CN111207775B - 卫星gnc系统半物理仿真闭环测试陀螺零位标定方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种卫星GNC系统半物理仿真闭环测试陀螺零位标定方法。利用稳态半物理闭环试验中动力学角速度与星上遥测陀螺输出角速度进行实时比较，修正陀螺零位(含地速)，以满足系统对高精度陀螺的性能要求。该方法不需要中断半物理仿真测试，可以提高陀螺零位标定的效率，精度。

Description

卫星GNC系统半物理仿真闭环测试陀螺零位标定方法

技术领域

本发明涉及某高轨卫星GNC系统半物理仿真试验中陀螺零位标定方法，本方法可以提高标定的效率和标定的精度，以满足GNC系统对高精度陀螺的使用要求，达到卫星GNC系统仿真测试的要求。

背景技术

某些卫星对陀螺精度要求很高，要利用陀螺输出的角速度进行长时间(4000s)积分，实时得到卫星姿态；陀螺在交付GNC系统时会对陀螺零位进行标定，标定值不包括地速，且很多卫星用陀螺零位开机零位重复性、零位长时间稳定性不高，卫星GNC系统半物理仿真试验有地速影响，在系统对陀螺零位标定精度较高时，GNC系统陀螺零位需要再次进行标定。GNC系统半物理仿真测试陀螺零位标定一般在试验开始前进行标定，待陀螺上电稳定两个小时后，再在无外界干扰环境下，采集陀螺敏感到的地速以及陀螺零位本身输出，持续半小时，对陀螺零位数据取平均值，标定陀螺零位。该方法效率比较低，精度差，一旦标定精度不符合，面临再次标定的困境。

发明内容

针对现有技术存在的不足，本发明要解决的技术问题是提供不中断卫星GNC系统半物理仿真闭环试验，快速、高精度标定陀螺零位的方法，提高GNC系统闭环仿真测试的效率。

本发明解决技术的方案是：卫星GNC系统半物理仿真闭环测试陀螺零位标定方法，通过下述方式实现：

设置卫星GNC系统半物理仿真闭环试验中卫星采用稳态飞轮PD控制算法闭环控制，将卫星动力学模型中干扰力矩设置为0Nm；

在卫星GNC系统半物理仿真闭环试验过程中，卫星GNC系统处于稳定状态后，在每个控制周期即控制节拍根据遥测下传的姿态角偏差，结合PD控制参数，计算出当前节拍陀螺零位，并进行陀螺零位标定。

优选的，利用下式计算当前节拍的陀螺零位：

其中，T_x(k),T_y(k),T_z(k)分别为当前节拍滚动、俯仰、偏航控制力矩，为0Nm；

分别为当前节拍遥测下传的滚动、俯仰、偏航姿态角；K_Px,K_Py,K_Pz及K_dx，K_dy，K_dz为飞轮PD控制器参数，为常数；/>

即为陀螺的零位。

优选的，卫星GNC系统处于稳定状态后，由飞轮PD控制器计算出当前节拍陀螺零位，并进行陀螺零位标定。

优选的，标定后新的遥测姿态角

能够快速评定陀螺零位修正的精度，即根据新的遥测姿态角计算陀螺零位修正的残差，以便再次修正。

卫星GNC系统半物理仿真闭环测试陀螺零位标定方法，通过下述方式实现：

设置卫星GNC系统半物理仿真闭环试验中卫星采用稳态飞轮PID控制算法闭环控制；

在卫星GNC系统半物理仿真闭环试验过程中，卫星GNC系统处于稳定状态后，将陀螺实时输出角速度与动力学角速度进行比较，得到当前节拍陀螺零位，生成陀螺零位参数注数包，并发给星载计算机，对陀螺零位进行修正即注数修正，进而完成陀螺零位标定。

优选的，卫星GNC系统半物理仿真闭环试验过程中，卫星姿态确定方式先选择星敏+陀螺融合定姿方式；星敏提供初始姿态，然后选择单陀螺，仅由陀螺提供姿态信息进行姿态确定。

优选的，所述的注数修正目标至动力学三轴姿态角速度均值达到预期的0值位。

优选的，动力学三轴姿态角速度均值为不少于1分钟时长内计算的所有节拍动力学三轴姿态角速度的均值。

优选的，所述的0值位为不小于2×10^-4°/s。

本发明与现有技术相比的有益效果是：

卫星用陀螺交付前一般会对其零位进行标定，标定值不包括地速，某高轨卫星用半液浮陀螺零位开机零位重复性、零位长时间稳定性不高，卫星GNC系统半物理仿真试验有地速影响，在系统对陀螺零位标定精度较高时，GNC系统陀螺零位需要再次进行标定。GNC系统半物理仿真测试陀螺零位标定一般在试验开始前进行标定，待陀螺上电稳定两个小时后，再在无外界干扰环境下，采集陀螺敏感到的地速以及陀螺零位本身输出，持续半小时，对陀螺零位数据取平均值，标定陀螺零位。该方法效率比较低，精度差，一旦标定精度不符合，面临再次标定的困境。本发明在卫星GNC闭环测试过程中利用稳态PD控制器参数标定陀螺零位(含地速)，可以在卫星初态完成陀螺零位标定，提高卫星GNC系统半物理仿真测试效率。利用稳态半物理闭环试验中动力学角速度与星上遥测陀螺输出角速度进行实时比较，修正陀螺零位(含地速)，可以更直接修正陀螺零位，以满足系统对高精度陀螺的性能要求。该方法不需要中断半物理仿真测试，可以提高陀螺零位标定的效率，精度。

本发明闭环仿真测试过程中快速标定陀螺零位，选择单陀螺进行卫星姿态测量，避免了星敏感器测量噪声的影响，充分利用陀螺短期内高精度、高稳定度的特性。

本发明将动力学角速度输出值作为陀螺零位标定效果的评判依据，动力学角速度精度高、更新快，陀螺零位修正残差可以快速获得，以便做进一步修正。

附图说明

图1为本发明卫星GNC闭环测试利用稳态PD控制器参数标定陀螺零位流程；

图2为本发明卫星GNC闭环测试利用动力学角速度比较标定陀螺零位流程；

图3为本发明卫星GNC系统半物理闭环仿真系统示意图。

具体实施方式

下面结合实施例对本发明作进一步阐述。

如图3所示，本发明卫星GNC系统半物理闭环仿真试验系统，采用PXI自动化实时仿真设备运行动力学模型，用于模拟卫星在轨运行，动力学将姿态信息发送给星上测量敏感器(星敏+陀螺)地测口或环境模拟设备，星上测量敏感器模拟在轨工作状态，产生姿态信息，星上计算机采集到姿态敏感(星敏+陀螺)信息后，发送控制指令给执行机构进行控制，动力学再采集到执行机构输出信息，形成闭环控制。

实施例1

本例给出一种卫星GNC系统半物理仿真闭环测试陀螺零位标定方法，如图1所示，利用稳态PD控制算法计算来标定陀螺零位：

卫星采用稳态飞轮PD控制算法闭环控制，将卫星动力学模型中干扰力矩设置为0Nm，利用PD控制器特性，此时卫星遥测姿态在陀螺常值漂移影响下，姿态角会有偏差，从而间接计算出陀螺零位值。具体介绍如下：

A)使GNC闭环测试按照流程进入稳态

卫星GNC系统采用轮控PD控制算法闭环仿真测试；卫星GNC系统处于稳定状态。

B)卫星动力学模型去掉干扰力矩影响

卫星动力学模型中设置干扰力矩为0Nm，使卫星不受干扰力矩影响，卫星又处于轮控稳态，无控制力矩输出。

C)利用GNC稳态轮控PD控制器计算陀螺零位

半物理仿真试验不需要中断，直接进行陀螺零位标定；PD控制器由于控制力矩为0，则根据遥测下传的姿态角偏差，结合控制器参数，可以计算出陀螺零位。利用下式进行计算。

T_x(k),T_y(k),T_z(k)分别为当前节拍滚动、俯仰、偏航控制力矩，因为卫星处于飞轮稳态控制，动力学设置干扰力矩为0Nm，故控制力矩为0Nm；

分别为当前节拍滚动、俯仰、偏航姿态角，由闭环试验中遥测下传获取。K_Px,K_Py,K_Pz及K_dx，K_dy，K_dz为飞轮PD控制器参数，为常数。/>

即为陀螺的零位。

该步骤卫星GNC处于稳定控制模式，用PD控制器计算陀螺零位，实现陀螺零位的标定。

实施例2

本例给出一种卫星GNC系统半物理仿真闭环测试陀螺零位标定方法，如图2所示，与动力学姿态角速度比较来标定陀螺零位：

卫星采用稳态飞轮PID控制算法闭环控制，将陀螺实时输出角速度与动力学角速度进行比较，修正陀螺零位。具体介绍如下：

A)用高精度星敏信息定姿，进行GNC系统闭环测试

卫星姿态确定方式先选择星敏+陀螺融合定姿方式；星敏提供初始姿态，然后选择单陀螺，仅由陀螺提供姿态信息进行姿态确定。

B)使GNC系统按照测试流程进入稳态闭环模式

卫星GNC系统采用轮控PID控制算法闭环仿真测试；卫星GNC控制系统处于稳定状态；经稳定控制后，卫星遥测姿态角小于0.009°，卫星遥测姿态角速度均值小于0.0002°/s，如果陀螺零位标定有误差，则动力学角速度不会到0°/s。

卫星姿态确定方式先选择星敏+陀螺融合定姿方式；星敏提供初始姿态，然后选择单陀螺，仅由陀螺提供姿态信息进行姿态确定。在卫星GNC飞轮稳定控制模式下，采用单陀螺进行姿态确定，使动力学三轴姿态角速度稳定在0°/s，此时卫星遥测角速度即为陀螺零位(包含地速影响)

C)进行多次实时迭代修正

半物理仿真试验不需要中断，直接进行陀螺零位标定；

动力学当前三轴姿态角速度ω_{x_DLX}(k)，ω_{y_DLX}(k)，ω_{z_DLX}(k)，由动力学模型计算得到；与星上遥测角速度ω_x(k)，ω_y(k)，ω_z(k)进行比较，差值即为陀螺零位，对陀螺零位进行标定，注数修正，直到动力学三轴姿态角速度ω_{x_DLX}(k)，ω_{y_DLX}(k)，ω_{z_DLX}(k)均值为0°/s。当然实际工程应用过程中不可能要求达到绝对的零值，本例中给出一种可参照的工程实现方式：即可以在不少于1分钟时长内计算的所有节拍动力学三轴姿态角速度的均值不小于2×10-4°/s。

由于星上计算机资源限制，遥测三轴角速度分辨率为0.0001°/s，动力学三轴角速度输出为double类型，远比星上遥测角速度分辨率高，对零位修正有较好的效果。

本发明未详细说明部分属于本领域技术人员的公知常识。

Claims (9)

1.卫星GNC系统半物理仿真闭环测试陀螺零位标定方法，其特征在于通过下述方式实现：

设置卫星GNC系统半物理仿真闭环试验中卫星采用稳态飞轮PD控制算法闭环控制，将卫星动力学模型中干扰力矩设置为0Nm；

在卫星GNC系统半物理仿真闭环试验过程中，卫星GNC系统处于稳定状态后，在每个控制周期即控制节拍根据遥测下传的姿态角偏差，结合PD控制参数，计算出当前节拍陀螺零位，并进行陀螺零位标定。

2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于：利用下式计算当前节拍的陀螺零位：

其中，T_x(k),T_y(k),T_z(k)分别为当前节拍滚动、俯仰、偏航控制力矩，为0Nm；

分别为当前节拍遥测下传的滚动、俯仰、偏航姿态角；K_Px,K_Py,K_Pz及K_dx，K_dy，K_dz为飞轮PD控制器参数，为常数；/>

即为陀螺的零位。

3.根据权利要求1或2所述的方法，其特征在于：卫星GNC系统处于稳定状态后，由飞轮PD控制器计算出当前节拍陀螺零位，并进行陀螺零位标定。

4.根据权利要求3所述方法，其特征在于：标定后新的遥测姿态角

能够快速评定陀螺零位修正的精度，即根据新的遥测姿态角计算陀螺零位修正的残差，以便再次修正。

5.卫星GNC系统半物理仿真闭环测试陀螺零位标定方法，其特征在于通过下述方式实现：

设置卫星GNC系统半物理仿真闭环试验中卫星采用稳态飞轮PID控制算法闭环控制；

在卫星GNC系统半物理仿真闭环试验过程中，卫星GNC系统处于稳定状态后，将陀螺实时输出角速度与动力学角速度进行比较，得到当前节拍陀螺零位，生成陀螺零位参数注数包，并发给星载计算机，对陀螺零位进行修正即注数修正，进而完成陀螺零位标定。

6.根据权利要求5所述的方法，其特征在于：卫星GNC系统半物理仿真闭环试验过程中，卫星姿态确定方式先选择星敏+陀螺融合定姿方式；星敏提供初始姿态，然后选择单陀螺，仅由陀螺提供姿态信息进行姿态确定。

7.根据权利要求5所述的方法，其特征在于：所述的注数修正目标至动力学三轴姿态角速度均值达到预期的0值位。

8.根据权利要求7所述的方法，其特征在于：动力学三轴姿态角速度均值为不少于1分钟时长内计算的所有节拍动力学三轴姿态角速度的均值。

9.根据权利要求7所述的方法，其特征在于：所述的0值位为不小于2×10^-4°/s。

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