CN101979277B - 卫星磁测磁控系统的全实物验证平台与工作方法 - Google Patents

Abstract

本发明公布了一种卫星磁测磁控系统的全实物验证平台与工作方法，所述平台包括单轴气浮台、台上计算机系统、测角系统、通信计算机、微型磁模拟器、星载磁强计、星载计算机和环境模拟计算机。所述方法利用单轴气浮台模拟太空中的微小卫星，采用环境模拟计算机与微型磁模拟器生成在轨磁场，真实的星载磁强计与星载计算机敏感在轨磁场并完成姿态测量与控制指令的生成，台上计算机根据通信计算机转发的控制力矩指令与台上磁强计输出的当地地磁数值，计算应输出的磁矩后向磁力矩器发送控制指令，磁力矩器与当地地磁作用形成实际的控制力矩，从而控制气浮台稳定在某一个角度或者进行大角度机动。本发明成本低，仿真验证的逼真度高，控制精确。

Description

卫星磁测磁控系统的全实物验证平台与工作方法

技术领域

本发明涉及一种卫星磁测磁控系统的全实物验证平台与工作方法，属于微小卫星磁测磁控系统俯仰回路的验证平台与工作方法的技术领域。

背景技术

微小卫星控制系统常采用“磁强计+磁力矩器+偏置动量轮”的配置方案，具有低成本高可靠的特点。采用该种配置方案的一种较佳的控制方式是：磁强计作为姿态敏感器，将偏置动量轮作为星体的被动稳定装置，采用三轴磁力矩器实现卫星俯仰回路的小角度稳定与大机动控制以及章进动控制，该种控制方式具有控制模式简单，无需动量轮卸载等操作，并且在稳定度等性能指标方面具有一定的优势；而该种控制方式的关键是俯仰回路的高精度稳定控制与大机动控制，需要在地面做充分的仿真与验证，从而确保系统俯仰回路控制的高可靠性与高性能。而全物理仿真试验是较为全面准确的验证，所以设计了微小卫星磁测磁控系统俯仰回路的验证平台与工作方法，期望达到如下目的：

(1)卫星指向稳定控制与保持的关键技术验证；

(2)俯仰回路大角度机动的关键技术验证；

(3)控制系统俯仰回路设计与研制的正确性与可靠性。

目前，卫星的姿态确定与控制系统在地面开展全实物仿真测试与验证，具有较大的技术难度与经济成本；基于磁测磁控的微小卫星俯仰回路的验证通常需要将气浮台整个安置于一台大型的磁模拟器中进行实物验证，高昂的成本不适合廉价的微小卫星。

发明内容

本发明目的是针对现有技术存在的缺陷提供一种卫星磁测磁控系统的全实物验证平台与工作方法。

本发明为实现上述目的，采用如下技术方案：

本发明卫星磁测磁控系统的全实物验证平台，包括单轴气浮台、台上计算机系统、测角系统、通信计算机、微型磁模拟器、星载磁强计、星载计算机和环境模拟计算机，其中台上计算机系统包括台上计算机、台上磁强计和磁力矩器，测角系统包括测角光栅和测角计算机，台上计算机系统和测角光栅设置于单轴气浮台上，星载磁强计设置于微型磁模拟器上，通信计算机和台上磁强计的输出端分别接台上计算机的输入端，台上计算机与磁力矩器双向通信，测角光栅的输出端依次串接测角计算机、环境模拟计算机后接微型磁模拟器的输入端，星载磁强计的输出端串接星载计算机后接通信计算机的输入端。

卫星磁测磁控系统的全实物验证平台的工作方法包括如下步骤：

(1)单轴气浮台配平；

(2)标定单轴气浮台以及包括台上计算机系统和测角光栅的转动惯量；

(3)标定单轴气浮台干扰力矩，拟合并形成干扰力矩补偿计算式；

(4)标定单轴气浮台台体剩磁；

(5)标定微型磁模拟器的线圈常数矩阵；

(6)设置单轴气浮台的初始角度与角速度；

(7)测角系统以频率0.5Hz～20Hz一定的频率(通常取0.5Hz～20Hz)向环境模拟计算机发送角度参数；

(8)环境模拟计算机以第(7)步中相同的频率计算在轨磁场，并向微型磁模拟器发送磁场指令；

(9)微型磁模拟器接收到环境模拟计算机的磁场指令后，实时激励出期望的在轨磁场；

(10)星载磁强计实时敏感在轨磁场；

(11)星载计算机中的姿态测量与控制程序按既定的测量控制周期执行算法：在控制周期的初始时刻即0T，其中T为测量控制周期，星载计算机采集磁强计数据，采用卡尔曼滤波算法估计单轴气浮台模拟的太空中的微小卫星的姿态角与角速度，然后根据姿态角与角速度执行不同的控制律计算控制力矩，控制卫星实现稳态保持或大机动；在控制周期的某时刻即m×T，其中0＜m＜1，强制控制力矩为零，让磁力矩器复位，从而实现磁强计与磁力矩器的分时工作；

(12)通信计算机一旦接收到星载计算机的控制力矩指令，立刻向单轴气浮台上的台上计算机系统转发；

(13)台上计算机根据控制力矩指令如果接收到零控制力矩指令，直接将磁力矩器复位；如果接收到非零控制力矩，则采集台上磁强计的输出，并计算出应输出的磁矩向磁力矩器发送控制指令；

(14)重复(7)～(13)，直至完成某次实验，重复(6)～(13)，完成不同初始条件下的实验，如果平台长期闲置后重新使用，重复(1)～(13)。

本发明在轨磁场模拟采用微型磁模拟器，仅将星载磁强计安置于磁模拟器中，从而敏感模拟的在轨磁场并测量微小卫星的姿态；而气浮台和气浮台上的磁力矩器位于当地的地磁环境中，利用地磁环境代替在轨磁场来提供控制力矩，从而可以采用微型磁模拟器代替大型高精度磁模拟器，从而在空间上将姿态测量与姿态控制分开，节约了平台的研制成本，并仍然保持了很高的仿真逼真度；整个实物验证平台经过台体配平，转动惯量、干扰力矩和剩磁等的精确标定后，具有很高的仿真精度，完全满足微小卫星控制系统地面仿真验证的需求。

附图说明

图1：仿真平台组成框图，图中标号A：控制力矩指令，B：测角光栅编码数据，C：气浮台角度数据，D：卫星在轨真实的磁场强度，E：卫星在轨敏感到的磁场强度，F：控制力矩指令；

图2：台上计算机系统的组成图；

图3：卫星磁测磁控系统俯仰回路验证平台原理图；

图4：星载计算机控制软件流程图；

图5：实施例1仿真结果图，(a)从-165度机动到0度，角度变化曲线，(b)小角度局部放大图；

图6：实施例2仿真结果图，(a)从+165度机动到0度，角度变化曲线，(b)小角度变化曲线；

图7：实施例3稳态时角度变化曲线结果图。

具体实施方式

如图1所示，本发明卫星磁测磁控系统的全实物验证平台由单轴气浮台、台上计算机系统(包括台上计算机、台上磁强计、磁力矩器)、测角系统(包括测角光栅、测角计算机)、环境计算机、微型磁模拟器、星载磁强计、星载计算机和通信计算机组成。

验证平台各硬件组成模块与功能描述如下：

(1)单轴气浮台，模拟太空中的微小卫星在俯仰轴上的角运动；

(2)台上计算机系统，由台上计算机、磁强计、磁力矩器组成，台上计算机接收通信计算机发出的控制力矩指令，台上磁强计测量当地地磁的数值，台上计算机根据控制力矩指令与当地地磁数值，计算磁力矩器应输出的磁矩然后向磁力矩器发送控制指令，磁力矩器与当地地磁作用形成实际的控制力矩，从而控制气浮台稳定在某一个角度或者进行大角度机动。磁力矩器十字正交布置，能够在气浮台平面内产生任意方向的磁矩，从而提供控制力矩；在安置磁强计时，要求磁棒X的正向与磁强计X的正向重合，磁棒Y的正向与磁强计Y的正向重合，且磁强计Z与X、Y成右手定则，磁强计Z方向与气浮台旋转的正方向一致。台上计算机系统由图2所示组成；

(3)测角系统由测角光栅和测角计算机构成，用以指示卫星的真实姿态角；

(4)环境模拟计算机根据卫星真实姿态、地磁场模型与轨道参数，计算出卫星本体系下的磁场强度，并向磁模拟器发送磁场仿真指令信息；

(5)微型磁模拟器根据环境模拟计算机的控制指令，产生目标磁场；

(6)星载磁强计用以测量微型磁模拟器中模拟的在轨磁场；

(7)星载计算机根据姿态测量算法与控制律进行计算，并向通信计算机发送控制力矩指令；

(8)通讯计算机是星载计算机和气浮台计算机系统的桥梁，通讯具有实时性。通信计算机显示滤波角度和角速度，并可设置系统是否进入控制状态。

由图3可见，平台以实物验证的形式，完整地测试了俯仰回路基于磁场的姿态测量与姿态控制算法，是一个完整的闭环反馈控制系统，能够有效验证控制系统设计的正确性和有效性；气浮台较太空中额外的扰动力矩，通过干扰力矩补偿实现软补偿。现将平台的主要工作原理描述如下：

1)磁矩指令的生成

期望的控制力矩指令为tq，台上磁强计的输出矢量为

则有控制磁矩指令为

$\stackrel{\→}{m}=\left[\begin{array}{c}{m}_x\\ m_y\\ m_z\end{array}\right]={\stackrel{\→}{B}}_t\×\left[\begin{array}{c}0\\ 0\\ \mathrm{tq}\end{array}\right]$

其中，

为磁矩矢量，m_x、m_y、m_z为磁矩矢量的三个分量。将m_x发往磁棒X，将m_y发往磁棒Y。

2)控制力矩指令的生成

当气浮台角速度超过一定阀值时，采用角速度阻尼控制律

tq＝-kp₁·ω+te

其中，tq为控制力矩指令，kp₁为角速度阻尼控制参数，ω为卡尔曼滤波器估计的台体角速度，te为干扰力矩补偿项。

当气浮台角速度在一定阀值内，当姿态角误差超过一定阀值时，采用角速度控制律将气浮台低转速逼近目标姿态角

tq＝-kp₂·(ω-ω_r)+te

其中，tq为控制力矩指令，kp₂为角速度控制参数，ω为卡尔曼滤波器估计的台体角速度，ω_r为台体目标角速度，te为干扰力矩补偿项。

当气浮台角速度与姿态角误差在一定阀值内，采用比例微分控制律将气浮台实现稳态控制

tq＝-kp·(θ-θ_r)-kd·ω+te

其中，tq为控制力矩指令，kp为角度控制参数，kd为角速度控制参数，θ为卡尔曼滤波器估计的台体角度，ω为卡尔曼滤波器估计的台体角速度，θ_r为台体目标角度，te为干扰力矩补偿项。

3)卫星姿态及其变化率的估计

气浮台(卫星俯仰回路)的动力学方程为

$\stackrel{\·\·}{\mathrm{\θ}}=\mathrm{tq}/I$

其中，θ为姿态角，tq为控制力矩，I为转动惯量。

测量方程有

$\mathrm{\θ}={\tan }^{-1}\left\{\frac{-B_{\mathrm{cx}}{B}_{\mathrm{oz}}+B_{\mathrm{cz}}{B}_{\mathrm{ox}}}{B_{\mathrm{cx}}{B}_{\mathrm{ox}}+B_{\mathrm{cz}}{B}_{\mathrm{oz}}}\right\}$

其中，θ为姿态角，B_ox为在轨磁场参考矢量X轴上的值，B_oz为在轨磁场参考矢量Z轴上的值，B_cx为磁强计X轴上的测量值，B_cz为磁强计Z轴上的测量值。

将上述两个方程式通过卡尔曼滤波器估计姿态角及其变化率。如图4所示，为星载计算机控制软件流程图。

验证平台工作流程如下：

(1)气浮台配平；

(2)标定气浮台(含台上设备)转动惯量；

(3)标定气浮台干扰力矩，拟合并形成干扰力矩补偿计算式；

(4)标定气浮台台体剩磁；

(5)标定微型磁模拟器的线圈常数矩阵；

(6)设置气浮台的初始角度与角速度；

(7)测角系统以一定的频率(通常取0.5Hz～20Hz)向环境模拟计算机发送角度参数；

(8)环境模拟计算机以第(7)步中相同的频率计算在轨磁场，并向微型磁模拟器发送磁场指令；

(9)微型磁模拟器接收到环境模拟计算机的磁场指令后，实时激励出期望的在轨磁场；

(10)星载磁强计实时敏感在轨磁场；

(11)星载计算机中的姿态测量与控制程序按既定的测量控制周期执行算法。在控制周期的初始时刻(0T，T为测量控制周期)，星载计算机采集磁强计数据，采用卡尔曼滤波算法估计卫星(气浮台)的姿态角与角速度，然后根据姿态角与角速度执行不同的控制律计算控制力矩，控制卫星实现稳态保持或大机动；在控制周期的某时刻(m×T，T为测量控制周期，0＜m＜1)，强制控制力矩为零，让磁力矩器复位，从而实现磁强计与磁力矩器的分时工作，克服磁力矩器和台上磁强计与星载磁强计的干扰；

(12)通信计算机一旦接收到星载计算机的控制力矩指令，立刻向台上计算机系统转发；

(13)台上计算机根据控制力矩指令如果接收到零控制力矩指令，直接将磁力矩器复位；如果接收到非零控制力矩，则采集台上磁强计的输出，并计算出应输出的磁矩向磁力矩器发送控制指令；

(14)重复(7)～(13)，直至完成某次实验，重复(6)～(13)，完成不同初始条件下的实验，如果平台长期闲置后重新使用，重复(1)～(13)。

实施例1：俯仰大机动

从图5(a)可以看出，从-165度机动到0度，有5度左右的超调，机动时间为30s。稳态曲线如图5(b)所示。

将上述机动曲线在0度左右局部放大曲线如图5(b)所示。由图5(b)可以看出，控制超调＜5度，最终稳定下来时间需要40s，稳定状态下，角度控制误差＜0.5度，角速度＜0.01deg/sec。

实施例2：倒立大机动

从图6(a)可以看出，从+165度倒立机动到0度，有5度左右的超调，机动时间为30s。接近稳态时局部放大曲线如图6(a)所示。

将上述机动曲线在0度左右局部放大曲线如图6(b)所示。由图6(b)可以看出，控制超调＜5度，最终稳定下来时间需要40s，稳定状态下，角度控制误差＜0.5度，角速度＜0.01deg/sec。

实施例3：稳态保持

稳态保持试验曲线如图7所示。从图7可以看出，气浮台可以保持在某一点，稳态状态下角度误差＜0.1度，角速度＜0.01度。图中右边一个小波浪是综合仿真平台在人为小扰动情况下的变化过程，反映了综合仿真平台具有抗扰动的能力。

Claims (2)

1.一种卫星磁测磁控系统的全实物验证平台，其特征在于包括单轴气浮台、台上计算机系统、测角系统、通信计算机、微型磁模拟器、星载磁强计、星载计算机和环境模拟计算机，其中台上计算机系统包括台上计算机、台上磁强计和磁力矩器，测角系统包括测角光栅和测角计算机，台上计算机系统和测角光栅设置于单轴气浮台上，星载磁强计设置于微型磁模拟器上，通信计算机和台上磁强计的输出端分别接台上计算机的输入端，台上计算机与磁力矩器双向通信，测角光栅的输出端依次串接测角计算机、环境模拟计算机后接微型磁模拟器的输入端，星载磁强计的输出端串接星载计算机后接通信计算机的输入端。

2.一种基于权利要求1所述的卫星磁测磁控系统的全实物验证平台的工作方法，其特征在于包括如下步骤：

(1)单轴气浮台配平；

(2)标定单轴气浮台以及包括台上计算机系统和测角光栅的转动惯量；

(3)标定单轴气浮台干扰力矩，拟合并形成干扰力矩补偿计算式；

(4)标定单轴气浮台台体剩磁；

(5)标定微型磁模拟器的线圈常数矩阵；

(6)设置单轴气浮台的初始角度与角速度；

(7)测角系统以频率0.5Hz～20Hz向环境模拟计算机发送角度参数；

(8)环境模拟计算机以第(7)步中相同的频率计算在轨磁场，并向微型磁模拟器发送磁场指令；

(9)微型磁模拟器接收到环境模拟计算机的磁场指令后，实时激励出期望的在轨磁场；

(10)星载磁强计实时敏感在轨磁场；

(11)星载计算机中的姿态测量与控制程序按既定的测量控制周期执行算法：在控制周期的初始时刻即0T，其中T为测量控制周期，星载计算机采集磁强计数据，采用卡尔曼滤波算法估计单轴气浮台模拟的太空中的微小卫星的姿态角与角速度，然后根据姿态角与角速度执行不同的控制律计算控制力矩，控制卫星实现稳态保持或大机动；在控制周期的某时刻即m×T，其中0＜m＜1，强制控制力矩为零，让磁力矩器复位，从而实现磁强计与磁力矩器的分时工作；

(12)通信计算机一旦接收到星载计算机的控制力矩指令，立刻向单轴气浮台上的台上计算机系统转发；

(13)台上计算机根据控制力矩指令，如果接收到零控制力矩指令，直接将磁力矩器复位；如果接收到非零控制力矩，则采集台上磁强计的输出，并计算出应输出的磁矩向磁力矩器发送控制指令；

(14)重复(7)～(13)，直至完成某次实验，重复(6)～(13)，完成不同初始条件下的实验，如果平台长期闲置后重新使用，重复(1)～(13)。

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