一种采用控制力矩陀螺真实力矩的航天器姿控测试系统及方法与流程

本发明涉及一种采用控制力矩陀螺真实力矩的航天器姿控测试系统及方法，可用于采用控制力矩陀螺作为执行机构进行姿态控制的航天器的GNC系统地面测试。

背景技术：

控制力矩陀螺具有控制力矩大、相应速度快和功耗低等优点，因此越来越多的航天器为了是想姿态的快速机动而选择了控制力矩陀螺作为执行机构。特别对于大型长寿命航天器，控制力矩陀螺是其必须的执行机构，已经有着广泛和成熟的应用。

控制力矩陀螺作为高控制精度和稳定度、高机动能力的执行机构，需要更高性能的仿真系统对其进行地面验证。在传统的航天器姿态控制测试系统中，通过测量控制力矩陀螺输出的框架角位置和角速度信息，并将这些信息传递给控制力矩陀螺的数学模型以计算得出其输出力矩，最终将该力矩传递给航天器动力学仿真系统以实现闭环测试。

在传统仿真实验中，为了完成控制力矩陀螺数学模型的建立进行了一些假设：转子转速为标称转速，转子质量相对于转动轴均匀分布；框架角速度是相邻控制周期的框架位置之差；不考虑框架转动带来的附加角动量。然而，(1)高速转子由于结构不对称、加工误差等特性会导致转子不平衡，使得角动量呈现复杂的变化特性，导致转子角动量必然和假设值存在误差；(2)低速框架由于摩擦、间隙等因素的存在使得输入和输出信号关系会表现出回环特性和死区特性，导致框架角速度离散作差的计算方法带来离散化误差；(3)框架角位置传感器也必然会引入测量误差，在低速运行时，对于系统误差的影响更为明显；(4)由于框架是有质量的，其转动必然会产生额外的角动量误差；(5)由于计算方法和多层数据传输的原因，也会引起系统误差或时间延迟。以上误差的存在使得控制力矩陀螺输出的真实力矩与其数学模型的输出不一致，不一致增大了地面闭环实验与在轨运行真实姿态控制的差异，影响控制力矩陀螺地面验证的真实性。

综上，现有的航天器姿控测试系统中，单框架控制力矩陀螺采用简化的数学模型代替真实产品进行实验，由于单框架控制力矩陀螺结构和不确定扰动的复杂性，真实控制力矩陀螺的输出力矩特性与数学模型的输出力矩存在较大差异，该差异影响了仿真系统的真实性。

相比于上述系统，采用全物理仿真平台能够避免上述缺点，但全物理仿真平台使用成本巨大，只有在专项实验中使用。而针对频繁的系统实验，显然全程采用全物理仿真平台耗资巨大且无必要。

因此，有必要在设计一种测试系统，在保证运行成本较低的情况下能够将控制力矩陀螺的真实输出力矩在航天器姿控系统的闭环实验中体现出来。从而确保闭环实验的真实性和准确性。

技术实现要素：

本发明的技术解决问题是：克服现有技术不足，提供一种采用控制力矩陀螺真实力矩的航天器姿控测试系统及方法，解决了控制力矩陀螺真实输出力矩不能引入闭环实验的问题，减小地面闭环实验与在轨运行真实姿态控制的差异，提高控制力矩陀螺地面验证的真实性。

本发明的技术解决方案：一种采用控制力矩陀螺真实力矩的航天器姿控测试系统，如图1所示，包括：GNC控制器1、执行机构、静态力矩测量台3、前置站6、敏感器模拟器、敏感器、外系统等效器21、数据显示和存储系统22，其中：

GNC控制器1在每个控制周期接收来自敏感器的测量数据，根据敏感器的测量数据和姿态控制算法计算得出执行机构的控制命令并将所述控制命令发送给执行机构；

执行机构用于接收并执行来自GNC控制器1的控制命令，控制命令包括控制力矩陀螺控制命令、磁力矩器控制命令和推进系统控制命令，根据控制命令产生相应的力矩；执行机构包括控制力矩陀螺2、磁力矩器4和推进系统5；

静态力矩测量台3，用于测量控制力矩陀螺的输出力矩，根据控制力矩陀螺2的实际输出力矩得到测量力矩并输出给前置站6；

前置站6用于磁力矩器控制命令、推进系统控制命令以及静态力矩测量台3输出测量力矩的采集和恒流源激励信号、动态星模拟器激励信号以及红外地球模拟器激励信号的输出；前置站由仿真计算机7和信号调理模块7组成，其采集的推进系统控制命令传递给仿真计算机7的推进系统数学模型9，采集的磁力矩器控制命令传递给仿真计算机7的磁力矩器数学模型10，采集的静态力矩测量台3输出的测量力矩传递给仿真计算机7的力矩计算模块11；

仿真计算机7中的推进系统数学模型9用于计算推进系统作用于航天器本体系下的三轴力矩，其接收来自GNC控制器1的推进系统控制命令，经过仿真计算出推进系统作用于航天器本体系下的三轴力矩；

仿真计算机7中的磁力矩器数学模型10用于计算磁力矩器作用于航天器本体系下的三轴力矩，接收来自GNC控制器1的磁力矩器控制命令，从仿真计算机7中的动力学计算模块12的动力学输出中提取84坐标系下航天器的位置和姿态四元数，经过仿真计算输出磁力矩器作用于航天器本体系下的三轴力矩；

仿真计算机7中的力矩计算模块11用于计算控制力矩陀螺作用于航天器的实际力矩，接收静态力矩测量台3传来的测量力矩，从仿真计算机7中的坐标变换模块13获得惯性坐标系下航天器的角速度，经过仿真计算得出控制力矩陀螺作用于航天器的航天器本体系下的三轴力矩；

仿真计算机7中的动力学计算模块12用于完成航天器姿态动力学的计算，接收推进系统数学模型9、磁力矩器数学模型10以及力矩计算模块11输出的航天器本体系下的三轴力矩之和，即航天器本体系下的三轴合力矩，经过动力学计算，完成航天器的动力学输出；

仿真计算机7中的敏感器激励信号计算模块14用于完成各敏感器或敏感器模拟器激励信号的计算，敏感器激励信号计算模块14接收动力学计算模块12的动力学输出，根据动力学输出解算出并输出敏感器和敏感器模拟器的激励信号；

前置站6的信号调理模块8用于敏感器和敏感器模拟器信号的调理，其接收来自仿真计算机7中敏感器激励信号计算模块14输出的敏感器和敏感器模拟器激励信号，对这些信号进行必要的处理从而输出陀螺、加速度计17需要的恒流源激励信号，动态星模拟器15需要的动态星模拟器激励信号，红外地球模拟器16需要的红外地球模拟器激励信号和太阳敏感器需要的恒流源激励信号；

模拟器敏感器包括动态星模拟器15和红外地球模拟器16，分别用于完成对星空中指定区域星图和对地球红外辐射的模拟。动态星模拟器15通过接收前置站信号调理模块8输出的动态星模拟器激励信号，模拟出该激励指定的特定区域的星图并用该星图激励星敏感器18；红外地球模拟器16通过接收前置站信号调理模块8输出的红外地球模拟器激励信号，模拟出航天器不同位姿下接收到的地球红外辐射用于激励红外地球敏感器19；

敏感器包括陀螺、加速度计17，星敏感器18，红外地球敏感器19和太阳敏感器20，它们通过接收各自的激励信号完成对航天器姿态和角速度的测量并将测量结果输出给GNC控制器；

外系统等效器21用于完成对GNC控制器1发送指令和注入同时实现对GNC控制器1遥测数据的采集；

数据显示和存储系统22，用于实验过程中测试数据的显示和存储，其接收外系统等效器21采集到的遥测数据和发送出的指令和注入，将其实时地显示出来并存储到硬盘中。

所述静态力矩测量台3由上台面、底座、四个二维力传感器(Q1，Q2，Q3，Q4)和一个万向节组成；四个二维力传感器对称分布，固定在底座的上端面和上台面的下端面，用于测量上台面上所放置物体产生的三轴力矩；万向节固定于底座并支撑上台面中心，用于支撑上台面，使得在控制力矩陀螺无力矩输出时，上台面对四个二维力传感器的作用力为0；四个二维力传感器十字对称安装于底座上并对上台面进行支撑。

所述静态力矩测量台3的输出三轴力矩包括二维力传感器Q1测量得到的压力N1和侧向力F1，二维力传感器Q2测量得到的压力N2和侧向力F2，二维力传感器Q3测量得到的压力N3和侧向力F3，二维力传感器Q4测量得到的压力N4和侧向力F4，两个相对二维力传感器之间的距离为L。

所述的控制力矩陀螺2安装到静态力矩测量台3的上台面，当控制力矩陀螺2没有力矩输出时，所述的静态力矩测量台3输出的测量力矩为0。

所述推进系统数学模型9包含了推进系统5发动机的安装位置矩阵、安装姿态矩阵和发动机比冲，根据GNC控制器1发出的推进系统控制命令得到推进系统的开机时间和关机时间，根据开机时间和关机时间计算出推进系统产生的推力大小，再根据该推力大小和发动机的安装位置和安装姿态计算出推进系统数学模型9输出的航天器本体系下的三轴力矩。

所述磁力矩器数学模型10包含了磁力矩器4的安装姿态矩阵、力矩—控制命令对应公式和地球磁场模型，根据力矩—控制命令对应公式、地球磁场模型、GNC控制器1发出的磁力矩器控制命令以及动力学计算模块12给出的84坐标系下航天器的位置和姿态四元数计算得到磁力矩器输出力矩大小，根据计算得到的磁力矩器输出力矩大小和磁力矩4的安装姿态矩阵计算得出磁力矩器数学模型输出的航天器本体系下的三轴力矩。

所述力矩计算模块11包含有控制力矩陀螺2的安装矩阵A，控制力矩陀螺框架坐标系到控制力矩陀螺本体坐标系的转换矩阵B，根据接收到的来自坐标变换模块13的惯性系下航天器的姿态角速度ω_b，来自静态力矩测量台3的输出力矩，通过如下公式

T＝[T_x T_y T_z]^T

T_x＝(N₂-N₄)L

T_y＝(N₃-N₁)L

T_z＝(F₁+F₂+F₃+F₄)L

T_b＝A(T+B((B^-1A^-1ω_b)×H))

计算得出力矩计算模块11输出的航天器本体系下的三轴力矩T_b；静态力矩测量台3输出包括四个压力N1、N2、N3、N4，和四个侧向力F1、F2、F3、F4。

本发明测试方法的实现步骤如下：

(1)建造静态力矩测量台。在固定底座上建立直角坐标系OXYZ，OZ轴竖直向上。将四个二维力传感器Q1～Q4和一个万向节安装于固定底座，二维传感器Q1～Q4呈十字对称分布，万向节安装于四个二维传感器Q1～Q4的对称中心。在二维传感器Q1～Q4上安装测量台面，测量台面与四个力传感器和万向节固定。

(2)将控制力矩陀螺安装在静态力矩测量台上，使得控制力矩陀螺本体坐标系O_bX_bY_bZ_b与静态力矩测量台的坐标系OXYZ重合。

(3)航天器姿态控制系统测试前静态力矩测量台的零位标定。零位标定在控制力矩陀螺安装到静态力矩测量台上后并完全静止时进行，记录控制力矩陀螺完全静止状态下静态力矩测量台的输出N₁₀，N₂₀，N₃₀，N₄₀，F₁₀，F₂₀，F₃₀，F₄₀。

(4)航天器姿态控制系统测试过程中控制力矩陀螺的输出力矩测量值计算。当控制力矩陀螺开始工作，静态力矩测量台四个二维力传感器的输出为N₁，N₂，N₃，N₄，F₁，F₂，F₃，F₄；根据(3)中测量得到的静态力矩测量台的零位输出，计算得到静态力矩测量台测量得到的控制力矩陀螺输出力矩T_c＝(T_xc,T_yc,T_zc)为

T_xc＝((N₂-N₂₀)-(N₄-N₄₀))L

T_yc＝((N₃-N₃₀)-(N₁-N₁₀))L

T_zc＝((F₁-F₁₀)+(F₂-F₂₀)+(F₃-F₃₀)+(F₄-F₄₀))L。

(5)控制力矩陀螺作用于航天器三轴上的力矩计算，根据(4)中得到的控制力矩陀螺输出力矩T_c和前置站力矩计算模块(11)，得到控制力矩陀螺作用于航天器上的航天器本体系下的三轴力矩，并将该力矩输入给航天器姿态动力学参与航天器姿态运算。

(6)通过(5)得到的控制力矩陀螺最终作用于航天器上的航天器本体系下的三轴力矩与推进系统数学模型(9)与磁力矩器数学模型(10)输出的航天器本体系下的三轴力矩求和后作为航天器姿态动力学运算的输入力矩参与动力学仿真计算。

本发明和现有技术相比所具有的优点及积极效果：

(1)本采用静态多维力矩传感器的方式将控制力矩陀螺的真实输出力矩引入动力学，避免了传统建模方法的建模误差。

(2)可以辅助检测控制力矩陀螺本身的状态，如：测试过程中产品高速和低速机构的性能趋势，筛选性能优的控制力矩陀螺。

(3)测得的控制力矩陀螺输出力矩不受控制力矩陀螺转子不平衡，框架转速误差、死区非线性，控制力矩陀螺轴承干扰和空气阻尼等因素产生的影响，简单易行并且验证效果更加真实。在航天领域广泛应用控制力矩陀螺的前景下，该系统具有重要的参考价值和实用意义。

附图说明

图1为本发明的系统组成框图；

图2静态力矩测量台结构图。

具体实施方式

下面结合附图对本发明进行详细说明。

一、关键部件具体设计与实施

(1)GNC控制器1、执行机构和敏感器

GNC控制器1、执行机构和敏感器为真实的天上产品，用于航天器在轨期间完成GNC任务，是航天器姿控测试系统中的被测试对象。

(2)静态力矩测量台3及其标定算法

静态力矩测量台用于完成对固定于其测量面的控制力矩陀螺输出的力矩进行测量，如图2所示，其关键部件为4个二维力传感器、1个万向节、1个底座和1个上台面。根据控制力矩陀螺工作过程中产生的最大力矩输出N，兼顾到力传感器的灵敏度，以最大输出力矩的1.2倍作为静态力矩测量台的最大力矩测量量程，本发明中静态力矩测量台的最大测量量程为2000Nm；根据控制力矩陀螺的外形尺寸，选择静态力矩测量台的上台面半径R使得当控制力矩陀螺的重心位于上台面圆心位置正上方时，控制力矩陀螺安装座在水平面的投影落在力矩测量台上台面内，本发明中半径R选择为0.45m；力传感器动态响应要求高，本发明选用具有较高动态特性的二维压电晶体作为力敏感元件；力传感器按照十字对称布局安装，两个相对传感器之间距离L尽量大以提高测量灵敏度，本设计中选择为0.8m；根据最大测量量程和两个相对传感器之间的安装距离根据公式

N_max＝T_max/L

选择力传感器纵向测量范围；根据公式

N_max＝T_max/2L

选择力传感器的横向测量范围。

静态力矩测量台的标定在航天器姿控测试系统的开环运行阶段进行，在控制力矩陀螺完全静止的情况下对静态力矩测量台进行标定。对静态力矩测量台力传感器Q1～Q4的输出力矩进行采集，采集周期与动力学程序计算周期相同，记录20次采集结果N_1i，N_2i，N_3i，N_4i，F_1i，F_2i，F_3i，F_4i(i＝1～20)；计算其均值并取

$F_{10}=\frac{1}{20}\underset{i=1}{\overset{20}{\Σ}}{F}_{1i}$

$N_{10}=\frac{1}{20}\underset{i=1}{\overset{20}{\Σ}}{N}_{1i}$

$F_{20}=\frac{1}{20}\underset{i=1}{\overset{20}{\Σ}}{F}_{2i}$

$N_{20}=\frac{1}{20}\underset{i=1}{\overset{20}{\Σ}}{N}_{2i}$

$F_{30}=\frac{1}{20}\underset{i=1}{\overset{20}{\Σ}}{F}_{3i}$

$N_{30}=\frac{1}{20}\underset{i=1}{\overset{20}{\Σ}}{N}_{3i}$

$F_{40}=\frac{1}{20}\underset{i=1}{\overset{20}{\Σ}}{F}_{4i}$

$N_{40}=\frac{1}{20}\underset{i=1}{\overset{20}{\Σ}}{N}_{4i}$

(3)前置站6

前置站6用于完成磁力矩器控制命令、推进系统控制命令、静态力矩测量台3输出测量力矩的采集和恒流源激励信号、动态星模拟器激励信号、红外地球模拟器激励信号的输出以及动力学仿真算法运行；前置站由仿真计算机7和信号调理模块8组成。

控制器1输出给磁力矩器和推进系统的控制指令通过1分2电缆分别接到磁力矩器、推进系统和前置站。前置站只对控制器1发送出的控制信号进行接收监听；前置站负责将监听到的正确控制命令转换为数字量分别传递给推进系统数学模型9和磁力矩器数学模型10。静态力矩测量台的测量结果直接转换为数字量并由前置站采集后传递给力矩计算模块。本发明实施例中控制命令和与静态力矩测量台的数据交换均通过CPCI板卡实现，并将数据传递给仿真计算机。

(a)仿真计算机7和动力学仿真算法

仿真计算机7为前置站的核心设备，通过工业计算机实现，用于执行航天器动力学仿真算法。

推进系统数学模型9是航天器动力学仿真算法的一部分，其考虑了推进系统的开关机延迟和上升下降曲线的简化模型，且模型参数可配置。

磁力矩器数学模型10是航天器动力学仿真算法的一部分，所用到的地磁场模型采用球谐波模型。

力矩计算模块11是航天器动力学仿真算法的一部分，用于完成静态力矩测量台测量力矩到控制力矩陀螺作用到航天器本体系下三轴力矩的转换，其转换公式为

T_c＝(T_xc,T_yc,T_zc)

T_xc＝((N₂-N₂₀)-(N₄-N₄₀))L

T_yc＝((N₃-N₃₀)-(N₁-N₁₀))L

T_zc＝((F₁-F₁₀)+(F₂-F₂₀)+(F₃-F₃₀)+(F₄-F₄₀))L。

其中，N₁，N₂，N₃，N₄，F₁，F₂，F₃，F₄为静态力矩测量台的输出，N₁₀，N₂₀，N₃₀，N₄₀，F₁₀，F₂₀，F₃₀，F₄₀为静态力矩测量台的标定零位，T_c为静态力矩测量台的测量力矩，T_b为航天器本体系下三轴力矩，A为控制力矩陀螺在航天器上的安装矩阵，B为控制力矩陀螺框架坐标系到控制力矩陀螺本体坐标系的转换矩阵，ω_b为航天器角速度载其本体系的投影，H为控制力矩陀螺转子的标称转动惯量。

动力学计算模块12是航天器动力学仿真算法的核心内容，其输入为航天器本体系下的三轴力矩，其计算公式如下：

am＝F

$\stackrel{\·}{q}=\frac{1}{2}\mathrm{\Ω}\left(\mathrm{\ω}\right)q$

$I\stackrel{\·}{\mathrm{\ω}}+\widetilde{\mathrm{\ω}}I\mathrm{\ω}=T$

其中，F为作用于航天器质心的力，q为航天器姿态四元数，I为航天器转动惯量，T为作用于航天器本体系下的三轴力矩。动力学计算模块的输出包括了航天器本体坐标系下航天器角速度，轨道坐标系下的姿态四元数q，84坐标系下航天器的位置和速度以及后续地球敏感器模拟器16用到的地球弦宽、地入角信息。

坐标变换模块13用于完成航天器本体系下的动力学输出到惯性坐标系和84坐标系下到转换。

敏感器激励信号计算模块14根据航天器本体系下的动力学输出计算的出各敏感器的激励信号，用于后续激励前置站的信号调理模块8。

(b)信号调理模块8

信号调理模块8用于完成数字信号到电信号的转换。针对陀螺和加速度17和红外太阳敏感器20，信号调理模块完成接收到的来自仿真计算机7的数字信号到恒流源信号的转换；针对动态星模拟器15，信号调理模块用于完成与动态星模拟器控制计算机之间的接口转换；针对红外地球模拟器16，信号调理模块用于完成与红外地球模拟器控制计算机之间的接口转换。

(4)模拟器敏感器

模拟器敏感器包括动态星模拟器15和红外地球敏感器模拟器16。动态星模拟器15接收经过前置站信号调理模块8输出的航天器姿态四元数q结合动态星模拟器自身星图，形成星空图象并将图象投给星敏感器18。红外地球敏感器模拟器根据前置站信号调理模块8传来的地球弦宽和地入角信息设置与其对应的模拟器状态。

(5)外系统等效器21和数据显示和存储系统22

外系统等效器用于与GNC分系统有信号连接关系的其他外部分系统用于配合GNC分系统完成测试工作；数据显示和存储系统22用于记录并显示测试过程成产生的数据，由工作人员进行现场判读和后续数据复查。

二、工作流程

本发明的工作流程如下：

(1)初始时刻，数据显示和存储系统、敏感器模拟器、静态力矩测量台、外系统等效器、前置站、GNC控制器、执行机构、敏感器依次序加电，并设置GNC控制器工作在待发工作模式；

(2)在控制力矩陀螺完全静止的状态下标定静态力矩测量台。

(3)测试设备设置到闭环工作模式，前置站动力学计算程序保持在待触发模式，程序不运行；

(4)外系统等效器模拟船箭分离信号发出；

(5)(a)前置站将监听到的控制命令和静态力矩测量台的输出传递到仿真计算机7；

(b)仿真计算机7根据输入的信息依次计算推进系统数学模型9、磁力矩器数学模型10和力矩计算模块11的输出并对三者输出求和；

(c)求和后的航天器本体系下的三轴力矩传递到动力学计算模块12进行动力学计算并输出计算结果；

(d)动力学计算结果分别发送给坐标变换模块13和敏感器激励信号计算模块14并得到各自输出结果；

(e)仿真计算机7输出给信号调理模块8敏感器和敏感器模拟器激励信号，信号调理模块8将其转换成敏感器和敏感器模拟器相应信号并从前置站输出。

(6)敏感器模拟器根据输入信息产生对应敏感器的激励信号，所有敏感器根据各自激励信号产生测量数据并将数据传递给GNC控制器1；

(7)GNC控制器1运行一拍控制器应用程序生成下一拍的控制指令并发送非执行机构；

(8)下一控制周期将重复(5)～(7)的步骤。

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。