CN103488166B

CN103488166B - 一种整星全动量管理功能测试系统及测试方法

Info

Publication number: CN103488166B
Application number: CN201310446444.3A
Authority: CN
Inventors: 凌琼; 张雷; 王大伟; 周剑敏; 刘鹤; 姜洋; 谭志云; 矫轲; 赵阳; 傅晓晶; 梁瑞东
Original assignee: Beijing Institute of Spacecraft System Engineering
Current assignee: Beijing Institute of Spacecraft System Engineering
Priority date: 2013-09-26
Filing date: 2013-09-26
Publication date: 2015-11-25
Anticipated expiration: 2033-09-26
Also published as: CN103488166A

Abstract

本发明公开了一种整星全动量管理功能测试系统及测试方法，本发明针对可能存在大角动量干扰问题的卫星，利用现有测试设备，能够在整星地面测试期间全面有效地验证整星全动量管理模式功能是否正常、性能是否达标，弥补了国内航天器在这一功能测试方面的测试方法空白。本发明已成功应用于海洋卫星的辐射计天线、散射计天线单独故障时，整星全动量管理功能的验证测试，并通过了卫星在轨飞行整星全动量管理功能试验验证，实践表明，该测试方法能够有效满足整星全动量管理功能的地面验证需求，对具有类似测试需求的航天器测试具有一定的借鉴意义。

Description

一种整星全动量管理功能测试系统及测试方法

技术领域

本发明涉及一种测试系统及测试方法，尤其涉及一种整星全动量管理功能测试系统及测试方法，属于遥感卫星整星测试领域。

背景技术

现代低轨遥感对地观测卫星技术不断发展，其中对地微波遥感技术是新技术之一。如天线采用圆锥扫描方式工作，由于天线旋转部份的质量相当于整星质量的1/10，因此对整星姿态控制产生了较大的角动量干扰。干扰角动量超出了姿轨控分系统正常模式下动量轮控制能力范围，因此，姿轨控分系统设计了整星全动量管理模式，使动量轮组合的合成角动量与该天线转动时产生的干扰角动量相互抵消，以保持整星零动量控制，维持姿态稳定。为量化评估整星动量管理模式的控制效果，就必须设计天线动量干扰模型并引入动力学闭环仿真，通过判读地面动力学仿真模型输出的姿态和姿态角速度误差，来验证整星动量管理模式的控制效果是否满足设计指标。综上所述可以看出，卫星整星全动量管理功能是一项涉及验证抑制动量干扰控制模式的新技术，其测试验证方法也需根据需求重新设计。如何在地面动力学模型中引入天线转动引起的角动量干扰并验证卫星全动量管理功能的正确合理性，这是全面而有效地完成该类受大动量干扰卫星AIT测试所必须研究的课题。目前国内外尚未见有相关文献报道。

发明内容

本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提供一种整星全动量管理功能测试系统及测试方法，该测试系统及测试方法解决了现有遥感卫星在受大动量干扰情况下整星全动量管理功能验证的技术难题。

本发明的技术解决方案：一种整星全动量管理功能测试系统，由信号源、动力学仿真计算机、数据采集计算机、仿真控制计算机和测控计算机组成，

动力学仿真计算机：安装卫星姿态和轨道动力学模型仿真软件，仿真时，按照仿真控制计算机发送的动力学设置指令对卫星姿态和轨道动力学模型进行设置，根据数据采集计算机转发的驱动信号进行卫星姿态和轨道动力学仿真计算，输出卫星姿态和轨道动力学仿真结果；

数据采集计算机：实时采集姿轨控分系统中执行机构产生的驱动信号，并将采集的驱动信号发送给动力学仿真计算机作为仿真软件的输入信息；

信号源：接收动力学仿真计算机仿真输出的卫星姿态和轨道仿真结果，对接收到的卫星姿态和轨道仿真结果进行敏感器模型逆运算，逆运算结果作为星上姿轨控分系统中敏感器的输入信息；

仿真控制计算机：仿真开始前通过人机接口软件向动力学仿真计算机发送动力学设置指令，仿真时通过人机接口软件实时观测仿真软件的运行过程，并对动力学仿真计算机输出的卫星姿态和轨道动力学仿真结果进行分析；

测控计算机：向姿轨控分系统中姿轨控计算机发送遥控指令用于控制姿轨控分系统的运行状态，同时测量姿轨控分系统中姿轨控计算机产生的遥测数据。

一种整星全动量管理功能测试方法，步骤如下：

（1）测控计算机向姿轨控分系统中姿轨控计算机发送遥控指令，使姿轨控分系统建立正常星敏高精度定姿模式，姿轨控分系统中执行机构的合成角动量为零；

（2）T时刻，卫星上的天线起旋开始工作，假定天线转动引起的角动量干扰方向为+Z方向，干扰角动量为H_az；在T时刻，仿真控制计算机设置动力学仿真计算机中卫星姿态和轨道动力学模型仿真软件引入干扰角动量H_az，卫星姿态和轨道动力学模型仿真软件根据干扰角动量H_az计算该干扰条件下的星体姿态和轨道动力学变化；在T时刻，测控计算机再次向姿轨控分系统中姿轨控计算机发送遥控指令，命令姿轨控分系统进入整星全动量管理模式，并通过姿轨控计算机设置执行机构的合成角动量为H_az，沿-Z方向；

（3）测控计算机通过遥测数据检测执行机构的工作情况，直至执行机构的合成角动量达到遥控指令设定值，整星全动量管理模式进入稳定运行状态；

（4）卫星星体姿态稳定后，仿真控制计算机分析动力学仿真计算机输出的卫星姿态和轨道动力学仿真结果，通过判读姿态和动力学仿真结果的变化范围和均方根大小确定整星全动量管理模式下卫星星体姿态是否满足设计指标；

（5）测控计算机发送遥控指令使姿轨控分系统退出模拟飞行模式，测试完成。

本发明与现有技术相比的有益效果是：本发明针对可能存在大角动量干扰问题的卫星，利用现有测试设备，提供了一种能够在整星地面测试期间全面有效地验证整星全动量管理模式功能是否正常、性能是否达标的测试系统及测试方法，弥补了国内航天器在这一功能测试方面的测试方法空白。本发明已成功应用于海洋卫星的辐射计天线、散射计天线单独故障时，整星全动量管理功能的验证测试，并通过了卫星在轨飞行整星全动量管理功能试验验证，实践表明，该测试方法能够有效满足整星全动量管理功能的地面验证需求，对具有类似测试需求的航天器测试具有一定的借鉴意义。

附图说明

图1为本发明的测试系统的组成原理图；

图2为本发明的测试流程图；

图3为卫星坐标系示意图。

具体实施方式

下面结合附图和具体实施实例对本发明做进一步详细说明：

如图1所示，一种整星全动量管理功能测试系统由信号源、动力学仿真计算机、数据采集计算机、仿真控制计算机和测控计算机组成，

姿轨控分系统由姿轨控计算机、敏感器和执行机构组成。姿轨控分系统负责建立正常在轨飞行状态，模拟天线正常工作需要的轨道和姿态条件；整星全动量管理功能测试系统负责进行卫星姿态和轨道动力学仿真，与姿轨控分系统完成信息交互，构成星地闭环测试系统。

以海洋二号实际应用为例，详细说明测试操作步骤如下：

（2）T时刻，卫星上的天线起旋开始工作，假定天线转动引起的角动量干扰方向为+Z方向，干扰角动量为H_az，如图3所示；在T时刻，仿真控制计算机设置动力学仿真计算机中卫星姿态和轨道动力学模型仿真软件引入干扰角动量H_az，卫星姿态和轨道动力学模型仿真软件根据干扰角动量H_az计算该干扰条件下的星体姿态和轨道动力学变化；

天线启动后，星体姿态动力学模型计算公式如下：

I \overset{\cdot}{w} + \overset{\cdot}{H_{mw}} + \overset{\cdot}{H_{a}} + w \times (Iw + H_{mw} + H_{a}) = T

（式1）

其中，I为卫星本体转动惯量矩阵，w为卫星惯性姿态角速度矢量，H_mw为执行机构转动角动量矢量、H_a为天线转动角动量矢量，为已知执行机构转动引起的阻力矩矢量，为天线转动引起的阻力矩矢量，T为执行机构产生的控制力矩和轨道干扰力矩之矢量合。I、H_mw、H_a、w、T为已知参数，仅余为待求量。将各项变量进行矢量展开并代入式1，可得到天线转动工作后，卫星姿态动力学模型计算公式如下：

\{\begin{matrix} (I_{x} - I_{xz} w_{y} - I_{x} w_{z}) \overset{\cdot}{w_{x}} + (- I_{xy} - I_{yz} w_{y} + I_{xy} w_{z}) \overset{\cdot}{w_{y}} + (- I_{xz} + I_{z} w_{y} + I_{xz} w_{z}) \overset{\cdot}{w_{z}} \\ + w_{xy} (H_{mwz} + H_{az}) - w_{z} (H_{mwy} + H_{ay}) + \overset{\cdot}{H_{mwx}} + \overset{\cdot}{H_{ax}} = T_{x} \\ (- I_{xy} + I_{xz} w_{x} + I_{x} w_{z}) \overset{\cdot}{w_{x}} + (I_{y} + I_{yz} w_{x} - I_{xy} w_{z}) \overset{\cdot}{w_{y}} + (- I_{yz} - I_{z} w_{x} - I_{xz} w_{z}) \overset{\cdot}{w_{z}} \\ + w_{z} (H_{mwx} + H_{ax}) - w_{x} (H_{mwz} + H_{az}) + \overset{\cdot}{H_{mwy}} + \overset{\cdot}{H_{az}} = T_{y} \\ (- I_{xz} - I_{x} w_{y} - I_{xz} w_{x}) \overset{\cdot}{w_{x}} + (- I_{yz} + I_{xy} w_{y} + I_{y} w_{x}) \overset{\cdot}{w_{y}} + (I_{z} + I_{xz} w_{y} - I_{yz} w_{x}) \overset{\cdot}{w_{z}} \\ - w_{y} (H_{mwx} + H_{ax}) + w_{x} (H_{mwy} + H_{ay}) + \overset{\cdot}{H_{mwz}} + \overset{\cdot}{H_{az}} = T_{z} \end{matrix}

（式2）

其中，由辐射计天线转动模型分析可知，天线转动时给星体X，Y轴造成的干扰力矩和干扰角动量均为0，因此有将辐射计天线给星体造成的+Z轴方向的角动量干扰H_az、力矩干扰代入式2进行计算，即可模拟天线工作是给星体造成的小力矩干扰和大角动量干扰，建立新的卫星姿态动力学模型。

在T时刻，测控计算机再次向姿轨控分系统中姿轨控计算机发送遥控指令，命令姿轨控分系统进入整星全动量管理模式，并通过姿轨控计算机设置执行机构的合成角动量为H_az，沿-Z方向；

本发明未详细阐述的部分属于本领域公知技术。

Claims

1.一种整星全动量管理功能测试系统，其特征在于：由信号源、动力学仿真计算机、数据采集计算机、仿真控制计算机和测控计算机组成，

2.一种整星全动量管理功能测试方法，其特征在于步骤如下：