适用于卫星地面仿真的组合式三维微重力模拟系统

1.本技术涉及微重力模拟技术领域，尤其涉及一种适用于卫星地面仿真的组合式三维微重力模拟系统。


背景技术：

2.地面微重力模拟是随着航天技术的发展而出现的新研究领域，很快便成为美国、日本、加拿大等空间大国相继关注的重要技术之一，相比于数字仿真和理论评估，通过微重力模拟所得到的试验数据真实性、可靠性更强，具有不可替代的优势。为保证航天器在轨运行的可靠性，微重力地面模拟试验是一项必不可少的工作。现有的气浮法虽然可以实现重力补偿或无摩擦的相对运动条件，以模拟在外层空间所受扰动力小的力学环境，但是缺少垂直方向的自由度，很难实现竖直方向微重力模拟，不适合负载空间三维自由运动的场合。而悬吊法虽然实现了三维微重力模拟，但是能承受的负载小，无法满足大负载的需求，且绳索运动时所受摩擦力大，严重影响试验精度。


技术实现要素：

3.本技术实施例提供一种适用于卫星地面仿真的组合式三维微重力模拟系统，具有能负载能力强、动力学仿真行程长、跟踪快速性、模拟精度高等优点，可以适应模拟飞行器高速高机动仿真飞行场合，包括：垂向气浮微重力模拟单元、悬挂微重力模拟单元和光滑平台；所述垂向气浮微重力模拟单元包括垂向气缸，所述垂向气缸通过水平气足悬浮在所述光滑平台上方并在水平方向上运动，通过调整所述垂向气缸内的气体压强平衡固定在所述垂向气缸顶部的模拟飞行器的一部分重力；所述悬挂微重力模拟单元包括二维移动平台、悬线、z轴伺服电机、拉力传感器、定位装置和第一控制器，所述二维移动平台架设在所述光滑平台上方，所述二维移动平台可在水平方向上移动，设置在二维移动平台上的所述z轴伺服电机通过所述悬线与所述模拟飞行器连接，所述定位装置用于测量所述模拟飞行器的位置，所述拉力传感器用于测量所述悬线的拉力；所述第一控制器用于根据所述定位装置测量到的所述模拟飞行器的位置，控制所述二维移动平台跟随所述模拟飞行器移动，以使所述悬线保持竖直，以及根据所述拉力传感器测量到的所述悬线的拉力，控制所述z轴伺服电机收起或释放所述悬线，以平衡所述模拟飞行器的一部分重力。
4.可选地，所述第一控制器还用于获取所述模拟飞行器消耗的喷气质量，根据所述模拟飞行器消耗的喷气质量和所述悬线的拉力，控制所述z轴伺服电机调整所述悬线的拉力。
5.可选地，所述第一控制器还用于：获取所述模拟飞行器的喷气口大小、喷气压强和喷气推力，确定所述模拟飞行器受到的扰动力；
根据所述模拟飞行器受到的扰动力，通过所述z轴伺服电机调整所述悬线的拉力，以平衡所述飞行器扰动力。
6.可选地，所述垂向气浮微重力模拟单元还包括光栅尺，用于测量所述垂向气缸在垂直方向的高度。
7.可选地，所述第一控制器还用于：当检测到所述垂向气缸向外排气时，基于所述光栅尺测量的所述垂向气缸在垂直方向的高度，以及预先测量的垂向气缸高度与气浮扰动力的对应关系表，确定所述垂向气缸当前受到的气浮扰动力；根据所述当前受到的气浮扰动力，通过所述z轴伺服电机调整所述悬线的拉力，以平衡所述垂向气缸当前受到的气浮扰动力。
8.可选地，所述垂向气缸包括气缸、电磁调节阀、高压气瓶、通气管道、压力传感器和第二控制器；所述高压气瓶的出气口通过所述通气管道与所述气缸的进气口连通，所述气缸的出气口和进气口分别安装有电磁调节阀；所述压力传感器用于测量所述气缸内的压强；所述第二控制器用于根据所述模拟飞行器的运动状态和所述压力传感器测量到的压强，控制所述电磁调节阀的开闭，以增加或减少所述气缸内的气体。
9.可选地，所述电磁调节阀包括粗调节阀和细调节阀；所述第二控制器具体用于：根据所述模拟飞行器的运动状态和所述压力传感器测量到的压强，确定所述气缸的进气量或出气量；若进气量或出气量大于预设阈值，则通过粗调节阀调整所述气缸内的气体量，否则通过细调节阀调整所述气缸内的气体量。
10.可选地，所述第二控制器具体用于：根据所述模拟飞行器的运动状态和所述压力传感器测量到的压强，采用双阀分段施密斯预估控制算法确定所述气缸的进气量或出气量。
11.可选地，所述第二控制器还用：获取所述模拟飞行器消耗的喷气质量，根据所述模拟飞行器消耗的喷气质量，调整所述气缸内的气体量。
12.可选地，所述悬挂微重力模拟单元还包括x轴直线滑轨、y轴直线滑轨、x轴伺服电机和y轴伺服电机；所述光滑平台上设置有支撑架，所述支撑架两侧安装有平行设置的x轴直线滑轨，x轴直线滑轨之间安装有平行设置的y轴直线滑轨，通过x轴伺服电机驱动y轴直线滑轨沿x轴直线滑轨移动，所述二维移动平台安装在y轴直线滑轨之间，通过y轴伺服电机驱动所述二维移动平台沿y轴直线滑轨移动。
13.本技术实施例提供的适用于卫星地面仿真的组合式三维微重力模拟系统，通过垂向气浮微重力模拟单元平衡了模拟飞行器的一部分重力，同时通过悬挂微重力模拟单元平衡了模拟飞行器的另一部分重力，实现了三维的微重力模拟，且悬挂气浮组合的方式提高了整个系统的负载能力，以满足大负载的需求。此外，基于定位装置实现了对模拟飞行器的快速跟踪，结合z轴伺服电机和拉力传感器，保证悬线随模拟飞行器移动并实时调整悬线拉力，降低悬线带来的干扰，提高模拟精度。因此，本技术实施例提供的适用于卫星地面仿真的组合式三维微重力模拟系统，具有能负载能力强、动力学仿真行程长、跟踪快速性、模拟
精度高等优点，可以适应模拟飞行器高速高机动仿真飞行场合。
附图说明
14.为了更清楚地说明本技术实施例的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本技术的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其它的附图。
15.图1为本技术实施例提供的适用于卫星地面仿真的组合式三维微重力模拟系统的示意图。
具体实施方式
16.下面结合附图对本技术实施例进行详细描述。
17.需说明的是，在不冲突的情况下，以下实施例及实施例中的特征可以相互组合；并且，基于本技术中的实施例，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他实施例，都属于本技术保护的范围。
18.需要说明的是，下文描述在所附权利要求书的范围内的实施例的各种方面。应显而易见，本文中所描述的方面可体现于广泛多种形式中，且本文中所描述的任何特定结构及/或功能仅为说明性的。基于本技术，所属领域的技术人员应了解，本文中所描述的一个方面可与任何其它方面独立地实施，且可以各种方式组合这些方面中的两者或两者以上。举例来说，可使用本文中所阐述的任何数目个方面来实施设备及/或实践方法。另外，可使用除了本文中所阐述的方面中的一或多者之外的其它结构及/或功能性实施此设备及/或实践此方法。
19.为了方便理解，下面对本技术实施例中涉及的名词进行解释：光栅尺：即光栅尺位移传感器，是利用光栅的光学原理工作的测量反馈装置。光栅尺位移传感器经常应用于数控机床的闭环伺服系统中，可用作直线位移或者角位移的检测，其测量输出的信号为数字脉冲，具有检测范围大，检测精度高，响应速度快的特点。
20.施密斯预估控制算法：是施密斯( smith)提出的一种纯滞后的补偿模型，该算法的核心是控制回路中增加smith预估器，与常规控制器d(s)并联共同组成纯滞后补偿控制器，可以使控制对象的时间滞后得到完全补偿。
21.附图中的任何元素数量均用于示例而非限制，以及任何命名都仅用于区分，而不具有任何限制含义。
22.为进一步说明本技术实施例提供的技术方案，下面结合附图以及具体实施方式对此进行详细的说明。
23.参考图1，本技术实施例提供了一种适用于卫星地面仿真的组合式三维微重力模拟系统，包括：垂向气浮微重力模拟单元、悬挂微重力模拟单元、水平二维微重力模拟单元和光滑平台12。其中，垂向气浮微重力模拟单元包括垂向气缸9，水平二维微重力模拟单元包括水平气足11，悬挂微重力模拟单元包括二维移动平台14、悬线7、z轴伺服电机3、拉力传感器8、定位装置6和第一控制器。第一控制器安装在二维移动平台14上，跟随二维移动平台14一起移动。光滑平台12可以选用大理石平台。
24.垂向气缸9用于支撑模拟飞行器10，模拟飞行器10可固定在垂向气缸9的顶部。垂
向气缸9可通过调整其内部的气体压强，改变垂向气缸9向模拟飞行器10提供的支持力，从而平衡模拟飞行器10的一部分重力，以模拟飞行器10在外太空中的失重状态。
25.水平二维微重力模拟单元采用气浮法，利用水平气足和光滑平台实现平面二维的微重力模拟。水平气足11安装在垂向气缸9的底部，水平气足11通气后会向下喷射稳定的气流，从而和光滑平台12之间形成一层气膜，使得垂向气缸9与悬浮在光滑平台12上方，以减少水平运动过程中的摩擦力，模拟外太空失重状态下的微摩擦环境。同时，水平气足11可根据需要向四周喷气，从而带动垂向气缸9在水平方向上运动。具体实施时，可结合相关实验数据、理论公式和经验，针对水平气足11的负载质量设计满足要求的水平气足11结构，设计参数包括：气足半径、气足上节流孔数目、节流孔直径、气膜厚度等。水平气足11可以配备单独的供气设置，或者也可以使用垂向气缸9的供气设备。
26.二维移动平台14架设在光滑平台12上方，二维移动平台14可在水平方向上移动。以图1为例，光滑平台12上设置有支撑架13，支撑架13两侧安装有平行设置的两根x轴直线滑轨4，x轴直线滑轨4之间安装有平行设置的y轴直线滑轨5，二维移动平台14安装在两根y轴直线滑轨5之间，通过y轴伺服电机1可驱动二维移动平台14沿y轴直线滑轨5移动，通过x轴伺服电机2可驱动y轴直线滑轨5沿x轴直线滑轨4移动，从而实现二维移动平台14在水平方向上的移动。
27.z轴伺服电机3可设置在二维移动平台15上，悬线7的一端与z轴伺服电机3连接，悬线7的另一端连接模拟飞行器10，可通过z轴伺服电机3控制收起或者释放悬线7，从而给模拟飞行器10施加向上的一定拉力，以平衡模拟飞行器10的一部分重力。
28.定位装置6用于测量模拟飞行器10的位置，定位装置6可以是图像采集设置，如单目工业相机。定位装置6可安装在二维移动平台14上，随二维移动平台14一起运动，也可以固定在其它可观测到模拟飞行器10位置的地方，本技术不作限定。
29.拉力传感器8可安装在悬线7上，用于测量悬线7的拉力。
30.第一控制器用于根据定位装置6测量到的模拟飞行器10的位置，控制二维移动平台14跟随模拟飞行器10移动，保证在模拟飞行器10运动过程中悬线7始终处于竖直状态，避免悬线7给模拟飞行器10施加水平方向的力。第一控制器还用于根据拉力传感器8测量到的悬线7的拉力，控制z轴伺服电机3收起或释放悬线7，以平衡模拟飞行器10的一部分重力。
31.具体实施时，可预先为垂向气浮微重力模拟单元和悬挂微重力模拟单元分配承重比例，例如，垂向气浮微重力模拟单元承担模拟飞行器70%的重量，悬挂微重力模拟单元承担模拟飞行器30%的重量，结合模拟飞行器的实际质量，确定垂向气浮微重力模拟单元和悬挂微重力模拟单元分别需要平衡的重力，进而分别计算出垂向气缸内部压强和悬线需要提供的拉力。需要注意的是，分配给悬挂微重力模拟单元的重量不能超过悬线能够承担的最大拉力，同样，分配给悬挂微重力模拟单元的重量不能超过垂向气缸的最大承载量。
32.本技术实施例提供的适用于卫星地面仿真的组合式三维微重力模拟系统，通过垂向气浮微重力模拟单元平衡了模拟飞行器的一部分重力，同时通过悬挂微重力模拟单元平衡了模拟飞行器的另一部分重力，实现了三维的微重力模拟，且悬挂气浮组合的方式提高了整个系统的负载能力，以满足大负载的需求。此外，基于定位装置实现了对模拟飞行器的快速跟踪，结合z轴伺服电机和拉力传感器，保证悬线随模拟飞行器移动并实时调整悬线拉力，降低悬线带来的干扰，提高模拟精度。因此，本技术实施例提供的适用于卫星地面仿真
的组合式三维微重力模拟系统，具有能负载能力强、动力学仿真行程长、跟踪快速性、模拟精度高等优点，可以适应模拟飞行器高速高机动仿真飞行场合。
33.具体实施时，垂向气缸包括气缸、电磁调节阀、高压气瓶、通气管道、压力传感器和第二控制器。高压气瓶的出气口通过通气管道与气缸的进气口连通，高压气瓶可通过通气管道向气缸内充气。气缸的出气口和进气口分别安装有电磁调节阀，本技术中将设置在气缸进气口电磁调节阀称为进气电磁阀，将设置在气缸出气口电磁调节阀称为出气电磁阀，通过控制进气电磁阀和出气电磁阀的开闭，使得气缸充气或排气，进而改变气缸内压强，从而调整支撑模拟飞行器的支持力。当进气电磁阀打开时，高压气瓶向气缸的气腔内充气，气腔内的压强升高，导致气缸活塞向上运动，从而为模拟飞行器提供更大的支持力；当出气电磁阀打开时，气缸外界排器，气缸气腔内的压强降低，导致气缸活塞向上运动，从而减小支撑模拟飞行器提供的支持力。
34.具体实施时，可在气缸内设置压力传感器，用于测量气缸内的压强。为了提高压强的测量精度，可在气缸内多个不同位置分别设置压力传感器，根据多个压力传感器的测量指，更精确地测量出气缸气腔内的压强。
35.第二控制器可根据模拟飞行器的运动状态和压力传感器测量到的压强，控制电磁调节阀（包括进气电磁阀和出气电磁阀）的开闭，以增加或减少气缸内的气体。通过电磁调节阀的开闭，可在动力学仿真过程中实现对气缸的恒压控制，提高仿真精度。例如，当模拟飞行器向上运动时，需要打开进气电磁阀，使得气缸活塞向上运动，以跟随模拟飞行器向上运动，为模拟飞行器提供持续稳定的支持力；当模拟飞行器向下运动时，需要打开出气电磁阀，使得气缸活塞向下运动，以跟随模拟飞行器向下运动，为模拟飞行器提供持续稳定的支持力；当气缸内的压强过大时，需要打开出气电磁阀排气，当气缸内的压强过小时，需要打开进气电磁阀充气。
36.下面具体介绍第二控制器在动力学仿真过程中对气缸内气腔的恒压控制方式。
37.首先，气缸内气腔压强可表示为：(1)其中，为气腔压强的微分；为比热比，是描述气体热力学性质的一个重要参数，和温度相关，通常空气的取1.4；为理想气体常数；为初始温度；为初始体积；为初始体积；为气腔内质量微分；为气腔内初始压强；为气腔体积微分。
38.气腔内的气体质量变化率通过电磁调节阀控制：(2)其中，为电磁调节阀增益；为电磁调节阀电压指令表示的压强；为气腔压强。
39.气缸的动力学方程为：(3)其中，为模拟飞行器质量；为气缸活塞杆质量；为模拟飞行器加速度；
为库伦摩擦力；为气腔压强；为气缸活塞横截面积；为标准大气压；为气腔外活塞杆横截面积。
40.通气管道的数学描述为：(4)其中，为通气管道另一端气体质量流速；为通气管道长度；为时间；，是空气动态粘度，d是管道直径；t为温度；p为通气管道压强；c为声速；为通气管道一端气体质量流速。
41.根据控制理论的知识，可以得到输入为电磁调节阀的控制电压，输出为气腔压强或气缸活塞垂向位移的状态空间方程：(5)其中，为系统状态1；为系统状态2；为系统状态3；为模拟飞行器位移；为模拟飞行器速度；为气腔内压强。
42.将公式（1）、（2）、（3）和（4）整理简化带入到公式（5），可以得到： (6)其中，为模拟飞行器速度；为标准大气压；为气腔内压强的微分；为自然对数；，是空气动态粘度，d是管道直径；为第二控制器的控制量。其中，第二控制器的控制量可以是：与气腔压强和气缸活塞位移有线性关系的量，用于控制气腔内的压强，从而控制气缸活塞位移。
43.进一步地，电磁调节阀可包括粗调节阀和细调节阀。第二控制器具体用于：根据模拟飞行器的运动状态和压力传感器测量到的压强，确定气缸的进气量或出气量；若进气量或出气量大于预设阈值，则通过粗调节阀调整气缸内的气体量，否则通过细调节阀调整气缸内的气体量。其中，预设阈值可根据粗调节阀和细调节阀的调节精度确定，本技术对预设阈值的取值不作限定。
44.例如，当气缸的进气量大于预设阈值时，可打开粗进气电磁阀，以快度大量的向气
缸内充气；当气缸的进气量不大于预设阈值时，可打开细进气电磁阀，实现高精度的控制充气量。当气缸的出气量大于预设阈值时，可打开粗出气电磁阀，以快度向外界排气；当气缸的出气量不大于预设阈值时，可打开细出气电磁阀，实现高精度的控制排气量。一般在模拟飞行器进行垂向的起浮过程中，进气量或储气量比较大，此时可通过粗调节阀调节气缸内压强，在需要对模拟飞行器的垂向位置进行精调的过程中，则可以采用精度高的细调节阀对气缸内压强进行控制。
45.进一步地，第二控制器具体用于：根据模拟飞行器的运动状态和压力传感器测量到的压强，采用双阀分段施密斯预估控制算法确定气缸的进气量或出气量。采用双阀分段smith预测控制算法，解决了调节电磁阀和通气管道带来的延迟的影响，这种策略的使用会带来控制输出的提前动作，不会有时延，使控制过程加快。
46.进一步地，第二控制器还用：获取模拟飞行器消耗的喷气质量，根据模拟飞行器消耗的喷气质量，调整气缸内的气体量。结合第二控制器的恒压控制方式，可根据模拟飞行器初始重量和消耗的喷气质量，确定需要带入公式（6）中的模拟飞行器质量，以计算出实时的控制量。
47.具体实施时，可直接从模拟飞行器提供的监测数据中获取模拟飞行器消耗的喷气质量，或者可根据模拟飞行器的喷气口大小、喷气压强、喷气推力等参数计算出模拟飞行器消耗的喷气质量，或者在模拟飞行器底部安装称重装置以采集模拟飞行器实时重量。
48.在上述任一实施方式的基础上，利用单目工业相机对模拟飞行器进行平面二维位置测量，第一控制器基于模拟飞行器的二维位置数据，控制x轴伺服电机和y轴伺服电机，使二维移动平台随动跟踪模拟飞行器的水平二维运动。与此同时，第一控制器还用于获取模拟飞行器消耗的喷气质量，根据模拟飞行器消耗的喷气质量和悬线的拉力，控制z轴伺服电机调整悬线的拉力。
49.下面介绍第一控制器在动力学仿真过程中对二维移动平台和z轴伺服电机的控制方式。
50.首先，二维移动平台在水平面内运动的数学描述为：(7)其中，为二维移动平台沿x轴向等效平移质量；为悬挂物质量；为二维移动平台沿x轴向的加速度；为二维移动平台沿x轴向的阻尼系数；为二维移动平台沿x轴向的速度； 的角加速度；为二维移动平台沿x轴向受到的电机驱动力；为二
维移动平台沿y轴向等效平移质量；为二维移动平台沿y轴向的加速度；为二维移动平台沿y轴向的阻尼系数；为二维移动平台沿y轴向的速度；为悬线长度； 的角加速度；为二维移动平台沿y轴向受到的电机驱动力；i为z轴伺服电机绕轴等效转动惯量；为悬线收线加速度(悬线长度的二阶微分)；为沿向的阻尼系数；为悬线收线速度(悬线长度的微分)；g为重力加速度；为悬线张力；为悬线摆动中的等效阻尼系数； 的角速度；、为悬线空间摆动位置的欧拉转角； 为的角速度；为模拟飞行器受到沿x轴的其他外力；为模拟飞行器受到沿y轴的其他外力。
51.水平二维运动在垂向和水平方向是解耦的，同时x轴、y轴两个方向是对称的，由此可得二维随动数学描述为： (8)其中，m为二维移动平台沿x轴向或y轴向的等效平移质量；c为二维移动平台沿x轴向或y轴向的阻尼系数；为悬线长度；f为二维移动平台沿x轴向或y轴向受到的电机驱动力； 的角速度；为悬线空间摆动位置的欧拉转角；为模拟飞行器受到沿x轴向或y轴向的其他外力。
52.垂向悬线拉力的数学描述为：
ꢀꢀꢀ
(9)其中，r为z轴电机卷筒半径。
53.基于公式(7)-(9)以及相关参数，包括二维移动平台沿x轴和y轴的等效平移质量加速度、阻尼系数、速度，悬挂物质量，悬线长度，z轴伺服电机绕轴等效转动惯量等，计算出二维移动平台沿x轴和y轴受到的电机驱动力、模拟飞行器在沿x轴和y轴的其他外力、以及悬线张力，进而对二维移动平台和轴伺服电机进行控制。
54.本技术实施例提出的适用于卫星地面仿真的组合式三维微重力模拟系统，能够根据据模拟飞行器消耗的喷气质量，调整气缸压强或悬线拉力，从而应对仿真过程中模拟飞行器质量变化的问题，实时提供变质量模拟飞行器的三维微重力模拟环境，与传统的恒力地面微重力模拟相比具有应用范围广、实用性强的优点。
55.在上述任一实施方式的基础上，垂向气浮微重力模拟单元还包括光栅尺，该光栅尺用于测量垂向气缸在垂直方向的高度。基于光栅尺可准确地获知垂向气缸在垂直方向的实时高度，以便更好地对垂向气缸和悬线进行控制，解决了垂向微重力模拟初始状态给定困难的问题。
56.实际仿真过程中，垂向气缸排气的管路会对系统产生干扰，管路的长度随着垂向气缸升高而增大，不同长度的管路会带来不同的扰动。为了应对上述干扰，可预先测量垂向气缸运动到不同高度时，垂向气缸向外排气带来的气浮扰动力，进而获得垂向气缸高度与气浮扰动力的对应关系表。当垂向气缸向外排气时，第二控制器可以向第一控制器发送相关信号，以通知第一控制器垂向气缸正在向外排气。第一控制器还用于：当检测到垂向气缸
向外排气时，基于光栅尺测量的垂向气缸在垂直方向的高度，以及预先测量的垂向气缸高度与气浮扰动力的对应关系表，确定垂向气缸当前受到的气浮扰动力；根据当前受到的气浮扰动力，通过z轴伺服电机调整悬线的拉力，以平衡垂向气缸当前受到的气浮扰动力。通过上述方式可补偿垂向气缸向外排气带来的扰动，提高系统仿真精度。
57.模拟飞行器向外喷气时也会给系统带来一定的扰动，为此，第一控制器还用于：根据模拟飞行器的喷气口大小、喷气压强和喷气推力等数据，确定模拟飞行器受到的扰动力；根据模拟飞行器受到的扰动力，通过z轴伺服电机调整悬线的拉力，以平衡模拟飞行器扰动力。通过上述方式可补偿模拟飞行器向外排气带来的扰动，提高系统仿真精度。
58.具体实施时，第一控制器可计算出模拟飞行器在竖直方向受到的扰动力，通过z轴伺服电机调整悬线的拉力，以平衡模拟飞行器在竖直方向受到的扰动力。通常模拟飞行器出气孔的出气方向是竖直方向的，此时模拟飞行器受到的扰动力作用在竖直方向；如果模拟飞行器出气孔与竖直方向有一定角度，可根据该角度计算出模拟飞行器在竖直方向受到的扰动力。
59.以上所述，仅为本技术的具体实施方式，但本技术的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本技术揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本技术的保护范围之内。因此，本技术的保护范围应以权利要求的保护范围为准。

技术特征：
1.一种适用于卫星地面仿真的组合式三维微重力模拟系统，其特征在于，包括：垂向气浮微重力模拟单元、悬挂微重力模拟单元和光滑平台；所述垂向气浮微重力模拟单元包括垂向气缸，所述垂向气缸通过水平气足悬浮在所述光滑平台上方并在水平方向上运动，通过调整所述垂向气缸内的气体压强平衡固定在所述垂向气缸顶部的模拟飞行器的一部分重力；所述悬挂微重力模拟单元包括二维移动平台、悬线、z轴伺服电机、拉力传感器、定位装置和第一控制器，所述二维移动平台架设在所述光滑平台上方，所述二维移动平台可在水平方向上移动，设置在二维移动平台上的所述z轴伺服电机通过所述悬线与所述模拟飞行器连接，所述定位装置用于测量所述模拟飞行器的位置，所述拉力传感器用于测量所述悬线的拉力；所述第一控制器用于根据所述定位装置测量到的所述模拟飞行器的位置，控制所述二维移动平台跟随所述模拟飞行器移动，以使所述悬线保持竖直，以及根据所述拉力传感器测量到的所述悬线的拉力，控制所述z轴伺服电机收起或释放所述悬线，以平衡所述模拟飞行器的一部分重力。2.根据权利要求1所述的系统，其特征在于，所述第一控制器还用于获取所述模拟飞行器消耗的喷气质量，根据所述模拟飞行器消耗的喷气质量和所述悬线的拉力，控制所述z轴伺服电机调整所述悬线的拉力。3.根据权利要求1所述的系统，其特征在于，所述第一控制器还用于：获取所述模拟飞行器的喷气口大小、喷气压强和喷气推力，确定所述模拟飞行器受到的扰动力；根据所述模拟飞行器受到的扰动力，通过所述z轴伺服电机调整所述悬线的拉力，以平衡所述飞行器扰动力。4.根据权利要求1所述的系统，其特征在于，所述垂向气浮微重力模拟单元还包括光栅尺，用于测量所述垂向气缸在垂直方向的高度。5.根据权利要求4所述的系统，其特征在于，所述第一控制器还用于：当检测到所述垂向气缸向外排气时，基于所述光栅尺测量的所述垂向气缸在垂直方向的高度，以及预先测量的垂向气缸高度与气浮扰动力的对应关系表，确定所述垂向气缸当前受到的气浮扰动力；根据所述当前受到的气浮扰动力，通过所述z轴伺服电机调整所述悬线的拉力，以平衡所述垂向气缸当前受到的气浮扰动力。6.根据权利要求1至5任一项所述的系统，其特征在于，所述垂向气缸包括气缸、电磁调节阀、高压气瓶、通气管道、压力传感器和第二控制器；所述高压气瓶的出气口通过所述通气管道与所述气缸的进气口连通，所述气缸的出气口和进气口分别安装有电磁调节阀；所述压力传感器用于测量所述气缸内的压强；所述第二控制器用于根据所述模拟飞行器的运动状态和所述压力传感器测量到的压强，控制所述电磁调节阀的开闭，以增加或减少所述气缸内的气体。7.根据权利要求6所述的系统，其特征在于，所述电磁调节阀包括粗调节阀和细调节阀；所述第二控制器具体用于：根据所述模拟飞行器的运动状态和所述压力传感器测量到
的压强，确定所述气缸的进气量或出气量；若进气量或出气量大于预设阈值，则通过粗调节阀调整所述气缸内的气体量，否则通过细调节阀调整所述气缸内的气体量。8.根据权利要求7所述的系统，其特征在于，所述第二控制器具体用于：根据所述模拟飞行器的运动状态和所述压力传感器测量到的压强，采用双阀分段施密斯预估控制算法确定所述气缸的进气量或出气量。9.根据权利要求6所述的系统，其特征在于，所述第二控制器还用于：获取所述模拟飞行器消耗的喷气质量，根据所述模拟飞行器消耗的喷气质量，调整所述气缸内的气体量。10.根据权利要求1至5任一项所述的系统，其特征在于，所述悬挂微重力模拟单元还包括x轴直线滑轨、y轴直线滑轨、x轴伺服电机和y轴伺服电机；所述光滑平台上设置有支撑架，所述支撑架两侧安装有平行设置的x轴直线滑轨，x轴直线滑轨之间安装有平行设置的y轴直线滑轨，通过x轴伺服电机驱动y轴直线滑轨沿x轴直线滑轨移动，所述二维移动平台安装在y轴直线滑轨之间，通过y轴伺服电机驱动所述二维移动平台沿y轴直线滑轨移动。

技术总结
本申请涉及微重力模拟技术领域，公开了一种适用于卫星地面仿真的组合式三维微重力模拟系统，包括垂向气浮微重力模拟单元、悬挂微重力模拟单元和光滑平台；垂向气浮微重力模拟单元包括垂向气缸，垂向气缸通过水平气足悬浮在光滑平台上方，通过调整垂向气缸内的气体压强平衡固定在垂向气缸顶部的模拟飞行器的一部分重力；悬挂微重力模拟单元包括二维移动平台、悬线、Z轴伺服电机、拉力传感器、定位装置和第一控制器，Z轴伺服电机通过悬线与模拟飞行器连接，第一控制器根据定位装置测量到的模拟飞行器的位置控制二维移动平台跟随模拟飞行器移动，根据拉力传感器测量到的悬线的拉力控制Z轴伺服电机收起或释放悬线，以平衡模拟飞行器的一部分重力。行器的一部分重力。行器的一部分重力。


技术研发人员：王常虹 夏红伟 马广程 李莉 李同顺 朱文山
受保护的技术使用者：哈尔滨工业大学
技术研发日：2022.02.10
技术公布日：2022/3/8