CN110850842B - 一种基于硬件在环的卫星全功能单机模拟系统及模拟方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种基于硬件在环的卫星全功能单机模拟系统及模拟方法，该模拟系统包含仿真机系统，其分别与动力学系统、上位机、若干种星载真实单机以及终端外部设备连接并进行数据交互；仿真机系统包含：通过PCIe总线架构连接的xPC目标机板卡，及，若干接口板卡；xPC目标机板卡运行xPC Target实时操作系统，接收动力学系统的输入单机模型数据，接收来自上位机的操控软件指令，运行单机模型。本发明提供了一套完整的仿真机信号转换接口，完成由仿真端单机模型到真实星载单机信息流的转化。该系统能够在单机无法同时齐套条件下实现卫星半物理试验过程中真实接口测试以及星载单机数字量与模拟量全状态故障模拟，提高卫星半物理测试阶段的测试试验效率。

Description

一种基于硬件在环的卫星全功能单机模拟系统及模拟方法

技术领域

本发明属于航天器工程技术应用领域，具体涉及一种基于硬件在环的卫星全功能单机模拟系统及模拟方法。

背景技术

目前，卫星姿轨控系统的半物理测试工作主要是依靠系统星载单机来完成的。

但是在半物理试验阶段，星载单机系统会出现无法同时齐套的情况或者是星载单机都没有到位的情况。为了不影响卫星姿轨控半物理测试工作的完成进度，需要引入单机模型，并且需要完成半物理试验过程中真实接口测试以及星载单机数字量与模拟量全状态故障模拟。

因此，设计一种基于硬件在环的卫星全功能单机模拟方法，有相当的必要性。

发明内容

针对现有技术和设备条件存在的不足，本发明的目的在于提供一种基于硬件在环的卫星全功能单机模拟方法，能够在工程约束条件下通过硬件在环的卫星全功能单机模拟方法实现卫星在星载单机未配套齐全下的半物理仿真试验。

为了达到上述目的，本发明提供了一种基于硬件在环的卫星全功能单机模拟系统，该模拟系统包含仿真机系统、动力学系统及上位机，其中，所述的仿真机系统通过数字和模拟接口分别与动力学系统、上位机、若干种星载真实单机以及终端外部设备连接并进行数据交互；

所述的仿真机系统包含：一体化机箱，设置在所述机箱内的xPC目标机板卡，及，接口转换模块；该接口转换模块包含若干统一设计的接口板卡，其中，xPC目标机板卡与所述的接口板卡通过PCIe总线架构连接；

所述的上位机设有操控软件，用于远程控制仿真机系统；

其中，所述的xPC目标机板卡运行xPC Target实时操作系统，接收所述动力学系统输入的动力学模型数据，接收来自上位机的操控软件指令，运行自上位机加载的单机模型，通过所述的接口板卡发送数据至终端外部设备。

较佳地，所述的终端外部设备为星载计算机。

较佳地，所述的仿真机系统在所述的一体化机箱外部通过线缆分别连接动力学系统、星载真实单机和星载计算机。

较佳地，所述的星载真实单机包含：红外地球敏感器、光纤陀螺组合、星敏感器、加速度计组合、综合线路盒、半球谐振陀螺、飞轮、姿控扩展单元中的任意一种或任意多种的组合。

较佳地，所述的xPC目标机板卡设置有串口、网口以及反射内存。

较佳地，所述的串口是指RS-422串行接口。

较佳地，所述的星载真实单机通过RS-422串行接口和/或模拟接口与仿真机系统连接。

较佳地，所述的接口板卡的主芯片为FPGA。

本发明还提供了一种基于硬件在环的卫星全功能单机模拟方法，该方法采用权利要求1-7中任意一项所述的基于硬件在环的卫星全功能单机模拟系统，具体包含：

S1，运行所述的仿真机系统的xPC Target实时操作系统；

S2，由动力学系统输入动力学模型数据，由上位机加载单机模型数据，由星载真实单机输入真实单机信息；

S3，仿真机系统接收上位机的操控软件的指令，切换运行单机模型以获得单机模拟量信息或将指定的真实单机信息输出至终端外部设备；

S4，所述的仿真机系统将所述的单机模拟量信息输出至终端外部设备。

较佳地，S2步骤中，所述的单机模型数据包含正常单机模型及故障单机模型。

较佳地，S3步骤中，所述的指令包含星载单机的数字量和模拟量。

本发明的模拟系统包含仿真机系统，其主要功能是用于接收单机模型数据或真实单机数据，并实现由仿真端(单机模型)到星载真实单机信息流的转化，并通过上位机的操控软件控制输出相应的星载单机的数字量与模拟量；从动力学端口接收动力学模型数据，由通过上位机远程加载在实时操作系统的单机模型转换为单机模型数据发送给仿真机接口转换模块，同时实现仿真机接口转换模块输出信息的调度(包括星载单机模拟数量以及模拟信息的控制等)以及星载单机故障模拟的指令控制等功能。

所述的仿真系统采用一体化标准机箱设计。在机箱内部，采用PCIe总线架构连接各块板卡，包括运行实时操作系统的xPC目标机板卡和4块统一设计的接口板卡；在机箱外部，通过定制线缆分别连接动力学系统、真实单机和星载计算机(AOCC)。

本发明设计的卫星全功能单机模拟方法，通过引入仿真机接口转换模块并接收单机模型数据或真实单机数据的方式，设计一套完整的仿真机信号转换接口，完成由仿真端单机模型到真实星载单机信息流的转化。该系统能够在单机无法同时齐套条件下实现卫星半物理试验过程中真实接口测试以及星载单机数字量与模拟量全状态故障模拟，提高卫星半物理测试阶段的测试试验效率。

附图说明

图1是本发明提供的卫星全功能单机模拟方法中仿真机转换接口的系统数据流向图。

图2是本发明提供的卫星全功能单机模拟方法中仿真机转换接口系统的信息流程图。

具体实施方式

下面将结合附图对本发明的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例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做出创造性劳动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。

在本发明的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

本发明提供的卫星硬件在环全功能单机模拟方法，是将动力学系统的卫星动力学、运动学和空间环境仿真数据等动力学模型数据接入实时仿真系统(即图1中的仿真机)，实现了星上单机故障设置在线注入功能，并且可以完成真实单机信息和单机故障模型信息的相互切换；

本发明的卫星硬件在环全功能单机模拟方法，具备串口、网络以及反射内存等实时接口及相应通讯协议配置能力。

本发明的硬件在环的卫星全功能单机模拟方法，采用xPC Target实时操作系统，具有丰富的I/O资源，并且可以灵活编写需求驱动模块。

本发明的仿真机接口转换模块的系统主要功能是用于接收单机模型数据或真实单机数据，实现由仿真端即单机模型到真实星载单机信息流的转化，并依据操控软件控制输出相应的星载单机的数字量与模拟量。

本发明的操控系统(即xPC Target实时操作系统)从动力学端口接收动力学模型数据，由加载在实时操作系统的单机模型转换为单机模型数据发送给仿真机接口转换模块，同时实现仿真机接口转换模块输出信息的调度(包括星载单机模拟数量以及模拟信息的控制等)以及星载单机故障模拟的指令控制等功能。

本发明采用的xPC Target实时操作系统采用PCIe总线架构连接各块板卡，包括运行实时操作系统的xPC目标机板卡和统一设计的接口板卡，并且在机箱外部通过线缆分别连接动力学系统、真实单机和星载计算机。

以下结合实施例详细说明。

实施例

a)实时操作系统

针对基于硬件在环的卫星全功能单机模拟方法，实时仿真的需求决定了半物理仿真机系统需要配置实时操作系统进行任务的执行和调度，因此选择一款合适的实时操作系统环境是非常重要的一环，将几种实时操作系统进行对比如下：

表1实时操作系统对比

从表1中可以看到，xPC Target实时操作系统，具有丰富的I/O资源以及灵活编写需求驱动模块的优点，因此本发明涉及的卫星硬件在环全功能单机模拟方法采用xPCTarget实时操作系统。

本方案中的xPC目标实时仿真环境，从结构上主要由宿主机(图1中的上位机)、目标机(图1中的仿真机)、外围设备、接口通信部分和软件系统5部分组成，如表2所示。

表2：xPC Target实时仿真环境

接口板卡和xPC目标机板卡都是通过一体化机箱内的PCIe总线接口进行数据交互。PCIe总线是一种树状拓扑结构，主控板上PCIe设备作为根联合体(RC)，接口板上FPGA的PCIe设备作为节点(EP)，一个根联合体可以支持一个或是多个节点(EP)，即主控板可以通过PCIe总线与多块接口板进行互联通信。RC可以分配并初始化PCIe节点的ID以及与ID相关的总线号、设备号等，通过不同的ID号及设备号，区分不同的节点设备。

PCIe总线采用了串行连接方式，并使用数据包进行数据传输，数据报文在接收和发送过程中，需要通过多个层次，包括事务层、数据链路层和物理层。

b)接口转换模块的设计

在该全功能单机模拟方法中，信号类型包括差分信号、模拟量信号(开关量、-10～10V模拟量等)，接口主要包括异步RS422(4线制)40路、RS422(8线制)9路、模拟量34路以及转接信息122路。接口转换模块有以下特点：

1)接口信号数量多。RS422、模拟量及转换信息等通路都在几十路数量级。对硬件接口板的接口数量和集成度提出了很高要求。

2)接口信号定义灵活。由于接口板卡用来连接AOCC，而根据任务书的接口定义表可见，单机的数量及功能很多。未来真实单机进入系统的时间、功能或接口定义都有较大不确定性，对接口硬件提出了可灵活定义和配置的需求。

3)接口信号可在外部自定义操控。接口信号可以在外部的上位机上灵活操控，实现一体化或单独选择真实单机或模拟单机数据源以及故障模拟插入的要求。

针对接口转换模块，设计方案为所有的接口板采用统一设计，针对不同单机的特点综合考虑，选择合适的主控芯片，通过加载不同程序来实现不同单机的信息处理及切换。优点在于：统一了硬件设计，各接口板卡的硬件设计为统一的设计，不仅简化了板卡的硬件设计，还可有效提高板卡的电器可靠性，降低风险；系统灵活性强，通用化设计使得不同单机功能通过软件实现和修改。这对未来单机数量或功能上的变化提供了较大的开放性。由于仿真机系统对I/O的大量需求，在FPGA、DSP、MCU等多种逻辑器件中，FPGA除了接口丰富和时序控制性好两个优点，FPGA的I/O数量相对DSP、MCU等具有数量级上的巨大优势。FPGA在时序精度和可控度也远高于其他器件。因此，选择FPGA作为主控芯片，统一设计多块完全一致的接口板卡是本仿真机系统的最佳方案。

c)信息流分析

仿真机接口转换模块的外部输入设备包括动力学系统(输入动力学模型数据)、真实单机(输入数字量、模拟量和转换信息)、上位机(加载注入单机模型文件)；上位机运行的操控软件可注入相关切换指令和故障注入指令，而仿真机接口转换模块的外部输出设备就是终端的AOCC。

如图1所示，仿真机系统作为中介设备，通过各类数字和模拟接口(如串口、网口以及反射内存)分别与输入外设的动力学系统、8种真实单机、上位机以及终端外部设备AOCC连接并进行数据交互。仿真机系统内部主要由运行实时操作系统的xPC板卡和负责输入输出的接口板卡组成。所述的8种真实单机是指星载真实单机，包含：红外地球敏感器、光纤陀螺组合、星敏感器、加速度计组合、综合线路盒、半球谐振陀螺、飞轮、姿控扩展单元。所述的上位机设有操控软件，用于远程控制仿真机系统；该操控软件能控制切换使目标机板卡运行某个单机模型以获得单机模型数据、输出单机模型数据至指定的接口板卡再输出至AOCC，或，使将指定的真实单机数据输出至AOCC。

如图2所示，可以看到，动力学系统向仿真机系统传输动力学参数(动力学模型数据)，而星载真实单机则通过RS-422串行接口和模拟接口与仿真机系统连接，仿真机系统接收相应的数字或模拟信号，并且同样通过RS-422串行接口和模拟接口将测试需要的数字或模拟信号传输到终端设备AOCC。仿真机系统扮演了中转站的角色，通过外部上位机运行的操控软件，选择传输真实单机或单机模型的信号，单机模型的信号包含正常单机模型以及故障单机模型，故而同时可以实时实现故障注入的功能，快速实现半物理仿真的需求。当单机无法同时齐套时，对于缺失的单机，通过上位机的操控软件控制相应的单机模型代替，实现卫星半物理试验过程中真实接口测试；当需要星载单机数字量与模拟量全状态故障模拟时，通过上位机的操控软件控制运行故障单机模型。

综上所述，本发明针对卫星姿轨控分系统试验的特点，开发了一套完整的仿真机信号转换接口即卫星姿轨控仿真机系统。该系统能够在单机无法同时齐套条件下，模拟各单机系统，实现半物理试验过程中真实接口测试以及星载单机数字量与模拟量全状态故障模拟。

尽管本发明的内容已经通过上述优选实施例作了详细介绍，但应当认识到上述的描述不应被认为是对本发明的限制。在本领域技术人员阅读了上述内容后，对于本发明的多种修改和替代都将是显而易见的。因此，本发明的保护范围应由所附的权利要求来限定。

Claims (10)

1.一种基于硬件在环的卫星全功能单机模拟系统，其特征在于，该模拟系统包含仿真机系统、动力学系统及上位机，其中，所述的仿真机系统通过数字和模拟接口分别与动力学系统、上位机、若干种星载真实单机以及终端外部设备连接并进行数据交互；

所述的仿真机系统包含：一体化机箱，设置在所述机箱内的xPC目标机板卡，及，接口转换模块；该接口转换模块包含若干统一设计的接口板卡，其中，xPC目标机板卡与所述的接口板卡通过PCIe总线架构连接；

所述的上位机设有操控软件，用于远程控制仿真机系统；

其中，所述的xPC目标机板卡运行xPC Target实时操作系统，接收所述动力学系统输入的动力学模型数据，接收来自上位机的操控软件指令，运行自上位机加载的单机模型，通过所述的接口板卡发送数据至终端外部设备；

其中，所述的仿真机系统扮演了中转站的角色，通过外部上位机运行的操控软件，选择传输真实单机或单机模型的信号，单机模型的信号包含正常单机模型以及故障单机模型，故而同时可以实时实现故障注入的功能，快速实现半物理仿真的需求；当单机无法同时齐套时，对于缺失的单机，通过上位机的操控软件控制相应的单机模型代替，实现卫星半物理试验过程中真实接口测试；当需要星载单机数字量与模拟量全状态故障模拟时，通过上位机的操控软件控制运行故障单机模型。

2.如权利要求1所述的基于硬件在环的卫星全功能单机模拟系统，其特征在于，所述的终端外部设备为星载计算机。

3.如权利要求2所述的基于硬件在环的卫星全功能单机模拟系统，其特征在于，所述的仿真机系统在所述的一体化机箱外部通过线缆分别连接动力学系统、星载真实单机和星载计算机。

4.如权利要求1所述的基于硬件在环的卫星全功能单机模拟系统，其特征在于，所述的星载真实单机包含：红外地球敏感器、光纤陀螺组合、星敏感器、加速度计组合、综合线路盒、半球谐振陀螺、飞轮、姿控扩展单元中的任意一种或任意多种的组合。

5.如权利要求1所述的基于硬件在环的卫星全功能单机模拟系统，其特征在于，所述的xPC目标机板卡设置有RS-422串行接口、网口以及反射内存。

6.如权利要求5所述的基于硬件在环的卫星全功能单机模拟系统，其特征在于，所述的星载真实单机通过RS-422串行接口和/或模拟接口与仿真机系统连接。

7.如权利要求1所述的基于硬件在环的卫星全功能单机模拟系统，其特征在于，所述的接口板卡的主芯片为FPGA。

8.一种基于硬件在环的卫星全功能单机模拟方法，其特征在于，该方法采用权利要求1-7中任意一项所述的基于硬件在环的卫星全功能单机模拟系统，具体包含：

S1，运行所述的仿真机系统的xPC Target实时操作系统；

S2，由动力学系统输入动力学模型数据，由上位机加载单机模型数据，由星载真实单机输入真实单机信息；

S3，仿真机系统接收上位机的操控软件的指令，切换运行单机模型以获得单机模拟量信息或将指定的真实单机信息输出至终端外部设备；

S4，所述的仿真机系统将所述的单机模拟量信息输出至终端外部设备。

9.如权利要求8所述的基于硬件在环的卫星全功能单机模拟方法，其特征在于，S2步骤中，所述的单机模型数据包含正常单机模型及故障单机模型。

10.如权利要求8所述的基于硬件在环的卫星全功能单机模拟方法，其特征在于，S3步骤中，所述的指令包含星载真实单机的数字量和模拟量。

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