鄒懷武，徐 峰，肖余之

（1.上海宇航系統(tǒng)工程研究所，上海201109 2.上海市空間飛行器機(jī)構(gòu)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，上海201109）

空間對(duì)接動(dòng)力學(xué)試驗(yàn)臺(tái)控制與精度考核

鄒懷武1，2，徐 峰1，肖余之1，2

（1.上海宇航系統(tǒng)工程研究所，上海201109 2.上海市空間飛行器機(jī)構(gòu)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，上海201109）

空間對(duì)接動(dòng)力學(xué)試驗(yàn)臺(tái)，采用半物理仿真方法模擬兩個(gè)航天器對(duì)接的動(dòng)力學(xué)過(guò)程，但試驗(yàn)臺(tái)仿真周期和模擬器響應(yīng)滯后會(huì)造成試驗(yàn)臺(tái)仿真精度失真和不穩(wěn)定，為此提出了基于對(duì)接撞擊力辨識(shí)補(bǔ)償?shù)目刂扑惴?。建立從油缸伸長(zhǎng)量到撞擊力之間的映射關(guān)系，并通過(guò)實(shí)時(shí)辨識(shí)來(lái)擬合撞擊力偏差進(jìn)行補(bǔ)償。依據(jù)空間對(duì)接動(dòng)力學(xué)原理設(shè)計(jì)試驗(yàn)臺(tái)精度考核試驗(yàn)，精度考核仿真及試驗(yàn)結(jié)果表明，該控制算法有效提高試驗(yàn)臺(tái)仿真精度和對(duì)接過(guò)程穩(wěn)定性。

對(duì)接動(dòng)力學(xué)；試驗(yàn)臺(tái)；辨識(shí)；補(bǔ)償控制；精度考核

1 引言

空間交會(huì)對(duì)接技術(shù)是建立空間站的關(guān)鍵技術(shù)。對(duì)接動(dòng)力學(xué)試驗(yàn)臺(tái)是對(duì)接機(jī)構(gòu)研制的重大地面試驗(yàn)設(shè)備，它采用半物理仿真的方法實(shí)時(shí)模擬空間兩個(gè)飛行器在所設(shè)定的對(duì)接初始條件下的對(duì)接動(dòng)力學(xué)過(guò)程。

不少學(xué)者開(kāi)展過(guò)地面對(duì)接動(dòng)力學(xué)試驗(yàn)臺(tái)研究工作，方法涵括數(shù)學(xué)的、物理的及半物理的［1?4］。文獻(xiàn)［1］介紹了工程測(cè)試衛(wèi)星?Ⅶ的自動(dòng)交會(huì)對(duì)接試驗(yàn)。文獻(xiàn)［2］介紹了用Stweart平臺(tái)進(jìn)行飛行器對(duì)接仿真的半物理仿真系統(tǒng)。文獻(xiàn)［5］介紹軌道快車(chē)對(duì)接捕獲系統(tǒng)的6自由度試驗(yàn)。

在實(shí)際應(yīng)用中，對(duì)接動(dòng)力學(xué)試驗(yàn)臺(tái)的仿真周期及模擬器響應(yīng)滯后導(dǎo)致試驗(yàn)臺(tái)不穩(wěn)定和仿真精度失真。針對(duì)該問(wèn)題，文獻(xiàn)［6］介紹了基于離線預(yù)估的前饋濾波器控制算法，該控制方法對(duì)提高穩(wěn)定性有一定效果，但撞擊力波形失真，且有一定偏差，其它相關(guān)控制算法無(wú)法從中獲得直接借鑒。本文針對(duì)試驗(yàn)臺(tái)控制周期及運(yùn)動(dòng)模擬器響應(yīng)滯后造成精度失真和不穩(wěn)定問(wèn)題展開(kāi)研究，提出基于撞擊力補(bǔ)償?shù)目刂品椒?，并通過(guò)試驗(yàn)臺(tái)精度考核仿真與試驗(yàn)進(jìn)行驗(yàn)證。補(bǔ)償力通過(guò)正交最小二乘法得到，最小二乘法是一個(gè)通用的方法，最先由Carl Friedrich Gauss在1794年提出［7］。文獻(xiàn)［8］介紹了多輸入多輸出非線性系統(tǒng)的前向正交最小二乘辨識(shí)算法，本文中的辨識(shí)算法借鑒該文。通過(guò)試驗(yàn)臺(tái)精度考核仿真與試驗(yàn)驗(yàn)證，仿真及試驗(yàn)結(jié)果表明，該控制算法能提高控制精度。

2 空間對(duì)接動(dòng)力學(xué)試驗(yàn)臺(tái)工作原理

空間對(duì)接試驗(yàn)臺(tái)工作原理［9，10］如圖1。試驗(yàn)臺(tái)主體結(jié)構(gòu)固定在大地上，對(duì)接機(jī)構(gòu)主動(dòng)端（含彈簧緩沖機(jī)構(gòu)）通過(guò)六維力傳感器安裝在主體結(jié)構(gòu)架上，被動(dòng)端（結(jié)構(gòu)間）安裝在運(yùn)動(dòng)模擬器平臺(tái)上，運(yùn)動(dòng)模擬器安裝在大地上。軌跡規(guī)劃根據(jù)對(duì)接初始條件解算運(yùn)動(dòng)軌跡，并指令運(yùn)動(dòng)模擬器運(yùn)動(dòng)，實(shí)現(xiàn)初始對(duì)接，六維力／力矩傳感器采集對(duì)接機(jī)構(gòu)間的作用力信息，經(jīng)動(dòng)力學(xué)解算得到兩航天器的相對(duì)位姿變化，再經(jīng)位姿反解轉(zhuǎn)換為運(yùn)動(dòng)模擬器油缸的指令，實(shí)時(shí)驅(qū)動(dòng)運(yùn)動(dòng)模擬器運(yùn)動(dòng)，依此構(gòu)成控制回路，模擬空間兩飛行器對(duì)接過(guò)程的相對(duì)位姿。試驗(yàn)臺(tái)為6自由度，兩個(gè)被試件（對(duì)接機(jī)構(gòu)主動(dòng)端、被動(dòng)端）是真實(shí)的設(shè)備。飛行器間相互運(yùn)動(dòng)是模擬的，由精確的數(shù)學(xué)模型描述，使用計(jì)算機(jī)解算，并由六自由度運(yùn)動(dòng)模擬器實(shí)現(xiàn)，運(yùn)動(dòng)模擬器由液壓驅(qū)動(dòng)。仿真周期為1 ms，在1 ms內(nèi)完成從采集力信號(hào)、動(dòng)力學(xué)解算、位姿反解到發(fā)出伺服油缸運(yùn)動(dòng)指令，各算法如下：

2.1 軌跡規(guī)劃

用經(jīng)典的時(shí)間的五次多項(xiàng)式（如式（1））實(shí)現(xiàn)運(yùn)動(dòng)模擬器軌跡規(guī)劃，實(shí)現(xiàn)對(duì)加速度的連續(xù)控制。0，為運(yùn)動(dòng)模擬器準(zhǔn)備狀態(tài)；t＝Tk時(shí)，Yj（Tk），為要實(shí)現(xiàn)的對(duì)接初始條件。

2.2 動(dòng)力學(xué)解算

動(dòng)力學(xué)解算原理如圖2。

圖1 對(duì)接動(dòng)力學(xué)試驗(yàn)臺(tái)工作原理圖Fig.1 Diagram of the dynamic docking test system's working principle

圖2 動(dòng)力學(xué)解算原理Fig.2 Coordinate systems of the two spacecraft

Of為對(duì)應(yīng)試驗(yàn)臺(tái)中力傳感器坐標(biāo)系，O1為主動(dòng)飛行器質(zhì)心坐標(biāo)系，O2為被動(dòng)飛行器質(zhì)心坐標(biāo)系。對(duì)接動(dòng)力學(xué)試驗(yàn)中，由力傳感器測(cè)得撞擊力／力矩為F／T；主動(dòng)飛行器質(zhì)量m1，慣量I1，被動(dòng)飛行器質(zhì)量m2，慣量I2。作用在主動(dòng)飛行器質(zhì)心處的力如式（2）。

作用在被動(dòng)飛行器質(zhì)心的力如式（3）。

由牛頓ˉ歐拉動(dòng)力學(xué)方程求出主被動(dòng)飛行器加速度如式（4）。

經(jīng)積分計(jì)算得到主、被動(dòng)飛行器速度和位姿再求出兩者相對(duì)位姿作為運(yùn)動(dòng)模擬器指令。

2.3 位姿反解

運(yùn)動(dòng)模擬器位姿反解示意圖如圖3。Ou為運(yùn)動(dòng)模擬器上鉸點(diǎn)所在圓心，Od為下鉸點(diǎn)所在圓心。設(shè)Od到Ou的矢量為P，Ou到上鉸點(diǎn)的矢量為rui，Od到下鉸點(diǎn)的矢量為rdi，下鉸點(diǎn)到上鉸點(diǎn)的矢量為li（i＝1…6）。則P、rui、rdi、lsi構(gòu)成封閉四邊形。運(yùn)動(dòng)模擬器位姿指令：q＝[xp，yp，zp，ψ，θ，φ]T，其中：xp、yp、zp為Ou點(diǎn)坐標(biāo)；φ、θ、φ為俯仰角、偏航角、滾轉(zhuǎn)角。則從OuˉXuYuZu系到OdˉXdYdZd系的變換矩陣Adu可由模擬器的三個(gè)姿態(tài)角按2?3?1的順序給出。則對(duì)應(yīng)鉸點(diǎn)間距離如式（5）。

油缸伸長(zhǎng)量如式（6）。

lp為油缸全縮回狀態(tài)長(zhǎng)度。

圖3 運(yùn)動(dòng)模擬器示意圖Fig.3 The diagram of the motion simulator's structure

圖4 撞擊力辨識(shí)補(bǔ)償控制框圖Fig.4 The diagram of impact force compensation based control

3 基于撞擊力辨識(shí)補(bǔ)償控制原理

運(yùn)動(dòng)模擬器采用液壓驅(qū)動(dòng)，結(jié)構(gòu)尺寸大，存在動(dòng)態(tài)響應(yīng)滯后，而試驗(yàn)臺(tái)仿真周期1 ms也是純滯后環(huán)節(jié)?？臻g飛行器的對(duì)接動(dòng)力學(xué)過(guò)程是由對(duì)接機(jī)構(gòu)的相互碰撞構(gòu)成的，碰撞動(dòng)力學(xué)過(guò)程存在兩次積分，相位滯后180°，不考慮產(chǎn)品阻尼特性（需準(zhǔn)確測(cè)試出），試驗(yàn)臺(tái)要模擬的系統(tǒng)為臨界穩(wěn)定系統(tǒng)。仿真周期和運(yùn)動(dòng)模擬器動(dòng)態(tài)響應(yīng)的滯后使試驗(yàn)臺(tái)動(dòng)態(tài)仿真精度失真、系統(tǒng)發(fā)散［11，12］，相對(duì)運(yùn)動(dòng)模擬器滯后響應(yīng)，仿真周期1 ms是小量，試驗(yàn)臺(tái)動(dòng)態(tài)仿真精度失真主要由運(yùn)動(dòng)模擬器滯后響應(yīng)引起，并且頻率越高，運(yùn)動(dòng)模擬器滯后越大，試驗(yàn)臺(tái)動(dòng)態(tài)仿真精度失真越嚴(yán)重，發(fā)散越快，有必要采取控制措施。

試驗(yàn)臺(tái)誤差過(guò)程可描述為：控制周期與模擬器響應(yīng)滯后導(dǎo)致出現(xiàn)運(yùn)動(dòng)誤差，該誤差導(dǎo)致對(duì)接撞擊力（力傳感器測(cè)試值）與在軌對(duì)接有偏差，而力傳感器的力經(jīng)解算得到下時(shí)刻模擬器位姿指令，依此循環(huán)，誤差越積累越大。假設(shè)在軌的對(duì)接緩沖力、力矩為F0，T0；而模擬對(duì)接過(guò)程產(chǎn)生的力／力矩為F，T；F0＝F+ΔFb，T0＝T+ΔTb，ΔFb，ΔTb為在軌與地面模擬對(duì)接過(guò)程撞擊力、力矩偏差，由模擬器運(yùn)動(dòng)誤差造成。因此，擬采用基于對(duì)接撞擊力辨識(shí)的誤差補(bǔ)償控制方法，在試驗(yàn)臺(tái)每個(gè)仿真周期內(nèi)辨識(shí)出ΔFb，ΔTb，對(duì)F，T進(jìn)行補(bǔ)償疊加，從而減小、甚至消除運(yùn)動(dòng)誤差積累。

對(duì)接機(jī)構(gòu)是非線性的彈簧緩沖系統(tǒng)，撞擊力偏差和對(duì)接環(huán)運(yùn)動(dòng)偏差有關(guān)，本文的研究中，對(duì)接環(huán)運(yùn)動(dòng)由運(yùn)動(dòng)模擬器實(shí)現(xiàn)，而模擬器運(yùn)動(dòng)由單缸伸長(zhǎng)量決定。在極短時(shí)間內(nèi)，對(duì)接環(huán)各向位姿變化量很小，因此可按線性方程構(gòu)建油缸伸長(zhǎng)量與撞擊力之間的對(duì)應(yīng)關(guān)系。基于撞擊力辨識(shí)補(bǔ)償控制原理如圖4。l0i為油缸運(yùn)動(dòng)指令，li為油缸位移傳感器測(cè)量值；由l、l差分得到。K，C0iiii為要辨識(shí)的參數(shù)，為Ki，Ci辨識(shí)值。Δli＝

圖4中②為動(dòng)力學(xué)解算過(guò)程，③為運(yùn)動(dòng)平臺(tái)反解，④為運(yùn)動(dòng)模擬器，⑤為將運(yùn)動(dòng)模擬器油缸的指令與實(shí)測(cè)值做差，⑥為建立辨識(shí)方程，辨識(shí)其輸入是油缸位移（li）、油缸速度（，力傳感器信息（F，T），⑦為擬合偏差力／力矩，通過(guò)油缸位移、速度與指令的偏差乘積來(lái)擬合ΔFb，ΔTb。

4 辨識(shí)補(bǔ)償控制算法

4.1 辨識(shí)方程的構(gòu)建［13］

辨識(shí)方程如式（7）。

其中：Z為相鄰時(shí)刻測(cè)試力差值（如式（8））；P為相鄰時(shí)刻桿伸長(zhǎng)量及速度的差值（如式（9））；Y為待辨識(shí)量，Ξ為噪音項(xiàng)。

式（8）、（9）、（10）中元素計(jì)算如式（11）、式（12）。

其中，F(xiàn)i，i＝1，2，3，分別代表六維力傳感器三個(gè)方向力Fx、Fy、Fz；Ti，i＝1，2，3，分別代表六維力傳感器三個(gè)方向力矩Tx、Ty、Tz。li，i＝1，2，…，6分別代表六根油缸位移傳感器的值。t表示當(dāng)前時(shí)刻，tˉk表示當(dāng)前時(shí)刻的前k個(gè)控制周期，控制周期為1 ms，k＝1，2，…，12。Kij，（i＝1，2，…，6，j＝1，2，…，6）為對(duì)應(yīng)油缸位移項(xiàng)的剛度參數(shù)；Cij，（i＝1，2，…，6，j＝1，2，…，6）為對(duì)應(yīng)油缸速度項(xiàng)的阻尼參數(shù)。

4．2 辨識(shí)求解［8，13］

采用前向正交最小二乘法［5］即可辨識(shí)出Y～的值Kij、Cij。具體過(guò)程如式（13）、式（14）、式（15）、式（16）。其中，Pk（t），k＝1，…，12，為矩陣P的第k列，Zi（t），i＝1，…，6，為矩陣Z的第i列。

4．3 補(bǔ)償力的擬合

補(bǔ)償力擬合方程如式（17）。

5 試驗(yàn)臺(tái)精度考核

圖5 考核裝置Fig.5 The device for accuracy assessment

圖6 仿真精度考核試驗(yàn)Fig.6 The accuracy assessment experiment

表1為1 Hz考核試驗(yàn)工況參數(shù)，m1、m2、K、V0為設(shè)定參數(shù)，f、Fmax、kv為理論計(jì)算值。

表1 工況參數(shù)Table 1 Parameter of test case

6 控制算法仿真驗(yàn)證

按圖4，在Easy5中建立試驗(yàn)臺(tái)控制模型［11］（如圖7左），包括以下模塊，軌跡規(guī)劃（TR）、動(dòng)力學(xué)解算（DY）、運(yùn)動(dòng)模擬器位姿反解（PP）、運(yùn)動(dòng)模擬器液壓驅(qū)動(dòng)控制（ST）、辨識(shí)補(bǔ)償（ID）；在ADAMS中建立試驗(yàn)臺(tái)機(jī)構(gòu)動(dòng)力學(xué)模型（如圖7右）；進(jìn)行聯(lián)合仿真模擬試驗(yàn)臺(tái)精度考核試驗(yàn)。

圖7 試驗(yàn)臺(tái)精度考核仿真模型Fig.7 The simulation m odel of accuracy assessment

模型中模擬控制周期1 ms延遲和運(yùn)動(dòng)模擬器響應(yīng)誤差。通過(guò)設(shè)置聯(lián)合仿真數(shù)據(jù)交換步長(zhǎng)為1 ms模擬試驗(yàn)臺(tái)控制周期；通過(guò)調(diào)節(jié)油缸控制參數(shù)實(shí)現(xiàn)對(duì)運(yùn)動(dòng)模擬器動(dòng)態(tài)響應(yīng)特性的模擬，運(yùn)動(dòng)模擬器中位動(dòng)態(tài)響應(yīng)特性模擬結(jié)果如圖8，與模擬器動(dòng)態(tài)特性測(cè)試結(jié)果接近，圖中實(shí)線為仿真結(jié)果，虛線為實(shí)際測(cè)試結(jié)果。由于油缸摩擦及油液的非線性沒(méi)有完全模擬，仿真結(jié)果與實(shí)際測(cè)試結(jié)果存在一定偏差。

圖8 模擬器中位X向Bode圖Fig.8 Bode figure of the motion simulator

圖9 撞擊力仿真曲線（1 Hz）Fig.9 Simulation result of the impact force

圖10 撞擊力仿真曲線局部放大（1 Hz）Fig.10 Partial enlarged details of impact force

圖11 撞擊速度仿真曲線（1 Hz）Fig.11 Simulation result of the impact velocity

按表1工況進(jìn)行仿真，仿真結(jié)果對(duì)比如圖9～圖12，圖中曲線①（藍(lán)色實(shí)線）為理論值，曲線②（黑色點(diǎn)畫(huà)線）為不加力補(bǔ)償控制仿真結(jié)果，曲線③（紅色虛線）為加力補(bǔ)償控制仿真結(jié)果。

從圖9～圖12看出，由于控制周期滯后及運(yùn)動(dòng)模擬器動(dòng)態(tài)響應(yīng)誤差，導(dǎo)致試驗(yàn)臺(tái)精度失真（如曲線②），并且誤差積累隨時(shí)間越來(lái)越大，第一個(gè)撞擊波最大力F1max＝2 680 N，第二個(gè)撞擊波最大力F2max＝3110 N；施加撞擊力辨識(shí)補(bǔ)償控制曲線（③）與理論曲線（①）基本吻合，試驗(yàn)臺(tái)精度明顯提高。1 Hz精度考核仿真結(jié)果對(duì)比如表2，表中f＝1／（2ΔT），F(xiàn)max為第一個(gè)撞擊波峰值。

圖12 撞擊速度仿真曲線局部放大（1 Hz）Fig.12 Partial enlarged details of impact velocity

表2 精度考核仿真結(jié)果對(duì)比Table 2 Comparison of test and simulation

7 控制算法試驗(yàn)驗(yàn)證

按表工況進(jìn)行試驗(yàn)臺(tái)精度考核試驗(yàn)，精度考核試驗(yàn)結(jié)果對(duì)比如圖13～16，圖中曲線①（藍(lán)色實(shí)線）為理論值，曲線②（黑色點(diǎn)畫(huà)線）為不加力補(bǔ)償控制測(cè)試結(jié)果，曲線③（紅色虛線）為加力補(bǔ)償控制測(cè)試結(jié)果。

圖13 撞擊力試驗(yàn)曲線（1 Hz）Fig.13 Experiment result of the impact force

圖14 撞擊力試驗(yàn)曲線局部放大（1 Hz）Fig.14 Partial enlarged details of impact force

圖15 考核運(yùn)動(dòng)速度曲線Fig.15 Experiment result of the impact velocity

圖16 考核運(yùn)動(dòng)速度曲線局部放大Fig.16 Partial enlarged details of impact velocity

精度考核結(jié)果對(duì)比如表3。

表3 精度考核結(jié)果對(duì)比Table 3 Comparison of control effect

從表3看出，不加辨識(shí)補(bǔ)償控制時(shí)，試驗(yàn)臺(tái)誤差積累越來(lái)越大，系統(tǒng)發(fā)散，kv＝1.17。第一個(gè)撞擊波最大力N，第二個(gè)撞擊波最大力F2max＝3 090 N；加辨識(shí)補(bǔ)償控制時(shí)，頻率偏差小于1%，最大撞擊力偏差小于2.9%，由于彈性棒有小的結(jié)構(gòu)阻尼，且碰撞過(guò)程有部分能量損失，系統(tǒng)緩慢收斂，恢復(fù)系數(shù)kv＝0.975。

從仿真與試驗(yàn)數(shù)據(jù)看出，辨識(shí)補(bǔ)償控制算法明顯提高了試驗(yàn)臺(tái)精度和穩(wěn)定性，且撞擊力波形逼真，與理論正弦波形一致。本文只列舉了1 Hz的數(shù)據(jù)，考核頻率越高辨識(shí)補(bǔ)償控制算法效果越明顯。

8 結(jié)論

本文針對(duì)模擬器響應(yīng)滯后造成試驗(yàn)臺(tái)仿真精度失真和不穩(wěn)定問(wèn)題，提出了基于對(duì)接緩沖撞擊力辨識(shí)補(bǔ)償?shù)目刂扑惴?，利用采集的?duì)接緩沖力與油缸伸長(zhǎng)量信息，建立了相應(yīng)的參數(shù)辨識(shí)模型，采用前向正交最小二乘法辨識(shí)等效剛度與阻尼項(xiàng)，最后再與油缸指令位移、指令速度和實(shí)測(cè)值的偏差來(lái)擬合補(bǔ)償力／力矩，通過(guò)每實(shí)時(shí)補(bǔ)償對(duì)接緩沖力來(lái)消除誤差積累，提高系統(tǒng)仿真精度。

對(duì)接綜合試驗(yàn)臺(tái)的考核試驗(yàn)仿真與測(cè)試結(jié)果表明，基于對(duì)接緩沖撞擊力辨識(shí)補(bǔ)償?shù)目刂扑惴ㄓ行诉\(yùn)動(dòng)模擬器響應(yīng)滯后造成的誤差積累，明顯提高試驗(yàn)臺(tái)仿真精度和對(duì)接動(dòng)力學(xué)過(guò)程穩(wěn)定性，控制算法得到了工程驗(yàn)證。

［1］ Kawano I，Mokuno M，Kasai T，et al.Result of autonomous rendezvous and docking experiment of enineering test satellite?VII［J］.AIAA Journal of Spacecraft and Rockets，2001，38（1）：105?111.

［2］ Huang Qitao，Jiang Hongzhou，Zhang Shangying，et al. Spacecraft docking simulation using hardware?in?the?loop simulator with Stewart platform［J］.Chinese Journal of Mechanical Engineering，2005，18（3）.

［3］ Lee SH，Yi B J，Kim SH，et al.Analysison impact propagation of docking platform for spacecraft［C］∥Robotics and Automation，2001.Proceedings 2001 ICRA.IEEE International Conference on.IEEE，2001，1：413?420.

［4］ Lange C，Martin E，Piedboeuf J，etal.Towards docking emulation using hardware?in?the?loop simulation with parallel platforms［C］／／Proceedings of the Workshop on Fundamental Issues and Future Research Directions for Parallel Mechanisms and Manipulators.Quebec City，Canada：［sn］.2002：244?247.

［5］ Motaghedi P，Stamm S.6 DOF testing of the orbital express capture system［C］／／Defense and Security.International So?ciety for Optics and Photonics，2005：66?81.

［6］ Ananthakrishnan S，Teders R，Alder K.Role of estimation in real?time contact dynamics enhancement of space station engineering facility［J］.Robotics＆Automation Magazine，IEEE，1996，3（3）：20?28.

［7］ Bj?rck A.Numerical methods for least squares problems［M］. Siam，1996.

［8］ Billings SA，Chen S，Korenberg M J.Identification of MIMO non?linear systems using a forward?regression orthogonal estimator［J］.International Journal of Control，1989，49（6）：2157?2189.

［9］ 常同立，叢大成，葉正茂，等.空間對(duì)接地面半物理仿真臺(tái)系統(tǒng)仿真研究［J］.航空學(xué)報(bào)，2007，28（4）：975?980.［10］ 徐峰，唐乾剛，王麗再.對(duì)接機(jī)構(gòu)綜合試驗(yàn)臺(tái)半物理仿真原理［J］.載人航天，2007，1：24?28.

［11］ 肖余之，鄒懷武，徐峰.對(duì)接動(dòng)力學(xué)試驗(yàn)臺(tái)的建模與仿真研究［J］.宇航學(xué)報(bào)，2010，31（3）：674?680.

［12］ 常同立，叢大成，葉正茂，等.空間對(duì)接動(dòng)力學(xué)半物理仿真基本問(wèn)題解決方案研究［J］.宇航學(xué)報(bào)，2008，1：53?58.

［13］ 閔建琴，陸秋海，葛東云，等.對(duì)接機(jī)構(gòu)非線性物理參數(shù)辨識(shí)方法［J］.工程力學(xué)，2006，23（11）：58?62.

［14］ 陳寶東，唐平.空間對(duì)接機(jī)構(gòu)技術(shù)及其研制［J］.上海航天，2005，22（05）：6?8.

Control and Accuracy Assessment of Dynamic Space Docking Test System

ZOU Huaiwu1，2，XU Feng1，XIAO Yuzhi1，2
（1.Aerospace System Engineering Shanghai，Shanghai201109，China；2.Shanghai Key Laboratory of Spacecraft Mechanism，Shanghai201109，China）

The dynamic space docking test system adopts the hardware?in?the?loop（HIL）simulation method to simulate the dynamic docking processes of two spacecrafts.The simulation cycle and simulator response lag could bring low precision and instability into the test system.This pa?per presented a control method based on docking force identification and compensation.Map?ping relations was built between the contact force and elongation of the cylinder.Fitting and compensating the contact force was realized by identifying in real time.The precision assessment test was designed based on the principle of the space docking.The results of precision assessment test showed that this control method effectively improved the precision and stability during the dynamic simulation.

docking dynamic；test system；identification；compensation control；precision assessment

V416.8；V526

A

1674?5825（2014）01?0050?08

2013?07?01；

2013?12?02

上海市科學(xué)技術(shù)委員會(huì)資助項(xiàng)目（06DZ22105）

鄒懷武（1975?），男，碩士，高級(jí)工程師，研究方向?yàn)闄C(jī)構(gòu)動(dòng)力學(xué)與控制，E?mail：shanshuijun＠163.com