CN113108809A - 用于卫星姿轨控综合测试的星敏感器信号模拟设备及方法 - Google Patents
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Abstract
本发明提供了一种用于卫星姿轨控综合测试的星敏感器信号模拟设备及方法，包括：动力学计算机、星敏感器、连接电缆以及姿轨控分单元系统；所述星敏感器包括：星敏感器地测接口；所述动力学计算机通过连接电缆与星敏感器地测接口连接；所述姿轨控分单元系统与星敏感器相连。本发明以模块化的方式设计了星敏感器信号的生成和传递过程，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星敏感器，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
技术领域
本发明涉及，具体地，涉及一种用于卫星姿轨控综合测试的星敏感器信号模拟设备及方法。
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。星敏感器作为高精度的惯性姿态测量敏感器，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，星敏感器的状态变化多，不同型号的卫星对星敏感器的需求不同，这就导致测试中星敏感器的信号模拟复杂，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，需要开发通用型的星敏感器信号模拟设备，以适用多型号的卫星姿轨控分系统的测试。
专利文献《基于ATML标准的卫星控制系统通用化测试平台》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星敏感器信号模拟方法。
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综合测试的星敏感器信号模拟设备及方法。
根据本发明提供的一种用于卫星姿轨控综合测试的星敏感器信号模拟设备，包括：动力学计算机、星敏感器、连接电缆以及姿轨控分单元系统；
所述星敏感器包括：星敏感器地测接口；
所述动力学计算机通过连接电缆与星敏感器地测接口连接；
所述姿轨控分单元系统与星敏感器相连。
优选地，还包括：串口通信板卡；
串口通信板卡安装在动力学计算机上。
优选地，所述动力学计算机包括：动力学递推模块。
所述动力学递推模块在动力学计算机中运行。
优选地，所述动力学计算机包括：安装矩阵修正模块。
所述安装矩阵修正模块在动力学计算机中运行。
优选地，所述动力学计算机包括：四元数转换模块；
所述四元数转换模块在动力学计算机中运行。
优选地，所述动力学计算机包括：星敏感器噪声生成模块。
所述星敏感器噪声生成模块在动力学计算机中运行。
优选地，所述串口通信板卡安装在动力学计算机上，通过标准串口将星敏感器的模拟信号发送至星敏感器地测接口。
优选地，星敏感器将接收到的数据按照卫星约定的格式发送至姿轨控分系统，进行综合测试。
根据本发明提供的一种用于卫星姿轨控综合测试的星敏感器信号模拟方法，采用权利要求1-8所述的用于卫星姿轨控综合测试的星敏感器信号模拟设备，进行用于卫星姿轨控综合测试的星敏感器信号模拟。
采用模块化的方式设计星敏感器信号的生成和传递过程，可根据星敏感器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。
与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：
1、本发明公开了一种用于卫星姿轨控通用综合测试的星敏感器信号模拟设备，星敏感器信号模拟设备由动力学计算机、串口通信板卡、连接电缆、动力学递推模块、安装矩阵修正模块、姿态角转四元数模块和星敏感器噪声生成模块组成。上述的动力学递推模块、安装矩阵修正模块、姿态角转四元数模块和星敏感器噪声生成模块在动力学计算机中运行，模拟了星敏感器的信号生成过程；串口通信板卡安装在动力学计算机上，通过连接电缆与星敏感器地测接口连接，实现了星敏感器信号的传递过程；
2、本发明以模块化的方式设计了星敏感器信号的生成和传递过程，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星敏感器，具有很好的通用性，可适应卫星姿轨控分系统的综合测试；
3、本发明结构合理，使用方便，能够克服现有技术的缺陷。
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为本发明提供的用于卫星姿轨控通用综合测试的星敏感器信号模拟方法框架示意图。
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，针对当前姿轨控分系统测试过程中，星敏感器的状态变化多，信号模拟复杂的问题，本发明提出了一种通用化的模拟设备。采用模块化的设计思路完成了星敏感器信号的计算、和传递。为了实现上述目的，本发明通过以下方案实现：
1.一种用于卫星姿轨控通用综合测试的星敏感器信号模拟设备，由动力学计算机、串口通信板卡、连接电缆、动力学递推模块、安装矩阵修正模块、姿态角转四元数模块和星敏感器噪声生成模块组成。
2.上述的动力学递推模块、安装矩阵修正模块、姿态角转四元数模块和星敏感器噪声生成模块在动力学计算机中运行，模拟星敏感器的信号生成过程。
3.串口通信板卡安装在动力学计算机上，通过连接电缆与星敏感器地测接口连接，实现了星敏感器信号的传递。
4.采用模块化的方式设计星敏感器信号的生成和传递方法，可根据星敏感器的型号和卫星的工作模式修改参数，具备良好的通用性。
具体地，在一个实施例中，用于卫星姿轨控通用综合测试的星敏感器信号模拟设备如下：
1.动力学计算机和标准422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。
2.动力学递推模块
动力学递推模块运行在动力学计算机里，主要完成星敏感器的理论四元数计算。卫星的动力学方程为：
上式中，J为卫星的转动惯量；ω为卫星的惯性姿态角速度；Tc为卫星的姿态控制力矩；Td为卫星的环境干扰力矩。
根据上述动力学方程进行递推，即可得到卫星每一时刻的惯性姿态角速度ω，通过惯性姿态角速度积分，即可得到卫星本体坐标系相对惯性坐标系的姿态转换矩阵Ai_b。上述的矩阵Ao_b为3×3的正交矩阵。
3.安装矩阵修正模块
安装矩阵修正模块的作用是将卫星的姿态角转换至星敏感器的测量基准上。根据卫星的结构布局，可知卫星本体坐标系到星敏感器测量坐标系的安装矩阵Ab_q，其中Ab_q为3×3的正交矩阵。则星敏感器的测量矩阵Ao_q为：
Ao_q＝Ab_qAo_b
上式中，矩阵Ao_q为3×3的正交矩阵，即星敏感器测量基准相对惯性参考系的姿态转换矩阵。
4.姿态角转四元数模块
假设星敏感器的理论惯性四元数qi＝[qi1 qi2 qi3 qi4]，其中，qi1 qi2 qi3 qi4为理论惯性四元数的四个变量。四元数qi与测量矩阵Ao_q的转换关系为：
根据上式，可求出四元数qi。
5.星敏感器噪声生成模块
星敏感器噪声生成模块的作用是增加星敏感器的测量噪声，模拟真实的测量结果。星敏感器的测量误差主要由低频噪声、常值偏差和噪声等效角组成。星敏感器的误差模型可以用傅里叶级数形式表示：
其中，Δθ为星敏感器测量误差；t为时间；Δθo表示星敏感器的常值偏差；nST表示星敏感器测量噪声。右边第二项代表了星敏感器各个谐波频率的误差，主要表现为低频慢变误差，其中Ai为低频噪声的幅值；pi为低频噪声的角频率；
为低频噪声的相位差。
在添加星敏感器的噪声时，低频噪声的频率可近似为卫星的轨道周期；常值偏差可根据星敏感器的实际指标设置；噪声等效角为星敏感器的高频测量噪声，可简化为白噪声，噪声量级同样也根据星敏感器的实际指标设置。通过上述方式，将星敏感器的低频噪声、常值偏差和噪声等效角叠加到理论惯性四元数上，即可得出测量惯性四元数qc。
6.通用化模块设计
星敏感器信号的生成和传递均采用模块化的设计方法。其中，星敏感器信号的生成过程包括动力学递推、安装矩阵修正和测量噪声模拟三个步骤。动力学递推参数可根据卫星的结构特征和在轨工作模式进行配置，以适应多种卫星的使用需求；安装矩阵修正参数可根据星敏感器在卫星上的实际安装位置进行修改；测量噪声模拟参数可根据星敏感器的实际性能指标进行修改，可适应多类型的星敏感器测试需求。
星敏感器信号的传递过程指动力学计算机和星敏感器的通信过程，动力学计算机安装标准串口通信板卡，可适应多型星敏感器的地测接口通信需求。
在本申请的描述中，需要理解的是，术语“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本申请和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本申请的限制。
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综合测试的星敏感器信号模拟设备，其特征在于，包括：动力学计算机、星敏感器、连接电缆以及姿轨控分单元系统；
所述星敏感器包括：星敏感器地测接口；
所述动力学计算机通过连接电缆与星敏感器地测接口连接；
所述姿轨控分单元系统与星敏感器相连。
2.根据权利要求1所述的用于卫星姿轨控综合测试的星敏感器信号模拟设备，其特征在于，还包括：串口通信板卡；
串口通信板卡安装在动力学计算机上。
3.根据权利要求1所述的用于卫星姿轨控综合测试的星敏感器信号模拟设备，其特征在于，所述动力学计算机包括：动力学递推模块；
所述动力学递推模块在动力学计算机中运行。
4.根据权利要求1所述的用于卫星姿轨控综合测试的星敏感器信号模拟设备，其特征在于，所述动力学计算机包括：安装矩阵修正模块；
所述安装矩阵修正模块在动力学计算机中运行。
5.根据权利要求1所述的用于卫星姿轨控综合测试的星敏感器信号模拟设备，其特征在于，所述动力学计算机包括：四元数转换模块；
所述四元数转换模块在动力学计算机中运行。
6.根据权利要求1所述的用于卫星姿轨控综合测试的星敏感器信号模拟设备，其特征在于，所述动力学计算机包括：星敏感器噪声生成模块；
所述星敏感器噪声生成模块在动力学计算机中运行。
7.根据权利要求2所述的用于卫星姿轨控综合测试的星敏感器信号模拟设备，其特征在于，所述串口通信板卡安装在动力学计算机上，通过标准串口将星敏感器的模拟信号发送至星敏感器地测接口。
8.根据权利要求7所述的用于卫星姿轨控综合测试的星敏感器信号模拟设备，其特征在于，星敏感器将接收到的数据按照卫星设定的格式发送至姿轨控分系统。
9.一种用于卫星姿轨控综合测试的星敏感器信号模拟方法，其特征在于，采用权利要求1-8任意一项所述的用于卫星姿轨控综合测试的星敏感器信号模拟设备，进行用于卫星姿轨控综合测试的星敏感器信号模拟。
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Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN114088112A (zh) * | 2021-10-27 | 2022-02-25 | 中国空间技术研究院 | 一种卫星姿态确定精度评估方法及系统 |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN101226113A (zh) * | 2008-01-30 | 2008-07-23 | 北京航空航天大学 | 基于电注入星图的星敏感器功能测试方法及装置 |
| CN102538819A (zh) * | 2011-12-08 | 2012-07-04 | 北京控制工程研究所 | 基于双圆锥红外和星敏感器的自主导航半物理仿真试验系统 |
| CN103488166A (zh) * | 2013-09-26 | 2014-01-01 | 北京空间飞行器总体设计部 | 一种整星全动量管理功能测试系统及测试方法 |
| CN111061247A (zh) * | 2019-12-11 | 2020-04-24 | 上海卫星工程研究所 | 整星下飞轮角动量闭环控制的极性测试系统及测试方法 |
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Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN101226113A (zh) * | 2008-01-30 | 2008-07-23 | 北京航空航天大学 | 基于电注入星图的星敏感器功能测试方法及装置 |
| CN102538819A (zh) * | 2011-12-08 | 2012-07-04 | 北京控制工程研究所 | 基于双圆锥红外和星敏感器的自主导航半物理仿真试验系统 |
| CN103488166A (zh) * | 2013-09-26 | 2014-01-01 | 北京空间飞行器总体设计部 | 一种整星全动量管理功能测试系统及测试方法 |
| CN111061247A (zh) * | 2019-12-11 | 2020-04-24 | 上海卫星工程研究所 | 整星下飞轮角动量闭环控制的极性测试系统及测试方法 |
Non-Patent Citations (3)
| Title |
|---|
| 张怡文等: "卫星姿轨控半物理仿真测试系统", 《计算机测量与控制》 * |
| 杨小冈: "《精确制导技术与应用》", 31 May 2020, 西北工业大学出版社 * |
| 魏新国等: "利用仿真星图的星敏感器地面功能测试方法", 《红外与激光工程》 * |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN114088112A (zh) * | 2021-10-27 | 2022-02-25 | 中国空间技术研究院 | 一种卫星姿态确定精度评估方法及系统 |
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