn)閆軸，Y軸與X、Z構(gòu)成右手坐標(biāo)系）的長度量綱Li， Hill坐標(biāo)系（坐標(biāo)原點(diǎn)在目標(biāo)航天器質(zhì)心，XY平面為目標(biāo)航天器軌道面，X軸沿軌道周向指 向目標(biāo)航天器運(yùn)動(dòng)方向，Z軸沿軌道面正法方法，Y軸與X、Z構(gòu)成右手坐標(biāo)系）的長度量綱Lh， 時(shí)間量綱T;
[00?5]基本量綱對應(yīng)物理量的相似比系數(shù)指的是地面試驗(yàn)對應(yīng)物理量與空間航天器運(yùn) 動(dòng)涉及物理量的比值，確定原則如下：
[0016] 地心慣性坐標(biāo)系長度量綱的相似比系數(shù) ·ΗΠ1坐標(biāo)系長度量綱的相似比系
，時(shí)間量綱的相似比.
[0017]所述步驟⑵中
[0018]目標(biāo)模擬器動(dòng)力學(xué)方程：
[0020]初始條件：
[0022]其中，μ是地心引力常數(shù)，Xt、yt、zt是目標(biāo)模擬器在地面慣性坐標(biāo)系中的位置，xto、 yt〇、4〇、5?是目標(biāo)模擬器的初始位置和速度，Xt〇、Yt〇、名〇、各。是自主交會(huì)任務(wù)開始時(shí)亥|J目 標(biāo)航天器地心慣性軌道坐標(biāo)系中的初始位置和速度；
[0023]追蹤模擬器動(dòng)力學(xué)方程：
[0030]其中，丑、八山是目標(biāo)模擬器在地面慣性坐標(biāo)系中的位置，知~、~是追蹤模擬器在地面 慣性坐標(biāo)系中的位置，xct、yct、zct是追蹤模擬器相對目標(biāo)模擬器的位置(在地面Hill坐標(biāo)系），k是
相對運(yùn)動(dòng)常數(shù)1?=μ、Γ3，p是目標(biāo)航天器運(yùn)行軌道的半通徑， 是目標(biāo)航天器軌道角速度，a是目標(biāo)航天器運(yùn)行軌道的半長軸，e是目標(biāo)航天器運(yùn)行軌道的 偏心率，
是應(yīng)用開普勒方程計(jì)算的目標(biāo)航天 器運(yùn)行軌道的真近點(diǎn)角，
是目標(biāo)航天器運(yùn)行軌道的平近點(diǎn)角，〖和知分別是 目標(biāo)模擬器當(dāng)前運(yùn)行時(shí)刻和經(jīng)過模擬近地點(diǎn)的時(shí)刻，?是目標(biāo)航天器軌道角加速度，用差分 方式計(jì)算得到，ax、ay、az是航天器自主交會(huì)控制系統(tǒng)輸出的控制推力加速度在Hi 11坐標(biāo)系 下的三個(gè)分量，
[0031]初始條件：
[0035]
Xcto、YrtO、Zeto、。是自主交會(huì)任務(wù)開始時(shí)刻Hi 11坐標(biāo)系中追蹤航天器相對目標(biāo) 航天器的相對位置和相對速度；
[0036] 所述步驟(3)中
[0037]模擬器動(dòng)力學(xué)方程指的是步驟(2)中的目標(biāo)模擬器動(dòng)力學(xué)方程和追蹤模擬器動(dòng)力 學(xué)方程；
[0038]模擬器指的是在地面用以代表航天器的運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)，可以是地面氣浮臺(tái)、移動(dòng)基座 或者其他可以在地面實(shí)驗(yàn)室內(nèi)實(shí)現(xiàn)三維空間運(yùn)動(dòng)的機(jī)構(gòu)，模擬器的控制器是指可以控制模 擬機(jī)構(gòu)跟蹤三維空間軌跡的運(yùn)動(dòng)控制系統(tǒng)；
[0039] 運(yùn)動(dòng)測量敏感器指的是用于測量目標(biāo)模擬器在地面慣性坐標(biāo)系中的運(yùn)行位置和 速度、追蹤模擬器在地面慣性坐標(biāo)系中的運(yùn)行位置和速度、在地面Hi 11坐標(biāo)系中追蹤模擬 器相對目標(biāo)模擬器的位置和速度，以及系統(tǒng)運(yùn)行時(shí)間；
[0040] 自主交會(huì)控制器指的是追蹤航天器的軌道控制系統(tǒng)，根據(jù)測量敏感器測量得到的 地面Hill坐標(biāo)系中追蹤模擬器相對目標(biāo)模擬器的位置 Xct、yct、zct和速度4、么r、，通過 相似比反算得到空間目標(biāo)航天器相對追蹤航天器在Hi 11坐標(biāo)系中相對位置
1以及相對速度
'反饋給自 主交會(huì)控制器，根據(jù)制定的控制策略確定軌道控制加速度大小，給出步驟(2)追蹤模擬器動(dòng) 力學(xué)方程中&\、&^~，使追蹤航天器完成與目標(biāo)航天器的交會(huì)任務(wù)；
[0041 ] 所述步驟(4)中
[0042] 解算計(jì)算機(jī)中動(dòng)力學(xué)方程指的是運(yùn)用常微分方程數(shù)值算法計(jì)算步驟(2)中的目標(biāo) 模擬器、追蹤模擬器動(dòng)力學(xué)方程，其中動(dòng)力學(xué)方程中目標(biāo)模擬器位置和速度信息、追蹤模擬 器位置和速度信息、追蹤模擬器相對目標(biāo)模擬器的相對位置和速度信息以及運(yùn)行時(shí)間由步 驟(3)中的測量敏感器給出，追蹤航天器自主交會(huì)軌道控制系統(tǒng)的推力加速度由步驟(3)中 的自主交會(huì)控制器給出，解算出的運(yùn)動(dòng)軌跡包括目標(biāo)模擬器在地面慣性坐標(biāo)系中的運(yùn)行位 置和速度，追蹤模擬器在地面慣性坐標(biāo)系中的運(yùn)行位置和速度；
[0043] 控制模擬器跟蹤運(yùn)動(dòng)軌跡指的是設(shè)計(jì)跟蹤控制策略使地面模擬航天器的運(yùn)動(dòng)機(jī) 構(gòu)完成對動(dòng)力學(xué)計(jì)算軌跡的跟蹤，實(shí)現(xiàn)與空間航天器自主交會(huì)運(yùn)動(dòng)過程的等效，進(jìn)而再現(xiàn) 航天器自主交會(huì)運(yùn)動(dòng)過程。
[0044] 本發(fā)明與現(xiàn)有技術(shù)相比的有益效果是：
[0045] (1)克服了現(xiàn)有仿真方法中只能將目標(biāo)模擬器固定的不足，可實(shí)現(xiàn)在地面同時(shí)反 映出模擬器和追蹤航天器的絕對與相對運(yùn)動(dòng)特征，從而提高地面仿真試驗(yàn)可靠性；
[0046] (2)可用于驗(yàn)證全方向自主交會(huì)控制任務(wù)，如繞飛交會(huì)過程；
[0047] (3)可適用于各類仿真試驗(yàn)?zāi)M器，如地面氣浮臺(tái)、移動(dòng)基座或者其他可以在地面 實(shí)驗(yàn)室內(nèi)實(shí)現(xiàn)三維空間運(yùn)動(dòng)的機(jī)構(gòu)，步驟清晰，試驗(yàn)過程方便。
【附圖說明】
[0048]圖1為本發(fā)明方法的流程框圖；
[0049] 圖2為本發(fā)明方法仿真系統(tǒng)結(jié)構(gòu)框圖；
[0050] 圖3為本發(fā)明實(shí)施例1中模擬器地面絕對運(yùn)動(dòng)軌跡平面仿真圖；
[0051]圖4為本發(fā)明實(shí)施例1中目標(biāo)航天器位置曲線(上)和目標(biāo)模擬器位置曲線(下）圖； [0052]圖5為本發(fā)明實(shí)施例1中航天器相對位置曲線(上)和模擬器相對位置曲線(下）圖； [0053]圖6為本發(fā)明實(shí)施例2中模擬器地面絕對運(yùn)動(dòng)軌跡平面仿真圖；
【具體實(shí)施方式】
[0054]如圖1所示，為本發(fā)明的流程框圖，步驟為：（1)確定系統(tǒng)參數(shù)以及基本量綱相似比 系數(shù)；（2)在計(jì)算機(jī)仿真環(huán)境中建立模擬器動(dòng)力學(xué)方程；（3)搭建閉環(huán)半物理仿真試驗(yàn)系統(tǒng)； (4)控制模擬器跟蹤期望軌跡完成航天器自主交會(huì)仿真驗(yàn)證。
[0055] 如圖2所示，為本發(fā)明的仿真系統(tǒng)結(jié)構(gòu)框圖，由動(dòng)力學(xué)模型計(jì)算仿真計(jì)算機(jī)、模擬 器運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)(含控制器）、運(yùn)動(dòng)測量敏感器、航天器自主交會(huì)控制器相連，構(gòu)成一個(gè)閉環(huán)仿真 系統(tǒng)。
[0056] 實(shí)施例1
[0057] 本實(shí)施例意在通過仿真說明地面模擬器在本發(fā)明提出的方法下運(yùn)行狀態(tài)情況。 [0058]目標(biāo)航天器軌道半長軸a = 6907900m，軌道偏心率e = 0.1，初始真近地點(diǎn)角fo = 0.5rad，追蹤航天器相對目標(biāo)航天器初始位置Xcrto =-140m，Ycrto =-140m，ZctQ = 20m，初始速 度= 1 m/s，=0.5m/i'，=n/?地面試驗(yàn)場地邊長1 = 40m，基本量剛相似比 系數(shù)：知=1/sooooo· 4 = vm, = 1/10，即意味著目標(biāo)模擬器運(yùn)動(dòng)距離尺度是目標(biāo)航天 器的1/500000倍，地面模擬器相對運(yùn)動(dòng)距離尺度是空間航天器相對運(yùn)動(dòng)的1/10倍，地面試 驗(yàn)時(shí)間是空間真實(shí)時(shí)間的1/10倍。
[0059]航天器自主交會(huì)控制器取反饋線性化加極點(diǎn)配置的形式：
[0061]由此可以得到模擬器地面絕對運(yùn)動(dòng)平面軌跡如圖3所示，以及目標(biāo)航天器位置曲 線、目標(biāo)模擬器位置曲線如圖4所示，航天器相對位置曲線、模擬器相對位置曲線如圖5所 示。從圖3中可以看出追蹤模擬器在地面試驗(yàn)室場地內(nèi)完成了自主交會(huì)過程，從圖4、圖5可 以看出地面模擬器的運(yùn)動(dòng)軌跡從長度和時(shí)間上都符合初始設(shè)定的相似比例系數(shù)。
[0062] 實(shí)施例2
[0063]本實(shí)例意在說明在本發(fā)明提出的仿真試驗(yàn)方法下，可以驗(yàn)證全方位自主交會(huì)任務(wù) 過程。
[0064]實(shí)例2的驗(yàn)證對象任務(wù)參數(shù)，地面試驗(yàn)系統(tǒng)參數(shù)以及基本量綱對應(yīng)物理量的相似 比系數(shù)與實(shí)例1相同，設(shè)計(jì)螺旋線繞飛參考軌跡：
[0065]并設(shè)計(jì)反饋線性化跟蹤控制器：
[0067]由此可以得到模擬器地面絕對運(yùn)動(dòng)平面軌跡如圖6所示，從圖中可以看出地面模 擬器再現(xiàn)了空間航天器自主繞飛交會(huì)任務(wù)過程。
【主權(quán)項(xiàng)】
1. 一種航天器自主交會(huì)控制系統(tǒng)地面仿真試驗(yàn)方法，其特征在于步驟如下： (1) 按照驗(yàn)證對象任務(wù)參數(shù)及地面試驗(yàn)系統(tǒng)參數(shù)關(guān)系確定基本量綱對應(yīng)物理量的相似 比系數(shù)； 所述步驟中驗(yàn)證對象任務(wù)參數(shù)包括：目標(biāo)航天器運(yùn)行軌道半長軸a，追蹤航天器相對目 標(biāo)航天器初始相對距離d，自主交會(huì)任務(wù)完成所需時(shí)間ti; 所述步驟中地面試驗(yàn)系統(tǒng)參數(shù)包括:地面正方形試驗(yàn)場地邊長1，地面允許試驗(yàn)最大時(shí) 長?2; 所述基本量綱對應(yīng)物理量包括:地屯、慣性軌道坐標(biāo)系（坐標(biāo)原點(diǎn)在地屯、，指向近地點(diǎn)方 向?yàn)閄軸，垂直于軌道平面指向北極方向?yàn)棣S，Υ軸與Χ、Ζ構(gòu)成右手坐標(biāo)系）的長度量綱Li, 化11坐標(biāo)系（坐標(biāo)原點(diǎn)在目標(biāo)航天器質(zhì)屯、，XY平面為目標(biāo)航天器軌道面，X軸沿軌道周向指 向目標(biāo)航天器運(yùn)動(dòng)方向，Z軸沿軌道面正法方法，Y軸與X、Z構(gòu)成右手坐標(biāo)系）的長度量綱Lh， 時(shí)間量綱T; 所述基本量綱對應(yīng)物理量的相似比系數(shù)指的是地面試驗(yàn)對應(yīng)物理量與空間航天器運(yùn) 動(dòng)設(shè)及物理量的比值，確定原則如下： 地屯、慣性坐標(biāo)系長度量綱的相似比系數(shù)如<^，化11坐標(biāo)系長度量綱的相似比系數(shù) 屯,，時(shí)間量綱的相似比系數(shù)乂t <著； (2) 根據(jù)相似比系數(shù)在計(jì)算機(jī)仿真中分別建立目標(biāo)模擬器和追蹤模擬器運(yùn)動(dòng)的動(dòng)力學(xué) 方程； 所述步驟中目標(biāo)模擬器動(dòng)力學(xué)方程：初始條件： 位置其中，μ是地屯、引力常數(shù)，xt、yt、zt是目標(biāo)模擬器在地面慣性坐標(biāo)系中的位置，xt〇、yt〇、 文t.o'、挺〇'是目t不板擬器白勺初始位置和速度，Xto、Yto、&〇、玲〇.是自王父會(huì)任務(wù)開始時(shí)亥ij目申不 航天器地屯、慣性軌道坐標(biāo)系中的初始位置和速度； 所述步驟中追蹤模擬器動(dòng)力學(xué)方程：其中其中，xt、yt、zt是目標(biāo)模擬器在地面慣性坐標(biāo)系中的位置，xc、yc、zc是追蹤模擬器在地 面慣性坐標(biāo)系中的位置，xct、yct、zct是追蹤模擬器相對目標(biāo)模擬器的位置(在地面化11坐標(biāo) 系），k是相對運(yùn)動(dòng)常數(shù)k = μ -2 P -3，P是目標(biāo)航天器運(yùn)行軌道的半通徑，是目標(biāo)航天器軌道角速度，a是目標(biāo)航天器運(yùn)行軌道的半 長軸，e是目標(biāo)航天器運(yùn)行軌道的偏屯、率I 應(yīng)用開普勒方程計(jì)算的目標(biāo)航天器運(yùn)行軌道的真近點(diǎn)角是目標(biāo)航天器運(yùn) 行軌道的平近點(diǎn)角，t和tp分別是目標(biāo)模擬器當(dāng)前運(yùn)行時(shí)刻和經(jīng)過模擬近地點(diǎn)的時(shí)刻，?是 目標(biāo)航天器軌道角加速度，用差分方式計(jì)算得到，ax、ay、iiz是航天器自主交會(huì)控制系統(tǒng)輸出 的控制推力加速度在化11坐標(biāo)系下的Ξ個(gè)分量， 初始條件：XctO、YctO、Zct日、起姑、日、么t日是自主交會(huì)任務(wù)開始時(shí)刻化11坐標(biāo)系中追蹤航天器相對 目標(biāo)航天器的相對位置和相對速度； (3)將模擬器動(dòng)力學(xué)方程、模擬器(含控制）、運(yùn)動(dòng)測量敏感器W及自主交會(huì)控制器相連 搭建形成地面試驗(yàn)閉環(huán)系統(tǒng)； 所述步驟中模擬器動(dòng)力學(xué)方程指的是步驟(2)中的目標(biāo)模擬器動(dòng)力學(xué)方程和追蹤模擬 器動(dòng)力學(xué)方程； 所述步驟中模擬器指的是在地面用W代表航天器的運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)，可W是地面氣浮臺(tái)、移 動(dòng)基座或者其他可W在地面實(shí)驗(yàn)室內(nèi)實(shí)現(xiàn)Ξ維空間運(yùn)動(dòng)的機(jī)構(gòu)，模擬器的控制器是指可W 控制模擬機(jī)構(gòu)跟蹤Ξ維空間軌跡的運(yùn)動(dòng)控制系統(tǒng)； 所述步驟中運(yùn)動(dòng)測量敏感器指的是用于測量目標(biāo)模擬器在地面慣性坐標(biāo)系中的運(yùn)行 位置和速度、追蹤模擬器在地面慣性坐標(biāo)系中的運(yùn)行位置和速度、在地面化11坐標(biāo)系中追 蹤模擬器相對目標(biāo)模擬器的位置和速度，W及系統(tǒng)運(yùn)行時(shí)間； 所述步驟中自主交會(huì)控制器指的是追蹤航天器的軌道控制系統(tǒng)，根據(jù)測量敏感器測量 得到的地面Hi 11坐標(biāo)系中追蹤模擬器相對目標(biāo)模擬器的位置X。*、yet、zct和速度 相、知。知，通過相似比反算得到空間目標(biāo)航天器相對追蹤航天器在化11坐標(biāo)系中相對 位置反 饋給自主交會(huì)控制器，根據(jù)制定的控制策略確定軌道控制加速度大小，給出步驟(2)追蹤模 擬器動(dòng)力學(xué)方程中aχ、ay、az，使追蹤航天器完成與目標(biāo)航天器的交會(huì)任務(wù)； (4)控制模擬器跟蹤計(jì)算機(jī)中動(dòng)力學(xué)方程解算出的運(yùn)動(dòng)軌跡，在地面試驗(yàn)室再現(xiàn)航天 器自主交會(huì)運(yùn)動(dòng)過程； 所述步驟中解算計(jì)算機(jī)中動(dòng)力學(xué)方程指的是運(yùn)用常微分方程數(shù)值算法計(jì)算步驟(2)中 的目標(biāo)模擬器、追蹤模擬器動(dòng)力學(xué)方程，其中動(dòng)力學(xué)方程中目標(biāo)模擬器位置和速度信息、追 蹤模擬器位置和速度信息、追蹤模擬器相對目標(biāo)模擬器的相對位置和速度信息W及運(yùn)行時(shí) 間由步驟(3)中的測量敏感器給出，追蹤航天器自主交會(huì)軌道控制系統(tǒng)的推力加速度由步 驟(3)中的自主交會(huì)控制器給出，解算出的運(yùn)動(dòng)軌跡包括目標(biāo)模擬器在地面慣性坐標(biāo)系中 的運(yùn)行位置和速度，追蹤模擬器在地面慣性坐標(biāo)系中的運(yùn)行位置和速度； 所述步驟中控制模擬器跟蹤運(yùn)動(dòng)軌跡指的是設(shè)計(jì)跟蹤控制策略使地面模擬航天器的 運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)完成對動(dòng)力學(xué)計(jì)算軌跡的跟蹤，實(shí)現(xiàn)與空間航天器自主交會(huì)運(yùn)動(dòng)過程的等效，進(jìn) 而再現(xiàn)航天器自主交會(huì)運(yùn)動(dòng)過程。
【文檔編號(hào)】G05B17/02GK106094565SQ201610412578
【公開日】2016年11月9日
【申請日】2016年6月13日 公開號(hào)201610412578.7, CN 106094565 A, CN 106094565A, CN 201610412578, CN-A-106094565, CN106094565 A, CN106094565A, CN201610412578, CN201610412578.7
【發(fā)明人】賈英民, 孫施浩, 賈嬌
【申請人】北京航空航天大學(xué)