專利名稱：一種無拖曳控制雙扭擺測試裝置的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明屬于無拖曳航天控制技術(shù)領(lǐng)域，具體涉及一種無拖曳控制雙扭 擺測試裝置。
背景技術(shù)：
一般而言，衛(wèi)星的殘余擾動(dòng)在微重力水平(10-4 10-6g0， g0為地球表 面的重力加速度)，其主要受到大氣阻尼、衛(wèi)星結(jié)構(gòu)振動(dòng)和姿態(tài)調(diào)節(jié)以及衛(wèi) 星內(nèi)部移動(dòng)部件等擾動(dòng)的限制。為了進(jìn)一步抑制衛(wèi)星的殘余擾動(dòng)，人類早 在上世紀(jì)60年代就提出了無拖曳衛(wèi)星概念，其基本思想是利用慣性參考物 體作為基準(zhǔn)，采用微推進(jìn)器來補(bǔ)償衛(wèi)星受到的殘余擾動(dòng)力，使得衛(wèi)星跟蹤 慣性參考物體。簡單概括而言，無拖曳衛(wèi)星平臺(tái)技術(shù)就是高精度的姿態(tài)控 制和軌道控制技術(shù)。無拖曳航天技術(shù)對(duì)于空間基礎(chǔ)科學(xué)研究、高精度微重 力實(shí)驗(yàn)、對(duì)地觀測和深空探測具有重要意義。
無拖曳航天技術(shù)包括慣性傳感器參考物體、無拖曳控制器和微推進(jìn)器 三部分。慣性傳感器由慣性參考物體和位移傳感器組成，位移傳感器用來 監(jiān)測慣性參考物體與衛(wèi)星平臺(tái)的位移或者角度變化。慣性參考物體提供參 考基準(zhǔn)，其受到的非引力殘余擾動(dòng)力必須盡可能小，其軌跡盡可能沿著測 地線運(yùn)動(dòng)(只受引力作用的運(yùn)動(dòng)軌跡)。 一般而言，無拖曳航天器要求慣性 傳感器的測量精度達(dá)到10-8g0甚至更低，主要取決于實(shí)驗(yàn)的科學(xué)目標(biāo)。微 推進(jìn)器主要產(chǎn)生微小的推力和力矩，用來補(bǔ)償衛(wèi)星的殘余擾動(dòng)力，微推進(jìn) 器的推力精度依賴衛(wèi)星質(zhì)量， 一般而言需要達(dá)到微牛頓量級(jí)水平。無拖曳 控制器是根據(jù)慣性傳感器的輸出(即衛(wèi)星偏離慣性參考物體的運(yùn)動(dòng))來控 制微推進(jìn)器，無拖曳控制器相當(dāng)于一個(gè)多輸入多輸出控制處理器。
目前無拖曳控制地面測試技術(shù)還沒有對(duì)整個(gè)系統(tǒng)統(tǒng)一測試，都是單獨(dú)對(duì)慣性傳感器和推進(jìn)器分別進(jìn)行測試，對(duì)無拖曳控制器的測試還是采取仿 真模擬手段來進(jìn)行研究的。對(duì)慣性傳感器的地面測試手段是利用懸絲懸掛 檢驗(yàn)質(zhì)量構(gòu)成精密扭擺或者扭秤，通過扭擺響應(yīng)來研究慣性傳感器的性能 指標(biāo)，對(duì)推進(jìn)器的測試?yán)脭[(包括復(fù)擺、扭擺以及多線擺)來測試推進(jìn) 器推力、比沖等參數(shù)。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明的目的在于提供一種無拖曳控制雙扭擺測試裝置，真實(shí)模擬飛 行器的太空環(huán)境，實(shí)現(xiàn)對(duì)無拖曳控制系統(tǒng)的整體性能測試，為最終確定在 軌無拖曳航天提供依據(jù)。
一種無拖曳控制雙扭擺測試裝置，包括航天器模擬物體3、慣性參考物 體2、無拖曳控制器7和電容位移傳感器，電容位移傳感器測量航天器模擬 物體3相對(duì)慣性參考物體2的位移信息，將其傳送給無拖曳控制器7，無拖 曳控制器7依據(jù)位移信息驅(qū)動(dòng)推進(jìn)器8，推進(jìn)器8產(chǎn)生推力施加給航天器模 擬物體3，實(shí)現(xiàn)位移補(bǔ)償，所述航天器模擬物體3由第一懸掛機(jī)構(gòu)懸置，所 述慣性參考物體2由第二懸掛機(jī)構(gòu)懸置。
本發(fā)明的技術(shù)效果體現(xiàn)在本發(fā)明采用第一懸掛機(jī)構(gòu)懸置航天器模擬 物體3，第二懸掛機(jī)構(gòu)懸置慣性參考物體2 ，使得航天器模擬物體3和慣性 參考物體2可在小范圍內(nèi)處于自由狀態(tài)，真實(shí)地模擬飛行器在太空中的運(yùn) 行狀態(tài)，再結(jié)合無拖曳控制器和微推進(jìn)器一起構(gòu)成一個(gè)雙扭擺測試裝置， 該裝置不僅能對(duì)慣性傳感器、推進(jìn)器及無拖曳控制器的本身性能進(jìn)行單獨(dú) 測試及研究，還能夠?qū)η笆鋈齻€(gè)構(gòu)件的性能進(jìn)行整體綜合測試，綜合測試 結(jié)果對(duì)空間無拖曳航天系統(tǒng)技術(shù)在地面進(jìn)行驗(yàn)證提供了可行性，為最終空 間應(yīng)用提供可靠依據(jù)。


圖1為本發(fā)明無拖曳控制雙扭擺測試系統(tǒng)實(shí)例示意圖。
具體實(shí)施例方式
利用懸絲1懸掛一慣性參考物體2 ，再利用另一根懸絲1懸掛含有電 容極板的航天器模擬物體3,航天器模擬物體3與慣性參考物體2組合成電 容位移傳感器探頭5，電容位移傳感器探頭5結(jié)合位移傳感器電路6測量航 天器模擬物體3相對(duì)于慣性參考物體2的位移。測量位移通過無拖曳控制 器7得到反饋信號(hào)，然后反饋信號(hào)施加給推進(jìn)器8，推進(jìn)器8產(chǎn)生推力9施 加給航天器模擬物體3 ，最終使得航天器模擬物體3維持與慣性參考物體 2保持相對(duì)不動(dòng)，這樣在實(shí)驗(yàn)室實(shí)現(xiàn)了無拖曳控制，從而可以開展無拖曳 控制各部份性能指標(biāo)和統(tǒng)一性能的測試。為了避免與懸掛檢驗(yàn)質(zhì)量懸絲的 干涉，通過一個(gè)航天器模擬物體懸掛過渡支撐架4來連接航天器模擬物體。 另外，對(duì)于扭擺而言，由于其靈敏度高，需要安裝在真空容器內(nèi)以減小氣 體分子的擾動(dòng)。
權(quán)利要求
1、一種無拖曳控制雙扭擺測試裝置，包括航天器模擬物體(3)、慣性參考物體(2)、無拖曳控制器(7)和電容位移傳感器，電容位移傳感器測量航天器模擬物體(3)相對(duì)慣性參考物體(2)的位移信息，將其傳送給無拖曳控制器(7)，無拖曳控制器(7)依據(jù)位移信息驅(qū)動(dòng)推進(jìn)器(8)，推進(jìn)器(8)產(chǎn)生推力施加給航天器模擬物體(3)，實(shí)現(xiàn)位移補(bǔ)償，其特征在于，所述航天器模擬物體(3)由第一懸掛機(jī)構(gòu)懸置，所述慣性參考物體(2)由第二懸掛機(jī)構(gòu)懸置。
2、 根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種無拖曳控制雙扭擺測試裝置，其特征在 于，所述第一和第二懸掛機(jī)構(gòu)為懸絲。
全文摘要
本發(fā)明提供一種無拖曳控制雙扭擺測試裝置，包括航天器模擬物體、慣性參考物體、無拖曳控制器和電容位移傳感器，航天器模擬物體與慣性參考物體分別采用一懸掛機(jī)構(gòu)懸置。電容位移傳感器測量航天器模擬物體相對(duì)慣性參考物體的位移信息，將其傳送給無拖曳控制器，無拖曳控制器依據(jù)位移信息驅(qū)動(dòng)推進(jìn)器，推進(jìn)器產(chǎn)生推力施加給航天器模擬物體，最終實(shí)現(xiàn)位移補(bǔ)償。本發(fā)明真實(shí)模擬飛行器的太空環(huán)境，實(shí)現(xiàn)對(duì)無拖曳控制系統(tǒng)的整體性能測試，為最終確定在軌無拖曳航天提供依據(jù)。
文檔編號(hào)G05B23/02GK101510094SQ20091006118
公開日2009年8月19日 申請(qǐng)日期2009年3月20日 優(yōu)先權(quán)日2009年3月20日
發(fā)明者力 劉, 吳書朝, 周澤兵, 涂海波, 白彥崢, 俊 羅 申請(qǐng)人:華中科技大學(xué)