CN101344788B - 小卫星姿态控制可靠性验证的仿真测试设备及其测试方法 - Google Patents

Abstract

小卫星姿态控制可靠性验证的仿真测试设备及其测试方法，属卫星姿态控制。包括地面仿真支持模块、故障注入模块和星载模块，其中地面仿真支持模块包括监控终端、卫星模型、信号激励源、力矩反解单元，故障注入模块包括模数转换器、信号转接电路、故障注入处理器、人机交互单元、数模转换单元，星载模块包括传感器、星载控制器和执行机构。所述的测试方法包括：设定故障模型、初始化卫星、更新轨道和姿态信息、、星载控制器采集传感器信号向故障注入模块输出执行机构指令信号、执行机构接收伪执行机构指令信号向故障注入模输出反馈信号、力矩反解单元采集故障注入模块输出的伪反馈信号向卫星模型输出控制力矩信号。本发明可实施性强，性价比高。

Description

小卫星姿态控制可靠性验证的仿真测试设备及其测试方法

技术领域

本发明涉及卫星控制系统测试领域的一种小卫星姿态控制可靠性验证的仿真测试设备及其测试方法。

背景技术

姿态控制系统作为小卫星最为关键的一个子系统，其可靠性是小卫星正常运行的基本保证。为了提高控制系统的可靠性和安全性，需要建立一个监控和验证平台来检测整个控制系统的运行情况，在地面充分的模拟星载部件可能发生的工作状态，检测星载控制器的应急管理能力和容错性，充分暴露姿态控制系统的问题，确保姿态控制系统的可靠运行。

目前卫星姿态控制地面仿真测试大多利用敏感器、三轴转台、目标模拟器、地面测试计算机、激励源、数据采集处理设备及接口装置等。该测试设备虽然能够进行卫星姿控半物理仿真，但是成本高、体积庞大、信息流复杂、仿真的可靠性和安全性质量难以保证，并且对检测星载控制器的应急管理能力和容错性无法检测。

发明内容

本发明所要解决的技术问题是提供一种小卫星姿态控制可靠性验证的仿真测试设备及其测试方法。

小卫星姿态控制可靠性验证的仿真测试设备，包括地面仿真支持模块和星载模块，所述地面仿真支持模块包括：监控终端、卫星模型、信号激励源和力矩反解装置，其中监控终端与卫星模型电连接，力矩反解装置的输出端与卫星模型的输入端连接；所述星载模块包括传感器、执行机构和星载控制器，信号激励源的输出端与传感器的输入端连接，传感器的输出端与星载控制器的输入端连接，还包括故障注入模块，所述故障注入模块包括：模数转换器、信号转接电路、故障注入处理器、人机交互单元、数模转换器，其中模数转换器的一输入端与卫星模型的输出端连接，模数转换器的另两个输入端分别与执行机构和星载控制器的输出端连接，模数转换器的输出端与信号转接电路的输入端连接，信号转接电路通过故障注入处理器与人机交互单元连接，数模转换器的输入端与信号转接电路的输出端连接，数模转换器的三个输出端分别与信号激励源、力矩反解装置、卫星模型的输入端连接。

本发明小卫星姿态控制可靠性验证的仿真测试方法，包括以下步骤：

(a)启动故障注入模块，设定传感器故障模型或执行机构的故障模型，所述故障模型采用目标系统真实故障的四个属性值来唯一表征一个故障实例，故障的四个属性是故障位置、故障类型、故障持续时间和故障注入时刻；

(b)初始化卫星模型状态，从监控终端设定卫星初始工作模式、轨道信息、姿态信息，所述工作模式为阻尼工作模式或三轴稳定指向地球工作模式，所述轨道信息包括轨道高度、偏心率、升交点赤径、轨道倾角、近地点角、平近点角，所述姿态信息包括三轴姿态角和三轴姿态角速率；

(c)卫星模型根据卫星轨道动力学方程、姿态动力学方程和姿态运动学方程更新卫星轨道信息和姿态信息，并输出卫星轨道和姿态信息；

(1)卫星的轨道运动方程：

为卫星位置矢量，

表示对

求二次导数为卫星加速度矢量，

是摄动加速度；

(2)卫星相对惯性系的动力学方程：

I为星体转动惯量，

为角速度矢量，

表示对

求一次导数为角加速度矢量，为飞轮输出力矩，

为干扰力矩，为实际作用力矩；

(3)姿态运动学方程：

以轨道系为参考坐标系，由四元数

描述星体系与轨道系之间的姿态，卫星姿态运动学方程为：

${\stackrel{\·}{q}}_0=-\frac{1}{2}{\stackrel{\→}{q}}^T{\stackrel{\→}{\mathrm{\ω}}}_b;$ $\stackrel{\·}{\stackrel{\→}{q}}=\frac{1}{2}[q_0{I}_{3\×3}+S\left(\stackrel{\→}{q}\right)]{\stackrel{\→}{\mathrm{\ω}}}_b$

其中，

为星体系与轨道系的角速度在星体系中的投影，为斜对称矩阵，

$S\left(\stackrel{\→}{q}\right)=\stackrel{\→}{q}\×\left[\begin{array}{ccc}0& -q_3& q_2\\ q_3& 0& -q_1\\ -q_2& q_1& 0\end{array}\right];$

由四元数描述的卫星姿态矩阵为：

$c_o^b=\left[\begin{array}{ccc}{\stackrel{\→}{c}}_1& {\stackrel{\→}{c}}_2& {\stackrel{\→}{c}}_3\end{array}\right]=\left[\begin{array}{ccc}1-2(q_2^2+q_3^2)& 2(q_1{q}_2+q_0{q}_3)& 2(q_1{q}_3-q_0{q}_2)\\ 2(q_1{q}_2-q_0{q}_3)& 1-2(q_1^2+q_3^2)& 2(q_2{q}_3+q_0{q}_1)\\ 2(q_1{q}_3+q_0{q}_2)& 2(q_2{q}_3-q_0{q}_1)& 1-2(q_1^2+q_2^2)\end{array}\right]$

与

有如下关系

${\stackrel{\→}{\mathrm{\ω}}}_b={\stackrel{\→}{\mathrm{\ω}}}_i-C_o^b{\stackrel{\→}{\mathrm{\ω}}}_o$

其中，

为轨道系相对惯性系的角速度；

(d)采用故障注入模块采集卫星轨道和姿态信息，并根据设定的故障，输出激励源指令信号；

(e)采用GPS激励源采集轨道信息，模拟卫星轨道后输出GPS激励信号；采用磁模拟器产生目标磁场来输出磁强计激励信号；采用陀螺输出电压u₁来实现陀螺信号激励，陀螺输出电压u₁与敏感到的角速率ω之间关系为：u₁＝k₁ω，其中k₁为固定比值；

(f)采用传感器接收传感器激励信号，输出传感器信息；

(g)采用星载控制器采集传感器输出的传感器信息，根据PID控制律，计算并输出执行机构指令信号；

(h)采用故障注入模块采集执行机构指令信号和执行机构反馈信号，根据设定的执行机构的故障，进行处理后得到伪执行机构指令信号和伪执行机构反馈信号，并分别输出到执行机构和力矩反解单元；

(i)采用力矩反解单元(14)采集飞轮转速反馈信号，并根据飞轮转速反馈信号与飞轮输出力矩关系：

计算输出力矩值，其中

为飞轮输出力矩，J为动量轮转动惯量，

为动量轮转动角速度矢量，表示对

求一次导数为角速度的加速度矢量；

(j)采用卫星模型采集输出力矩

(k)重复上述步骤c至步骤j。

本发明一种卫星姿态控制系统可靠性的仿真测试设备及其测试方法由于具有故障注入模块，能够检验相关部件故障情况下姿态控制软件的运行情况和对故障的判断、处理能力；不破坏航天器姿态控制软件完整性，测试精度高，测试范围广，相对于航天器这类昂贵的产品来说，性价比高，研制成本低。

附图说明

图1：本发明小卫星姿态控制可靠性验证的仿真测试设备整体结构框图；

图2：力矩反解单元、执行机构、信号激励源和传感器的结构连接图。

图3：故障注入模块软件流程图；

图4：传感器故障注入原理图；

图5：执行机构故障注入原理图；

图6：本发明工作图流程图。

图中的主要符号名称：1---地面仿真支持模块，2---故障注入模块，3---星载模块，11---监控终端，12---卫星模型，13---信号激励源，14---力矩反解单元，21---模数转换器，22---信号转接电路，23---故障注入处理器，24---人机交互单元，25---数模转换器，31---传感器，32---星载控制器，33---执行机构。

具体实施方式

如图1所示小卫星姿态控制可靠性验证的仿真测试设备，包括地面仿真支持模块1和星载模块3，所述地面仿真支持模块1包括：监控终端11、卫星模型12、信号激励源13和力矩反解装置14，其中监控终端11与卫星模型12电连接，力矩反解装置14的输出端与卫星模型12的输入端连接；所述星载模块3包括传感器31、执行机构32和星载控制器33，信号激励源13的输出端与传感器31的输入端连接，传感器31的输出端与星载控制器33的输入端连接。还包括故障注入模块2，所述故障注入模块2包括：模数转换器21、信号转接电路22、故障注入处理器23、人机交互单元24、数模转换器25，其中模数转换器21的一输入端与卫星模型12的输出端连接，模数转换器21的另两个输入端分别与执行机构32和星载控制器33的输出端连接，模数转换器21的输出端与信号转接电路22的输入端连接，信号转接电路22通过故障注入处理器23与人机交互单元24连接，数模转换器25的输入端与信号转接电路22的输出端连接，数模转换器25的三个输出端分别与信号激励源13、力矩反解装置14、卫星模型12的输入端连接。

如图2所示信号激励源13包括GPS激励源131、磁强计激励源132和陀螺激励源133，所述传感器31包括GPS 311、磁强计312和陀螺313；GPS激励源131、磁强计激励源132、陀螺激励源133的输入端分别与故障注入模块2连接，GPS激励源131的输出端与GPS 311的输入端连接，磁强计激励源132输出端与磁强计312的输入端连接，陀螺激励源133输出端与陀螺313的输入端连接，GPS 311、磁强计312和陀螺313的输出端分别与星载控制器33连接。陀螺信号激励采用恒流源实现，恒流源信号与目标角速率直接成线性关系，陀螺接收恒流源信号，并将其转换为与角速率成线性关系的电压信号；磁强计信号激励源选择磁模拟器产生目标磁场来实现信号激励；GPS直接使用轨道信息实现模拟。

力矩反解装置14包括第一飞轮力矩反解电路141、第二飞轮力矩反解电路142和第三飞轮力矩反解电路143，第一飞轮力矩反解电路141、第二飞轮力矩反解电路142、第三飞轮力矩反解电路143的输入端分别与故障注入模块2连接，第一飞轮力矩反解电路141、第二飞轮力矩反解电路142、第三飞轮力矩反解电路143的输出端分别与卫星模型12连接。第一、第二、第三飞轮反解力矩根据飞轮转速反馈信号求得。

执行机构32包括第一飞轮321、第二飞轮322和第三飞轮323，第一飞轮321、第二飞轮322和第三飞轮323的输出端分别与模数转换单元21连接，第一飞轮321、第二飞轮322和第三飞轮323的输出端分别与故障注入模块2连接。

监控终端11采用一台工控机实现，可以实现以下功能：存储并显示数据，轨道信息、姿态信息，当前卫星运行模式，以及星载部件的工作状况、发送遥控指令等。卫星模型12采用数学模型实现，即轨道和姿态运动方程。力矩反解装置14采集执行机构32的反馈信号，根据执行机构32的反馈信号与输出力矩的关系计算当前执行机构32输出力矩。卫星模型12根据当前时间和执行机构32输出力矩，结合上一时刻的姿态和轨道信息，更新小卫星轨道和姿态信息；同时还需要根据信号激励源13与轨道、姿态信息的关系，给出激励源指令信号。传感器31接收激励源指令信号，根据传感器物理、电气转换关系，计算星上传感器激励源信号，并输出到传感器31。

如图6所示，一种小卫星姿态控制可靠性验证的仿真测试方法，包括以下步骤：

(a)启动故障注入模块2，设定传感器31故障模型或执行机构32的故障模型，所述故障模型采用目标系统真实故障的四个属性值来唯一表征一个故障实例，故障的四个属性是故障位置、故障类型、故障持续时间和故障注入时刻。下面以陀螺313永久失效、0值输出的故障类型为例。如图3所示，为故障注入模块2的软件工作流程。首先启动故障注入模块2，在人机交互界面中设定传感器31的故障模型或执行机构32的故障模型，故障注入模块2将设定的故障信息输入故障控制器，故障控制器通过与故障库中的故障模型进行对比，判断是否有效。若故障模型有效则通过人机界面显示；若故障模型无效则通过人机界面提示重新输入故障模型。

(b)初始化卫星模型12状态，从监控终端11设定卫星初始工作模式、轨道信息、姿态信息，所述工作模式为阻尼工作模式或三轴稳定指向地球工作模式，所述轨道信息包括轨道高度、偏心率、升交点赤径、轨道倾角、近地点角、平近点角，所述姿态信息包括三轴姿态角和三轴姿态角速率；

(c)卫星模型(12)根据卫星轨道动力学方程、姿态动力学方程和姿态运动学方程更新卫星轨道信息和姿态信息，并输出卫星轨道和姿态信息；

(1)卫星的轨道运动方程：

为卫星位置矢量，

表示对

求二次导数为卫星加速度矢量，

是摄动加速度；

(2)卫星相对惯性系的动力学方程：

I为星体转动惯量，

为角速度矢量，

表示对

求一次导数为角加速度矢量，

为飞轮输出力矩，为干扰力矩，

为实际作用力矩；

(3)姿态运动学方程：

以轨道系为参考坐标系，由四元数描述星体系与轨道系之间的姿态，卫星姿态运动学方程为：

${\stackrel{\·}{q}}_0=-\frac{1}{2}{\stackrel{\→}{q}}^T{\stackrel{\→}{\mathrm{\ω}}}_b;$ $\stackrel{\·}{\stackrel{\→}{q}}=\frac{1}{2}[q_0{I}_{3\×3}+S\left(\stackrel{\→}{q}\right)]{\stackrel{\→}{\mathrm{\ω}}}_b$

其中，

为星体系与轨道系的角速度在星体系中的投影，

为斜对称矩阵，

$S\left(\stackrel{\→}{q}\right)=\stackrel{\→}{q}\×\left[\begin{array}{ccc}0& -q_3& q_2\\ q_3& 0& -q_1\\ -q_2& q_1& 0\end{array}\right];$

由四元数描述的卫星姿态矩阵为：

$c_o^b=\left[\begin{array}{ccc}{\stackrel{\→}{c}}_1& {\stackrel{\→}{c}}_2& {\stackrel{\→}{c}}_3\end{array}\right]=\left[\begin{array}{ccc}1-2(q_2^2+q_3^2)& 2(q_1{q}_2+q_0{q}_3)& 2(q_1{q}_3-q_0{q}_2)\\ 2(q_1{q}_2-q_0{q}_3)& 1-2(q_1^2+q_3^2)& 2(q_2{q}_3+q_0{q}_1)\\ 2(q_1{q}_3+q_0{q}_2)& 2(q_2{q}_3-q_0{q}_1)& 1-2(q_1^2+q_2^2)\end{array}\right]$

与

有如下关系

${\stackrel{\→}{\mathrm{\ω}}}_b={\stackrel{\→}{\mathrm{\ω}}}_i-C_o^b{\stackrel{\→}{\mathrm{\ω}}}_o$

其中，

为轨道系相对惯性系的角速度；

(d)采用故障注入模块(2)采集卫星轨道和姿态信息，并根据设定的故障，输出激励源指令信号；

(e)采用GPS激励源131采集轨道信息，模拟卫星轨道后输出GPS激励信号；采用磁模拟器产生目标磁场来输出磁强计激励信号；采用陀螺输出电压u₁来实现陀螺信号激励，陀螺输出电压u₀与敏感到的角速率ω之间关系为：u₁＝k₁ω，其中k₁为固定比值；

(f)采用传感器31接收传感器激励信号，输出传感器信息；

(g)采用星载控制器33采集传感器31输出的传感器信息，根据PID控制律，计算并输出执行机构指令信号；

(h)采用故障注入模块2采集执行机构指令信号和执行机构反馈信号，根据设定的执行机构32的故障，进行处理后得到伪执行机构指令信号和伪执行机构反馈信号，并分别输出到执行机构32和力矩反解单元14；

(i)采用力矩反解单元(14)采集飞轮转速反馈信号，并根据飞轮转速反馈信号与飞轮输出力矩关系：

计算输出力矩值，其中为飞轮输出力矩，J为动量轮转动惯量，

为动量轮转动角速度矢量，

表示对求一次导数为角速度的加速度矢量；

(j)采用卫星模型12采集输出力矩

(k)重复上述步骤c至步骤j。

如图4所示，为传感器故障注入原理图。因为当前故障注入中没有磁强计312和GPS 311故障，故磁强计激励源132根据当前轨道信息和姿态信息计算磁场模型，并输出正常激励源指令信号；GPS激励源131输出当前轨道信息。陀螺激励源133采集当前卫星当前角速率信息，根据陀螺输出电压与角速率数学转换关系u₁＝k₁ω，计算陀螺激励源指令电压信号并输出；故障注入模块2采集轨道和姿态信息，根据设定的陀螺313永久失效、0值输出故障模型，则将陀螺激励源信号取0值输出；陀螺313敏感到陀螺激励源信号，并输出。

如图5所示，为执行机构故障注入原理图。星载控制器33采集GPS 311、磁强计312、陀螺313的信息，并通过计算将其转换为姿态和轨道信息，根据当前工作模式和PID控制律，输出第一飞轮321、第二飞轮322、第三飞轮323的执行机构指令信号；故障注入模块2采集第一飞轮321、第二飞轮322、第三飞轮323的执行机构指令信号和第一飞轮321、第二飞轮322、第三飞轮323的反馈信号，由于当前飞轮无故障，故伪执行器指令信号与执行器指令信号相同，伪反馈信号与反馈信号同；力矩反解单元14根据第一飞轮321、第二飞轮322、第三飞轮323的反馈信号进行反解并输出。

Claims (5)

1.小卫星姿态控制可靠性验证的仿真测试设备，包括地面仿真支持模块(1)和星载模块(3)，所述地面仿真支持模块(1)包括：监控终端(11)、卫星模型(12)、信号激励源(13)和力矩反解单元(14)，其中监控终端(11)与卫星模型(12)电连接，力矩反解单元(14)的输出端与卫星模型(12)的输入端连接；所述星载模块(3)包括传感器(31)、执行机构(32)和星载控制器(33)，信号激励源(13)的输出端与传感器(31)的输入端连接，传感器(31)的输出端与星载控制器(33)的输入端连接，其特征在于还包括故障注入模块(2)，所述故障注入模块(2)包括：模数转换器(21)、信号转接电路(22)、故障注入处理器(23)、人机交互单元(24)、数模转换器(25)，其中模数转换器(21)的一输入端与卫星模型(12)的输出端连接，模数转换器(21)的另两个输入端分别与执行机构(32)和星载控制器(33)的输出端连接，模数转换器(21)的输出端与信号转接电路(22)的输入端连接，信号转接电路(22)通过故障注入处理器(23)与人机交互单元(24)连接，数模转换器(25)的输入端与信号转接电路(22)的输出端连接，数模转换器(25)的三个输出端分别与信号激励源(13)、力矩反解单元(14)、卫星模型(12)的输入端连接。

2.根据权利要求1所述的小卫星姿态控制可靠性验证的仿真测试设备，其特征在于所述信号激励源(13)包括GPS激励源(131)、磁强计激励源(132)和陀螺激励源(133)；所述传感器(31)包括GPS(311)、磁强计(312)和陀螺(313)；GPS激励源(131)、磁强计激励源(132)、陀螺激励源(133)的输入端分别与故障注入模块(2)连接，GPS激励源(131)的输出端与GPS(311)的输入端连接，磁强计激励源(132)输出端与磁强计(312)的输入端连接，陀螺激励源(133)输出端与陀螺(313)的输入端连接，GPS(311)、磁强计(312)和陀螺(313)的输出端分别与星载控制器(33)连接。

3.根据权利要求1所述的小卫星姿态控制可靠性验证的仿真测试设备，其特征在于所述力矩反解单元(14)包括第一飞轮力矩反解电路(141)、第二飞轮力矩反解电路(142)和第三飞轮力矩反解电路(143)，第一飞轮力矩反解电路(141)、第二飞轮力矩反解电路(142)、第三飞轮力矩反解电路(143)的输入端分别与故障注入模块(2)连接，第一飞轮力矩反解电路(141)、第二飞轮力矩反解电路(142)、第三飞轮力矩反解电路(143)的输出端分别与卫星模型(12)连接。

4.根据权利要求1所述的小卫星姿态控制可靠性验证的仿真测试设备，其特征在于所述执行机构(32)包括第一飞轮(321)、第二飞轮(322)和第三飞轮(323)，第一飞轮(321)、第二飞轮(322)和第三飞轮(323)分别与故障注入模块(2)连接。

5.一种基于权利要求1所述的小卫星姿态控制可靠性验证的仿真测试设备的仿真测试方法，其特征在于包括以下步骤：

(a)启动故障注入模块(2)，设定传感器(31)故障模型或执行机构(32)的故障模型，所述故障模型采用目标系统真实故障的四个属性值来唯一表征一个故障实例，故障的四个属性是故障位置、故障类型、故障持续时间和故障注入时刻；

(b)初始化卫星模型(12)的状态，从监控终端(11)设定卫星初始工作模式、轨道信息、姿态信息，所述工作模式为阻尼工作模式或三轴稳定指向地球工作模式，所述轨道信息包括轨道高度、偏心率、升交点赤径、轨道倾角、近地点角、平近点角，所述姿态信息包括三轴姿态角和三轴姿态角速率；

(c)卫星模型(12)根据卫星轨道动力学方程、姿态动力学方程和姿态运动学方程更新卫星轨道信息和姿态信息，并输出卫星轨道和姿态信息；

(1)卫星的轨道运动方程：

为卫星位置矢量，

表示对求二次导数为卫星加速度矢量，

是摄动加速度；

(2)卫星相对惯性系的动力学方程：

I为星体转动惯量，

为角速度矢量，

表示对

求一次导数为角加速度矢量，

为飞轮输出力矩，

为干扰力矩，

为实际作用力矩；

(3)姿态运动学方程：

以轨道系为参考坐标系，由四元数

描述星体系与轨道系之间的姿态，卫星姿态运动学方程为：

${\stackrel{\·}{q}}_0=-\frac{1}{2}{\stackrel{\→}{q}}^T{\stackrel{\→}{\mathrm{\ω}}}_b;$ $\stackrel{\stackrel{\·}{\→}}{q}=\frac{1}{2}[q_0{I}_{3\×3}+S\left(\stackrel{\→}{q}\right)]{\stackrel{\→}{\mathrm{\ω}}}_b$

其中，

为星体系与轨道系的角速度在星体系中的投影，

为斜对称矩阵，

$S\left(\stackrel{\→}{q}\right)=\stackrel{\→}{q}\×\left[\begin{array}{ccc}0& -q_3& q_2\\ q_3& 0& -q_1\\ {-q}_2& q_1& 0\end{array}\right];$

由四元数描述的卫星姿态矩阵为：

$C_o^b=\left[\begin{array}{ccc}{\stackrel{\→}{c}}_1& {\stackrel{\→}{c}}_2& {\stackrel{\→}{c}}_3\end{array}\right]=\left[\begin{array}{ccc}1-2(q_2^2+q_3^2)& 2(q_1{q}_2+q_0{q}_3)& 2(q_1{q}_3-q_0{q}_2)\\ 2(q_1{q}_2-q_0{q}_3)& 1-2(q_1^2+q_3^2)& 2(q_2{q}_3+q_0{q}_1)\\ 2(q_1{q}_3+q_0{q}_2)& 2(q_2{q}_3-q_0{q}_1)& 1-2(q_1^2+q_2^2)\end{array}\right]$

与

有如下关系

${\stackrel{\→}{\mathrm{\ω}}}_b={\stackrel{\→}{\mathrm{\ω}}}_i-C_o^b{\stackrel{\→}{\mathrm{\ω}}}_o$

其中，

为轨道系相对惯性系的角速度；

(d)采用故障注入模块(2)采集卫星轨道和姿态信息，并根据设定的故障，输出激励源指令信号；

(e)采用GPS激励源(131)采集轨道信息，模拟卫星轨道后输出GPS激励信号；采用磁模拟器产生目标磁场来输出磁强计激励信号；采用陀螺输出电压u₁来实现陀螺信号激励，陀螺输出电压u₁与敏感到的角速率ω之间关系为：u₁＝k₁ω，其中k₁为固定比值；

(f)采用传感器(31)接收传感器激励信号，输出传感器信息；

(g)采用星载控制器(33)采集传感器(31)输出的传感器信息，根据PID控制律，计算并输出执行机构指令信号；

(h)采用故障注入模块(2)采集执行机构指令信号和执行机构反馈信号，根据设定的执行机构(32)的故障，进行处理后得到伪执行机构指令信号和伪执行机构反馈信号，并分别输出到执行机构(32)和力矩反解单元(14)；

(i)采用力矩反解单元(14)采集飞轮转速反馈信号，并根据飞轮转速反馈信号与飞轮输出力矩关系：计算输出力矩值，其中

为飞轮输出力矩，J为动量轮转动惯量，

为动量轮转动角速度矢量，

表示对

求一次导数为角加速度矢量；

(j)采用卫星模型(12)采集输出力矩

(k)重复上述步骤c至步骤j。

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