CN112632700A - 用于卫星姿轨控通用综合测试的飞轮信号采集方法及系统 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种用于卫星姿轨控通用综合测试的飞轮信号采集方法及系统，包括：飞轮角动量计算步骤根据飞轮的真实的转向信号α、转速信号Ω，计算得到飞轮基准坐标系下飞轮单机的角动量及变化率。星体系下角动量计算步骤根据飞轮单机的角动量、变化率以及在卫星的布局关系得到对应的安装矩阵M，从而得出飞轮在卫星本体坐标系ox_by_bz_b中的角动量H_b，从而得到飞轮组合在卫星本体坐标系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飞轮控制力矩之间的关系。本发明组成简单，各个步骤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飞轮，具有很好的通用性，可适应卫星姿轨控分系统的综合测试。

Description

用于卫星姿轨控通用综合测试的飞轮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飞轮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。飞轮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，飞轮的状态变化多，不同型号的卫星对飞轮的需求不同，这就导致测试中飞轮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，需要形成通用型的飞轮信号采集设备，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飞轮信号采集设备进行了调研。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飞轮信号采集方法。

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。专利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，但未涉及具体的飞轮信号采集方法。

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。专利中提到，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飞轮的位置、转速等信号采集后传递到动力学的具体步骤。

专利文献“一种卫星的姿态控制地面仿真测试系统”(CN 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，但未涉及具体的飞轮信号采集方法。

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用于卫星姿轨控通用综合测试的飞轮信号采集方法及系统。

根据本发明提供的一种用于卫星姿轨控通用综合测试的飞轮信号采集方法，包括：

飞轮角动量计算步骤：根据飞轮的真实的转向信号α、转速信号Ω，计算得到飞轮基准坐标系下飞轮单机的角动量及变化率；

星体系下角动量计算步骤：根据飞轮单机的角动量、变化率以及在卫星的布局关系得到对应的安装矩阵M，从而得出飞轮在卫星本体坐标系ox_by_bz_b中的角动量H_b，从而得到飞轮组合在卫星本体坐标系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飞轮控制力矩之间的关系。

优选地，所述飞轮角动量计算步骤包括：

飞轮转子的转轴方向与飞轮基准坐标系o_Rx_Ry_Rz_R的o_Rz_R一致，J_R为飞轮的内转子惯量，在飞轮基准坐标系中，角动量及变化率为：

优选地，所述星体系下角动量计算步骤包括：

H_b＝M^Th_R

M^T为飞轮组合基准坐标系到卫星本体坐标系的转换矩阵组合阵。

优选地，飞轮组合在卫星本体坐标系ox_by_bz_b中的角动量H_∑为：

i为飞轮序号，n为飞轮总数。

优选地，所述地面动力学姿态仿真步骤包括：

飞轮组合产生的合成力矩T_∑为：

引入飞轮控制力矩的卫星动力学方程为：

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，并通过连接电缆与飞轮的地测接口连接，获取飞轮真实的转向信号α、转速信号Ω。

优选地，所述串口通信板卡包括：

标准422通信板卡，采用PXI板卡接口，标准422通信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。

优选地，所述串口通信板卡通过标准数字串口通信，按照飞轮的通信协议，从飞轮的地测接口获取飞轮真实的转向信号α、转速信号Ω。

根据本发明提供的一种用于卫星姿轨控通用综合测试的飞轮信号采集方法，包括：

飞轮角动量计算模块：根据飞轮的真实的转向信号α、转速信号Ω，计算得到飞轮基准坐标系下飞轮单机的角动量及变化率；

星体系下角动量计算模块：根据飞轮单机的角动量、变化率以及在卫星的布局关系得到对应的安装矩阵M，得出飞轮在卫星本体坐标系ox_by_bz_b中的角动量H_b，从而得到飞轮组合在卫星本体坐标系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飞轮控制力矩之间的关系。

与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：

本发明以模块化的方式设计了飞轮信号的采集和传递过程，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飞轮，具有很好的通用性，可适应卫星姿轨控分系统的综合测试。

可根据飞轮的型号和卫星的工作模式修改模块的配置参数，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飞轮信号采集方法框图。

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，本发明提供的一种用于卫星姿轨控通用综合测试的飞轮信号采集方法，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。

动力学计算机执行包括：

1、飞轮角动量计算步骤

飞轮角动量计算步骤在动力学计算机中，主要完成单个飞轮的角动量计算。

根据飞轮的地测接口通信协议将飞轮真实的转向信号α、转速信号Ω信号发送至姿轨控分系统。

基于飞轮的真实的转向信号α、转速信号Ω，根据飞轮的工作原理可以计算得到飞轮基准坐标系下的单机角动量及其变化率。

定义飞轮基准坐标系o_Rx_Ry_Rz_R，为飞轮转子的转轴方向与o_Rz_R一致。J_R为飞轮的内转子惯量，则在飞轮基准坐标系中，飞轮角动量及其变化率为：

2、星体系下角动量计算步骤

根据飞轮在整星的布局关系可以得到对应的安装矩阵M，从而得出飞轮在卫星本体坐标系ox_by_bz_b中的角动量H_b为：

H_b＝M^Th_R。

考虑到卫星上多配置多台飞轮完成三轴姿态控制，因此可以推广得到飞轮组合在星体坐标系ox_by_bz_b中的角动量H_∑为：

其中，i为飞轮序号，n为飞轮总数，M^T为飞轮组合基准坐标系到星体坐标系的转换矩阵组合阵，为3×n矩阵。

以三轴稳定卫星中常见的飞轮三正交一斜装的配置方式为例，在卫星的三轴各配置1台飞轮，在与三轴夹角均为54.44°的位置安装s飞轮，则飞轮组合在星体坐标系ox_by_bz_b中的角动量H_∑为：

飞轮的安装矩阵可以采用反映飞轮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。

3、地面动力学姿态仿真步骤

地面动力学姿态仿真步骤主要用于计算受到飞轮角动量变化影响后的卫星姿态动力学，反映了卫星姿态与卫星受到的飞轮控制力矩之间的关系。

在星体坐标系中，飞轮组合产生的合成力矩T_∑可以写成：

因此，引入飞轮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。

4、通用化模块设计方法

采用模块化的方式设计飞轮的型号信号的采集和传递方法，可根据飞轮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用于卫星姿轨控通用综合测试的飞轮信号采集方法，包括：

飞轮角动量计算模块：根据飞轮的真实的转向信号α、转速信号Ω，计算得到飞轮基准坐标系下飞轮单机的角动量及变化率；

星体系下角动量计算模块：根据飞轮单机的角动量、变化率以及在卫星的布局关系得到对应的安装矩阵M，得出飞轮在卫星本体坐标系ox_by_bz_b中的角动量H_b，从而得到飞轮组合在卫星本体坐标系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飞轮控制力矩之间的关系。

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 (9)

1.一种用于卫星姿轨控通用综合测试的飞轮信号采集方法，其特征在于，包括：

飞轮角动量计算步骤：根据飞轮的真实的转向信号α、转速信号Ω，计算得到飞轮基准坐标系下飞轮单机的角动量及变化率；

星体系下角动量计算步骤：根据飞轮单机的角动量、变化率以及在卫星的布局关系得到对应的安装矩阵M，得出飞轮在卫星本体坐标系ox_by_bz_b中的角动量H_b，从而得到飞轮组合在卫星本体坐标系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飞轮控制力矩之间的关系。

2.根据权利要求1所述的用于卫星姿轨控通用综合测试的飞轮信号采集方法，其特征在于，所述飞轮角动量计算步骤包括：

飞轮转子的转轴方向与飞轮基准坐标系o_Rx_Ry_Rz_R的o_Rz_R一致，J_R为飞轮的内转子惯量，在飞轮基准坐标系中，角动量及变化率为：

3.根据权利要求2所述的用于卫星姿轨控通用综合测试的飞轮信号采集方法，其特征在于，所述星体系下角动量计算步骤包括：

H_b＝M^Th_R

M^T为飞轮组合基准坐标系到卫星本体坐标系的转换矩阵组合阵。

4.根据权利要求3所述的用于卫星姿轨控通用综合测试的飞轮信号采集方法，其特征在于，飞轮组合在卫星本体坐标系ox_by_bz_b中的角动量H_∑为：

i为飞轮序号，n为飞轮总数，α_n为第n台飞轮的转向信号，J_Rn为第n台飞轮的转动惯量，Ω_n为第n台飞轮的转速，

为第i台飞轮的安装矩阵，h_Ri为在第i台飞轮的飞轮基准坐标系中该台飞轮的角动量。

5.根据权利要求4所述的用于卫星姿轨控通用综合测试的飞轮信号采集方法，其特征在于，所述地面动力学姿态仿真步骤包括：

飞轮组合产生的合成力矩T_∑为：

引入飞轮控制力矩的卫星动力学方程为：

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。

6.根据权利要求1所述的用于卫星姿轨控通用综合测试的飞轮信号采集方法，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，并通过连接电缆与飞轮的地测接口连接，获取飞轮真实的转向信号α、转速信号Ω。

7.根据权利要求6所述的用于卫星姿轨控通用综合测试的飞轮信号采集方法，其特征在于，所述串口通信板卡包括：

标准422通信板卡，采用PXI板卡接口，标准422通信板卡的接口特性遵循EIARS-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。

8.根据权利要求6所述的用于卫星姿轨控通用综合测试的飞轮信号采集方法，其特征在于，所述串口通信板卡通过标准数字串口通信，按照飞轮的通信协议，从飞轮的地测接口获取飞轮真实的转向信号α、转速信号Ω。

9.一种用于卫星姿轨控通用综合测试的飞轮信号采集系统，其特征在于，包括：

飞轮角动量计算模块：根据飞轮的真实的转向信号α、转速信号Ω，计算得到飞轮基准坐标系下飞轮单机的角动量及变化率；

星体系下角动量计算模块：根据飞轮单机的角动量、变化率以及在卫星的布局关系得到对应的安装矩阵M，得出飞轮在卫星本体坐标系ox_by_bz_b中的角动量H_b，从而得到飞轮组合在卫星本体坐标系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飞轮控制力矩之间的关系。

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