专利名称：用于微型航天器姿态轨道控制系统的微型仿真支持系统及工作方法
技术领域：
本发明属于航天器姿态轨道控制仿真技术领域。
背景技术：
随着空间技术的飞速发展，对航天器的研制成本和速度提出了更高的要求； 尤其对微小卫星的研制速度与成本的要求更加苛刻，所以应当尽可能釆用新的研制手段和工具，提高卫星的制造速度，降低研制成本，并提高可靠性。姿态轨道控制系统是航天器最关键的分系统之一，其任务就是按照飞行计划的要求， 实现航天器在各个飞行阶段的姿态和轨道的测量，以及姿态和轨道的控制。加速姿态轨 道控制分系统的研发、降低开发成本是提高航天器研制水平的一个重要的方向，对辅助 开发的工具提出了更高的要求。目前相关的电测设备体积庞大，不方便桌面联试；相关 的半物理仿真设备成本很髙，联试复杂，并且受到一定条件的限制。同时目前软件技术迅猛发展，很多设备都采用了软件代替部分硬件的方式，降低了 仿真设备的成本，又可以通过软件升级的方式提高系统的性能，减少了再投资，提高了 资源的利用率；同时随着半导体技术的进步，嵌入式计算机的成本不断降低，而性能却 不断提高，在很多场合能完成较好的高性能计算；嵌入式多任务操作系统也为该类产品 的开发提供了便利。这些新技术为开发价廉物美的仿真设备保证了可能性。所以辅助航天器姿态轨道控制系统研发的微型仿真支持系统是航天控制仿真设备发 展的重要方向。
发明内容
为便于微型航天器姿态轨道控制系统的研制，本发明提供了用于微型航天器姿态轨 道控制系统的微型仿真支持系统，该航天器微型仿真支持系统包括输入接口、处理单元 与输出接口三部分，所述输入接口主要由AD信号转换电路、IO数字量输入电路组成， 用于接收导航计算机的模拟量和数字量指令输出；所述输出接口主要由DA、串口构成， 用于输出各传感器的仿真测量数据；所述处理单元包括处理器、内存与存储器，程序固 化在非易失性存储器中，程序的运行在处理器和内存中完成，主要有以下处理步骤首先通过接口电路采样星载计算机的输入指令，然后根据执行机构的模型计算出控 制力与控制力矩；同时维护一个时间系统计算出各种空间物理参数，并在此基础上计算 出扰动力与扰动力矩；然后结合控制对象的力学特性利用数值计算方法更新航天器的当 前姿态与轨道；进而根据各星上传感器模型计算出各种传感器的测量数据；最后通过接口电路输出各种传感器数据。 工作方法的具体步骤是
(一) 通过接口电路釆样星载计算机的输入信号，将输入信号转换成物理量；
(二) 计算出执行机构对航天器的控制力和控制力矩，包括磁力矩器的磁力矩、转速 控制动量轮的控制力矩、喷气系统的推力，
1)磁力矩器的磁力矩， 仿真磁力矩器的输出磁矩
/^r=/^+^ (1) 式中，？表示磁矩误差，/^表示期望的磁矩输出，/^表示实际的磁矩输出，^与
当地地磁场S作用，形成控制力矩为
Z = ^xS (2)
2) 转速控制动量轮的控制力矩，
(a) 计算动量轮的转速，动量轮转速的表达式为
。、
<formula>formula see original document page 8</formula> (3)
式中，^~~^——^为二阶响应环节，s表示微分算子，并且^—<c/oo/ ， cfoor表
示角加速度的门限，化"为期望的输入，w表示真实的动量轮转速；
(b) 根据上述式(3)计算卫星所受的控制力矩
￡ = (4) 式中的J为动量轮转动惯量，^表示角加速度；
3) 喷气系统的推力， 喷气系统推力的表达式为
4 (5)
式中，F是推力器的标称推力，S为推力误差，O"表示阀门开启，0#表示阀门关闭；(三) 计算空间物理参数，利用太阳月球运动模型计算出太阳月球的位置，利用大气 模型计算出当地大气的密度，利用地磁模型计算出当地磁场矢量，(四) 计算环境摄动力和环境干扰力矩利用上一时刻的姿态轨道参数、环境物理参 数、摄动力和干扰力矩模型，计算出环境摄动力和环境干扰力矩1)地球非中心引力的计算， 采用下式计算地球非中心引力<formula>formula see original document page 9</formula>(6)式中，u为地球引力常数，r为地心距，Re为地球半径，Pnm勒让德多项式，Lambda、Phi为地心经、纬度，C^为带谐项和田谐项； 2)三体摄动力的计算，根据第(三)步计算的太阳、月球在空间的方位，计算出太阳和月球对航天器的摄动，太阳引起的摄动加速度是<formula>formula see original document page 9</formula>(7)月球引起的摄动加速度是:<formula>formula see original document page 9</formula>(8)
式中，us和um为日月引力常数，rsv和rmv为日月至卫星的矢量，rse和rme为日月至地球的矢量；3)大气摄动力的计算，通过软件设置面质比，计算大气摄动力的表达式为<formula>formula see original document page 9</formula>(9)式中，q为阻力系数；p为大气密度；^为卫星与大气之间的相对速度；j为迎风面面积；v为来流的单位矢量；4) 光压摄动力的计算，
通过软件设置面质比，计算光压摄动力的表达式为
<formula>formula see original document page 10</formula>式中，《表示法向力，《表示切向力，-为太阳入射角，/是太阳常数，c是光速，
p表示反射系数，u表示散射系数，S表示受力面积；
5) 引力梯度力矩的计算， 通过下式计算引力梯度力矩
<formula>formula see original document page 10</formula>
式中，u为地球引力常数，R为星地矢量，R表示反对称矩阵；
6) 气动力矩的计算，
利用式(9)的大气摄动力，结合摄动力作用力臂J，求得气动干扰力矩
<formula>formula see original document page 10</formula>(12)
7) 剩磁力矩的计算， 计算方法与式(2)类似，
<formula>formula see original document page 10</formula>(13)
式中，<formula>formula see original document page 10</formula>为星体剩磁矩；
8) 光压力矩的计算，
可利用式(10)的摄动力，结合对应的力臂，求得光压干扰力矩
<formula>formula see original document page 10</formula> (14)
式中，i和《分布表示法向力与切向力的力臂；
(五)利用上述已计算好的控制力、控制力矩、环境摄动力和环境干扰力矩，结合航 天器力学模型和数值计算方法更新航天器的姿态轨道参数，其中 1)航天器的轨道力学模型是<formula>formula see original document page 11</formula> (15)式中，"为航天器的加速度，《为卫星所受的控制力，A为地球中心引力，《为各摄动力，m是航天器的质量； 2)航天器的姿态力学模型是<formula>formula see original document page 11</formula> (16)<formula>formula see original document page 11</formula> (17)式中，力表示航天器动量矩大小的导数，《为航天器动量矩，&为控制力矩，￡￡为 干扰力矩，^为角速度，《为姿态四元数，5 =
。轨道的数值方法和姿态的数值计算方法均采用RK;(六)利用上述第(五)步骤更亲i后的航天器姿态轨道参数、第(三)步骤的太阳、月亮与当前时间等信息，结合传感器模型计算传感器应该输出的物理量大小 1)陀螺角速度测量值计算，<formula>formula see original document page 11</formula>(18) 式中，。f表示体坐标系到陀螺坐标系的转换矩阵，6为随机游走误差，A为标定因子误差，A为非正交安装误差；2) 磁强计磁场强度测量值计算，<formula>formula see original document page 11</formula> (19)式中，逸为磁强计输出，Z)表示刻度因子误差及非正交化矩阵，0为非对准矩阵，为某参考坐标系下的地磁矢量，为参考坐标系到磁强计安装坐标系的转换矩阵，6为磁强计的常值偏置，A^由第(三)步计算的磁场强度获得；3) 模拟太阳敏感器输出电压计算<formula>formula see original document page 11</formula>(20) 式中，0表示入射角，"。表示硅片正射时模拟太阳敏感器的输出电压，C/表示当前的电压输出；
4)GPS定位数据计算
X = X,+<i + L> (21)
<i =-丄"s (22) r
式中，^是卫星真实的位置，x为GPS输出的定位数据，c/为一阶马尔科夫过程，u
为噪声，r为马尔科夫过程的相关时间，s为驱动噪声。GPS定位时需要初始化，程 序中应仿真该初始化的时间；
(七)通过输出接口电路输出各种数据，根据各传感器的实际输出方式，如果是模拟 器件，则要将输出的物理量转换成电压值；如果是串口输出的设备，则要按固定 的格式打包；最终将所有数据通过DA，串口和IO输出接口输出。
本发明中，除接口电路与嵌入式计算机外，系统的其余功能釆用算法和物理模型描 述，并用软件实现，利于后期升级并节约成本；采用与星上传感器电性能一致的接口电 路，实现传感器电性能级别的仿真；采用高性能嵌入式系统，并基于实时多任务操作系 统开发软件开发。
本发明的优点是
1、 采用民用嵌入式系统开发仿真设备，成本、功耗低，体积小，适合桌面联试，携 带方便；
2、 除接口电路与嵌入式计算机外，其余都采用软件实现，具有改造升级容易的特点， 扩展性强，也降低了整个系统的成本；
3、 基于实时多任务操作系统开发，既提高了仿真设备的可靠性，降低了研制该设备 的难度，并且具有较好的移植性；
4、 仿真内容全面，能支持航天器姿态轨道控制系统的全过程开发，考核从信号采集 到指令输出的大部分环节。 .
图1是用于微型航天器姿态轨道控制系统的卫星仿真支持系统组成框图 图2是本发明的系统层次示意3是本发明的软件流程图
具体实施例方式
下面结合附图进一步说明本发明。
微型仿真支持系统从构成的层次来分，主要有5个部分控制指令输入、执行机构 模型解算、星体动力学、传感器数据仿真以及传感器数据输出，如图1所示，这5个部 分按时序依次计算，往复循环。微型仿真支持系统的输入层主要采用AD或者10进行 高频采样，捕捉星载计算机控制指令的变化；执行机构模型层、星体力学模型与传感器 模型层主要就是调用各种算法与模型，实时计算航天器姿轨参数与传感器数据；输出层 通过刷新DA、串口等输出，输出各种传感器的数据，供星载计算机采集使用。
图1中的"……"表示其余各种执行机构和传感器，整个系统除必备的硬件接口与 计算机外，都有软件构成。应用软件运行在实时操作系统上，整个软件系统运行在嵌入 式硬件上，并且支持关键数据的输出，便于监控。
微型仿真支持系统从硬件上看主要有输入接口电路、含有数据处理程序的处理单元 和输出接口电路，其中输入接口电路主要由AD信号转换电路、10数字量输入电路组成， 用于接收导航计算机的模拟量和数字量指令输出；数据处理单元收集控制指令，通过各 种模型计算出个传感器的输出，处理程序固化在非易失性的存储器中，计算机可由嵌入 式微处理器等实现；最后将模拟式传感器数据通过DA输出，数字式传感器通过串口输 出，IO数字量接口输出某些传感器上的同步信号。如图2所示。
应用软件运行在实时嵌入式操作系统上，应用软件的数据处理的基本原理如图3所 示，程序通过多任务操作系统周期触发运行。其详细过程如下
(1) 周期性地采集各种控制指令的输入，通过软件周期扫描系统的硬件接口电路上 的输入信号，并将其存储在内存中；然后，将输入的电信号转换成相应的物理量将模 拟电压转换成对应执行机构期望输出的物理量，根据10数字量的电平髙低判断对应执 行机构的工作状态；
(2) 计算控制力和控制力矩利用各种执行机构的模型与期望的输入，计算出执行 机拘对舦天器的控制力和控制力矩。典型的执行机构如下
1)磁力矩器的磁力矩
磁力矩器的磁矩输出是在期望的输出上增加非线性等因素，可以较好地仿真磁力矩200710192000.6
说明书第8/13页
器的输出。
/^r=/^+S (1) 式中，S表示磁矩误差， 表示期望的磁矩输出，/^表示实际的磁矩输出。/^与当地 地磁场5作用，形成控制力矩。
￡ = wrxg (2)
2) 转速控制的动量轮的控制力矩
转速控制动量轮的输入信号代表了动量轮期望的转速，动量轮对期望转速的相应可 建模成二阶响应曲线，对其动量矩的微分，即可获得动量轮的控制力矩； 一般而言，该 类动量轮都会对角加速度限饱和，模型也应该考虑该因素，其角速度响应模型是-
to = ^-J" (3)
+ 2&yj + <
式中，2 J——r为二阶响应环节，s表示微分算子，|^>|<&^， Joor表示角加
速度的门限，fi^为期望的输入，w表示真实的动量轮转速。 所以卫星所受的控制力矩为
丄=—(4)
式中的/为动量轮转动惯量，^表示角加速度。
3) 喷气系统的推力
喷气系统通过喷嘴喷射出高速气流，从而系统获得一个较稳定的推力。
j (5) 1。 0#
式中，F是推力器的标称推力，e为推力误差，O"表示阀门开启，0#表示阀门关闭。
(3) 维护一个时间系统，该时间作为系统的标准时间，并进行环境物理参数的计算: 利用标准时间系统和太阳月球运动模型计算时刻太阳、月球的位置；利用大气模型计算 出当地大气的密度，利用IGRF地磁模型计算出当地磁场矢量。
(4) 计算环境摄动力和环境干扰力矩利用上一时刻的姿态轨道参数、环境物理
14<formula>formula see original document page 15</formula>
数、摄动力和干扰力矩模型，计算出环境摄动力和环境干扰力矩
1) 地球非中心引力的计算
地球的高阶摄动项是干扰近地卫星轨道的主要因素，引力模型有多种，主要表现在 参数的略有不同，但都可以达到较高的精度，阶数的选择也可根据计算量和仿真任务进 行参数选择，地球非中心的引力位函数是<formula>formula see original document page 15</formula>
式中，为地球引力常数，r为地心距，A为地球半径，ir勒让德多项式，；i、 -为地
心经、纬度，c,为带谐项和田谐项。
2) 三体摄动力的计算
太阳和月球对航天器的运动会发生影响，通过第(3)步计算得到的太阳与月球的方
位，进而计算出太阳和月球对航天器的摄动。
太阳引起的摄动加速度是<formula>formula see original document page 15</formula>
月球引起的摄动加速度是:
<formula>formula see original document page 15</formula>
式中，从和//,,,为日月引力常数，4和^为日月至卫星的矢量，^和^为日月至地球
的矢量。
3)大气摄动力的计算
对于近地卫星，尤其是面质比大的卫星，大气阻尼因素是不能忽略的，大气阻尼最
主要的影响是降低轨道高度。通过软件设置面质比，计算出大气摄动<formula>formula see original document page 15</formula>
(9)
式中，Cd为阻力系数； p为大气密度,VR为卫星与大气之间的相对速度,A为迎风面面
积； V为来流的单位矢量c4) 光压摄动力的计算对于面质比大的卫星，太阳光压对卫星的轨道也能产生显著的影响。通过软件设置面质比，计算出光压摄动— /5 「2 1 《=—cos"—/ // + [l + /9(l-//)]cos- F< c— / (10)Fr =—cos - sin "l — p+ / //)式中，《表示法向力，《表示切向力，-为太阳入射角，/是太阳常数，c是光速，p表示反射系数，A表示散射系数，S为照射面积。5) 引力梯度力矩的计算星体各部分质量在地球引力场中所受的引力略有差别，从而导致对星体的中心产生 一个附加力矩。<formula>formula see original document page 16</formula>(ii)式中，A为地球引力常数，s为星地矢量，》表示反对称矩阵。6) 气动力矩的计算大气对近地卫星产生阻尼作用，该阻尼力如果与星体质心不重合，也会形成对星体<formula>formula see original document page 16</formula> (12)7) 剩磁力矩的计算卫星星体会残留一些磁性，星体的剩磁与当地地球磁场相互作用，形成对星体扰动 的剩磁干扰力矩。计算方法与式(2)类似，即<formula>formula see original document page 16</formula> (13)式中，^为星体剩磁矩；8) 光压力矩的计算光压的合力与质心不一致，也会形成对星体扰动的光压力矩，可利用式(10)的摄动 力与对应的力臂，求得光压干扰力矩<formula>formula see original document page 16</formula> (14)式中，A和&分布表示法向力与切向力的力臂；(5) 利用计算好的控制力、控制力矩、环境摄动力和环境干扰力矩，结合航天器力 学模型和数值计算方法更新航天器的姿态轨道参数。航天器的轨道力学模型是<formula>formula see original document page 17</formula>式中，fl为航天器的加速度，《为控制力，，。为地球中心引力，《为各摄动力，w是航天器的质量。航天器的姿态力学模型是<formula>formula see original document page 17</formula>式中，《表示航天器动量矩大小的导数，S为航天器动量矩，^为控制力矩，^为干扰 力矩，d)为角速度，《为姿态四元数，5 =
。轨道的数值方法和姿态的数值计算方法均采用RK;(六) 利用上述第(五)步骤更新后的航天器姿态轨道参数、第(三)步骤的太阳、月亮与 当前时间信息，结合传感器模型计算传感器应该输出的物理量大小-1) 陀螺角速度测量值计算，<formula>formula see original document page 5</formula> (18) 式中，込s表示体坐标系到陀螺坐标系的转换矩阵，6为随机游走误差，A为标定因子误差，A为非正交安装误差；2) 磁强计磁场强度测量值计算，<formula>formula see original document page 5</formula>式中，A为磁强计输出，D表示刻度因子误差及非正交化矩阵，0为非对准矩阵，ii^为某参考坐标系下的地磁矢量，4为参考坐标系到磁强计安装坐标系的转换矩阵，6为磁强计的常值偏置，由第(三)步计算的磁场强度获得；3) 模拟太阳敏感器输出电压计算，C/ = C/ocos0 (20)式中，e表示入射角，c/。表示硅片正射时模拟太阳敏感器的输出电压，c/表示当前的电压输出；4) GPS定位数据计算，<formula>formula see original document page 6</formula> (21)<formula>formula see original document page 6</formula> (22) 式中，、是卫星真实的位置，；c为GPS输出的定位数据，c/为一阶马尔科夫过程，u为噪声，r为马尔科夫过程的相关时间，e为驱动噪声。GPS定位时需要初始化，程 序中应仿真该初始化的时间；(七)通过输出接口电路输出各种数据，根据各传感器的实际输出方式，如果是模拟 器件，则要将输出的物理量转换成电压值；如果是串口输出的设备，则要按固定 的格式打包；最终将所有数据通过DA，串口和IO输出接口输出。
全文摘要
一种用于微型航天器姿态轨道控制系统的微型仿真支持系统及工作方法，属于航天器姿态轨道控制仿真领域。该系统包括接口输入电路、处理单元和输出接口电路；其工作方法是通过接口电路采样星载计算机的输入指令；根据执行机构的模型计算出控制力与控制力矩；计算出的扰动力与扰动力矩；结合控制对象的力学特性利用数值计算方法更新航天器的当前姿态与轨道；根据各星上传感器模型计算出传感器数据；通过接口电路输出，供星载计算机采集传感器信号，从而支持实现航天器姿态轨道控制系统的全闭环半物理仿真。体积、功耗小，便于携带和桌面联试；基于实时多任务操作系统开发软件，维护简单，移植性可靠性有保证。
文档编号G06F17/50GK101226561SQ200710192000
公开日2008年7月23日 申请日期2007年12月28日 优先权日2007年12月28日
发明者黎 乔, 刘建业, 冰 华, 吴廷元, 辉 曹, 智 熊, 丹 王, 丰 郁 申请人:南京航空航天大学