一种微小卫星地面姿控闭环仿真测试系统和方法.pdf

一种微小卫星地面姿控闭环仿真测试系统和方法。本发明提供一种微小卫星姿控快速仿真系统和方法，能仿真实现姿控动力学模型、仿真各种姿控部件模型及接口，并根据部件数量来动态配置板卡。姿控仿真系统根据控制系统的要求来快速构建相应轨道动力学模型，及相应的模拟器，并形成真实接口，快速展开微小卫星的姿控控制系统仿真测试。本发明快速可重构性强，仿真完全无需专门做部件模拟器，只需对接口板卡调配来实现所有部件接口，对控制器板调配来实现部件模型。

1.  一种微小卫星地面姿控闭环仿真测试系统，其特征在于，所述系统包括：
多个可编程接口板；
至少一个控制器板，所述控制器板内有多种模型；
所述模型包括姿控动力学模型、部件模型；
所述部件模型包括执行部件模型和敏感器部件模型；
根据输入配置信息动态配置控制器板和可编程接口板，下载经编译的模型至控制器板，配置可编程接口板的接口及时序。

2.  如权利要求1所述的系统，其特征在于：所述执行部件模型执行部件模型是模拟执行功能的部件的模型，包括飞轮模型、磁力矩模型中的一个或多个。

3.  如权利要求1所述的系统，其特征在于：所述敏感器部件模型为模拟传感部件的模型，包括太敏模型、陀螺模型、星敏模型、磁强计模型、GPS模型中的一个或多个。

4.  权利要求1所述的系统，其特征在于：仿真测试系统内所有的板卡通过上位机实现配置，所述可编程接口板实现与部件模型对应的硬件接口。

5.  权利要求1所述的系统，其特征在于：板卡间采用标准总线进行通讯，并通过同步信号来同步信号时序。

6.  权利要求1所述的系统，其特征在于：可编程接口板是标准的PC架构的板卡，可编程接口板的部件接口，是DA/AD，PCM，数字IO，串口，PWM中的一个或多个。

7.  如权利要求1所述的系统，其特征在于：本系统采用实时操作系统，所述部件模型为simulink模块，上位机对simulink模块的代码交叉编译，生成可执行代码，在控制器板实时系统运行时，动态加载。

8.  如权利要求1所述的系统，其特征在于：所述部件模型还包括辅助部件模型，完成赴辅助工作，可以是测控组件模拟器模型、电源模型、热控模型中的一个或多个。

9.  一种如权利要求1所述系统的仿真方法，其特征在于，包括以下步骤：
在上位机中建立基于simulink的一体化模型库；
根据不同卫星姿控方案设计要求，选择不同的模型进行组合，并对模型进行交叉编译；
3）根据交叉编译结果进行动态仿真。

10.  如权利要求9所述系统的仿真方法，其特征在于,所述步骤2）进一步包括：
a.获取卫星设计配置信息和卫星轨道与机动要求信息，将所述信息导入到上位机中；
b.确定部件模型，根据卫星设计配置信息确定仿真系统的参数，配置执行部件模型及敏感器部件模型；
c.确定姿控动力学模型，根据卫星轨道与机动要求信息，配置姿控动力学模型；
d.根据卫星设计配置信息，配置不同部件模型的接口；
e.根据确定的部件模型，姿控动力学模型及接口信息，对模型的代码进行交叉编译。

11.  如权利要求10所述系统的仿真方法，其特征在于:根据卫星设计配置信息和卫星轨道与机动要求信息生成部件模型参数配置表和动力学模型参数配置表。

12.  如权利要求11所述系统的仿真方法，其特征在于，所述根据卫星设计配置信息，配置不同部件模型的接口，进一步包括:
  i).根据部件模型参数配置表，确定需要用到的接口的种类，每种接口的数量；
ii).根据接口的种类和数量确定需要用到板卡的可编程接口板的数量；
iii).选择合适的可编程接口板，并对接口进行配置，对时序进行设置。

一种微小卫星地面姿控闭环仿真测试系统和方法
技术领域
   本发明涉及一种仿真系统，具体涉及一种微小卫星地面姿控闭环仿真测试系统和方法。
背景技术
通常，卫星是由若干分系统组成，其中姿态与轨道控制分系统是姿态控制系统和轨道控制系统的总称，简称姿轨控分系统（AOCS）。姿态控制分系统是用于控制卫星姿态的分系统，其中卫星姿态控制包括姿态稳定和姿态机动两部分，卫星姿态稳定方式主要有重力梯度稳定、自旋稳定和三轴稳定；轨道控制分系统是用于控制卫星轨道的分系统，完成变轨控制、轨道保持、返回控制和轨道交会等任务。
姿轨控分系统上天前都需要进行地面姿控闭环仿真测试，这是一个非常重要的环节。姿轨控分系统的仿真包括建立模型、验证模型、试验和分析结果、改进模型、再验证、再改进等一系列不断迭代试验优化的过程。在概念研究和方案设计阶段主要是对分系统的数学模型作分析仿真，优化和确定参数，直至完成全系统数学仿真。在技术设计阶段，随着卫星动力学特性、各部件特性、飞行程序、环境因素模型以及姿轨控分系统与其他分系统的接口关系等不断完善，仿真模型和分析试验也不断细化、精化，此时可分阶段用实物代替数学模型进行系统半物理和全物理仿真。半物理仿真试验使用真实的控制电路和星载姿轨控计算机软硬件、真实的敏感器及其接口电路，用卫星动力学和执行机构数学仿真软件驱动机械转台，模拟卫星的姿态和轨道运动。这是验证和改进控制器设计，完善控制器的硬件和软件研制，并考核分系统运行中的相容性、适应性的有效试验手段。有条件并有必要时还可进行全部由实物组成系统的全物理仿真。全物理仿真试验除了使用真实的控制电路、计算机、敏感器及其接口电路外，还利用气浮台和气垫等重力卸载装置保证模拟的卫星星体及其附件的运动与真实运动具有同样的动力学特性。半物理仿真和全物理仿真由于受技术和经济条件的限制，常常难以包括所有的动力学和环境条件，特别是难以同时实现所有条件，因此其重要意义和作用主要是在对数学模型的验证和对系统数学仿真结果的确认。姿轨控分系统的可靠性关系着整星的成败，姿轨控地面测试一定要逼真，接近现实状况。
然而，现有技术中小卫星的仿真测试虽已出现各种简化手段，但一般都是每设计一个型号的卫星，就要研制对应的测试设备。这种做法无疑延长了研发周期，提高了研发成本，不利于微小卫星快速测试。
发明内容
本发明提供一种微小卫星姿控快速仿真系统和方法，能仿真实现姿控动力学模型、仿真各种姿控部件模型及接口，并根据部件数量来动态配置板卡。姿控仿真系统根据控制系统的要求来快速构建相应轨道动力学模型，及相应的模拟器，并形成真实接口，快速展开微小卫星的姿控控制系统仿真测试。本发明快速可重构性强，仿真完全无需专门做部件模拟器，只需对接口板卡调配来实现所有部件接口，对控制器板调配来实现部件模型。
本发明提供一种微小卫星地面姿控闭环仿真测试系统，其特征在于，所述系统包括：
多个可编程接口板；
至少一个控制器板，所述控制器板内有多种模型；
所述模型包括姿控动力学模型、部件模型；
所述部件模型包括执行部件模型和敏感器部件模型；
根据输入配置信息动态配置控制器板和可编程接口板，下载经编译的模型至控制器板，配置可编程接口板的接口及时序。
 本发明还提供一种微小卫星地面姿控闭环仿真测试系统的仿真方法，其特征在于，包括以下步骤：
在上位机中建立基于simulink的一体化模型库；
根据不同卫星姿控方案设计要求，选择不同的模型进行组合，并对模型进行交叉编译；
根据交叉编译结果进行动态仿真。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其它的附图。
图1所示是本发明姿控仿真系统结构图；
图2所示是本发明姿控系统闭环仿真工作流程图；
图3所示是本发明整星偏置控制模型配置图；
图4所示是本发明整星偏置控制模型配置图；
图5所示是本发明三轴稳定控制模型配置图；
图6所示是本发明三轴稳定控制模型配置图。
具体实试例
下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其它实施例，都属于本发明保护的范围。
本发明提供一套能适应不同型号小卫星的快速可重构、地面姿控仿真测试系统，能实现从设计仿真验证到型号测试等各个阶段的测试工作。以下结合具体实例对本发明进行详细说明。
  如图1所示，本发明所示姿控仿真系统是一个多板卡系统，具体包括多个接口板及至少一个控制器板。所述接口板为可编程智能接口板，可以是标准的PC架构的板卡。所述控制器板集成姿态动力学模型及部件模型，通过配置即可实时运行。姿控仿真系统内所有的板卡通过上位机实现配置。所述接口板实现与部件模型对应的硬件接口，并根据设置满足接口的时序要求。板卡间采用标准总线进行通讯，并通过同步信号来同步信号时序。
姿控仿真时，涉及到多种不同的部件和接口，并且根据不同的测试内容，涉及到的部件和接口的数量也不相同。本系统是一个可扩展的系统，控制器板可通过上位机下载和配置所需要的姿态动力学模型及部件模型；通过增减接口板的数量控制扩展接口的数量，同时通过上位机对系统内各接口进行选配设置。因此，本系统能够灵活搭配，不用在测试仿真过程中引入多台信号调理机及部件模拟机。
即本发明能仿真实现姿控动力学模型、仿真各种姿控部件模型及接口，并根据所需部件的数量来动态配置板卡。在操作过程中，实现模型与硬件完全的分离设计，所有操作均可能通过上位机配置来实现，包括模型下载至控制器板，接口板接口时序配置等。接口板实现所有扩展接口及时序，控制器板中所有的模型，可以在上位机随意配置增删，同时部件对应的接口也对应进行增删，从而实现完整的姿控系统闭环仿真。
如图2所示，控制器板加载所有模型，所述模型包括姿态动力学模型、部件模型。而部件模型包括执行部件模型、敏感器部件模型、辅助部件模型（未示出）。其中，执行部件模型是模拟执行功能的部件的模型，例如飞轮模型、磁力矩模型等中的一个或多个；敏感器部件模型是模拟传感部件的模型，例如太敏模型、陀螺模型、星敏模型、磁强计模型、GPS模型等中的一个或多个；辅助部件模型是测控组件模拟器模型、电源模型、热控模型等其它可能涉及到的模型中的一个或多个，辅助部件模型根据实际需要进行设置，根据情况也可以不需要辅助部件模型。
在本发明一实施例中，在首先在上位机中建立基于simulink的一体化模型库，库中包括姿态动力学模型、执行部件模型、敏感器部件模型，以及其它可用于卫星测试仿真的模型。例如：测控组件模拟器模型、电源模型、热控模型等等，这些模型由simulink图形化编程结合基于C函数的s-function实现。Simulink是MATLAB最重要的组件之一，它提供一个动态系统建模、仿真和综合分析的集成环境。Simulink具有适应面广、结构和流程清晰及仿真精细、贴近实际、效率高、灵活等优点，并基于以上优点Simulink已被广泛应用于控制理论和数字信号处理的复杂仿真和设计。同时有大量的第三方软件和硬件可应用于或被要求应用于Simulink。
其次，对模型进行配置，根据不同卫星姿控方案设计要求，选择不同的模型进行组合。其主要步骤包括：
1）获取卫星设计配置信息和卫星轨道与机动要求信息，将所述信息导入到上位机中；
2）确定部件模型，根据卫星设计配置信息确定仿真系统的参数，配置执行部件模型及敏感器部件模型；
3）确定姿控动力学模型，根据卫星轨道与机动要求信息，配置姿控动力学模型；删减其中不必要的组件；
4）根据卫星设计配置信息，配置不同部件模型的接口；
5）根据上述确定的部件模型，姿控动力学模型及接口信息，对模型的代码进行交叉编译；
最后，根据交叉编译结果进行动态仿真。
本发明采用实时操作系统，用于对simulink模型模块的代码交叉编译，生成可执行代码。 在控制器板实时系统运行时，可动态加载所述可执行代码。
其中，上位机配置过程中模型与接口配置主要通过调动不同的配置脚本对simulink中的模型参数与S-function中的接口参数改动，后交叉编译生成可执行代码。其中接口配置的实现是通过仿真系统运行可执行代码中通过共享内存动态配置接口板来实现。上位机主要通过网口与仿真系统进行通讯。所有部件接口，可以是DA/AD，PCM，数字IO，串口，PWM等。
进一步，根据卫星设计配置信息和卫星轨道与机动要求信息生成部件模型参数配置表和动力学模型参数配置表。
进一步，所述根据卫星设计配置信息，配置不同部件模型的接口，进一步包括:
   i).根据部件模型参数配置表，确定需要用到的接口的种类，每种接口的数量；
ii).根据接口的种类和数量确定需要用到板卡的可编程接口板的数量；
iii).选择合适的可编程接口板，并对接口进行配置，对时序进行设置。
如图3所示，本发明给出一种实施例，将一卫星配置为整星偏置控制。将设计配置为2个互备份飞轮，2个互备份三轴陀螺，1个三轴磁强计，1个三轴磁力矩器，1个GPS， 1个一体化推进。根据整星偏置控制所需要部件，选择实现上述能够实现上述功能的对应的数学模型。并如图4所示，对各接口和参数、时序进行配置和设置。其中飞轮接口422串口，波特率为115200，无校验位，1个停止位。三轴陀螺接口422串口，波特率为460800，无校验位，1个停止位。三轴磁强计接口DA口，要求精度12位，转换时间600us内。三轴磁力矩器接口PWM口，要求脉宽为0-1s间。GPS接口为422接口，波特率为38400，无校验位，1个停止位。一体化推进接口422口，波特率为115200，无校验位，1个停止位。经过设置之后，就可以对这个仿真的系统进行仿真，通过仿真实现的效果，及测试参数，对上述系统进行评估。
  如图5所示，本发明给出一种另实施例，将卫星配置为三轴稳定控制。设计配置为3+1个飞轮，3+1个单轴陀螺，1个星敏，1个三轴磁强计，1个三轴磁力矩器，1个GPS。选择需要的模型，对各接口和参数、时序进行配置和设置。如图6所示，其中飞轮接口422串口，波特率为115200，无校验位，1个停止位。单轴陀螺接口422串口，波特率为115200，无校验位，1个停止位。三轴磁强计接口DA口，要求精度12位，转换时间600us内。三轴磁力矩器接口AD口，要求精度12位，转换时间600us内。GPS接口为PCM接口，三线制PCM同步信号包括时钟、门控、数据。星敏接口为422口，波特率为115200，无校验位，1个停止位。
需要说明的是，上述装置和系统内的各单元之间的信息交互、执行过程等内容，由于与本发明方法实施例基于同一构思，具体内容可参见本发明方法实施例中的叙述，此处不再赘述。
本领域普通技术人员可以理解上述实施例的各种方法中的全部或部分步骤是可以通过程序来指令相关的硬件来完成，该程序可以存储于一计算机可读存储介质中，存储介质可以包括：只读存储器（ROM，Read Only Memory）、随机存取存储器（RAM，Random Access Memory）、磁盘或光盘等。
以上对本发明实施例所提供的一种微小卫星姿控快速仿真系统，进行了详细介绍，本文中应用了具体个例对本发明的原理及实施方式进行了阐述，以上实施例的说明只是用于帮助理解本发明的方法及其核心思想；同时，对于本领域的一般技术人员，依据本发明的思想，在具体实施方式及应用范围上均会有改变之处，综上所述，本说明书内容不应理解为对本发明的限制。