本發(fā)明涉及一種星地時(shí)間同步的測(cè)試方法，具體是指一種適用于衛(wèi)星半物理仿真試驗(yàn)中的星地時(shí)間同步的測(cè)試方法。

背景技術(shù)：

隨著航天技術(shù)的發(fā)展和航天任務(wù)復(fù)雜性的日益增加，對(duì)衛(wèi)星精度和穩(wěn)定度的要求也越來(lái)越高，因此對(duì)衛(wèi)星地面仿真測(cè)試技術(shù)的精度和實(shí)時(shí)性提出了更高的要求。目前，對(duì)于衛(wèi)星地面仿真測(cè)試系統(tǒng)的實(shí)時(shí)性能尚沒(méi)有可靠的明確的參數(shù)指標(biāo)可供參考，對(duì)實(shí)時(shí)性的認(rèn)識(shí)也較為模糊。因此要設(shè)法對(duì)其關(guān)鍵性能的指標(biāo)進(jìn)行測(cè)量，獲得具有一定意義的數(shù)據(jù)參數(shù)。并且在測(cè)試過(guò)程中，要全面考慮可能影響實(shí)時(shí)性能的因素，并總結(jié)出一般的通用規(guī)律，對(duì)響應(yīng)時(shí)間有量級(jí)上的定性。

如何具體操作來(lái)有效衡量衛(wèi)星地面仿真測(cè)試系統(tǒng)的實(shí)時(shí)性能，就要求有具體的性能指標(biāo)來(lái)限定,只有衛(wèi)星控制精度和穩(wěn)定度都嚴(yán)格達(dá)到任務(wù)的指標(biāo)要求,才能定性衛(wèi)星地面仿真測(cè)試系統(tǒng)確實(shí)具有強(qiáng)實(shí)時(shí)性。

因此，需要提出一種在地面用的衛(wèi)星半物理仿真試驗(yàn)，以驗(yàn)證衛(wèi)星控制系統(tǒng)的精度和穩(wěn)定度能否達(dá)到載荷成像要求。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：

本發(fā)明的目的是提供一種衛(wèi)星半物理仿真試驗(yàn)中星地時(shí)間同步的測(cè)試方法，減少數(shù)據(jù)傳輸過(guò)程中的時(shí)間延遲，保證星上計(jì)算機(jī)與地面衛(wèi)星動(dòng)力學(xué)仿真計(jì)算機(jī)之間的時(shí)間同步性，提高衛(wèi)星控制系統(tǒng)的測(cè)試精度。

為實(shí)現(xiàn)上述目的，本發(fā)明提供一種衛(wèi)星半物理仿真試驗(yàn)中星地時(shí)間同步的測(cè)試方法，包含以下步驟：

s1、建立衛(wèi)星動(dòng)力學(xué)仿真模型，并將衛(wèi)星動(dòng)力學(xué)仿真模型運(yùn)行至衛(wèi)星動(dòng)力學(xué)仿真計(jì)算機(jī)中；

s2、通過(guò)秒脈沖設(shè)備產(chǎn)生同步的秒脈沖信號(hào)，并分別發(fā)送至星上計(jì)算機(jī)和衛(wèi)星動(dòng)力學(xué)仿真計(jì)算機(jī)；

s3、衛(wèi)星動(dòng)力學(xué)仿真計(jì)算機(jī)中的衛(wèi)星動(dòng)力學(xué)仿真模型實(shí)時(shí)接收星上計(jì)算機(jī)發(fā)送的時(shí)間信號(hào)，與秒脈沖信號(hào)對(duì)應(yīng)的時(shí)間信號(hào)進(jìn)行比較，判斷正確后作為軌道計(jì)算時(shí)間，并計(jì)算得到衛(wèi)星姿態(tài)四元數(shù)；

s4、采用星敏感器電信號(hào)源接收衛(wèi)星動(dòng)力學(xué)仿真計(jì)算機(jī)發(fā)送的衛(wèi)星姿態(tài)四元數(shù)，模擬在軌星空并傳輸至星敏感器，再通過(guò)星敏感器與星上計(jì)算機(jī)形成閉環(huán)控制，利用衛(wèi)星姿態(tài)信息間接反映衛(wèi)星在地面仿真試驗(yàn)中的星地時(shí)間的同步性。

所述的s1中，建立衛(wèi)星動(dòng)力學(xué)仿真模型的具體步驟為：

在太陽(yáng)電池陣和天線展開(kāi)后，衛(wèi)星的動(dòng)力學(xué)包括衛(wèi)星的轉(zhuǎn)動(dòng)和太陽(yáng)電池陣的彈性振動(dòng)和轉(zhuǎn)動(dòng)，姿態(tài)控制時(shí)建立的衛(wèi)星的姿態(tài)動(dòng)力學(xué)方程為：

其中，is為衛(wèi)星在三軸坐標(biāo)系oa－xayaza中的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量矩陣；

為衛(wèi)星相對(duì)于初始慣性坐標(biāo)系的角速度矢量；

分別為左、右太陽(yáng)電池陣的角速度矢量；

h為飛輪的角動(dòng)量；

ts為作用在衛(wèi)星上的外力矩；

tals、tars分別為作用在左、右太陽(yáng)電池陣的驅(qū)動(dòng)力矩；

fsls、fsrs分別為左、右太陽(yáng)電池陣的振動(dòng)對(duì)衛(wèi)星轉(zhuǎn)動(dòng)的柔性耦合系數(shù)；

fals、fars分別為左、右太陽(yáng)電池陣的振動(dòng)對(duì)自身轉(zhuǎn)動(dòng)的柔性耦合系數(shù)；

rasls、rasrs分別為左、右太陽(yáng)電池陣的轉(zhuǎn)動(dòng)對(duì)衛(wèi)星轉(zhuǎn)動(dòng)的剛性耦合系數(shù)；

ials、iars分別為左、右太陽(yáng)電池陣的慣量陣；

ζls、ζrs分別為左、右太陽(yáng)電池陣的模態(tài)阻尼系數(shù)；

ζlant、ζrant分別為左、右天線的模態(tài)阻尼系數(shù)；

λals、λars分別為左、右太陽(yáng)電池陣的模態(tài)頻率矩陣；

λalant、λarant分別為左、右天線的模態(tài)頻率矩陣；

分別為左、右太陽(yáng)電池陣的模態(tài)坐標(biāo)陣；

分別為左、右天線的模態(tài)坐標(biāo)陣；

fslant、fsrant分別為左、右天線對(duì)衛(wèi)星轉(zhuǎn)動(dòng)的柔性耦合系數(shù)。

所述的s1中，衛(wèi)星動(dòng)力學(xué)仿真計(jì)算機(jī)采用vxworks嵌入式實(shí)時(shí)操作系統(tǒng)，響應(yīng)時(shí)間為納秒級(jí)，保證衛(wèi)星動(dòng)力學(xué)仿真模型的運(yùn)行周期為1ms。

所述的s2中，秒脈沖設(shè)備采用時(shí)鐘板卡，其設(shè)置在衛(wèi)星動(dòng)力學(xué)仿真計(jì)算機(jī)中，以作為衛(wèi)星動(dòng)力學(xué)仿真模型的時(shí)間基準(zhǔn)。

所述的s3中，衛(wèi)星動(dòng)力學(xué)仿真模型通過(guò)rs422串口中斷通訊模式接收星上計(jì)算機(jī)發(fā)送的時(shí)間信號(hào)，并且中斷響應(yīng)時(shí)間控制在微秒級(jí)。

所述的s4中，星敏感器電信號(hào)源通過(guò)rs422串口中斷通訊模式接收衛(wèi)星動(dòng)力學(xué)仿真計(jì)算機(jī)發(fā)送的衛(wèi)星姿態(tài)四元數(shù)。

所述的s4中，星敏感器電信號(hào)源與星敏感器之間通過(guò)1334總線進(jìn)行數(shù)據(jù)傳輸。

綜上所述，本發(fā)明提供的衛(wèi)星半物理仿真試驗(yàn)中星地時(shí)間同步的測(cè)試方法，保證星上計(jì)算機(jī)與地面衛(wèi)星動(dòng)力學(xué)仿真計(jì)算機(jī)之間的時(shí)間同步性，有效解決了時(shí)間延遲對(duì)衛(wèi)星控制精度的影響，在地面仿真試驗(yàn)中驗(yàn)證了星敏感器對(duì)高精度衛(wèi)星姿態(tài)的影響，可應(yīng)用于具有星敏感器測(cè)量系統(tǒng)的高精度衛(wèi)星控制系統(tǒng)的地面閉環(huán)試驗(yàn)。

附圖說(shuō)明

圖1為本發(fā)明中的衛(wèi)星半物理仿真試驗(yàn)中星地時(shí)間同步的測(cè)試方法的流程示意圖；

圖2為本發(fā)明中的衛(wèi)星控制系統(tǒng)在衛(wèi)星半物理仿真試驗(yàn)中的仿真試驗(yàn)結(jié)果示意圖。

具體實(shí)施方式

以下結(jié)合圖1和圖2，詳細(xì)說(shuō)明本發(fā)明的一個(gè)優(yōu)選實(shí)施例。

如圖1所示，為本發(fā)明所提供的衛(wèi)星半物理仿真試驗(yàn)中星地時(shí)間同步的測(cè)試方法，包含以下步驟：

s1、建立衛(wèi)星動(dòng)力學(xué)仿真模型，包含執(zhí)行機(jī)構(gòu)輸入力矩模型、以及模擬星敏感器姿態(tài)的信息接口模型；并將衛(wèi)星動(dòng)力學(xué)仿真模型運(yùn)行至衛(wèi)星動(dòng)力學(xué)仿真計(jì)算機(jī)中；

s2、通過(guò)秒脈沖設(shè)備產(chǎn)生同步的秒脈沖信號(hào)，并分別發(fā)送至星上計(jì)算機(jī)和衛(wèi)星動(dòng)力學(xué)仿真計(jì)算機(jī)；

s3、衛(wèi)星動(dòng)力學(xué)仿真計(jì)算機(jī)中的衛(wèi)星動(dòng)力學(xué)仿真模型實(shí)時(shí)接收星上計(jì)算機(jī)發(fā)送的時(shí)間信號(hào)，與秒脈沖信號(hào)對(duì)應(yīng)的時(shí)間信號(hào)進(jìn)行比較，判斷正確后作為軌道計(jì)算時(shí)間，并計(jì)算得到衛(wèi)星姿態(tài)四元數(shù)，從而保證地面衛(wèi)星動(dòng)力學(xué)仿真計(jì)算機(jī)與星上計(jì)算機(jī)的時(shí)間保持同步一致；

s4、采用高性能的星敏感器電信號(hào)源接收衛(wèi)星動(dòng)力學(xué)仿真計(jì)算機(jī)發(fā)送的衛(wèi)星姿態(tài)四元數(shù)，模擬在軌星空并傳輸至星敏感器，再通過(guò)星敏感器與星上計(jì)算機(jī)形成閉環(huán)控制，以實(shí)現(xiàn)利用衛(wèi)星姿態(tài)信息間接反映衛(wèi)星在地面仿真試驗(yàn)中的星地時(shí)間的同步性。

所述的s1中，建立衛(wèi)星動(dòng)力學(xué)仿真模型的具體步驟為：

在太陽(yáng)電池陣和天線展開(kāi)后，衛(wèi)星的動(dòng)力學(xué)包括衛(wèi)星的轉(zhuǎn)動(dòng)和太陽(yáng)電池陣的彈性振動(dòng)和轉(zhuǎn)動(dòng)，姿態(tài)控制時(shí)建立的衛(wèi)星的姿態(tài)動(dòng)力學(xué)方程為：

其中，is為衛(wèi)星在三軸坐標(biāo)系oa－xayaza中的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量矩陣；

為衛(wèi)星相對(duì)于初始慣性坐標(biāo)系的角速度矢量；

分別為左、右太陽(yáng)電池陣的角速度矢量；

h為飛輪的角動(dòng)量；

ts為作用在衛(wèi)星上的外力矩；

tals、tars分別為作用在左、右太陽(yáng)電池陣的驅(qū)動(dòng)力矩；

fsls、fsrs分別為左、右太陽(yáng)電池陣的振動(dòng)對(duì)衛(wèi)星轉(zhuǎn)動(dòng)的柔性耦合系數(shù)；

fals、fars分別為左、右太陽(yáng)電池陣的振動(dòng)對(duì)自身轉(zhuǎn)動(dòng)的柔性耦合系數(shù)；

rasls、rasrs分別為左、右太陽(yáng)電池陣的轉(zhuǎn)動(dòng)對(duì)衛(wèi)星轉(zhuǎn)動(dòng)的剛性耦合系數(shù)；

ials、iars分別為左、右太陽(yáng)電池陣的慣量陣；

ζls、ζrs分別為左、右太陽(yáng)電池陣的模態(tài)阻尼系數(shù)；

ζlant、ζrant分別為左、右天線的模態(tài)阻尼系數(shù)；

λals、λars分別為左、右太陽(yáng)電池陣的模態(tài)頻率矩陣；

λalant、λarant分別為左、右天線的模態(tài)頻率矩陣；

分別為左、右太陽(yáng)電池陣的模態(tài)坐標(biāo)陣；

分別為左、右天線的模態(tài)坐標(biāo)陣；

fslant、fsrant分別為左、右天線對(duì)衛(wèi)星轉(zhuǎn)動(dòng)的柔性耦合系數(shù)。

所述的s1中，衛(wèi)星動(dòng)力學(xué)仿真計(jì)算機(jī)采用windriver公司的vxworks嵌入式實(shí)時(shí)操作系統(tǒng)，其是嚴(yán)格的絕對(duì)的強(qiáng)實(shí)時(shí)性的操作系統(tǒng)，響應(yīng)時(shí)間為納秒級(jí)，并且保證衛(wèi)星動(dòng)力學(xué)仿真模型的運(yùn)行周期為1ms。本實(shí)施例中，建立vxworks嵌入式實(shí)時(shí)操作系統(tǒng)，并建立相應(yīng)的硬件接口板卡驅(qū)動(dòng)，再將衛(wèi)星動(dòng)力學(xué)仿真模型運(yùn)行至該vxworks嵌入式實(shí)時(shí)操作系統(tǒng)。

所述的s2中，秒脈沖設(shè)備采用高精度的時(shí)鐘板卡，其設(shè)置在衛(wèi)星動(dòng)力學(xué)仿真計(jì)算機(jī)中，以作為衛(wèi)星動(dòng)力學(xué)仿真模型的時(shí)間基準(zhǔn)，從而避免時(shí)鐘晶振不準(zhǔn)而導(dǎo)致的時(shí)間慢漂。

所述的s3中，衛(wèi)星動(dòng)力學(xué)仿真模型通過(guò)rs422串口中斷通訊模式接收星上計(jì)算機(jī)發(fā)送的時(shí)間信號(hào)，并且中斷響應(yīng)時(shí)間控制在微秒級(jí)。

所述的s4中，星敏感器電信號(hào)源通過(guò)rs422串口中斷通訊模式接收衛(wèi)星動(dòng)力學(xué)仿真計(jì)算機(jī)發(fā)送的衛(wèi)星姿態(tài)四元數(shù)，有效避免因網(wǎng)絡(luò)傳輸而導(dǎo)致的時(shí)間延遲的不確定性。

由于衛(wèi)星動(dòng)力學(xué)仿真計(jì)算機(jī)按照固定的時(shí)間間隔向星敏感器電信號(hào)源發(fā)送衛(wèi)星姿態(tài)四元數(shù)，并且星敏感器電信號(hào)源只接收衛(wèi)星姿態(tài)四元數(shù)，與當(dāng)前絕對(duì)時(shí)間無(wú)關(guān)，因此其自身需要配置高精度高穩(wěn)定性的晶振來(lái)匹配接收衛(wèi)星姿態(tài)四元數(shù)的時(shí)間間隔。

所述的s4中，星敏感器電信號(hào)源與星敏感器之間通過(guò)專用接口進(jìn)行數(shù)據(jù)傳輸，時(shí)間延遲幾乎為零。本實(shí)施例中，所述的專用接口采用1334總線實(shí)現(xiàn)。

如圖2所示，采用本發(fā)明方法進(jìn)行的衛(wèi)星半物理仿真試驗(yàn)，具體的仿真試驗(yàn)結(jié)果表明，指標(biāo)要求穩(wěn)定時(shí)的衛(wèi)星姿態(tài)角為0.04°，衛(wèi)星姿態(tài)角速度為0.0005°/s；而仿真結(jié)果顯示，衛(wèi)星姿態(tài)角為0.02°，衛(wèi)星姿態(tài)角速度為0.0003°/s，上述均為絕對(duì)值。

因此，本發(fā)明提供的衛(wèi)星半物理仿真試驗(yàn)中星地時(shí)間同步的測(cè)試方法，適用于高精度高穩(wěn)定度的衛(wèi)星半物理仿真試驗(yàn)，在衛(wèi)星半物理仿真試驗(yàn)的基礎(chǔ)上，通過(guò)建立高精度的時(shí)頻系統(tǒng)以提高時(shí)間的精確性，達(dá)到提高測(cè)試系統(tǒng)精度的目的。

本發(fā)明采用嵌入式強(qiáng)實(shí)時(shí)性的操作系統(tǒng)，實(shí)時(shí)接收星上計(jì)算機(jī)的時(shí)間作為軌道和衛(wèi)星姿態(tài)計(jì)算的基準(zhǔn)時(shí)間，不僅保證了星上計(jì)算機(jī)與地面衛(wèi)星動(dòng)力學(xué)仿真計(jì)算機(jī)之間的時(shí)間同步性，而且在數(shù)據(jù)傳輸鏈路中，通過(guò)強(qiáng)實(shí)時(shí)性的操作系統(tǒng)、高精度時(shí)鐘和實(shí)時(shí)傳輸，盡可能把不確定性的時(shí)間延遲降到最小，大大提高了衛(wèi)星地面仿真的精度。最后通過(guò)星敏感器電信號(hào)源、星敏感器與星上計(jì)算機(jī)形成閉環(huán)控制，由衛(wèi)星控制系統(tǒng)半物理仿真試驗(yàn)得出的衛(wèi)星姿態(tài)控制信息來(lái)間接反映星地時(shí)間的同步性，即仿真系統(tǒng)的實(shí)時(shí)性也得到驗(yàn)證。本發(fā)明方法采用實(shí)時(shí)網(wǎng)絡(luò)與非實(shí)時(shí)網(wǎng)絡(luò)相隔離的技術(shù)，從而提高了衛(wèi)星測(cè)試系統(tǒng)的快速性和高實(shí)時(shí)性。

盡管本發(fā)明的內(nèi)容已經(jīng)通過(guò)上述優(yōu)選實(shí)施例作了詳細(xì)介紹，但應(yīng)當(dāng)認(rèn)識(shí)到上述的描述不應(yīng)被認(rèn)為是對(duì)本發(fā)明的限制。在本領(lǐng)域技術(shù)人員閱讀了上述內(nèi)容后，對(duì)于本發(fā)明的多種修改和替代都將是顯而易見(jiàn)的。因此，本發(fā)明的保護(hù)范圍應(yīng)由所附的權(quán)利要求來(lái)限定。