双航天器跟踪指向装置和方法
阅读说明：本技术 双航天器跟踪指向装置和方法 (Dual-spacecraft tracking pointing device and method ) 是由 马广程 单钰 夏红伟 李莉 于 2021-09-01 设计创作，主要内容包括：本发明提供了一种双航天器跟踪指向装置和方法,属于飞行器地面仿真技术领域。本发明中伴随航天器模拟装置安放在三轴气浮台上,大直径弧形导轨与三轴气浮台的中心轴线重合,随动平台安装在大直径弧形导轨上并可以做弧形运动,立柱立于随动平台上,可以在随动平台上沿大直径弧形导轨的径向移动,参考航天器模拟装置安装在立柱上的直线导轨上,参考航天器模拟装置可在立柱侧面上下滑动同时绕自身轴线转动,指向评估装置固连在立柱底端,用来接受指向来自伴随航天器模拟装置的跟踪指向信号。本发明为全物理仿真装置更加贴合真实空间微重力环境,仿真精度高、装置结构简单、易于维护,能够直观的展示双航天器的相对运动关系。(The invention provides a double-spacecraft tracking and pointing device and a method, and belongs to the technical field of aircraft ground simulation. The accompanying spacecraft simulation device is arranged on a three-axis air bearing table, a large-diameter arc-shaped guide rail is overlapped with the central axis of the three-axis air bearing table, a follow-up platform is arranged on the large-diameter arc-shaped guide rail and can do arc motion, an upright post is arranged on the follow-up platform and can move on the follow-up platform along the radial direction of the large-diameter arc-shaped guide rail, a reference spacecraft simulation device is arranged on a linear guide rail on the upright post, the reference spacecraft simulation device can slide up and down on the side surface of the upright post and rotate around the axis of the reference spacecraft simulation device, and a pointing evaluation device is fixedly connected to the bottom end of the upright post and used for receiving a tracking pointing signal pointing from the accompanying spacecraft simulation device. The full-physical simulation device disclosed by the invention is more suitable for a real space microgravity environment, is high in simulation precision, simple in structure and easy to maintain, and can visually display the relative motion relationship of the two spacecrafts.)
技术领域
本发明涉及一种双航天器跟踪指向装置和方法，属于飞行器地面仿真技术领域。
背景技术
目前我国用于各类空间飞行器的地面大型试验设备很少，可验证的空间试验也较为单一。当前国内针对空间中双航天器跟踪指向的试验装置不多。因此，提出高精度、高可靠性的空间中双航天器跟踪指向地面验证方法对我国航天事业的可持续发展具有重大的现实意义。
中国专利号CN202010826219.2名称为“一种半物理卫星仿真系统及仿真方法”的实用新型公开了一种装置和方法，主要用来解决现有技术中设计出的卫星仿真系统的适用性较差的问题，在该申请实施例所提供的方案中，在卫星仿真计算机与卫星单机之间设置1553B接口仿真模块和通用的1553仿真设备，不仅能够便捷地完成卫星仿真模块中的至少一个卫星单机软件仿真模块与卫星单机(在1553B接口仿真模块和1553仿真设备配合下工作)之间的相互替换；还能够在仿真系统接入不同卫星单机时，一般只需要修改配置文件，不需修改半物理仿真系统中的软、硬件，避免了仿真系统的配置不灵活，系统的开放性不足，进而提高了仿真系统的适用性。
中国专利号CN202010589212.3名称“一种通用化卫星仿真测试系统”的实用新型公开了一种装置和方法，提供了一种通用化卫星仿真测试系统，包括主控制器板、总线母板、第一可编程智能接口板、第二可编程智能接口板、第三可编程智能接口板和上位监控机，所述主控制器板通过以太网口与所述上位监控机连接，所述主控制器板通过总线母板分别与所述第一可编程智能接口板、第二可编程智能接口板、第三可编程智能接口板连接。该发明的有益效果是：提高了卫星仿真测试系统的通用性。
中国专利号CN201410497678.5名称“一种卫星仿真系统和方法”的实用新型公开了一种装置和方法，提供了一种卫星仿真系统和方法，涉及卫星仿真领域，该系统操作灵活、便于改进、易于优化，该系统包括：仿真控制子系统、环境模拟子系统、视景轨道仿真子系统和卫星模拟子系统，其中，该仿真控制子系统分别与该环境模拟子系统、该视景轨道仿真子系统和该卫星模拟子系统连接，该环境模拟子系统与该视景轨道仿真子系统连接。
专利号CN202010826219.2中的方法虽然提高了仿真系统的适用性，可以更换载荷以实现不同的任务需求，但是半物理仿真方法依然存在精度低于全物理仿真方法的问题。同时，该方法不能实现空间双航天器高精度跟踪指向的仿真。
专利号CN202010589212.3中的方法采用的是纯数字仿真，根据不同的型号，对可编程智能板卡进行编程，搭建不同的仿真条件，数字仿真的精度基于模型的准确程度，其精度不如全物理仿真。
专利号CN201410497678.5中的方法采用的是分布式仿真，可以根据仿真系统的功能，对各个子模块进行配置，提高了资源利用率。该装置方法仍然属于半物理仿真的范畴，精度低于全物理仿真，不能对双航天器的跟踪指向进行仿真。
本发明针对航天器空间运动的地面模拟问题给出了一种能够实现空间双航天器高精度跟踪指向的仿真装置和方法，该装置和方法通过相似变换，将航天器空间的运动转换为地面上机构的运动。该装置方法基于全物理仿真平台，能够实现空间双航天器的跟踪指向仿真，具有精度高，卫星工况配置灵活的特点。
发明内容
本发明的目的是为了解决上述现有技术存在的问题，进而提供一种双航天器跟踪指向装置和方法。
本发明的目的是通过以下技术方案实现的：
一种双航天器跟踪指向装置，包括：底座、大直径弧形导轨、结构支撑装置、三轴气浮台、伴随航天器模拟装置、指向评估装置、参考航天器模拟装置、立柱、立柱滑轮和随动平台；
其中，伴随航天器模拟装置安放在三轴气浮台上，三轴气浮台安装在结构支撑装置上，结构支撑装置下安装有底座，大直径弧形导轨铺设在地面上，并与三轴气浮台的中心轴线重合，随动平台装在大直径弧形导轨上，可在大直径弧形导轨上做弧形运动，立柱立于随动平台上，其底部装有立柱滑轮，可以在随动平台上沿大直径弧形导轨的径向移动，立柱上装有直线导轨，参考航天器模拟装置安装在直线导轨上，参考航天器模拟装置可在立柱侧面上下滑动同时绕自身轴线转动，指向评估装置固连在立柱底端，用来接受指向来自伴随航天器模拟装置的跟踪指向信号。
双航天器跟踪指向装置的运动模拟的分析方法，首先确定轨道坐标系和地心惯性坐标系的关系，然后建立相对运动方程，通过对相对运动方程的求解，得到伴随航天器和参考航天器的相对运动可以分解为轨道平面即xy平面内和垂直于轨道平面即z方向两个相互独立的运动。
本发明的有益效果为：
1、本发明双航天器跟踪指向装置为全物理仿真装置更加贴合真实空间微重力环境，仿真精度高于半物理、数字软件仿真装置。
2、本发明双航天器跟踪指向装置选择三轴气浮台，相比于单轴气浮台，三轴气浮台拥有更多的自由度，能够提高仿真精度。
3、本发明双航天器跟踪指向装置在三轴气浮台周围铺设大直径弧形导轨，该装置结构简单、易于维护，能够直观的展示双航天器的相对运动关系。
4、本发明双航天器跟踪指向装置立柱在随动平台上沿导轨径向的运动，可以实现参考航天器轨道半径的微调，提高了仿真精度。
附图说明
图1为本发明双航天器跟踪指向装置的结构示意图。
图2为本发明双航天器跟踪指向装置相对运动分解示意图。
图3为本发明双航天器跟踪指向装置的椭圆轨迹模拟示意图。
图中的附图标记，1为底座，2为大直径弧形导轨，3为结构支撑装置，4为三轴气浮台，5为伴随航天器模拟装置，6为指向评估装置，7为参考航天器模拟装置，8为立柱，9为立柱滑轮，10为随动平台。
具体实施方式
下面将结合附图对本发明做进一步的详细说明：本实施例在以本发明技术方案为前提下进行实施，给出了详细的实施方式，但本发明的保护范围不限于下述实施例。
如图1至图3所示，本实施例所涉及的双航天器跟踪指向装置和方法，包括：
实施例1
如图1所示，本实施例由底座1，大直径弧形导轨2，结构支撑装置3，三轴气浮台4，伴随航天器模拟装置5，指向评估装置6，参考航天器模拟装置7，立柱8，立柱滑轮9，随动平台10组成。伴随航天器模拟装置5安放在三轴气浮台4上，三轴气浮台4安装在结构支撑装置3上。结构支撑装置3下安装有底座1。大直径弧形导轨2铺设在地面上，并与三轴气浮台4的中心轴线重合。随动平台10装在大直径弧形导轨2上，可在大直径弧形导轨2上做弧形运动。立柱8立于随动平台10上，其底部装有立柱滑轮9，可以在随动平台10上沿大直径弧形导轨2的径向移动，其上装有直线导轨，参考航天器模拟装置7安装在直线导轨上，可在立柱8侧面上下滑动同时绕自身轴线转动，用来模拟参考航天器的位置。指向评估装置6固连在立柱8底端，用来接受指向来自伴随航天器模拟装置5的跟踪指向信号，可做二维转动。
跟踪指向过程开始时，伴随航天器模拟装置5被安置在三轴气浮台4上，三轴气浮台4和结构支撑装置3间有气膜，以模拟空间的微重力环境。立柱8与随动平台10在大直径弧形导轨2上绕三轴气浮台4的中心轴线做回转运动，同时参考航天器模拟装置7在立柱8上的直线导轨上滑动，以分别模拟双航天器的相对运动在二维转动(xy平面)和一维平动(z方向)的分解运动，同时立柱8可以根据仿真需要在随动平台10上沿导轨径向移动，该装置方法可以实现双航天器相对运动的仿真。
双航天器跟踪指向装置运动模拟的分析方法，步骤如下：
步骤一：轨道坐标系s-xyz和地心惯性坐标系OE-XYZ存在如下关系：
如图2所示，s指代参考航天器，c指代伴随航天器，参考航天器在近圆轨道上做逆时针方向的运动。相对运动坐标系选为伴随航天器c的轨道坐标系s-xyz，相对运动坐标系的原点与参考航天器s的质心固连，并随参考航天器在近圆轨道上做逆时针运动。相对运动坐标系的x轴与参考航天器的地心矢量rs重合，由地心指向s，y轴在参考航天器的轨道面内垂直于x轴，并指向运动方向，z轴可由右手规则确定，也就是说z轴与参考航天器轨道动量矩矢量的方向一致。
步骤二：建立相对运动方程
假设参考航天器的轨道半径为b，则rs＝[b 0 0]T，轨道半径可以通过立柱在随动平台上沿径向的移动来进行调整，再配合随动平台在导轨上的弧形运动可以模拟不同离心率的轨迹，其模拟示意图如图3所示。
设伴随航天此的地心位置矢量为rc，则其相对于参考航天器的位置矢量ρ为
在地心惯性坐标系中，参考航天器和伴随航天器的动力学方程如下
上式中的fs和fc分别为参考航天器和伴随航天器的加速度矢量，该加速度矢量由除地球中心引力以外的其他作用力的合力形成，即推力和摄动力的加速度矢量。
其中，t为时间；μ为地心引力常数，μ＝3.986005×1014m3/s2；
由(1)～(2)可得到伴随航天器与参考航天器的绝对加速度之差为
上式可以进一步表示为下列等效关系式
建立伴随航天器与参考航天器在动坐标系s-xyz中的相对运动方程，如下
上式中的和v分别为伴随航天器与参考航天器在动坐标系中的相对加速度矢量和相对速度矢量，则
上式中的n分别为动坐标系旋转的角加速度矢量和角速度矢量，参考航天器的平均运动角速度为可得下列近似式
将式(5)和式(7)～(9)代入式(6)可得
其中，fx,fy,fz为Δf在三个坐标轴上的分量；
对于伴随航天器和参考航天器的近距离(大约几米至几十千米)的相对运动情况，可以进一步简化上式
步骤三：相对运动方程的求解
对式(11)中的第二式进行积分可得
其中，x0,y0,z0为相应变量的初始值，
将式(12)代入式(11)中的第一式，积分后得到
将式(13)代入式(12),积分后可得
对(11)的第三式进行积分可得
当式(11)右侧的力为0时，则该方程变为齐次微分方程。对该方程进行一次、二次积分，得到自由运动的解为
根据式(16)可以得知，伴随航天器和参考航天器的相对运动可以分解为轨道平面(xy平面)内和垂直于轨道平面(z方向)两个相互独立的运动。
本装置通过以下设计实现了上述提到的两个独立运动。立柱同随动平台一起绕三轴气浮台中心轴线在大直径弧形导轨上做近圆运动，伴随航天器模拟装置的质心在三轴气浮台的中心轴线上，也就是说参考航天器模拟装置绕着伴随航天器模拟装置做近圆运动，以上就完成了相对运动在轨道平面内分运动的模拟。参考航天器模拟装置在立柱上下运动就实现了相对运动在垂直于轨道平面方向分运动的模拟。立柱在随动平台上的沿弧形导轨的径向运动，可以实现参考航天器轨道半径的调整。立柱沿弧形导轨径向的移动、参考航天器模拟装置在立柱上的滑动和转动、立柱绕三轴气浮台的转动，共同实现了参考航天器在空间中的位置模拟。效能评估装置在立柱上的二维转动实现了参考航天器在空间中姿态的模拟。
伴随航天器模拟装置在参考航天器模拟装置到达预定位置后，调整自身姿态，并发出跟踪指向激光信号。立柱底端的评估装置上装有接收该评估信号的装置，效能评估装置通过其上的CCD相机拍摄激光着靶位置，通过总线的方式与上位机连接，对拍摄的原图进行激光位置提取获得评估信息。
双航天器跟踪指向装置的测量方法，步骤如下：
1、打开气阀通气，让三轴气浮台与结构支撑装置之间形成气膜。
2、运行调平程序，三轴气浮台将调整水平。
3、上位机导入轨道参数和跟踪指向参数文件，并将上述参数文件转化为驱动运动模拟器的数据。
4、随动平台，立柱，参考航天器模拟装置将依照上位机解算出的驱动数据移动。立柱沿弧形导轨径向的移动、参考航天器模拟装置在立柱上的滑动和转动、立柱与随动平台绕三轴气浮台中心轴线的转动，以上运动完毕后参考航天器将到达预设的位置。
5、上位机解算出的驱动数据牵引效能评估装置进行二维的转动，调整自身姿态以模拟空间中参考航天器的姿态，从而保证与伴随航天器模拟装置的相对位置关系。
6、伴随航天器调整自身姿态，使跟踪指向信号发射装置，指向效能评估装置，并发出跟踪指向信号。
7、安装在效能评估装置上的CCD相机扫描激光信号，获得跟踪指向位置数据，并将数据传回上位机，以供之后的效能评估。
8、效能评估装置接收到跟踪指向信号后，将记录气浮台的速度和姿态信息、参考航天器模拟装置的位置和效能评估装置的姿态信息，并与上位机算得的相对位置信息作对比，评估跟踪指向性能。
以上所述，仅为本发明较佳的具体实施方式，这些具体实施方式都是基于本发明整体构思下的不同实现方式，而且本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应该以权利要求书的保护范围为准。
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