CN113312028A - 用于卫星姿轨控通用测试的动力学软件架构方法及系统 - Google Patents
用于卫星姿轨控通用测试的动力学软件架构方法及系统 Download PDFInfo
- Publication number
- CN113312028A CN113312028A CN202110327514.8A CN202110327514A CN113312028A CN 113312028 A CN113312028 A CN 113312028A CN 202110327514 A CN202110327514 A CN 202110327514A CN 113312028 A CN113312028 A CN 113312028A
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- module
- dynamics
- attitude
- satellite
- orbit
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Pending
Links
- 238000012360 testing method Methods 0.000 title claims abstract description 56
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 25
- 230000007274 generation of a signal involved in cell-cell signaling Effects 0.000 claims abstract description 33
- 238000006243 chemical reaction Methods 0.000 claims abstract description 29
- 230000005284 excitation Effects 0.000 claims abstract description 26
- 230000003993 interaction Effects 0.000 claims abstract description 22
- 238000004891 communication Methods 0.000 claims abstract description 18
- 238000012812 general test Methods 0.000 claims abstract description 9
- 239000011159 matrix material Substances 0.000 claims description 25
- 238000004364 calculation method Methods 0.000 claims description 24
- 238000010168 coupling process Methods 0.000 claims description 21
- 238000005859 coupling reaction Methods 0.000 claims description 21
- 230000008878 coupling Effects 0.000 claims description 19
- 238000009434 installation Methods 0.000 claims description 15
- 239000007788 liquid Substances 0.000 claims description 14
- PEDCQBHIVMGVHV-UHFFFAOYSA-N Glycerine Chemical compound OCC(O)CO PEDCQBHIVMGVHV-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 7
- 230000005358 geomagnetic field Effects 0.000 claims description 6
- 230000007246 mechanism Effects 0.000 claims description 6
- 238000004088 simulation Methods 0.000 abstract description 15
- 230000009466 transformation Effects 0.000 description 3
- RZVHIXYEVGDQDX-UHFFFAOYSA-N 9,10-anthraquinone Chemical compound C1=CC=C2C(=O)C3=CC=CC=C3C(=O)C2=C1 RZVHIXYEVGDQDX-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 238000004422 calculation algorithm Methods 0.000 description 2
- 150000001875 compounds Chemical class 0.000 description 2
- 230000005484 gravity Effects 0.000 description 2
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 2
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 2
- 238000013519 translation Methods 0.000 description 2
- 230000009471 action Effects 0.000 description 1
- 238000004458 analytical method Methods 0.000 description 1
- 230000009286 beneficial effect Effects 0.000 description 1
- 238000010276 construction Methods 0.000 description 1
- 238000013016 damping Methods 0.000 description 1
- 230000007547 defect Effects 0.000 description 1
- 238000013461 design Methods 0.000 description 1
- 238000011161 development Methods 0.000 description 1
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 1
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 1
- 230000007613 environmental effect Effects 0.000 description 1
- 230000006698 induction Effects 0.000 description 1
- 230000000737 periodic effect Effects 0.000 description 1
- 230000008569 process Effects 0.000 description 1
- 239000003380 propellant Substances 0.000 description 1
- 238000005096 rolling process Methods 0.000 description 1
- 238000012163 sequencing technique Methods 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- G—PHYSICS
- G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
- G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
- G06F8/00—Arrangements for software engineering
- G06F8/20—Software design
-
- G—PHYSICS
- G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
- G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
- G06F30/00—Computer-aided design [CAD]
- G06F30/20—Design optimisation, verification or simulation
-
- G—PHYSICS
- G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
- G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
- G06F2119/00—Details relating to the type or aim of the analysis or the optimisation
- G06F2119/14—Force analysis or force optimisation, e.g. static or dynamic forces
Abstract
本发明提供了一种用于卫星姿轨控通用测试的动力学软件架构方法及系统，包括建立包含动力学模块、信号采集与转换模块、信号生成模块、参数设置模块和模块间数据交互通道的动力学软件架构；建立动力学模块软件，实现综合测试期间的整星动力学模拟功能；建立信号采集与转换模块软件，实现将电信号转化为力和力矩信息的功能；建立信号生成模块软件，实现将运动学生成的姿态信息转化为电激励信息的功能；建立参数设置模块，通过表单的形式实现动力学软件的参数化和通用化设置；建立模块间数据交互通道，明确各通道的通讯方式，形成完整的通用综合测试的动力学软件架构，服务卫星姿轨控分系统级及整星级综合测试。
Description
技术领域
本发明涉及卫星姿轨控综合测试领域，具体地，涉及一种用于卫星姿轨控通用测试的动力学软件架构方法及系统。
背景技术
卫星地面测试是卫星研制流程中的重要环节。由于地面存在重力，难以模拟在轨失重环境下的整星运动，因此一般通过动力学软件模拟卫星的在轨运动。
姿轨控通用综合测试动力学软件需包含动力学仿真功能、数据采集与转换功能(作为输出)、数据生成功能(作为输出)、参数可设置功能(便于不同型号间的使用)和数据交互功能。通过软件的运行，实时模拟卫星在轨的运动，从而实现在地面测试中对被控对象的模拟，大大减少姿轨控综合测试的复杂性，为整星综合测试提供有力支撑。
文献[1]彭海军，阚子云，陈飙松，钟万勰，.开放式多体系统动力学仿真算法软件研发(Ⅰ)DAEs求解算法构架设计[J]，计算力学学报，2015，32(5)，579-586. 提到一种基于开放式工程与科学计算的集成化软件平台，主要针对多体系统动力学时程分析的一类通用求解算法构架，未涉及姿轨控综合测试动力学的软件架构；
专利文献为CN101995824A的发明专利公共了一种星箭一体化航天器姿态控制半物理仿真系统，提到一种星箭一体化航天器姿态控制半物理仿真系统，解决了现有的航天器姿态控制半物理仿真系统无法从发射点到主动运行阶段姿态控制系统对航天器进行仿真的问题，但未涉及动力学的软件架构内容。
专利文献为CN101122780的发明专利公开了一种月球软着陆制导、导航与控制半物理仿真试验系统，提到一种月球软着陆制导、导航与控制半物理仿真试验系统，主要侧重试验系统硬件的构建，未涉及姿轨控动力学的软件架构内容。
专利文献为CN105278348A的发明专利公开了一种模块化的航天器轨道姿态半物理仿真系统，提到一种模块化的航天器轨道姿态半物理仿真系统，主要包括各模块的实现方法，未对动力学软件架构进行阐述。
文献[5]郭朕凯，卢京潮，.基于VxWoks的直升机飞控系统半物理仿真软件技术[J]，航空计算技术，2008，38(1)，89-92.提到一种基于VxWoks的直升机飞控系统半物理仿真软件技术，主要针对直升机飞控系统的仿真测试，与卫星姿轨控通用综合测试动力学软件存在较大差异。
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测试的动力学软件架构方法及系统。
根据本发明提供的一种用于卫星姿轨控通用测试的动力学软件架构方法，包括如下步骤：
架构建立步骤：建立包括动力学模块、信号采集与转换模块、信号生成模块、参数设置模块和模块间数据交互通道的动力学软件架构；
动力学模块建立步骤：建立动力学模块，包括卫星姿态动力学模型、卫星姿态运动学模型、轨道动力学模型、空间环境模型以及天体动力学模型；
信号采集与转换模块建立步骤：建立信号采集与转换模块，包括姿轨控分系统各执行单机的信号采集及转换软件，将电信号转化为力和力矩信息；
信号生成模块建立步骤：建立信号生成模块，包括姿轨控分系统各敏感单机的姿态信号生成与转换软件，将运动学生成的姿态信息转化为电激励信息；
参数设置模块建立步骤：建立参数设置模块，通过表单的形式实现动力学软件的参数化和通用化设置；
模块间数据交互通道建立步骤：建立模块间数据交互通道，明确各通道的通讯方式，形成完整的通用综合测试的动力学软件架构。
优选地，信号采集与转换模块收集姿轨控分系统执行类单机和星上运动部件信息，得到作用于动力学模块的力和力矩模型；
信号生成模块产生姿轨控分系统各敏感单机的姿态信号，将姿态运动学模型生成的姿态信息转化为单机产品的电激励信号；
参数设置模块对动力学模型中的动力学参数进行表格化设置。
优选地，模块间的通信包括网络通信、串口通讯，将所有模块形成有机的整体。
优选地，卫星姿态动力学模型包括如下任一种或者任多种模型：刚体动力学模型、刚挠耦合动力学模型、刚挠液耦合动力学模型；
卫星姿态运动学模型的姿态描述包括如下任一种或者任多种公式：欧拉角、四元数、罗德里格斯参数；
轨道动力学模型包括如下任一种或者任多种模型：无摄动轨道模型、考虑J2项摄动轨道模型、考虑J4项摄动轨道模型。
优选地，空间环境模型包括如下任一种或者任多种的影响因素：重力场、地磁场、大气、太阳光压、气动；
天体动力学模型考虑如下任一种或者任多种的因素：太阳运动轨道、月球运动轨道。
优选地，建立信号采集与转换模块采集内力矩执行机构运动信息，转换为控制力矩；采集产生内干扰的活动部件运动信息，转换为干扰力矩；采集外力/力矩执行机构信息，转换为控制力和力矩。
优选地，信号生成模块：
根据动力学和运动学计算结果，输出卫星惯性角速度信息，结合安装矩阵，送到陀螺地测口或计算机地测口，作为陀螺电激励信号；
根据动力学和运动学计算结果，输出卫星惯性姿态信息，结合安装矩阵，送到星敏地测口或计算机地测口，作为星敏电激励信号；
根据动力学和运动学计算结果，结合轨道信息和安装矩阵，输出地磁场在卫星本体系下的磁场强度，送到星上磁强计采集口，作为磁强计电激励信号；
根据动力学和运动学计算结果，结合轨道信息、太阳方位信息和安装矩阵，生成太阳敏感器电激励信号；
根据动力学和运动学计算结果，结合轨道信息和安装矩阵，生成地球敏感器电激励信号。
优选地，参数设置模块对动力学模型软件的时间、轨道初值、姿态初值、卫星质量特性、挠性附件耦合参数、液体晃参数进行设置；
参数设置模块包括基础设置模块包、挠性耦合动力学模块包、液体晃动等效动力学模型包、空间环境模块包、单机参数强制设置模块包。
优选地，各通道的通道类型包括如下任一种或者任多种类型：RS422接口、D/A接口、 A/D接口。
本发明提供了一种用于卫星姿轨控通用测试的动力学软件架构系统，包括如下模块：
架构建立模块：建立包括动力学模块、信号采集与转换模块、信号生成模块、参数设置模块和模块间数据交互通道的动力学软件架构；
动力学模块建立模块：建立动力学模块，包括卫星姿态动力学模型、卫星姿态运动学模型、轨道动力学模型、空间环境模型以及天体动力学模型；
信号采集与转换模块建立模块：建立信号采集与转换模块，包括姿轨控分系统各执行单机的信号采集及转换软件，将电信号转化为力和力矩信息；
信号生成模块建立模块：建立信号生成模块，包括姿轨控分系统各敏感单机的姿态信号生成与转换软件，将运动学生成的姿态信息转化为电激励信息；
参数设置模块建立模块：建立参数设置模块，通过表单的形式实现动力学软件的参数化和通用化设置；
模块间数据交互通道建立模块：建立模块间数据交互通道，明确各通道的通讯方式，形成完整的通用综合测试的动力学软件架构。
与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：
1、本发明通过软件的运行，实时模拟卫星在轨的运动，从而实现在地面测试中对被控对象的模拟，大大减少姿轨控综合测试的复杂性，为整星综合测试提供有力支撑。
2、本发明实现了姿轨控综合测试动力学的软件架构以及动力学的软件构架。
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为本发明用于卫星姿轨控通用测试的动力学软件架构系统示意图。
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，根据本发明提供的一种用于卫星姿轨控通用综合测试的动力学软件架构方法。包括建立包含动力学模块、信号采集与转换模块、信号生成模块、参数设置模块和模块间数据交互通道的动力学软件架构；建立动力学模块软件，包括卫星的姿态动力学和运动学模型、轨道动力学模型、空间环境模型和天体动力学模型，实现综合测试期间的整星动力学模拟功能；建立信号采集与转换模块软件，包含姿轨控分系统各执行单机的信号采集及转换软件，实现将电信号转化为力和力矩信息的功能；建立信号生成模块软件，包含姿轨控分系统各敏感单机的姿态信号生成与转换软件，实现将运动学生成的姿态信息转化为电激励信息的功能；建立参数设置模块，通过表单的形式实现动力学软件的参数化和通用化设置；建立模块间数据交互通道，明确各通道的通讯方式，形成完整的通用综合测试的动力学软件架构，服务卫星姿轨控分系统级及整星级综合测试。
步骤1：建立包含动力学模块、信号采集与转换模块、信号生成模块、参数设置模块和模块间数据交互通道的动力学软件架构；具体的：
卫星姿轨控通用综合测试的动力学软件架构如图1所示，包括四大模块及模块间的通信链路。以动力学模块为核心，信号采集与转换模块收集姿轨控分系统执行类单机和星上运动部件信息，按照模块中的转换算法得到作用于动力学的力和力矩模型；信号生成模块产生姿轨控分系统各敏感单机的姿态信号，将姿态运动学生成的姿态信息转化为单机产品的电激励信号；通过参数设置模块可以对动力学模型中的动力学参数进行表格化设置，保证动力学软件的通用性；模块间的通信包括网络通信、串口通讯等，将所有模块形成有机的整体。
步骤2：建立动力学模块软件，包括卫星的姿态动力学和运动学模型、轨道动力学模型、空间环境模型和天体动力学模型，实现综合测试期间的整星动力学模拟功能；具体的，
动力学模块软件是整个软件架构中的核心部分，用于综合测试期间的整星动力学模拟，包括卫星的姿态动力学和运动学模型、轨道动力学模型、空间环境模型和天体动力学模型。
1)姿态动力学模型
为了更加真实的反映卫星的在轨动力学特性，动力学模型中需包含刚体的动力学模型、刚挠耦合(挠性附件包括太阳电池阵、可展开天线等)动力学模型、刚挠液耦合动力学模型。
①刚体动力学模型
卫星入轨初期，太阳电池阵和天线展开前，整星可视为刚体运动，其动力学用下式描述：
其中
ωB为卫星本体相对惯性空间的角速度在本体系的分量；
IB为卫星本体的转动惯量；
Tc为推力器产生的控制力矩；
Td为环境干扰力矩。
②刚挠耦合动力学模型
挠性附件展开后，有必要考虑挠性附件运动对星体产生的影响，以带双翼挠性帆板为例，刚挠耦合卫星动力学模型如下：
其中，VB为卫星质心运动速度；
ωB星体惯性角速度；
Tc为控制力矩，Td为空间干扰力矩，Fd为空间干扰力；
q1、q2分别为帆板挠性模态坐标；
ζ1、ζ2分别为为帆板挠性模态阻尼系数；
Λ1、Λ2分别为帆板挠性模态振型频率，有
Btran1、Btran2分别为帆板挠性运动与星体质心运动的耦合系数；
Brot1、Brot2分别为帆板挠性运动与星体转动运动的耦合系数；
其中平动耦合系数：
转动耦合系数
其中Tsib为附件有限元坐标系至本体系转换矩阵，
为帆板等效安装位置相对整星质心的矢量的叉乘矩阵。
为有限元振型与节点质量乘积总和(总体提供)；
为有限元振型、节点位置与节点质量乘积总和。
③刚挠液耦合动力学模型
由于卫星一般配置推进系统，液体推进剂在失重环境下的动力学特性在一些特定工况下(如轨控期间)有必要纳入动力学软件，刚挠液耦合卫星动力学模型如下：
其中，第2、3式分别为挠性附件和液体晃动动力学模型。
2)姿态运动学模型
姿态的描述有欧拉角、四元数、余弦矩阵等多种方式，以欧拉角方式为例，姿态运动学模型如下：
根据刚体复合运动学乐至，卫星的空间旋转角速度矢量ω等于卫星本体坐标系OXbYbZb相对于质心轨道坐标系OXoYoZo的旋转角速度矢量ωbo与质心轨道坐标系 OXoYoZo相对于惯性坐标系OeXYZ的牵连角速度矢量ωoi之和，即
ω＝ωbo+ωoi
将该式投影至卫星本体坐标系求出ωbo，对于2-1-3转序，则有：
当卫星的姿态在小角度变化时，上式可简化为：
以3-1-2运动学转序为例，相应运动学方程如下：
其中：
3)轨道动力学模型
在外力的作用下，卫星轨道将发生变化。根据计算精度需求，可选择相应的轨道模型：
①无摄动轨道动力学方程
式中，x,y,z为惯性系下卫星位置，Fx,Fy,Fz为三轴方向所受外力，M为卫星质量。
②考虑J2项摄动的轨道动力学方程
③考虑J4项摄动的轨道动力学方程
式中，J2＝-1.08264×10-3,J3＝2.55×10-6,J4＝1.65×10-6，可根据任务需求选择其余更复杂的轨道模型。
4)空间环境模型
空间环境主要包括空间地磁场、重力场、太阳光压、稀薄空气气动等影响因素。
①地磁场
地磁力矩理论表达式为
Tdm＝Mm×B
其中，Mm为卫星剩磁磁矩矢量，；B为地磁感应强度矢量在卫星本体三轴坐标分量。
②重力场
重力梯度力矩理论表达式为
其中，R为地心到卫星质心矢量的单位向量；ω0为轨道角速度；I为整星惯量张量。
当卫星有小姿态角的情况下，表达式可简化为：
卫星稳态对地定向时，姿态角偏差近似为0，有
Tgz≈0
③太阳光压
太阳光压力矩理论表达式如下
式中，Kt为切向系数，Kn为法向系数。Δx、Δz为太阳阵转轴在滚动和偏航方向的偏移量，Δy为太阳光压压心距卫星质心的距离在俯仰方向上的投影，ωo为轨道频率，σ为太阳视线角。
④气动
气动干扰力矩理论表达式如下
其中，ρs为压力中心指向卫星质心的矢量，Rbo为轨道系到本体系的转换矩阵，Fs为气动力，由下式表示
式中，Cd是阻力系数，ρ是大气密度，S为迎流面积，n是该面积的法向矢量，vs是平移速度矢量。
5)天体动力学模型
对于地球卫星而言，主要考虑天体为月球和太阳，二者的运动将对卫星轨道产生摄动，同时也影响到姿态敏感器的视场分析。
①太阳轨道计算
输入：
day的单位是天
输出：轨道六要素[a,e,i,Omg,omg,M],太阳系坐标Rsun＝[Rx；Ry；Rz]
单位：T的单位为儒略世纪，day的单位是天，km/6378.140，弧度
在J2000.0地心平赤道坐标系中，仍采用a,e,i(即黄赤交角ε)，Ω,ω,M表示太阳在其根数，则有：
a＝1.00000102(天文单位)(约为1.49597870149×108km)
e＝0.01670862-0.00004204T-0.00000124T2
i＝23°.439291-0°.01300417T-0°.00000016T2
Ω＝0°.0
ω＝282°.937347+0°.32256206T-0°.00015757T2
M＝357°.529100+0°.98556200804d-0°.0007734d2
式中：T的单位为儒略世纪，d的单位是天，T和d分别为从标准历元J2000.0起算的世纪数和儒略日。
若计算时刻为t，则由
则
(天)
太阳系坐标：
E由Kelper方程：M＝E-esinE迭代求得。
②月球轨道计算
输入：
day的单位是天
输出：轨道六要素[a,e,i,Omg,omg,M],月亮系坐标Rmoon＝[Rx Ry Rz]
单位：T的单位为儒略世纪，day的单位是天，km/6378.140，弧度
首先计算月亮在J2000.0地心平黄道坐标系中的根数，可表示为下述形式：
式中
为t时刻的平均轨道根数，σs(t)是周期变化项。
式中
为平黄的交角(常用J表示)，T和d的意义同式。周期变化项σs(t)的形式如下(准到10-3量级)：
式中L，λ，Ω，M和L′，M′分别为月球和太阳的平均轨道根数。
上述计算获得的月球轨道根数式相对于地心黄道坐标系的，因而还涉及到坐标转换，对于位置矢量，有
式中，
即由前面给出的月球轨道根数直接计算出的J2000.0地心平黄道坐标系中的位置矢量，
为旋转矩阵。
步骤3：建立信号采集与转换模块软件，包含姿轨控分系统各执行单机的信号采集及转换软件，实现将电信号转化为力和力矩信息的功能；具体的：
1)采集飞轮等内力矩执行机构运动信息，转换为控制力矩；
设采集得到的飞轮转速为Ωw，转子的转动惯量为Jw，则飞轮的角动量可由下式计算
Hw＝Jw·Ωw
对相邻两拍的计算结果进行差分即可得到力矩信息
2)采集载荷等产生内干扰的活动部件运动信息，转换为干扰力矩；
设采集得到的活动部件转角为αA，活动部分转动惯量为JA，则运动部件产生的干扰力矩可由下式计算
3)采集推力器等外力/力矩执行机构信息，转换为控制力和力矩；
一般推力器的推力大小为固定值且安装多台，设为FTi，设推力离卫星质心的距离矢量为Li，则作用于卫星本体的力和力矩为
其中，N为推力器数量。设采集得到推力器工作脉冲为tpi，则作用于卫星本体的冲量和角动量分别为
步骤4：建立信号生成模块软件，包含姿轨控分系统各敏感单机的姿态信号生成与转换软件，实现将运动学生成的姿态信息转化为电激励信息的功能；具体的：
1)根据动力学和运动学计算结果，输出卫星惯性角速度信息，结合安装矩阵，按照特定的格式送到陀螺地测口或计算机地测口，作为陀螺电激励信号；
设计算得到的卫星惯性角速度为ωbi，陀螺安装矩阵为Rbg，则可得输出给陀螺地测口的角速度信息为
ωgi＝Rbg·ωbi
2)根据动力学和运动学计算结果，输出卫星惯性姿态信息，结合安装矩阵，按照特定的格式送到星敏地测口或计算机地测口，作为星敏电激励信号；
设计算得到的卫星惯性姿态四元数为qbi，陀螺安装矩阵为RbST，则可得输出给星敏地测口的四元数信息为
qSTi＝RbST·qbi
3)根据动力学和运动学计算结果，结合轨道信息和安装矩阵，输出地磁场在卫星本体系下的磁场强度，送到星上磁强计采集口，作为磁强计电激励信号；
设计算得到的轨道系中的磁场强度为Bo，磁强计安装矩阵为RbM，卫星姿态矩阵为Rbo，则在磁强计测得的理论磁场强度为
BM＝RbM·(Rbo)T·Bo
根据磁强计的具体输出特性，将磁场强度转换为电压信息。
4)根据动力学和运动学计算结果，结合轨道信息、太阳方位信息和安装矩阵，生成太阳敏感器电激励信号；
设计算得到在J2000惯性系中的“卫星→太阳”矢量为Ssun，轨道系相对惯性系的转换矩阵为Roi，则在卫星本体系中的“卫星→太阳”矢量为
(Ssun)b＝(Rbo)T(Roi)TSsun
根据余弦定理即可计算得到“卫星→太阳”矢量卫星本体轴的夹角。
5)根据动力学和运动学计算结果，结合轨道信息和安装矩阵，生成地球敏感器电激励信号；
设计算得到在轨道坐标系中的“卫星→地心”矢量为SE，则在卫星本体系中的“卫星→地心”矢量为
(SE)b＝(Rbo)TSE
根据余弦定理即可计算得到“卫星→地心”矢量卫星本体轴的夹角。
步骤5：建立参数设置模块，通过表单的形式实现动力学软件的参数化和通用化设置；具体的：
能够对动力学模型软件的时间、轨道初值、姿态初值、卫星质量特性、挠性附件耦合参数、液体晃等参数进行设置。
参数设置模块共分为五个软件包：基础设置模块包、挠性耦合动力学模块包、液体晃动等效动力学模型包、空间环境模块包、单机参数强制设置模块包，每个软件包需输入参数以及大小分配如下：
参数基础设置模块软件包
挠性耦合动力学模块软件包
液体晃动等效动力学模型软件包
空间环境模块软件包
单机参数强制设置模块软件包
步骤6：建立模块间数据交互通道，明确各通道的通讯方式，形成完整的通用综合测试的动力学软件架构。具体的如下表所示：
通过上述步骤，形成完整的通用综合测试的动力学软件架构，服务卫星姿轨控分系统级及整星级综合测试。
本发明还提供了一种用于卫星姿轨控通用测试的动力学软件架构系统，包括如下模块：架构建立模块：建立包括动力学模块、信号采集与转换模块、信号生成模块、参数设置模块和模块间数据交互通道的动力学软件架构；动力学模块建立模块：建立动力学模块，包括卫星姿态动力学模型、卫星姿态运动学模型、轨道动力学模型、空间环境模型以及天体动力学模型；信号采集与转换模块建立模块：建立信号采集与转换模块，包括姿轨控分系统各执行单机的信号采集及转换软件，将电信号转化为力和力矩信息；信号生成模块建立模块：建立信号生成模块，包括姿轨控分系统各敏感单机的姿态信号生成与转换软件，将运动学生成的姿态信息转化为电激励信息；参数设置模块建立模块：建立参数设置模块，通过表单的形式实现动力学软件的参数化和通用化设置；模块间数据交互通道建立模块：建立模块间数据交互通道，明确各通道的通讯方式，形成完整的通用综合测试的动力学软件架构。
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 (10)
1.一种用于卫星姿轨控通用测试的动力学软件架构方法，其特征在于，包括如下步骤：
架构建立步骤：建立包括动力学模块、信号采集与转换模块、信号生成模块、参数设置模块和模块间数据交互通道的动力学软件架构；
动力学模块建立步骤：建立动力学模块，包括卫星姿态动力学模型、卫星姿态运动学模型、轨道动力学模型、空间环境模型以及天体动力学模型；
信号采集与转换模块建立步骤：建立信号采集与转换模块，包括姿轨控分系统各执行单机的信号采集及转换软件，将电信号转化为力和力矩信息；
信号生成模块建立步骤：建立信号生成模块，包括姿轨控分系统各敏感单机的姿态信号生成与转换软件，将运动学生成的姿态信息转化为电激励信息；
参数设置模块建立步骤：建立参数设置模块，通过表单的形式实现动力学软件的参数化和通用化设置；
模块间数据交互通道建立步骤：建立模块间数据交互通道，明确各通道的通讯方式，形成完整的通用综合测试的动力学软件架构。
2.根据权利要求1所述的用于卫星姿轨控通用测试的动力学软件架构方法，其特征在于，
信号采集与转换模块收集姿轨控分系统执行类单机和星上运动部件信息，得到作用于动力学模块的力和力矩模型；
信号生成模块产生姿轨控分系统各敏感单机的姿态信号，将姿态运动学模型生成的姿态信息转化为单机产品的电激励信号；
参数设置模块对动力学模型中的动力学参数进行表格化设置。
3.根据权利要求1所述的用于卫星姿轨控通用测试的动力学软件架构方法，其特征在于，模块间的通信包括网络通信、串口通讯，将所有模块形成有机的整体。
4.根据权利要求1所述的用于卫星姿轨控通用测试的动力学软件架构方法，其特征在于，
卫星姿态动力学模型包括如下任一种或者任多种模型：刚体动力学模型、刚挠耦合动力学模型、刚挠液耦合动力学模型；
卫星姿态运动学模型的姿态描述包括如下任一种或者任多种公式：欧拉角、四元数、罗德里格斯参数；
轨道动力学模型包括如下任一种或者任多种模型：无摄动轨道模型、考虑J2项摄动轨道模型、考虑J4项摄动轨道模型。
5.根据权利要求1所述的用于卫星姿轨控通用测试的动力学软件架构方法，其特征在于，
空间环境模型包括如下任一种或者任多种的影响因素：重力场、地磁场、大气、太阳光压、气动；
天体动力学模型考虑如下任一种或者任多种的因素：太阳运动轨道、月球运动轨道。
6.根据权利要求1所述的用于卫星姿轨控通用测试的动力学软件架构方法，其特征在于，建立信号采集与转换模块采集内力矩执行机构运动信息，转换为控制力矩；采集产生内干扰的活动部件运动信息，转换为干扰力矩；采集外力/力矩执行机构信息，转换为控制力和力矩。
7.根据权利要求1所述的用于卫星姿轨控通用测试的动力学软件架构方法，其特征在于，信号生成模块：
根据动力学和运动学计算结果，输出卫星惯性角速度信息，结合安装矩阵，送到陀螺地测口或计算机地测口，作为陀螺电激励信号；
根据动力学和运动学计算结果，输出卫星惯性姿态信息，结合安装矩阵，送到星敏地测口或计算机地测口，作为星敏电激励信号；
根据动力学和运动学计算结果，结合轨道信息和安装矩阵，输出地磁场在卫星本体系下的磁场强度，送到星上磁强计采集口，作为磁强计电激励信号；
根据动力学和运动学计算结果，结合轨道信息、太阳方位信息和安装矩阵，生成太阳敏感器电激励信号；
根据动力学和运动学计算结果，结合轨道信息和安装矩阵，生成地球敏感器电激励信号。
8.根据权利要求1所述的用于卫星姿轨控通用测试的动力学软件架构方法，其特征在于，参数设置模块对动力学模型软件的时间、轨道初值、姿态初值、卫星质量特性、挠性附件耦合参数、液体晃参数进行设置；
参数设置模块包括基础设置模块包、挠性耦合动力学模块包、液体晃动等效动力学模型包、空间环境模块包、单机参数强制设置模块包。
9.根据权利要求1所述的用于卫星姿轨控通用测试的动力学软件架构方法，其特征在于，各通道的通道类型包括如下任一种或者任多种类型：RS422接口、D/A接口、A/D接口。
10.一种用于卫星姿轨控通用测试的动力学软件架构系统，其特征在于，包括如下模块：
架构建立模块：建立包括动力学模块、信号采集与转换模块、信号生成模块、参数设置模块和模块间数据交互通道的动力学软件架构；
动力学模块建立模块：建立动力学模块，包括卫星姿态动力学模型、卫星姿态运动学模型、轨道动力学模型、空间环境模型以及天体动力学模型；
信号采集与转换模块建立模块：建立信号采集与转换模块，包括姿轨控分系统各执行单机的信号采集及转换软件，将电信号转化为力和力矩信息；
信号生成模块建立模块：建立信号生成模块，包括姿轨控分系统各敏感单机的姿态信号生成与转换软件，将运动学生成的姿态信息转化为电激励信息；
参数设置模块建立模块：建立参数设置模块，通过表单的形式实现动力学软件的参数化和通用化设置；
模块间数据交互通道建立模块：建立模块间数据交互通道，明确各通道的通讯方式，形成完整的通用综合测试的动力学软件架构。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN202110327514.8A CN113312028A (zh) | 2021-03-26 | 2021-03-26 | 用于卫星姿轨控通用测试的动力学软件架构方法及系统 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN202110327514.8A CN113312028A (zh) | 2021-03-26 | 2021-03-26 | 用于卫星姿轨控通用测试的动力学软件架构方法及系统 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN113312028A true CN113312028A (zh) | 2021-08-27 |
Family
ID=77372052
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN202110327514.8A Pending CN113312028A (zh) | 2021-03-26 | 2021-03-26 | 用于卫星姿轨控通用测试的动力学软件架构方法及系统 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| CN (1) | CN113312028A (zh) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN113867375A (zh) * | 2021-08-30 | 2021-12-31 | 北京空间飞行器总体设计部 | 基于空间环境力矩的航天器变构形过程被动稳定转位方法 |
| CN115603841A (zh) * | 2022-11-22 | 2023-01-13 | 成都国星宇航科技股份有限公司（Cn） | 卫星地测口数据无线透传方法、系统、设备及介质 |
Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN101814107A (zh) * | 2010-05-06 | 2010-08-25 | 哈尔滨工业大学 | 基于卫星动力学模型库的卫星动力学仿真系统及仿真方法 |
| CN105911880A (zh) * | 2016-04-05 | 2016-08-31 | 上海航天测控通信研究所 | 卫星姿轨控软件数字闭环测试系统及方法 |
| CN107807541A (zh) * | 2017-11-06 | 2018-03-16 | 航天东方红卫星有限公司 | 一种模块化集成的卫星动力学仿真测试系统及方法 |
| CN107942722A (zh) * | 2017-11-06 | 2018-04-20 | 航天东方红卫星有限公司 | 一种小卫星地面动力学仿真测试方法及系统 |
| 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 |
| CN112214902A (zh) * | 2020-10-19 | 2021-01-12 | 哈尔滨工业大学 | 一种卫星姿轨控和单机通信的实时仿真系统 |
-
2021
- 2021-03-26 CN CN202110327514.8A patent/CN113312028A/zh active Pending
Patent Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN101814107A (zh) * | 2010-05-06 | 2010-08-25 | 哈尔滨工业大学 | 基于卫星动力学模型库的卫星动力学仿真系统及仿真方法 |
| CN105911880A (zh) * | 2016-04-05 | 2016-08-31 | 上海航天测控通信研究所 | 卫星姿轨控软件数字闭环测试系统及方法 |
| CN107807541A (zh) * | 2017-11-06 | 2018-03-16 | 航天东方红卫星有限公司 | 一种模块化集成的卫星动力学仿真测试系统及方法 |
| CN107942722A (zh) * | 2017-11-06 | 2018-04-20 | 航天东方红卫星有限公司 | 一种小卫星地面动力学仿真测试方法及系统 |
| 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 |
| CN112214902A (zh) * | 2020-10-19 | 2021-01-12 | 哈尔滨工业大学 | 一种卫星姿轨控和单机通信的实时仿真系统 |
Non-Patent Citations (2)
| Title |
|---|
| 杜宁等: "荧火一号火星探测器姿控平台验证演示技术", 《上海航天》 * |
| 杜宁等: "荧火一号火星探测器姿控平台验证演示技术", 《上海航天》, no. 04, 25 August 2013 (2013-08-25) * |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN113867375A (zh) * | 2021-08-30 | 2021-12-31 | 北京空间飞行器总体设计部 | 基于空间环境力矩的航天器变构形过程被动稳定转位方法 |
| CN115603841A (zh) * | 2022-11-22 | 2023-01-13 | 成都国星宇航科技股份有限公司（Cn） | 卫星地测口数据无线透传方法、系统、设备及介质 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN105466477B (zh) | 一种面向卫星目标和恒星目标的天基观测模拟系统及方法 | |
| CN108873920A (zh) | 充液航天器姿态动力学全物理仿真试验系统及方法 | |
| CN113312028A (zh) | 用于卫星姿轨控通用测试的动力学软件架构方法及系统 | |
| Lappas | A control moment gyro (CMG) based attitude control system (ACS) for agile small satellites | |
| Kim et al. | Control of a rotating variable-length tethered system | |
| Crowell | Development and analysis of a small satellite attitude determination and control system testbed | |
| Mazouz et al. | Dynamics and optimal control for free-flight and tethered arrays in low earth orbit | |
| Schwartz | The distributed spacecraft attitude control system simulator: from design concept to decentralized control | |
| Lovera | Control-oriented modelling and simulation of spacecraft attitude and orbit dynamics | |
| Nehrenz | Initial design and simulation of the attitude determination and control system for LightSail-1 | |
| CN109116750A (zh) | 液体晃动力矩模拟生成器、生成装置及方法 | |
| CN115285380A (zh) | 一种基于神经网络的微小卫星磁力矩器姿态控制方法 | |
| Allasio et al. | GOCE mission: design phases and in-flight experiences | |
| Choi et al. | Design, Implementation and Validation of the KOMPSAT Spacecraft Simulator | |
| Smith | Attitude determination and control suitable for micro-spacecraft | |
| Xie et al. | Simulation verification of rendezvous and docking | |
| Alam et al. | Satellite Attitude and Orbital Dynamics Simulator | |
| Wu et al. | Nonlinear dynamic modeling and simulation of an atmospheric re-entry spacecraft | |
| Prieto et al. | Orbit and attitude control for the European satellite GOCE | |
| Gagnon | Design and Analysis for a CubeSat Mission | |
| Shirazi et al. | Simulation framework for orbit propagation and space trajectory visualization | |
| Paluszek | ADCS-Spacecraft Attitude Determination and Control | |
| Yeşilay et al. | A Review Paper: The Dynamics, Kinematics, Design and Control of Satellite Simulators with Spherical Air Bearing | |
| Martínez Cabalga | Numerical optimization ofsolar sail trajectories to Mars | |
| Sandnas et al. | NANOSAT ADCS ADAPTATIONS FOR CONTROL OF LARGE DEPLOYABLE STRUCTURES IN CURRENT MISSIONS |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PB01 | Publication | ||
| PB01 | Publication | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| RJ01 | Rejection of invention patent application after publication | ||
| RJ01 | Rejection of invention patent application after publication |
Application publication date: 20210827 |