Research of control system for separation test platform of aircraft

分布式小卫星系统是当前空间技术应用领域的一个重要研究方向。它的定义是：由两颗或两颗以上的小卫星按一定要求分布在一种或多种轨道上，共同协调合作完成某些空间飞行任务(例如：观察、测量、通信、导航等)。 筒式偏心在轨分离作为分布式小卫星系统中的一项非常关键的技术，是我国航天技术发展过程中必须要攻克的一道难关。筒式偏心在轨分离与传统的星箭分离技术有一定的区别，由于子卫星和母卫星之间安装和连接方式的多样性，可能出现分离力不通过母卫星质心的情况。此类分离会对子卫星姿态产生较大影响。 飞行器系统级分离试验台就是模拟筒式偏心在轨分离的整个过程，它采用半物理仿真的方式。提出了采用单点吊挂释放机构、依靠自由落体模拟模拟件的失重状态，在自由下落过程中完成子体与模拟件的解锁分离，同时利用非接触测量实现子体、模拟件的位姿、速度等参量的测量，为真实太空环境下的筒式偏心在轨分离提供数据依据。 首先，通过有效的理论分析和计算，对分离试验台的子体释放装置、模拟件的悬挂和释放装置、模拟件起吊保护装置和下落后的缓冲保护装置进行了设计；其次，针对飞行器系统级分离试验台的特殊性，对控制系统的关键点和难点进行了分析，并对控制系统的总体硬件结构进行了总体设计。针对电磁吸盘和小磁铁的电磁特性未知问题，搭建了试验装置，对电磁吸盘和小磁铁的电磁特性进行了测试。针对电磁吸盘消磁时间不确定的问题，通过引入力传感器和延时电路，研究了一种有效的时序控制算法；再次，针对所设计的飞行器系统级分离试验台的硬件结构，对控制系统软件的框架和各模块之间的接口进行了设计，并对上位机和下位机各模块之间的数据通讯进行了设计，并设计了详细的软件流程图。 在不同工况下进行了近百次试验，采集原始数据并解算绘制成图像曲线。通过对分离过程中的模拟件和子体各自的X、Y、Z轴的角速度、角加速度图像曲线的分析，验证了时序控制算法的可靠性和系统功能的稳定性，总结出了筒式偏心分离状态下子体姿态变化的规律和子体振荡源