一种用于航天器姿态控制算法的集成测试仿真系统的制作方法
一种用于航天器姿态控制算法的集成测试仿真系统的制作方法
【技术领域】
[0001]本发明涉及一种应用于控制算法集成测试的航天器姿态仿真系统，属于计算机仿真技术及应用领域。
【背景技术】
[0002]现代航天器功能多样、结构复杂，航天工程项目具有高投入、高风险的特征，成本是限制创新性理念与新技术应用的关键因素。充分的技术预研、风险评估以及大量的地面仿真与测试是卫星入轨飞行前的必要准备步骤。
[0003]建立正确的状态时航天器执行在轨任务的必要前提，姿态控制系统的性能直接决卫星的任务质量和完成效率，姿态控制系统则是现代航天器功能最为复杂的分系统之一。
[0004]现代航天器通常使用主动姿态控制，根据先后顺序，姿态控制系统在入轨后经历系统初始化、消旋、姿态捕获、姿态机动和姿态稳定等若干阶段。其中，姿态机动和姿态稳定阶段是系统设备以完全性能工作的阶段。根据任务模式不同，这两个阶段姿态系统可能需要进行对日、对地、对轨道、对空间合作或非合作目标等诸多姿态稳定动作，也可能需要配合探测载荷、增益天线和太阳能电池能附件进行联合的指向动作，其工作过程较为复杂。
[0005]另一方面，进行主动航天器姿态控制需要使用多种精密敏感器进行姿态测量，并使用若干动力学特性复杂的执行机构作为输出环节完成控制，兼之卫星上与姿控直接或间接相关的天线、帆板和燃料箱等设备均具有较为特殊的结构或动力学特性，进一步增加了姿态控制系统的复杂程度。
[0006]航天器姿态控制长期以来受到业界人士重视，相关研宄多集中于姿态机动和姿态稳定阶段的控制算法设计。近年来，大量先进的控制理论和算法被应用于航天器控制领域，但在工程实践中应用的控制方法仍以基本的反馈控制为主，这是因为复杂算法的工程实现亦较为复杂，实践应用之前需要进行充分的实验检验。通常采用的仿真验证方法仅能验证在特定的初始条件和特定的参数下控制系统的性能，而当考虑前文所述的各种特殊条件时，复杂算法自身的性能稳定性下降会带来一系列的问题。
[0007]另一方面，研宄姿态控制算法的学术论文通常使用较为简单模型和算例验证结论，而不会考虑使用额外工作对实际的轨道环境和星载设备进行建模，也不会考虑使用实际的在轨任务作为仿真输入条件。相对简单的测试输入条件有利于对算法单一方面的性能优势进行定量分析，但仿真实验的实际意义有限，并且仿真输出数据可演示性不高，难以满足工程方的预期，故能够完成实践转化的成果并不多。
[0008]控制算法的大系统集成仿真测试问题在近期引起来相关机构的重视，一些科研单位投入资金研发了基于半物理环境的卫星姿态控制仿真测试平台，这些平台通过集成卫星结构模型、附件结构模型和物理控制器、敏感器、执行机构设备模拟在轨环境，其取得的仿真结果通常能够获得更广泛的认同。但受限于平台规模，半物理仿真系统所能集成的卫星系统特性和任务完整性有限，而搭建大规模平台所需的成本较高，并不适合大多数科研组织采用。
[0009]计算机软件仿真为复杂系统的集成测试提供了低成本的解决方案，目前业界有专用于航天器仿真的商业化产品，如STK等。一些常用的工程计算仿真软件也添加了面向航天工程的插件资源，如Matlab-Simulink软件和VR-Link软件等。这些基于软件的仿真工具数值求解精度均较高，STK、VR-Link等还具有专业的3D演示功能，但所提供的仿真模型资源或仅限于基本元件功能和任务模式，或对控制算法的模块化介入支持有限，不能达到学术研宄人员所期许的不投入额外工作进行开发而直接使用的程度。
[0010]另一方面，各类卫星姿态仿真系统除具有前文所述的复杂特性之外，也具有一定的共通性。首先，当前业界普遍采用平台+载荷的低成本方案开发卫星系统，而执行在轨常规任务卫星平台的各个分系统的设计模式类似，各组成设备的输入输出接口也具有模块化应用的趋势；此外，对姿态控制系统各功能模块的数学建模工作也取得了较大进展，目前常用的执行机构、敏感器等设备建模的正确性已经被学术和工程技术人员广泛认可，这些因素使使开发具有通用性和模块化应用特性的姿态控制系统集成测试环境成为可能。
【发明内容】
[0011]本发明的目的是为了解决已有测试仿真平台所存在的真实性和完整性有限、成本高以及对控制算法的模块化介入支持有限等问题，提出一种用于航天器姿态控制算法的集成测试仿真系统。该系统基于数学方法对轨道环境和姿态控制系统各个组成模块的特性进行精确建模，根据常见的卫星任务，为卫星控制系统设置执行不同实际任务的预置模，籍此为卫星控制算法的验证提供功能全面，使用便捷的集成测试环境支持。
[0012]本发明的目的是通过下述技术方案实现的。
[0013]本发明提出的用于航天器姿态控制算法的集成测试仿真系统，其特征在于:其包括:控制器、测量模型、执行机构模型、航天器姿态动力学模型、天线模型、帆板模型和载荷模型。
[0014]所述控制器包括:模式管理模块、路径优化模块、闭环控制模块和附件监控模块。
[0015]控制器的主要功能是:①模式管理模块中预置近地轨道卫星任务模式，用户通过选择一种近地轨道卫星任务模式快速建立仿真场景。②模式管理模块根据用户选择的近地轨道卫星任务模式和测量模型输出的当前航天器姿态动力学模型的姿态和轨道信息，建立目标姿态，并发送给闭环控制模块；③路径优化模块接收模式管理模块生成的目标姿态，以及测量模型输出的当前航天器姿态，实现通过在线规划机制生成航天器姿态动力学模型从当前姿态至目标姿态的连续轨迹，并输出至闭环控制模块；④闭环控制模块具有实时控制编程接口，用户通过所述实时控制编程接口实现待测试控制模型；?模式管理模块发送来的目标姿态、路径优化模块发送来的航天器姿态动力学模型当前姿态至目标姿态的连续轨迹、测量模型发送来的当前航天器姿态动力学模型的姿态、附件监控模块发送来的天线模型、帆板模型和载荷模型的工作状态信息输入到待测试控制模型，经过处理后，得到控制力矩，并输出给控制执行机构模型。⑥附件监控模块监控所述仿真系统中天线模型、帆板模型和载荷模型的工作状态，并分别发送给模式管理模块和闭环控制模块。
[0016]所述测量模型的主要功能是:测量航天器姿态动力学模型的位置和姿态信息，发送给控制器。
[0017]所述执行机构模型的主要功能是:利用闭环控制模块发送来的控制力矩，以及航天器姿态动力学模型发送来的模拟航天器姿态动力学模型的姿态和轨道信息，模拟控制力矩的输出，并将输出信号发送给航天器姿态动力学模型。
[0018]航天器姿态动力学模型的主要功能是:接收执行机构模块发送来的控制力矩以及天线、帆板模型的工作状态信息，模拟航天器姿态动力学模型的姿态动力学与运动学动态特性，得到模拟航天器姿态动力学模型的姿态和轨道信息，并分别发送给测量模型和执行机构模型。
[0019]所述航天器姿态动力学模型得到模拟航天器姿态动力学模型的姿态和轨道信息的具体方法为:航天器姿态动力学模型以刚体姿态动力学与运动学方程作为所述仿真系统的被控对象，同时基于动量和力矩的耦合关系，将挠性附件的动力学耦合，偏置角动量陀螺效应耦合以及环境力场产生的干扰力矩集成在姿态动力学模型姿态动力学与运动学动态特性计算过程中，得到姿态和轨道信息。
[0020]所述天线模型的主要功能是:根据输入的航天器姿态动力学模型的姿态和轨道信息，得到天线模型在航天器本体坐标系及惯性坐标系下的动力学特性信息，以及天线模型的工作状态，并发送给航天器姿态动力学模型和模式管理模型。
[0021]所述得到天线模型在航天器本体坐标系及惯性坐标系下的姿态信息的具体方法为:天线模型以二阶振动方程描述的天线的挠性动力学特性，模拟两轴驱动机构对天线模型的三维旋转运动的控制过程，得到天线模型在航天器本体坐标系及惯性坐标系下的动力学特性信息。
[0022]所述帆板模型的主要功能是:根据输入的航天器姿态动力学模型的姿态和轨道信息，得到帆板模型在航天器本体坐标系及惯性坐标系下的动力学特性信息，并发送给航天器姿态动力学模型和模式管理模型。
[0023]所述得到帆板模型在航天器本体坐标系及惯性坐标系下的姿态信息的具体方法是:帆板模型以高阶振动方程描述的天线的帆板动力学特性，模拟单轴驱动机构对帆板的三维旋转运动的控制过程，得到帆板模型在航天器本体坐标系及惯性坐标系下的动力学特性信息。
[0024]所述载荷模型的主要功能是:根据输入的航天器姿态动力学模型的姿态和轨道信息，得到载荷模型在航天器本体坐标系及惯性坐标系下的姿态信息，以及载荷模型的工作状态，并发送给航天器姿态动力学模型和模式管理模型。
[0025]各模块的连接关系为:控制器的模式管理模块的输出端分别与路径优化模块、闭环控制模块和附件监控模块的输入端连接；路径优化模块的输出端与闭环控制模块的输入端连 接；闭环控制模块的输出端与执行机构模型的输入端连接；附件监控模块的输出端分别与闭环控制模块和模式管理模块的输入端连接；测量模型的输出端分别与模式管理模块、路径优化模块、闭环控制模块、附件监控模块的输入端连接；执行机构模型的输出端与航天器姿态动力学模型的输入端连接；天线模型的输出端分别与附件监控模块和执行机构模型的输入端连接；帆板模型的输出端分别与附件监控模块和执行机构模型的输入端连接；载荷模型的输出端与附件监控模块的输入端连接；航天器姿态动力学模型的输出端分别与测量模型和执行机构模型的输入端连接。
[0026]使用所述用于航天器姿态控制算法的集成测试仿真系统进行仿真实验的具体操作过程为:
[0027]步骤O:用户通过所述实时控制编程接口实现待测试控制模型；用户通过模式管理模块选择一种近地轨道卫星任务模式快速建立仿真场景。
[0028]步骤1:控制器的模式管理模块根据用户选择的近地轨道卫星任务模式和测量模型输出的当前航天器姿态，建立目标姿态，并发送给闭环控制模块；同时附件监控模块采集所述仿真系统中天线模型、帆板模型和载荷模型的工作状态，并发送给模式管理模块和闭环控制模块。
[0029]步骤2:路径优化模块接收模式管理模块生成的目标姿态，以及测量模型输出的当前航天器姿态，实现通过在线规划机制生成航天器姿态动力学模型从当前姿态至目标姿态的连续轨迹，并输出至闭环控制模块；
[0030]步骤3:闭环控制模块接收模式管理模块发送来的目标姿态、路径优化模块发送来的航天器姿态动力学模型当前姿态至目标姿态的连续轨迹、测量模型发送来的当前航天器姿态动力学模型的姿态、附件监控模块发送来的天线模型、帆板模型和载荷模型的工作状态。
[0031]步骤4:闭环控制模块接收到的各输入向进入待测试控制模型，经过处理后，得到控制力矩，并输出给控制执行机构模型。
[0032]步骤5:执行机构模型接收闭环控制模块发送来的控制力矩，以及航天器姿态动力学模型发送来的模拟航天器姿态动力学模型的姿态和轨道信息，模拟控制力矩的输出，并将输出信号发送给航天器姿态动力学模型。
[0033]步骤6:天线模型根据输入的航天器姿态动力学模型的姿态和轨道信息，得到天线模型在航天器本体坐标系及惯性坐标系下的姿态信息，以及天线模型的工作状态，并发送给航天器姿态动力学模型和控制器。帆板模型根据输入的航天器姿态动力学模型的姿态和轨道信息，得到帆板模型在航天器本体坐标系及惯性坐标系下的姿态信息，并发送给航天器姿态动力学模型和控制器。载荷模型根据输入的航天器姿态动力学模型的姿态和轨道信息，得到载荷模型在航天器本体坐标系及惯性坐标系下的姿态信息，以及载荷模型的工作状态，并发送给航天器姿态动力学模型。航天器姿态动力学模型接收执行机构模块发送来的控制力矩以及天线、帆板模型的工作状态信息，模拟航天器姿态动力学模型的姿态动力学与运动学动态特性，得到模拟航天器姿态动力学模型的姿态和轨道信息，并分别发送给测量模型和执行机构模型。
[0034]步骤7:测量模型的测量航天器姿态动力学模型的位置和姿态信息，发送给控制器。
[0035]有益效果
[0036]本发明提供的一种用于航天器姿态控制算法的集成测试仿真系统与已有技术相比较，具有如下优点:
[0037](I)本发明提出的用于航天器姿态控制算法的集成测试仿真系统中各组成部分均是基于通用的卫星平台配置，对典型姿态控制相关的系统设备与动力学特性进行建模，为控制算法提供支持模块化应用的模拟在轨仿真环境。此外，用户可以根据实际设备的性能调节仿真模块参数，使仿真测试条件与物理系统一致。
[0038](2)模式管理模块中预置近地轨道卫星任务模式，用户通过选择一种近地轨道卫星任务模式快速建立仿真场景，测试数据具有实际意义。
[0039](3)路径优化模块提供对航天器姿态机动的路径进行规划功能，提升闭环控制机制的性能。
【附图说明】
[0040]图1为本发明【具体实施方式】中用于航天器姿态控制算法的集成测试仿真系统组成结构图；
[0041]图2为本发明【具体实施方式】中云探测载荷模型的内部原理示意图。
【具体实施方式】
[0042]下面结合附图和具体实施例对本发明技术方案进行详细阐述。
[0043]本发明提出的用于航天器姿态控制算法的集成测试仿真系统采用Matlab-Simulink和C++两种开发工具实现，提供两种版本的软件模型，其中Matlab版本模型使用Simulink工具搭建子模型对象，系统结构具有一定可视性；C++版本模型使用Matlab软件提供的代码转化功能，将Matlab模型转化为x86/x64平台的标准C++程序，并对模型进行对象化封装，提供标准化的控制器的编程接口以及外部数据接口供用户使用。
[0044]所述用于航天器姿态控制算法的集成测试仿真系统的结构如图1所示，包括:控制器、测量模型、执行机构模型、航天器姿态动力学模型、天线模型、帆板模型和载荷模型。
[0045]所述控制器包括:模式管理模块、路径优化模块、闭环控制模块和附件监控模块。
[0046]模式管理模块中预置近地轨道卫星任务模式，用户通过选择一种近地轨道卫星任务模式快速建立仿真场景。
[0047]控制器的主要功能是:①模式管理模块中预置近地轨道卫星任务模式，用户通过选择一种近地轨道卫星任务模式快速建立仿真场景。②模式管理模块根据用户选择的近地轨道卫星任务模式和测量模型输出的当前航天器姿态动力学模型的姿态和轨道信息，建立目标姿态，并发送给闭环控制模块；③路径优化模块接收模式管理模块生成的目标姿态，以及测量模型输出的当前航天器姿态，实现通过在线规划机制生成航天器姿态动力学模型从当前姿态至目标姿态的连续轨迹，并输出至闭环控制模块；用户可以通过设置相应的参数改变规划曲线的性能约束，如约束姿态机动的角速度、角加速度以及控制力矩；④闭环控制模块具有实时控制编程接口，用户通过所述实时控制编程接口实现待测试控制模型；⑤模式管理模块发送来的目标姿态、路径优化模块发送来的航天器姿态动力学模型当前姿态至目标姿态的连续轨迹、测量模型发送来的当前航天器姿态动力学模型的姿态、附件监控模块发送来的天线模型、帆板模型和载荷模型的工作状态信息输入到待测试控制模型，经过处理后，得到控制力矩，并输出给控制执行机构模型。⑥附件监控模块监控所述仿真系统中天线模型、帆板模型和载荷模型的工作状态，并分别发送给模式管理模块和闭环控制模块。
[0048]所述模式管理模块建立目标姿态的种类包括:
[0049](I)航天器入轨后的姿态初始化，包括速率阻尼和对地、对日捕获。
[0050](2)航天器本体对轨道坐标系的稳定以及三轴侧摆运动。
[0051](3)航天器本体轴或与本体固连设备轴对天体、轨道目标或地固系目标点或轨迹的指向。
[0052](4)航天器本体与转动部件配合，对天体、轨道目标或地固系目标点或轨迹的指向。
[0053]模式管理模块中预置近地轨道卫星任务模式具体为:
[0054](I)对地定向与侧摆模式。
[0055]对地定向模式输出的目标姿态使航天器本体三轴与LVLH坐标系重合，其中Z轴指向地心，X轴指向轨道速度方向。在此基础上，通过输入Yaw-Pitch-Roll顺序的欧拉角，可以使目标姿态从在当前轨道系下完成对应的三轴侧摆。
[0056]执行侧摆的同时，模式管理模块输出指向的结果数据，包括指向轴是否能指向地面目标，指向目标的经玮度以及星体与地面目标的直线距离。
[0057](2)载荷对地定向模式。
[0058]载荷对地定向模式通过制定载荷编号，使目标姿态下对应载荷的指向方向指向地心，同时使航天器的本体系X轴尽可能靠近航天器的飞行方向。
[0059](3)自由指向模式。
[0060]通过指定任意两个非平行本体系矢量和两个任意非平行惯性系矢量，使航天器本体系的一个矢量指向惯性系矢量指出的方向，同时使另两个矢量的方向之间的夹角最小。
[0061](4)对日定向与应急对日定向模式。
[0062]对日定向模式输出的目标姿态使当前的太阳帆板法线方向指向太阳矢量方向，同时使航天器的本体系X轴尽可能靠近航天器的飞行方向。应急对日定向模式输出同样的目标姿态，但模式管理机制在退出应急模式之前忽略任何新的指令。
[0063](5)太阳帆板控制模式。
[0064]针对太阳帆板设置为单轴驱动的情况，通过指定一个本体系矢量和一个惯性系矢量，输出目标姿态使帆板法线向量能够在合适的控制下指向太阳矢量方向，同时使指定的本体系矢量与惯性系矢量之间夹角最小。
[0065](6)对轨道目标指向模式。
[0 066]通过惯性系坐标指示目标位置，使指定的航天器本体的任意矢量指向该目标，同时使另一指定的任意矢量与航天器飞行方向之间的夹角最小。
[0067](7)对地固系坐标的指向模式。
[0068]指定地面坐标点的经玮度和高度，输出姿态使指定的航天器本体系矢量指向该目标，同时使另一个指定的航天器本体系矢量与飞行方向之间的夹角最小。
[0069](8)地面站指向模式。
[0070]模型预置我国主要卫星地面站的坐标，通过指示地面站编号，完成类似的功能。
[0071](9)直接星间数传模式。
[0072]用于模拟卫星对轨道上的友邻卫星进行中继通讯的过程，同时调整卫星的天线和姿态，使卫星天线指向目标。
[0073](10)直接星地数传。
[0074]使用地面目标的经玮度、高度坐标，或使用地面站编号指示目标位置，使卫星天线指向地面目标或地面站。
[0075](11)天线控制星间数传。
[0076]用于模拟卫星对轨道上的友邻卫星进行中继通讯的过程，在保持卫星姿态的基础上，通过调整天线方向，使卫星天线的指向与通讯目标卫星的方向重合或使方位差最小。
[0077](12)云探测。
[0078]用于模拟卫星执行光学遥感任务前对地面云层的探测过程。
[0079]上述12种模式涵盖了近地轨道航天器的常规任务，用户可以通过输入任务代码并设置初始化参数，指定所述用于航天器姿态控制算法的集成测试仿真系统执行相应的任务。
[0080]所述测量模型的主要功能是:测量航天器姿态动力学模型的位置和姿态信息，发送给控制器。在实现方案中，对真实卫星设备进行建模，在所述测量模型中预置星敏感器、太阳敏感器、磁强计、惯导系统和GPS模拟模型和EKF姿态估计算法，用户可以选择需要的预置设备自定义所述测量模型的功能和性能。
[0081]所述执行机构模型的主要功能是:利用闭环控制模块发送来的控制力矩，以及航天器姿态动力学模型发送来的模拟航天器姿态动力学模型的姿态和轨道信息，模拟控制力矩的输出，并将输出信号发送给航天器姿态动力学模型。在实现方案中，对真实卫星设备进行建模，在所述执行机构模型中预置单组元推力器、磁力矩器、多机构控制力矩陀螺和飞轮系统的模型以及执行机构操纵律，用户可以选择需要的预置设备自定义所述执行机构模型的功能和性能。
[0082]所述航天器姿态动力学模型的主要功能是:接收执行机构模块发送来的控制力矩以及天线、帆板模型的工作状态信息，模拟航天器姿态动力学模型的姿态动力学与运动学动态特性，得到模拟航天器姿态动力学模型的姿态和轨道信息，并分别发送给测量模型和执行机构模型。
[0083]所述航天器姿态动力学模型得到模拟航天器姿态动力学模型的姿态和轨道信息的具体方法为:使用Simulink工具提供的地磁场(Magnetic 2010)、大气(CIRA86)及重力场(WGS84)模型算法进行轨道环境建模，航天器姿态动力学模型以刚体姿态动力学与运动学方程作为所述仿真系统的被控对象，同时基于动量和力矩的耦合关系，将挠性附件的动力学耦合，偏置角动量陀螺效应耦合以及环境力场产生的干扰力矩集成在姿态动力学模型姿态动力学与运动学动态特性计算过程中，得到姿态和轨道信息。
[0084]所述天线模型的主要功能是:根据输入的航天器姿态动力学模型的姿态和轨道信息，得到天线模型在航天器本体坐标系及惯性坐标系下的动力学特性信息，以及天线模型的工作状态，并发送给航天器姿态动力学模型和模式管理模型。
[0085]所述得到天线模型在航天器本体坐标系及惯性坐标系下的姿态信息的具体方法为:天线模型以二阶振动方程描述的天线的挠性动力学特性，模拟两轴驱动机构对天线模型的三维旋转运动的控制过程，得到天线模型在航天器本体坐标系及惯性坐标系下的动力学特性信息。
[0086]所述帆板模型的主要功能是:根据输入的航天器姿态动力学模型的姿态和轨道信息，得到帆板模型在航天器本体坐标系及惯性坐标系下的动力学特性信息，并发送给航天器姿态动力学模型和模式管理模型。
[0087]所述得到帆板模型在航天器本体坐标系及惯性坐标系下的姿态信息的具体方法是:帆板模型以高阶振动方程描述的天线的帆板动力学特性，模拟单轴驱动机构对帆板的三维旋转运动的控制过程，得到帆板模型在航天器本体坐标系及惯性坐标系下的动力学特性信息。
[0088]所述载荷模型的主要功能是:根据输入的航天器姿态动力学模型的姿态和轨道信息，得到载荷模型在航天器本体坐标系及惯性坐标系下的姿态信息，以及载荷模型的工作状态，并发送给航天器姿态动力学模型和模式管理模型。
[0089]载荷模型中包括一个云探测载荷模型以及多个开关量控制的遥感载荷模型。
[0090]其中，云探测载荷模型的内部原理如图2所示。该模型用于简化模拟地球表面云层天气对卫星成像任务的影响，使用预置的参数组描述地面的云层分布，其中每个云对象由一个平面几何圆表示，若干个几何圆组成一朵模拟的云，每个云由如下信息描述:
[0091]a.中心点(图2中的Cloud.1?Cloud.6)位于地球表面的二维经玮度坐标，其中纵坐标为玮度，北玮(North Latitude)为正，横坐标为经度，东经(East Longitude)为正；
[0092]b.几何圆的半径，会随时间随机变化(图中以双向箭头表示)；
[0093]c.云团的厚度系数(在图2中未显示)，为每个几何圆赋一个O?I间的随机值，值越大表示云越厚；
[0094]d.云团中心在地球表面的常值漂移量和随机漂移量的矢量叠加，是一个二维经玮度坐标系中的速度矢量，速度矢量用于模拟云团中心的随机移动，云团中心的变化用图2中单向箭头表示。
[0095]使用若干初始随机分布的对象模拟地球表面被云覆盖的现象，如图2所不。在本示例中，所有云团的高度设为相同。在仿真过程中，通过判断指定的地面坐标点所在的位置是否被至少一个平面圆覆盖确定地面目标可见性，以覆盖地面目标的多个云团厚度系数的最大值作为地面目标上空的云层厚度，根据该系数判断目标的能见度。
[0096]各模块的连接关系为:控制器的模式管理模块的输出端分别与路径优化模块、闭环控制模块和附件监控模块的输入端连接；路径优化模块的输出端与闭环控制模块的输入端连接；闭环控制模块的输出端与执行机构模型的输入端连接；附件监控模块的输出端分别与闭环控制模块和模式管理模块的输入端连接；测量模型的输出端分别与模式管理模块、路径优化模块、闭环控制模块、附件监控模块的输入端连接；执行机构模型的输出端与航天器姿态动力学模型的输入端连接；天线模型的输出端分别与附件监控模块和执行机构模型的输入端连接；帆板模型的输出端分别与附件监控模块和执行机构模型的输入端连接；载荷模型的输出端与附件监控模块的输入端连接；航天器姿态动力学模型的输出端分别与测量模型和执行机构模型的输入端连接。
[0097]使用所述用于航天器姿态控制算法的集成测试仿真系统进行仿真实验的具体操作过程为:
[0098]步骤O:用户通过所述实时控制编程接口实现待测试控制模型；用户通过模式管理模块选择一种近地轨道卫星任务模式快速建立仿真场景，并根据作为仿真对象的卫星的真实技术参数设置模型参数，包括航天器姿态动力学模型中卫星在J2000惯性系下的初始时间、轨道及姿态数据，测量模型中测量元件的种类和性能参数，执行机构模型中设备的性能参数，帆板和天线模型中模型的挠性动力学参数。
[0099]步骤1:控制器的模式管理模块根据用户选择的近地轨道卫星任务模式和测量模型输出的当前航天器姿态，建立目标姿态，并发送给闭环控制模块；同时附件监控模块采集所述仿真系统中天线模型、帆板模型和载荷模型的工作状态，并发送给模式管理模块和闭环控制模块。
[0100]步骤2:路径优化模块接收模式管理模块生成的目标姿态，以及测量模型输出的当前航天器姿态，实现通过在线规划机制生成航天器姿态动力学模型从当前姿态至目标姿态的连续轨迹，并输出至闭环控制模块；
[0101]步骤3:闭环控制模块接收模式管理模块发送来的目标姿态、路径优化模块发送来的航天器姿态动力学模型当前姿态至目标姿态的连续轨迹、测量模型发送来的当前航天器姿态动力学模型的姿态、附件监控模块发送来的天线模型、帆板模型和载荷模型的工作状态。
[0102]步骤4:闭环控制模块接收到的各输入向进入待测试控制模型，经过处理后，得到控制力矩，并输出给控制执行机构模型。
[0103]步骤5:执行机构模型接收闭环控制模块发送来的控制力矩，以及航天器姿态动力学模型发送来的模拟航天器姿态动力学模型的姿态和轨道信息，模拟控制力矩的输出，并将输出信号发送给航天器姿态动力学模型。
[0104]步骤6:天线模 型根据输入的航天器姿态动力学模型的姿态和轨道信息，得到天线模型在航天器本体坐标系及惯性坐标系下的姿态信息，以及天线模型的工作状态，并发送给航天器姿态动力学模型和控制器。帆板模型根据输入的航天器姿态动力学模型的姿态和轨道信息，得到帆板模型在航天器本体坐标系及惯性坐标系下的姿态信息，并发送给航天器姿态动力学模型和控制器。载荷模型根据输入的航天器姿态动力学模型的姿态和轨道信息，得到载荷模型在航天器本体坐标系及惯性坐标系下的姿态信息，以及载荷模型的工作状态，并发送给航天器姿态动力学模型。航天器姿态动力学模型接收执行机构模块发送来的控制力矩以及天线、帆板模型的工作状态信息，模拟航天器姿态动力学模型的姿态动力学与运动学动态特性，得到模拟航天器姿态动力学模型的姿态和轨道信息，并分别发送给测量模型和执行机构模型。
[0105]步骤7:测量模型的测量航天器姿态动力学模型的位置和姿态信息，发送给控制器。
【主权项】
1.一种用于航天器姿态控制算法的集成测试仿真系统，其特征在于:其包括:控制器、测量模型、执行机构模型、航天器姿态动力学模型、天线模型、帆板模型和载荷模型； 所述控制器包括:模式管理模块、路径优化模块、闭环控制模块和附件监控模块；控制器的主要功能是:①模式管理模块中预置近地轨道卫星任务模式，用户通过选择一种近地轨道卫星任务模式快速建立仿真场景；②模式管理模块根据用户选择的近地轨道卫星任务模式和测量模型输出的当前航天器姿态动力学模型的姿态和轨道信息，建立目标姿态，并发送给闭环控制模块；③路径优化模块接收模式管理模块生成的目标姿态，以及测量模型输出的当前航天器姿态，实现通过在线规划机制生成航天器姿态动力学模型从当前姿态至目标姿态的连续轨迹，并输出至闭环控制模块；④闭环控制模块具有实时控制编程接口，用户通过所述实时控制编程接口实现待测试控制模型；⑤模式管理模块发送来的目标姿态、路径优化模块发送来的航天器姿态动力学模型当前姿态至目标姿态的连续轨迹、测量模型发送来的当前航天器姿态动力学模型的姿态、附件监控模块发送来的天线模型、帆板模型和载荷模型的工作状态信息输入到待测试控制模型，经过处理后，得到控制力矩，并输出给控制执行机构模型；⑥附件监控模块监控所述仿真系统中天线模型、帆板模型和载荷模型的工作状态，并分别发送给模式管理模块和闭环控制模块； 所述测量模型的主要功能是:测量航天器姿态动力学模型的位置和姿态信息，发送给控制器； 所述执行机构模型的主要功能是:利用闭环控制模块发送来的控制力矩，以及航天器姿态动力学模型发送来的模拟航天器姿态动力学模型的姿态和轨道信息，模拟控制力矩的输出，并将输出信号发送给航天器姿态动力学模型； 航天器姿态动力学模型的主要功能是:接收执行机构模块发送来的控制力矩以及天线、帆板模型的工作状态信息，模拟航天器姿态动力学模型的姿态动力学与运动学动态特性，得到模拟航天器姿态动力学模型的姿态和轨道信息，并分别发送给测量模型和执行机构模型； 所述航天器姿态动力学模型得到模拟航天器姿态动力学模型的姿态和轨道信息的具体方法为:航天器姿态动力学模型以刚体姿态动力学与运动学方程作为所述仿真系统的被控对象，同时基于动量和力矩的耦合关系，将挠性附件的动力学耦合，偏置角动量陀螺效应耦合以及环境力场产生的干扰力矩集成在姿态动力学模型姿态动力学与运动学动态特性计算过程中，得到姿态和轨道信息； 所述天线模型的主要功能是:根据输入的航天器姿态动力学模型的姿态和轨道信息，得到天线模型在航天器本体坐标系及惯性坐标系下的动力学特性信息，以及天线模型的工作状态，并发送给航天器姿态动力学模型和模式管理模型； 所述得到天线模型在航天器本体坐标系及惯性坐标系下的姿态信息的具体方法为:天线模型以二阶振动方程描述的天线的挠性动力学特性，模拟两轴驱动机构对天线模型的三维旋转运动的控制过程，得到天线模型在航天器本体坐标系及惯性坐标系下的动力学特性信息； 所述帆板模型的主要功能是:根据输入的航天器姿态动力学模型的姿态和轨道信息，得到帆板模型在航天器本体坐标系及惯性坐标系下的动力学特性信息，并发送给航天器姿态动力学模型和模式管理模型； 所述得到帆板模型在航天器本体坐标系及惯性坐标系下的姿态信息的具体方法是:帆板模型以高阶振动方程描述的天线的帆板动力学特性，模拟单轴驱动机构对帆板的三维旋转运动的控制过程，得到帆板模型在航天器本体坐标系及惯性坐标系下的动力学特性信息; 所述载荷模型的主要功能是:根据输入的航天器姿态动力学模型的姿态和轨道信息，得到载荷模型在航天器本体坐标系及惯性坐标系下的姿态信息，以及载荷模型的工作状态，并发送给航天器姿态动力学模型和模式管理模型； 各模块的连接关系为:控制器的模式管理模块的输出端分别与路径优化模块、闭环控制模块和附件监控模块的输入端连接；路径优化模块的输出端与闭环控制模块的输入端连接；闭环控制模块的输出端与执行机构模型的输入端连接；附件监控模块的输出端分别与闭环控制模块和模式管理模块的输入端连接；测量模型的输出端分别与模式管理模块、路径优化模块、闭环控制模块、附件监控模块的输入端连接；执行机构模型的输出端与航天器姿态动力学模型的输入端连接；天线模型的输出端分别与附件监控模块和执行机构模型的输入端连接；帆板模型的输出端分别与附件监控模块和执行机构模型的输入端连接；载荷模型的输出端与附件监控模块的输入端连接；航天器姿态动力学模型的输出端分别与测量模型和执行机构模型的输入端连接。2.使用如权利要求1所述的一种用于航天器姿态控制算法的集成测试仿真系统进行仿真实验的具体操作过程为: 步骤O:用户通过所述实时控制编程接口实现待测试控制模型；用户通过模式管理模块选择一种近地轨道卫星任务模式快速建立仿真场景； 步骤1:控制器的模式管理模块根据用户选择的近地轨道卫星任务模式和测量模型输出的当前航天器姿态，建立目标姿态，并发送给闭环控制模块；同时附件监控模块采集所述仿真系统中天线模型、帆板模型和载荷模型的工作状态，并发送给模式管理模块和闭环控制丰旲块; 步骤2:路径优化模块接收模式管理模块生成的目标姿态，以及测量模型输出的当前航天器姿态，实现通过在线规划机制生成航天器姿态动力学模型从当前姿态至目标姿态的连续轨迹，并输出至闭环控制模块； 步骤3:闭环控制模块接收模式管理模块发送来的目标姿态、路径优化模块发送来的航天器姿态动力学模型当前姿态至目标姿态的连续轨迹、测量模型发送来的当前航天器姿态动力学模型的姿态、附件监控模块发送来的天线模型、帆板模型和载荷模型的工作状态； 步骤4:闭环控制模块接收到的各输入向进入待测试控制模型，经过处理后，得到控制力矩，并输出给控制执行机构模型； 步骤5:执行机构模型接收闭环控制模块发送来的控制力矩，以及航天器姿态动力学模型发送来的模拟航天器姿态动力学模型的姿态和轨道信息，模拟控制力矩的输出，并将输出信号发送给航天器姿态动力学模型； 步骤6:天线模型根据输入的航天器姿态动力学模型的姿态和轨道信息，得到天线模型在航天器本体坐标系及惯性坐标系下的姿态信息，以及天线模型的工作状态，并发送给航天器姿态动力学模型和控制器；帆板模型根据输入的航天器姿态动力学模型的姿态和轨道信息，得到帆板模型在航天器本体坐标系及惯性坐标系下的姿态信息，并发送给航天器姿态动力学模型和控制器；载荷模型根据输入的航天器姿态动力学模型的姿态和轨道信息，得到载荷模型在航天器本体坐标系及惯性坐标系下的姿态信息，以及载荷模型的工作状态，并发送给航天器姿态动力学模型；航天器姿态动力学模型接收执行机构模块发送来的控制力矩以及天线、帆板模型的工作状态信息，模拟航天器姿态动力学模型的姿态动力学与运动学动态特性，得到模拟航天器姿态动力学模型的姿态和轨道信息，并分别发送给测量模型和执行机构模型；步骤7:测量模型的测量航天器姿态动力学模型的位置和姿态信息，发送给控制器。
【专利摘要】本发明涉及一种应用于控制算法集成测试的航天器姿态仿真系统，属于计算机仿真技术及应用领域。其包括：控制器(模式管理模块、路径优化模块、闭环控制模块和附件监控模块)、测量模型、执行机构模型、航天器姿态动力学模型、天线模型、帆板模型和载荷模型。系统中各组成部分均是基于通用的卫星平台配置，对典型姿态控制相关的系统设备与动力学特性进行建模，为控制算法提供支持模块化应用的模拟在轨仿真环境。模式管理模块中预置近地轨道卫星任务模式，用户通过选择一种近地轨道卫星任务模式快速建立仿真场景，测试数据具有实际意义。路径优化模块提供对航天器姿态机动的路径进行规划功能，提升闭环控制机制的性能。
【IPC分类】G05B23/02
【公开号】CN104898642
【申请号】CN201510206682
【发明人】李震, 辛星, 刘向东, 刘胜利, 路平立
【申请人】北京理工大学
【公开日】2015年9月9日
【申请日】2015年4月28日
【技术领域】
[0001]本发明涉及一种应用于控制算法集成测试的航天器姿态仿真系统，属于计算机仿真技术及应用领域。
【背景技术】
[0002]现代航天器功能多样、结构复杂，航天工程项目具有高投入、高风险的特征，成本是限制创新性理念与新技术应用的关键因素。充分的技术预研、风险评估以及大量的地面仿真与测试是卫星入轨飞行前的必要准备步骤。
[0003]建立正确的状态时航天器执行在轨任务的必要前提，姿态控制系统的性能直接决卫星的任务质量和完成效率，姿态控制系统则是现代航天器功能最为复杂的分系统之一。
[0004]现代航天器通常使用主动姿态控制，根据先后顺序，姿态控制系统在入轨后经历系统初始化、消旋、姿态捕获、姿态机动和姿态稳定等若干阶段。其中，姿态机动和姿态稳定阶段是系统设备以完全性能工作的阶段。根据任务模式不同，这两个阶段姿态系统可能需要进行对日、对地、对轨道、对空间合作或非合作目标等诸多姿态稳定动作，也可能需要配合探测载荷、增益天线和太阳能电池能附件进行联合的指向动作，其工作过程较为复杂。
[0005]另一方面，进行主动航天器姿态控制需要使用多种精密敏感器进行姿态测量，并使用若干动力学特性复杂的执行机构作为输出环节完成控制，兼之卫星上与姿控直接或间接相关的天线、帆板和燃料箱等设备均具有较为特殊的结构或动力学特性，进一步增加了姿态控制系统的复杂程度。
[0006]航天器姿态控制长期以来受到业界人士重视，相关研宄多集中于姿态机动和姿态稳定阶段的控制算法设计。近年来，大量先进的控制理论和算法被应用于航天器控制领域，但在工程实践中应用的控制方法仍以基本的反馈控制为主，这是因为复杂算法的工程实现亦较为复杂，实践应用之前需要进行充分的实验检验。通常采用的仿真验证方法仅能验证在特定的初始条件和特定的参数下控制系统的性能，而当考虑前文所述的各种特殊条件时，复杂算法自身的性能稳定性下降会带来一系列的问题。
[0007]另一方面，研宄姿态控制算法的学术论文通常使用较为简单模型和算例验证结论，而不会考虑使用额外工作对实际的轨道环境和星载设备进行建模，也不会考虑使用实际的在轨任务作为仿真输入条件。相对简单的测试输入条件有利于对算法单一方面的性能优势进行定量分析，但仿真实验的实际意义有限，并且仿真输出数据可演示性不高，难以满足工程方的预期，故能够完成实践转化的成果并不多。
[0008]控制算法的大系统集成仿真测试问题在近期引起来相关机构的重视，一些科研单位投入资金研发了基于半物理环境的卫星姿态控制仿真测试平台，这些平台通过集成卫星结构模型、附件结构模型和物理控制器、敏感器、执行机构设备模拟在轨环境，其取得的仿真结果通常能够获得更广泛的认同。但受限于平台规模，半物理仿真系统所能集成的卫星系统特性和任务完整性有限，而搭建大规模平台所需的成本较高，并不适合大多数科研组织采用。
[0009]计算机软件仿真为复杂系统的集成测试提供了低成本的解决方案，目前业界有专用于航天器仿真的商业化产品，如STK等。一些常用的工程计算仿真软件也添加了面向航天工程的插件资源，如Matlab-Simulink软件和VR-Link软件等。这些基于软件的仿真工具数值求解精度均较高，STK、VR-Link等还具有专业的3D演示功能，但所提供的仿真模型资源或仅限于基本元件功能和任务模式，或对控制算法的模块化介入支持有限，不能达到学术研宄人员所期许的不投入额外工作进行开发而直接使用的程度。
[0010]另一方面，各类卫星姿态仿真系统除具有前文所述的复杂特性之外，也具有一定的共通性。首先，当前业界普遍采用平台+载荷的低成本方案开发卫星系统，而执行在轨常规任务卫星平台的各个分系统的设计模式类似，各组成设备的输入输出接口也具有模块化应用的趋势；此外，对姿态控制系统各功能模块的数学建模工作也取得了较大进展，目前常用的执行机构、敏感器等设备建模的正确性已经被学术和工程技术人员广泛认可，这些因素使使开发具有通用性和模块化应用特性的姿态控制系统集成测试环境成为可能。
【发明内容】
[0011]本发明的目的是为了解决已有测试仿真平台所存在的真实性和完整性有限、成本高以及对控制算法的模块化介入支持有限等问题，提出一种用于航天器姿态控制算法的集成测试仿真系统。该系统基于数学方法对轨道环境和姿态控制系统各个组成模块的特性进行精确建模，根据常见的卫星任务，为卫星控制系统设置执行不同实际任务的预置模，籍此为卫星控制算法的验证提供功能全面，使用便捷的集成测试环境支持。
[0012]本发明的目的是通过下述技术方案实现的。
[0013]本发明提出的用于航天器姿态控制算法的集成测试仿真系统，其特征在于:其包括:控制器、测量模型、执行机构模型、航天器姿态动力学模型、天线模型、帆板模型和载荷模型。
[0014]所述控制器包括:模式管理模块、路径优化模块、闭环控制模块和附件监控模块。
[0015]控制器的主要功能是:①模式管理模块中预置近地轨道卫星任务模式，用户通过选择一种近地轨道卫星任务模式快速建立仿真场景。②模式管理模块根据用户选择的近地轨道卫星任务模式和测量模型输出的当前航天器姿态动力学模型的姿态和轨道信息，建立目标姿态，并发送给闭环控制模块；③路径优化模块接收模式管理模块生成的目标姿态，以及测量模型输出的当前航天器姿态，实现通过在线规划机制生成航天器姿态动力学模型从当前姿态至目标姿态的连续轨迹，并输出至闭环控制模块；④闭环控制模块具有实时控制编程接口，用户通过所述实时控制编程接口实现待测试控制模型；?模式管理模块发送来的目标姿态、路径优化模块发送来的航天器姿态动力学模型当前姿态至目标姿态的连续轨迹、测量模型发送来的当前航天器姿态动力学模型的姿态、附件监控模块发送来的天线模型、帆板模型和载荷模型的工作状态信息输入到待测试控制模型，经过处理后，得到控制力矩，并输出给控制执行机构模型。⑥附件监控模块监控所述仿真系统中天线模型、帆板模型和载荷模型的工作状态，并分别发送给模式管理模块和闭环控制模块。
[0016]所述测量模型的主要功能是:测量航天器姿态动力学模型的位置和姿态信息，发送给控制器。
[0017]所述执行机构模型的主要功能是:利用闭环控制模块发送来的控制力矩，以及航天器姿态动力学模型发送来的模拟航天器姿态动力学模型的姿态和轨道信息，模拟控制力矩的输出，并将输出信号发送给航天器姿态动力学模型。
[0018]航天器姿态动力学模型的主要功能是:接收执行机构模块发送来的控制力矩以及天线、帆板模型的工作状态信息，模拟航天器姿态动力学模型的姿态动力学与运动学动态特性，得到模拟航天器姿态动力学模型的姿态和轨道信息，并分别发送给测量模型和执行机构模型。
[0019]所述航天器姿态动力学模型得到模拟航天器姿态动力学模型的姿态和轨道信息的具体方法为:航天器姿态动力学模型以刚体姿态动力学与运动学方程作为所述仿真系统的被控对象，同时基于动量和力矩的耦合关系，将挠性附件的动力学耦合，偏置角动量陀螺效应耦合以及环境力场产生的干扰力矩集成在姿态动力学模型姿态动力学与运动学动态特性计算过程中，得到姿态和轨道信息。
[0020]所述天线模型的主要功能是:根据输入的航天器姿态动力学模型的姿态和轨道信息，得到天线模型在航天器本体坐标系及惯性坐标系下的动力学特性信息，以及天线模型的工作状态，并发送给航天器姿态动力学模型和模式管理模型。
[0021]所述得到天线模型在航天器本体坐标系及惯性坐标系下的姿态信息的具体方法为:天线模型以二阶振动方程描述的天线的挠性动力学特性，模拟两轴驱动机构对天线模型的三维旋转运动的控制过程，得到天线模型在航天器本体坐标系及惯性坐标系下的动力学特性信息。
[0022]所述帆板模型的主要功能是:根据输入的航天器姿态动力学模型的姿态和轨道信息，得到帆板模型在航天器本体坐标系及惯性坐标系下的动力学特性信息，并发送给航天器姿态动力学模型和模式管理模型。
[0023]所述得到帆板模型在航天器本体坐标系及惯性坐标系下的姿态信息的具体方法是:帆板模型以高阶振动方程描述的天线的帆板动力学特性，模拟单轴驱动机构对帆板的三维旋转运动的控制过程，得到帆板模型在航天器本体坐标系及惯性坐标系下的动力学特性信息。
[0024]所述载荷模型的主要功能是:根据输入的航天器姿态动力学模型的姿态和轨道信息，得到载荷模型在航天器本体坐标系及惯性坐标系下的姿态信息，以及载荷模型的工作状态，并发送给航天器姿态动力学模型和模式管理模型。
[0025]各模块的连接关系为:控制器的模式管理模块的输出端分别与路径优化模块、闭环控制模块和附件监控模块的输入端连接；路径优化模块的输出端与闭环控制模块的输入端连 接；闭环控制模块的输出端与执行机构模型的输入端连接；附件监控模块的输出端分别与闭环控制模块和模式管理模块的输入端连接；测量模型的输出端分别与模式管理模块、路径优化模块、闭环控制模块、附件监控模块的输入端连接；执行机构模型的输出端与航天器姿态动力学模型的输入端连接；天线模型的输出端分别与附件监控模块和执行机构模型的输入端连接；帆板模型的输出端分别与附件监控模块和执行机构模型的输入端连接；载荷模型的输出端与附件监控模块的输入端连接；航天器姿态动力学模型的输出端分别与测量模型和执行机构模型的输入端连接。
[0026]使用所述用于航天器姿态控制算法的集成测试仿真系统进行仿真实验的具体操作过程为:
[0027]步骤O:用户通过所述实时控制编程接口实现待测试控制模型；用户通过模式管理模块选择一种近地轨道卫星任务模式快速建立仿真场景。
[0028]步骤1:控制器的模式管理模块根据用户选择的近地轨道卫星任务模式和测量模型输出的当前航天器姿态，建立目标姿态，并发送给闭环控制模块；同时附件监控模块采集所述仿真系统中天线模型、帆板模型和载荷模型的工作状态，并发送给模式管理模块和闭环控制模块。
[0029]步骤2:路径优化模块接收模式管理模块生成的目标姿态，以及测量模型输出的当前航天器姿态，实现通过在线规划机制生成航天器姿态动力学模型从当前姿态至目标姿态的连续轨迹，并输出至闭环控制模块；
[0030]步骤3:闭环控制模块接收模式管理模块发送来的目标姿态、路径优化模块发送来的航天器姿态动力学模型当前姿态至目标姿态的连续轨迹、测量模型发送来的当前航天器姿态动力学模型的姿态、附件监控模块发送来的天线模型、帆板模型和载荷模型的工作状态。
[0031]步骤4:闭环控制模块接收到的各输入向进入待测试控制模型，经过处理后，得到控制力矩，并输出给控制执行机构模型。
[0032]步骤5:执行机构模型接收闭环控制模块发送来的控制力矩，以及航天器姿态动力学模型发送来的模拟航天器姿态动力学模型的姿态和轨道信息，模拟控制力矩的输出，并将输出信号发送给航天器姿态动力学模型。
[0033]步骤6:天线模型根据输入的航天器姿态动力学模型的姿态和轨道信息，得到天线模型在航天器本体坐标系及惯性坐标系下的姿态信息，以及天线模型的工作状态，并发送给航天器姿态动力学模型和控制器。帆板模型根据输入的航天器姿态动力学模型的姿态和轨道信息，得到帆板模型在航天器本体坐标系及惯性坐标系下的姿态信息，并发送给航天器姿态动力学模型和控制器。载荷模型根据输入的航天器姿态动力学模型的姿态和轨道信息，得到载荷模型在航天器本体坐标系及惯性坐标系下的姿态信息，以及载荷模型的工作状态，并发送给航天器姿态动力学模型。航天器姿态动力学模型接收执行机构模块发送来的控制力矩以及天线、帆板模型的工作状态信息，模拟航天器姿态动力学模型的姿态动力学与运动学动态特性，得到模拟航天器姿态动力学模型的姿态和轨道信息，并分别发送给测量模型和执行机构模型。
[0034]步骤7:测量模型的测量航天器姿态动力学模型的位置和姿态信息，发送给控制器。
[0035]有益效果
[0036]本发明提供的一种用于航天器姿态控制算法的集成测试仿真系统与已有技术相比较，具有如下优点:
[0037](I)本发明提出的用于航天器姿态控制算法的集成测试仿真系统中各组成部分均是基于通用的卫星平台配置，对典型姿态控制相关的系统设备与动力学特性进行建模，为控制算法提供支持模块化应用的模拟在轨仿真环境。此外，用户可以根据实际设备的性能调节仿真模块参数，使仿真测试条件与物理系统一致。
[0038](2)模式管理模块中预置近地轨道卫星任务模式，用户通过选择一种近地轨道卫星任务模式快速建立仿真场景，测试数据具有实际意义。
[0039](3)路径优化模块提供对航天器姿态机动的路径进行规划功能，提升闭环控制机制的性能。
【附图说明】
[0040]图1为本发明【具体实施方式】中用于航天器姿态控制算法的集成测试仿真系统组成结构图；
[0041]图2为本发明【具体实施方式】中云探测载荷模型的内部原理示意图。
【具体实施方式】
[0042]下面结合附图和具体实施例对本发明技术方案进行详细阐述。
[0043]本发明提出的用于航天器姿态控制算法的集成测试仿真系统采用Matlab-Simulink和C++两种开发工具实现，提供两种版本的软件模型，其中Matlab版本模型使用Simulink工具搭建子模型对象，系统结构具有一定可视性；C++版本模型使用Matlab软件提供的代码转化功能，将Matlab模型转化为x86/x64平台的标准C++程序，并对模型进行对象化封装，提供标准化的控制器的编程接口以及外部数据接口供用户使用。
[0044]所述用于航天器姿态控制算法的集成测试仿真系统的结构如图1所示，包括:控制器、测量模型、执行机构模型、航天器姿态动力学模型、天线模型、帆板模型和载荷模型。
[0045]所述控制器包括:模式管理模块、路径优化模块、闭环控制模块和附件监控模块。
[0046]模式管理模块中预置近地轨道卫星任务模式，用户通过选择一种近地轨道卫星任务模式快速建立仿真场景。
[0047]控制器的主要功能是:①模式管理模块中预置近地轨道卫星任务模式，用户通过选择一种近地轨道卫星任务模式快速建立仿真场景。②模式管理模块根据用户选择的近地轨道卫星任务模式和测量模型输出的当前航天器姿态动力学模型的姿态和轨道信息，建立目标姿态，并发送给闭环控制模块；③路径优化模块接收模式管理模块生成的目标姿态，以及测量模型输出的当前航天器姿态，实现通过在线规划机制生成航天器姿态动力学模型从当前姿态至目标姿态的连续轨迹，并输出至闭环控制模块；用户可以通过设置相应的参数改变规划曲线的性能约束，如约束姿态机动的角速度、角加速度以及控制力矩；④闭环控制模块具有实时控制编程接口，用户通过所述实时控制编程接口实现待测试控制模型；⑤模式管理模块发送来的目标姿态、路径优化模块发送来的航天器姿态动力学模型当前姿态至目标姿态的连续轨迹、测量模型发送来的当前航天器姿态动力学模型的姿态、附件监控模块发送来的天线模型、帆板模型和载荷模型的工作状态信息输入到待测试控制模型，经过处理后，得到控制力矩，并输出给控制执行机构模型。⑥附件监控模块监控所述仿真系统中天线模型、帆板模型和载荷模型的工作状态，并分别发送给模式管理模块和闭环控制模块。
[0048]所述模式管理模块建立目标姿态的种类包括:
[0049](I)航天器入轨后的姿态初始化，包括速率阻尼和对地、对日捕获。
[0050](2)航天器本体对轨道坐标系的稳定以及三轴侧摆运动。
[0051](3)航天器本体轴或与本体固连设备轴对天体、轨道目标或地固系目标点或轨迹的指向。
[0052](4)航天器本体与转动部件配合，对天体、轨道目标或地固系目标点或轨迹的指向。
[0053]模式管理模块中预置近地轨道卫星任务模式具体为:
[0054](I)对地定向与侧摆模式。
[0055]对地定向模式输出的目标姿态使航天器本体三轴与LVLH坐标系重合，其中Z轴指向地心，X轴指向轨道速度方向。在此基础上，通过输入Yaw-Pitch-Roll顺序的欧拉角，可以使目标姿态从在当前轨道系下完成对应的三轴侧摆。
[0056]执行侧摆的同时，模式管理模块输出指向的结果数据，包括指向轴是否能指向地面目标，指向目标的经玮度以及星体与地面目标的直线距离。
[0057](2)载荷对地定向模式。
[0058]载荷对地定向模式通过制定载荷编号，使目标姿态下对应载荷的指向方向指向地心，同时使航天器的本体系X轴尽可能靠近航天器的飞行方向。
[0059](3)自由指向模式。
[0060]通过指定任意两个非平行本体系矢量和两个任意非平行惯性系矢量，使航天器本体系的一个矢量指向惯性系矢量指出的方向，同时使另两个矢量的方向之间的夹角最小。
[0061](4)对日定向与应急对日定向模式。
[0062]对日定向模式输出的目标姿态使当前的太阳帆板法线方向指向太阳矢量方向，同时使航天器的本体系X轴尽可能靠近航天器的飞行方向。应急对日定向模式输出同样的目标姿态，但模式管理机制在退出应急模式之前忽略任何新的指令。
[0063](5)太阳帆板控制模式。
[0064]针对太阳帆板设置为单轴驱动的情况，通过指定一个本体系矢量和一个惯性系矢量，输出目标姿态使帆板法线向量能够在合适的控制下指向太阳矢量方向，同时使指定的本体系矢量与惯性系矢量之间夹角最小。
[0065](6)对轨道目标指向模式。
[0 066]通过惯性系坐标指示目标位置，使指定的航天器本体的任意矢量指向该目标，同时使另一指定的任意矢量与航天器飞行方向之间的夹角最小。
[0067](7)对地固系坐标的指向模式。
[0068]指定地面坐标点的经玮度和高度，输出姿态使指定的航天器本体系矢量指向该目标，同时使另一个指定的航天器本体系矢量与飞行方向之间的夹角最小。
[0069](8)地面站指向模式。
[0070]模型预置我国主要卫星地面站的坐标，通过指示地面站编号，完成类似的功能。
[0071](9)直接星间数传模式。
[0072]用于模拟卫星对轨道上的友邻卫星进行中继通讯的过程，同时调整卫星的天线和姿态，使卫星天线指向目标。
[0073](10)直接星地数传。
[0074]使用地面目标的经玮度、高度坐标，或使用地面站编号指示目标位置，使卫星天线指向地面目标或地面站。
[0075](11)天线控制星间数传。
[0076]用于模拟卫星对轨道上的友邻卫星进行中继通讯的过程，在保持卫星姿态的基础上，通过调整天线方向，使卫星天线的指向与通讯目标卫星的方向重合或使方位差最小。
[0077](12)云探测。
[0078]用于模拟卫星执行光学遥感任务前对地面云层的探测过程。
[0079]上述12种模式涵盖了近地轨道航天器的常规任务，用户可以通过输入任务代码并设置初始化参数，指定所述用于航天器姿态控制算法的集成测试仿真系统执行相应的任务。
[0080]所述测量模型的主要功能是:测量航天器姿态动力学模型的位置和姿态信息，发送给控制器。在实现方案中，对真实卫星设备进行建模，在所述测量模型中预置星敏感器、太阳敏感器、磁强计、惯导系统和GPS模拟模型和EKF姿态估计算法，用户可以选择需要的预置设备自定义所述测量模型的功能和性能。
[0081]所述执行机构模型的主要功能是:利用闭环控制模块发送来的控制力矩，以及航天器姿态动力学模型发送来的模拟航天器姿态动力学模型的姿态和轨道信息，模拟控制力矩的输出，并将输出信号发送给航天器姿态动力学模型。在实现方案中，对真实卫星设备进行建模，在所述执行机构模型中预置单组元推力器、磁力矩器、多机构控制力矩陀螺和飞轮系统的模型以及执行机构操纵律，用户可以选择需要的预置设备自定义所述执行机构模型的功能和性能。
[0082]所述航天器姿态动力学模型的主要功能是:接收执行机构模块发送来的控制力矩以及天线、帆板模型的工作状态信息，模拟航天器姿态动力学模型的姿态动力学与运动学动态特性，得到模拟航天器姿态动力学模型的姿态和轨道信息，并分别发送给测量模型和执行机构模型。
[0083]所述航天器姿态动力学模型得到模拟航天器姿态动力学模型的姿态和轨道信息的具体方法为:使用Simulink工具提供的地磁场(Magnetic 2010)、大气(CIRA86)及重力场(WGS84)模型算法进行轨道环境建模，航天器姿态动力学模型以刚体姿态动力学与运动学方程作为所述仿真系统的被控对象，同时基于动量和力矩的耦合关系，将挠性附件的动力学耦合，偏置角动量陀螺效应耦合以及环境力场产生的干扰力矩集成在姿态动力学模型姿态动力学与运动学动态特性计算过程中，得到姿态和轨道信息。
[0084]所述天线模型的主要功能是:根据输入的航天器姿态动力学模型的姿态和轨道信息，得到天线模型在航天器本体坐标系及惯性坐标系下的动力学特性信息，以及天线模型的工作状态，并发送给航天器姿态动力学模型和模式管理模型。
[0085]所述得到天线模型在航天器本体坐标系及惯性坐标系下的姿态信息的具体方法为:天线模型以二阶振动方程描述的天线的挠性动力学特性，模拟两轴驱动机构对天线模型的三维旋转运动的控制过程，得到天线模型在航天器本体坐标系及惯性坐标系下的动力学特性信息。
[0086]所述帆板模型的主要功能是:根据输入的航天器姿态动力学模型的姿态和轨道信息，得到帆板模型在航天器本体坐标系及惯性坐标系下的动力学特性信息，并发送给航天器姿态动力学模型和模式管理模型。
[0087]所述得到帆板模型在航天器本体坐标系及惯性坐标系下的姿态信息的具体方法是:帆板模型以高阶振动方程描述的天线的帆板动力学特性，模拟单轴驱动机构对帆板的三维旋转运动的控制过程，得到帆板模型在航天器本体坐标系及惯性坐标系下的动力学特性信息。
[0088]所述载荷模型的主要功能是:根据输入的航天器姿态动力学模型的姿态和轨道信息，得到载荷模型在航天器本体坐标系及惯性坐标系下的姿态信息，以及载荷模型的工作状态，并发送给航天器姿态动力学模型和模式管理模型。
[0089]载荷模型中包括一个云探测载荷模型以及多个开关量控制的遥感载荷模型。
[0090]其中，云探测载荷模型的内部原理如图2所示。该模型用于简化模拟地球表面云层天气对卫星成像任务的影响，使用预置的参数组描述地面的云层分布，其中每个云对象由一个平面几何圆表示，若干个几何圆组成一朵模拟的云，每个云由如下信息描述:
[0091]a.中心点(图2中的Cloud.1?Cloud.6)位于地球表面的二维经玮度坐标，其中纵坐标为玮度，北玮(North Latitude)为正，横坐标为经度，东经(East Longitude)为正；
[0092]b.几何圆的半径，会随时间随机变化(图中以双向箭头表示)；
[0093]c.云团的厚度系数(在图2中未显示)，为每个几何圆赋一个O?I间的随机值，值越大表示云越厚；
[0094]d.云团中心在地球表面的常值漂移量和随机漂移量的矢量叠加，是一个二维经玮度坐标系中的速度矢量，速度矢量用于模拟云团中心的随机移动，云团中心的变化用图2中单向箭头表示。
[0095]使用若干初始随机分布的对象模拟地球表面被云覆盖的现象，如图2所不。在本示例中，所有云团的高度设为相同。在仿真过程中，通过判断指定的地面坐标点所在的位置是否被至少一个平面圆覆盖确定地面目标可见性，以覆盖地面目标的多个云团厚度系数的最大值作为地面目标上空的云层厚度，根据该系数判断目标的能见度。
[0096]各模块的连接关系为:控制器的模式管理模块的输出端分别与路径优化模块、闭环控制模块和附件监控模块的输入端连接；路径优化模块的输出端与闭环控制模块的输入端连接；闭环控制模块的输出端与执行机构模型的输入端连接；附件监控模块的输出端分别与闭环控制模块和模式管理模块的输入端连接；测量模型的输出端分别与模式管理模块、路径优化模块、闭环控制模块、附件监控模块的输入端连接；执行机构模型的输出端与航天器姿态动力学模型的输入端连接；天线模型的输出端分别与附件监控模块和执行机构模型的输入端连接；帆板模型的输出端分别与附件监控模块和执行机构模型的输入端连接；载荷模型的输出端与附件监控模块的输入端连接；航天器姿态动力学模型的输出端分别与测量模型和执行机构模型的输入端连接。
[0097]使用所述用于航天器姿态控制算法的集成测试仿真系统进行仿真实验的具体操作过程为:
[0098]步骤O:用户通过所述实时控制编程接口实现待测试控制模型；用户通过模式管理模块选择一种近地轨道卫星任务模式快速建立仿真场景，并根据作为仿真对象的卫星的真实技术参数设置模型参数，包括航天器姿态动力学模型中卫星在J2000惯性系下的初始时间、轨道及姿态数据，测量模型中测量元件的种类和性能参数，执行机构模型中设备的性能参数，帆板和天线模型中模型的挠性动力学参数。
[0099]步骤1:控制器的模式管理模块根据用户选择的近地轨道卫星任务模式和测量模型输出的当前航天器姿态，建立目标姿态，并发送给闭环控制模块；同时附件监控模块采集所述仿真系统中天线模型、帆板模型和载荷模型的工作状态，并发送给模式管理模块和闭环控制模块。
[0100]步骤2:路径优化模块接收模式管理模块生成的目标姿态，以及测量模型输出的当前航天器姿态，实现通过在线规划机制生成航天器姿态动力学模型从当前姿态至目标姿态的连续轨迹，并输出至闭环控制模块；
[0101]步骤3:闭环控制模块接收模式管理模块发送来的目标姿态、路径优化模块发送来的航天器姿态动力学模型当前姿态至目标姿态的连续轨迹、测量模型发送来的当前航天器姿态动力学模型的姿态、附件监控模块发送来的天线模型、帆板模型和载荷模型的工作状态。
[0102]步骤4:闭环控制模块接收到的各输入向进入待测试控制模型，经过处理后，得到控制力矩，并输出给控制执行机构模型。
[0103]步骤5:执行机构模型接收闭环控制模块发送来的控制力矩，以及航天器姿态动力学模型发送来的模拟航天器姿态动力学模型的姿态和轨道信息，模拟控制力矩的输出，并将输出信号发送给航天器姿态动力学模型。
[0104]步骤6:天线模 型根据输入的航天器姿态动力学模型的姿态和轨道信息，得到天线模型在航天器本体坐标系及惯性坐标系下的姿态信息，以及天线模型的工作状态，并发送给航天器姿态动力学模型和控制器。帆板模型根据输入的航天器姿态动力学模型的姿态和轨道信息，得到帆板模型在航天器本体坐标系及惯性坐标系下的姿态信息，并发送给航天器姿态动力学模型和控制器。载荷模型根据输入的航天器姿态动力学模型的姿态和轨道信息，得到载荷模型在航天器本体坐标系及惯性坐标系下的姿态信息，以及载荷模型的工作状态，并发送给航天器姿态动力学模型。航天器姿态动力学模型接收执行机构模块发送来的控制力矩以及天线、帆板模型的工作状态信息，模拟航天器姿态动力学模型的姿态动力学与运动学动态特性，得到模拟航天器姿态动力学模型的姿态和轨道信息，并分别发送给测量模型和执行机构模型。
[0105]步骤7:测量模型的测量航天器姿态动力学模型的位置和姿态信息，发送给控制器。
【主权项】
1.一种用于航天器姿态控制算法的集成测试仿真系统，其特征在于:其包括:控制器、测量模型、执行机构模型、航天器姿态动力学模型、天线模型、帆板模型和载荷模型； 所述控制器包括:模式管理模块、路径优化模块、闭环控制模块和附件监控模块；控制器的主要功能是:①模式管理模块中预置近地轨道卫星任务模式，用户通过选择一种近地轨道卫星任务模式快速建立仿真场景；②模式管理模块根据用户选择的近地轨道卫星任务模式和测量模型输出的当前航天器姿态动力学模型的姿态和轨道信息，建立目标姿态，并发送给闭环控制模块；③路径优化模块接收模式管理模块生成的目标姿态，以及测量模型输出的当前航天器姿态，实现通过在线规划机制生成航天器姿态动力学模型从当前姿态至目标姿态的连续轨迹，并输出至闭环控制模块；④闭环控制模块具有实时控制编程接口，用户通过所述实时控制编程接口实现待测试控制模型；⑤模式管理模块发送来的目标姿态、路径优化模块发送来的航天器姿态动力学模型当前姿态至目标姿态的连续轨迹、测量模型发送来的当前航天器姿态动力学模型的姿态、附件监控模块发送来的天线模型、帆板模型和载荷模型的工作状态信息输入到待测试控制模型，经过处理后，得到控制力矩，并输出给控制执行机构模型；⑥附件监控模块监控所述仿真系统中天线模型、帆板模型和载荷模型的工作状态，并分别发送给模式管理模块和闭环控制模块； 所述测量模型的主要功能是:测量航天器姿态动力学模型的位置和姿态信息，发送给控制器； 所述执行机构模型的主要功能是:利用闭环控制模块发送来的控制力矩，以及航天器姿态动力学模型发送来的模拟航天器姿态动力学模型的姿态和轨道信息，模拟控制力矩的输出，并将输出信号发送给航天器姿态动力学模型； 航天器姿态动力学模型的主要功能是:接收执行机构模块发送来的控制力矩以及天线、帆板模型的工作状态信息，模拟航天器姿态动力学模型的姿态动力学与运动学动态特性，得到模拟航天器姿态动力学模型的姿态和轨道信息，并分别发送给测量模型和执行机构模型； 所述航天器姿态动力学模型得到模拟航天器姿态动力学模型的姿态和轨道信息的具体方法为:航天器姿态动力学模型以刚体姿态动力学与运动学方程作为所述仿真系统的被控对象，同时基于动量和力矩的耦合关系，将挠性附件的动力学耦合，偏置角动量陀螺效应耦合以及环境力场产生的干扰力矩集成在姿态动力学模型姿态动力学与运动学动态特性计算过程中，得到姿态和轨道信息； 所述天线模型的主要功能是:根据输入的航天器姿态动力学模型的姿态和轨道信息，得到天线模型在航天器本体坐标系及惯性坐标系下的动力学特性信息，以及天线模型的工作状态，并发送给航天器姿态动力学模型和模式管理模型； 所述得到天线模型在航天器本体坐标系及惯性坐标系下的姿态信息的具体方法为:天线模型以二阶振动方程描述的天线的挠性动力学特性，模拟两轴驱动机构对天线模型的三维旋转运动的控制过程，得到天线模型在航天器本体坐标系及惯性坐标系下的动力学特性信息； 所述帆板模型的主要功能是:根据输入的航天器姿态动力学模型的姿态和轨道信息，得到帆板模型在航天器本体坐标系及惯性坐标系下的动力学特性信息，并发送给航天器姿态动力学模型和模式管理模型； 所述得到帆板模型在航天器本体坐标系及惯性坐标系下的姿态信息的具体方法是:帆板模型以高阶振动方程描述的天线的帆板动力学特性，模拟单轴驱动机构对帆板的三维旋转运动的控制过程，得到帆板模型在航天器本体坐标系及惯性坐标系下的动力学特性信息; 所述载荷模型的主要功能是:根据输入的航天器姿态动力学模型的姿态和轨道信息，得到载荷模型在航天器本体坐标系及惯性坐标系下的姿态信息，以及载荷模型的工作状态，并发送给航天器姿态动力学模型和模式管理模型； 各模块的连接关系为:控制器的模式管理模块的输出端分别与路径优化模块、闭环控制模块和附件监控模块的输入端连接；路径优化模块的输出端与闭环控制模块的输入端连接；闭环控制模块的输出端与执行机构模型的输入端连接；附件监控模块的输出端分别与闭环控制模块和模式管理模块的输入端连接；测量模型的输出端分别与模式管理模块、路径优化模块、闭环控制模块、附件监控模块的输入端连接；执行机构模型的输出端与航天器姿态动力学模型的输入端连接；天线模型的输出端分别与附件监控模块和执行机构模型的输入端连接；帆板模型的输出端分别与附件监控模块和执行机构模型的输入端连接；载荷模型的输出端与附件监控模块的输入端连接；航天器姿态动力学模型的输出端分别与测量模型和执行机构模型的输入端连接。2.使用如权利要求1所述的一种用于航天器姿态控制算法的集成测试仿真系统进行仿真实验的具体操作过程为: 步骤O:用户通过所述实时控制编程接口实现待测试控制模型；用户通过模式管理模块选择一种近地轨道卫星任务模式快速建立仿真场景； 步骤1:控制器的模式管理模块根据用户选择的近地轨道卫星任务模式和测量模型输出的当前航天器姿态，建立目标姿态，并发送给闭环控制模块；同时附件监控模块采集所述仿真系统中天线模型、帆板模型和载荷模型的工作状态，并发送给模式管理模块和闭环控制丰旲块; 步骤2:路径优化模块接收模式管理模块生成的目标姿态，以及测量模型输出的当前航天器姿态，实现通过在线规划机制生成航天器姿态动力学模型从当前姿态至目标姿态的连续轨迹，并输出至闭环控制模块； 步骤3:闭环控制模块接收模式管理模块发送来的目标姿态、路径优化模块发送来的航天器姿态动力学模型当前姿态至目标姿态的连续轨迹、测量模型发送来的当前航天器姿态动力学模型的姿态、附件监控模块发送来的天线模型、帆板模型和载荷模型的工作状态； 步骤4:闭环控制模块接收到的各输入向进入待测试控制模型，经过处理后，得到控制力矩，并输出给控制执行机构模型； 步骤5:执行机构模型接收闭环控制模块发送来的控制力矩，以及航天器姿态动力学模型发送来的模拟航天器姿态动力学模型的姿态和轨道信息，模拟控制力矩的输出，并将输出信号发送给航天器姿态动力学模型； 步骤6:天线模型根据输入的航天器姿态动力学模型的姿态和轨道信息，得到天线模型在航天器本体坐标系及惯性坐标系下的姿态信息，以及天线模型的工作状态，并发送给航天器姿态动力学模型和控制器；帆板模型根据输入的航天器姿态动力学模型的姿态和轨道信息，得到帆板模型在航天器本体坐标系及惯性坐标系下的姿态信息，并发送给航天器姿态动力学模型和控制器；载荷模型根据输入的航天器姿态动力学模型的姿态和轨道信息，得到载荷模型在航天器本体坐标系及惯性坐标系下的姿态信息，以及载荷模型的工作状态，并发送给航天器姿态动力学模型；航天器姿态动力学模型接收执行机构模块发送来的控制力矩以及天线、帆板模型的工作状态信息，模拟航天器姿态动力学模型的姿态动力学与运动学动态特性，得到模拟航天器姿态动力学模型的姿态和轨道信息，并分别发送给测量模型和执行机构模型；步骤7:测量模型的测量航天器姿态动力学模型的位置和姿态信息，发送给控制器。
【专利摘要】本发明涉及一种应用于控制算法集成测试的航天器姿态仿真系统，属于计算机仿真技术及应用领域。其包括：控制器(模式管理模块、路径优化模块、闭环控制模块和附件监控模块)、测量模型、执行机构模型、航天器姿态动力学模型、天线模型、帆板模型和载荷模型。系统中各组成部分均是基于通用的卫星平台配置，对典型姿态控制相关的系统设备与动力学特性进行建模，为控制算法提供支持模块化应用的模拟在轨仿真环境。模式管理模块中预置近地轨道卫星任务模式，用户通过选择一种近地轨道卫星任务模式快速建立仿真场景，测试数据具有实际意义。路径优化模块提供对航天器姿态机动的路径进行规划功能，提升闭环控制机制的性能。
【IPC分类】G05B23/02
【公开号】CN104898642
【申请号】CN201510206682
【发明人】李震, 辛星, 刘向东, 刘胜利, 路平立
【申请人】北京理工大学
【公开日】2015年9月9日
【申请日】2015年4月28日
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