專(zhuān)利名稱(chēng)：應(yīng)用于單軸氣浮臺(tái)的星敏感器的簡(jiǎn)易模擬裝置及模擬方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種應(yīng)用于單軸氣浮臺(tái)的星敏感器的簡(jiǎn)易模擬裝置及模擬方法。
背景技術(shù)：
航天器控制系統(tǒng)半物理仿真是研制航天器過(guò)程中特有的一種仿真方法，它利用氣 浮轉(zhuǎn)臺(tái)作為運(yùn)動(dòng)模擬器并結(jié)合部分實(shí)物搭建的半物理仿真環(huán)境，進(jìn)行控制系統(tǒng)方案的仿真 驗(yàn)證。單軸氣浮轉(zhuǎn)臺(tái)通過(guò)壓縮空氣在氣浮軸承與軸承座之間形成氣膜使臺(tái)面浮于空中，實(shí) 現(xiàn)氣浮轉(zhuǎn)臺(tái)臺(tái)面與臺(tái)體之間近似無(wú)摩擦的相對(duì)轉(zhuǎn)動(dòng)，從而模擬航天器在外層空間所受干 擾力矩很小的力學(xué)環(huán)境，進(jìn)而在地面上利用氣浮轉(zhuǎn)臺(tái)臺(tái)面的轉(zhuǎn)動(dòng)模擬剛體航天器的姿態(tài)運(yùn) 動(dòng)。在基于單軸氣浮轉(zhuǎn)臺(tái)的航天器半物理仿真中，為了考驗(yàn)關(guān)鍵部件對(duì)航天器控制算 法控制性能的影響，常需要將實(shí)物接入到實(shí)際控制回路中。這些實(shí)物既包括飛輪、陀螺等必 要器件，也包括決定航天器高精度控制不可或缺的星敏感器。目前，受星敏感器工作原理的 限制，地面半物理仿真時(shí)多采用星空模擬器配合方法實(shí)現(xiàn)對(duì)其性能的考核。然而驅(qū)動(dòng)星空 模擬器需要用戶提供航天器精確的軌道和姿態(tài)信息，這顯然有悖于采用星敏感器進(jìn)行高精 度姿態(tài)測(cè)量的初衷。因此在地面航天器半物理仿真中，星敏感器無(wú)法接入閉環(huán)仿真系統(tǒng)中 對(duì)算法進(jìn)行性能考核。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明是為了解決現(xiàn)有地面航天器半物理仿真中的星敏感器由于無(wú)法接入仿真 系統(tǒng)中導(dǎo)致無(wú)法對(duì)控制算法進(jìn)行性能考核的問(wèn)題，從而提出一種應(yīng)用于單軸氣浮臺(tái)的星敏 感器的簡(jiǎn)易模擬裝置及模擬方法。應(yīng)用于單軸氣浮臺(tái)的星敏感器的簡(jiǎn)易模擬裝置，它包括光電碼盤(pán)、轉(zhuǎn)速數(shù)字顯示 儀和無(wú)線通信模塊，所述無(wú)線通信模塊包括無(wú)線信號(hào)發(fā)射單元和無(wú)線信號(hào)接收單元；所述 光電碼盤(pán)的轉(zhuǎn)動(dòng)部分套在單軸氣浮臺(tái)的轉(zhuǎn)軸上并固定，光電碼盤(pán)的接收部分固定在單軸氣 浮臺(tái)的底座上，所述光電碼盤(pán)的信號(hào)輸出端與轉(zhuǎn)速數(shù)字顯示儀的信號(hào)輸入端連接；所述轉(zhuǎn) 速數(shù)字顯示儀的信號(hào)輸出端與無(wú)線信號(hào)發(fā)射單元的信號(hào)輸入端連接；無(wú)線信號(hào)接收單元固 定在單軸氣浮臺(tái)的臺(tái)面上?；谏鲜鲅b置的應(yīng)用于單軸氣浮臺(tái)的星敏感器的簡(jiǎn)易模擬方法，它由以下步驟實(shí) 現(xiàn)步驟一、采用光電碼盤(pán)測(cè)量單軸氣浮臺(tái)的角速度，獲得角速度數(shù)據(jù)，并將所述角速 度數(shù)據(jù)傳送至轉(zhuǎn)速數(shù)字顯示儀；步驟二、轉(zhuǎn)速數(shù)字顯示儀顯示步驟一獲得的角速度數(shù)據(jù)，并將所述角速度數(shù)據(jù)通 過(guò)無(wú)線信號(hào)發(fā)射單元發(fā)射；步驟三、無(wú)線信號(hào)接收單元接收步驟二發(fā)射的角速度數(shù)據(jù)，并將所述角速度數(shù)據(jù) 傳送至單片機(jī)；
步驟四、仿真計(jì)算機(jī)計(jì)算航天器另外兩個(gè)軸的角速度數(shù)據(jù)和軌道信息并傳送至單 片機(jī)；步驟五、單片機(jī)根據(jù)步驟三中接收的角速度數(shù)據(jù)和步驟四接收的航天器另外兩個(gè) 軸的角速度數(shù)據(jù)和軌道信息進(jìn)行計(jì)算，獲得星敏感器的模擬輸出數(shù)據(jù)。步驟五所述的根據(jù)步驟三中接收的角速度數(shù)據(jù)和步驟四接收的航天器另外兩個(gè) 軸的角速度數(shù)據(jù)和軌道信息進(jìn)行計(jì)算，具體步驟是將接收到的角速度數(shù)據(jù)利用四階龍格 庫(kù)塔法進(jìn)行積分，獲得到航天器體坐標(biāo)系相對(duì)于軌道坐標(biāo)系的姿態(tài)四元數(shù)Q。b ；步驟三中接收到的氣浮臺(tái)的角速度為一維矢量w。b，與步驟四接收的航天器另外兩 個(gè)軸的角速度組成航天器三軸的角速度三維矢量w ；航天器上積分時(shí)間常數(shù)dTime ；航天器初始姿態(tài)角速度為W0 ；航天器初始姿態(tài)四元數(shù)為Qtl ；四元數(shù)計(jì)算公式為 根據(jù)姿態(tài)四元數(shù)運(yùn)動(dòng)學(xué)方程表示的函數(shù) 計(jì)算如下四個(gè)系數(shù) K1 = f(Q0, W0) 根據(jù)上述獲得的四個(gè)系數(shù)，計(jì)算得到姿態(tài)四元數(shù)Q,Qob =Q0+ ^dTimeiKl + 2K3 + IK3 + K4)仿真計(jì)算機(jī)向單片機(jī)中實(shí)時(shí)輸入的航天器運(yùn)行軌道信息瞬時(shí)軌道六根數(shù)，計(jì)算 軌道坐標(biāo)系相對(duì)慣性坐標(biāo)系的姿態(tài)四元數(shù)Qitj ；所述瞬時(shí)軌道六根數(shù)為升交點(diǎn)赤經(jīng)Ω，近地點(diǎn)幅角ω，偏心率e，平近點(diǎn)角M，軌 道傾角i ；通過(guò)公式 計(jì)算 其中f = M + (2e- —e3)sinM + (-e2 -—e4)sin2M +—e3 sin3M + ^-e4 sin4M
44 241296獲得的軌道坐標(biāo)系相對(duì)慣性坐標(biāo)系的姿態(tài)四元數(shù)Qitj即實(shí)際星敏感器測(cè)量的航天 器姿態(tài)，即星敏感器模擬裝置的輸出數(shù)據(jù)。無(wú)線信號(hào)發(fā)射單元和無(wú)線信號(hào)接收單元均采用藍(lán)牙模塊實(shí)現(xiàn)。轉(zhuǎn)速數(shù)字顯示儀的信號(hào)輸出端與無(wú)線信號(hào)發(fā)射單元的信號(hào)輸入端之間的信號(hào)傳 輸、無(wú)線信號(hào)接收單元的信號(hào)輸出端和單片機(jī)的信號(hào)輸入端之間的信號(hào)傳輸均通過(guò)RS485 總線實(shí)現(xiàn)。有益效果本發(fā)明采用光電碼盤(pán)測(cè)量單軸氣浮臺(tái)高精度轉(zhuǎn)動(dòng)角速度數(shù)據(jù)，并將所 述角速度數(shù)據(jù)通過(guò)無(wú)線信號(hào)發(fā)射單元發(fā)射至單軸氣浮臺(tái)的臺(tái)面上的無(wú)線信號(hào)接收單元，然 后采用單片機(jī)計(jì)算出對(duì)應(yīng)的航天器某個(gè)軸的轉(zhuǎn)動(dòng)角度，通過(guò)將單片機(jī)接入單軸氣浮臺(tái)的臺(tái) 面上的仿真系統(tǒng)，從而實(shí)現(xiàn)對(duì)控制算法進(jìn)行性能的考核，進(jìn)而實(shí)現(xiàn)星敏感器高精度測(cè)量功 能和性能的模擬。本發(fā)明具有體積小、延遲時(shí)間小、模擬數(shù)據(jù)真實(shí)且精度高等特點(diǎn)。


圖1是本發(fā)明的結(jié)構(gòu)示意圖。
具體實(shí)施例方式具體實(shí)施方式
一、結(jié)合圖1說(shuō)明本具體實(shí)施方式
，應(yīng)用于單軸氣浮臺(tái)的星敏感器 的簡(jiǎn)易模擬裝置，它包括光電碼盤(pán)1、轉(zhuǎn)速數(shù)字顯示儀2和無(wú)線通信模塊3，所述無(wú)線通信模 塊3包括無(wú)線信號(hào)發(fā)射單元31和無(wú)線信號(hào)接收單元32 ；所述光電碼盤(pán)1的轉(zhuǎn)動(dòng)部分套在 單軸氣浮臺(tái)的轉(zhuǎn)軸上并固定，光電碼盤(pán)1的接收部分固定在單軸氣浮臺(tái)的底座上，所述光 電碼盤(pán)1的信號(hào)輸出端與轉(zhuǎn)速數(shù)字顯示儀2的信號(hào)輸入端連接；所述轉(zhuǎn)速數(shù)字顯示儀2的 信號(hào)輸出端與無(wú)線信號(hào)發(fā)射單元31的信號(hào)輸入端連接；無(wú)線信號(hào)接收單元32固定在單軸 氣浮臺(tái)的臺(tái)面上。光電碼盤(pán)1的接收部分位于其轉(zhuǎn)動(dòng)部分的工作面中，保證能夠準(zhǔn)確接收 到轉(zhuǎn)動(dòng)部分的光信號(hào)。本具體實(shí)施方式
中，轉(zhuǎn)速數(shù)字顯示儀2和無(wú)線信號(hào)發(fā)射單元31均設(shè)置在單軸氣浮 臺(tái)的底座上或地面上。本實(shí)施方式采用光電碼盤(pán)1測(cè)量單軸氣浮臺(tái)高精度轉(zhuǎn)動(dòng)角速度數(shù)據(jù)，并將所述角 速度數(shù)據(jù)通過(guò)無(wú)線信號(hào)發(fā)射單元發(fā)射至單軸氣浮臺(tái)的臺(tái)面上的無(wú)線信號(hào)接收單元，然后采 用單片機(jī)4計(jì)算出航天器的姿態(tài)四元數(shù)并發(fā)送給仿真計(jì)算機(jī)5，從而實(shí)現(xiàn)對(duì)控制算法進(jìn)行 性能的考核，進(jìn)而實(shí)現(xiàn)星敏感器高精度測(cè)量功能和性能的模擬。
具體實(shí)施方式
二、本具體實(shí)施方式
與具體實(shí)施方式
一所述的應(yīng)用于單軸氣浮臺(tái)的 星敏感器的簡(jiǎn)易模擬裝置的區(qū)別在于，它還包括單片機(jī)4，單片機(jī)4固定在單軸氣浮臺(tái)的臺(tái) 面上，所述無(wú)線信號(hào)接收單元32的信號(hào)輸出端與單片機(jī)4的信號(hào)輸入端連接。
具體實(shí)施方式
三、本具體實(shí)施方式
與具體實(shí)施方式
二所述的應(yīng)用于單軸氣浮臺(tái)的 星敏感器的簡(jiǎn)易模擬裝置的區(qū)別在于，它還包括仿真計(jì)算機(jī)5，所述仿真計(jì)算機(jī)5固定在單 軸氣浮臺(tái)的臺(tái)面上，所述仿真計(jì)算機(jī)5的信號(hào)輸入或輸出端與單片機(jī)4的信號(hào)輸出或輸入端連接。本具體實(shí)施方式
中，單片機(jī)4通過(guò)一個(gè)串行接口與無(wú)線信號(hào)接收單元32的串口連 接，用于接收數(shù)據(jù)，通過(guò)另一串行接口作為模擬器信號(hào)輸出端，用于與仿真計(jì)算機(jī)5連接。本實(shí)施方式中，單片機(jī)4和無(wú)線通信模塊3的工作電源電壓均為+5v，由單軸氣浮 轉(zhuǎn)臺(tái)臺(tái)面上的仿真系統(tǒng)電源提供。本實(shí)施方式具有體積小、延遲時(shí)間小、原理簡(jiǎn)單、研制成本低、模擬數(shù)據(jù)真實(shí)且精 度高的優(yōu)點(diǎn)。
具體實(shí)施方式
四、本具體實(shí)施方式
與具體實(shí)施方式
三所述的應(yīng)用于單軸氣浮臺(tái)的 星敏感器的簡(jiǎn)易模擬裝置的區(qū)別在于，它還包括RS485總線，所述光電碼盤(pán)1的信號(hào)輸出端 與轉(zhuǎn)速數(shù)字顯示儀2的信號(hào)輸入端之間、轉(zhuǎn)速數(shù)字顯示儀2的信號(hào)輸出端與無(wú)線信號(hào)發(fā)射 單元31的信號(hào)輸入端之間、無(wú)線信號(hào)接收單元32的信號(hào)輸出端和單片機(jī)4的信號(hào)輸入端 之間、仿真計(jì)算機(jī)5的信號(hào)輸入或輸出端與單片機(jī)4的信號(hào)輸出或輸入端之間均通過(guò)RS485 總線連接。
具體實(shí)施方式
五、本具體實(shí)施方式
與具體實(shí)施方式
四所述的應(yīng)用于單軸氣浮臺(tái)的 星敏感器的簡(jiǎn)易模擬裝置的區(qū)別在于，無(wú)線通信模塊3為藍(lán)牙無(wú)線通信模塊。
具體實(shí)施方式
六、本具體實(shí)施方式
與具體實(shí)施方式
五所述的應(yīng)用于單軸氣浮臺(tái)的 星敏感器的簡(jiǎn)易模擬裝置的區(qū)別在于，光電碼盤(pán)1的型號(hào)為EAS425絕對(duì)值光電碼盤(pán)(上海 精浦機(jī)電有限公司)，無(wú)線通信模塊3的型號(hào)為BTS5504C2P(重慶金甌科技發(fā)展有限責(zé)任公 司)；單片機(jī)4的型號(hào)為C8051F040 ；轉(zhuǎn)速數(shù)字顯示儀2的型號(hào)為XJP-48E (上海上自?xún)x轉(zhuǎn)速 表儀表電機(jī)有限公司)，仿真計(jì)算機(jī)5的型號(hào)為MSM855(瑞士 Digital-Logic公司)。本實(shí)施方式中，光電碼盤(pán)1的工作電源電壓為+IOv直流電，轉(zhuǎn)速數(shù)字顯示儀2的 工作電源電壓為220v交流電，由地面供電電源提供。本實(shí)施方式中各器件的型號(hào)選取均不是唯一的。
具體實(shí)施方式
七、基于具體實(shí)施方式
一所述的應(yīng)用于單軸氣浮臺(tái)的星敏感器的簡(jiǎn) 易模擬裝置的應(yīng)用于單軸氣浮臺(tái)的星敏感器的簡(jiǎn)易模擬方法，它由以下步驟實(shí)現(xiàn)步驟一、采用光電碼盤(pán)1測(cè)量單軸氣浮臺(tái)的角速度，獲得角速度數(shù)據(jù)，并將所述角 速度數(shù)據(jù)傳送至轉(zhuǎn)速數(shù)字顯示儀2 ；步驟二、轉(zhuǎn)速數(shù)字顯示儀2顯示步驟一獲得的角速度數(shù)據(jù)，并將所述角速度數(shù)據(jù) 通過(guò)無(wú)線信號(hào)發(fā)射單元31發(fā)射；步驟三、無(wú)線信號(hào)接收單元32接收步驟二發(fā)射的角速度數(shù)據(jù)，并將所述角速度數(shù) 據(jù)傳送至單片機(jī)4 ；步驟四、仿真計(jì)算機(jī)5計(jì)算航天器另外兩個(gè)軸的角速度數(shù)據(jù)和軌道信息并傳送至 單片機(jī)4 ；步驟五、單片機(jī)4根據(jù)步驟三中接收的角速度數(shù)據(jù)和步驟四接收的航天器另外兩 個(gè)軸的角速度數(shù)據(jù)和軌道信息進(jìn)行計(jì)算，獲得星敏感器的模擬輸出數(shù)據(jù)。步驟五所述的根據(jù)步驟三中接收的角速度數(shù)據(jù)和步驟四接收的航天器另外兩個(gè) 軸的角速度數(shù)據(jù)和軌道信息進(jìn)行計(jì)算，具體步驟是將接收到的角速度數(shù)據(jù)利用四階龍格 庫(kù)塔法進(jìn)行積分，獲得到航天器體坐標(biāo)系相對(duì)于軌道坐標(biāo)系的姿態(tài)四元數(shù)Q。b ；步驟三中接收到的氣浮臺(tái)的角速度為一維矢量w。b，與步驟四接收的航天器另外兩個(gè)軸的角速度組成航天器三軸的角速度三維矢量w航天器上積分時(shí)間常數(shù)dTime ；航天器初始姿態(tài)角速度為W0 ；航天器初始姿態(tài)四元數(shù)為Qtl ；四元數(shù)計(jì)算公式為 根據(jù)姿態(tài)四元數(shù)運(yùn)動(dòng)學(xué)方程表示的函數(shù) 計(jì)算如下四個(gè)系數(shù)K1 = f(Q0, W0) 根據(jù)上述獲得的四個(gè)系數(shù)，計(jì)算得到姿態(tài)四元數(shù)Q, 仿真計(jì)算機(jī)(5)向單片機(jī)⑷中實(shí)時(shí)輸入的航天器運(yùn)行軌道信息瞬時(shí)軌道六根 數(shù)，計(jì)算軌道坐標(biāo)系相對(duì)慣性坐標(biāo)系的姿態(tài)四元數(shù)Qio ；所述瞬時(shí)軌道六根數(shù)為升交點(diǎn)赤經(jīng)Ω，近地點(diǎn)幅角ω，偏心率e，平近點(diǎn)角M，軌 道傾角i ；通過(guò)公式 計(jì)算
其中 獲得的軌道坐標(biāo)系相對(duì)慣性坐標(biāo)系的姿態(tài)四元數(shù)Qitj即實(shí)際星敏感器測(cè)量的航天
器姿態(tài)，即星敏感器模擬裝置的輸出數(shù)據(jù)。無(wú)線信號(hào)發(fā)射單元31和無(wú)線信號(hào)接收單元32均采用藍(lán)牙模塊實(shí)現(xiàn)。 轉(zhuǎn)速數(shù)字顯示儀2的信號(hào)輸出端與無(wú)線信號(hào)發(fā)射單元31的信號(hào)輸入端之間的信
號(hào)傳輸、無(wú)線信號(hào)接收單元32的信號(hào)輸出端和單片機(jī)4的信號(hào)輸入端之間的信號(hào)傳輸均通過(guò)RS485總線實(shí)現(xiàn)。獲得的軌道坐標(biāo)系相對(duì)慣性坐標(biāo)系的姿態(tài)四元數(shù)Qitj即實(shí)際星敏感器測(cè)量的航天 器姿態(tài)，即星敏感器模擬裝置的輸出數(shù)據(jù)。本實(shí)施方式中，藍(lán)牙模塊的傳輸速率設(shè)為19200bps，數(shù)據(jù)發(fā)送頻率為10Hz。光電 碼盤(pán)1測(cè)量精度為20角秒，因此模擬器的測(cè)量精度最高可達(dá)20角秒，與目前國(guó)際上典型的 星敏感器的指標(biāo)一致。本實(shí)施方式中，單片機(jī)4將計(jì)算得到的航天器姿態(tài)四元數(shù)Qitj輸出至仿真計(jì)算機(jī)5， 為仿真計(jì)算機(jī)5提供姿態(tài)信息，進(jìn)而實(shí)現(xiàn)航天器姿態(tài)控制系統(tǒng)仿真。
權(quán)利要求
應(yīng)用于單軸氣浮臺(tái)的星敏感器的簡(jiǎn)易模擬裝置，其特征是它包括光電碼盤(pán)(1)、轉(zhuǎn)速數(shù)字顯示儀(2)和無(wú)線通信模塊(3)，所述無(wú)線通信模塊(3)包括無(wú)線信號(hào)發(fā)射單元(31)和無(wú)線信號(hào)接收單元(32)；所述光電碼盤(pán)(1)的轉(zhuǎn)動(dòng)部分套在單軸氣浮臺(tái)的轉(zhuǎn)軸上并固定，光電碼盤(pán)(1)的接收部分固定在單軸氣浮臺(tái)的底座上，所述光電碼盤(pán)(1)的信號(hào)輸出端與轉(zhuǎn)速數(shù)字顯示儀(2)的信號(hào)輸入端連接；所述轉(zhuǎn)速數(shù)字顯示儀(2)的信號(hào)輸出端與無(wú)線信號(hào)發(fā)射單元(31)的信號(hào)輸入端連接；無(wú)線信號(hào)接收單元(32)固定在單軸氣浮臺(tái)的臺(tái)面上。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的應(yīng)用于單軸氣浮臺(tái)的星敏感器的簡(jiǎn)易模擬裝置，其特征在于 它還包括單片機(jī)(4)，單片機(jī)(4)固定在單軸氣浮臺(tái)的臺(tái)面上，所述無(wú)線信號(hào)接收單元(32) 的信號(hào)輸出端與單片機(jī)(4)的信號(hào)輸入端連接。
3.根據(jù)權(quán)利要求2所述的應(yīng)用于單軸氣浮臺(tái)的星敏感器的簡(jiǎn)易模擬裝置，其特征在于 它還包括仿真計(jì)算機(jī)(5)，所述仿真計(jì)算機(jī)(5)固定在單軸氣浮臺(tái)的臺(tái)面上，所述仿真計(jì)算 機(jī)(5)的信號(hào)輸入或輸出端與單片機(jī)(4)的信號(hào)輸出或輸入端連接。
4.根據(jù)權(quán)利要求3所述的應(yīng)用于單軸氣浮臺(tái)的星敏感器的簡(jiǎn)易模擬裝置，其特征在于 它還包括RS485總線，所述光電碼盤(pán)(1)的信號(hào)輸出端與轉(zhuǎn)速數(shù)字顯示儀(2)的信號(hào)輸入 端之間、轉(zhuǎn)速數(shù)字顯示儀(2)的信號(hào)輸出端與無(wú)線信號(hào)發(fā)射單元(31)的信號(hào)輸入端之間、 無(wú)線信號(hào)接收單元(32)的信號(hào)輸出端和單片機(jī)(4)的信號(hào)輸入端之間、仿真計(jì)算機(jī)(5)的 信號(hào)輸入或輸出端與單片機(jī)(4)的信號(hào)輸出或輸入端之間均通過(guò)RS485總線連接。
5.根據(jù)權(quán)利要求4所述的應(yīng)用于單軸氣浮臺(tái)的星敏感器的簡(jiǎn)易模擬裝置，其特征在于 無(wú)線通信模塊(3)為藍(lán)牙無(wú)線通信模塊。
6.根據(jù)權(quán)利要求5所述的應(yīng)用于單軸氣浮臺(tái)的星敏感器的簡(jiǎn)易模擬裝置，其特征在于 光電碼盤(pán)(1)的型號(hào)為EAS425絕對(duì)值光電碼盤(pán)；無(wú)線通信模塊(3)的型號(hào)為BTS5504C2P ； 單片機(jī)⑷的型號(hào)為C8051F040 ；轉(zhuǎn)速數(shù)字顯示儀(2)的型號(hào)為XJP-48E ；仿真計(jì)算機(jī)(5) 的型號(hào)為MSM855。
7.基于權(quán)利要求1所述的應(yīng)用于單軸氣浮臺(tái)的星敏感器的簡(jiǎn)易模擬裝置的應(yīng)用于單 軸氣浮臺(tái)的星敏感器的簡(jiǎn)易模擬方法，其特征是它由以下步驟實(shí)現(xiàn)步驟一、采用光電碼盤(pán)(1)測(cè)量單軸氣浮臺(tái)的角速度，獲得角速度數(shù)據(jù)，并將所述角速 度數(shù)據(jù)傳送至轉(zhuǎn)速數(shù)字顯示儀(2)；步驟二、轉(zhuǎn)速數(shù)字顯示儀(2)顯示步驟一獲得的角速度數(shù)據(jù)，并將所述角速度數(shù)據(jù)通 過(guò)無(wú)線信號(hào)發(fā)射單元(31)發(fā)射；步驟三、無(wú)線信號(hào)接收單元(32)接收步驟二發(fā)射的角速度數(shù)據(jù)，并將所述角速度數(shù)據(jù) 傳送至單片機(jī)(4)；步驟四、仿真計(jì)算機(jī)(5)計(jì)算航天器另外兩個(gè)軸的角速度數(shù)據(jù)和軌道信息并傳送至單 片機(jī)(4)；步驟五、單片機(jī)(4)根據(jù)步驟三中接收的角速度數(shù)據(jù)和步驟四接收的航天器另外兩個(gè) 軸的角速度數(shù)據(jù)和軌道信息進(jìn)行計(jì)算，獲得星敏感器的模擬輸出數(shù)據(jù)。
8.根據(jù)權(quán)利要求7所述的應(yīng)用于單軸氣浮臺(tái)的星敏感器的簡(jiǎn)易模擬方法，其特征在于 步驟五所述的根據(jù)步驟三中接收的角速度數(shù)據(jù)和步驟四接收的航天器另外兩個(gè)軸的角速 度數(shù)據(jù)和軌道信息進(jìn)行計(jì)算，具體步驟是將接收到的角速度數(shù)據(jù)利用四階龍格庫(kù)塔法進(jìn)行積分，獲得到航天器體坐標(biāo)系相對(duì)于軌道坐標(biāo)系的姿態(tài)四元數(shù)Q。b ；步驟三中接收到的氣浮臺(tái)的角速度為一維矢量w。b，與步驟四接收的航天器另外兩個(gè)軸 的角速度組成航天器三軸的角速度三維矢量w ； 航天器上積分時(shí)間常數(shù)dTime ； 航天器初始姿態(tài)角速度為％； 航天器初始姿態(tài)四元數(shù)為Qtl ；四元數(shù)計(jì)算公式為 根據(jù)姿態(tài)四元數(shù)運(yùn)動(dòng)學(xué)方程表示的函數(shù) 計(jì)算如下四個(gè)系數(shù) 根據(jù)上述獲得的四個(gè)系數(shù)，計(jì)算得到姿態(tài)四元數(shù)Q, 仿真計(jì)算機(jī)(5)向單片機(jī)(4)中實(shí)時(shí)輸入的航天器運(yùn)行軌道信息瞬時(shí)軌道六根數(shù)，計(jì) 算軌道坐標(biāo)系相對(duì)慣性坐標(biāo)系的姿態(tài)四元數(shù)Qitj ；所述瞬時(shí)軌道六根數(shù)為升交點(diǎn)赤經(jīng)Ω，近地點(diǎn)幅角ω，偏心率e，平近點(diǎn)角Μ，軌道傾 角i ；通過(guò)公式 計(jì)算 其中 獲得的軌道坐標(biāo)系相對(duì)慣性坐標(biāo)系的姿態(tài)四元數(shù)Qitj即實(shí)際星敏感器測(cè)量的航天器姿態(tài)，即星敏感器模擬裝置的輸出數(shù)據(jù)。
9.根據(jù)權(quán)利要求7所述的應(yīng)用于單軸氣浮臺(tái)的星敏感器的簡(jiǎn)易模擬方法，其特征在于無(wú)線信號(hào)發(fā)射單元(31)和無(wú)線信號(hào)接收單元(32)均采用藍(lán)牙模塊實(shí)現(xiàn)。
10.根據(jù)權(quán)利要求7所述的應(yīng)用于單軸氣浮臺(tái)的星敏感器的簡(jiǎn)易模擬方法，其特征在 于轉(zhuǎn)速數(shù)字顯示儀(2)的信號(hào)輸出端與無(wú)線信號(hào)發(fā)射單元(31)的信號(hào)輸入端之間的信號(hào) 傳輸、無(wú)線信號(hào)接收單元(32)的信號(hào)輸出端和單片機(jī)(4)的信號(hào)輸入端之間的信號(hào)傳輸均 通過(guò)RS485總線實(shí)現(xiàn)。
全文摘要
應(yīng)用于單軸氣浮臺(tái)的星敏感器的簡(jiǎn)易模擬裝置及模擬方法，涉及一種應(yīng)用于單軸氣浮臺(tái)的星敏感器的簡(jiǎn)易模擬裝置及模擬方法。它解決了現(xiàn)有地面航天器半物理仿真中的星敏感器由于無(wú)法接入仿真系統(tǒng)中導(dǎo)致無(wú)法對(duì)控制算法進(jìn)行性能考核的問(wèn)題。其裝置光電碼盤(pán)的轉(zhuǎn)動(dòng)部分套在單軸氣浮臺(tái)的轉(zhuǎn)軸上并固定，其信號(hào)通過(guò)無(wú)線通信模塊發(fā)送到單軸氣浮臺(tái)的臺(tái)面上的單片機(jī)中。其方法采用光電碼盤(pán)測(cè)量單軸氣浮臺(tái)的角速度，并將角速度數(shù)據(jù)通過(guò)無(wú)線通信模塊發(fā)送至單軸氣浮臺(tái)臺(tái)面上的單片機(jī)中。本發(fā)明適用于單軸氣浮臺(tái)星敏感器的功能模擬。
文檔編號(hào)G01C25/00GK101929872SQ20101028322
公開(kāi)日2010年12月29日 申請(qǐng)日期2010年9月16日 優(yōu)先權(quán)日2010年9月16日
發(fā)明者蘭盛昌, 張世杰, 曹喜濱, 王峰, 耿云海, 陳雪芹 申請(qǐng)人:哈爾濱工業(yè)大學(xué)