CN113049165A - 航天器飞行过程中液体晃动造成干扰力的测量装置 - Google Patents

Abstract

航天器飞行过程中液体晃动造成干扰力的测量装置，解决了现有利用建模仿真获得液体燃料晃动对航天器本体造成的干扰力和力矩信息的方法难度大、耗时久的问题，属于六维力测量装置技术领域。本发明包括六维移动平台、测量平台、纵向力及力矩测量***、旋转力矩测量***和横向力测量***；测量平台、纵向力及力矩测量***、旋转力矩测量***、横向力测量***、六维移动平台从上至下依次排布且连接，被测产品放置在测量平台上，纵向力及力矩测量***用于测量被测产品所受的Z向力、X向力矩、Y向力矩；旋转力矩测量***用于测量被测产品的Z向力矩；横向力测量***包括4套测量单元，4套测量单元沿十字方向布局，直接测量X向力和Y向力。

Description

航天器飞行过程中液体晃动造成干扰力的测量装置

技术领域

本发明涉及一种航天器飞行过程中液体晃动造成的干扰力测量装置，属于六维力测量装置技术领域。

背景技术

在航天器控制***设计过程中，对航天器所受的干扰力和力矩的信息要充分考虑，否则将直接影响航天器飞行任务的进行。其中，液体燃料航天器在整个航天器***中占很大的比例，液体燃料航天器在飞行过程中液体燃料晃动对航天器本体造成的干扰力和力矩不可忽视，因此，获得液体燃料晃动对航天器本体造成的干扰力和力矩信息至关重要。

六维力测量装置技术目前已经广泛应用于精密设备加工制造、机器人运动感知等研究过程中，六维力测量装置通常作为整个***的重要组成部分，然而对于航天器***获得航天器液体晃动造成的干扰力和力矩，将六维力测量***增添至航天器内部，通过飞行实验获得实际数据，成本高昂，不具有可行性；传统的测量方法通过对液体晃动进行详细建模或采用商用有限元软件如Ansys、Abaqus等软件进行仿真，获得干扰力和干扰力矩信息，获得的结果精度完全取决的***建模的精细程度，同时计算成本高昂。

发明内容

针对现有利用建模仿真获得液体燃料晃动对航天器本体造成的干扰力和力矩信息的方法难度大、耗时久的问题，本发明提供一种能够直接测量的航天器飞行过程中液体晃动造成干扰力的测量装置。

本发明的一种航天器飞行过程中液体晃动造成干扰力的测量装置，所述测量装置包括六维移动平台1和六维力测量装置2；

六维力测量装置2设置在六维移动平台1的顶部；

六维移动平台1用于模拟航天器真实的飞行状态；

六维力测量装置2包括测量平台2-1、纵向力及力矩测量***2-2、旋转力矩测量***2-3和横向力测量***2-4；

纵向力及力矩测量***2-2位于测量平台2-1下方，被测航天器产品放置在测量平台2-1上，纵向力及力矩测量***2-2，用于测量被测航天器产品所受的Z向力、X向力矩、Y向力矩的信息；

旋转力矩测量***2-3位于纵向力及力矩测量***2-2的下方，与纵向力及力矩测量***2-2中心固定连接，用于测量被测航天器产品的Z向力矩；

横向力测量***2-4位于旋转力矩测量***2-3的下方，横向力测量***2-4与旋转力矩测量***2-3固定连接，横向力测量***2-4包括4套测量单元，4套测量单元沿十字方向布局，直接测量X向力和Y向力。

作为优选，所述纵向力及力矩测量***2-2包括N个一号拉压式传感器2-2-1和一号下板,N为大于3的正整数；N个拉压式传感器分布设置在一号下板上，测量平台2-1设置在N个一号拉压式传感器2-2-1的顶部，N个拉压式传感器用于测量被测航天器产品所受的Z向力、X向力矩、Y向力矩的信息。

作为优选，所述旋转力矩测量***2-3包括一个扭矩传感器2-3-1、圆弧导轨2-3-2和二号下板；

扭矩传感器2-3-1设置在二号下板的中心位置处，扭矩传感器2-3-1的上下两端分别与一号下板的底面中心和二号下板的顶面中心固定在一起，圆弧导轨2-3-2沿中心转轴设置在二号下板上，圆弧导轨2-3-2与扭矩传感器2-3-1轴线重合安装，圆弧导轨上滑块的顶端与一号下板的底面固定连接；扭矩传感器2-3-1用于测量被测航天器产品的Z向力矩。

作为优选，所述圆弧导轨2-3-2包括三个圆弧导轨2-3-2，沿中心转轴均匀分布在二号下板的圆周上。

作为优选，横向力测量***2-4还包括底座，4套测量单元设置在底座上，横向力测量***2-4的每套测量单元包括直线导轨2-4-1、二号拉压式传感器2-4-2和平面轴承2-4-3；直线导轨2-4-1固定在底座上，二号拉压式传感器2-4-2的一端与直线导轨2-4-1相连接，二号拉压式传感器2-4-2的另一端与平面轴承2-4-3连接，平面轴承2-4-3固定在二号下板与底座之间。

作为优选，所述测量装置还包括固定支架3，固定支架固定在六维力测量装置2上，用于固定被测航天器产品。

作为优选，所述纵向力及力矩测量***2-2包括3个一号拉压式传感器2-2-1，所述3个一号拉压式传感器2-2-1沿圆周等间距分布在一号下板上，且每个一号拉压式传感器2-2-1与一号下板的中心位置距离相等。

作为优选，

所述测量装置还包括处理器，所述处理器，用于根据各传感器的测量信息和相对的位置布局，获取在六维力测量装置的测量坐标系下被测航天器产品所受六维力的表达式为：

F_x、F_y、F_z分别表示被测航天器产品所受的X向力、Y向力、Z向力在测量坐标系下的信息；

N_x、N_y、N_z分别表示被测航天器产品所受的X向力矩、Y向力矩、Z向力矩在测量坐标系下的信息；

F₁、F₂、F₇分别表示根据纵向力及力矩测量***2-2的3个一号拉压式传感器2-2-1获得的测力信息；

F₄、F₅、F₆、F₇分别表示根据4套测量单元二号拉压式传感器2-4-2获得的测力信息；

a表示一号拉压式传感器2-2-1与一号下板的中心位置距离的一半；

所述处理器，还用于依据固定支架3和六维力测量装置2的测量坐标系的相对位置关系，得到被测航天器所受六维力在产品坐标系下测量结果F_t和N_t，同时，根据六维移动平台1的姿态运动信息，得到航天器所受六维力在惯性坐标系下测量结果F_g和N_g：

F_g＝M′·F_t，N_g＝M′·N_t；P表示被测航天器产品坐标系原点在六维力测量装置2的测量坐标系下的向量，M′表示被测航天器产品相对于地面惯性坐标系的转移矩阵。

作为优选，所述六维移动平台1包括上平台1-1、下平台1-2和6个电动杠1-3，下平台1-2固定在地面上，上平台1-1与六维力测量装置2连接，上平台1-1和下平台1-2间通过6个电动杠1-3连接，根据航天器期望运动信息实时获取各个电动杠1-3的移动距离，驱动电动杠1-3的电机实时跟踪期望移动距离，从而实现模拟航天器六维飞行运动状态。

本发明的有益效果：本发明提出一种航天器飞行过程中液体晃动干扰力测量装置，通过六维移动平台模拟航天器飞行状态，采用六维力测量装置直接测量航天器产品所受到的六维力，同时根据六维移动平台的运动信息，获取在惯性系下航天器所受到的六维力。本发明采用直接测量的方法，无需对液体进行高阶精细的动力学模型和高昂的计算成本，直接可以获得航天器受到的干扰力和力矩信息。

附图说明

图1是本发明航天器飞行过程中液体晃动造成干扰力的测量装置的结构示意图；

图2是本发明六维移动平台的结构示意图；

图3是本发明六维力测量装置的结构示意图；

图4是本发明纵向力及力矩测量***的结构示意图；

图5是本发明旋转力矩测量***的结构示意图；

图6是本发明横向力测量***的结构示意图；

图7是本发明测量装置***坐标系定义示意图。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动的前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

需要说明的是，在不冲突的情况下，本发明中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。

下面结合附图和具体实施例对本发明作进一步说明，但不作为本发明的限定。

本实施方式的航天器飞行过程中液体晃动造成干扰力的测量装置，包括六维移动平台1和六维力测量装置2；

六维力测量装置2设置在六维移动平台1的顶部；

六维移动平台1用于模拟航天器真实的飞行状态，通过航天器真实的飞行轨迹可以获得航天器运动信息，六维移动平台按照航天器期望的运动信息进行等效运动；

如图3所示，六维力测量装置2包括测量平台2-1、纵向力及力矩测量***2-2、旋转力矩测量***2-3和横向力测量***2-4；

纵向力及力矩测量***2-2位于测量平台2-1下方，被测航天器产品4放置在测量平台2-1上，纵向力及力矩测量***2-2，用于测量被测航天器产品4所受的Z向力、X向力矩、Y向力矩的信息；

旋转力矩测量***2-3位于纵向力及力矩测量***2-2的下方，与纵向力及力矩测量***2-2中心固定连接，用于测量被测航天器产品4的Z向力矩；

横向力测量***2-4位于旋转力矩测量***2-3的下方，横向力测量***2-4与旋转力矩测量***2-3固定连接，横向力测量***2-4包括4套测量单元，4套测量单元沿十字方向布局，直接测量X向力和Y向力。

本实施方式的六维力测量装置2主要用于对被测航天器产品所受的六维力进行测量，并通过传感器布局和测量信息，获取航天器本体坐标系下受六维力的状态。六维力测量装置采用机械解耦的方式，将产品所受的六维力分别解耦，单独进行测量，对不同方向的力和力矩分别进行解算，整个装置可以分为：纵向力及力矩测量***2-2、旋转力矩测量***2-3和横向力测量***2-4三个分***实现6维力的测量。

优选实施例中，本实施方式的纵向力及力矩测量***2-2包括N个一号拉压式传感器2-2-1和一号下板,N为大于3的正整数；N个拉压式传感器分布设置在一号下板上，通常采用螺栓等方式固定在一起；测量平台2-1设置在N个一号拉压式传感器2-2-1的顶部，N个拉压式传感器用于测量被测航天器产品所受的Z向力、X向力矩、Y向力矩的信息。纵向力及力矩测量***2-2位于最顶层，直接通过多个拉压式传感器的测量值和传感器的布局位置信息，通过计算可以直接解算出Z向力和X向、Y向力矩的信息；

优选实施例中，如图4所示，本实施方式的纵向力及力矩测量***2-2包括3个一号拉压式传感器2-2-1，所述3个一号拉压式传感器2-2-1沿圆周等间距分布在一号下板上，且每个一号拉压式传感器2-2-1与一号下板的中心位置距离相等。

纵向力及力矩测量***2-2的一号拉压式传感器2-2-1既作为测量单元，又作为承力结构，因此，拉压式传感器2-2-1数目不少于3个才能满足测量需求和结构要求，3个拉压式传感器具体布局可参考图4。

优选实施例中，本实施方式的旋转力矩测量***2-3包括一个扭矩传感器2-3-1、圆弧导轨2-3-2和二号下板；

扭矩传感器2-3-1设置在二号下板的中心位置处，扭矩传感器2-3-1的上下两端法兰采用螺栓分别与一号下板的底面中心和二号下板的顶面中心固定在一起，圆弧导轨2-3-2沿中心转轴设置在二号下板上，圆弧导轨2-3-2与扭矩传感器2-3-1轴线重合安装，圆弧导轨上滑块的顶端与一号下板的底面固定连接；扭矩传感器2-3-1用于测量被测航天器产品的Z向力矩。

在扭矩传感器2-3-1未固定连接时，一号下板可在二号下板上沿扭矩传感器2-3-1测量轴线上自由旋转，圆弧导轨2-3-2对旋转自由度起润滑作用；在测量过程中，一号下板与二号下板间传递的纵向力和力矩由圆弧导轨2-3-2实现，旋转扭矩仅由扭矩传感器2-3-1传递同时测量具体数值。

本实施方式旋转力矩测量***2-3位于六维力测量装置2的中间层，通过位于中心的扭矩传感器直接测量Z向力矩。同时，沿中心转轴布置了圆弧导轨，圆弧导轨主要用于承载上层纵向力及力矩测量***和产品的重力和重力矩(即消除Z向力和X向、Y向力矩)，可以消除其他方向的力/力矩对Z向力矩测量造成的耦合误差，和对Z轴旋转起润滑作用，可以消除旋转摩擦力造成的误差影响；

优选实施例中，如图5所示，旋转力矩测量***2-3包括三个圆弧导轨2-3-2，沿中心转轴均匀分布在二号下板的圆周上。

本实施方式的横向力测量***2-4还包括底座，4套测量单元设置在底座上，横向力测量***2-4的每套测量单元包括直线导轨2-4-1、二号拉压式传感器2-4-2和平面轴承2-4-3；直线导轨2-4-1固定在底座上，二号拉压式传感器2-4-2的一端与直线导轨2-4-1相连接，二号拉压式传感器2-4-2的另一端与平面轴承2-4-3连接，平面轴承2-4-3固定在二号下板与底座之间。横向力测量***2-4位于最底层，直接通过正交布局的横向力测量单元可以直接测量X向和Y向力。其中，横向力测量单元中直接通过拉压传感器测量力信息，位于传感器跟部的直线导轨可以对非测量方向的横向力起润滑作用，消除其他方向力对传感器测量造成的耦合误差，平面轴承主要用于承载上层测量***和产品的重力和重力矩(即消除Z向力和X向、Y向力矩)，同时对横向力起润滑作用，消除摩擦力造成的测量误差。

优选实施例中，本实施方式的测量装置还包括固定支架3，固定支架固定在六维力测量装置2上，用于固定被测航天器产品。固定支架3根据产品4的形状进行详细设计，通过螺栓等方式固定在测量平台2-1上，保证六维移动平台1运动过程中产品4相对于固定支架3不会发生相对移动。

在具体安装本实施方式的测量装置时，需要注意以下：在拉压式传感器2-2-1安装过程，传感器两端通过螺栓进行连接，同时保证结构强度螺栓安装具有一定的预紧力，导致在初始安装过程中拉压式传感器测量结果具有一定的初始值F₀，各个拉压式传感器需要的测量结果：F_t＝F_t′-F₀。

旋转力矩测量***2-3中扭矩传感器2-3-1和圆弧导轨2-3-2工艺装配过程中，要严格保证同轴度要求小于等于0.2mm，否则，旋转力矩测量过程中，扭矩传感器2-3-1受到的力矩中，包含因同轴度偏差圆弧导轨2-3-2施加的阻力矩。同时，在旋转力矩测量***2-3与纵向力及力矩测量***2-2间装配过程中，要先固定扭矩传感器2-3-1后，再固定圆弧导轨2-3-2中的滑块，通过垫块的方式调节滑块的高度使纵向力及力矩测量***2-2的重量完全由圆弧导轨2-3-2承担，消除纵向力及力矩对扭矩传感器2-3-1造成高度影响。扭矩传感器测量结果即为***需要的测量结果：N_tz＝N_t。

横向力及力矩测量***2-4中包括4套测量单元，具体的装配过程如下：固定平面轴承2-4-3与底盘和旋转力矩测量***2-3的底盘安装；通过螺栓将传感器2-4-2与平面轴承2-4-3安装连接；将传感器2-4-2与直线导轨2-4-1连接，通过调节直线导轨2-4-1的位置，尽可能消除传感器内应力(即传感器测量结果F₀＝0)，安装完成。各个拉压式传感器需要的测量结果：F_t＝F_t′-F₀。

本实施方式传感器具体布局和定义如图4至图6所示，但不只限于此种布局。其中，纵向力及力矩测量***2-2中采用3个拉压传感器，在半径为2a的圆等间距即120°均布，传感器值分别为F₁,F₂和F₃；旋转力矩测量***2-3仅有一个扭矩传感器，扭矩传感器值为N_t；横向力及力矩测量***2-4中包括4个测量单元，每个测量单元中有1个拉压式传感器，传感器值分别F₄,F₅,F₆和F₇，整个***共包含8个传感器。

在测量过程中，主要包含两个阶段：在产品无液体测量过程，8个拉压传感器和扭矩传感器采集的空载力信息分别记为：F′₁,F′₂......F′₇和N′；在产品注入液体后测量过程，8个拉压传感器和扭矩传感器采集的加载力信息分别记为：F″₁,F″₂......F″₇和N"；即在液体对产品造成干扰力和力矩的作用下，8个拉压传感器和扭矩传感器采集的干扰力信息分别记为：F₁＝F″₁-F′₁,F₂＝F″₂-F′₂......F₇＝F″₇-F′₇和N＝N"-N′。

如图6所示，根据传感器的布局和传感器的测量结果，在测量坐标系下，六维力通过传感器数值解算为：F_x＝F₇-F₅,F_y＝F₆-F₄,F_z＝F₁+F₂+F₃,

N_y＝a×(F₂+F₃-2F₁)，N_z＝N。

优选实施例中，本实施方式的测量装置还包括处理器，所述处理器，用于根据各传感器的测量信息和相对的位置布局，获取在六维力测量装置的测量坐标系下被测航天器产品所受六维力的表达式为：

F_x、F_y、F_z分别表示被测航天器产品所受的X向力、Y向力、Z向力在测量坐标系下的信息；

N_x、N_y、N_z分别表示被测航天器产品所受的X向力矩、Y向力矩、Z向力矩在测量坐标系下的信息；

F₁、F₂、F₃分别表示根据纵向力及力矩测量***2-2的3个一号拉压式传感器2-2-1获得的测力信息；

F₄、F₅、F₆、F₇分别表示根据4套测量单元二号拉压式传感器2-4-2获得的测力信息；

a表示一号拉压式传感器2-2-1与一号下板的中心位置距离的一半；

如图7所示，在被测航天器产品坐标系下，被测航天器产品坐标系和测量坐标系方向完全相同，相对位置为

液体晃动造成的六维力可以表示为：

所述处理器，还用于依据固定支架3和六维力测量装置2的测量坐标系的相对位置关系，被测航天器所受六维力在产品坐标系下测量结果F_t和N_t，同时，根据六维移动平台1的姿态运动信息，，得到航天器所受六维力在惯性坐标系下测量结果F_g和N_g：

如图7所示，根据六维运动平台运动的姿态运动信息(即3个方向的姿态角)，通过欧拉法、四元数法等多种方法，可得运动平台相对于地面惯性坐标系转移矩阵为M。被测航天器产品随六维运动平台一同运动，因此被测航天器产品相对于地面惯性坐标系的转移矩阵为M′＝M,被测航天器产品本体受到的液体晃动造成的六维力在地面惯性坐标系下可以表示为：

F_g＝M′·F_t，N_g＝M′·N_t；P表示被测航天器产品坐标系原点在六维力测量装置2的测量坐标系下的向量，M′表示被测航天器产品相对于地面惯性坐标系的转移矩阵。

优选实施例中，本实施方式的六维移动平台1主要用于模拟航天器的六维运动状态，可按照如图2所示，但不限于图2所示的结构进行设计。本实施方式采用并联机器人的方案实现六自由度六维运动，下平台1-2固定在场地上，上平台1-1与六维力测量装置可通过螺栓进行连接，上平台1-1与下平台1-2通过6个电动缸连接，连接方式采用铰连接的方式，该机构具有6自由度可实现6维运动的模拟；根据航天器期望运动信息实时获取各个电动杠1-3的移动距离，驱动电动杠1-3的电机实时跟踪期望移动距离，从而实现模拟航天器六维飞行运动状态。

本实施方式采用六维力测量装置和相应的解算方法，可以通过直接测量的方法实现航天器运动过程中液体晃动造成的力和力矩的信息，无需对航天器产品造成任何的改造，同时，相比于传统有限元方法或液体晃动建模等方法，直接测量获得的干扰力和力矩信息可信度更大；本实施方式通过六维移动平台对航天器运行状态进行模拟，可以直接对多种航天器飞行工况进行模拟，获得相应的干扰力和力矩信息，相比于传统有限元方法解算(建模难度大，耗时久)，操作更加便捷。

虽然在本文中参照了特定的实施方式来描述本发明，但是应该理解的是，这些实施例仅仅是本发明的原理和应用的示例。因此应该理解的是，可以对示例性的实施例进行许多修改，并且可以设计出其他的布置，只要不偏离所附权利要求所限定的本发明的精神和范围。应该理解的是，可以通过不同于原始权利要求所描述的方式来结合不同的从属权利要求和本文中所述的特征。还可以理解的是，结合单独实施例所描述的特征可以使用在其他所述实施例中。

Claims (10)

1.航天器飞行过程中液体晃动造成干扰力的测量装置，其特征在于，所述测量装置包括六维移动平台(1)和六维力测量装置(2)；

六维力测量装置(2)设置在六维移动平台(1)的顶部；

六维移动平台(1)用于模拟航天器真实的飞行状态；

六维力测量装置(2)包括测量平台(2-1)、纵向力及力矩测量***(2-2)、旋转力矩测量***(2-3)和横向力测量***(2-4)；

纵向力及力矩测量***(2-2)位于测量平台(2-1)下方，被测航天器产品放置在测量平台(2-1)上，纵向力及力矩测量***(2-2)，用于测量被测航天器产品所受的Z向力、X向力矩、Y向力矩的信息；

旋转力矩测量***(2-3)位于纵向力及力矩测量***(2-2)的下方，与纵向力及力矩测量***(2-2)中心固定连接，用于测量被测航天器产品的Z向力矩；

横向力测量***(2-4)位于旋转力矩测量***(2-3)的下方，横向力测量***(2-4)与旋转力矩测量***(2-3)固定连接，横向力测量***(2-4)包括4套测量单元，4套测量单元沿十字方向布局，直接测量X向力和Y向力。

2.根据权利要求1所述的航天器飞行过程中液体晃动造成干扰力的测量装置，其特征在于，所述纵向力及力矩测量***(2-2)包括N个一号拉压式传感器(2-2-1)和一号下板,N为大于3的正整数；N个拉压式传感器分布设置在一号下板上，测量平台(2-1)设置在N个一号拉压式传感器(2-2-1)的顶部，N个拉压式传感器用于测量被测航天器产品所受的Z向力、X向力矩、Y向力矩的信息。

3.根据权利要求2所述的航天器飞行过程中液体晃动造成干扰力的测量装置，其特征在于，所述旋转力矩测量***(2-3)包括一个扭矩传感器(2-3-1)、圆弧导轨(2-3-2)和二号下板；

扭矩传感器(2-3-1)设置在二号下板的中心位置处，扭矩传感器(2-3-1)的上下两端分别与一号下板的底面中心和二号下板的顶面中心固定在一起，圆弧导轨(2-3-2)沿中心转轴设置在二号下板上，圆弧导轨(2-3-2)与扭矩传感器(2-3-1)轴线重合安装，圆弧导轨上滑块的顶端与一号下板的底面固定连接；扭矩传感器(2-3-1)用于测量被测航天器产品的Z向力矩。

4.根据权利要求3所述的航天器飞行过程中液体晃动造成干扰力的测量装置，其特征在于，所述旋转力矩测量***(2-3)包括三个圆弧导轨(2-3-2)，沿中心转轴均匀分布在二号下板的圆周上。

5.根据权利要求3或4所述的航天器飞行过程中液体晃动造成干扰力的测量装置，其特征在于，横向力测量***(2-4)还包括底座，4套测量单元设置在底座上，横向力测量***(2-4)的每套测量单元包括直线导轨(2-4-1)、二号拉压式传感器(2-4-2)和平面轴承2-4-3；直线导轨(2-4-1)固定在底座上，二号拉压式传感器(2-4-2)的一端与直线导轨(2-4-1)相连接，二号拉压式传感器(2-4-2)的另一端与平面轴承2-4-3连接，平面轴承2-4-3固定在二号下板与底座之间。

6.根据权利要求5所述的航天器飞行过程中液体晃动造成干扰力的测量装置，其特征在于，所述测量装置还包括固定支架3，固定支架固定在六维力测量装置(2)上，用于固定被测航天器产品。

7.根据权利要求6所述的航天器飞行过程中液体晃动造成干扰力的测量装置，其特征在于，所述纵向力及力矩测量***(2-2)包括3个一号拉压式传感器(2-2-1)，所述3个一号拉压式传感器(2-2-1)沿圆周等间距分布在一号下板上，且每个一号拉压式传感器(2-2-1)与一号下板的中心位置距离相等。

8.根据权利要求7所述的航天器飞行过程中液体晃动造成干扰力的测量装置，其特征在于，所述测量装置还包括处理器，所述处理器，用于根据各传感器的测量信息和相对的位置布局，获取在六维力测量装置的测量坐标系下被测航天器产品所受六维力的表达式为：

F_x、F_y、F_z分别表示被测航天器产品所受的X向力、Y向力、Z向力在测量坐标系下的信息；

N_x、N_y、N_z分别表示被测航天器产品所受的X向力矩、Y向力矩、Z向力矩在测量坐标系下的信息；

F₁、F₂、F₃分别表示根据纵向力及力矩测量***(2-2)的3个一号拉压式传感器(2-2-1)获得的测力信息；

F₄、F₅、F₆、F₇分别表示根据4套测量单元二号拉压式传感器(2-4-2)获得的测力信息；

a表示一号拉压式传感器(2-2-1)与一号下板的中心位置距离的一半；

所述处理器，还用于依据固定支架3和六维力测量装置(2)的测量坐标系的相对位置关系，得到被测航天器所受六维力在产品坐标系下测量结果F_t和N_t，同时，根据六维移动平台(1)的姿态运动信息，得到航天器所受六维力在惯性坐标系下测量结果F_g和N_g：

F_g＝M′·F_t，N_g＝M′·N_t；P表示被测航天器产品坐标系原点在六维力测量装置(2)的测量坐标系下的向量，M′表示被测航天器产品相对于地面惯性坐标系的转移矩阵。

9.根据权利要求8所述的航天器飞行过程中液体晃动造成干扰力的测量装置，其特征在于，根据拉压式传感器获得的测力信息为F_t＝F_t′-F₀，F_t′表示拉压式传感器的测量值，F₀表示在初始安装过程中拉压式传感器的初始值。

10.根据权利要求8所述的航天器飞行过程中液体晃动造成干扰力的测量装置，其特征在于，所述六维移动平台(1)包括上平台(1-1)、下平台(1-2)和6个电动杠(1-3)，下平台(1-2)固定在地面上，上平台(1-1)与六维力测量装置(2)连接，上平台(1-1)和下平台(1-2)间通过6个电动杠(1-3)连接，根据航天器期望运动信息实时获取各个电动杠(1-3)的移动距离，驱动电动杠(1-3)的电机实时跟踪期望移动距离，从而实现模拟航天器六维飞行运动状态。

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