CN112550771A - 姿轨控通用综合测试的控制力矩陀螺信号采集方法及系统 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种姿轨控通用综合测试的控制力矩陀螺信号采集方法及系统，包括：角动量计算步骤：根据控制力矩陀螺的真实的外框角度δ、外框转速

和内转子转速ω_CMG，计算得到控制力矩陀螺基座坐标系下陀螺单机的角动量及变化率；卫星本体坐标系下角动量计算步骤：根据陀螺单机的角动量、变化率以及在卫星的布局关系得到对应的安装矩阵M，得出控制力矩陀螺在卫星本体坐标系ox_by_bz_b中的角动量H；地面动力学姿态仿真步骤：根据角动量H得到卫星姿态与卫星受到的内、外力矩之间的关系。本发明以模块化的方式设计了控制力矩陀螺信号的采集和传递方法，组成简单，各个模块可根据具体需求修改参数，以适应多类型卫星任务和多型号的控制力矩陀螺。

Description

姿轨控通用综合测试的控制力矩陀螺信号采集方法及系统

技术领域

本发明卫星姿轨控系统测试领域，涉及了一种卫星姿轨控通用综合测试的控制力矩陀螺信号采集方法及系统。

背景技术

卫星姿轨控分系统的测试工作是确保系统功能和性能符合整星任务要求的主要手段，是卫星研制中的重要环节。控制力矩陀螺作为高精度的卫星姿态控制执行机构，是卫星姿轨控分系统的重要组成部分。

而在地面姿轨控分系统测试过程中，控制力矩陀螺的状态变化多，不同型号的卫星对控制力矩陀螺的需求不同，这就导致测试中控制力矩陀螺的信号采集及引入动力学的设计状态复杂，占用了大量的人力及设备资源，严重影响了卫星的研制效率及成本。因此，需要形成通用型的控制力矩陀螺信号采集方法，以适用多型号的卫星姿轨控分系统的测试。

对卫星姿轨控测试的控制力矩陀螺信号采集方法进行了调研。王玉峰、谢军、王浩在“基于ATML标准的卫星控制系统通用化测试平台”(见《空间控制技术与应用》，2013年，06期，页码29-33)论文中提出一种标准的测试平台实现方案，文中提到将通用测试平台分为通用测试站、测试适配器、综合开发及运行环境三部分。通过ATML标准及面向信号的系统描述方式，使得测试需求和测试能力解耦。该文并未介绍通用化的控制力矩陀螺信号采集方法。

中国专利文献“小卫星姿态控制可靠性验证的仿真测试设备及其测试方法”(CN101344788A)中，介绍了卫星姿态控制可靠性验证的仿真测试设备及测试方法。文献中提出姿态控制系统的地面测试需对执行机构的信息进行采集，但未涉及具体的控制力矩陀螺信号采集方法。

中国专利文献“基于星上网的卫星姿态控制地面仿真测试系统及其测试方法”(CN101093387A)中，提出了一种测量传感器信号模拟方法。文献中提到，执行部件将实际的执行信息传递给地面动力学用于卫星姿态信息计算。但该方法中并未涉及到真实的控制力矩陀螺的位置、转速等信号采集后传递到动力学的具体步骤。

中国专利文献“一种卫星的姿态控制地面仿真测试系统”(105974907A)中，提供一种卫星的姿态控制地面仿真测试系统，包括了控制设备、仿真设备和采集模拟设备的硬件功能及实现的描述，但未涉及具体的控制力矩陀螺信号采集方法。

发明内容

针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种姿轨控通用综合测试的控制力矩陀螺信号采集方法及系统。

根据本发明提供的一种姿轨控通用综合测试的控制力矩陀螺信号采集方法，包括：

角动量计算步骤：根据控制力矩陀螺的真实的外框角度δ、外框转速

和内转子转速ω_CMG，计算得到控制力矩陀螺基座坐标系下陀螺单机的角动量及变化率；

卫星本体坐标系下角动量计算步骤：根据陀螺单机的角动量、变化率以及在卫星的布局关系得到对应的安装矩阵M，得出控制力矩陀螺在卫星本体坐标系ox_by_bz_b中的角动量H；

地面动力学姿态仿真步骤：根据角动量H得到卫星姿态与卫星受到的内、外力矩之间的关系。

优选地，所述角动量计算步骤包括：

控制力矩陀螺基座坐标系ox_sy_sz_s和框架坐标系ox_gy_gz_g，g,w,t为坐标基轴的单位矢量，当外框角度为零时，控制力矩陀螺基座坐标系与框架坐标系重合；h＝J_CMGω_CMG为动量轮自转角动量，其中J_CMG为控制力矩陀螺的内转子惯量，ω_CMG为控制力矩陀螺的内转子转速，则在基座坐标系中，单个控制力矩陀螺角动量及变化率分别为：

δ为外框角度矢量，h为动量轮自转角动量，

为单个控制力矩陀螺的角动量变化率。

优选地，所述卫星本体坐标系下角动量计算步骤包括：

根据控制力矩陀螺在整星的布局关系得到对应的安装矩阵M，从而得出控制力矩陀螺在卫星本体坐标系ox_by_bz_b中的角动量H为：

HαM^T(h)_s

T为转置，考虑到控制力矩陀螺采用控制力矩陀螺群的工作模式，因此推广得到控制力矩陀螺群在星体坐标系ox_by_bz_b中的角动量H为：

其中，i为陀螺序号，n为陀螺总数，F(δ)为外框角度矢量δα(δ₁,δ₂,…,δ_n)^T的非线性函数，第i个陀螺的安装矩阵M_i为常系数矩阵，第i个陀螺在星体坐标系中的角动量贡献h_i的一般的形式为：

h_ix、h_iy、h_iz分别为角动量在形体坐标系三个方向的分量，a_1i、b_1i、a_2i、b_2i、a_3i、b_3i分别为系数矩阵的分量，与第i个控制力矩陀螺的外框位置相关，陀螺群的总的角动量表达成：

H_CMG＝h(Asinδ+Bcosδ)E

式中，E为n维单位矢量，E＝(1 1 … 1)^T，矩阵A，B的元素仅与安装有关，写成：

sinδ，cosδ为外框角度的正、余弦对角阵：

优选地，所述地面动力学姿态仿真步骤包括：

在卫星本体坐标系中，陀螺群中各陀螺外框转速为

时产生的合成陀螺力矩T_CMG写成：

式中，F为外框角度矢量的非线性函数，

为控制力矩陀螺群的角动量变化率，C(δ)为3×n维矩阵，是外框角度的三角函数，写成：

C＝Acosδ-Bsinδ

因此，引入控制力矩陀螺控制力矩的卫星动力学方程为：

上式中I、

ω分别为星体坐标系下的卫星惯量、惯性角速度以及姿态角。

优选地，采用动力学计算机和串口通信板卡；

所述串口通信板卡安装在所述动力学计算机上，并通过连接电缆与控制力矩陀螺的地测接口连接，控制力矩陀螺的真实的外框角度δ、外框转速

和内转子转速ω_CMG。

根据本发明提供的一种姿轨控通用综合测试的控制力矩陀螺信号采集系统，包括：

角动量计算模块：根据控制力矩陀螺的真实的外框角度δ、外框转速

和内转子转速ω_CMG，计算得到控制力矩陀螺基座坐标系下陀螺单机的角动量及变化率；

卫星本体坐标系下角动量计算模块：根据陀螺单机的角动量、变化率以及在卫星的布局关系得到对应的安装矩阵M，得出控制力矩陀螺在卫星本体坐标系ox_by_bz_b中的角动量H；

地面动力学姿态仿真模块：根据角动量H得到卫星姿态与卫星受到的内、外力矩之间的关系。

优选地，所述角动量计算模块包括：

控制力矩陀螺基座坐标系ox_sy_sz_s和框架坐标系ox_gy_gz_g，g,w,t为坐标基轴的单位矢量，当外框角度为零时，控制力矩陀螺基座坐标系与框架坐标系重合；h＝J_CMGω_CMG为动量轮自转角动量，其中J_CMG为控制力矩陀螺的内转子惯量，ω_CMG为控制力矩陀螺的内转子转速，则在基座坐标系中，陀螺角动量及变化率分别为：

δ为外框角度矢量，h为动量轮自转角动量，

为单个控制力矩陀螺的角动量变化率。

优选地，所述卫星本体坐标系下角动量计算模块包括：

根据控制力矩陀螺在整星的布局关系得到对应的安装矩阵M，从而得出控制力矩陀螺在卫星本体坐标系ox_by_bz_b中的角动量H为：

H＝M^T(h)_s

T为转置，考虑到控制力矩陀螺采用控制力矩陀螺群的工作模式，因此推广得到控制力矩陀螺群在星体坐标系ox_by_bz_b中的角动量H为：

其中，i为陀螺序号，n为陀螺总数，F(δ)为外框角度矢量δ＝(δ₁,δ₂,…,δ_n)^T的非线性函数，第i个陀螺的安装矩阵M_i为常系数矩阵，第i个陀螺在星体坐标系中的角动量贡献h_i的一般的形式为：

h_ix、h_iy、h_iz分别为角动量在星体坐标系三个方向的分量，a_1i、b_1i、a_2i、b_2i、a_3i、b_3i分别为系数矩阵的分量，与第i个控制力矩陀螺的外框位置相关，陀螺群的总的角动量表达成：

H_CMG＝h(Asinδ+Bcosδ)E

式中，E为n维单位矢量，E＝(1 1 … 1)^T，矩阵A，B的元素仅与安装有关，写成：

sinδ，cosδ为外框角度的正、余弦对角阵：

优选地，所述地面动力学姿态仿真模块包括：

在卫星本体坐标系中，陀螺群中各陀螺外框转速为

时产生的合成陀螺力矩T_CMG写成：

式中，F为外框角度矢量的非线性函数，

为控制力矩陀螺群的角动量变化率，C(δ)为3×n维矩阵，是外框角度的三角函数，写成：

C＝Acosδ-Bsinδ

因此，引入控制力矩陀螺控制力矩的卫星动力学方程为：

上式中I、

ω分别为星体坐标系下的卫星惯量、惯性角速度以及姿态角。

优选地，采用动力学计算机和串口通信板卡；

所述串口通信板卡安装在所述动力学计算机上，并通过连接电缆与控制力矩陀螺的地测接口连接，控制力矩陀螺的真实的外框角度δ、外框转速

和内转子转速ω_CMG。

与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：

1、通过标准数字串口通信，从控制力矩陀螺地测口按照控制力矩陀螺的通信协议获取控制力矩陀螺的真实外框角度、外框转速、内转子转速信号；

2、基于真实的力矩陀螺的外框角度、外框转速、内转子转速信号，根据控制力矩陀螺的工作原理计算单机坐标系下的单机角动量；

3、根据控制力矩陀螺的安装矩阵计算控制力矩陀螺在本体系下的角动量，安装矩阵可以采用反映控制力矩陀螺真实安装位置的实测数据，将安装的真实误差引入系统；

4、根据本体系下的角动量，计算得到本体系下的控制力矩陀螺控制力矩引入地面动力学姿态仿真。

5、采用模块化的方式设计控制力矩陀螺信号的生成和传递方法，可根据控制力矩陀螺的型号和卫星的工作模式修改参数，具备良好的通用性。

附图说明

通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显：

图1为用于卫星姿轨控通用综合测试的控制力矩陀螺信号采集方法框图。

图2为控制力矩陀螺工作原理图。

具体实施方式

下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本发明，但不以任何形式限制本发明。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变化和改进。这些都属于本发明的保护范围。

如图1所示，本发明的目的是提供一种姿轨控通用综合测试的控制力矩陀螺信号采集方法，包括采用：动力学计算机和串口通信板卡。

动力学计算机的主要作用是运行多个计算模块，完成数据通信。动力学计算机的硬件包括零槽控制器、机箱和拓展接口。动力学计算机支持实时操作系统运行，具备多类板卡拓展功能，支持标准422通信板卡和标准232通信板卡的扩展。

标准422通信板卡安装在动力学计算机上，采用PXI板卡接口，便于插拔和替换。板卡的接口特性遵循EIA RS-422标准规范，底层通信协议可配置，默认波特率为115200bps，奇校验；共用数据接收缓存区、数据发送缓存区，空间不小于1024字节。通过电缆将标准422通信板卡与星敏感器的地测接口连接，完成了星敏感器的模拟信号发送；星敏感器将收到的数据当作自身的测量结果，按照卫星约定的格式发送至姿轨控分系统的控制计算机，用于后续的综合测试。

1、控制力矩陀螺信号传递方法

如图2所示，动力学计算机与控制力矩陀螺的地测接口采用标准数字串口连接方式。根据控制力矩陀螺的地测接口通信协议将控制力矩陀螺真实的外框角度δ、外框转速

内转子转速ω信号发送至姿轨控分系统。

2、控制力矩陀螺基座坐标系下的单机角动量及其变化率计算

基于控制力矩陀螺的真实的外框角度δ、外框转速

内转子转速ω_CMG，根据控制力矩陀螺的工作原理可以计算得到控制力矩陀螺基座坐标系下的单机角动量及其变化率。

定义控制力矩陀螺基座坐标系ox_sy_sz_s和框架坐标系ox_gy_gz_g，g,w,t为坐标基轴的单位矢量，当外框角度为零时，它与框架坐标系ox_gy_gz_g重合。h＝J_CMGω_CMG为动量轮自转角动量，其中J_CMG为控制力矩陀螺的内转子惯量，则在基座坐标系中，陀螺角动量及其变化率为

3、卫星本体坐标系下的角动量计算

根据控制力矩陀螺在整星的布局关系可以得到对应的安装矩阵M，从而得出控制力矩陀螺在卫星本体坐标系ox_by_bz_b中的角动量H(略去下标b)为

H＝M^T(h)_s

考虑到控制力矩陀螺一般采用控制力矩陀螺群的工作模式，因此可以推广得到控制力矩陀螺群在星体坐标系ox_by_bz_b中的角动量H(略去下标b)为

其中，i为陀螺序号，n为陀螺总数，F(δ)为外框角度矢量δ＝(δ₁,δ₂,…,δ_n)^T的非线性函数。安装矩阵M_i为常系数矩阵。因此单个陀螺在星体坐标系中的角动量贡献的一般的形式可以写成

因此，陀螺群的总的角动量可以表达成

H_CMG＝h(Asinδ+Bcosδ)E

式中矩阵A，B的元素仅与安装有关，可写成

sinδ，cosδ为外框角度的正、余弦对角阵：

E为n维单位矢量，E＝(1 1 … 1)^T。

控制力矩陀螺的安装矩阵可以采用反映控制力矩陀螺真实安装位置的实测数据，从而将安装的真实误差引入系统，提高动力学计算机中动力学软件仿真的真实性。

4、引入控制力矩陀螺控制力矩的卫星动力学方程

卫星动力学方程描述的是卫星姿态与卫星受到的内、外力矩之间的关系。

在星体坐标系中，陀螺群各陀螺外框转速为

时产生的合成陀螺力矩T_CMG可以写成

式中，C(δ)为(3×n)维矩阵，是外框角度的三角函数，可以写成：

C＝Acosδ-Bsinδ

因此，引入控制力矩陀螺控制力矩的卫星动力学方程可以为

上式中I、

ω分别为星体坐标系下的卫星惯量、惯性角速度以及姿态角。

5、通用化模块设计方法

采用模块化的方式设计控制力矩陀螺的型号信号的采集和传递方法，可根据控制力矩陀螺的型号和卫星的工作模式修改参数，具备良好的通用性。

根据本发明提供的一种姿轨控通用综合测试的控制力矩陀螺信号采集系统，包括：

角动量计算模块：根据控制力矩陀螺的真实的外框角度δ、外框转速

和内转子转速ω_CMG，计算得到控制力矩陀螺基座坐标系下陀螺单机的角动量及变化率。

卫星本体坐标系下角动量计算模块：根据陀螺单机的角动量、变化率以及在卫星的布局关系得到对应的安装矩阵M，得出控制力矩陀螺在卫星本体坐标系ox_by_bz_b中的角动量H。

地面动力学姿态仿真模块：根据角动量H得到卫星姿态与卫星受到的内、外力矩之间的关系。

本领域技术人员知道，除了以纯计算机可读程序代码方式实现本发明提供的系统及其各个装置、模块、单元以外，完全可以通过将方法步骤进行逻辑编程来使得本发明提供的系统及其各个装置、模块、单元以逻辑门、开关、专用集成电路、可编程逻辑控制器以及嵌入式微控制器等的形式来实现相同功能。所以，本发明提供的系统及其各项装置、模块、单元可以被认为是一种硬件部件，而对其内包括的用于实现各种功能的装置、模块、单元也可以视为硬件部件内的结构；也可以将用于实现各种功能的装置、模块、单元视为既可以是实现方法的软件模块又可以是硬件部件内的结构。

以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变化或修改，这并不影响本发明的实质内容。在不冲突的情况下，本申请的实施例和实施例中的特征可以任意相互组合。

Claims (10)

1.一种姿轨控通用综合测试的控制力矩陀螺信号采集方法，其特征在于，包括：

角动量计算步骤：根据控制力矩陀螺的真实的外框角度δ、外框转速

和内转子转速ω_CMG，计算得到控制力矩陀螺基座坐标系下陀螺单机的角动量及变化率；

卫星本体坐标系下角动量计算步骤：根据陀螺单机的角动量、变化率以及在卫星的布局关系得到对应的安装矩阵M，得出控制力矩陀螺在卫星本体坐标系ox_by_bz_b中的角动量H；

地面动力学姿态仿真步骤：根据角动量H得到卫星姿态与卫星受到的内、外力矩之间的关系。

2.根据权利要求1所述的姿轨控通用综合测试的控制力矩陀螺信号采集方法，其特征在于，所述角动量计算步骤包括：

控制力矩陀螺基座坐标系ox_sy_sz_s和框架坐标系ox_gy_gz_g，g，w，t为坐标基轴的单位矢量，当外框角度为零时，控制力矩陀螺基座坐标系与框架坐标系重合；h＝J_CMGω_CMG为动量轮自转角动量，其中J_CMG为控制力矩陀螺的内转子惯量，ω_CMG为控制力矩陀螺的内转子转速，则在基座坐标系中，单个控制力矩陀螺角动量及变化率分别为：

δ为外框角度矢量，h为动量轮自转角动量，

为单个控制力矩陀螺的角动量变化率。

3.根据权利要求2所述的姿轨控通用综合测试的控制力矩陀螺信号采集方法，其特征在于，所述卫星本体坐标系下角动量计算步骤包括：

根据控制力矩陀螺在整星的布局关系得到对应的安装矩阵M，从而得出控制力矩陀螺在卫星本体坐标系ox_by_bz_b中的角动量H为：

H＝M^T(h)_s

T为转置，考虑到控制力矩陀螺采用控制力矩陀螺群的工作模式，因此推广得到控制力矩陀螺群在星体坐标系ox_by_bz_b中的角动量H为：

其中，i为陀螺序号，n为陀螺总数，F(δ)为外框角度矢量δ＝(δ₁，δ₂，…，δ_n)^T的非线性函数，第i个陀螺的安装矩阵M_i为常系数矩阵，第i个陀螺在星体坐标系中的角动量贡献h_i的一般的形式为：

h_ix、h_iy、h_iz分别为角动量在形体坐标系三个方向的分量，a_1i、b_1i、a_2i、b_2i、a_3i、b_3i分别为系数矩阵的分量，与第i个控制力矩陀螺的外框位置相关，陀螺群的总的角动量表达成：

H_CMG＝h(Asinδ+Bcosδ)E

式中，E为n维单位矢量，E＝(1 1…1)^T，矩阵A，B的元素仅与安装有关，写成：

sinδ，cosδ为外框角度的正、余弦对角阵：

4.根据权利要求3所述的姿轨控通用综合测试的控制力矩陀螺信号采集方法，其特征在于，所述地面动力学姿态仿真步骤包括：

在卫星本体坐标系中，陀螺群中各陀螺外框转速为

时产生的合成陀螺力矩T_CMG写成：

式中，F为外框角度矢量的非线性函数，

为控制力矩陀螺群的角动量变化率，C(δ)为3×n维矩阵，是外框角度的三角函数，写成：

C＝Acosδ-Bsinδ

因此，引入控制力矩陀螺控制力矩的卫星动力学方程为：

上式中I、

ω分别为星体坐标系下的卫星惯量、惯性角速度以及姿态角。

5.根据权利要求1所述的姿轨控通用综合测试的控制力矩陀螺信号采集方法，其特征在于，采用动力学计算机和串口通信板卡；

所述串口通信板卡安装在所述动力学计算机上，并通过连接电缆与控制力矩陀螺的地测接口连接，控制力矩陀螺的真实的外框角度δ、外框转速

和内转子转速ω_CMG。

6.一种姿轨控通用综合测试的控制力矩陀螺信号采集系统，其特征在于，包括：

角动量计算模块：根据控制力矩陀螺的真实的外框角度δ、外框转速

和内转子转速ω_CMG，计算得到控制力矩陀螺基座坐标系下陀螺单机的角动量及变化率；

卫星本体坐标系下角动量计算模块：根据陀螺单机的角动量、变化率以及在卫星的布局关系得到对应的安装矩阵M，得出控制力矩陀螺在卫星本体坐标系ox_by_bz_b中的角动量H；

地面动力学姿态仿真模块：根据角动量H得到卫星姿态与卫星受到的内、外力矩之间的关系。

7.根据权利要求6所述的姿轨控通用综合测试的控制力矩陀螺信号采集系统，其特征在于，所述角动量计算模块包括：

控制力矩陀螺基座坐标系ox_sy_sz_s和框架坐标系ox_gy_gz_g，g，w，t为坐标基轴的单位矢量，当外框角度为零时，控制力矩陀螺基座坐标系与框架坐标系重合；h＝J_CMGω_CMG为动量轮自转角动量，其中J_CMG为控制力矩陀螺的内转子惯量，ω_CMG为控制力矩陀螺的内转子转速，则在基座坐标系中，陀螺角动量及变化率分别为：

δ为外框角度矢量，h为动量轮自转角动量，

为单个控制力矩陀螺的角动量变化率。

8.根据权利要求7所述的姿轨控通用综合测试的控制力矩陀螺信号采集系统，其特征在于，所述卫星本体坐标系下角动量计算模块包括：

根据控制力矩陀螺在整星的布局关系得到对应的安装矩阵M，从而得出控制力矩陀螺在卫星本体坐标系ox_by_bz_b中的角动量H为：

H＝M^T(h)_s

T为转置，考虑到控制力矩陀螺采用控制力矩陀螺群的工作模式，因此推广得到控制力矩陀螺群在星体坐标系ox_by_bz_b中的角动量H为：

其中，i为陀螺序号，n为陀螺总数，F(δ)为外框角度矢量δ＝(δ₁，δ₂，…，δ_n)^T的非线性函数，第i个陀螺的安装矩阵M_i为常系数矩阵，第i个陀螺在星体坐标系中的角动量贡献h_i的一般的形式为：

h_ix、h_iy、h_iz分别为角动量在星体坐标系三个方向的分量，a_1i、b_1i、a_2i、b_2i、a_3i、b_3i分别为系数矩阵的分量，与第i个控制力矩陀螺的外框位置相关，陀螺群的总的角动量表达成：

H_CMG＝h(Asinδ+Bcosδ)E

式中，E为n维单位矢量，E＝(1 1…1)^T，矩阵A，B的元素仅与安装有关，写成：

sinδ，cosδ为外框角度的正、余弦对角阵：

9.根据权利要求8所述的姿轨控通用综合测试的控制力矩陀螺信号采集系统，其特征在于，所述地面动力学姿态仿真模块包括：

在卫星本体坐标系中，陀螺群中各陀螺外框转速为

时产生的合成陀螺力矩T_CMG写成：

式中，F为外框角度矢量的非线性函数，

为控制力矩陀螺群的角动量变化率，C(δ)为3×n维矩阵，是外框角度的三角函数，写成：

C＝Acosδ-Bsinδ

因此，引入控制力矩陀螺控制力矩的卫星动力学方程为：

上式中I、

ω分别为星体坐标系下的卫星惯量、惯性角速度以及姿态角。

10.根据权利要求6所述的姿轨控通用综合测试的控制力矩陀螺信号采集系统，其特征在于，采用动力学计算机和串口通信板卡；

所述串口通信板卡安装在所述动力学计算机上，并通过连接电缆与控制力矩陀螺的地测接口连接，控制力矩陀螺的真实的外框角度δ、外框转速

和内转子转速ω_CMG。

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