一种空间挠性结构根部测控系统技术方案

本发明专利技术提供一种空间挠性根部测控系统，包括：挠性桁架、主动杆系、测量部分和信号处理与控制部分，所述测量部分包括点光源、CCD相机A和CCD相机B，所述信号处理与控制部分，包括图像采集处理系统、控制系统和功率放大器。本发明专利技术提供的一种空间挠性结构根部测控系统，无需在挠性结构中附加任何器部件，利于实现结构系统正常展开及关键部件集中防护，能有效地用于空间挠性结构的振动主动控制，以适应航天器在轨能够稳定安全准确操作的要求，并采用非接触测量，避免将传感器曝露在空间环境中，能够实现挠性桁架结构振动的快速抑制。

【技术实现步骤摘要】

本专利技术属于结构振动测量和主动控制
，具体涉及一种空间挠性结构根部测控系统。
技术介绍
随着航天科技的不断不发展，空间挠性结构越来越多得到应用，如大型航天器展开式太阳阵，空间反射器、精密天线结构等。空间挠性结构通常具有尺寸大、高柔性、低阻尼的特点，在轨运行时不可避免地将受到各种扰动，如姿态控制、轨道机动、停靠对接、机械设备运转等，从而引起结构振动。长时间的振动会影响航天器操作准确性，以及引起材料疲劳，所产生的噪音还将造成工作环境污染。目前解决上述问题，常采用智能结构技术。智能结构在其传力路线中集成主动元件和传感器，可对平台系统在轨道状况感知，利用主动元件的动态调节，实现结构振动的快速抑制。智能结构的作动器和传感器通常分布于整个结构中，这样可较精确的测量结构振动且具备对高阶模态频率振动的控制能力。但如此布局在实际的空间应用中却存在诸多问题。一方面，由于空间环境的影响，需要对作动器和传感器予以防护，以保证其长期在轨工作的有效性和稳定性，但对分布在结构中的每个作动器、传感器及相应的信号线进行辐射、 电磁、热等防护不但带来了较多的附加质量、降低了器件可靠性，而且增加了结构系统的设计难度。另一方面，大型空间结构采用发射时收拢、入轨后展开的工作方式已成为趋势，若在此类结构中布置作动器、传感器势必对结构的正常收拢和展开过程产生影响，甚至造成展开失败。
技术实现思路
针对空间柔性结构的振动抑制问题，本专利技术提供一种空间挠性结构根部测控系统，无需在挠性结构中附加任何器部件，利于实现结构系统正常展开及关键部件集中防护， 能有效地用于空间挠性结构的振动主动控制，以适应航天器在轨能够稳定安全准确操作的要求。本专利技术提供一种空间挠性根部测控系统，包括挠性桁架、主动杆系、测量部分和信号处理与控制部分。所述挠性桁架为多层三棱柱桁架结构，所述的主动杆系为单跨的三棱柱桁架结构，由压电作动器构成。主动杆系安装于挠性桁架的底部，而主动杆系的底部固定于航天体本体的上表面。所述测量部分，包括点光源、CXD相机A和CXD相机B。点光源固连于挠性桁架8 最顶层的顶部节点处，CCD相机A和CCD相机B安置于航天体本体的上表面上，并分别位于主动杆系的两侧。所述信号处理与控制部分，包括图像采集处理系统、控制系统和功率放大器。所述的图像采集处理系统与CXD相机A和CXD相机B相连接，采集CXD相机A和CXD相机B拍摄的图像，得到点光源在图像中的位置坐标信息，然后将位置坐标信息发至给控制系统，控制系统将采用双目测距原理，得到点光源三维位置坐标信号，并根据模糊控制方法得出主动杆系中压电作动器的电压控制量信号，再将该控制信号发送至功率放大器，功率放大器将信号放大后输入到主动杆系的压电作动器中，实现桁架振动的快速抑制。本专利技术的优点在于(1)本专利技术提供的一种空间挠性结构根部测控系统，采用非接触测量，避免将传感器曝露在空间环境中。(2)本专利技术提供的一种空间挠性结构根部测控系统，主动杆系安置在挠性桁架根部，主动杆系对挠性桁架结构本身的结构特性没有影响，对可展开式挠性桁架的正常展开没有影响。(3)本专利技术提供的一种空间挠性结构根部测控系统，能够实现挠性桁架结构振动的快速抑制。附图说明图1 一种空间挠性结构根部测控系统的结构示意图；图2 —种空间挠性结构根部测控系统的挠性桁架中某一层的结构示意图；图3 —种空间挠性结构根部测控系统的主动杆系中某一层的结构示意图；图4 一种空间挠性结构根部测控系统的信号处理与控制部分的处理控制流程图。图中1-主动杆系；2-航天器本体；3-CCD 相机 A ；4-CCD相机B5-功率放大器；6-控制系统；7-图像采集处理系统；8-挠性桁架；9-点光源；10-节头A ；11-螺母A ；12-螺杆A ；13-螺母B ；14-杆；15-接头B;16-螺母C ；17.-螺杆B ；18-螺母D ；19-压电作动器。具体实施例方式下面将结合附图对本专利技术作进一步的详细说明。本专利技术提供一种空间挠性根部测控系统，如图1所示，包括挠性桁架、主动杆系、 测量部分和信号处理与控制部分。所述挠性桁架8为多层三棱柱桁架结构，各层结构均相同，每一层均由通过三个杆14与三个接头B相连组成的三角形结构，其连接关系如图2所示，螺杆A12的一端旋入接头AlO的螺纹孔内，并用螺母All拧紧；螺杆A12的另一端旋入杆14 一端的螺纹孔中， 并用螺母B13拧紧，杆14的另一端采用相同的连接方法与另一螺杆A12和另一接头B相连接，连接其他两个杆14的连接方法均相同。三棱柱的层数、杆14的长度和杆14的截面尺寸可根据具体应用需求决定。所述的主动杆系1包括竖杆和斜杆，均为压电作动器19构成。该主动作动杆系为单跨的三棱柱桁架结构。主动杆系1的连接关系如图3所示，每层结构均相同，每层主动杆系均为3个压电作动器19与3个接头B连接组成的三角形结构。螺杆B17的一端旋入接4头B15上的螺纹孔，并用螺母C16拧紧；螺杆B17的另一端旋入压电作动器19的螺纹孔，并用螺母D18拧紧，压电作动器19的另一端也顺次采用相同的连接方法与其他的螺杆B17和接头B15相连接。该主动杆系1安装于挠性桁架8的底部，而主动杆系1的底部固定于航天体本体的上表面。所述测量部分，包括点光源9、(XD相机A3和CXD相机B4，点光源9固连于挠性桁架8最顶层的顶部节点处，CCD相机A3和CCD相机B4安置于航天体本体的上表面上，并分别位于主动杆系1的两侧。所述信号处理与控制部分，如图1所示，包括图像采集处理系统7、控制系统6和功率放大器5。图像采集处理系统7与CXD相机A3和CXD相机B4相连接，采集CXD相机A3 和CCD相机B4拍摄的图像。该图像的生成是由于干扰引起挠性桁架8振动，点光源9随之振动并处于CXD相机A3和CXD相机B4的视场中，而CXD相机A3和CXD相机B4分别同时拍摄点光源图像。图像采集处理系统7采集这两张图像，并将点光源9在图像中的像素位置识别出来，得到当前点光源9在两张图像中的位置坐标信息。图像采集处理系统7将这两组位置坐标信息发送给控制系统6，控制系统6将采用双目测距原理，得到点光源在实际空间的三维位置坐标信号，并根据模糊控制方法得出主动杆系1中压电作动器19的电压控制量信号，控制系统再将该控制信号发送至功率放大器5，功率放大器5将信号放大后输入到主动杆系1的压电作动器19中，通过主动杆系1中的压电作动器19快速精确响应，实现桁架振动的快速抑制。所述的模糊控制控制方法的目的是将点光源9的振动幅度降低到最小，从而达到抑制桁架振动的目的。信号处理与控制部分的处理控制流程如图4所示，干扰引起的桁架振动与主动杆系1引起的桁架振动在点光源9处的叠加，引起点光源9的振动，利用CCD相机A3和CXD相机B4分别同时拍摄点光源图像，采用双目测距原理，得到点光源在实际空间的三维位置坐标信号，将得到的点光源的三维位置坐标信号及其微分信号进行模糊化，得到模糊量，控制系统6的模糊控制器依据模糊经验规则及其输入的模糊量进行模糊推理， 得到控制信号即压电作动器19的电压控制量信号，再将该控制信号发送至功率放大器5， 功率放大器5将信号放大后输入到主动杆系1的压电作动器19中，通过主动杆系1中的压电作动器19快速精确响应，本文档来自技高网...

【技术保护点】
１．一种空间挠性根部测控系统，其特征在于：包括：挠性桁架、主动杆系、测量部分和信号处理与控制部分；所述挠性桁架为多层三棱柱桁架结构，所述的主动杆系为单跨的三棱柱桁架结构，由压电作动器构成；主动杆系安装于挠性桁架的底部，而主动杆系的底部固定于航天体本体的上表面；所述测量部分，包括点光源、ＣＣＤ相机Ａ和ＣＣＤ相机Ｂ，点光源固连于挠性桁架８最顶层的顶部节点处，ＣＣＤ相机Ａ和ＣＣＤ相机Ｂ安置于航天体本体的上表面上，并分别位于主动杆系的两侧；所述信号处理与控制部分，包括图像采集处理系统、控制系统和功率放大器；所述的图像采集处理系统与ＣＣＤ相机Ａ和ＣＣＤ相机Ｂ相连接，采集ＣＣＤ相机Ａ和ＣＣＤ相机Ｂ拍摄的图像，得到点光源在图像中的位置坐标信息，然后将位置坐标信息发至给控制系统，控制系统将采用双目测距原理，得到点光源三维位置坐标信号，并根据模糊控制方法得出主动杆系中压电作动器的电压控制量信号，再将该控制信号发送至功率放大器，功率放大器将信号放大后输入到主动杆系的压电作动器中，实现桁架振动的快速抑制。

【技术特征摘要】

【专利技术属性】
技术研发人员：李伟鹏，罗波，岳鹏飞，黄海，
申请(专利权)人：北京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：11