悬吊支撑双级复合式在轨自由边界模拟姿态监测控制方法与流程

1.本发明涉及航天器动力学试验技术领域，尤其涉及悬吊支撑双级复合式在轨自由边界模拟姿态监测控制方法。


背景技术：

2.自由边界模拟系统是航天器地面微振动测试的关键设备，通过自由边界模拟系统，可以实现沿重力矢量方向的低刚度重力卸载，从而抵消航天器自身重力的引入，同时建立低频自由边界条件，消除天-地力学环境不一致对航天器地面微振动测试精度和在轨成像质量测试等的影响，为航天器地面微振动试验提供基础测试条件。悬吊支撑双级复合式在轨自由边界模拟系统是两节式航天器的地面微振动测试的核心装备，必须提出一种与之相适用的姿态监测控制方法，来解决航天器在轨动力学特性和微振动环境验证的地面试验需求。


技术实现要素：

3.本发明的目的在于：为了解决上述问题，而提出的悬吊支撑双级复合式在轨自由边界模拟姿态监测控制方法。
4.为了实现上述目的，本发明采用了如下技术方案：
5.悬吊支撑双级复合式在轨自由边界模拟姿态监测控制方法，包括航天器上组件、航天器下组件、刚性悬吊架、刚性地基、弹性悬吊弹簧、航天器上组件限位块、航天器转接辅助臂、航天器下组件限位块和弹性支撑弹簧。
6.优选地，所述航天器下组件通过航天器下组件支撑块连接至刚性地基上，所述航天器上组件通过航天器上组件支撑块连接至航天器下组件上。
7.优选地，所述航天器上组件与航天器下组件之间设置有减隔振装置，所述航天器上组件与航天器下组件外表壁上均连接有四个沿周向方向设置的航天器转接辅助臂，所述航天器上组件重力为g1，所述航天器下组件重力为g2，所述航天器上组件限位块与航天器下组件限位块均带有轴向的位移传感器。
8.优选地，包括以下步骤：
9.s1、航天器吊装就位；
10.s2、航天器上组件重力卸载及姿态监测控制；
11.s3、航天器下组件重力卸载及姿态监测控制；
12.s4、开展试验。
13.优选地，所述步骤s2中航天器上组件重力卸载及姿态监测控制包括以下步骤：
14.s2.1、组装弹性悬吊弹簧并提升弹性悬吊弹簧顶部至航天器上组件完全重力卸载，撤去航天器上组件支撑块，其中，弹性悬吊弹簧共设置四组，沿航天器上组件外围周向分布；
15.s2.2、由于航天器上组件的形状并非完全规则的圆柱体，上组件质心不在投影面
圆的圆心处，悬吊弹簧的悬吊点一、悬吊点二、悬吊点三和悬吊点四并非完全对称，因此四组弹性悬吊弹簧中各组弹簧的拉力并不是航天器上组件的四分之一，需要由力平衡、力矩平衡及特定要求计算出四组弹性悬吊弹簧完全卸载时的拉力f
h1
、f
h2
、f
h3
和f
h4
，并监测各组弹簧的力是否达到要求，若未达到要求，则需通过电机调整各组弹簧直至满足要求；
16.s2.3、根据胡克定律计算出四组弹性悬吊弹簧的伸长量l
h1
、l
h1
、l
h3
和l
h4
，监测各组弹簧的伸长量是否达到要求，若未达到要求，则需通过电机微幅调整各组弹簧直至满足要求，此时航天器转接辅助臂接触航天器上组件限位块下限位但彼此间无作用力；
17.s2.4、同步提升四组弹性悬吊弹簧顶部，监测各航天器转接辅助臂与航天器上组件限位块上限位、下限位的距离，提升后使得各航天器转接辅助臂离开航天器上组件限位块下限位直至设定距离δ1。
18.优选地，所述步骤s3中航天器下组件重力卸载及姿态监测控制包括以下步骤：
19.s3.1、组装弹性支撑弹簧并抬升弹性支撑弹簧底部至航天器下组件完全重力卸载，撤去航天器下组件支撑块，其中，弹性支撑弹簧共设置八组，沿航天器下组件底部周向分布；
20.s3.2、由于航天器下组件的形状并非完全规则的圆柱体，下组件质心不在投影面圆的圆心处，支撑弹簧的支撑点一、支撑点二、支撑点三、支撑点四、支撑点五、支撑点六、支撑点七和支撑点八并非完全对称，因此八组弹性支撑弹簧中各组弹簧的推力并不是航天器下组件的八分之一，需要由力平衡、力矩平衡及特定要求计算出八组弹性支撑弹簧完全卸载时的推力f
s1
、f
s2
、f
s3
、f
s4
、f
s5
、f
s6
、f
s7
和f
s8
，并监测各组弹簧的力是否达到要求，若未达到要求，则需通过电机调整各组弹簧直至满足要求；
21.s3.3、根据胡克定律计算出八组弹性支撑弹簧的压缩量l
s1
、l
s2
、l
s3
、l
s4
、l
s5
、l
s6
、l
s7
、l
s8
，监测各组弹簧的压缩量是否达到要求，若未达到要求，则需通过电机微幅调整各组弹簧直至满足要求，此时航天器转接辅助臂接触航天器下组件限位块下限位但彼此间无作用力；
22.s3.4、同步抬升八组弹性支撑弹簧底部，监测各航天器转接辅助臂与航天器下组件限位块上限位、下限位的距离，抬升后使得各航天器转接辅助臂离开航天器下组件限位块下限位直至设定距离δ2。
23.综上所述，由于采用了上述技术方案，本发明的有益效果是：
24.1、本技术针对悬吊和支撑双级复合式的在轨自由边界模拟，对各弹簧的轴向力、变形量、抬升量进行监测与控制，使得质心偏心的航天器上下组件完全重力卸载且一直保持水平状态，使航天器满足在地面做微振动实验时的需求。
附图说明
25.图1示出了根据本发明实施例提供的悬吊支撑双级复合式在轨自由边界模拟卸载前的结构示意图；
26.图2示出了根据本发明实施例提供的悬吊支撑双级复合式在轨自由边界模拟卸载后的结构示意图；
27.图3示出了根据本发明实施例提供的悬吊点及航天器上组件质心位置示意图；
28.图4示出了根据本发明实施例提供的支撑点及航天器下组件质心位置示意图。
29.图例说明：
30.1、航天器上组件；2、减隔振装置；3、航天器上组件支撑块；4、航天器下组件；5、航天器下组件支撑块；6、刚性悬吊架；7、刚性地基；8、弹性悬吊弹簧；9、航天器上组件限位块；10、航天器转接辅助臂；11、航天器下组件限位块；12、弹性支撑弹簧；21、上组件质心；22、悬吊点一；23、悬吊点二；24、悬吊点三；25、悬吊点四；31、下组件质心；32、支撑点一；33、支撑点二；34、支撑点三；35、支撑点四；36、支撑点五；37、支撑点六；38、支撑点七；39、支撑点八。
具体实施方式
31.下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其它实施例，都属于本发明保护的范围。
32.请参阅图1-4，本发明提供一种技术方案：
33.悬吊支撑双级复合式在轨自由边界模拟姿态监测控制方法，包括航天器上组件1、航天器下组件4、刚性悬吊架6、刚性地基7、弹性悬吊弹簧8、航天器上组件限位块9、航天器转接辅助臂10、航天器下组件限位块11和弹性支撑弹簧12，航天器下组件4通过航天器下组件支撑块5连接至刚性地基7上，航天器上组件1通过航天器上组件支撑块3连接至航天器下组件4上，航天器上组件1与航天器下组件4之间设置有减隔振装置2，航天器上组件1与航天器下组件4外表壁上均连接有四个沿周向方向设置的航天器转接辅助臂10，航天器上组件1重力为g1，航天器下组件重力为g2，航天器上组件限位块9与航天器下组件限位块11均带有轴向的位移传感器。
34.悬吊支撑双级复合式在轨自由边界模拟姿态监测控制方法，包括以下步骤：
35.s1、航天器吊装就位，安装航天器下组件支撑块5，航天器下组件支撑块5下表面与刚性地基7固定连接，航天器下组件支撑块5最少选取三个，建议选取为四至八个，吊装航天器整体至航天器下组件支撑块5上，固定航天器上组件限位块9和航天器下组件限位块11至刚性悬吊架6上，航天器上组件限位块9和航天器下组件限位块11均设置四个，分别沿航天器上组件1和航天器下组件4周向分布；
36.s2、航天器上组件1重力卸载及姿态监测控制；
37.s3、航天器下组件4重力卸载及姿态监测控制；
38.s4、开展试验，根据力传感器和位移传感器检测限位及卸载情况，检查无误后，安装模态试验激振器；开展微振动试验或其他动力学实验；试验结束，整理并记录数据。
39.具体的，如图1、图2和图3所示，步骤s2中航天器上组件1重力卸载及姿态监测控制包括以下步骤：
40.s2.1、组装弹性悬吊弹簧8并提升弹性悬吊弹簧8顶部至航天器上组件1完全重力卸载，撤去航天器上组件支撑块3，其中，弹性悬吊弹簧8共设置四组，沿航天器上组件1外围周向分布；
41.s2.2、由于航天器上组件1的形状并非完全规则的圆柱体，上组件质心21不在投影面圆的圆心处，悬吊弹簧的悬吊点一22、悬吊点二23、悬吊点三24和悬吊点四25并非完全对称，因此四组弹性悬吊弹簧8中各组弹簧的拉力并不是航天器上组件1的四分之一，需要由
力平衡、力矩平衡及特定要求计算出四组弹性悬吊弹簧8完全卸载时的拉力f
h1
、f
h2
、f
h3
和f
h4
，并监测各组弹簧的力是否达到要求，若未达到要求，则需通过电机调整各组弹簧直至满足要求；
42.根据力平衡及力矩平衡可以得出四组弹性悬吊弹簧8完全卸载时的拉力f
h1
、f
h2
、f
h3
和f
h4
满足以下关系：
43.f
h1
+f
h2
+f
h3
+f
h4
＝g144.f
h1
x
h1
+f
h2
x
h2
+f
h3
x
h3
+f
h4
x
h4
＝g1x145.f
h1yh1
+f
h2yh2
+f
h3yh3
+f
h4yh4
＝g1y146.其中，x
h1
、x
h2
、x
h3
、x
h4
分别表示弹性悬吊弹簧8在航天器转接辅助臂10上的悬吊点一22、悬吊点二23、悬吊点三24和悬吊点四25的x方向坐标值，x1表示上组件质心21的x方向坐标值，y
h1
、y
h2
、y
h3
、y
h4
分别表示弹性悬吊弹簧8在航天器转接辅助臂10上的悬吊点一22、悬吊点二23、悬吊点三24和悬吊点四25的y方向坐标值，y1表示上组件质心21的y方向坐标值；
47.要求：
48.求解出四组弹性悬吊弹簧8完全卸载时的拉力f
h1
、f
h2
、f
h3
和f
h4
，并监测各组弹簧的力是否达到要求，若未达到要求，则需通过电机调整各弹簧直至满足要求；
49.s2.3、根据胡克定律计算出四组弹性悬吊弹簧8的伸长量l
h1
、l
h1
、l
h3
和l
h4
：
[0050][0051]
其中，k
h1
、k
h2
、k
h3
、k
h4
分别表示四组弹性悬吊弹簧8的刚度；
[0052]
要求各组弹簧原长、伸长量与对应悬吊钢丝绳长度之和均相等，监测各组弹簧的伸长量是否达到要求，若未达到要求，则需通过电机微幅调整各组弹簧直至满足要求，此时航天器转接辅助臂10接触航天器上组件限位块9下限位但彼此间无作用力；
[0053]
s2.4、同步提升四组弹性悬吊弹簧8顶部，监测各航天器转接辅助臂10与航天器上组件限位块9上限位、下限位的距离，提升后使得各航天器转接辅助臂10离开航天器上组件限位块9下限位直至设定距离δ1，航天器上组件1完全卸载且保持水平，满足实验要求。
[0054]
具体的，如图1、图2和图4所示，步骤s3中航天器下组件4重力卸载及姿态监测控制包括以下步骤：
[0055]
s3.1、组装弹性支撑弹簧12并抬升弹性支撑弹簧12底部至航天器下组件4完全重力卸载，撤去航天器下组件支撑块5，其中，弹性支撑弹簧12共设置八组，沿航天器下组件4底部周向分布；
[0056]
s3.2、由于航天器下组件4的形状并非完全规则的圆柱体，下组件质心31不在投影面圆的圆心处，支撑弹簧的支撑点一32、支撑点二33、支撑点三34、支撑点四35、支撑点五36、支撑点六37、支撑点七38和支撑点八39并非完全对称，因此八组弹性支撑弹簧12中各组弹簧的推力并不是航天器下组件4的八分之一，需要由力平衡、力矩平衡及特定要求计算出八组弹性支撑弹簧12完全卸载时的推力f
s1
、f
s2
、f
s3
、f
s4
、f
s5
、f
s6
、f
s7
和f
s8
，并监测各组弹簧的力是否达到要求，若未达到要求，则需通过电机调整各组弹簧直至满足要求；
[0057]
根据力平衡及力矩平衡可以得出八组弹性支撑弹簧12完全卸载时的推力f
s1
、f
s2
、fs3
、f
s4
、f
s5
、f
s6
、f
s7
和f
s8
满足以下关系：
[0058]fs1
+f
s2
+f
s3
+f
s4
+f
s5
+f
s6
+f
s7
+f
s8
＝g2[0059]fs1
x
s1
+f
s2
x
s2
+f
s3
x
s3
+f
s4
x
s4
+f
s5
x
s5
+f
s6
x
s6
+f
s7
x
s7
+f
s8
x
s8
＝g2x2[0060]fs1ys1
+f
s2ys2
+f
s3ys3
+f
s4ys4
+f
s5ys5
+f
s6ys6
+f
s7ys7
+f
s8ys8
＝g2y2[0061]
其中，x
s1
、x
s2
、x
s3
、x
s4
、x
s5
、x
s6
、x
s7
、x
s8
分别表示弹性支撑弹簧12在航天器下组件4底部的支撑点一32、支撑点二33、支撑点三34、支撑点四35、支撑点五36、支撑点六37、支撑点七38、支撑点八39的x方向坐标值，x2表示下组件质心31的x方向坐标值，y
s1
、y
s2
、y
s3
、y
s4
、y
s5
、y
s6
、y
s7
、y
s8
分别表示弹性支撑弹簧12在航天器下组件4底部的支撑点一32、支撑点二33、支撑点三34、支撑点四35、支撑点五36、支撑点六37、支撑点七38、支撑点八39的y方向坐标值，y2表示下组件质心31的y方向坐标值；
[0062]
要求：
[0063]fs1
＝f
s2
；f
s3
＝f
s4
；
[0064]
求解出八组弹性支撑弹簧12完全卸载时的推力f
s1
、f
s2
、f
s3
、f
s4
、f
s5
、f
s6
、f
s7
和f
s8
，并监测各组弹簧的力是否达到要求，若未达到要求，则需通过电机调整各弹簧直至满足要求；
[0065]
s3.3、根据胡克定律计算出八组弹性支撑弹簧12的压缩量l
s1
、l
s2
、l
s3
、l
s4
、l
s5
、l
s6
、l
s7
、l
s8
：
[0066][0067]
其中，k
s1
、k
s2
、k
s3
、k
s4
、k
s5
、k
s6
、k
s7
、k
s8
分别表示八组弹性支撑弹簧12的刚度；
[0068]
要求各组弹簧原长与压缩量长度之差均相等，监测各组弹簧的压缩量是否达到要求，若未达到要求，则需通过电机微幅调整各组弹簧直至满足要求，此时航天器转接辅助臂10接触航天器下组件限位块11下限位但彼此间无作用力；
[0069]
s3.4、同步抬升八组弹性支撑弹簧12底部，监测各航天器转接辅助臂10与航天器下组件限位块11上限位、下限位的距离，抬升后使得各航天器转接辅助臂10离开航天器下组件限位块11下限位直至设定距离δ2，此时，航天器下组件4完全卸载且保持水平，满足实验要求。
[0070]
本发明建立一种悬吊支撑双级复合式在轨自由边界模拟姿态监测控制方法，针对悬吊和支撑双级复合式的在轨自由边界模拟，对各弹簧的轴向力、变形量、抬升量进行监测与控制，使得质心偏心的航天器上下组件完全重力卸载且一直保持水平状态，使航天器满足在地面做微振动实验时的需求。
[0071]
实施例的上述说明，使本领域专业技术人员能够实现或使用本发明。对这些实施例的多种修改对本领域的专业技术人员来说将是显而易见的，本文中所定义的一般原理可以在不脱离本发明的精神或范围的情况下，在其它实施例中实现。因此，本发明将不会被限制于本文所示的这些实施例，而是要符合与本文所公开的原理和新颖特点相一致的最宽的范围。

技术特征：
1.悬吊支撑双级复合式在轨自由边界模拟姿态监测控制方法，其特征在于，包括航天器上组件(1)、航天器下组件(4)、刚性悬吊架(6)、刚性地基(7)、弹性悬吊弹簧(8)、航天器上组件限位块(9)、航天器转接辅助臂(10)、航天器下组件限位块(11)和弹性支撑弹簧(12)。2.根据权利要求1所述的悬吊支撑双级复合式在轨自由边界模拟姿态监测控制方法，其特征在于，所述航天器下组件(4)通过航天器下组件支撑块(5)连接至刚性地基(7)上，所述航天器上组件(1)通过航天器上组件支撑块(3)连接至航天器下组件(4)上。3.根据权利要求2所述的悬吊支撑双级复合式在轨自由边界模拟姿态监测控制方法，其特征在于，所述航天器上组件(1)与航天器下组件(4)之间设置有减隔振装置(2)，所述航天器上组件(1)与航天器下组件(4)外表壁上均连接有四个沿周向方向设置的航天器转接辅助臂(10)，所述航天器上组件(1)重力为g1，所述航天器下组件重力为g2，所述航天器上组件限位块(9)与航天器下组件限位块(11)均带有轴向的位移传感器。4.根据权利要求3所述的悬吊支撑双级复合式在轨自由边界模拟姿态监测控制方法，其特征在于，包括以下步骤：s1、航天器吊装就位；s2、航天器上组件(1)重力卸载及姿态监测控制；s3、航天器下组件(4)重力卸载及姿态监测控制；s4、开展试验。5.根据权利要求4所述的悬吊支撑双级复合式在轨自由边界模拟姿态监测控制方法，其特征在于，所述步骤s2中航天器上组件(1)重力卸载及姿态监测控制包括以下步骤：s2.1、组装弹性悬吊弹簧(8)并提升弹性悬吊弹簧(8)顶部至航天器上组件(1)完全重力卸载，撤去航天器上组件支撑块(3)，其中，弹性悬吊弹簧(8)共设置四组，沿航天器上组件(1)外围周向分布；s2.2、由于航天器上组件(1)的形状并非完全规则的圆柱体，上组件质心(21)不在投影面圆的圆心处，悬吊弹簧的悬吊点一(22)、悬吊点二(23)、悬吊点三(24)和悬吊点四(25)并非完全对称，因此四组弹性悬吊弹簧(8)中各组弹簧的拉力并不是航天器上组件(1)的四分之一，需要由力平衡、力矩平衡及特定要求计算出四组弹性悬吊弹簧(8)完全卸载时的拉力f
h1
、f
h2
、f
h3
和f
h4
，并监测各组弹簧的力是否达到要求，若未达到要求，则需通过电机调整各组弹簧直至满足要求；s2.3、根据胡克定律计算出四组弹性悬吊弹簧(8)的伸长量l
h1
、l
h1
、l
h3
和l
h4
，监测各组弹簧的伸长量是否达到要求，若未达到要求，则需通过电机微幅调整各组弹簧直至满足要求，此时航天器转接辅助臂(10)接触航天器上组件限位块(9)下限位但彼此间无作用力；s2.4、同步提升四组弹性悬吊弹簧(8)顶部，监测各航天器转接辅助臂(10)与航天器上组件限位块(9)上限位、下限位的距离，提升后使得各航天器转接辅助臂(10)离开航天器上组件限位块(9)下限位直至设定距离δ1。6.根据权利要求4所述的悬吊支撑双级复合式在轨自由边界模拟姿态监测控制方法，其特征在于，所述步骤s3中航天器下组件(4)重力卸载及姿态监测控制包括以下步骤：s3.1、组装弹性支撑弹簧(12)并抬升弹性支撑弹簧(12)底部至航天器下组件(4)完全重力卸载，撤去航天器下组件支撑块(5)，其中，弹性支撑弹簧(12)共设置八组，沿航天器下
组件(4)底部周向分布；s3.2、由于航天器下组件(4)的形状并非完全规则的圆柱体，下组件质心(31)不在投影面圆的圆心处，支撑弹簧的支撑点一(32)、支撑点二(33)、支撑点三(34)、支撑点四(35)、支撑点五(36)、支撑点六(37)、支撑点七(38)和支撑点八(39)并非完全对称，因此八组弹性支撑弹簧(12)中各组弹簧的推力并不是航天器下组件(4)的八分之一，需要由力平衡、力矩平衡及特定要求计算出八组弹性支撑弹簧(12)完全卸载时的推力f
s1
、f
s2
、f
s3
、f
s4
、f
s5
、f
s6
、f
s7
和f
s8
，并监测各组弹簧的力是否达到要求，若未达到要求，则需通过电机调整各组弹簧直至满足要求；s3.3、根据胡克定律计算出八组弹性支撑弹簧(12)的压缩量l
s1
、l
s2
、l
s3
、l
s4
、l
s5
、l
s6
、l
s7
、l
s8
，监测各组弹簧的压缩量是否达到要求，若未达到要求，则需通过电机微幅调整各组弹簧直至满足要求，此时航天器转接辅助臂(10)接触航天器下组件限位块(11)下限位但彼此间无作用力；s3.4、同步抬升八组弹性支撑弹簧(12)底部，监测各航天器转接辅助臂(10)与航天器下组件限位块(11)上限位、下限位的距离，抬升后使得各航天器转接辅助臂(10)离开航天器下组件限位块(11)下限位直至设定距离δ2。

技术总结
本发明公开了悬吊支撑双级复合式在轨自由边界模拟姿态监测控制方法，包括航天器上组件、航天器下组件、刚性悬吊架、刚性地基、弹性悬吊弹簧、航天器上组件限位块、航天器转接辅助臂、航天器下组件限位块和弹性支撑弹簧，所述航天器下组件通过航天器下组件支撑块连接至刚性地基上，所述航天器上组件通过航天器上组件支撑块连接至航天器下组件上，所述航天器上组件与航天器下组件之间设置有减隔振装置。本发明中，针对悬吊和支撑双级复合式的在轨自由边界模拟，对各弹簧的轴向力、变形量、抬升量进行监测与控制，使得质心偏心的航天器上下组件完全重力卸载且一直保持水平状态，使航天器满足在地面做微振动实验时的需求。满足在地面做微振动实验时的需求。满足在地面做微振动实验时的需求。


技术研发人员：杨晓宁 冯国松 杨江 张大志 刘闯 李新明 张立元 韩天 魏博 孙通 张肇元 薛令博
受保护的技术使用者：北京卫星环境工程研究所
技术研发日：2022.11.24
技术公布日：2023/3/27