， ，

(上海航天控制技術(shù)研究所，上海 201109)

衛(wèi)星姿軌控半物理仿真測(cè)試系統(tǒng)

(上海航天控制技術(shù)研究所，上海201109)

為了保證衛(wèi)星發(fā)射前的地面姿軌控半物理試驗(yàn)的順利進(jìn)行，研制了姿軌控分系統(tǒng)半物理仿真地面測(cè)試系統(tǒng)；為了滿足相關(guān)類似衛(wèi)星型號(hào)的通用化測(cè)試，本套仿真測(cè)試系統(tǒng)采用通用模塊化的設(shè)計(jì)架構(gòu)，同時(shí)采用現(xiàn)今主流的PXI總線測(cè)試技術(shù)(配合VPC轉(zhuǎn)接電路板)；使用標(biāo)準(zhǔn)通用cPCI總線板卡以及部分自制FPGA可編程cPCI總線板卡實(shí)現(xiàn)各測(cè)試模塊的功能；這種架構(gòu)不僅能實(shí)現(xiàn)功能模塊化，便于后續(xù)的功能擴(kuò)展及維修，同時(shí)具有可靠性高、搭建時(shí)間快、可維護(hù)性強(qiáng)的優(yōu)點(diǎn)，且體積小,穩(wěn)定性強(qiáng)，能適應(yīng)不同測(cè)試對(duì)象的測(cè)試環(huán)境條件，適合長(zhǎng)途運(yùn)輸；文章介紹了系統(tǒng)的總體設(shè)計(jì)結(jié)構(gòu)，重點(diǎn)介紹了模擬總體電源、動(dòng)力學(xué)仿真機(jī)、電信號(hào)源、程序加載以及外圍設(shè)備等硬件系統(tǒng)功能，以及相關(guān)配套軟件的基本功能；測(cè)試系統(tǒng)經(jīng)過(guò)與衛(wèi)星的星地聯(lián)試，功能性及使用性均得到了驗(yàn)證，測(cè)試結(jié)論符合設(shè)計(jì)之初功能性及通用化的構(gòu)想。

半物理仿真；通用性；高精度；星地聯(lián)試

0 引言

控制分系統(tǒng)負(fù)責(zé)衛(wèi)星變軌控制的實(shí)現(xiàn)，是衛(wèi)星各分系統(tǒng)中控制難度較大的一個(gè)分系統(tǒng)[1]，如果該系統(tǒng)出現(xiàn)故障將直接導(dǎo)致衛(wèi)星不能完成既定任務(wù)，甚至使其變成一個(gè)空間垃圾[2]。衛(wèi)星在研制不同階段對(duì)姿軌控的設(shè)計(jì)任務(wù)和試驗(yàn)驗(yàn)證任務(wù)要求不同，因此地面仿真測(cè)時(shí)地面測(cè)試系統(tǒng)也應(yīng)滿足衛(wèi)星不同階段仿真試驗(yàn)任務(wù)，使得能在衛(wèi)星研制的不同階段進(jìn)行充分的仿真測(cè)試驗(yàn)證以保證衛(wèi)星在軌任務(wù)的成功。半物理仿真試驗(yàn)使用真實(shí)的控制電路和星載姿軌控計(jì)算機(jī)軟硬件、真實(shí)的敏感器及其接口電路，用衛(wèi)星動(dòng)力學(xué)和執(zhí)行機(jī)構(gòu)數(shù)學(xué)仿真軟件驅(qū)動(dòng)機(jī)械轉(zhuǎn)臺(tái)，模擬衛(wèi)星的姿態(tài)和軌道運(yùn)動(dòng)。為了保證某型號(hào)衛(wèi)星姿軌控分系統(tǒng)(GNC)順利完成總體試驗(yàn)大綱規(guī)定的開(kāi)環(huán)測(cè)試、閉環(huán)測(cè)試以及半物理仿真試驗(yàn)等功能，自動(dòng)化測(cè)試是研制衛(wèi)星姿軌控分系統(tǒng)的重要手段[3],姿軌控分系統(tǒng)的半物理測(cè)試主要是實(shí)現(xiàn)系統(tǒng)的開(kāi)閉環(huán)測(cè)試以及接口對(duì)接測(cè)試，除了半物理測(cè)試外姿控分系統(tǒng)還需要進(jìn)行數(shù)學(xué)仿真測(cè)試以及星地聯(lián)試，要求半物理仿真測(cè)試設(shè)備以及星地聯(lián)試的設(shè)備各獨(dú)立模塊間能夠互為備份，所以要求測(cè)試設(shè)備具備一定的通用性。因此可研制一套模塊化通用測(cè)量設(shè)備和通用軟件搭建的自動(dòng)化測(cè)試系統(tǒng)[4]?？紤]功能通用及擴(kuò)展性，設(shè)備采用PXI總線測(cè)試技術(shù)(配合VPC轉(zhuǎn)接電路板)，使用標(biāo)準(zhǔn)通用cPCI總線板卡以及部分自制FPGA可編程cPCI總線板卡實(shí)現(xiàn)各測(cè)試模塊的功能，這種架構(gòu)的優(yōu)點(diǎn)包括可靠性高、搭建時(shí)間快、可維護(hù)性強(qiáng)等。

1 半物理自動(dòng)化測(cè)試系統(tǒng)的設(shè)計(jì)

半物理仿真系統(tǒng)主要用于對(duì)姿軌控單機(jī)狀態(tài)，姿軌控系統(tǒng)工作流程、算法設(shè)計(jì)的正確性和合理性以及星載姿軌控軟件的正確性進(jìn)行驗(yàn)證[5]。

1.1 測(cè)試系統(tǒng)總體設(shè)計(jì)

用戶對(duì)半物理測(cè)試系統(tǒng)以及星地聯(lián)試測(cè)試系統(tǒng)的各項(xiàng)要求如表1所示。

通過(guò)測(cè)試網(wǎng)絡(luò)將各設(shè)備單機(jī)連接在一起，其組成主要包括供電電源、動(dòng)力學(xué)仿真計(jì)算機(jī)(姿態(tài))、軌道動(dòng)力學(xué)計(jì)算機(jī)、采集計(jì)算機(jī)、故障模擬機(jī)以及相關(guān)外圍設(shè)備，各部分的詳細(xì)功能在本文后面部分會(huì)有介紹。

表1 系統(tǒng)測(cè)試技術(shù)要求

圖1 衛(wèi)星半物理仿真地面測(cè)試系統(tǒng)組成

PXI總線兼?zhèn)淞薞XI總線的易維護(hù)性、可靠性以及結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單以及PCI總線的高速性的優(yōu)點(diǎn)，并且可擴(kuò)展性強(qiáng)，其數(shù)據(jù)傳輸速率約為 132～264 MB/s。

1.2 測(cè)試系統(tǒng)硬件結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)

1.2.1 測(cè)試系統(tǒng)硬件結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)

用戶要求半物理測(cè)試系統(tǒng)能夠模擬供電電路提供16路直流電源供電，其中11路是給綜合線路盒，2路給星上計(jì)算機(jī)，3路給閥門線路盒。根據(jù)用戶對(duì)直流電源模擬供電部分的要求，本測(cè)試系統(tǒng)采用程控電源供電方式，輸出星上29±1 V直流電源，選用安捷倫公司Agilent 6673A配合2臺(tái)自制的8路的電源分配箱給單機(jī)配電，經(jīng)過(guò)實(shí)際測(cè)試性能滿足技術(shù)要求。

模擬總體電路還包括一路星箭分離信號(hào)發(fā)送接口和6路太陽(yáng)陣及SAR天線的展開(kāi)信號(hào)接口。星箭分離信號(hào)是無(wú)源觸點(diǎn)信號(hào)，分離前、后分別為接通和斷開(kāi)狀態(tài)；展開(kāi)信號(hào)為雙電平信號(hào)，展開(kāi)前為低電平(電壓0～1 V)，展開(kāi)后為高電平(電壓3.5～5 V)。采用兩塊自研PXI接口狀態(tài)控制板卡實(shí)現(xiàn),每塊板卡可提供4路0 V/10 V輸出，4路0 V/5 V輸出，4路繼電器信號(hào)輸出。

1.2.2 動(dòng)力學(xué)仿真功能

動(dòng)力學(xué)仿真的功能主要是模擬衛(wèi)星在太空軌道中的運(yùn)動(dòng)狀態(tài)，以檢測(cè)衛(wèi)星的各項(xiàng)姿軌控性能指標(biāo)。所謂姿軌控性能，指的就是衛(wèi)星的姿態(tài)及軌道控制性能，衛(wèi)星由運(yùn)載火箭從地面送至預(yù)定初始軌道后，其后續(xù)的姿態(tài)及軌道控制就要靠其自身的執(zhí)行機(jī)構(gòu)完成了，這是一個(gè)非常嚴(yán)密復(fù)雜的閉環(huán)系統(tǒng)，主要由測(cè)量部件、控制器和執(zhí)行部件組成，通過(guò)太陽(yáng)敏感器、地球敏感器等測(cè)量部件測(cè)得衛(wèi)星相對(duì)于系統(tǒng)坐標(biāo)系的姿態(tài)和方位數(shù)據(jù)。 通過(guò)由AOCS(姿軌控計(jì)算機(jī))為核心的控制器分析計(jì)算，控制執(zhí)行機(jī)構(gòu)控制衛(wèi)星的變軌及飛行姿態(tài)。

使用凌華公司的代號(hào)PXIS-2700的18槽機(jī)箱以及PXI-3920零槽控制器搭配若干PXI接口的功能板卡實(shí)現(xiàn)動(dòng)力學(xué)仿真的功能，動(dòng)力學(xué)仿真計(jì)算機(jī)主要完成的功能包括信號(hào)采集、動(dòng)力學(xué)仿真、電信號(hào)源模擬、模擬光纖陀螺組合/半球諧振陀螺組合接口、三軸轉(zhuǎn)臺(tái)、動(dòng)態(tài)星模的控制接口。

飛輪接口包括飛輪轉(zhuǎn)速信號(hào)和飛輪轉(zhuǎn)向信號(hào)的采集。飛輪轉(zhuǎn)速信號(hào)為脈沖量差分信號(hào)，正負(fù)電平范圍分別為+3.0～+5.5 V、-5.5～-3.0 V，要求能夠采集到單位周期內(nèi)轉(zhuǎn)速脈沖數(shù)；飛輪轉(zhuǎn)向信號(hào)采用差分方式傳輸，輸出“1”(+3.0～+5.5 V)代表正轉(zhuǎn)，輸出“0”(-5.5～-3.0 V)代表負(fù)轉(zhuǎn)，能區(qū)分出正轉(zhuǎn)和負(fù)轉(zhuǎn)狀態(tài)即可。采用一塊自研PXI接口飛輪信號(hào)采集板卡實(shí)現(xiàn),每塊板卡可提供8路轉(zhuǎn)速信號(hào)以及8路轉(zhuǎn)向信號(hào)的采集。

測(cè)試系統(tǒng)需要對(duì)閥門線路盒輸出的20路信號(hào)進(jìn)行I/O采集，動(dòng)力學(xué)仿真機(jī)根據(jù)采集到的數(shù)據(jù)對(duì)姿軌控分系統(tǒng)進(jìn)行閉環(huán)控制，采用了凌華公司生產(chǎn)的Cpci-7432多功能IO采集板卡實(shí)現(xiàn)該功能，該型號(hào)板卡最多能同時(shí)采集32路IO信號(hào)。

所有的電信號(hào)源測(cè)試接口都是通過(guò)標(biāo)準(zhǔn)的RS-422通訊接口實(shí)現(xiàn)的(2路)，采用一塊自研的PXI接口8路RS422串口通訊板卡實(shí)現(xiàn)。

測(cè)試系統(tǒng)的模擬綜合電子部分的仿真測(cè)試功能全部在采集控制計(jì)算機(jī)上實(shí)現(xiàn)，采集控制機(jī)由1臺(tái)凌華PXIS-2700機(jī)箱、1塊PXI-3950零槽控制器以及若干塊PXI測(cè)試板卡組成，具體使用1塊凌華Cpci-7434板卡實(shí)現(xiàn)32路直接遙控指令的IO接口輸出，使用1塊玖翼公司的AD采集板卡(PXI接口，32路)實(shí)現(xiàn)20路的模擬遙測(cè)電壓信號(hào)量的采集，并且通過(guò)使用1塊pickering公司的40-148高密度繼電器矩陣卡來(lái)實(shí)現(xiàn)單機(jī)故障模擬切換控制的功能。

1.2.3 程序加載及遙測(cè)遙控

星載計(jì)算機(jī)的程序加載是通過(guò)RS422通訊來(lái)完成的，本測(cè)試系統(tǒng)使用了一塊MOXA公司的Nport-4口串口線路盒實(shí)現(xiàn)程序加載功能，該線路盒獨(dú)立供電，可通過(guò)網(wǎng)絡(luò)交換機(jī)實(shí)現(xiàn)遠(yuǎn)程控制。

1.2.4 外圍設(shè)備

包括中繼器、推進(jìn)等效器、以及相關(guān)測(cè)試一體機(jī)電腦及相關(guān)軟件。

1.2.5 較以往設(shè)備整體結(jié)構(gòu)的通用化改進(jìn)設(shè)計(jì)

以往設(shè)計(jì)的半物理地面測(cè)試系統(tǒng)，動(dòng)力學(xué)仿真機(jī)以及采集控制計(jì)算機(jī)機(jī)箱后部的電纜都是直接連到總體各單機(jī)或姿軌控計(jì)算機(jī)上，本文提到的這套測(cè)試系統(tǒng)是先將動(dòng)力學(xué)仿真計(jì)算機(jī)以及采集控制計(jì)算機(jī)的相關(guān)接口信號(hào)連接到一塊VPC信號(hào)轉(zhuǎn)接電路板，最后信號(hào)是從VPC信號(hào)轉(zhuǎn)接電路板上的VPC接插件上到達(dá)相關(guān)單機(jī)以及姿軌控計(jì)算機(jī)上。這樣改進(jìn)后的優(yōu)點(diǎn)主要是設(shè)備的美觀性比以前有顯著增強(qiáng)，另外就是設(shè)備內(nèi)部測(cè)試功能的通用性得到顯著加強(qiáng)(從機(jī)箱出來(lái)一直到VPC轉(zhuǎn)接面板上VPC接插件出都是各型號(hào)間可以完全通用和復(fù)用的)。

1.3 測(cè)試系統(tǒng)軟件

本測(cè)試系統(tǒng)使用的軟件沿用了以往所做常規(guī)姿軌控分系統(tǒng)半物理測(cè)試設(shè)備的軟件架構(gòu)。但由于由于動(dòng)力學(xué)仿真計(jì)算機(jī)上的軟件主要完成各種模型解算、硬件 I/O 端口的讀寫操作以及其它資源訪問(wèn)操作等，且需要模擬仿真實(shí)時(shí)的飛行環(huán)境，所以本軟件需要極高的實(shí)時(shí)性，動(dòng)力學(xué)仿真軟件的仿真周期一般為幾個(gè)毫秒，要求操作系統(tǒng)能實(shí)現(xiàn)確定的實(shí)時(shí)線程調(diào)度。在進(jìn)行姿軌控仿真測(cè)試時(shí)，從集成化與小型化方面考慮，各主要功能模塊可以由動(dòng)力學(xué)仿真軟件直接控制和采集。而其他需要專用設(shè)備實(shí)現(xiàn)的功能模塊如星敏感器電信號(hào)源等，動(dòng)力學(xué)仿真計(jì)算機(jī)可以采用標(biāo)準(zhǔn)接口如 RS422 的形式輸出控制信號(hào)。

綜合功能及實(shí)時(shí)性考慮，本測(cè)試系統(tǒng)模擬數(shù)管軟件使用C++Builder平臺(tái)開(kāi)發(fā)，在Windows XP操作系統(tǒng)中運(yùn)行，根據(jù)總體通訊協(xié)議通過(guò)1553B總線向星載軟件進(jìn)行注數(shù)或者接收遙測(cè)數(shù)據(jù)。遠(yuǎn)控軟件主要完成動(dòng)力學(xué)初始參數(shù)的設(shè)定以及所有測(cè)試系統(tǒng)需要的操作指令的自動(dòng)執(zhí)行，實(shí)現(xiàn)自動(dòng)化測(cè)試。PXI采集控制軟件基于軟件通用化的架構(gòu)思想采用Labview開(kāi)發(fā)平臺(tái)開(kāi)發(fā)而成，針對(duì)每一塊板卡的測(cè)試功能獨(dú)立開(kāi)發(fā)子模塊。動(dòng)力學(xué)模型仿真軟件用于實(shí)現(xiàn)動(dòng)力學(xué)模型。數(shù)據(jù)庫(kù)存儲(chǔ)軟件主要負(fù)責(zé)試驗(yàn)數(shù)據(jù)的存儲(chǔ)和向終端機(jī)的廣播。終端顯示軟件則是負(fù)責(zé)試驗(yàn)數(shù)據(jù)的實(shí)時(shí)顯示。

圖2 地面測(cè)試系統(tǒng)軟件組成結(jié)構(gòu)

2 試驗(yàn)

在硬件及軟件功能調(diào)試通過(guò)后，系統(tǒng)將對(duì)衛(wèi)星的控制分系統(tǒng)進(jìn)行測(cè)試大綱要求的各項(xiàng)試驗(yàn)，以此來(lái)驗(yàn)證衛(wèi)星的姿軌控功能。姿軌控分系統(tǒng)在系統(tǒng)級(jí)測(cè)試中最重要的是要進(jìn)行開(kāi)環(huán)測(cè)試、閉環(huán)測(cè)試和故障應(yīng)急

模式的測(cè)試，這項(xiàng)測(cè)試是對(duì)姿軌控分系統(tǒng)綜合性能的檢查和驗(yàn)證。測(cè)試的基本過(guò)程是將姿軌控分系統(tǒng)設(shè)置在不同工作模式下和部件在不同組態(tài)下，實(shí)現(xiàn)對(duì)姿態(tài)控制功能的設(shè)置和控制指標(biāo)的測(cè)試。

2.1 開(kāi)環(huán)測(cè)試

開(kāi)環(huán)測(cè)試環(huán)境下主要測(cè)試 AOCS 的開(kāi)路技術(shù)指標(biāo)和各組部件的功能、性能指標(biāo)及連接關(guān)系，包括各控制回路(由敏感器、控制器和動(dòng)力學(xué)仿真軟件組成)的增益、各執(zhí)行機(jī)構(gòu)(飛輪、噴氣推力器、太陽(yáng)帆板驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)等)的控制性能、各部件連接極性、故障安全電路功能、遙測(cè)遙控接口等。

開(kāi)環(huán)測(cè)試的流程為：控制計(jì)算機(jī)通過(guò)遙控接口向 ACC 發(fā)遙控指令，并由網(wǎng)絡(luò)將測(cè)試命令字送動(dòng)力學(xué)計(jì)算機(jī)和數(shù)據(jù)處理計(jì)算機(jī)，動(dòng)力學(xué)計(jì)算機(jī)在收到測(cè)試命令后，根據(jù)不同命令字向敏感器(或敏感器模擬器)輸出相應(yīng)的姿態(tài)誤差，姿態(tài)誤差通過(guò)接口送給姿軌控計(jì)算機(jī)，姿軌控計(jì)算機(jī)的應(yīng)用軟件根據(jù)控制算法計(jì)算出作用在衛(wèi)星上的控制信號(hào)，送中心控制器 ACC，并且每隔一幀將數(shù)據(jù)送地面遙測(cè)模擬接口，控制計(jì)算機(jī)將數(shù)據(jù)送給數(shù)據(jù)處理、存儲(chǔ)和顯示計(jì)算機(jī)，從而完成整個(gè)開(kāi)環(huán)測(cè)試。

2.2 閉環(huán)測(cè)試

閉環(huán)測(cè)試是整個(gè)衛(wèi)星姿軌控半物理仿真測(cè)試的重點(diǎn)，其測(cè)試目的是檢查 AOCS 的各種工作模式下的功能和性能。在閉環(huán)測(cè)試時(shí)，需將整個(gè) AOCS 各部件連成閉合回路，模擬衛(wèi)星正常在軌運(yùn)行的各種狀態(tài)模式，然后在此閉環(huán)運(yùn)行條件下測(cè)試驗(yàn)證 AOCS 的各種功能、性能指標(biāo)，模擬整個(gè)發(fā)射入軌至在軌全過(guò)程的各種工作模式的運(yùn)行和轉(zhuǎn)換，同時(shí)監(jiān)測(cè) AOCS 在閉環(huán)運(yùn)行條件下與其他分系統(tǒng)的功能、性能匹配和電磁兼容性等技術(shù)指標(biāo)。

2.3 故障應(yīng)急模式

除了開(kāi)環(huán)和閉環(huán)測(cè)試外，為了應(yīng)對(duì)衛(wèi)星在飛行期間可能出現(xiàn)的 系統(tǒng)故障，姿軌控計(jì)算機(jī)還具備故障應(yīng)急處理軟件。根據(jù)故障模式的不同，有的在動(dòng)力學(xué)不方便設(shè)置時(shí)可以在開(kāi)環(huán)模式下完成測(cè)試，有的可以在閉環(huán)模式下實(shí)現(xiàn)測(cè)試。

按照測(cè)試大綱試驗(yàn)考核，本測(cè)試系統(tǒng)的各項(xiàng)指標(biāo)達(dá)到了用戶提出的技術(shù)要求，測(cè)試系統(tǒng)能夠滿足姿軌控分系統(tǒng)參加整星試驗(yàn)的測(cè)試要求，且功能覆蓋了以往類似型號(hào)衛(wèi)星的測(cè)試需求，測(cè)試系統(tǒng)的橫向通用性得到了充分驗(yàn)證。按照以往測(cè)試習(xí)慣，針對(duì)半物理仿真試驗(yàn)和星地聯(lián)試試驗(yàn)需要獨(dú)立設(shè)計(jì)兩套不同的地面測(cè)試設(shè)備，且兩套設(shè)備互不通用，本測(cè)試系統(tǒng)針對(duì)這一問(wèn)題在設(shè)計(jì)之初也進(jìn)行了充分考慮，現(xiàn)只需要同一套設(shè)備投產(chǎn)兩套即可同時(shí)滿足半物理仿真試驗(yàn)以及星地聯(lián)試試驗(yàn)的要求，大幅減少了設(shè)計(jì)及生產(chǎn)成本，節(jié)約了人力物力。并且設(shè)備中的硬件模塊全是采用相同型號(hào)，可以互為備份，軟件可以相互兼容，研制周期和研制成本均得到明顯減少。

3 結(jié)論

本文對(duì)某衛(wèi)星姿軌控分系統(tǒng)半物理地面測(cè)試系統(tǒng)的設(shè)計(jì)進(jìn)行了研究。介紹了測(cè)試系統(tǒng)的總體設(shè)計(jì)、硬件結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)以及測(cè)試系統(tǒng)的軟件結(jié)構(gòu)，并針對(duì)用戶對(duì)于地面測(cè)試系統(tǒng)的通用性要求做出了相應(yīng)的設(shè)計(jì)考慮，本測(cè)試系統(tǒng)具備了模塊化、通用化、小型化以及可靠性強(qiáng)的優(yōu)點(diǎn)，經(jīng)過(guò)試驗(yàn)驗(yàn)證，本半物理地面測(cè)試系統(tǒng)能夠分別滿足某衛(wèi)星姿軌控分系統(tǒng)半物理仿真試驗(yàn)和參加整星試驗(yàn)的測(cè)試需求，可以為后續(xù)的整星測(cè)試系統(tǒng)提供備份，達(dá)到了設(shè)計(jì)要求。

[1] 王曉明,戴居峰.嫦娥一號(hào)衛(wèi)星控制分系統(tǒng)地面測(cè)試系統(tǒng)設(shè)計(jì)[J].航天器工程,2008,17(2):94-98.

[2] 林來(lái)興.最近十年航天器制導(dǎo)、導(dǎo)航與控制(GNC)控制系統(tǒng)研究[J].北京:控制工程，2004(1):1-8.

[3] 徐福祥.衛(wèi)星工程[M].北京:中國(guó)宇航出版社，2002.

[4] 余亞敏,劉振剛,徐家國(guó).螢火一號(hào)火星探測(cè)器姿軌控分系統(tǒng)測(cè)試設(shè)備研究.上海航天，2013,30(4)：236-239.

[5] 熊淑杰,張 銳,白 濤.衛(wèi)星姿軌控半物理仿真試驗(yàn)系統(tǒng)架構(gòu)研究.系統(tǒng)仿真學(xué)報(bào),2014,26(7):1487-1491.

ResearchonSatelliteAOCSSemi-TestSimulationTestSystem

Zhang Yiwen, Liu Zhao, Chen Hang

(Shanghai Institute of Spaceflight Control Technology, Shanghai 201109, China)

In order to keep the satellite AOCS (Attitude Trajectory Control System) semi-physical test smoothly, the ground testing system of AOCS semi-physical simulation was designed. In order to meet the universal test of similar satellite models,the simulation test system adopts a general modular desigh framework,.As the same time,the current mainstream PXI bus testing technology is adopted cooperating with VPC switching circuit board.The function of each module is realized by using standard cPCI bus card and some home-made FPGA programmable cPCI bus card.This architecture can not only realize the function modularization,but also facilitate the subsequent function expansion and maintenance.Meanwhile,the utility model has the advantages of high reliability,fast construction time and strong maintainability,and has the advantages of small size and strong stability,and can be adapted to test environment conditions of different test objects,and is suitable for long-distance transportation.This paper introduces the overall design structure of the system,the overall power simulation, dynamic simulator, electrical source interface, programming load application interface, peripheral equipment and other hardware were introduced respectively. The test system has been verified by satellite and ground test.The function and usability of the test system have been verified.The test result accords with the conception of design function and generalization at the beginning of the design.

semi-simulation; universality; high precision; satellite and ground joint test

2017-05-03；

2017-07-13。

張怡文(1985-)，女，上海人，工程師，主要從事衛(wèi)星及運(yùn)載火箭地面測(cè)試系統(tǒng)硬件及軟件開(kāi)發(fā)，自動(dòng)化測(cè)試測(cè)量方向的研究。

1671-4598(2017)11-0001-03

10.16526/j.cnki.11-4762/tp.2017.11.001

TP273

A