CN111487065B - 一种卫星控制系统及电推进系统闭环联试方法 - Google Patents

Abstract

一种卫星控制系统及电推进系统闭环联试方法，通过地面测试对真实卫星的电推进系统、控制系统进行闭环联试，采用全面模拟在轨工作的时序，可以验证控制系统调用电推进进行在轨点火的完整工作流程，对控制系统调用电推进点火流程的功能进行测试，解决了当前卫星地面测试无法有效验证卫星控制系统与电推进系统联合工作功能的问题，验证流程完整、充分，经济性较好。

Description

一种卫星控制系统及电推进系统闭环联试方法

技术领域

本发明涉及一种卫星控制系统及电推进系统闭环联试方法，属于航天器地面测试领域。

背景技术

卫星姿态和轨道控制分系统的主要任务是完成卫星由发射到正常在轨运行直至寿命末期各任务阶段的姿态控制、轨道控制。卫星电推进分系统是卫星的执行机构，通过电能对所带的工质进行加速，使其高速喷出，以产生推力。电推进分系统产生推力的时机和推力的方向可以调整，该过程是在控制分系统的指令作用下完成的，二者联合工作可实现卫星的轨道控制。电推进分系统在轨工作时，其推力调节机构会按照控制系统的计算结果进行调整，其推力器点火时序是在控制系统的控制下按步骤执行。电推力器点火开始和结束均受可受卫星控制系统的控制，点火期间会产生力和力矩，改变卫星的轨道和姿态，进而影响卫星的姿态和轨道控制，由此可见控制系统和电推进系统在轨工作是紧密耦合的。

目前在卫星控制系统和电推进测试领域已有的专利均是单独针对控制系统或者单独针对电推进系统所提出的，例如专利号CN20310177595.3的专利“一种卫星控制系统测试环境构建方法”提出了控制系统地面测试的硬件和软件环境搭建方法，专利号CN201410459347.2的专利“卫星姿态轨道控制测试系统和系统测试方法”针对控制系统提出了地面测试方法。电推进测试专利主要中在电推进与整星之间的电磁兼容性或其羽流特性等等，例如专利号CN201110262626.6的专利“电推过系统与星上射频设备射电磁兼容性试验方法”以及专利号CN201711384983.3的专利“一种电推进试验评估方法”。以上专利均不涉及控制系统与电推进系统联合工作的测试方法，无法验证控制系统和电推进系统之间的硬件和软件接口，不能解决控制与电推进系统在轨工作全面验证的问题。

发明内容

本发明解决的技术问题是：针对目前现有技术中，当前卫星地面测试无法有效验证卫星控制系统与电推进系统联合工作功能的问题，提出了一种卫星控制系统及电推进系统闭环联试方法，对控制系统和电推进系统之间的硬件和软件接口进行全面验证。

本发明解决上述技术问题是通过如下技术方案予以实现的：

一种卫星控制系统及电推进系统闭环联试方法，步骤如下：

(1)为地面测试系统进行供电并确认地面测试系统工作情况正常，建立地面测试系统与卫星间的遥控遥测通道；

(2)通过地面测试系统控制卫星的控制分系统的星上设备运行，并同时控制卫星的电推进分系统的星上设备运行；

(3)确定卫星信息，预设卫星起始仿真轨道、起始卫星姿态、电推进分系统点火信息、卫星测试任务参数，进行卫星轨道及卫星姿态仿真；

(4)根据测试任务需求，利用地面测试系统模拟电推进分系统中的电推力器的负载特性参数；

(5)将步骤(3)中预设的卫星起始仿真轨道、起始卫星姿态参数通过遥控指令上注至卫星，同时通过遥控指令设置卫星电推进分系统工作模式，根据电推进分系统点火信息设置姿轨控点火时刻及停止点火时刻控制卫星变轨，驱动电推进分系统中的电推力器模拟器进行模拟点火，驱动电推进分系统中的推力矢量调节模拟器机构转动，采集电推力器模拟器点火信息以及矢量调节机构模拟器进行姿轨控闭环控制；

(6)于姿轨控闭环控制期间，获取卫星遥测数据，根据卫星姿态数据与同一时刻卫星遥测数据共同判断卫星姿态是否稳定，若卫星姿态稳定，进入步骤(7)，否则停止测试；

(7)于姿轨控闭环控制期间，对卫星于姿轨控闭环控制期间的运行轨迹进行判断，若与卫星测试任务预设运行轨迹一致，则进入步骤(8)，否则停止测试；

(8)于卫星变轨测试结束后，对卫星控制系统接收到电推进系统返回的状态信息进行判断，若无错误信息，则结束联试，控制分系统及电推进分系统联合工作功能正常，否则判定控制系统和电推进系统联合工作功能异常。

所述电推进分系统点火信息包括姿轨控点火时刻及停止点火时刻，所述姿轨控点火时刻、停止点火时刻均根据测试任务需求通过计算获取。

所述步骤(5)中，电推进点火状态采集包括推力器模拟负载的各模块工作电流、矢量调节结构的X方向转动角度αi、Y方向转动角度βi。

所述步骤(6)中，卫星姿态数据包括：姿轨控闭环控制期间任意时刻卫星的三轴姿态数据AX(t)、AY(t)、AZ(t)，以及三轴角速度WAX(t)、WAY(t)、WAZ(t)，具体判读方法为：

若上述数据在点火期间保持三轴姿态角均小于δA，三轴角速度均小于δW，则卫星姿态稳定，否则卫星姿态不稳定，停止测试。

所述步骤(7)中，对卫星于姿轨控闭环控制期间的运行轨迹进行判断的具体方法为：卫星控制系统实时计算得到的轨道信息通过遥测下传，与地面动力学仿真计算得到的轨道进行比对，三轴速度误差小于δR，三轴位置误差小于δV。

所述步骤(8)中，判断卫星控制系统是否接收到电推进的错误信息包括电推进点火过程是否出现报警导致异常停点火。

本发明与现有技术相比的优点在于：

(1)本发明提供的一种卫星控制系统及电推进系统闭环联试方法，建立动力学仿真模型与真实卫星的电推进系统、控制系统之间的闭环，对控制系统调用电推进点火流程的功能进行测试，验证了控制系统和电推进系统之间的硬件和软件接口，同时还可以对电推进系统推力器工作期间产生力与力矩对卫星姿态与轨道的影响进行测试验证。所进行的测试验证的内容与卫星飞行期间使用状态保持一致，确保经验证无误后的卫星控制系统和电推进系统能够在轨正常工作，解决了当前卫星地面测试无法有效验证卫星控制系统与电推进系统联合工作功能的问题；

(2)本发明采用全面模拟在轨工作的时序，可以验证完的控系统调用电推进系统进行在轨点火的完整工作流程，具备普遍的适应性，配备电推进系统的卫星均可以在地面通过本方法测试控制系统和电推进系统联合工作能力，同时所使用的地面设备均为控制系统与电推进系统单独测试过程中所使用的地面设各，相对于二者单独测试而言，所提出的联合测试并未额外的增加地面测试设各，节约成本。

附图说明

图1为发明提供的卫星控制系统及电推进系统闭环联试方法流程图；

图2为发明提供的控制系统于电推进系统闭环联合测试系统示意图；

具体实施方式

一种卫星控制系统及电推进系统闭环联试方法，通过地面测试对卫星模型的电推进系统、控制系统进行闭环联试，通过姿态和轨道动力学仿真数学软件模拟卫星在轨的姿态和轨道运动，采集卫星控制系统执行机构的动作，星上电推进系统也在控制系统的作用下启动和停止点火程序，卫星的电推力器的推力方向调节装置的角度遥测信息和电推力器点火信息也接入到地面姿态与轨道动力学仿真软件，构成星上控制和电推进系统的闭环测试。

如图2所示，控制系统和电推进系统闭环联合测试所涉及到的地面测试系统包含供电与遥控遥测地面设备，总控设备，控制系统地面设备，姿态轨道动力学仿真计算机，电推力器负载模拟器，推力矢量调节机构模拟器，以及主控计算机；

供电地面设备通过将地面电源进行电压转换，变成卫星能使用的电源，完成卫星的供电。

遥控遥测地面设备将接收到的总控设备发送的遥控指令发送给卫星的遥测選控系统，并接收遥测遥控系统下传的遥测数据，遥测遥控地面设备还将接收到的遥测数裾发送给总控设备。

所述的总控设备用于发送遥控指令给所述的测遥控地面设备、并接收遥测遥控地面设备所传输的遥测数据。

所述的姿态轨道动力学仿真计算用于接收主控计算机发送的动力学指令，姿态轨道动力学仿真计算机还用于接收控制系统地面设备釆集的卫星执行机构动作信息。所述的姿态轨道动力学仿真计算机根据接收到的主控计算机发送的动力学指令和接收到的控制系统地面设备采集的执行机构动作信息对卫星当前时刻的轨道参数和姿态参数进行动力学仿真，得到敏感器测试结果。动力学仿真计算机通过数学模型可以计算得出从起始时刻开始的每个时刻卫星的位置和速度，并通过LAN将这些信息发送给总控系统。

所述的控制系统地面设备用于接收飞行动力学仿真计算机仿真的敏感器测量结果，并将接收到的敏感器测量结果转换为电信号发送给敏感器，敏感器对接收到的控制系统地面设备发送的电信号进行测量后得到卫星的姿态信息发送给控制系统。控制系统根据接收到的敏感器发送的卫星的姿态信息计算出卫星轨道和姿态的执行机构的动作量，控制系统地面设备采集控制系统发出的执行机构动作量后，将其发送给飞行动力学仿真计算机。

所述的电推力器负载模拟器用于代替真实的电推力器，其负载特性与真实推力器保持一致，使用电推力器负载模拟器可以避免真实电推力器在常温常压下工作时造成自身的损伤。

所述的推力矢量调节结构模拟器用于模拟真实的推力矢量机构，其电接口与真实推力矢量调节机构保持一致，可以在卫星电推进系统控制下转动，并输出测量角度信息。使用推力矢量调节结构模拟器替代真实产品参加测试，可以防止真实的推力矢量调节结构在重力作用下转动期间对自身造成的损伤，角度信息与电推力器负载特性等参数均属于卫星测试任务所需的任务参数。

所述的主控计算机用于发送遥控指令给总控设备，总控设备将接收到的遥控指令通过遥测遥控地面设备发送给卫星的遥测遥控系统，遥测遥控系统将接收到的遥控指令发送给控制系统，控制系统通过与电推进系统之间的总线来设置电推进系统的状态。与此同时电推进系统工作信息通过该总线传递到控制系统，再由控制系统传递给卫星遥测遥控系统，最后通过遥控遥测地面设备解析后送入总控设备。

主控计算机上运行有主控软件，可通过遥控遥测地面设备将遥控指令发送到卫星，还可以通过总控设备接收和显示解析后的卫星上各类遥测信息，如控制系统的姿态信息，电推进系统推力器点火信息，电推力器的负载特性及推力矢量机构转动角度信息等等。控制系统和电推进系统闭环联合测试过程中对卫星的操作和卫星信息的获取均通过主控软件来完成，如图1所示，详细的实施步骤如下：

1、测试系统的连接

在测试前需完成地面测试系统和卫星系统的连接，其中地面测试系统中的主控计算机、总控设备，以及供电与遥控遥测地面设备采用局域网(LAN)进行连接，供电与遥控遥测地面设备与卫星间通过专用的地面测试电缆进行连接，卫星上供电与遥控遥测系统、控制系电推进系统之间通过星上电缆网来连接。

2、地面测试设备状态设置

打开供电和遥控遥测地面设各、总控设备和主控计算机的电源，并对软件进行相应的设置，确保全套地面测试设备正常工作。同时根据测试任务需求，利用地面测试系统模拟卫星电推力器的负载特性参数，使卫星电推力器的负载特性满足测试任务需求，能够在接收到遥控指令后驱动电推进分系统的矢量调节结构模拟器能够输出指定转动角度；

3、卫星初始状态设置

在主控计算机上，发送卫星加电遥控指令，完成卫星供电。发送卫星遥控遥测系统加电和状态设置指令，建立卫星和地面的遥控遥测通道，在主控计算机上位机软件观察卫星的遥测信息可以正确的接受和解析出来。发送控制系统加电指令，并发送控制系统设置指令将其设置在可以进行电推进变轨的模式。发送电推进系统加电指令，确保其工作在待机模式。

4、设置姿态轨道动力学控制所需的仿真参数

在主控计算机上给姿态轨道动力学仿真计算机发送地面设备设置指令，预设仿真起始时刻t0、卫星起始仿真轨道，以及起始卫星姿态，并启动动力学解算，此后卫星上控制系统将通过控制系统地面设备与姿态轨道仿真计算机行交互，完成控制系统闭环测试；其中，卫星起始仿真轨道参数包括卫星的初始位置R0及卫星的初始速度V0，起始卫星姿态包括卫星的X，Y，Z三个本体轴对地球的欧拉角AX0、AY0，AZ0，以及三轴的角速度WX0、WY0、WZ0。

5、设置卫星控制系统的时间和轨道

动力学仿真计算机从上述仿真起始时刻t0开始，进行实施仿真，得到卫星每个时刻的位置和速度。主控软件与动力学仿真软件通过LAN接口可以通信，因此当动力学仿真软件仿真到T1时刻时，在主控软件上可以通过LAN获取姿态轨道动力学仿真计算机当前时刻的仿真时间T1，以及卫星当前的仿真位置R(T1)和速度V(T1)，在主控计算机上立即将这些信息变成遥控指今，通过遥控通道注入到卫星控制系统，此后卫星控制系统的时间和轨道将与地面姿态轨道动力学仿真计算机保持同步。

6、设置电推进分系统点火信息参数

卫星上有多个电推力器，在主控软件上发送这些电推力器点火参数设置指令，包含星上第i个推力器的点火起始Tsi和结束时刻Tei，点火的功率Pi，通过遥控通道将电推进点火参数设置参数注入到卫星控制系统，卫星控制系统接收到指令后进行解析，并计算第i个推力器的目标推力指向方向(X方向角度αi和Y方向角度βi)，控制系统在预定点火时刻前某个时间将解析得到的信息发送到电推进系统，该过程通过控制系统和电推进系统之间的总线完成，可验证二者之间的指令设置通信通道。

7、电推进开始工作

电推进系统在接收到控制系统发送过来的对应推力器工作指令之后，立即启动电推进内部各模块的设置指令，进行电推力器点火准备操作。包括但不限于电源处理模块开机、推力切换单元开机、阀门设置、矢量调节机构开机，点火参数调用等。同时根据控制系统发送过来的对应推力器工作方向，产生工作脉冲，驱动推力矢量调节机构模拟器转动，使得第i个矢量调节机构调节转动到前述的目标角度αi和βi。以上操作均在对应推力器的点火时刻Tsi之前完成设置，在点火起始时刻Tsi启动第j个推力器点火流程。启动点火流程后，电源处理单元中各模块依次按时序加载功率，在时间轴上形成不同的电流曲线。

8、电推进系统信息返回

电推进系统在工作过程中产生的状态信息，可以通过控制系统和电推进系统之间的总线回传给控制系统，再由控制系统通过遥测通道下传。这些信息主要包括电推进各模块健康状态，点火过程设置的成功或失败信息，如电源处理模块开启以及点火参数选取等信息，此外还包括失量机构调节的角度信息等。这些信息将返回到控制系统，其中状态设置成功或失败信息作为控制系统继续后续设置或停止点火的判断依据，而矢量机构的遥测信息将作为控制系统星上递推轨道的计算输入。

9、执行信息的反馈

卫星上控制系统的执行机构动作信息通过控制系统地面测试设备返回到姿态与轨道动力学仿真计算机，电推进系统的电推力器点火状态，以及推力矢量调节机构转动角度信息，通过遥测通道进入地面总控系统，再进行网络分发，最后也进入姿态轨道动力学仿真计算机。姿态轨道动力学仿真计算机结合控制系统执行机构和电推进系统工作状态，计算下一个时刻的卫星姿态和轨道信息，并持续的发送下个时刻的敏感器测量信息到卫星敏感器中，由此构成控制系统和电推进系统的控制闭环。

卫星控制计算机中也在实时进行轨道的递推，其输入是电推进系统的工作状态和推力方向遥测，此过程与地面动力学仿真计算同步。

10、测试结果判读

测试过程中需要对控制系统和电推进系统的遥测信息进行判读，其中控制系统的判读主要包括控制系统的任意t时刻的三轴姿态AX(t)、AY(t)、AZ(t)，三轴角速度WAX(t)、WAY(t)、WAZ(t)是否在点火期间能够稳定在零附近，三轴姿态角小于δA，三轴角速度小于δW。卫星控制系统实时计算得到的轨道信息是否与地面动力学仿真计算得到的轨道一致，三轴速度误差小于δR，三轴位置误差小于δV。

电推进系统判读主要观察是否按照控制系统预定的点火时刻Tsi，驱动对应的推力器工作。点火前设置相应的推力切换单元是否正常开机，电源处理单元中的不同电源模块依次加电，工作的功率档位是否为控制系统设置值Pi。观察卫星上电推进电源处理单元各模块的电流加载过程产生的遥测曲线，以及地面推力器模拟负载采集的电流曲线是否正确。此外，还应观察矢量调节机构是否可以在预定点火时刻前调节到预定角度αi和βi。在控制系统预定的点火结束时刻Tei，电推进系统是否进行电源处理单元设置，完成功率关闭操作。此外还应关注电推进返回给控制系统的信息中是否包含错误信息，是否有报警导致点火异常终止等情况。只有以上信息全部正确，且无异常和报警才能认定控制系统和电推进系统闭环联合测试的结果正常。

11、卫星和地面设备状态恢复

在主控计算机上，先后发送电推进系统、控制系统、遥测遥控以及供电系统的断电指令，恢复卫星的状态。待卫星断电后，完成地面测试设备的断电。

下面结合具体实施例进行进一步说明：

实施例：

1、完成地面测试系统与卫星连接，地面测试系统加电并完成自身状态设置。

2、通过遥控指令给卫星加电，卫星控制系统和电推进系统加电，并设置控制系统工作模式为遥控点火模式。

3、设置卫星地面仿真动力学软件，起始时间如t0＝2020年3月25日9:00，地球赤道惯性系下的初始轨道位置为X0＝42164km，Y0＝0km，Z0＝0km，初始三轴速度为VX0＝0km/s，VY0＝3.074km/s，VZ0＝0km/s，初始对地三轴角欧拉角速度为AX0＝0，AY0＝0，AZ0＝0，初始三轴角速度为WX0＝0，WY0＝0.004°/s，WZ0＝0。开始动力学仿真运行。

4、在动力学仿真运行到T1时刻时，如T1＝2020年3月25日9:10，在主控计算机上通过LAN获取动力学仿真计算得出的此刻卫星位置、速度、角度和角速度，并上注到卫星，使得卫星和动力学仿真软件从T1时刻开始后，时间、轨道和姿态信息的起点保持一致。

5、通过遥控指令设置卫星的控制系统，预定卫星第2个推力器的点火起始Ts2＝2020年3月25日10:00和结束时刻Te2＝2020年3月25日11:00，点火的功率P2＝3kW。卫星控制系统计算得出Ts2点火时刻对应第二个电推力器的角度为αi＝10°，βi＝20°，卫星控制系统在Ts2＝2020年3月25日10:00之前发出控制信号，驱动地面矢量调节机构转动到该角度。

6、等到仿真时间达到点火时刻Ts2，观察卫星遥测和适量调节机构模拟器角度是否转动到αi＝10°，βi＝20°。观察电推进点火功率是否为3kW，各模块是否启动正常，卫星遥测显示是否有异常报警信息。在预定点火结束时刻Te2＝2020年3月25日11:00，卫星控制系统是否控制电推进系统关闭点火。

7、对Ts2到Te2时间段内，卫星上轨道和姿态遥测，地面动力学仿真轨道和姿态遥测，二者做差值。判定得到角度遥测差值，是否小于δA＝0.01°，角速度差值是否小于δA＝0.001°/s，位置差值是否小于δR＝2km，速度差值是否小于δV＝2m/s。

8、对整个点火过程中的遥测信息、卫星和地面仿真之间的差值信息，以及控制系统接收到的电推进遥测信息等进行综合评定，如果全部满足要求，则表示卫星控制系统和电推进系统之间软件和硬件接口工作正常，控制系统和电推进系统联试功能正常，否则判定为不正常。

本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域专业技术人员的公知技术。

Claims (1)

1.一种卫星控制系统及电推进系统闭环联试方法，其特征在于步骤如下：

(1)为地面测试系统进行供电并确认地面测试系统工作情况正常，建立地面测试系统与卫星间的遥控遥测通道；

(2)通过地面测试系统控制卫星的控制分系统的星上设备运行，并同时控制卫星的电推进分系统的星上设备运行；

(3)确定卫星信息，预设卫星起始仿真轨道、起始卫星姿态、电推进分系统点火信息、卫星测试任务参数，进行卫星轨道及卫星姿态仿真；

(4)根据测试任务需求，利用地面测试系统模拟电推进分系统中的电推力器的负载特性参数；

(5)将步骤(3)中预设的卫星起始仿真轨道、起始卫星姿态参数通过遥控指令上注至卫星，同时通过遥控指令设置卫星电推进分系统工作模式，根据电推进分系统点火信息设置姿轨控点火时刻及停止点火时刻控制卫星变轨，驱动电推进分系统中的电推力器模拟器进行模拟点火，驱动电推进分系统中的推力矢量调节模拟器机构转动，采集电推力器模拟器点火信息以及矢量调节机构模拟器进行姿轨控闭环控制；

(6)于姿轨控闭环控制期间，获取卫星遥测数据，根据卫星姿态数据与同一时刻卫星遥测数据共同判断卫星姿态是否稳定，若卫星姿态稳定，进入步骤(7)，否则停止测试；

(7)于姿轨控闭环控制期间，对卫星于姿轨控闭环控制期间的运行轨迹进行判断，若与卫星测试任务预设运行轨迹一致，则进入步骤(8)，否则停止测试；

(8)于卫星变轨测试结束后，对卫星控制系统接收到电推进系统返回的状态信息进行判断，若无错误信息，则结束联试，控制分系统及电推进分系统联合工作功能正常，否则判定控制系统和电推进系统联合工作功能异常；

其中，所述电推进分系统点火信息包括姿轨控点火时刻及停止点火时刻，所述姿轨控点火时刻、停止点火时刻均根据测试任务需求通过计算获取；

所述步骤(5)中，电推进点火状态采集包括推力器模拟负载的各模块工作电流、矢量调节结构的X方向转动角度αi、Y方向转动角度βi；

所述步骤(6)中，卫星姿态数据包括：姿轨控闭环控制期间任意时刻卫星的三轴姿态数据AX(t)、AY(t)、AZ(t)，以及三轴角速度WAX(t)、WAY(t)、WAZ(t)，具体判读方法为：

若上述数据在点火期间保持三轴姿态角均小于δA，三轴角速度均小于δW，则卫星姿态稳定，否则卫星姿态不稳定，停止测试；

所述步骤(7)中，对卫星于姿轨控闭环控制期间的运行轨迹进行判断的具体方法为：卫星控制系统实时计算得到的轨道信息通过遥测下传，与地面动力学仿真计算得到的轨道进行比对，三轴速度误差小于δR，三轴位置误差小于δV；

所述步骤(8)中，判断卫星控制系统是否接收到电推进的错误信息包括电推进点火过程是否出现报警导致异常停点火。

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