1、航天器姿態(tài)半物理仿真作為仿真理論研究中的一個重要分支，它可以實現(xiàn)對航天器姿態(tài)動力學的仿真及其總體系統(tǒng)性能評估。對其仿真原理、試驗方法及其仿真可信度驗證進行深入細致地研究，是保證航天器姿態(tài)半物理仿真系統(tǒng)具有較高可靠性的基石，也是很有必要的。因此，本文以航天器姿態(tài)半物理仿真系統(tǒng)為背景，結合相似理論與仿真可信度理論，著重對航天器在軌階段、再入階段姿態(tài)半物理仿真原理、試驗方法及其仿真可信度等問題進行了研究。 本文首先分析了國內外仿真技術

2、的發(fā)展和研究概況，討論了三軸氣浮臺以及三軸伺服轉臺的國內外發(fā)展狀況。接著概述了相似學理論以及可信度理論的國內外研究動態(tài)、意義及其在仿真技術中的應用。隨后簡要綜述了變結構控制理論的發(fā)展動態(tài)及其研究狀況。 其次基于航天器再入、在軌姿態(tài)動力學方程以及氣浮臺的特性，建立了半物理仿真系統(tǒng)的數(shù)學模型。 系統(tǒng)地研究了相似學理論，并為仿真系統(tǒng)推導了模型縮比關系約束表達式以及模型相似準則，作為半物理仿真系統(tǒng)設計和指導模型試驗的理論依據(jù)。分

3、析并研究了半物理仿真可信度評估指標模型、仿真可信度的計算方法及其與仿真置信度之間的定量計算關系。 對航天器在軌姿態(tài)半物理仿真系統(tǒng)的各部分組成及其主要功能進行了概述，給出了航天器地面模擬系統(tǒng)的縮比選取原則，并對模型相似準則的有效性進行了仿真驗證。同時，為了克服氣浮臺仿真系統(tǒng)的噪聲干擾和模型參數(shù)不確定等非理想因素的影響，給出了基于直接動態(tài)反饋補償 (DDFC direct dynamics feedback compensation

4、)方法的滑?？刂破鞯脑O計方案。 接著，以現(xiàn)有的航天器天線指向半物理仿真系統(tǒng)為背景，討論了在該系統(tǒng)的研制過程中所遇到的一些問題，并通過分析給出了該系統(tǒng)的誤差模型，并對該系統(tǒng)仿真的可信度進行了計算。 在深入地研究了三軸氣浮臺測角系統(tǒng)及其慣量測量方法的基礎上，提出了一種新的三軸氣浮臺測角系統(tǒng)的設計方案，該方法結構簡單，只需一個外框架和一組CCD敏感元器件，可以測出臺體的三個姿態(tài)角，并且具有較高的精度。同時給出了一類新的三軸氣浮

5、臺轉動慣量測量及其平衡標定方法，該測量方法誤差小，又無須增添專用測試設備，因而是氣浮臺試驗中一種簡單實用的轉動慣量測試和臺體平衡標定方法，具有一定的工程實際應用價值。另外也給出了三軸氣浮臺的重力矩計算方法。針對航天器再入姿態(tài)動力學的快時變、參數(shù)變化范圍較大、變化劇烈等特點，分別討論了航天器再入姿態(tài)半物理仿真的幾個關鍵問題：如舵回路仿真模塊、氣動力矩仿真模塊、環(huán)境干擾仿真模塊等。同時，為了消除地球自轉在慣性測量中的影響，詳細推算了伺服轉臺