專(zhuān)利名稱(chēng)：小衛(wèi)星姿態(tài)控制可靠性驗(yàn)證的仿真測(cè)試設(shè)備及其測(cè)試方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及衛(wèi)星控制系統(tǒng)測(cè)試領(lǐng)域的--種小衛(wèi)星姿態(tài)控制可靠性驗(yàn)證的仿 真測(cè)試設(shè)備及其測(cè)試方法。
背景技術(shù)：
姿態(tài)控制系統(tǒng)作為小衛(wèi)星最為關(guān)鍵的一個(gè)子系統(tǒng)，其可靠性是小衛(wèi)星正常 運(yùn)行的基本保證。為了提高控制系統(tǒng)的可靠性和安全性，需要建立一個(gè)監(jiān)控和 驗(yàn)證平臺(tái)來(lái)檢測(cè)整個(gè)控制系統(tǒng)的運(yùn)行情況，在地面充分的模擬星載部件可能發(fā) 生的工作狀態(tài)，檢測(cè)星載控制器的應(yīng)急管理能力和容錯(cuò)性，充分暴露姿態(tài)控制 系統(tǒng)的問(wèn)題，確保姿態(tài)控制系統(tǒng)的可靠運(yùn)行。
目前衛(wèi)星姿態(tài)控制地面仿真測(cè)試大多利用敏感器、三軸轉(zhuǎn)臺(tái)、目標(biāo)模擬器、 地面測(cè)試計(jì)算機(jī)、激勵(lì)源、數(shù)據(jù)采集處理設(shè)備及接口裝置等。該測(cè)試設(shè)備雖然 能夠進(jìn)行衛(wèi)星姿控半物理仿真，但是成本高、體積龐大、信息流復(fù)雜、仿真的 可靠性和安全性質(zhì)量難以保證，并且對(duì)檢測(cè)星載控制器的應(yīng)急管理能力和容錯(cuò) 性無(wú)法檢測(cè)。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明所要解決的技術(shù)問(wèn)題是提供一種小衛(wèi)星姿態(tài)控制可靠性驗(yàn)證的仿真 測(cè)試設(shè)備及其測(cè)試方法。
小衛(wèi)星姿態(tài)控制可靠性驗(yàn)證的仿真測(cè)試設(shè)備，包括地面仿真支持模塊和星 載模塊，所述地面仿真支持模塊包括監(jiān)控終端、衛(wèi)星模型、信號(hào)激勵(lì)源和力 矩反解裝置，其中監(jiān)控終端與衛(wèi)星模型電連接，力矩反解裝置的輸出端與衛(wèi)星 模型的輸入端連接；所述星載模塊包括傳感器、執(zhí)行機(jī)構(gòu)和星載控制器，信號(hào)
激勵(lì)源的輸出端與傳感器的輸入端連接，傳感器的輸出端與星載控制器的輸入
端連接，還包括故障注入模塊，所述故障注入模塊包括模數(shù)轉(zhuǎn)換器、信號(hào)轉(zhuǎn) 接電路、故障注入處理器、人機(jī)交互單元、數(shù)模轉(zhuǎn)換器，其中模數(shù)轉(zhuǎn)換器的一 輸入端與衛(wèi)星模型的輸出端連接，模數(shù)轉(zhuǎn)換器的另兩個(gè)輸入端分別與執(zhí)行機(jī)構(gòu) 和星載控制器的輸出端連接，模數(shù)轉(zhuǎn)換器的輸出端與信號(hào)轉(zhuǎn)接電路的輸入端連 接，信號(hào)轉(zhuǎn)接電路通過(guò)故障注入處理器與人機(jī)交互單元連接，數(shù)模轉(zhuǎn)換器的輸 入端與信號(hào)轉(zhuǎn)接電路的輸出端連接，數(shù)模轉(zhuǎn)換器的三個(gè)輸出端分別與信號(hào)激勵(lì) 源、力矩反解裝置、衛(wèi)星模型的輸入端連接。
本發(fā)明小衛(wèi)星姿態(tài)控制可靠性驗(yàn)證的仿真測(cè)試方法，包括以下步驟 (a)啟動(dòng)故障注入模塊，設(shè)定傳感器故障模型或執(zhí)行機(jī)構(gòu)的故障模型，所述 故障模型采用目標(biāo)系統(tǒng)真實(shí)故障的四個(gè)屬性值來(lái)唯一表征一個(gè)故障實(shí)例，故障的四個(gè)屬性是故障位置、故障類(lèi)型、故障持續(xù)時(shí)間和故障注入
時(shí)刻；
(b) 初始化衛(wèi)星模型狀態(tài)，從監(jiān)控終端設(shè)定衛(wèi)星初始工作模式、軌道信息、 姿態(tài)信息，所述工作模式為阻尼工作模式或三軸穩(wěn)定指向地球工作模式， 所述軌道信息包括軌道高度、偏心率、升交點(diǎn)赤徑、軌道傾角、近地點(diǎn) 角、平近點(diǎn)角，所述姿態(tài)信息包括三軸姿態(tài)角和三軸姿態(tài)角速率；
(c) 衛(wèi)星模型根據(jù)衛(wèi)星軌道動(dòng)力學(xué)方程、姿態(tài)動(dòng)力學(xué)方程和姿態(tài)運(yùn)動(dòng)學(xué)方程 更新衛(wèi)星軌道信息和姿態(tài)信息，并輸出衛(wèi)星軌道和姿態(tài)信息；
(1) 衛(wèi)星的軌道運(yùn)動(dòng)方程
^ = 5， F為衛(wèi)星位置矢量，爿表示對(duì)F求二次導(dǎo)數(shù)為衛(wèi)星加速度矢量，
g是攝動(dòng)加速度；
(2) 衛(wèi)星相對(duì)慣性系的動(dòng)力學(xué)方程
+^ x(/S,) = f ; f=fy + ^， /為星體轉(zhuǎn)動(dòng)慣量，A為角速度矢量，
成表示對(duì)d),求一次導(dǎo)數(shù)為角加速度矢量，5為飛輪輸出力矩，^為干
擾力矩，f為實(shí)際作用力矩；
(3) 姿態(tài)運(yùn)動(dòng)學(xué)方程
以軌道系為參考坐標(biāo)系，由四元數(shù)^=^仏& "f^:T描述星
體系與軌道系之間的姿態(tài)，衛(wèi)星姿態(tài)運(yùn)動(dòng)學(xué)方程為
4。=-^、 ； "l[《。；3+啡)]^
其中，^為星體系與軌道系的角速度在星體系中的投影，^們?yōu)樾睂?duì) 稱(chēng)矩陣，
其中，3。=[()-份。Of為軌道系相對(duì)慣性系的角速度；
(d) 采用故障注入模塊采集衛(wèi)星軌道和姿態(tài)信息，并根據(jù)設(shè)定的故障，輸出
激勵(lì)源指令信號(hào)；
(e) 采!i GPS激i]源采集軌道信息，模擬衛(wèi)星軌道后輸出GPS激勵(lì)信號(hào)；采
用磁模擬器產(chǎn)生目標(biāo)磁場(chǎng)來(lái)輸出磁強(qiáng)計(jì)激勵(lì)信號(hào)；采用陀螺輸出電壓":來(lái) 實(shí)現(xiàn)陀螺信號(hào)激勵(lì)，陀螺輸出電壓",與敏感到的角速率w之間關(guān)系為
由四元數(shù)描述的衛(wèi)星姿態(tài)矩陣為:
A與^有如下關(guān)系
Ml=Vy，其中、為固定比值；
(f) 采用傳感器接收傳感器激勵(lì)信號(hào)，輸出傳感器信息；
(g) 采用星載控制器采集傳感器輸出的傳感器信息，根據(jù)PID控制律，計(jì)算 并輸出執(zhí)行機(jī)構(gòu)指令信號(hào)；
(h) 采用故障注入模塊采集執(zhí)行機(jī)構(gòu)指令信號(hào)和執(zhí)行機(jī)構(gòu)反饋信號(hào)，根據(jù)設(shè) 定的執(zhí)行機(jī)構(gòu)的故障，進(jìn)行處理后得到偽執(zhí)行機(jī)構(gòu)指令信號(hào)和偽執(zhí)行機(jī) 構(gòu)反饋信號(hào)，并分別輸出到執(zhí)行機(jī)構(gòu)和力矩反解單元；
(i) 采用力矩反解單元(14)采集飛輪轉(zhuǎn)速反饋信號(hào)，并根據(jù)飛輪轉(zhuǎn)速反饋 信號(hào)與飛輪輸出力矩關(guān)系計(jì)算輸出力矩值，其中f,為飛輪輸 出力矩，J為動(dòng)量輪轉(zhuǎn)動(dòng)慣量，^為動(dòng)量輪轉(zhuǎn)動(dòng)角速度矢量，6,表示對(duì)A 求一次導(dǎo)數(shù)為角速度的加速度矢量；
(j)采用衛(wèi)星模型采集輸出力矩^;
(k)重復(fù)上述步驟c至步驟j。 本發(fā)明一種衛(wèi)星姿態(tài)控制系統(tǒng)可靠性的仿真測(cè)試設(shè)備及其測(cè)試方法由于具 有故障注入模塊，能夠檢驗(yàn)相關(guān)部件故障情況下姿態(tài)控制軟件的運(yùn)行情況和對(duì) 故障的判斷、處理能力；不破壞航天器姿態(tài)控制軟件完整性，測(cè)試精度高，測(cè) 試范圍廣，相對(duì)于航天器這類(lèi)昂貴的產(chǎn)品來(lái)說(shuō)，性?xún)r(jià)比高，研制成本低。


圖1:本發(fā)明小衛(wèi)星姿態(tài)控制可靠性驗(yàn)證的仿真測(cè)試設(shè)備整體結(jié)構(gòu)框圖； 圖2:力矩反解單元、執(zhí)行機(jī)構(gòu)、信號(hào)激勵(lì)源和傳感器的結(jié)構(gòu)連接圖。 圖3:故障注入模塊軟件流程圖； 圖4:傳感器故障注入原理圖； 圖5:執(zhí)行機(jī)構(gòu)故障注入原理圖； 圖6:本發(fā)明工作圖流程圖。
圖中的主要符號(hào)名稱(chēng)1—地面仿真支持模塊，2—故障注入模塊，3—星載 模塊，11--監(jiān)控終端，12—衛(wèi)星模型，13—信號(hào)激勵(lì)源，14…力矩反解單元， 21—模數(shù)轉(zhuǎn)換器，22—信號(hào)轉(zhuǎn)接電路，23—-故障注入處理器，24---人機(jī)交互單 元，25—數(shù)模轉(zhuǎn)換器，31—傳感器，32—-星載控制器，33—執(zhí)行機(jī)構(gòu)。
具體實(shí)施例方式
如圖1所示小衛(wèi)星姿態(tài)控制可靠性驗(yàn)證的仿真測(cè)試設(shè)備，包括地面仿真支
持模塊1和星載模塊3，所述地面仿真支持模塊1包括監(jiān)控終端U、衛(wèi)星模
型12、信號(hào)激勵(lì)源13和力矩反解裝置14，其中監(jiān)控終端11與衛(wèi)星模型12電 連接，力矩反解裝置14的輸出端與衛(wèi)星模型12的輸入端連接；所述星載模塊3 包括傳感器31、執(zhí)行機(jī)構(gòu)32和星載控制器33，信號(hào)激勵(lì)源13的輸出端與傳感 器31的輸入端連接，傳感器31的輸出端與星載控制器33的輸入端連接。還包 括故障注入模塊2，所述故障注入模塊2包括模數(shù)轉(zhuǎn)換器21、信號(hào)轉(zhuǎn)接電路
22、故障注入處理器23、人機(jī)交互單元24、數(shù)模轉(zhuǎn)換器25，其中模數(shù)轉(zhuǎn)換器 21的一輸入端與衛(wèi)星模型12的輸出端連接，模數(shù)轉(zhuǎn)換器21的另兩個(gè)輸入端分 別與執(zhí)行機(jī)構(gòu)32和星載控制器33的輸出端連接，模數(shù)轉(zhuǎn)換器21的輸出端與信 號(hào)轉(zhuǎn)接電路22的輸入端連接，信號(hào)轉(zhuǎn)接電路22通過(guò)故障注入處理器23與人機(jī) 交互單元24連接，數(shù)模轉(zhuǎn)換器25的輸入端與信號(hào)轉(zhuǎn)接電路22的輸出端連接， 數(shù)模轉(zhuǎn)換器25的三個(gè)輸出端分別與信號(hào)激勵(lì)源13、力矩反解裝置14、衛(wèi)星模 型12的輸入端連接。
如圖2所示信號(hào)激勵(lì)源13包括GPS激勵(lì)源131、磁強(qiáng)計(jì)激勵(lì)源132和陀螺 激勵(lì)源133，所述傳感器31包括GPS 311、磁強(qiáng)計(jì)312和陀螺313; GPS激勵(lì)源 131、磁強(qiáng)計(jì)激勵(lì)源132、陀螺激勵(lì)源133的輸入端分別與故障注入模塊2連接， GPS激勵(lì)源131的輸出端與GPS 311的輸入端連接，磁強(qiáng)計(jì)激勵(lì)源132輸出端 與磁強(qiáng)計(jì)312的輸入端連接，陀螺激勵(lì)源133輸出端與陀螺313的輸入端連接， GPS 311、磁強(qiáng)計(jì)312和陀螺313的輸出端分別與星載控制器33連接。陀螺信 號(hào)激勵(lì)采用恒流源實(shí)現(xiàn)，恒流源信號(hào)與目標(biāo)角速率直接成線性關(guān)系，陀螺接收 恒流源信號(hào)，并將其轉(zhuǎn)換為與角速率成線性關(guān)系的電壓信號(hào)；磁強(qiáng)計(jì)信號(hào)激勵(lì) 源選擇磁模擬器產(chǎn)生目標(biāo)磁場(chǎng)來(lái)實(shí)現(xiàn)信號(hào)激勵(lì)；GPS直接使用軌道信息實(shí)現(xiàn)模 擬。
力矩反解裝置14包括第一飛輪力矩反解電路141、第二飛輪力矩反解電路 142和第三飛輪力矩反解電路143，第一飛輪力矩反解電路141、第二飛輪力矩 反解電路142、第三飛輪力矩反解電路143的輸入端分別與故障注入模塊2連接， 第一飛輪力矩反解電路141、第二飛輪力矩反解電路142、第三飛輪力矩反解電 路143的輸出端分別與衛(wèi)星模型12連接。第一、第二、第三飛輪反解力矩根據(jù) 飛輪轉(zhuǎn)速反饋信號(hào)求得。
執(zhí)行機(jī)構(gòu)32包括第一飛輪321、第二飛輪322和第三飛輪323，第一飛輪 321、第二飛輪322和第三飛輪323的輸出端分別與模數(shù)轉(zhuǎn)換單元21連接，第 一飛輪321、第二飛輪322和第三飛輪323的輸出端分別與故障注入模塊2連接。
監(jiān)控終端ll采用一臺(tái)工控機(jī)實(shí)現(xiàn)，可以實(shí)現(xiàn)以下功能存儲(chǔ)并顯示數(shù)據(jù)， 軌道信息、姿態(tài)信息，當(dāng)前衛(wèi)星運(yùn)行模式，以及星載部件的工作狀況、發(fā)送遙 控指令等。衛(wèi)星模型12采用數(shù)學(xué)模型實(shí)現(xiàn)，即軌道和姿態(tài)運(yùn)動(dòng)方程。力矩反解 裝置14采集執(zhí)行機(jī)構(gòu)32的反饋信號(hào)，根據(jù)執(zhí)行機(jī)構(gòu)32的反饋信號(hào)與輸出力矩 的關(guān)系計(jì)算當(dāng)前執(zhí)行機(jī)構(gòu)32輸出力矩。衛(wèi)星模型12根據(jù)當(dāng)前時(shí)間和執(zhí)行機(jī)構(gòu) 32輸出力矩，結(jié)合上一時(shí)刻的姿態(tài)和軌道信息，更新小衛(wèi)星軌道和姿態(tài)信息； 同時(shí)還需要根據(jù)信號(hào)激勵(lì)源13與軌道、姿態(tài)信息的關(guān)系，給出激勵(lì)源指令信號(hào)。 傳感器3i接收激勵(lì)源指令信號(hào)，根據(jù)傳感器物理、電氣轉(zhuǎn)換關(guān)系，計(jì)算星上傳 感器激勵(lì)源信號(hào)，并輸出到傳感器31。
如圖6所示， 一種小衛(wèi)星姿態(tài)控制可靠性驗(yàn)證的仿真測(cè)試方法，包括以下 步驟
(a)啟動(dòng)故障注入模塊2，設(shè)定傳感器31故障模型或執(zhí)行機(jī)構(gòu)32的故障模型， 所述故障模型采用目標(biāo)系統(tǒng)真實(shí)故障的四個(gè)屬性值來(lái)唯一表征一個(gè)故障實(shí)例，故障的四個(gè)屬性是故障位置、故障類(lèi)型、故障持續(xù)時(shí)間和故障注
入時(shí)刻。下面以陀螺313永久失效、0值輸出的故障類(lèi)型為例。如圖3所 示，為故障注入模塊2的軟件工作流程。首先啟動(dòng)故障注入模塊2，在人 機(jī)交互界面中設(shè)定傳感器31的故障模型或執(zhí)行機(jī)構(gòu)32的故障模型，故 障注入模塊2將設(shè)定的故障信息輸入故障控制器，故障控制器通過(guò)與故 障庫(kù)中的故障模型進(jìn)行對(duì)比，判斷是否有效。若故障模型有效則通過(guò)人 機(jī)界面顯示；若故障模型無(wú)效則通過(guò)人機(jī)界面提示重新輸入故障模型。
(b) 初始化衛(wèi)星模型12狀態(tài)，從監(jiān)控終端11設(shè)定衛(wèi)星初始工作模式、軌道 信息、姿態(tài)信息，所述工作模式為阻尼工作模式或三軸穩(wěn)定指向地球工 作模式，所述軌道信息包括軌道高度、偏心率、升交點(diǎn)赤徑、軌道傾角、 近地點(diǎn)角、平近點(diǎn)角，所述姿態(tài)信息包括三軸姿態(tài)角和三軸姿態(tài)角速率;
(c) 衛(wèi)星模型(12)根據(jù)衛(wèi)星軌道動(dòng)力學(xué)方程、姿態(tài)動(dòng)力學(xué)方程和姿態(tài)運(yùn)動(dòng) 學(xué)方程更新衛(wèi)星軌道信息和姿態(tài)信息，并輸出衛(wèi)星軌道和姿態(tài)信息；
(1) 衛(wèi)星的軌道運(yùn)動(dòng)方程
# =戶(hù)￡， F為衛(wèi)星位置矢量，爿表示對(duì)f求二次導(dǎo)數(shù)為衛(wèi)星加速度矢量，
藝是攝動(dòng)加速度；
(2) 衛(wèi)星相對(duì)慣性系的動(dòng)力學(xué)方程
<formula>complex formula see original document page 9</formula> ; f=g+fd， /為星體轉(zhuǎn)動(dòng)慣量，^為角速度矢量，
^表示對(duì)A求一次導(dǎo)數(shù)為角加速度矢量，5為飛輪輸出力矩，t為干
擾力矩，f為實(shí)際作用力矩；
(3) 姿態(tài)運(yùn)動(dòng)學(xué)方程
以軌道系為參考坐標(biāo)系，由四元數(shù)9<formula>complex formula see original document page 9</formula>描述星
體系與軌道系之間的姿態(tài)，衛(wèi)星姿態(tài)運(yùn)動(dòng)學(xué)方程為
<formula>complex formula see original document page 9</formula>
其中，^為星體系與軌道系的角速度在星體系中的投影，S(《)為斜對(duì) 稱(chēng)矩陣，
<formula>complex formula see original document page 9</formula>
由四元數(shù)描述的衛(wèi)星姿態(tài)矩陣為
<formula>complex formula see original document page 9</formula>
6與A有如下關(guān)系
其中，d)。 =
T=[q0 q-t]T描述星體系與軌道系之間的姿態(tài)，衛(wèi)星姿態(tài)運(yùn)動(dòng)學(xué)方程為<formula>see original document page 3</formula>其中，^為星體系與軌道系的角速度在星體系中的投影，S(^為斜對(duì) 稱(chēng)矩陣，<formula>see original document page 3</formula>由四元數(shù)描述的衛(wèi)星姿態(tài)矩陣為<formula>see original document page 3</formula>ωb與ωb有如下關(guān)系 <formula>see original document page 3</formula>其中,<formula>see original document page 3</formula>為軌道系相對(duì)慣性系的角速度；(d) 采用故障注入模塊(2)采集衛(wèi)星軌道和姿態(tài)信息，并根據(jù)設(shè)定的故障，輸出激勵(lì)源指令信號(hào)；(e) 采用GPS激勵(lì)源(131)采集軌道信息，模擬衛(wèi)星軌道后輸出GPS激勵(lì) 信號(hào)；采用磁模擬器產(chǎn)生目標(biāo)磁場(chǎng)來(lái)輸出磁強(qiáng)計(jì)激勵(lì)信號(hào)；采用陀螺輸 出電壓u1來(lái)實(shí)現(xiàn)陀螺信號(hào)激勵(lì)，陀螺輸出電壓^與敏感到的角速率w之間 關(guān)系為<formula>see original document page 4</formula>其中k1為固定比值；(f) 采用傳感器(31)接收傳感器激勵(lì)信號(hào)，輸出傳感器信息；(g) 采用星載控制器(33)采集傳感器(31)輸出的傳感器信息，根據(jù)PID 控制律，計(jì)算并輸出執(zhí)行機(jī)構(gòu)指令信號(hào)；(h) 采用故障注入模塊(2)采集執(zhí)行機(jī)構(gòu)指令信號(hào)和執(zhí)行機(jī)構(gòu)反饋信號(hào)，根 據(jù)設(shè)定的執(zhí)行機(jī)構(gòu)(32)的故障，進(jìn)行處理后得到偽執(zhí)行機(jī)構(gòu)指令信號(hào) 和偽執(zhí)行機(jī)構(gòu)反饋信號(hào)，并分別輸出到執(zhí)行機(jī)構(gòu)(32)和力矩反解單元(14);(i) 采用力矩反解單元(14)采集飛輪轉(zhuǎn)速反饋信號(hào)，并根據(jù)飛輪轉(zhuǎn)速反饋 信號(hào)與飛輪輸出力矩關(guān)系；計(jì)算輸出力矩值，其中^;為飛輪輸 出力矩，J為動(dòng)量輪轉(zhuǎn)動(dòng)慣量，^為動(dòng)量輪轉(zhuǎn)動(dòng)角速度矢量，ωr表示對(duì)ωr求一次導(dǎo)數(shù)為角加速度矢量； (j)采用衛(wèi)星模型(12)采集輸出力矩Tr; (k)重復(fù)上述步驟c至步驟j。
全文摘要
小衛(wèi)星姿態(tài)控制可靠性驗(yàn)證的仿真測(cè)試設(shè)備及其測(cè)試方法，屬衛(wèi)星姿態(tài)控制。包括地面仿真支持模塊、故障注入模塊和星載模塊，其中地面仿真支持模塊包括監(jiān)控終端、衛(wèi)星模型、信號(hào)激勵(lì)源、力矩反解單元，故障注入模塊包括模數(shù)轉(zhuǎn)換器、信號(hào)轉(zhuǎn)接電路、故障注入處理器、人機(jī)交互單元、數(shù)模轉(zhuǎn)換單元，星載模塊包括傳感器、星載控制器和執(zhí)行機(jī)構(gòu)。所述的測(cè)試方法包括設(shè)定故障模型、初始化衛(wèi)星、更新軌道和姿態(tài)信息、星載控制器采集傳感器信號(hào)向故障注入模塊輸出執(zhí)行機(jī)構(gòu)指令信號(hào)、執(zhí)行機(jī)構(gòu)接收偽執(zhí)行機(jī)構(gòu)指令信號(hào)向故障注入模輸出反饋信號(hào)、力矩反解單元采集故障注入模塊輸出的偽反饋信號(hào)向衛(wèi)星模型輸出控制力矩信號(hào)。本發(fā)明可實(shí)施性強(qiáng)，性?xún)r(jià)比高。
文檔編號(hào)G05B23/02GK101344788SQ20081012477
公開(kāi)日2009年1月14日 申請(qǐng)日期2008年9月2日 優(yōu)先權(quán)日2008年9月2日
發(fā)明者劉海穎, 斌 姜, 康國(guó)華, 廖文和, 智 熊, 程月華, 高志峰 申請(qǐng)人:南京航空航天大學(xué)