繩 濤，白玉鑄，何 亮，冉德超，趙 勇

(國(guó)防科技大學(xué) 航天科學(xué)與工程學(xué)院， 湖南 長(zhǎng)沙 410073)

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微納衛(wèi)星姿態(tài)確定與控制半實(shí)物仿真系統(tǒng)設(shè)計(jì)*

繩 濤，白玉鑄，何 亮，冉德超，趙 勇

(國(guó)防科技大學(xué) 航天科學(xué)與工程學(xué)院， 湖南 長(zhǎng)沙 410073)

航天器姿態(tài)控制系統(tǒng)需要特殊的運(yùn)行環(huán)境，在地面很難考核，這給系統(tǒng)可靠性帶來(lái)一定的風(fēng)險(xiǎn)。針對(duì)微納衛(wèi)星的特點(diǎn)，設(shè)計(jì)并研制了一套面向微納衛(wèi)星的姿態(tài)確定與控制半實(shí)物仿真系統(tǒng)。該系統(tǒng)通過(guò)數(shù)字化模型模擬衛(wèi)星姿態(tài)軌道運(yùn)動(dòng)、敏感器模型產(chǎn)生敏感器測(cè)量數(shù)據(jù)、執(zhí)行器模型生成控制力矩、敏感器模擬器實(shí)現(xiàn)通信協(xié)議，最終實(shí)現(xiàn)姿態(tài)控制系統(tǒng)的全系統(tǒng)仿真。這套系統(tǒng)可以接入衛(wèi)星控制系統(tǒng)回路，實(shí)現(xiàn)對(duì)姿控系統(tǒng)軟件、硬件的考核，同時(shí)驗(yàn)證算法的性能?；谠撓到y(tǒng)，對(duì)天拓三號(hào)衛(wèi)星姿控系統(tǒng)進(jìn)行地面半實(shí)物仿真，并對(duì)比在軌試驗(yàn)數(shù)據(jù)，結(jié)果表明系統(tǒng)設(shè)計(jì)合理，仿真結(jié)果可信。

微納衛(wèi)星；姿態(tài)控制系統(tǒng)；半實(shí)物仿真；天拓三號(hào)

微納衛(wèi)星具有體積小、質(zhì)量輕、成本低、研發(fā)周期短等特點(diǎn)，是航天領(lǐng)域一個(gè)新興的發(fā)展方向[1]。隨著微納衛(wèi)星技術(shù)的逐漸成熟和應(yīng)用范圍的不斷擴(kuò)展，對(duì)衛(wèi)星平臺(tái)的性能，特別是姿態(tài)指向精度和穩(wěn)定度的要求越來(lái)越高。姿態(tài)確定與控制系統(tǒng)(Attitude Determination and Control System，ADCS)是衛(wèi)星上部組件最多、算法最復(fù)雜的分系統(tǒng)，同時(shí)也是故障概率最高的分系統(tǒng)。衛(wèi)星姿態(tài)確定與控制部組件和控制算法運(yùn)行需要特殊的軌道和重力環(huán)境，在地面很難真實(shí)模擬和全面考核[2]。

ADCS地面驗(yàn)證通常依賴于數(shù)值仿真和實(shí)物仿真兩種方法進(jìn)行。數(shù)值仿真基于仿真軟件，如MATLAB，STK等進(jìn)行，通過(guò)建立敏感器、執(zhí)行器和衛(wèi)星數(shù)據(jù)模型，對(duì)控制算法、控制流程和各種故障模式進(jìn)行模擬，檢驗(yàn)系統(tǒng)控制性能[3-6]。衛(wèi)星的動(dòng)力學(xué)模型非常復(fù)雜，敏感器和執(zhí)行器也存在各種測(cè)量和執(zhí)行偏差，數(shù)學(xué)模型很難描述衛(wèi)星準(zhǔn)確的動(dòng)力學(xué)過(guò)程，因此數(shù)值仿真通常只用于算法設(shè)計(jì)和參數(shù)優(yōu)化，很難對(duì)ADCS進(jìn)行全面考核，仿真結(jié)果僅具有參考價(jià)值。實(shí)物仿真是通過(guò)各種模擬器和氣浮臺(tái)模擬衛(wèi)星在軌運(yùn)行狀態(tài)和動(dòng)力學(xué)環(huán)境，比較接近真實(shí)情況，衛(wèi)星按照真實(shí)的控制流程進(jìn)行運(yùn)動(dòng)，控制效果具有較高可信度[7-8]。搭建實(shí)物仿真系統(tǒng)需要的設(shè)備包括：三軸氣浮臺(tái)、磁環(huán)境模擬器、太陽(yáng)模擬器、星光模擬器、GPS模擬器等。仿真過(guò)程中，衛(wèi)星基于姿態(tài)敏感器測(cè)量值確定自身姿態(tài)，基于控制算法生成控制指令驅(qū)動(dòng)執(zhí)行器進(jìn)行姿態(tài)控制，氣浮臺(tái)提供衛(wèi)星的3自由度的運(yùn)行環(huán)境。構(gòu)建實(shí)物仿真環(huán)境需要大量的設(shè)備和場(chǎng)地。同時(shí)，由于氣浮平臺(tái)有較大的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量和擾動(dòng)力矩，通常只適用于大型衛(wèi)星的地面仿真。對(duì)于微納衛(wèi)星來(lái)說(shuō)，執(zhí)行機(jī)構(gòu)一般為微機(jī)電系統(tǒng)(Micro-Electro-Mechanical Systems, MEMS)器件，控制力矩有限，很難通過(guò)這種方式對(duì)微納衛(wèi)星的ADCS進(jìn)行仿真[9]。

本論文從微納衛(wèi)星的結(jié)構(gòu)特點(diǎn)出發(fā)研究姿態(tài)確定與控制半實(shí)物仿真技術(shù)，設(shè)計(jì)并實(shí)現(xiàn)了一套半實(shí)物仿真系統(tǒng)。該系統(tǒng)主要由敏感器模擬器和空間環(huán)境模擬器組成，可以直接接入衛(wèi)星控制系統(tǒng)，實(shí)現(xiàn)對(duì)姿控組件硬件接口與通信協(xié)議、姿態(tài)控制軟件、姿態(tài)控制算法等全系統(tǒng)的考核，地面仿真軟件與在軌飛行狀態(tài)保持一致，可以直接用于在軌飛行。

1 半實(shí)物仿真系統(tǒng)設(shè)計(jì)

1.1 微納衛(wèi)星姿態(tài)確定與控制系統(tǒng)

微納衛(wèi)星姿態(tài)確定與控制系統(tǒng)包括敏感器、執(zhí)行器和控制器三部分。姿態(tài)敏感器通常包括磁強(qiáng)計(jì)、太陽(yáng)敏感器、星敏感器、地球敏感器、陀螺儀等，軌道測(cè)量采用GPS接收機(jī)。執(zhí)行器通常為磁力矩器和飛輪(偏置動(dòng)量輪或反作用飛輪)?？刂破鳛樽丝赜?jì)算機(jī)。

以國(guó)防科學(xué)技術(shù)大學(xué)研制的天拓三號(hào)(TT-3)衛(wèi)星為例，姿態(tài)敏感器包括：1個(gè)磁強(qiáng)計(jì)、2個(gè)模擬太陽(yáng)敏(+Y面和-Y面)、6個(gè)0/1太陽(yáng)敏(每個(gè)面1個(gè))、1個(gè)慣性導(dǎo)航單元(內(nèi)部集成三軸磁強(qiáng)計(jì)和三軸陀螺儀)和1個(gè)GPS接收機(jī)。執(zhí)行器包括3個(gè)垂直安裝的磁力矩器和反作用飛輪(共4個(gè)，Y軸備份1個(gè))?？刂破鳛樽丝赜?jì)算機(jī)，姿態(tài)控制系統(tǒng)結(jié)構(gòu)如圖1所示。

圖1 TT-3衛(wèi)星ADCS結(jié)構(gòu)圖Fig.1 ADCS configure of TT-3 satellite

1.2 半實(shí)物仿真系統(tǒng)設(shè)計(jì)

半實(shí)物仿真是指通過(guò)模擬衛(wèi)星的運(yùn)行環(huán)境和敏感器信息考核姿態(tài)控制系統(tǒng)的各項(xiàng)性能，包括軟件、硬件可靠性，控制算法性能等。為了達(dá)到全面考核的目的，要求模擬環(huán)境和敏感器數(shù)據(jù)盡量準(zhǔn)確，衛(wèi)星狀態(tài)與在軌運(yùn)行狀態(tài)保持一致。基于這一需求設(shè)計(jì)了面向微納衛(wèi)星的半實(shí)物仿真系統(tǒng)，主要分為敏感器模擬器、空間環(huán)境模擬器、衛(wèi)星本體三部分，如圖2所示。

圖2 半實(shí)物仿真系統(tǒng)結(jié)構(gòu)Fig.2 Structure of the semi-physical simulation system

空間環(huán)境模擬器模擬衛(wèi)星運(yùn)行的空間環(huán)境和動(dòng)力學(xué)過(guò)程，根據(jù)軌道動(dòng)力學(xué)模型計(jì)算衛(wèi)星軌道位置，根據(jù)衛(wèi)星姿態(tài)動(dòng)力學(xué)和運(yùn)動(dòng)學(xué)模型、控制力矩和環(huán)境力矩模型計(jì)算衛(wèi)星姿態(tài)。

敏感器模擬器模擬敏感器的測(cè)量輸出，根據(jù)空間環(huán)境模擬器提供的衛(wèi)星軌道、姿態(tài)等信息，根據(jù)模型生成敏感器測(cè)量數(shù)據(jù)，并按照真實(shí)的通信協(xié)議和硬件接口發(fā)送給姿控計(jì)算機(jī)。

衛(wèi)星為真實(shí)的衛(wèi)星本體，敏感器由敏感器模擬器替代，其他部分和控制軟件與在軌運(yùn)行狀態(tài)一致。通過(guò)這種方式進(jìn)行系統(tǒng)仿真，可以實(shí)現(xiàn)地面測(cè)試與在軌飛行狀態(tài)的一致性。

2 空間環(huán)境模擬器設(shè)計(jì)

空間環(huán)境模擬器主要模擬衛(wèi)星的空間運(yùn)行環(huán)境，包括軌道動(dòng)力學(xué)環(huán)境、姿態(tài)動(dòng)力學(xué)環(huán)境、擾動(dòng)力矩和控制力矩，模擬衛(wèi)星的在軌運(yùn)動(dòng)。

2.1 姿態(tài)動(dòng)力學(xué)與運(yùn)動(dòng)學(xué)模型

2.1.1 姿態(tài)動(dòng)力學(xué)模型

姿態(tài)動(dòng)力學(xué)和運(yùn)動(dòng)學(xué)模擬衛(wèi)星在軌的運(yùn)動(dòng)過(guò)程。動(dòng)力學(xué)方程表示為：

(1)

式中，J為衛(wèi)星轉(zhuǎn)動(dòng)慣量，ω為旋轉(zhuǎn)角速度，Tc為控制力矩，Td為干擾力矩。

2.1.2 姿態(tài)運(yùn)動(dòng)學(xué)模型

四元數(shù)表示的運(yùn)動(dòng)學(xué)方程不存在奇點(diǎn)問(wèn)題，且方程形式簡(jiǎn)單，故本系統(tǒng)采用四元數(shù)對(duì)衛(wèi)星姿態(tài)進(jìn)行描述。設(shè)慣性坐標(biāo)系旋轉(zhuǎn)到衛(wèi)星本體系的四元數(shù)為q，則采用四元數(shù)表示的姿態(tài)運(yùn)動(dòng)學(xué)方程為：

(2)

式(2)可以簡(jiǎn)記為：

(3)

2.2 軌道動(dòng)力學(xué)模型

軌道是姿態(tài)控制最重要的信息之一，衛(wèi)星根據(jù)軌道信息計(jì)算參考目標(biāo)的位置進(jìn)而確定自身姿態(tài)。

綜合考慮運(yùn)算復(fù)雜度、外推精度等因素，衛(wèi)星采用基于無(wú)奇點(diǎn)變量的軌道預(yù)報(bào)模型，并考慮J2攝動(dòng)項(xiàng)。軌道運(yùn)動(dòng)方程可參見(jiàn)文獻(xiàn)[9]。

2.3 環(huán)境擾動(dòng)力矩

微納衛(wèi)星受到的環(huán)境擾動(dòng)力矩通常主要包括：重力梯度力矩Tdg、氣動(dòng)力矩Tdp、剩磁干擾力矩Tdm和太陽(yáng)光壓力矩Tds等。

2.3.1 重力梯度力矩

重力梯度力矩Tdg是由地球?qū)π求w各部分引力不同而產(chǎn)生的，引力合力不通過(guò)質(zhì)心，從而產(chǎn)生重力梯度力矩。假設(shè)地球質(zhì)量均勻分布，相對(duì)于軌道坐標(biāo)系，重力梯度力矩表示為：

(4)

式中，μ為地球引力常數(shù)，Rc為質(zhì)心到地心的距離，rc為質(zhì)心到地心的單位矢量。

2.3.2 氣動(dòng)干擾力矩

氣動(dòng)力矩是由高層大氣分子撞擊衛(wèi)星表面而產(chǎn)生，氣動(dòng)力隨著軌道高度增加而減小。當(dāng)衛(wèi)星軌道高度在120 km以上時(shí)，大氣運(yùn)動(dòng)可以看作自由分子流，氣動(dòng)力矩的近似計(jì)算公式為：

(5)

式中，Cp為氣動(dòng)阻力系數(shù)，通常取2.2～2.6，ρ為衛(wèi)星軌道平均大氣密度，V為衛(wèi)星與大氣之間的相對(duì)速度，Aρ為迎風(fēng)面積，n為來(lái)流的單位矢量，r為衛(wèi)星質(zhì)心到氣動(dòng)壓心的矢徑。

2.3.3 剩磁干擾力矩

剩磁干擾力矩Tdm是衛(wèi)星上剩余磁矩與地球磁場(chǎng)相互作用的結(jié)果。對(duì)于低軌衛(wèi)星，剩磁干擾力矩是最重要的干擾源。剩余磁矩主要來(lái)源于衛(wèi)星上回路電流和磁性材料等產(chǎn)生的偶極子磁矩。剩余磁矩與地磁場(chǎng)相互作用產(chǎn)生的力矩計(jì)算為：

Tdm=Mm×Bb

(6)

式中，Mm為衛(wèi)星剩余磁矩，Bb為體坐標(biāo)系下的地球磁場(chǎng)。

2.3.4 太陽(yáng)光壓力矩

當(dāng)太陽(yáng)光壓力中心與衛(wèi)星質(zhì)心不重合時(shí)便會(huì)產(chǎn)生光壓力矩。太陽(yáng)光壓力矩基本上與衛(wèi)星的高度無(wú)關(guān)，而其他環(huán)境力矩則隨著高度的變化很大，當(dāng)衛(wèi)星軌道高度大于1000 km時(shí)，太陽(yáng)光壓力矩變?yōu)橹饕母蓴_力矩。太陽(yáng)光壓力矩計(jì)算為：

(7)

式中，I0為太陽(yáng)輻射通量，c為光速，R為反射系數(shù)，M為漫反射系數(shù)，As為受照面積，v為輻射單位矢量，rs為太陽(yáng)光壓力臂。

2.4 控制力矩

微納衛(wèi)星由于體積、重量限制，一般采用磁力矩器和飛輪進(jìn)行聯(lián)合控制，飛輪通常為偏置動(dòng)量輪或反作用飛輪。

2.4.1 飛輪控制的力矩

假設(shè)衛(wèi)星角動(dòng)量為HS，衛(wèi)星相對(duì)于慣性空間的角速度為ωbi，飛輪角動(dòng)量為Hw，相對(duì)于衛(wèi)星的角速度為Ω，則系統(tǒng)的總角動(dòng)量為：

H=HS+Hw

(8)

式中，Hw=JwΩ，Jw為飛輪的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量。

根據(jù)動(dòng)量矩定理有：

(9)

(10)

(11)

2.4.2 磁力矩器控制力矩

磁力矩器為通過(guò)載流線圈或載流線圈對(duì)軟磁材料進(jìn)行磁化生成磁矩，與地球磁場(chǎng)相互作用產(chǎn)生控制力矩。磁力矩器三軸正交安裝，每個(gè)方向的磁矩進(jìn)行獨(dú)立控制。磁力矩器分為模擬電壓控制和脈沖寬度調(diào)制(Pulse Width Modulation，PWM)兩種方式。前者控制精度高但是控制電路復(fù)雜，后者控制電路相對(duì)簡(jiǎn)單，微納衛(wèi)星常采用PWM方式進(jìn)行控制。磁力矩器工作時(shí)會(huì)產(chǎn)生磁場(chǎng)，對(duì)磁強(qiáng)計(jì)的測(cè)量引入不確定偏差，因此通常需要與磁強(qiáng)計(jì)進(jìn)行分時(shí)工作。

磁力矩器的實(shí)際控制力矩Tcm為：

Tcm=D1D2Mmax×Bb

(12)

式中，Mmax為標(biāo)稱電壓下的磁矩，D1為PWM控制信號(hào)的占空比，D2為磁力矩器分時(shí)工作比。

3 敏感器模擬器設(shè)計(jì)

敏感器模擬器產(chǎn)生敏感器測(cè)量信息并實(shí)現(xiàn)敏感器通信協(xié)議，主要對(duì)衛(wèi)星姿控分系統(tǒng)的硬件接口和控制軟件進(jìn)行考核。敏感器模擬器需要根據(jù)衛(wèi)星的實(shí)際敏感器進(jìn)行動(dòng)態(tài)配置。

3.1 磁場(chǎng)測(cè)量信息

磁場(chǎng)信息不受衛(wèi)星姿態(tài)的影響，是近地軌道衛(wèi)星普遍采用的一種姿態(tài)參考信息，采用磁強(qiáng)計(jì)對(duì)磁場(chǎng)進(jìn)行測(cè)量。

數(shù)據(jù)包絡(luò)分析方法（D a t a Envelopment Analysis）是一種有效的效率評(píng)價(jià)方法。其中最能代表該方法的是CCR模型和BCC模型。由于CCR模型有相應(yīng)的局限性，本文選擇BCC模型進(jìn)行測(cè)度，選取陜西省2000-2017年的經(jīng)濟(jì)發(fā)展數(shù)據(jù)和金融發(fā)展數(shù)據(jù)為樣本，以陜西省資本與勞動(dòng)力數(shù)據(jù)中的總就業(yè)人員人數(shù)（L）、第一產(chǎn)從業(yè)人數(shù)（L1）、第二產(chǎn)業(yè)從業(yè)人數(shù)（L2）、第三產(chǎn)業(yè)從業(yè)人數(shù)（L3）、存款余額（DE）、貸款余額（LO）和保費(fèi)收入（INS）為陜西省金融支持經(jīng)濟(jì)增長(zhǎng)的投入指標(biāo)，相應(yīng)地以陜西省國(guó)民生產(chǎn)總值（GDP）、三次產(chǎn)業(yè)產(chǎn)值（Y1、Y2、Y3）為產(chǎn)出指標(biāo)。

3.1.1 標(biāo)準(zhǔn)地磁場(chǎng)計(jì)算

地球主磁場(chǎng)源位于地球內(nèi)部，地球表面和上空的磁場(chǎng)可以用磁位的梯度表示，地球主磁場(chǎng)的磁位勢(shì)用國(guó)家地磁參考框架(International Geomagnetic Reference Frame， IGRF)模型表示，計(jì)算公式為[10]：

(13)

地磁場(chǎng)強(qiáng)度矢量的計(jì)算公式為：

Bg=-V

(14)

3.1.2 磁強(qiáng)計(jì)測(cè)量值的計(jì)算

根據(jù)磁強(qiáng)計(jì)的測(cè)量模型，磁強(qiáng)計(jì)的測(cè)量輸出Bm可以表示為：

Bm=RcbRboRoiRig(A·Bg+B0)

(15)

式中：A3×3為磁強(qiáng)計(jì)誤差修正矩陣，主對(duì)角線為磁強(qiáng)計(jì)各個(gè)方向線性度修正值，其他參數(shù)為三軸正交性修正參數(shù)；B0為磁強(qiáng)計(jì)的零值偏差，這些參數(shù)在磁強(qiáng)計(jì)地面標(biāo)定時(shí)都可以進(jìn)行測(cè)量；Rig為地理坐標(biāo)系到地心慣性坐標(biāo)系的轉(zhuǎn)換矩陣，由衛(wèi)星軌道位置決定；Roi為地心慣性坐標(biāo)系到軌道坐標(biāo)系的轉(zhuǎn)換矩陣，由衛(wèi)星軌道參數(shù)決定；Rbo為軌道坐標(biāo)系到衛(wèi)星本體坐標(biāo)系的轉(zhuǎn)換矩陣，由衛(wèi)星當(dāng)前姿態(tài)決定；Rcb為本體系到測(cè)量坐標(biāo)系的轉(zhuǎn)換矩陣，由敏感器的安裝方向決定。

3.2 太陽(yáng)方向矢量測(cè)量信息

太陽(yáng)敏感器測(cè)量太陽(yáng)相對(duì)于敏感器的方位，通常結(jié)合磁場(chǎng)信息進(jìn)行姿態(tài)確定。太陽(yáng)敏感器測(cè)量信息模擬包括太陽(yáng)方向矢量計(jì)算和太陽(yáng)敏測(cè)量信息輸出兩部分。

3.2.1 太陽(yáng)方向矢量

利用太陽(yáng)與地球之間的相對(duì)關(guān)系建立太陽(yáng)位置模型，一年內(nèi)太陽(yáng)在南北回歸線±23°內(nèi)周期變化，所以地球慣性系中太陽(yáng)光線仰角為：

(16)

式中，Ts為從春分點(diǎn)開(kāi)始計(jì)算的時(shí)間。1年內(nèi)從春分點(diǎn)開(kāi)始太陽(yáng)方位角為：

(17)

(18)

Roi=Rz(ω+f)Rx(i)Rz(Ω)

(19)

其中，So為軌道系中的太陽(yáng)矢量，ω為近地點(diǎn)幅角，f為真近點(diǎn)角，i為軌道傾角，Ω為升交點(diǎn)赤經(jīng)。

3.2.2 太陽(yáng)敏感器測(cè)量信息

微納衛(wèi)星上用的太陽(yáng)敏感器主要是兩軸敏感器，通過(guò)內(nèi)部的數(shù)據(jù)處理解算太陽(yáng)方向矢量。太陽(yáng)敏感器的測(cè)量輸出可以表示為：

Sm=RcbRbo(A·So+ΔSo)

(20)

式中，A為太陽(yáng)敏的安裝誤差修正矩陣，ΔSo為高斯測(cè)量噪聲。

3.2.3 0/1太陽(yáng)敏輸出模擬

0/1太陽(yáng)敏通常通過(guò)安裝在衛(wèi)星各個(gè)面的太陽(yáng)電池片實(shí)現(xiàn)，通過(guò)檢測(cè)電池片的輸出電流計(jì)算太陽(yáng)光入射角。0/1太陽(yáng)敏的測(cè)量輸出為太陽(yáng)方向矢量在對(duì)應(yīng)面的余弦分量。太陽(yáng)方向矢量在每個(gè)面上的投影為：

S01=(RboSo+ΔSo)X

(21)

式中，X為對(duì)應(yīng)太陽(yáng)敏在體坐標(biāo)系下的方向矢量。于是，0/1太陽(yáng)敏的輸出為：

(22)

3.3 陀螺儀測(cè)量信息

ωm=Rcb(A·ω+ω0+Δω)

(23)

式中，A3×3包含了非線性誤差和正交性誤差，ω為衛(wèi)星角速度，ω0為零值偏差，Δω為高斯測(cè)量噪聲。

3.4 GPS測(cè)量信息

GPS接收機(jī)的主要功能是提供標(biāo)準(zhǔn)時(shí)間、秒脈沖和軌道位置信息。敏感器模擬器根據(jù)GPS報(bào)文格式將時(shí)間信息和軌道參數(shù)等打包發(fā)送給衛(wèi)星，模擬GPS接收機(jī)的各種工作狀態(tài)。GPS的原始信息來(lái)自軌道動(dòng)力學(xué)模型輸出的衛(wèi)星軌道信息。

4 姿控確定與控制系統(tǒng)半實(shí)物仿真

4.1 半實(shí)物仿真控制流程

空間環(huán)境模擬器由仿真計(jì)算機(jī)運(yùn)行MATLAB和STK等仿真軟件實(shí)現(xiàn)。仿真計(jì)算機(jī)采集衛(wèi)星的控制指令和執(zhí)行器執(zhí)行結(jié)果，利用執(zhí)行器模型生成控制力矩驅(qū)動(dòng)衛(wèi)星的運(yùn)動(dòng)學(xué)和動(dòng)力學(xué)模型，模擬衛(wèi)星在軌運(yùn)動(dòng)過(guò)程。

敏感器模擬器接收到空間環(huán)境模擬器輸出的衛(wèi)星軌道和姿態(tài)信息，根據(jù)敏感器模型生成敏感器測(cè)量數(shù)據(jù)，并按照實(shí)際通信協(xié)議和工作模式與衛(wèi)星進(jìn)行通信。

衛(wèi)星實(shí)時(shí)采集敏感器的測(cè)量數(shù)據(jù)，按照正常的控制流程進(jìn)行姿態(tài)確定、姿態(tài)控制、生成控制指令控制執(zhí)行器，并反饋指令執(zhí)行結(jié)果給空間環(huán)境模擬器。

整個(gè)仿真流程由空間環(huán)境模擬器發(fā)起，控制周期與衛(wèi)星姿態(tài)控制周期一致。仿真系統(tǒng)的工作流程如圖3所示。

圖3 半實(shí)物仿真系統(tǒng)工作流程Fig.3 Simulation flow chart of the system

4.2 基于半實(shí)物仿真系統(tǒng)的姿控算法仿真

以TT-3衛(wèi)星為例對(duì)半實(shí)物仿真系統(tǒng)的性能進(jìn)行驗(yàn)證。TT-3衛(wèi)星的軌道為524 km的近圓太陽(yáng)同步軌道，軌道傾角97.4°，偏心率0.000 307，軌道周期5677 s。衛(wèi)星包絡(luò)尺寸為398×398×589.5 mm3，重量為19.1 kg，轉(zhuǎn)動(dòng)慣量為[0.465; 0.455; 0.589]kg·m2。反作用飛輪轉(zhuǎn)動(dòng)慣量1.067×10-4kg·m2，最大轉(zhuǎn)速±5000 rpm，磁力矩器最大磁矩4 Am2。仿真過(guò)程中主要考慮重力梯度矩、氣動(dòng)力矩和剩磁力矩等擾動(dòng)力矩。

衛(wèi)星從星箭分離后的速率阻尼開(kāi)始仿真，之后自動(dòng)切換到偏置動(dòng)量輪與主動(dòng)磁控相結(jié)合的三軸穩(wěn)定控制模式，在第4軌時(shí)切換到反作用飛輪模式。姿態(tài)確定采用磁場(chǎng)強(qiáng)度+太陽(yáng)方位雙矢量UKF濾波算法。圖4～6是半實(shí)物仿真過(guò)程中相關(guān)參數(shù)的變化曲線。圖4為衛(wèi)星姿態(tài)角的變化曲線，圖5是角速度的變化曲線，圖6為飛輪的實(shí)際轉(zhuǎn)速。

圖4 衛(wèi)星姿態(tài)的變化曲線Fig.4 Curve of the attitude

圖5 衛(wèi)星姿態(tài)角速度變化曲線Fig.5 Curve of the attitude angle speed

圖6 飛輪實(shí)際轉(zhuǎn)速Fig.6 Rotate speed of the flywheels

從仿真結(jié)果可以看出，TT-3衛(wèi)星姿態(tài)控制系統(tǒng)運(yùn)行正常，姿態(tài)控制算法穩(wěn)定。反作用飛輪控制模式的控制精度優(yōu)于三軸磁控模式。在光照區(qū)，姿態(tài)控制誤差優(yōu)于0.5°，角速度誤差優(yōu)于0.03°/s。在地影區(qū)，姿態(tài)控制誤差優(yōu)于1°，角速度誤差優(yōu)于0.05°/s。系統(tǒng)控制性能滿足設(shè)計(jì)指標(biāo)要求。

TT-3衛(wèi)星于2015年9月20日在太原衛(wèi)星發(fā)射中心發(fā)射入軌，并在第3軌實(shí)現(xiàn)對(duì)地三軸穩(wěn)定。目前在軌工作超過(guò)3個(gè)月，姿控分系統(tǒng)所有部組件工作正常，姿態(tài)控制算法運(yùn)行穩(wěn)定，姿態(tài)控制精度和穩(wěn)定度滿足設(shè)計(jì)指標(biāo)要求。說(shuō)明所設(shè)計(jì)的半實(shí)物仿真系統(tǒng)對(duì)TT-3衛(wèi)星姿控分系統(tǒng)的考核充分，方法可行。

5 結(jié)論

從微納衛(wèi)星的特點(diǎn)出發(fā)，設(shè)計(jì)了一套針對(duì)姿控系統(tǒng)全系統(tǒng)驗(yàn)證的半實(shí)物仿真系統(tǒng)。該系統(tǒng)通過(guò)空間環(huán)境模擬器模擬衛(wèi)星軌道、姿態(tài)、環(huán)境力矩和控制力矩，通過(guò)敏感器模擬器模擬敏感器測(cè)量信息和通信協(xié)議，接入衛(wèi)星本體進(jìn)行姿控系統(tǒng)的軟件、硬件和算法的全系統(tǒng)仿真。系統(tǒng)結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單，接口可配置、可擴(kuò)展?；诒鞠到y(tǒng)對(duì)TT-3衛(wèi)星姿控系統(tǒng)進(jìn)行仿真考核，衛(wèi)星入軌后姿控系統(tǒng)所有部組件工作正常，控制算法穩(wěn)定，姿態(tài)控制精度和穩(wěn)定度與地面仿真結(jié)果一致，滿足設(shè)計(jì)指標(biāo)要求，充分證明本系統(tǒng)設(shè)計(jì)合理，對(duì)姿控系統(tǒng)的考核充分。

References)

[1] 余金培， 楊根慶， 梁旭文. 現(xiàn)代小衛(wèi)星技術(shù)與應(yīng)用[M]. 上海：上海科技普及出版社， 2004.

YU Jinpei， YANG Genqing， LIANG Xuwen. Modern microSat technology and application[M]. Shanghai: Shanghai Popular Technology Press， 2004. (in Chinese)

[2] 董云峰， 陳世明， 蘇建敏， 等. 衛(wèi)星姿態(tài)控制動(dòng)態(tài)模擬技術(shù)[M]. 北京：科學(xué)出版社， 2010.

DONG Yunfeng, CHEN Shiming, SU Jianmin, et al. Satellite attitude control dynamic simulation technology[M]. Beijing: Science Press， 2010. (in Chinese)

[3] Kuwahara T, Tomioka Y, Yoshida K, et al. Dynamic closed loop attitude control simulation and verification environment for micro-satellites [C]// Proceedings of the 64th International Astronautical Congress， China, 2013.

[4] Hao-Chi C, Mikhail O, Shui-Lin W, et al. Attitude estimation and control for single steerable wing satellite[C]//Proceedings of the 66th International Astronautical Congress, Israel, 2015: IAC-15-C1.5.2.

[5] Kim B M, Velenis E, Kriengsiri P, et al.Designing a low-cost spacecraft simulator[J]. IEEE Control Systems, 2003, 23(4): 26-37.

[6] Kanu P G, Ram K V. Three-axis attitude control by fuzzy logic based controller using magnetic torques[C]// Proceedings of the 2nd International Conference on Advances in Control and Optimization of Dynamical Systems, 2012.

[7] 王峰， 徐國(guó)棟， 耿云海， 等. 基于微型核信息電子系統(tǒng)衛(wèi)星姿態(tài)控制半實(shí)物仿真[J]. 系統(tǒng)仿真學(xué)報(bào), 2007, 19(5)： 1131-1135.

WANG Feng, XU Guodong, GENG Yunhai, et al. Hardware-in-the-loop simulation of satellite attitude control based on information electronic system of microkernel[J]. Journal of System Simulation, 2007, 19(5)：1131-1135. (in Chinese)

[8] Dipak K G, Manoranjan S. Finite-time continuous sliding mode magneto-coulombic satellite attitude control[C]//Proceedings of the 64th International Astronautical Congress, 2013.

[9] Ran D C, Sheng T, Cao L, et al. Attitude control system design and on-orbit performance analysis of nano-satellite-″TianTuo-1″[J]. Chinese Journal of Aeronautics, 2014, 27(3): 593-601.

[10] 章仁為. 衛(wèi)星軌道姿態(tài)動(dòng)力學(xué)與控制[M]. 北京：北京航空航天大學(xué)出版社， 1998.

ZHANG Renwei. Satellite orbit and attitude dynamics and control[M]. Press of BUAA, 1998. (in Chinese)

Semi-physical simulation system design for attitude determination and control of micro/nano-satellite

SHENG Tao, BAI Yuzhu， HE Liang, RAN Dechao, ZHAO Yong

(College of Aerospace Science and Engineering, National University of Defense Technology, Changsha 410073, China)

Attitude control system requires special working environment, so it is hard to actualize on the ground, which has brought a certain reliability risk to satellite. According to the characteristics of micro/nano-satellite, a set of semi-physical simulation system for attitude determination and control was designed and implemented. A digital model simulated the satellite attitude and orbit motion, a sensor model generated the measured data, an actuator model generated the control torque, a sensor simulator realized the communication protocol and finally this system realized the whole simulation of attitude control system. The system can be connected in the satellite control system loop to assess software and hardware of the attitude control system, and to verify the performance of the algorithm. The system was applied to validate the attitude control system of TianTuo-3 in ground simulation. The comparison with the on-orbit test data shows that the design of system is reasonable and the result of simulation is credible.

micro/nano-satellite; attitude control system; semi-physical simulation; TianTuo-3

10.11887/j.cn.201605012

http://journal.nudt.edu.cn

2016-01-20

國(guó)家自然科學(xué)基金資助項(xiàng)目(11302253)；國(guó)防科學(xué)技術(shù)大學(xué)科研計(jì)劃資助項(xiàng)目(ZK16-03-20)

繩濤(1979—)，男，陜西高陵人，副研究員，博士，E-mail：st_2014@sina.com；白玉鑄(通信作者)，男，講師，博士，E-mail：baiyuzhu@hotmail.com

TP316

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1001-2486(2016)05-072-06