CN109856995B - 一种面向测试方法验证评估的整星控制分系统模拟平台 - Google Patents

Abstract

一种面向测试方法验证评估的整星控制分系统模拟平台，包括：轨道姿态动力学模块、测量部件模块、轨道与姿态确定模块、控制器模块、执行机构模块、总线与遥测遥控接口模块以及地检设备接口模块。本发明提出的面向测试方法验证评估的控制分系统模拟平台主要为控制分系统的测试方法验证提供基础，该平台通过数学仿真，实现整星控制分系统的模拟，与地面测试系统共同实现测试方法的验证评估，优化改进后的测试方法可应用于整星实物测试。

Description

一种面向测试方法验证评估的整星控制分系统模拟平台

技术领域

本发明涉及卫星综合测试领域，特别是一种面向测试方法验证评估的整星控制分系统模拟平台。

背景技术

卫星综合测试是保证卫星设计的应用效能可靠、充分发挥的重要环节，综合测试是指在卫星完成总装集成以后遵循“在轨怎么用，地面怎么测”的原则，对卫星的各项功能性能指标进行全面的测试验证。

控制分系统作为卫星平台最重要的分系统之一，其功能结构复杂，不同型号之间设计方案差异较大，相比于其他分系统，其测试验证尤为困难，特别是相关软件功能的测试方法设计完成后需经过验证评估才能进行整星测试实施，测试方法的验证评估能够对测试方法的安全性与科学性进行优化改进，进而保证在全物理测试过程中的可靠性与置信度。

发明内容

本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提供面向测试方法验证评估的整星控制分系统模拟平台，该平台通过对敏感器、执行机构、姿态确定算法、姿态控制率进行数学仿真，实现卫星控制分系统的软件模拟，同时提供与地面测试系统的柔性接口，形成闭环的测试验证系统，完成对测试方法的验证评估，以保证测试方法的安全性、可靠性与覆盖性。

本发明的技术解决方案是：

一种面向卫星测试方法验证评估的控制分系统模拟平台，包括：轨道姿态动力学模块、测量部件模块、轨道与姿态确定模块、控制器模块、执行机构模块、总线与遥测遥控接口模块以及地检设备接口模块；

轨道姿态动力学模块根据卫星飞行任务，对卫星轨道与姿态动力学进行建模，模拟卫星受到外力与外力矩后的运动特性，为测量部件模块提供轨道姿态参数；

测量部件通过对卫星敏感器进行建模，根据轨道姿态动力学输出的轨道姿态参数，模拟卫星敏感器的输出，形成卫星敏感器的输出信号并提供给轨道与姿态确定模块；

轨道与姿态确定模块根据接收的敏感器输出信号，利用姿态确定算法实现卫星的姿态确定，同时通过GPS信号或者轨道外推的方法确定轨道参数，实现卫星的姿态与轨道确定，轨道与姿态确定模块生成的轨道与姿态信息提供给控制器模块；

控制器模块接收轨道与姿态确定模块提供的当前卫星的姿态轨道信息，并根据期望姿态轨道以及预设的控制率形成控制信号，由控制信号控制执行机构模块，模拟相应的执行机构动作；

执行机构模块通过对卫星执行机构建模，根据控制模块输出的控制信号产生推力或者控制力矩，提供给轨道姿态动力学模块，形成闭环控制回路；

地检设备接口模块用于实现地检信号的调理，接收地检设备输出的地检信号，经地检设备接口模块调理后接入闭环控制回路；

总线及遥测遥控接口模块用于实现与外部数管分系统的信息交互，包括总线数据交换、遥测遥控采集以及接收。

所述轨道动力学模块根据卫星飞行任务，对卫星轨道与姿态动力学进行建模，模拟卫星受到外力与外力矩后的运动特性，为测量部件模块提供轨道及姿态参数，具体为：

(2.1)轨道动力学建模：

在考虑太阳引力、月球引力、大气阻力、太阳光压的作用时，卫星轨道动力学模型写作：

其中r为卫星的位置矢量，μ为地球引力常数，f为摄动加速度，

(2.2)姿态动力学建模：

针对中心刚体加柔性附件的卫星进行姿态动力学建模，其挠性部件包括太阳电池阵、伸杆天线以及观测仪器，挠性部件的个数与模态可配置，令卫星有N个挠性部件，挠性部件取m阶模态，则整星姿态动力学模型为：

其中式(2)为系统质心平动方程，式(3)为转动方程，式(4)为附件控制方程，式(5)为附件振动方程；M_s为卫星总质量阵，

为卫星的加速度列阵，N为挠性部件个数，F_tai为附件i振动对卫星中心体平动的柔性耦合系数阵，η_ai为附件i的模态坐标列阵，P_s为作用在卫星上的外力列阵，I_s为卫星相对整星星质心惯量阵，ω_s为卫星中心体的角速度列阵，

为角速度列阵的反对称阵，F_sai为附件i振动对卫星中心体转动的柔性耦合系数阵，R_sai为附件i转动与卫星转动的刚性耦合系数阵，

为附件i的转动角速度，T_s为作用在卫星上的外力矩列阵，I_ai为附件i相对铰接点的惯量阵，F_ai为附件i振动对自身转动的柔性耦合系数阵，T_ai为作用在附件i上的外力矩列阵，ζ_ai为附件i的模态阻尼系数对角阵，Ω_ai为附件i的模态频率对角阵。

测量部件通过对卫星敏感器进行建模，根据轨道姿态动力学输出的轨道姿态参数，模拟卫星敏感器的输出，形成卫星敏感器的输出信号提供给轨道与姿态确定模块，具体为：

(3.1)陀螺建模为：

其中，上式为拉氏陀螺模型的传递函数，β为框架组件绕输出轴的转角，ω为陀螺基座角速度，H为陀螺的动量矩，I为框架组件对输出轴的转动惯量，c为阻尼器的阻尼系数，k为等效弹性元件的弹性约束系数；

(3.2)对红外地球敏感器建模为：

其中η为红外地球敏感器扫描轴与地心矢量之间的夹角，E_m＝(x_m,y_m,z_m)^T为敏感器测量坐标系下的地心单位矢量；

(3.3)对星敏感器建模为：

其中

为敏感器坐标系下恒星的单位矢量，(x_i,y_i)为第i颗星的星像中心坐标，(x₀,y₀)为成像平面中心点坐标，f为归一化的透镜焦距。

4、根据权利要求1所述的一种面向卫星测试方法验证评估的控制分系统模拟平台，其特征在于：所述利用姿态确定算法实现卫星的姿态确定，具体为：

先采用双矢量定姿的方法进行姿态确定，然后利用扩展Kalman滤波实现不同敏感器之间的信息融合。

所述通过轨道外推的方法确定轨道参数，具体为：

采用Cowell法求解卫星轨道动力学方程，得到卫星轨道位置及速度在地心赤道惯性系下的分量，从而完成轨道参数的确定；分量具体为：

其中(x,y,z)为卫星在地心赤道惯性系下的位置，f_x、f_y以及f_z为摄动加速度的三轴分量，μ为地球引力常数，r为卫星位置矢量r的模长。

根据当前卫星的姿态轨道信息、期望姿态轨道以及预设的控制率形成控制信号，具体通过速率阻尼控制方法或者误差四元数控制方法实现。

所述执行机构模块通过对卫星执行机构建模，根据控制模块输出的控制信号产生推力或者控制力矩，提供给轨道姿态动力学模块，形成闭环控制回路，具体为：

(7.1)对推力器建模为：

其中，F为推力稳定值，t为时间，K_F为与寿命时期相关的系数，Δt₁为电磁阀开启延时，C₁为上升段时间常数，Δt₂为电磁阀关闭延时，C₂为下降段时间常数，t₂为电磁阀开启时长，当卫星上安装了多个推力器时，产生的总推力和总力矩为各个推力器产生的推力和力矩的矢量和，F_all为总推力，n为推力器个数，F_i为推力器i的推力，T_all为总力矩，T_i为推力器i的力矩；

(7.2)对动量轮建模为：

其中Ω为动量轮在惯性空间的角速度矢量，J为动量轮的转动惯量，R为电机的电阻，S为拉普拉斯因子，K为电机的放大系数，N₁为电机的反电动势系数，E为电机的控制电压，ω'星体角速度在动量轮转轴上的投影，M_f为摩擦力矩。

所述总线及遥测遥控接口模块用于实现控制分系统模拟平台与数管分系统的信息交互，主要包括总线数据交换，遥测遥控采集与接收，具体为：

总线接口通过模拟1553B串行数据总线的RT功能，通过总线实现与CTU的数据互相备份保存及读取；

遥测遥控接口将模拟平台遥测数据通过总线提供给外部数管分系统，经数管分系统组帧后经数据传输进行解码和显示，同时接收数管分系统的指令，并完成指令解析以及控制分系统的指令执行。

本发明与现有技术相比的有益效果是：

(1)本发明所公开的测试方法验证平台能够实现整星控制分系统的全数字化模拟，具备部件配置方案、姿态确定算法与控制率动态选择能力，具有很强的通用性，能够实现目前大多数型号的控制分系统模拟，通过对测试方法进行验证评估，有效提高测试方法的安全性、科学性与覆盖性；

(2)本发明所公开的敏感器与执行机构建模方法基于部件的物理原理进行精确建模，输入参数可配置，能够在输入端实现故障的精确、真实模拟，对测试方法的适应性与鲁棒性测试验证具有重要意义；

(3)本发明所公开的信号调理与采集方法，通过板卡的柔性适配实现模拟平台与不同型号地面测试系统的柔性适配，使得模拟平台具有更好的通用性与可扩展性。

附图说明

图1为面向整星控制分系统测试方法验证评估系统的结构框图。

具体实施方式

本发明提供了一种面向测试方法验证评估的整星控制分系统模拟平台，该平台通过对敏感器、执行机构、姿态确定算法、姿态控制率进行数学仿真，实现卫星控制分系统的软件模拟，同时提供与地面测试系统的柔性接口，形成闭环的测试验证系统，完成对测试方法的验证评估，以保证测试方法的安全性、可靠性与覆盖性。

面向整星控制分系统测试方法验证评估系统的结构框图如图1所示，首先通过建立数字化模型实现对卫星控制分系统的全数字模拟，主要模拟整星在各种工作模式下的姿态、轨道控制过程，通过根据航天器的位置与姿态数据模拟航天器姿态敏感器的输出信号、根据控制器提供的指令模拟执行机构的执行过程和执行效果、根据姿态敏感器提供的信号确定航天器的飞行姿态、根据航天器的当前运行状态确定是否进行控制模式的切换等过程完成姿态及轨道的确定与控制。然后基于控制分系统的全数字模拟实现对测试方法的验证评估，最后经验证评估后的测试方法可直接应用于卫星测试，以此保证测试方法的安全性、覆盖性与科学性。

控制分系统专用测试设备通过信号调理箱与模拟平台实现信息交互，遥测遥控数据管理平台主要用来模拟卫星数管分系统的部分功能，实现测试终端与模拟平台的遥测遥控数据交换，各子系统通过综合测试网连接。

如图1所示，本发明所提出的模拟平台包括：轨道姿态动力学模块、测量部件模块、轨道与姿态确定模块、控制器模块、执行机构模块、总线与遥测遥控接口模块以及地检设备接口模块；

轨道姿态动力学模块根据卫星飞行任务，对卫星轨道与姿态动力学进行建模，模拟卫星受到外力与外力矩后的运动特性，为测量部件模块提供轨道姿态参数；

具体为：

(2.1)轨道动力学建模：

在考虑太阳引力、月球引力、大气阻力、太阳光压的作用时，卫星轨道动力学模型写作：

其中r为卫星的位置矢量，μ为地球引力常数，f为摄动加速度，

(2.2)姿态动力学建模：

整星动力学建模以中心刚体加柔性附件类航天器为建模对象，针对中心刚体加柔性附件的卫星进行姿态动力学建模，其挠性部件包括太阳电池阵、伸杆天线以及观测仪器，挠性部件的个数与模态可配置，令卫星有N个挠性部件，挠性部件取m阶模态，则整星姿态动力学模型为：

其中式(2)为系统质心平动方程，式(3)为转动方程，式(4)为附件控制方程，式(5)为附件振动方程；M_s为卫星总质量阵，

为卫星的加速度列阵，N为挠性部件个数，F_tai为附件i振动对卫星中心体平动的柔性耦合系数阵，η_ai为附件i的模态坐标列阵，P_s为作用在卫星上的外力列阵，I_s为卫星相对整星星质心惯量阵，ω_s为卫星中心体的角速度列阵，

为角速度列阵的反对称阵，F_sai为附件i振动对卫星中心体转动的柔性耦合系数阵，R_sai为附件i转动与卫星转动的刚性耦合系数阵，

为附件i的转动角速度，T_s为作用在卫星上的外力矩列阵，I_ai为附件i相对铰接点的惯量阵，F_ai为附件i振动对自身转动的柔性耦合系数阵，T_ai为作用在附件i上的外力矩列阵，ζ_ai为附件i的模态阻尼系数对角阵，Ω_ai为附件i的模态频率对角阵。

测量部件通过对卫星敏感器进行建模，根据轨道姿态动力学输出的轨道姿态参数，模拟卫星敏感器的输出，形成卫星敏感器的输出信号并提供给轨道与姿态确定模块；

具体为：

(3.1)陀螺建模为：

其中，上式为拉氏陀螺模型的传递函数，β为框架组件绕输出轴的转角，ω为陀螺基座角速度，H为陀螺的动量矩，I为框架组件对输出轴的转动惯量，c为阻尼器的阻尼系数，k为等效弹性元件的弹性约束系数；

(3.2)对红外地球敏感器建模为：

其中η为红外地球敏感器扫描轴与地心矢量之间的夹角，E_m＝(x_m,y_m,z_m)^T为敏感器测量坐标系下的地心单位矢量；

(3.3)对星敏感器建模为：

其中

为敏感器坐标系下恒星的单位矢量，(x_i,y_i)为第i颗星的星像中心坐标，(x₀,y₀)为成像平面中心点坐标，f为归一化的透镜焦距。

轨道与姿态确定模块根据接收的敏感器输出信号，利用姿态确定算法求得固连于卫星本体的坐标系相对于空间某参考坐标系中的姿态，从而实现卫星的姿态确定，同时通过GPS信号或者轨道外推的方法确定轨道参数，实现卫星的姿态与轨道确定，轨道与姿态确定模块生成的轨道与姿态信息提供给控制器模块；

利用姿态确定算法实现卫星的姿态确定，具体为：先采用双矢量定姿的方法进行姿态确定，然后利用扩展Kalman滤波实现不同敏感器之间的信息融合。

通过轨道外推的方法确定轨道参数，具体为：

采用Cowell法求解卫星轨道动力学方程，得到卫星轨道位置及速度在地心赤道惯性系下的分量，从而完成轨道参数的确定；分量具体为：

其中(x,y,z)为卫星在地心赤道惯性系下的位置，f_x、f_y以及f_z为摄动加速度的三轴分量，μ为地球引力常数，r为卫星位置矢量r的模长。

控制器模块接收轨道与姿态确定模块提供的当前卫星的姿态轨道信息，并根据期望姿态轨道以及预设的控制率形成控制信号(具体通过速率阻尼控制方法或者误差四元数控制方法实现)，由控制信号控制执行机构模块，模拟相应的执行机构动作；

执行机构模块通过对卫星执行机构建模，根据控制模块输出的控制信号产生推力或者控制力矩，提供给轨道姿态动力学模块，形成闭环控制回路；

具体为：

(7.1)对推力器建模为：

其中，F为推力稳定值，t为时间，K_F为与寿命时期相关的系数，Δt₁为电磁阀开启延时，C₁为上升段时间常数，Δt₂为电磁阀关闭延时，C₂为下降段时间常数，t₂为电磁阀开启时长，当卫星上安装了多个推力器时，产生的总推力和总力矩为各个推力器产生的推力和力矩的矢量和，F_all为总推力，n为推力器个数，F_i为推力器i的推力，T_all为总力矩，T_i为推力器i的力矩；

(7.2)对动量轮建模为：

其中Ω为动量轮在惯性空间的角速度矢量，J为动量轮的转动惯量，R为电机的电阻，S为拉普拉斯因子，K为电机的放大系数，N₁为电机的反电动势系数，E为电机的控制电压，ω'星体角速度在动量轮转轴上的投影，M_f为摩擦力矩。

地检设备接口模块用于实现地检信号的调理，接收地检设备输出的地检信号，经地检设备接口模块调理后接入闭环控制回路，同时调理执行机构模块输出的执行机构信息供地面设备采集。

总线及遥测遥控接口模块用于实现与外部数管分系统的信息交互，包括总线数据交换、遥测遥控采集以及接收，具体为：

总线接口通过模拟1553B串行数据总线的RT功能，通过总线实现与CTU的数据互相备份保存及读取；

遥测遥控接口将模拟平台遥测数据通过总线提供给外部数管分系统，经数管分系统组帧后经数据传输进行解码和显示，同时接收数管分系统的指令，并完成指令解析以及控制分系统的指令执行。

本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。

Claims (7)

1.一种面向卫星测试方法验证评估的控制分系统模拟平台，其特征在于包括：轨道姿态动力学模块、测量部件模块、轨道与姿态确定模块、控制器模块、执行机构模块、总线与遥测遥控接口模块以及地检设备接口模块；

轨道姿态动力学模块根据卫星飞行任务，对卫星轨道与姿态动力学进行建模，模拟卫星受到外力与外力矩后的运动特性，为测量部件模块提供轨道姿态参数；具体为：

轨道动力学建模具体为：

在考虑太阳引力、月球引力、大气阻力、太阳光压的作用时，卫星轨道动力学模型写作：

其中

为卫星的位置矢量，μ为地球引力常数，f为摄动加速度；

姿态动力学建模具体为：

针对中心刚体加柔性附件的卫星进行姿态动力学建模，其挠性部件包括太阳电池阵、伸杆天线以及观测仪器，挠性部件的个数与模态可配置，令卫星有N个挠性部件，挠性部件取m阶模态，则整星姿态动力学模型为：

其中式(2)为系统质心平动方程，式(3)为转动方程，式(4)为附件控制方程，式(5)为附件振动方程；M_s为卫星总质量阵，

为卫星的加速度列阵，N为挠性部件个数，F_tai为附件i振动对卫星中心体平动的柔性耦合系数阵，η_ai为附件i的模态坐标列阵，P_s为作用在卫星上的外力列阵，I_s为卫星相对整星星质心惯量阵，ω_s为卫星中心体的角速度列阵，

为角速度列阵的反对称阵，F_sai为附件i振动对卫星中心体转动的柔性耦合系数阵，R_sai为附件i转动与卫星转动的刚性耦合系数阵，

为附件i的转动角速度，T_s为作用在卫星上的外力矩列阵，I_ai为附件i相对铰接点的惯量阵，F_ai为附件i振动对自身转动的柔性耦合系数阵，T_ai为作用在附件i上的外力矩列阵，ζ_ai为附件i的模态阻尼系数对角阵，Ω_ai为附件i的模态频率对角阵；

测量部件通过对卫星敏感器进行建模，根据轨道姿态动力学输出的轨道姿态参数，模拟卫星敏感器的输出，形成卫星敏感器的输出信号并提供给轨道与姿态确定模块；

轨道与姿态确定模块根据接收的敏感器输出信号，利用姿态确定算法实现卫星的姿态确定，同时通过GPS信号或者轨道外推的方法确定轨道参数，实现卫星的姿态与轨道确定，轨道与姿态确定模块生成的轨道与姿态信息提供给控制器模块；

控制器模块接收轨道与姿态确定模块提供的当前卫星的姿态轨道信息，并根据期望姿态轨道以及预设的控制率形成控制信号，由控制信号控制执行机构模块，模拟相应的执行机构动作；

执行机构模块通过对卫星执行机构建模，根据控制模块输出的控制信号产生推力或者控制力矩，提供给轨道姿态动力学模块，形成闭环控制回路；

地检设备接口模块用于实现地检信号的调理，接收地检设备输出的地检信号，经地检设备接口模块调理后接入闭环控制回路；

总线及遥测遥控接口模块用于实现与外部数管分系统的信息交互，包括总线数据交换、遥测遥控采集以及接收。

2.根据权利要求1所述的一种面向卫星测试方法验证评估的控制分系统模拟平台，其特征在于：测量部件通过对卫星敏感器进行建模，根据轨道姿态动力学输出的轨道姿态参数，模拟卫星敏感器的输出，形成卫星敏感器的输出信号提供给轨道与姿态确定模块，具体为：

(3.1)陀螺建模为：

其中，上式为拉氏陀螺模型的传递函数，β为框架组件绕输出轴的转角，ω为陀螺基座角速度，H为陀螺的动量矩，I为框架组件对输出轴的转动惯量，c为阻尼器的阻尼系数，k为等效弹性元件的弹性约束系数；

(3.2)对红外地球敏感器建模为：

其中η为红外地球敏感器扫描轴与地心矢量之间的夹角，E_m＝(x_m,y_m,z_m)^T为敏感器测量坐标系下的地心单位矢量；

(3.3)对星敏感器建模为：

其中

为敏感器坐标系下恒星的单位矢量，(x_i,y_i)为第i颗星的星像中心坐标，(x₀,y₀)为成像平面中心点坐标，f为归一化的透镜焦距。

3.根据权利要求1所述的一种面向卫星测试方法验证评估的控制分系统模拟平台，其特征在于：所述利用姿态确定算法实现卫星的姿态确定，具体为：

先采用双矢量定姿的方法进行姿态确定，然后利用扩展Kalman滤波实现不同敏感器之间的信息融合。

4.根据权利要求1所述的一种面向卫星测试方法验证评估的控制分系统模拟平台，其特征在于：所述通过轨道外推的方法确定轨道参数，具体为：

采用Cowell法求解卫星轨道动力学方程，得到卫星轨道位置及速度在地心赤道惯性系下的分量，从而完成轨道参数的确定；分量具体为：

其中(x,y,z)为卫星在地心赤道惯性系下的位置，f_x、f_y以及f_z为摄动加速度的三轴分量，μ为地球引力常数，

为卫星位置矢量

的模长。

5.根据权利要求1所述的一种面向卫星测试方法验证评估的控制分系统模拟平台，其特征在于：根据当前卫星的姿态轨道信息、期望姿态轨道以及预设的控制率形成控制信号，具体通过速率阻尼控制方法或者误差四元数控制方法实现。

6.根据权利要求1所述的一种面向卫星测试方法验证评估的控制分系统模拟平台，其特征在于：所述执行机构模块通过对卫星执行机构建模，根据控制模块输出的控制信号产生推力或者控制力矩，提供给轨道姿态动力学模块，形成闭环控制回路，具体为：

(7.1)对推力器建模为：

其中，F为推力稳定值，t为时间，K_F为与寿命时期相关的系数，Δt₁为电磁阀开启延时，C₁为上升段时间常数，Δt₂为电磁阀关闭延时，C₂为下降段时间常数，t₂为电磁阀开启时长，当卫星上安装了多个推力器时，产生的总推力和总力矩为各个推力器产生的推力和力矩的矢量和，F_all为总推力，n为推力器个数，F_i为推力器i的推力，T_all为总力矩，T_i为推力器i的力矩；

(7.2)对动量轮建模为：

其中Ω为动量轮在惯性空间的角速度矢量，J为动量轮的转动惯量，R为电机的电阻，S为拉普拉斯因子，K为电机的放大系数，N₁为电机的反电动势系数，E为电机的控制电压，ω'星体角速度在动量轮转轴上的投影，M_f为摩擦力矩。

7.根据权利要求1所述的一种面向卫星测试方法验证评估的控制分系统模拟平台，其特征在于：

所述总线及遥测遥控接口模块用于实现控制分系统模拟平台与数管分系统的信息交互，主要包括总线数据交换，遥测遥控采集与接收，具体为：

总线接口通过模拟1553B串行数据总线的RT功能，通过总线实现与CTU的数据互相备份保存及读取；

遥测遥控接口将模拟平台遥测数据通过总线提供给外部数管分系统，经数管分系统组帧后经数据传输进行解码和显示，同时接收数管分系统的指令，并完成指令解析以及控制分系统的指令执行。

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