用于在轨服务技术验证的模拟目标星的利记博彩app
【专利摘要】一种用于在轨服务技术验证的模拟目标星，包括通讯子系统、姿轨控制子系统、故障模拟子系统、推进子系统以及电源子系统，通信子系统利用无线通信模块通过无线路由器实现姿轨控制子系统和地面控制站之间的通信，用于模拟在轨天地无线通信链路，用于模拟目标星和地面监控设备进行信息交互；所述姿轨控制子系统包括绝对位姿测量单元、相对位姿测量靶标和中央处理单元；所述故障模拟子系统包括模拟太阳翼、故障模拟检测单元、模拟太阳翼驱动装置；所述推进子系统在中央处理单元的控制下实现控制模拟目标星的水平运动和旋转运动；所述电源子系统为模拟目标星的各用电设备提供工作电源。本发明更加真实的模拟了在轨环境下服务航天器的动力学特性。
【专利说明】
用于在轨服务技术验证的模拟目标星
技术领域
[0001 ]本发明涉及空间机器人领域，具体说涉及一种用于在轨服务技术验证的模拟目标星。
【背景技术】
[0002]空间在轨服务技术是当今国际上航天技术的研究热点，也是“十三五”国家战略百大工程项目之一，但是直接开展在轨实验需要耗费大量人力物力，而且存在较高风险，因此需要充分开展空间在轨服务地面模拟实验。
[0003]模拟目标星是提供给模拟服务星实施在轨操作的对象，如何设计集成化和多功能化的模拟目标星至关重要。
[0004]目前公开报导中，有的只有对接结构，仅能模拟交会对接过程，而不能模拟故障解除任务;有的将被服务对象基座固定，不能模拟在轨操作过程中的动力学耦合现象;有的模拟目标星需要外接供电电缆，这会严重干扰模拟服务星的运动而影响实验效果。
【发明内容】
[0005]针对现有技术的不足，本发明提出了一种用于在轨服务技术验证的模拟目标星。
[0006]本发明的技术方案是:
[0007]—种用于在轨服务技术验证的模拟目标星，包括通讯子系统、姿轨控制子系统、故障模拟子系统、推进子系统以及电源子系统，
[0008]所述通信子系统利用无线通信模块通过无线路由器实现姿轨控制子系统和地面控制站之间的通信，用于模拟在轨天地无线通信链路，用于模拟目标星和地面监控设备进行信息交互;所述姿轨控制子系统包括绝对位姿测量单元、相对位姿测量靶标和中央处理单元;所述故障模拟子系统包括包括模拟太阳翼、故障模拟检测单元、模拟太阳翼驱动装置;所述推进子系统在中央处理单元的控制下实现控制模拟目标星的水平运动和旋转运动;所述电源子系统为模拟目标星的各用电设备提供工作电源；
[0009]模拟目标星通过绝对位姿测量单元得到当前的位姿信息，然后中央处理单元通过控制算法给生成推进子系统的控制指令，控制模拟目标星按期望故障模拟的轨迹运动;月艮务航天器逼近模拟目标星先进行交会对接，交会对接过程中相对位姿测量靶标为服务航天器的相对导航提供合作的测量标志，以获得二者的相对位姿;服务航天器与模拟目标星对接完毕后，服务航天器实施在轨故障解除操作，故障模拟检测单元实时检测模拟太阳翼的故障状态，如果故障解除完毕，中央处理器控制太阳翼驱动装置，驱动模拟太阳翼展开。
[0010]在交会对接和在轨故障解除操作过程中，状态信息可以通过无线通信模块送到地面控制站进行显示;地面控制站也可以实时发送控制指令，控制模拟目标星的运动。
[0011 ]进一步地，本发明还包括模拟目标星舱体，模拟目标星舱体内部采用框架结构，模拟目标星舱体用于安装和承载模拟目标星的各组成设备。模拟目标星舱体内设置有储气装置，储气装置为多个相连通的用于储存空气的储气罐，储气装置连接有两条带有减压阀和截止阀的管路，其中一条管路通过气足将储气装置内的压缩空气喷出进而将模拟目标星悬浮在气浮平台上，模拟微重力环境。
[0012]进一步地，本发明的模拟太阳翼能够模拟太阳翼的故障和正常状态，模拟太阳翼在折叠状态时表示模拟太阳翼出现故障，展开状态表示模拟太阳翼处于正常状态;故障模拟检测单元为一个插销结构并插入相应的插孔内用于模拟太阳翼出现故障卡住的情况，当服务航天器把插销拔出即模拟太阳翼的故障状态已解除，故障模拟检测单元会检测到拔出状态，然后将状态信息发送给中央处理单元，中央处理单元控制模拟太阳翼驱动装置驱动模拟太阳翼展开。
[0013]进一步地，本发明的所述模拟目标星舱体上设置有电磁吸合装置和对接锥，模拟目标星与服务航天器交会对接过程中，服务航天器的对接杆插入模拟目标星的对接锥中，然后服务航天器的电磁单元产生吸力和模拟目标星的电磁吸合装置锁紧，保证服务航天器和模拟目标星有效连接。
[0014]进一步地，本发明的所述推进子系统包括飞轮、电磁阀、电磁阀控制器、储气装置和喷管，所述飞轮能够提供力矩，用于控制模拟目标星的旋转运动;所述储气装置上连接的另一条管路用于连接喷管且储气装置与喷管之间的管路上连接有电磁阀，储气装置中的气体通过电磁阀从喷管喷出产生推力从而控制模拟目标星的水平运动，所述电磁阀控制器用于控制电磁阀的打开和关闭，喷管和飞轮协作完成模拟目标星的运动控制。
[0015]定义一个固连在模拟目标星上的本体坐标系，其中+X方向指向模拟目标星的前进方向，+Z方向竖直向上，+Y方向满足右手法则。进一步地，储气装置上用于连接喷管的管路分为6条支路，6条支路上均连接有电磁阀和喷管组合即本发明总共布置有6个电磁阀和喷管组合，在+/-X方向各分布有两个电磁阀和喷管组合，在+/-Y方向各一个电磁阀和喷管组合。这个布局可以用最少的电磁阀和喷管组合提供推力和力矩。
[0016]进一步地，本发明的绝对位姿测量单元采用iGPS接收器，能够获取模拟目标星的绝对位置和姿态，绝对位姿测量单元将获得的位姿信息实时输给中央处理单元，中央处理单元根据当前状态，生成控制指令，控制模拟目标星按期望轨迹运动，可以模拟航天器存在故障时的运动。
[0017]进一步地，本发明的相对位姿测量靶标给服务航天器提供检测目标，并解算得到二者的相对位姿，用于服务航天器与模拟目标星交会对接过程的状态检测。
[0018]进一步地，本发明的电源子系统包括多功能结构电池和电源变换器，多功能结构电池提供28V电源，电源变换器将多功能结构电池提供的28V电源变换为24V、12V和5V的电压，给模拟服务星的各用电设备提供电源。
[0019]进一步地，本发明的所述多功能结构电池为是模拟目标星舱体的一个内嵌有锂电池的舱板。
[0020]本发明的有益效果是:
[0021]一是在微重力模拟卫星平台基础上集成了故障模拟子系统，可用于验证微重力环境下被服务航天器的接受在轨服务的能力；
[0022]二是首次在微重力模拟卫星平台上设计并使用了多功能结构技术，采用多功能结构电池独立供电，克服了传统的外接供电电缆对模拟服务星运动的干扰，更加真实的模拟了在轨环境下服务航天器的动力学特性。
【附图说明】
[0023]图1是本发明的结构示意图。
[0024]图1中:11、模拟太阳翼；12、无线通信模块；13、模拟目标星舱体;14、相对位姿测量靶标；15、气浮装置；16、多功能结构电池；17、绝对位姿测量单元；18、故障模拟检测单元；19、多功能结构电池;20、电磁吸合装置；
[°°25]图2是舱体内部结构示意图。
[0026]图2中:21、中央处理单元;22、电源变换器;23、飞轮;24、电磁阀控制器;25、模拟太阳翼驱动装置；
[0027]图3是气浮装置结构示意图。
[0028]图3中:31、电磁阀；32、喷管;33、储气罐;34、气足
[0029]图4是本发明的工作流程示意图。
【具体实施方式】
[0030]下面结合附图对本发明进行详细说明。
[0031 ]参照图1，为本发明一种用于在轨服务技术验证的模拟目标星，包括结构和机构子系统、推进子系统、姿轨控制子系统、通信子系统、故障模拟子系统和电源子系统;它用于在轨服务操作相关技术地面模拟和验证，它通过可以模拟故障航天器的刚体运动，也可以模拟故障部件或者模块更换任务，给模拟服务星一个较逼真的服务对象，并通过模拟天地通信链路与地面控制站进行信息交互。
[0032]结构和机构子系统包括模拟目标星舱体13、气浮装置15、电磁吸合装置20和对接锥19;如图2所示，模拟目标星舱体13用于安装和承载模拟目标星的相关设备和系统，模拟目标星舱体13内部采用框架结构，可以充分利用内部空间。如图3所示，气浮装置15包括气浮平台。模拟目标星舱体13内设有两个相互联通的储气罐33，用于储存空气。储气罐33连接有两条带有减压阀和截止阀的管路，其中一条管路通过气足将储气罐内的压缩空气通过三个气足34喷气将模拟卫星悬浮在气浮平台上，模拟微重力环境。在目标航天器和服务航天器对接过程中，首先服务航天器的对接杆插入目标航天器的对接锥19中，然后服务航天器的电磁单元和目标航天器的吸合装置20锁紧，保证服务航天器和目标航天器有效连接。
[0033]推进子系统包括飞轮23、电磁阀31、电磁阀控制器24、储气罐33和喷管32。飞轮23可以提供力矩，用于控制服务星的旋转运动。储气罐33上用于连接喷管的管路分为6条支路，6条支路上均连接有电磁阀和喷管组合。储气罐33中的压缩气体分为六路后通过各支路上的电磁阀31，从各支路上的喷管32喷出，进而产生推力。喷管32直接安装在电磁阀31上，电磁阀控制器24可以控制电磁阀的打开和关闭。本发明总共布置有6个电磁阀和喷管组合，在+/-X方向各两个，在+/-Y方向各一个。其中+/-X方向、+/-Y方向的定义如下:定义一个固连在模拟目标星上的本体坐标系，其中+X方向指向前进方向，+Z方向竖直向上，+Y方向满足右手法则。这个布局可以用最少的电磁阀和喷管组合提供推力和力矩，从而控制模拟目标星的水平运动和旋转运动，喷管和飞轮协作完成模拟目标星的运动控制。
[0034]姿轨控制子系统包括绝对位姿测量单元17、相对位姿测量靶标14和中央处理单元21。绝对位姿测量单元采用iGPS接收器，可以得到模拟目标星的绝对位置和姿态，将位姿信息实时输给中央处理单元21，中央处理单元21根据当前状态，生成控制指令，控制模拟目标星按期望轨迹运动，可以模拟航天器存在故障时的运动。相对位姿测量靶标14给服务航天器提供检测目标，并解算得到二者的相对位姿，用于交会对接过程的状态检测。
[0035]通信子系统利用无线通信模块12通过无线路由器和地面监控设备通信，模拟在轨天地无线通信链路，用于模拟目标星和地面监控设备进行信息交互。
[0036]故障模拟子系统包括模拟太阳翼11、故障模拟检测单元18、模拟太阳翼驱动装置25。模拟太阳翼在折叠状态时表示太阳翼出现故障，展开状态表示太阳翼处于正常状态。故障模拟检测单元18为一个插销结构并插入相应的插孔内，模拟目标航天器的太阳翼被意外卡住的情况。服务航天器如果把插销拔出，故障模拟检测单元18的传感器会检测到拔出状态，然后将状态发送给中央处理单元21，中央处理单元21控制模拟太阳翼驱动装置25驱动太阳翼展开。
[0037]电源子系统包括了多功能结构电池16和电源变换器22，多功能结构电池19是模拟目标星舱体的一个内嵌有锂电池的舱板，而且内嵌锂电池可以提供28V电源(根据电量不同电压在26V至30V之间变化)，这样的设计可以让整个结构更加紧凑。电源变换器22是将锂电池28V变换为24V、12V和5V的电压，给模拟目标星的不同组成设备及系统提供电源，采用电池供电避免机械臂外接市电电缆而影响实验效果。
[0038]如4所示，用于在轨服务技术验证的模拟目标星工作流程如下:
[0039I目标星通过绝对位姿测量单元17得到当前的位姿信息，然后中央处理单元21通过控制算法给生成飞轮和电磁阀控制控制指令，控制模拟目标星按期望故障模拟的轨迹运动。服务航天器逼近模拟目标星先进行交会对接，交会对接过程中相对位姿测量靶标14为服务航天器的相对导航提供合作的测量标志，以获得二者的相对位姿。对接完毕后，服务航天器实施在轨故障解除操作，故障检测单元18实时检测故障状态，如果故障解除完毕，中央处理器21控制太模拟太阳翼驱动装置25，驱动模拟太阳翼展开。
[0040]在交会对接和操作过程中，状态信息可以通过无线通信模块送到地面控制站进行显示;地面控制站也可以实时发送控制指令，控制模拟目标星的运动。
[0041]以上所述仅是本发明的优选实施方式，本发明的保护范围并不仅局限于上述实施例，凡属于本发明思路下的技术方案均属于本发明的保护范围。应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理前提下的若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。
【主权项】
1.一种用于在轨服务技术验证的模拟目标星，其特征在于，包括通讯子系统、姿轨控制子系统、故障模拟子系统、推进子系统以及电源子系统， 所述通信子系统利用无线通信模块通过无线路由器实现姿轨控制子系统和地面控制站之间的通信，用于模拟在轨天地无线通信链路，用于模拟目标星和地面监控设备进行信息交互;所述姿轨控制子系统包括绝对位姿测量单元、相对位姿测量靶标和中央处理单元；所述故障模拟子系统包括包括模拟太阳翼、故障模拟检测单元、模拟太阳翼驱动装置;所述推进子系统在中央处理单元的控制下实现控制模拟目标星的水平运动和旋转运动;所述电源子系统为模拟目标星的各用电设备提供工作电源； 模拟目标星通过绝对位姿测量单元得到当前的位姿信息，然后中央处理单元通过控制算法给生成推进子系统的控制指令，控制模拟目标星按期望故障模拟的轨迹运动;服务航天器逼近模拟目标星先进行交会对接，交会对接过程中相对位姿测量靶标为服务航天器的相对导航提供合作的测量标志，以获得二者的相对位姿;服务航天器与模拟目标星对接完毕后，服务航天器实施在轨故障解除操作，故障模拟检测单元实时检测模拟太阳翼的故障状态，如果故障解除完毕，中央处理器控制太阳翼驱动装置，驱动模拟太阳翼展开。 在交会对接和在轨故障解除操作过程中，状态信息可以通过无线通信模块送到地面控制站进行显示;地面控制站也可以实时发送控制指令，控制模拟目标星的运动。2.根据权利要求1所述的用于在轨服务技术验证的模拟目标星，其特征在于，还包括模拟目标星舱体，模拟目标星舱体内部采用框架结构，模拟目标星舱体用于安装和承载模拟目标星的各组成设备，模拟目标星舱体内设置有储气装置，储气装置为多个相连通的用于储存空气的储气罐，储气装置连接有两条带有减压阀和截止阀的管路，其中一条管路通过气足将储气装置内的压缩空气喷出进而将模拟目标星悬浮在气浮平台上，模拟微重力环境。3.根据权利要求2所述的用于在轨服务技术验证的模拟目标星，其特征在于，模拟太阳翼能够模拟太阳翼的故障和正常状态，模拟太阳翼在折叠状态时表示模拟太阳翼出现故障，展开状态表示模拟太阳翼处于正常状态;故障模拟检测单元为一个插销结构并插入相应的插孔内用于模拟太阳翼出现故障卡住的情况，当服务航天器把插销拔出即模拟太阳翼的故障状态已解除，故障模拟检测单元会检测到拔出状态，然后将状态信息发送给中央处理单元，中央处理单元控制模拟太阳翼驱动装置驱动模拟太阳翼展开。4.根据权利要求3所述的用于在轨服务技术验证的模拟目标星，其特征在于，所述模拟目标星舱体上设置有电磁吸合装置和对接锥，模拟目标星与服务航天器交会对接过程中，服务航天器的对接杆插入模拟目标星的对接锥中，然后服务航天器的电磁单元产生吸力和模拟目标星的电磁吸合装置锁紧，保证服务航天器和模拟目标星有效连接。5.根据权利要求4所述的用于在轨服务技术验证的模拟目标星，其特征在于，所述推进子系统包括飞轮、电磁阀、电磁阀控制器、储气装置和喷管，所述飞轮能够提供力矩，用于控制模拟目标星的旋转运动;所述储气装置上连接的另一条管路用于连接喷管且储气装置与喷管之间的管路上连接有电磁阀，储气装置中的气体通过电磁阀从喷管喷出产生推力从而控制模拟目标星的水平运动，所述电磁阀控制器用于控制电磁阀的打开和关闭，喷管和飞轮协作完成模拟目标星的运动控制。6.根据权利要求5所述的用于在轨服务技术验证的模拟目标星，其特征在于，储气装置上用于连接喷管的管路分为6条支路，6条支路上均连接有电磁阀和喷管组合，在+/-X方向各分布有两个电磁阀和喷管组合，在+/-Y方向各一个电磁阀和喷管组合，其中+/-X方向、+/-Y方向的定义如下:定义一个固连在模拟目标星上的本体坐标系，其中+X方向指向前进方向，+Z方向竖直向上，+Y方向满足右手法则。7.根据权利要求5所述的用于在轨服务技术验证的模拟目标星，其特征在于，绝对位姿测量单元采用iGPS接收器，能够获取模拟目标星的绝对位置和姿态，绝对位姿测量单元将获得的位姿信息实时输给中央处理单元，中央处理单元根据当前状态，生成控制指令，控制模拟目标星按期望轨迹运动，可以模拟航天器存在故障时的运动。8.根据权利要求7所述的用于在轨服务技术验证的模拟目标星，其特征在于，相对位姿测量靶标给服务航天器提供检测目标，并解算得到二者的相对位姿，用于服务航天器与模拟目标星交会对接过程的状态检测。9.根据权利要求7所述的用于在轨服务技术验证的模拟目标星，其特征在于，电源子系统包括多功能结构电池和电源变换器，多功能结构电池提供28V电源，电源变换器将多功能结构电池提供的28V电源变换为24V、12V和5V的电压，给模拟服务星的各用电设备提供电源。10.根据权利要求9所述的用于在轨服务技术验证的模拟目标星，其特征在于，所述多功能结构电池为是模拟目标星舱体的一个内嵌有锂电池的舱板。
【文档编号】G05D1/08GK105955285SQ201610397010
【公开日】2016年9月21日
【申请日】2016年6月7日
【发明人】李东旭, 范才智, 刘望, 孟云鹤, 李思侃, 郝瑞
【申请人】中国人民解放军国防科学技术大学