[发明专利]主从非接触内含式卫星地面验证系统及其验证方法

说明书

本发明公开了一种主从非接触内含式卫星地面验证系统及其验证方法，该系统包括双超卫星、双超卫星高精度姿态控制系统、双超卫星地面原理验证系统，双超卫星包括载荷舱、平台舱，载荷舱安装有效载荷、光纤陀螺、磁浮机构定子、激光角位置传感器、光纤陀螺，平台舱安装有太阳帆板及其驱动机构、飞轮、推力器、贮箱、天线、磁浮机构动子，载荷舱和平台舱之间通过一个非接触磁浮机构实现动静隔离。本发明简单易行、安全可靠、冗余度高、质量小功耗低。

技术领域

本发明涉及一种验证系统及其验证方法，特别是涉及一种主从非接触内含式卫星地面验证系统及其验证方法。

背景技术

传统卫星大多采用载荷与平台固连的设计方法，载荷指向与稳定度依靠平台控制系统实现，但由于平台微振动不可避免，且控制系统产品带宽、精度等能力有限，使得固连设计方法存在微振动难测、难控技术瓶颈，很难实现载荷双超指标，结构复杂，使用不安全，冗余度低，质量大功耗高。

发明内容

本发明所要解决的技术问题是提供一种主从非接触内含式卫星地面验证系统及其验证方法，其简单易行、安全可靠、冗余度高、质量小功耗低。

本发明是通过下述技术方案来解决上述技术问题的：一种主从非接触内含式卫星地面验证系统，其特征在于，其包括双超卫星、双超卫星高精度姿态控制系统、双超卫星地面原理验证系统，双超卫星包括载荷舱、平台舱，载荷舱安装有效载荷、光纤陀螺、磁浮机构定子、激光角位置传感器、光纤陀螺，平台舱安装有太阳帆板及其驱动机构、飞轮、推力器、贮箱、天线、磁浮机构动子，载荷舱和平台舱之间通过一个非接触磁浮机构实现动静隔离，双超卫星高精度姿态控制系统主要包括三个互相独立又有机结合的控制回路：载荷姿态控制回路、两舱相对位置控制回路和相对姿态控制回路；其中载荷姿态控制回路包括依次连接的载荷指令、载荷控制单元、载荷姿态控制算法、磁浮机构、星敏感器等；两舱相对位置控制回路包括相互连接的载相对位置操作指令、相对位置控制单元；相对姿态控制回路包括相依次连接的载对姿态控制器、相对姿态控制算法、服务舱执行机构、服务舱、相对姿态传感器；双超卫星地面原理验证系统包括但不限于激光角位置传感器、光纤陀螺和载荷舱控制单元、太阳帆板驱动机构和平台舱姿态控制单元，激光角位置传感器、载荷舱控制单元都安装于载荷舱上，光纤陀螺、太阳帆板驱动机构和平台舱姿态控制单元都安装于平台舱上。

本发明还提供一种主从非接触内含式卫星地面验证系统的验证方法，其特征在于，其包括以下步骤：

步骤一：地面模拟失重环境；

步骤二：地面控制原理样机验证系统搭建，为验证非接触磁浮机构振动隔离性能和主从协同控制原理，双超卫星控制原理样机包括结构、数管、测控、总体电路、控制、推进、质量特性调整；

步骤三：地面配套系统搭建，包括地面综合监控、厂房配套设备等，地面综合监控用于监控原理样机状态，厂房配套包括供气、供电、恒温、除湿等设备；

步骤四：地面控制原理样机验证系统运行；

步骤五：地面监控系统接收测控系统的监控数据，进行综合显示，处理，评估双三自由度姿态控制性能潜力，必要时，可发送控制指令至测控系统，对地面控制原理样机验证系统进行控制；

步骤六：验证结束。

优选地，所述步骤一包括如下步骤：

步骤一十一：选择失重环境模拟途径，为了在地面克服重力影响，采用气浮方式，依靠压缩空气在气足与大理石平台之间形成的气膜，使模拟台体浮起，从而实现近似无摩擦的相对运动条件，以模拟卫星在外层空间所受干扰力矩很小的力学环境，不但能模拟所需要的姿态运动，还能模拟卫星姿态耦合动力学；

步骤一十二：选择验证自由度，考虑到地面验证时地面重力、气浮阻尼、大气阻尼、地面振动等干扰的存在，无法实现载荷舱全部自由度的超精超稳性能的验证，地面试验主要验证双超卫星主从协同控制原理以及载荷舱单轴的超精超稳性能的评估；