航天器姿態(tài)半物理仿真原理及其試驗(yàn)方法研究.pdf

1、航天器姿態(tài)半物理仿真作為仿真理論研究中的一個(gè)重要分支，它可以實(shí)現(xiàn)對(duì)航天器姿態(tài)動(dòng)力學(xué)的仿真及其總體系統(tǒng)性能評(píng)估。對(duì)其仿真原理、試驗(yàn)方法及其仿真可信度驗(yàn)證進(jìn)行深入細(xì)致地研究，是保證航天器姿態(tài)半物理仿真系統(tǒng)具有較高可靠性的基石，也是很有必要的。因此，本文以航天器姿態(tài)半物理仿真系統(tǒng)為背景，結(jié)合相似理論與仿真可信度理論，著重對(duì)航天器在軌階段、再入階段姿態(tài)半物理仿真原理、試驗(yàn)方法及其仿真可信度等問(wèn)題進(jìn)行了研究。 本文首先分析了國(guó)內(nèi)外仿真技術(shù)

2、的發(fā)展和研究概況，討論了三軸氣浮臺(tái)以及三軸伺服轉(zhuǎn)臺(tái)的國(guó)內(nèi)外發(fā)展?fàn)顩r。接著概述了相似學(xué)理論以及可信度理論的國(guó)內(nèi)外研究動(dòng)態(tài)、意義及其在仿真技術(shù)中的應(yīng)用。隨后簡(jiǎn)要綜述了變結(jié)構(gòu)控制理論的發(fā)展動(dòng)態(tài)及其研究狀況。 其次基于航天器再入、在軌姿態(tài)動(dòng)力學(xué)方程以及氣浮臺(tái)的特性，建立了半物理仿真系統(tǒng)的數(shù)學(xué)模型。 系統(tǒng)地研究了相似學(xué)理論，并為仿真系統(tǒng)推導(dǎo)了模型縮比關(guān)系約束表達(dá)式以及模型相似準(zhǔn)則，作為半物理仿真系統(tǒng)設(shè)計(jì)和指導(dǎo)模型試驗(yàn)的理論依據(jù)。分

3、析并研究了半物理仿真可信度評(píng)估指標(biāo)模型、仿真可信度的計(jì)算方法及其與仿真置信度之間的定量計(jì)算關(guān)系。 對(duì)航天器在軌姿態(tài)半物理仿真系統(tǒng)的各部分組成及其主要功能進(jìn)行了概述，給出了航天器地面模擬系統(tǒng)的縮比選取原則，并對(duì)模型相似準(zhǔn)則的有效性進(jìn)行了仿真驗(yàn)證。同時(shí)，為了克服氣浮臺(tái)仿真系統(tǒng)的噪聲干擾和模型參數(shù)不確定等非理想因素的影響，給出了基于直接動(dòng)態(tài)反饋補(bǔ)償 (DDFC direct dynamics feedback compensation

4、)方法的滑模控制器的設(shè)計(jì)方案。 接著，以現(xiàn)有的航天器天線(xiàn)指向半物理仿真系統(tǒng)為背景，討論了在該系統(tǒng)的研制過(guò)程中所遇到的一些問(wèn)題，并通過(guò)分析給出了該系統(tǒng)的誤差模型，并對(duì)該系統(tǒng)仿真的可信度進(jìn)行了計(jì)算。 在深入地研究了三軸氣浮臺(tái)測(cè)角系統(tǒng)及其慣量測(cè)量方法的基礎(chǔ)上，提出了一種新的三軸氣浮臺(tái)測(cè)角系統(tǒng)的設(shè)計(jì)方案，該方法結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單，只需一個(gè)外框架和一組CCD敏感元器件，可以測(cè)出臺(tái)體的三個(gè)姿態(tài)角，并且具有較高的精度。同時(shí)給出了一類(lèi)新的三軸氣浮

5、臺(tái)轉(zhuǎn)動(dòng)慣量測(cè)量及其平衡標(biāo)定方法，該測(cè)量方法誤差小，又無(wú)須增添專(zhuān)用測(cè)試設(shè)備，因而是氣浮臺(tái)試驗(yàn)中一種簡(jiǎn)單實(shí)用的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量測(cè)試和臺(tái)體平衡標(biāo)定方法，具有一定的工程實(shí)際應(yīng)用價(jià)值。另外也給出了三軸氣浮臺(tái)的重力矩計(jì)算方法。針對(duì)航天器再入姿態(tài)動(dòng)力學(xué)的快時(shí)變、參數(shù)變化范圍較大、變化劇烈等特點(diǎn)，分別討論了航天器再入姿態(tài)半物理仿真的幾個(gè)關(guān)鍵問(wèn)題：如舵回路仿真模塊、氣動(dòng)力矩仿真模塊、環(huán)境干擾仿真模塊等。同時(shí)，為了消除地球自轉(zhuǎn)在慣性測(cè)量中的影響，詳細(xì)推算了伺服轉(zhuǎn)臺(tái)