CN112099518A - 卫星姿控仿真试验方法及系统 - Google Patents
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Abstract
本发明提供了一种卫星姿控仿真试验方法及系统，包括：导星电子星图模拟器，被配置为模拟导星敏感器，根据动力学模块的输入姿态及轨道信息，模拟输出导星敏感器信号；姿控实时仿真试验系统，被配置为接收所述导星敏感器信号，根据所述导星敏感器信号验证导星敏感器在控制实时仿真试验的精度。
Description
技术领域
本发明涉及卫星仿真技术领域，特别涉及一种卫星姿控仿真试验方法及系统。
背景技术
卫星姿态控制系统的仿真，根据卫星不同的研制阶段分为数学仿真、半物理仿真和全物理仿真。通过这些仿真可以验证姿态控制方案的正确性，减少不必要的损失。同时也可以提高卫星的稳定性和可靠性。
随着商业航天的兴起，卫星从立项到发射的时间被大大压缩，传统的仿真手段，尤其是半物理仿真和全物理仿真需要耗费大量的人力、物力和财力。对于成熟的系统模块可以通过数学仿真进行分析，而对于新研模块，数学模型往往不够准确，需要研制电子模拟器与以往成熟的模型进行联合调试。
在卫星研制阶段，验证软件算法的有效性、各系统之间的兼容性，都会进行模拟飞行试验。在模拟飞行试验中，姿控分系统在最初的联试过程中，会采用实时仿真系统与各大系统进行联合调试。实时系统具有严格的时间特征，能够迅速对外部中断作出响应，同时具备可靠性和可预测性等特征。
卫星姿态仿真系统中，数学仿真不能做到全部模型都是准确的，数学仿真的结果对于新的系统不具备强有力的说服力。半物理仿真和全物理仿真依靠实物进行全系统仿真，其成本较高，需要花费大量的人力、物力和财力在搭建闭环系统上。
发明内容
本发明的目的在于提供一种卫星姿控仿真试验方法及系统，以解决现有的卫星姿态仿真系统数学仿真不够准确的问题。
为解决上述技术问题，本发明提供一种卫星姿控仿真试验系统，包括：
导星电子星图模拟器，被配置为模拟导星敏感器，根据动力学模块的输入姿态及轨道信息，模拟输出导星敏感器信号；
姿控实时仿真试验系统，被配置为接收所述导星敏感器信号，根据所述导星敏感器信号验证导星敏感器在控制实时仿真试验的精度。
可选的，在所述的卫星姿控仿真试验系统中，所述导星电子星图模拟器包括：
模拟器上位机，被配置为通过操作和显示界面实现参数预设和图像监视功能，为操作运算模块提供底层驱动及与图像转接板的软件接口以进行片选接口；
图像转接板，被配置为输出对应天区和探测要求的真实或模拟的星空图像；
操作运算模块，被配置为向所述模拟器上位机提供应用算法。
可选的，在所述的卫星姿控仿真试验系统中，所述图像转换板包括：
主控FPGA，被配置为根据姿态指向信号，生成对应天区和探测要求的真实或模拟的星空图像，所述星空图像包括恒星以及噪声和误差；
配套接口，被配置为将所述星空图像发送给外部设备。
可选的，在所述的卫星姿控仿真试验系统中，所述配套接口包括图像LVDS输出接口、CAN通信接口及秒脉冲LVDS输入接口，其中：
图像LVDS输出接口用于将所述星空图像发送给外部设备；
所述CAN通信接口用于接收CAN总线模式切换指令，根据所述CAN总线模式切换指令调整图像探测模式；
所述CAN通信接口还用于接收图像参数设置指令，根据所述图像参数设置指令调整所述操作运算模块的参数；
所述秒脉冲LVDS输入接口用于接收秒脉冲信号，并实现时钟同步。
可选的，在所述的卫星姿控仿真试验系统中，所述姿控实时仿真试验系统包括：
姿控动力学仿真系统，被配置为生成所述动力学模块的输入姿态及轨道信息；
实时系统，被配置为将控制上位机上开发的代码进行自动编译，然后将应用程序下载到独立目标硬件平台上运行；
控制上位机，被配置为执行信号采集、测量分析与数据显示。
可选的，在所述的卫星姿控仿真试验系统中，所述姿控动力学仿真系统采用基于xPC Target的实时系统，在C语言编译器支持下自动将Simulink模型生成独立可执行文件，用于实时控制，运行该实时程序，采用一个含有xPC Target实时内核的特殊启动盘启动目标计算机，启动后将生成的实时应用程序下装到该计算机上运行。
可选的，在所述的卫星姿控仿真试验系统中，所述实时系统为基于LabVIEW的附件模块，所述实时系统的硬件平台为NI PXI系统，内含PXI嵌入式控制器，嵌入式控制器转变为实时控制器，能够访问所有PXI机箱上插入的I/O模块，通过PXI高级定时和同步功能获得精确的I/O触发和多模块间同步。
可选的，在所述的卫星姿控仿真试验系统中，所述实时系统与所述姿控动力学系统通过光纤互联。
可选的，在所述的卫星姿控仿真试验系统中，所述控制上位机通过运行数据采集与仪器控制软件Lab VIEW，以执行信号采集、测量分析与数据显示。
本发明还提供一种卫星姿控仿真试验方法，包括：
导星电子星图模拟器模拟导星敏感器，根据动力学模块的输入姿态及轨道信息，模拟输出导星敏感器信号；
姿控实时仿真试验系统接收所述导星敏感器信号，根据所述导星敏感器信号验证导星敏感器在控制实时仿真试验的精度。
在本发明提供的卫星姿控仿真试验方法及系统中，通过导星电子星图模拟器接收动力学模块的输入，模拟导星敏感器的输出，实现了提供准确真实的测量精度，以便验证导星敏感器在控制实时仿真试验中的作用和控制算法的正确性；本发明通过导星电子星图模拟器的设计以及姿控实时仿真试验系统的搭建，实现了图像探测的成像输出功能，在不提高系统复杂度的基础上，提高了姿控实时仿真试验的有效性和真实性。
本发明设计导星电子星图模拟器系统，具备导星敏感器CCD图像探测的成像输出功能，提供具有特征噪声和星点信号的全幅或开窗图像，能够结合时钟信息和秒脉冲信号，生成输出图像数据包，高精度的提供卫星姿态信息，真实模拟导星敏感器的工作环境。
采用本发明的实时仿真试验验证系统，可以高精度的模拟具有光学敏感器的卫星的姿态控制能力及效果，为卫星实时仿真提供了一种新的思路，增强了卫星的可靠性和安全性，具有较好的工程应用前景和推广价值。
附图说明
图1是本发明一实施例导星电子星图模拟器硬件结构示意图；
图2是本发明一实施例卫星姿控仿真试验方法及系统示意图。
具体实施方式
以下结合附图和具体实施例对本发明提出的卫星姿控仿真试验方法及系统作进一步详细说明。根据下面说明和权利要求书，本发明的优点和特征将更清楚。需说明的是，附图均采用非常简化的形式且均使用非精准的比例，仅用以方便、明晰地辅助说明本发明实施例的目的。
另外，除非另行说明，本发明的不同实施例中的特征可以相互组合。例如，可以用第二实施例中的某特征替换第一实施例中相对应或功能相同或相似的特征，所得到的实施例同样落入本申请的公开范围或记载范围。
本发明的核心思想在于提供一种卫星姿控仿真试验方法及系统，以解决现有的卫星姿态仿真系统数学仿真不够准确的问题。
为实现上述思想，本发明提供了一种卫星姿控仿真试验方法及系统，包括：导星电子星图模拟器，被配置为模拟导星敏感器，根据动力学模块的输入姿态及轨道信息，模拟输出导星敏感器信号；姿控实时仿真试验系统，被配置为接收所述导星敏感器信号，根据所述导星敏感器信号验证导星敏感器在控制实时仿真试验的精度。
导星敏感器是新型敏感器，目前没有相应引入实时仿真测试的方法，无法进行姿态闭环测试，设计电子星图模拟器，输出星图引入闭环，可实现数据及指令交互。本发明为光学敏感器模拟器参与的姿控实时仿真试验验证方案。具体技术特征为：导星电子星图模拟器的设计；姿控实时仿真试验系统的搭建。
导星电子星图模拟器设计如图1所示，整个电子星图模拟器主要由模拟器上位机20、图像转接板10和操作运算模块30组成，图像转换板10包括配套接口和图像处理模块(主控FPGA 11)。导星电子星图模拟器硬件结构图如图1所示。导星电子星图模拟器主要功能要求包括：根据姿态指向信号，生成对应天区和探测要求的真实或模拟的星空图像，图像包括恒星以及噪声和误差，通过串行图像LVDS输出接口12将图像发送给外部设备；CAN通信接口13能够接收CAN总线模式切换指令，根据指令调整图像探测模式(全图或开窗，成像模式或定标模式)；能够通过CAN总线接收图像参数设置指令，根据指令调整软件参数；能够通过秒脉冲LVDS输入接口14接收秒脉冲信号，并实现时钟同步；具有操作和显示界面，能够实现参数预设和图像监视功能；提供相关的底层驱动及模块的软件接口，片选接口。
姿控实时仿真试验系统的搭建如图2所示，姿控实时仿真试验系统由姿控动力学仿真系统50、实时系统60和控制上位机40组成。
姿控动力学仿真系统50采用基于xPC Target的实时系统，在C语言编译器支持下自动将Simulink模型生成独立可执行文件，用于实时控制，运行该实时程序，采用一个含有xPC Target实时内核的特殊启动盘启动目标计算机，启动后就可以将生成的实时应用程序下装到该计算机上运行。
实时系统60是基于LabVIEW的附件模块，可将控制上位机40上开发的代码进行自动编译，然后将应用程序下载到独立目标硬件平台上运行。实时系统的硬件平台为NI PXI系统，内含PXI嵌入式控制器，嵌入式控制器转变为实时控制器，可以访问所有PXI机箱上插入的I/O模块，充分利用PXI高级定时和同步功能以获得精确的I/O触发和多模块间同步。实时系统60与姿控动力学系统50通过光纤互联。
控制上位机40运行数据采集与仪器控制软件Lab VIEW，该软件内置了信号采集、测量分析与数据显示等功能。
采用本发明设计的姿控实时仿真试验验证系统，导星电子星图模拟器能够接收动力学模块的输入，能够模拟导星敏感器的输出，并提供准确真实的测量精度，以便验证导星敏感器在控制实时仿真试验中的作用和控制算法的正确性。
本发明设计导星电子星图模拟器系统，具备导星敏感器CCD图像探测的成像输出功能，提供具有特征噪声和星点信号的全幅或开窗图像，能够结合时钟信息和秒脉冲信号，生成输出图像数据包，高精度的提供卫星姿态信息，真实模拟导星敏感器的工作环境。
采用本发明的实时仿真试验验证系统，可以高精度的模拟具有光学敏感器的卫星的姿态控制能力及效果，为卫星实时仿真提供了一种新的思路，增强了卫星的可靠性和安全性，具有较好的工程应用前景和推广价值。
综上，上述实施例对卫星姿控仿真试验方法及系统的不同构型进行了详细说明，当然，本发明包括但不局限于上述实施中所列举的构型，任何在上述实施例提供的构型基础上进行变换的内容，均属于本发明所保护的范围。本领域技术人员可以根据上述实施例的内容举一反三。
本说明书中各个实施例采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似部分互相参见即可。对于实施例公开的系统而言，由于与实施例公开的方法相对应，所以描述的比较简单，相关之处参见方法部分说明即可。
上述描述仅是对本发明较佳实施例的描述，并非对本发明范围的任何限定，本发明领域的普通技术人员根据上述揭示内容做的任何变更、修饰，均属于权利要求书的保护范围。
Claims (10)
1.一种卫星姿控仿真试验系统，其特征在于，包括：
导星电子星图模拟器，被配置为模拟导星敏感器，根据动力学模块的输入姿态及轨道信息，模拟输出导星敏感器信号；
姿控实时仿真试验系统，被配置为接收所述导星敏感器信号，根据所述导星敏感器信号验证导星敏感器在控制实时仿真试验的精度。
2.如权利要求1所述的卫星姿控仿真试验系统，其特征在于，所述导星电子星图模拟器包括：
模拟器上位机，被配置为通过操作和显示界面实现参数预设和图像监视功能，为操作运算模块提供底层驱动及与图像转接板的软件接口以进行片选接口；
图像转接板，被配置为输出对应天区和探测要求的真实或模拟的星空图像；
操作运算模块，被配置为向所述模拟器上位机提供应用算法。
3.如权利要求2所述的卫星姿控仿真试验系统，其特征在于，所述图像转换板包括：
主控FPGA，被配置为根据姿态指向信号，生成对应天区和探测要求的真实或模拟的星空图像，所述星空图像包括恒星以及噪声和误差；
配套接口，被配置为将所述星空图像发送给外部设备。
4.如权利要求3所述的卫星姿控仿真试验系统，其特征在于，所述配套接口包括图像LVDS输出接口、CAN通信接口及秒脉冲LVDS输入接口，其中：
图像LVDS输出接口用于将所述星空图像发送给外部设备；
所述CAN通信接口用于接收CAN总线模式切换指令，根据所述CAN总线模式切换指令调整图像探测模式；
所述CAN通信接口还用于接收图像参数设置指令，根据所述图像参数设置指令调整所述操作运算模块的参数；
所述秒脉冲LVDS输入接口用于接收秒脉冲信号，并实现时钟同步。
5.如权利要求1所述的卫星姿控仿真试验系统，其特征在于，所述姿控实时仿真试验系统包括：
姿控动力学仿真系统，被配置为生成所述动力学模块的输入姿态及轨道信息；
实时系统，被配置为将控制上位机上开发的代码进行自动编译，然后将应用程序下载到独立目标硬件平台上运行；
控制上位机，被配置为执行信号采集、测量分析与数据显示。
6.如权利要求5所述的卫星姿控仿真试验系统，其特征在于，所述姿控动力学仿真系统采用基于xPC Target的实时系统，在C语言编译器支持下自动将Simulink模型生成独立可执行文件，用于实时控制，运行该实时程序，采用一个含有xPC Target实时内核的特殊启动盘启动目标计算机，启动后将生成的实时应用程序下装到该计算机上运行。
7.如权利要求5所述的卫星姿控仿真试验系统，其特征在于，所述实时系统为基于LabVIEW的附件模块，所述实时系统的硬件平台为NI PXI系统，内含PXI嵌入式控制器，嵌入式控制器转变为实时控制器，能够访问所有PXI机箱上插入的I/O模块，通过PXI高级定时和同步功能获得精确的I/O触发和多模块间同步。
8.如权利要求5所述的卫星姿控仿真试验系统，其特征在于，所述实时系统与所述姿控动力学系统通过光纤互联。
9.如权利要求5所述的卫星姿控仿真试验系统，其特征在于，所述控制上位机通过运行数据采集与仪器控制软件Lab VIEW，以执行信号采集、测量分析与数据显示。
10.一种卫星姿控仿真试验方法，其特征在于，包括：
导星电子星图模拟器模拟导星敏感器，根据动力学模块的输入姿态及轨道信息，模拟输出导星敏感器信号；
姿控实时仿真试验系统接收所述导星敏感器信号，根据所述导星敏感器信号验证导星敏感器在控制实时仿真试验的精度。
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