专利名称：基于一种dgcmg构型的卫星多种姿态控制模式测试系统的制作方法
技术领域：
本发明涉及基于一种DGCMG (双框架控制力矩陀螺)构型的卫星多种姿态控制模式测试系统，适用于基于双框架控制力矩陀螺、单框架控制力矩陀螺和反作用飞轮三类姿态控制执行机构及其不同构型下的卫星姿态控制方案设计。
背景技术：
二十一世纪，空间科学技术快速发展，卫星机动能力大幅提升，小型敏捷机动卫星、对地高精度稳定卫星等多种卫星吸引了多家机构进行了大量研究。卫星的姿态执行机构主要有喷气推进、控制力矩陀螺和反作用飞轮等。在以往的研究中如小卫星姿态控制地面仿真装置及方法，公开(公告)号CN1119310031A公布了一种适用于多种不同型号卫星的姿态控制地面仿真的方法；小卫星姿态控制可靠性验证的仿真测试设备及测试方法，公开(公告)号CNl11444899中则关注了姿态控制可靠性方面的研究。另外在卫星姿态执行机构的研究方面则多专注于一种姿态执行机构的研究，如采用DGCMG的敏捷卫星姿态/角动量联合控制，偏置动量轮控卫星姿态控制等文章对DGCMG和动量轮等姿态执行机构进行了研究。控制力矩陀螺作为姿态执行机构有多种经典构型的应用已相对成熟，目前在控制力矩陀螺的使用上多为采用某一构型，安装构型确定之后不能再改变。如需采用其他构型的控制力矩陀螺作为姿态执行机构只能将其拆卸下来，再重新搭建所需构型的控制力矩陀螺组，非常繁琐，浪费大量的时间成本和经济成本。
发明内容
本发明的技术解决问题是:克服现有技术的不足，提供基于一种DGCMG构型的卫星多种姿态控制模式测试系统，利用该测试平台，为卫星的多种姿控提供地面测试与验证。本发明的技术解决方案:基于一种DGCMG构型的卫星多种姿态控制模式测试系统，包括:平台系统、卫星姿态控制系统和空间环境模拟系统；所述平台系统包括三轴气浮台1、星务综合管理系统2、电源系统16和第一无线网桥12 ;卫星姿态控制系统包括喷气推进系统4、四个双框架控制力矩陀螺DGCMG15、光纤陀螺13、星敏感器10、太阳敏感器8和GPS接收机5 ;所述空间环境模拟系统包括GPS模拟器14，金属滑块6、金字塔构型滑杆7太阳仿真器9、星仿真器11 ;地面站系统包括地面仿真计算机18和第二无线网桥17 ；所述三轴气浮台I的台体采用分舱式空心圆柱型结构，共分三个舱体，其中星务综合管理系统2，电源系统16位于最底层舱体，第一无线网桥12位于最上层舱体并与星务综合管理系统2相连；星务综合管理系统2接收卫星控制系统中的光纤陀螺13、星敏感器10、太阳敏感器8和GPS接收机5的信息进行卫星的姿态轨道实时仿真计算，同时星务综合管理系统2通过第一无线网桥12、第二无线网桥17与地面仿真计算机18通信，并根据地面仿真计算机18的指令向DGCMG15发送命令，进行卫星平台的姿态控制；喷气推进系统4位于中间层舱体；四个双框架控制力矩陀螺15相互间隔100°安装在三轴气浮台I的最底层舱体的底部，通过锁止内框或外框、内框和外框分别构成多种构型的单框架力矩陀螺和反作用飞轮，用于实现三类不同种类执行机构的姿态控制系统；光纤陀螺13、星敏感器10、太阳敏感器8和GPS接收机5均位于最上层舱体，上述部件均与星务综合管理系统2相连；GPS模拟器14位于最上层舱体；金属滑块6安装在于最上层舱体相连的金字塔构型滑杆7上，太阳仿真器9、星仿真器11均安装在最上层舱体上，上述部件均与星务综合管理系统2相连；太阳仿真器9、星仿真器11、GPS模拟器14分别与太阳敏感器8、星敏感器10和GPS接收机5相连。本发明的原理是:利用双框架控制力矩陀螺组进行卫星姿态的机动。通过锁止外框或内框可将双框架控制力矩陀螺作为单框架控制力矩陀螺使用，并且根据锁止外框或内框的角度可变换多种构型；通过锁止外框和内框可将双框架控制力矩陀螺还可以作为反作用飞轮使用；可以完成基于双框架控制力矩陀螺、单框架控制力矩陀螺和反作用飞轮三类姿态执行机构的卫星姿态控制系统验证。本发明与现有技术相比的优点在于:本发明采用4个平行构型双框架控制力矩陀螺作为测试平台的执行机构，通过锁止外框或内框可将双框架控制力矩陀螺作为单框架控制力矩陀螺使用，并且根据锁止外框或内框的角度可变换多种构型，通过锁止外框和内框可将双框架控制力矩陀螺作为反作用飞轮使用，并且根据锁止外框和内框的角度可变换多种构型，可以实现基于双框架控制力矩陀螺、单框架控制力矩陀螺和反作用飞轮三类姿态执行机构的卫星姿态控制系统验证。即通过一种执行机构的配置可完成三类执行机构构成的卫星姿态控制系统的验证。
图1为本发明的总体布局图；图2为本发明的卫星空间干扰力矩等效机构；图3为本发明的卫星姿态测量系统；图4为本发明的喷气推进系统；图5为本发明的星上综合处理系统；图6为本发明的DGCMG组；图7为本发明系统间信号流图。
具体实施例方式如图1所示，本发明包括:平台系统、卫星姿态控制系统和空间环境模拟系统；平台系统包括三轴气浮台1、星务综合管理系统2、电源系统16和第一无线网桥12 ;卫星姿态控制系统包括喷气推进系统4、四个双框架控制力矩陀螺DGCMG15、光纤陀螺13、星敏感器10、太阳敏感器8和GPS接收机5 ;所述空间环境模拟系统包括GPS模拟器14，金属滑块6、金字塔构型滑杆(7)、太阳仿真器9、星仿真器11 ;地面站系统包括地面仿真计算机18和第二无线网桥17。三轴气浮台I用于模拟卫星平台，搭载有效载荷，三轴气浮台I的台体采用分舱式空心圆柱型结构，共分三个舱体，其中星务综合管理系统2，电源系统16位于最底层舱体，第一无线网桥12位于最上层舱体并与星务管理系统2相连，电源系统16，为整个测试系统供电，星务综合管理系统2接收卫星控制系统中的光纤陀螺13、星敏感器10、太阳敏感器8和GPS接收机5的信息进行卫星的姿态轨道实时仿真计算，同时星务综合管理系统2通过第一无线网桥12、第二无线网桥17与地面仿真计算机18通信，并根据地面仿真计算机18的指令向DGCMG15发送命令，进行卫星平台的姿态控制；喷气推进系统4位于中间层舱体，喷气推进系统4负责初始速率阻尼和角动量卸载；四个双框架控制力矩陀螺15作为卫星姿态调整的执行机构，相互间隔100°安装在三轴气浮台I的最底层舱体的底部，通过锁止内框或外框、内框和外框分别构成多种构型的单框架力矩陀螺和反作用飞轮，用于实现三类不同种类执行机构的姿态控制系统；光纤陀螺13、星敏感器10、太阳敏感器8和GPS接收机5均位于最上层舱体，上述部件均与星务综合管理系统2相连；GPS模拟器14位于最上层舱体，用于模拟太空中各个GPS卫星的信号，太阳仿真器9和星仿真器11用于模拟太阳光和星光，通过安装在三轴气浮台I顶部金子塔构型滑杆(7)上的金属滑块6来模拟空间干扰力矩；金属滑块6安装在于最上层舱体相连的金字塔构型滑杆7上，太阳仿真器9、星仿真器11均安装在最上层舱体上，上述部件均与星务综合管理系统2相连；太阳仿真器9、星仿真器11、GPS模拟器14分别与太阳敏感器8、星敏感器10和GPS接收机5相连，采用星敏感器10和太阳敏感器8分别获取空间环境模拟系统中星仿真器11和太阳仿真器9模拟的星光和太阳光并联合光纤陀螺13来确定卫星的姿态信息；用GPS接收机5接收空间环境模拟系统中GPS模拟器14模拟的GPS信号来确定卫星的轨道信息；空间环境模拟系统中的太阳仿真器9和星仿真器11分别用于模拟空间中太阳光和星光，卫星控制系统中太阳敏感器8和星敏感器10利用该信息确定卫星的姿态。如图2为本发明的俯视图，四个滑杆7固定在顶层的边缘，形成金字塔形状，每个滑杆7上安装一个金属滑块6。金字塔构型滑杆7和金属滑块6构成金子塔构型的滑块结构。通过金属滑块6在金字塔构型滑杆7上的滑动来模拟空间干扰力矩。如图3所示为本发明三轴气浮台I最上层舱体分布图，太阳敏感器8安装在第二象限，将太阳仿真器9安装在太阳敏感器8的感光头上，在仿真过程中星务综合管理系统控制太阳仿真器9产生激励信号，太阳敏感器8得到该信号后进行平台姿态角确定，并将姿态角信息传回星务综合管理系统2。星敏感器10安装在第一象限，将星仿真器11安装在星敏感器10的感光头上，在仿真过程中星务综合管理系统2控制星仿真器11产生激励信号，星敏感器10得到该信号后测量平台姿态角，并将姿态角测量信息传回星务综合管理系统2。三个正交的光纤陀螺13安装在第四象限，由三个光纤陀螺13测量三轴气浮台I在三个方向上的姿态角速率，并将该信息传到星务综合管理系统2。星务综合管理系统2综合处理太阳敏感器8、星敏感器10和三个光纤陀螺13提供的姿态信息进行最终姿态的确定。GPS接收机5、GPS模拟器14安装在第三象限，GPS接收机5接收来自空间环境模拟系统的GPS模拟器14的信息，并将信息传送到星务综合管理系统2用来确定轨道位置。如图4所示为本发明三轴气浮台I的中间层舱体的布局图，该层舱体安装喷气推进系统4。在该舱体对称的安装两个喷气推进系统4，这两个喷气推进系统4均与星务综合管理系统2相连，由星务综合管理系统2控制其喷气的大小和方向进行姿态机动。如图5所示为本发明三轴气浮台I的最底层舱体的分布图，每个象限均安放有星务综合处理系统2的电路板及配重块3，当三轴气浮台I的台体的配重不均衡时可以调节配重块3的质量来使台体的配重均衡。如图6所示为本发明三轴气浮台I仰视图，电源系统16固定安装在台体底面，四个双框架控制力矩陀螺15均匀固定的安装在台体底部。太阳敏感器8、太阳仿真器9、星敏感器10、星仿真器11、三个光纤陀螺13、GPS接收机，喷气推进系统4、星务综合管理系统2均通过RS422与电源系统16相连。上述所有RS422通过三轴气浮台I的中间的圆柱引到台体底部，并与电源系统16相连。图6所示，本发明的四个双框架控制力矩陀螺15构成平行构型安装于气浮台体I的底部。为每个双框架控制力矩陀螺建立坐标系，XI，X2，X3，X4均指向当地正东方向；Y1，Υ2，Υ3，Υ4均指向当地正北方向；Ζ1，Ζ2，Ζ3，Ζ4均指向地心。每个在内、外框架角都为零时，锁住双框架控制力矩陀螺15的外框架，则构成双平行构型的单框架控制力矩陀螺。在第三DGCMG15绕外框轴Υ3顺时针转过α角(0〈 α <100)并锁止外框，第四DGCMG15绕外框轴Υ4逆时间转过α角并锁止外框，第一 GCMG绕外框轴Yl逆时针转过α角并锁止内框，第二DGCMG15绕外框轴Υ2顺时针转过α角并锁住内框则构成金字塔构型的单框架控制力矩陀螺，若在构成金字塔构型的单框架控制力矩陀螺后锁住所有双框架控制力矩陀螺15的内框和外框，则构成了金字塔构型的反作用飞轮。因此，利用如图6所示构型的双框架控制力矩陀螺15可构成多种典型构型的单框架控制陀螺群和反作用飞轮群。如图7所示为本发明系统间信号流图。星务综合管理系统2是本测试系统的信息处理中心。由星务综合管理系统2控制太阳仿真器9、星仿真器11、GPS模拟器14输出相应的太阳光信号、星光信号和GPS卫星信号。由星务管理器2控制金字塔构型滑杆7上的四个滑块6做周期性运动，模拟空间干扰力矩，使三轴气浮台I在该力矩下震颤。太阳敏感器8、星敏感器10、GPS接收机5分别接收由太阳仿真器9、星仿真器11、GPS模拟器14输出的相应的太阳光信号、星光信号和GPS卫星信号进行卫星平台姿态角的测量和GPS卫星信息的测量。光纤陀螺13用于测量三轴气浮台I的姿态角速率。太阳敏感器8、星敏感器10、光纤陀螺13测量的姿态角以及GPS接收机5测量的GPS卫星信息传送给星务综合管理系统2保存。星务综合管理系统2通过GPS卫星信息计算卫星平台的轨道，并根据轨道信息和卫星平台的姿态信息控制双框架控制力矩陀螺15进行轨道和姿态机动。星务综合管理系统2通过第一无线网桥12和第二无线网桥17与地面仿真计算机18进行信息交互。本发明说明书中未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员公知的现有技术。
权利要求
1.基于一种DGCMG(15)构型的卫星多种姿态控制模式测试系统，其特征在于包括:平台系统、卫星姿态控制系统和空间环境模拟系统；所述平台系统包括三轴气浮台(I)、星务综合管理系统(2)、电源系统(16)和第一无线网桥(12);所述卫星姿态控制系统包括喷气推进系统(4)、四个双框架控制力矩陀螺DGCMG (15)、光纤陀螺(13)、星敏感器(10)、太阳敏感器(8)和GPS接收机(5);所述空间环境模拟系统包括GPS模拟器(14)，金属滑块(6)、金字塔构型滑杆(7)太阳仿真器(9)、星仿真器(11);地面站系统包括地面仿真计算机(18)和第二无线网桥(17);所述三轴气浮台(I)的台体采用分舱式空心圆柱型结构，共分三个舱体，其中星务综合管理系统(2)，电源系统(16)位于最底层舱体，第一无线网桥(12)位于最上层舱体并与星务综合管理系统(2)相连；星务综合管理系统(2)接收卫星控制系统中的光纤陀螺(13)、星敏感器(10)、太阳敏感器(8)和GPS接收机(5)的信息进行卫星的姿态轨道实时仿真计算，同时星务综合管理系统(2)通过第一无线网桥(12)、第二无线网桥(17)与地面仿真计算机18通信，并根据地面仿真计算机(18)的指令向DGCMG (15)发送命令，进行卫星平台的姿态控制； 喷气推进系统(4)位于中间层舱体；四个双框架控制力矩陀螺(15)相互间隔100°安装在三轴气浮台(I)的最底层舱体的底部，通过锁止内框或外框、内框和外框分别构成多种构型的单框架力矩陀螺和反作用飞轮，用于实现三类不同种类执行机构的姿态控制系统；光纤陀螺(13)、星敏感器(10)、太阳敏感器(8)和GPS接收机(5)均位于最上层舱体，上述部件均与星务综合管理系统(2)相连；GPS模拟器(14)位于最上层舱体；金属滑块(6)安装在于最上层舱体相连的金字塔构型滑杆(7)上，太阳仿真器(9)、星仿真器(11)均安装在最上层舱体上，上述部件均与星务综合管理系统(2)相连；太阳仿真器(9)、星仿真器(11)、GPS模拟器(14)分别与太阳敏感器(8)、星敏感器(10)和GPS接收机(5)相连。
2.根据权利要求1所述的基于一种DGCMG(15)构型的卫星多种姿控模式测试系统，其特征在于:所述DGCMG (15)作为执行机构，当其内、外框架角都为零时，锁住DGCMG (15)的外框架，则构成双平行构型的单框架控制力矩陀螺，用于研究双平行构型的单框架控制力矩陀螺作为执行机构的卫星姿控系统的性能。
3.根据权利要求1所述的基于一种DGCMG(15)构型的卫星多种姿控模式测试系统，其特征在于:所述DGCMG (15)作为执行机构，在第三个DGCMG (15)绕外框轴Y3顺时针转过α角，0〈α〈100，并锁止外框，第四个DGCMG (15)绕外框轴Υ4逆时间转过α角并锁止外框，第一个DGCMG (15)绕外框轴Yl逆时针转过α角并锁止内框，第二个DGCMG (15)绕外框轴Υ2顺时针转过α角并锁住内框则构成金字塔构型的单框架控制力矩陀螺。
4.根据权利要求1所述的基于一种DGCMG(15)构型的卫星多种姿控模式测试系统，其特征在于:所述DGCMG (15)作为执行机构，第三DGCMG (15)绕外框轴Υ3顺时针转过α角，0〈α〈100，并锁止外框，第四DGCMG (15)绕外框轴Υ4逆时间转过α角并锁止外框，第一 DGCMG (15)绕外框轴Yl逆时针转过α角并锁止内框，第二 DGCMG (15)绕外框轴Υ2顺时针转过α角并同时锁住外框和内框则构成金字塔构型的金字塔构型的反作用飞轮。
全文摘要
基于一种DGCMG构型的卫星多种姿态控制模式测试系统，是利用DGCMG一种执行机构测试和验证基于DGCMG、单框CMG和飞轮的卫星三种姿控系统的性能，包括平台系统、卫星姿态控制系统、空间环境模拟系统和地面站系统。平台系统由三轴气浮台、星务综合管理系统、电源和无线网桥组成，用来模拟卫星动力学特性和信息管理；卫星姿态控制系统由喷气推进系统、DGCMG、光纤陀螺、星敏感器、太阳敏感器和GPS接收机组成，用于卫星平台的定姿、定轨及其控制；空间环境模拟系统由GPS模拟器，金字塔构型的滑块、太阳仿真器、星仿真器组成，用于模拟空间干扰力矩、GPS卫星及天体的部分性能。利用该测试平台，为卫星的多种姿控提供地面测试与验证。
文档编号G05B23/02GK103197669SQ201310125910
公开日2013年7月10日 申请日期2013年4月12日 优先权日2013年4月12日
发明者杨照华, 余远金, 王浩, 郭雷 申请人:北京航空航天大学