許凡 何世民 邢林峰 傅秀濤 薛超 姚寧

(北京控制工程研究所,北京 100094)

北京三號(hào)A/B衛(wèi)星采用超敏捷、超穩(wěn)定、超精度的三超平臺(tái),與以往遙感衛(wèi)星相比[1-2]具有指向精度高、穩(wěn)定度高的特點(diǎn)。在保證對(duì)衛(wèi)星正常高穩(wěn)定度飛行的同時(shí),具備對(duì)衛(wèi)星大角度快速機(jī)動(dòng)、快速穩(wěn)定的姿態(tài)敏捷控制能力和高精度高穩(wěn)定性姿態(tài)控制能力,大幅提升我國高分辨率遙感衛(wèi)星數(shù)據(jù)供給水平。

北京三號(hào)A/B衛(wèi)星控制分系統(tǒng)采用RS422、CAN、SPACEWIRE、1553B的總線體系,裝備新研測微敏感器、甚高精度星敏感器、中大型控制力矩陀螺等核心產(chǎn)品,并提供了多種成像模式,可實(shí)現(xiàn)沿任意航跡成像。

本文針對(duì)北京三號(hào)A/B衛(wèi)星的特點(diǎn),首先介紹了北京三號(hào)A/B衛(wèi)星控制分系統(tǒng)的系統(tǒng)組成和主要工作模式,重點(diǎn)介紹高可靠SpaceWire通信設(shè)計(jì)方法和可靠性保障策略,搭建多級(jí)復(fù)合控制仿真驗(yàn)證平臺(tái)并詳細(xì)闡述了上下平臺(tái)通信及時(shí)間同步設(shè)計(jì),最后對(duì)衛(wèi)星功能進(jìn)行試驗(yàn)驗(yàn)證。

1 控制系統(tǒng)簡介

1.1 系統(tǒng)組成

不同于傳統(tǒng)的遙感平臺(tái),北京三號(hào)A/B衛(wèi)星控制分系統(tǒng)采用了多級(jí)復(fù)合控制系統(tǒng),在傳統(tǒng)衛(wèi)星的控制系統(tǒng)基礎(chǔ)上,增加了主動(dòng)指向超靜平臺(tái)(VIPPS)作為二級(jí)控制,如圖1所示。

圖1 控制分系統(tǒng)組成框圖

圖2 基于確認(rèn)機(jī)制的數(shù)據(jù)傳輸設(shè)計(jì)

主動(dòng)指向超靜平臺(tái)使用的測微敏感器和渦流傳感器及指向隔振機(jī)構(gòu);控制器包括中心控制單元和主動(dòng)指向超靜平臺(tái)控制單元。

VIPPS由主動(dòng)指向超靜平臺(tái)控制單元(VIPPCU)、3S+1光纖測微敏感器、渦流位移傳感器線路、作動(dòng)器組件組成。VIPPCU負(fù)責(zé)采集測微陀螺、渦流敏感測量信息,執(zhí)行超精超穩(wěn)超敏捷控制方案解算,輸出音圈電機(jī)控制電流,并與傳統(tǒng)控制分系統(tǒng)進(jìn)行數(shù)據(jù)交互實(shí)現(xiàn)北京三號(hào)A/B衛(wèi)星上下平臺(tái)的復(fù)合控制。

為方便表示,將傳統(tǒng)控制分系統(tǒng)簡稱為下平臺(tái),主動(dòng)指向超靜平臺(tái)簡稱為上平臺(tái)。

控制分系統(tǒng)下平臺(tái)由中心控制單元(CCU)、姿態(tài)敏感器和執(zhí)行機(jī)構(gòu)組成。下平臺(tái)的姿態(tài)敏感器包括甚高精度星敏感器、平臺(tái)陀螺組件、一體化數(shù)字太陽敏感器和模擬太陽敏感器,執(zhí)行機(jī)構(gòu)包括控制力矩陀螺、磁力矩器、推進(jìn)子系統(tǒng)。

控制分系統(tǒng)下平臺(tái)采用了RS422串口、CAN、1553B、SpaceWire的多總線設(shè)計(jì)。通過1553B總線與星敏、陀螺、控制力矩陀螺通信,通過RS422串口與數(shù)字太陽敏感器、高速串口、天線通信,通過CAN實(shí)現(xiàn)GPS秒脈沖校時(shí),星務(wù)與CCU之間及VIPPCU與CCU之間采用SpaceWire總線通信。

1.2 主要工作模式

北京三號(hào)A/B衛(wèi)星具備沿任意航跡成像能力,除了傳統(tǒng)的主動(dòng)段模式、入軌段控制模式、對(duì)日定向模式、偏置飛行模式、點(diǎn)對(duì)點(diǎn)機(jī)動(dòng)模式、姿態(tài)/角速度預(yù)置模式、軌控模式、全姿態(tài)捕獲模式、無控模式,軟件還設(shè)置被動(dòng)成像模式、主動(dòng)推掃模式、空間目標(biāo)跟蹤、曲線目標(biāo)推掃模式。此外,北京三號(hào)B星根據(jù)面陣相機(jī)增加地面目標(biāo)凝視跟蹤模式、空間目標(biāo)凝視模式。

北京三號(hào)A/B衛(wèi)星根據(jù)陰影區(qū)和陽照區(qū)在對(duì)日定向模式和偏置飛行模式下切換。自主任務(wù)規(guī)劃算法處于待命狀態(tài),衛(wèi)星收到姿態(tài)機(jī)動(dòng)任務(wù)后,通過對(duì)目標(biāo)點(diǎn)或軌跡點(diǎn)進(jìn)行姿態(tài)自主規(guī)劃并執(zhí)行,進(jìn)入姿態(tài)機(jī)動(dòng)模式(點(diǎn)對(duì)點(diǎn)姿態(tài)機(jī)動(dòng)模式或者姿態(tài)/角速度預(yù)置模式),并在成像任務(wù)開始前進(jìn)入目標(biāo)模式(偏置飛行模式主動(dòng)推掃模式、空間目標(biāo)跟蹤、曲線目標(biāo)推掃模式、地面目標(biāo)凝視姿態(tài)跟蹤模式、空間目標(biāo)凝視模式)。通過姿態(tài)預(yù)置及跟蹤過程中實(shí)時(shí)計(jì)算,可不受飛行軌跡的約束,拍攝任意航跡成像。

2 高可靠SpaceWire總線通信方法

傳統(tǒng)的星務(wù)系統(tǒng)采用1553B總線[3-5]、CAN總線[6-7]、串口等通信方式與控制系統(tǒng)進(jìn)行數(shù)據(jù)交互。由于VIPPS控制周期短、傳輸數(shù)據(jù)量大、時(shí)效性要求高,傳統(tǒng)總線通信方式已無法滿足當(dāng)前需求。SpaceWire總線[8-9]是一種全雙工、點(diǎn)對(duì)點(diǎn)、串行的高速數(shù)據(jù)總線標(biāo)準(zhǔn),相比傳統(tǒng)總線通信方式具有傳輸速率高、靈活性強(qiáng)等特點(diǎn)。北京三號(hào)A/B衛(wèi)星創(chuàng)新性地采用SpaceWire總線完成衛(wèi)星平臺(tái)的通信,既包括控制系統(tǒng)與主動(dòng)指向超靜平臺(tái)的通信,也包括星務(wù)系統(tǒng)與控制系統(tǒng)的通信。SpaceWire鏈路接口根據(jù)設(shè)備冗余關(guān)系進(jìn)行完全備份,采用BM4802芯片作為接口芯片,鏈路發(fā)送速率統(tǒng)一為50Mbit/s,保障有效數(shù)據(jù)的高速率高可靠傳輸。

2.1 基于確認(rèn)機(jī)制的數(shù)據(jù)傳輸設(shè)計(jì)

傳統(tǒng)SpaceWire傳輸方法基于無確認(rèn)數(shù)據(jù)傳輸,通信可靠性設(shè)計(jì)不足,無法保證數(shù)據(jù)包完整收發(fā)。北京三號(hào)A/B衛(wèi)星控制分系統(tǒng)根據(jù)SpaceWire總線傳輸?shù)奶攸c(diǎn),設(shè)計(jì)了基于確認(rèn)機(jī)制的高可靠的數(shù)據(jù)傳輸方法,通過收發(fā)雙方的確認(rèn)機(jī)制和多重校驗(yàn)保障數(shù)據(jù)傳輸完整性。

北京三號(hào)A/B衛(wèi)星控制分系統(tǒng)通過提取握手信號(hào)、握手計(jì)數(shù)、數(shù)據(jù)長度、數(shù)據(jù)類型及校驗(yàn)和,對(duì)傳輸數(shù)據(jù)內(nèi)容進(jìn)行了有效識(shí)別和描述。有效數(shù)據(jù)由一個(gè)或多個(gè)數(shù)據(jù)包組合而成,每個(gè)數(shù)據(jù)包均包含標(biāo)識(shí)、序列號(hào)、長度、數(shù)據(jù)、校驗(yàn)和,實(shí)現(xiàn)數(shù)據(jù)的雙重保障。如圖3(a)所示,數(shù)據(jù)發(fā)起端將一包或者多包數(shù)據(jù)內(nèi)容封裝在有效數(shù)據(jù)區(qū),并填充握手信息,數(shù)據(jù)的接收端查詢到數(shù)據(jù)后,接收、解析數(shù)據(jù),并通過握手信號(hào)及其他校驗(yàn)判斷確認(rèn)數(shù)據(jù)傳輸成功,進(jìn)行應(yīng)答組幀并應(yīng)答響應(yīng),完成一次數(shù)據(jù)交互。如圖3(b)所示,如果數(shù)據(jù)接收端根據(jù)握手信號(hào)判斷數(shù)據(jù)接收失敗,則進(jìn)行數(shù)據(jù)丟包,并進(jìn)行芯片復(fù)位快速建立新的傳輸條件。數(shù)據(jù)發(fā)起端判斷長時(shí)間無應(yīng)答數(shù)據(jù)時(shí),重新發(fā)送數(shù)據(jù)建立連接。

圖3 SpaceWire通信策略

2.2 可靠性保障策略

星務(wù)采用1s的頻率與CCU完成一次數(shù)據(jù)交互。星務(wù)為主動(dòng)發(fā)起端,中心控制單元為應(yīng)答端。在每次交互時(shí)星務(wù)率先發(fā)送握手信號(hào),緊接著連續(xù)發(fā)送有效傳輸數(shù)據(jù)和校驗(yàn)和。CCU在接收全部數(shù)據(jù)后250ms內(nèi),將含有握手信號(hào)和應(yīng)答數(shù)據(jù)發(fā)送給星務(wù)。當(dāng)連續(xù)8s未收到星務(wù)系統(tǒng)輪詢指令時(shí),重新初始化SpaceWire總線控制器,確保。

CCU控制周期為125ms,與VIPPCU以每周期一次的頻率通過SpaceWire總線通信,采用查詢方式。中心控制單元為主動(dòng)發(fā)起端,VIPPCU為應(yīng)答端。CCU每個(gè)控制周期與VIPPCU通信前對(duì)芯片進(jìn)行初始化,并進(jìn)行通信故障診斷,根據(jù)通信診斷結(jié)果進(jìn)行通信錯(cuò)誤次數(shù)計(jì)數(shù),并在通信錯(cuò)誤次數(shù)滿足條件后進(jìn)行斷電加電操作,加電后若通信成功,則清除通信連續(xù)錯(cuò)誤計(jì)數(shù)值;若通信仍舊不成功,則繼續(xù)累積通信連續(xù)錯(cuò)誤計(jì)數(shù),將VIPPS切換至非當(dāng)班機(jī)。

3 多級(jí)復(fù)合控制仿真驗(yàn)證平臺(tái)

由于上下平臺(tái)之間動(dòng)態(tài)信息交互頻繁、耦合密切,傳統(tǒng)仿真環(huán)境[10-11]無法滿足多級(jí)復(fù)合控制系統(tǒng)的需求,需要建立多級(jí)仿真驗(yàn)證環(huán)境[12],實(shí)現(xiàn)多目標(biāo)機(jī)的信息交互。北京三號(hào)A/B衛(wèi)星控制系統(tǒng)根據(jù)動(dòng)力學(xué)耦合及協(xié)同設(shè)計(jì)方法,搭建多級(jí)復(fù)合控制仿真驗(yàn)證平臺(tái),并設(shè)置下平臺(tái)獨(dú)立測試模式、上平臺(tái)軟件測試模式、上下平臺(tái)復(fù)核控制測試模式,分別對(duì)應(yīng)圖4中紅色虛線、藍(lán)色虛線和綠色虛線,既可以完成傳統(tǒng)“敏感器+執(zhí)行機(jī)構(gòu)”的下平臺(tái)控制分系統(tǒng)獨(dú)立測試,也可以完成包括“指向隔振機(jī)構(gòu)+渦流位移傳感器”組合體在內(nèi)的上下平臺(tái)全功能聯(lián)合測試。

圖4 多級(jí)復(fù)合控制仿真驗(yàn)證平臺(tái)

1)下平臺(tái)獨(dú)立測試模式

下平臺(tái)獨(dú)立測試模式無需連接上平臺(tái)設(shè)備。VIPPCU模擬器輸出至CCU的渦流數(shù)據(jù)為固定值,相當(dāng)于上下平臺(tái)處于剛性連接狀態(tài),或VIPPCU模擬器輸出一段渦流數(shù)據(jù)的曲線來模擬上下平臺(tái)的相對(duì)姿態(tài)變化,可對(duì)下平臺(tái)接口、部件和系統(tǒng)閉環(huán)進(jìn)行全面測試。

2)上平臺(tái)軟件測試模式

上平臺(tái)軟件測試模式需連接上平臺(tái)測試設(shè)備。通過數(shù)字信號(hào)源模擬測微敏感器、渦流位移敏感器的輸出。測試主機(jī)接收VIPPCU通過測試串口下發(fā)的音圈電機(jī)控制電壓,通過測試設(shè)備中的音圈電機(jī)模擬器來模擬音圈電機(jī)的動(dòng)作。測試主機(jī)接收CCU模擬器輸出的模擬信號(hào),包括一段模擬的星敏感器輸出曲線、一段模擬的軌跡規(guī)劃曲線。

3)上下平臺(tái)復(fù)合控制測試模式

CCU與下平臺(tái)動(dòng)力學(xué)交互計(jì)算下平臺(tái)的姿態(tài),VIPPCU與上平臺(tái)動(dòng)力學(xué)交互計(jì)算上平臺(tái)的姿態(tài);上下平臺(tái)動(dòng)力學(xué)進(jìn)行信息交互,其中下平臺(tái)動(dòng)力學(xué)根據(jù)采集的上平臺(tái)的姿態(tài)和星敏感器的安裝位置來計(jì)算星敏感器的輸出;上平臺(tái)地面動(dòng)力學(xué)根據(jù)上平臺(tái)的姿態(tài)及測微敏感器的安裝位置計(jì)算測微敏感器的輸出、并將上下平臺(tái)之間的相對(duì)姿態(tài)轉(zhuǎn)換為作動(dòng)器內(nèi)的渦流位移傳感器的輸出;上平臺(tái)地面動(dòng)力學(xué)根據(jù)作動(dòng)器中柔性環(huán)節(jié)的模型,和VIPPCU通過測試串口下發(fā)的音圈電機(jī)控制電壓,來模擬作動(dòng)器的動(dòng)作;下平臺(tái)地面動(dòng)力學(xué)接收上平臺(tái)地面動(dòng)力學(xué)發(fā)出的作動(dòng)器主動(dòng)力(音圈電機(jī)力)和被動(dòng)力(柔性環(huán)節(jié)力),計(jì)算其反作用力,并代入到下平臺(tái)動(dòng)力學(xué)計(jì)算中。

3.1 上下平臺(tái)動(dòng)力學(xué)通信設(shè)計(jì)

下平臺(tái)地面動(dòng)力學(xué)運(yùn)行在地面設(shè)備嵌入式操作系統(tǒng)中,上平臺(tái)地面動(dòng)力學(xué)運(yùn)行在DSP+FPGA智能板卡中。下平臺(tái)動(dòng)力學(xué)每5ms將下平臺(tái)姿態(tài)數(shù)據(jù)發(fā)送至DSP+FPGA智能板卡指定的緩存中;上平臺(tái)動(dòng)力學(xué)按照0.5ms的仿真周期運(yùn)行,每個(gè)仿真周期均將產(chǎn)生的上平臺(tái)姿態(tài)數(shù)據(jù)、作動(dòng)器作用力數(shù)據(jù)在指定的地址緩存,等待下平臺(tái)動(dòng)力學(xué)取數(shù),如圖5所示。

圖5 上下平臺(tái)動(dòng)力學(xué)數(shù)據(jù)交互

下平臺(tái)地面動(dòng)力學(xué)與上平臺(tái)地面動(dòng)力學(xué)之間的交互要求如下:

(1)地面測試設(shè)備作為信息交互的發(fā)起方;

(2)DSP+FPGA智能板卡設(shè)置兩處緩存區(qū)域,總空間不小于2KB,緩存區(qū)域1存儲(chǔ)地面測試設(shè)備發(fā)來的下平臺(tái)姿態(tài)數(shù)據(jù),緩存區(qū)域2存儲(chǔ)DSP+FPGA智能板卡產(chǎn)生的上平臺(tái)姿態(tài)數(shù)據(jù)、作動(dòng)器反作用力數(shù)據(jù);緩存區(qū)域2采用乒乓緩存機(jī)制,即DSP+FPGA智能板卡在5ms內(nèi)寫滿緩存2的區(qū)域A/B時(shí),自動(dòng)跳轉(zhuǎn)到區(qū)域B/A進(jìn)行后續(xù)的存儲(chǔ),緩存區(qū)域2的乒乓緩存對(duì)于地面測試設(shè)備的接口地址相同;

(3)地面測試設(shè)備每5ms仿真周期將下平臺(tái)姿態(tài)數(shù)據(jù)發(fā)送給DSP+FPGA智能板卡的緩存區(qū)域1中,每仿真周期從DSP+FPGA智能板卡的緩存區(qū)域2中將10包上平臺(tái)姿態(tài)數(shù)據(jù)、作動(dòng)器反作用力數(shù)據(jù)全部讀取(10個(gè)上平臺(tái)地面動(dòng)力學(xué)周期產(chǎn)生的數(shù)據(jù));

(4)DSP+FPGA智能板卡每仿真周期將數(shù)據(jù)存儲(chǔ)在緩存區(qū)域2中。

3.2 仿真系統(tǒng)時(shí)間同步設(shè)計(jì)

北京三號(hào)A/B衛(wèi)星控制系統(tǒng)中的CCU接收GPS秒脈沖的校時(shí)信息,并將秒脈沖信號(hào)過路至VIPPCU。下平臺(tái)地面動(dòng)力學(xué)與上平臺(tái)地面動(dòng)力學(xué)獨(dú)立運(yùn)行,不僅需要保證時(shí)間的同步性,還需要分別和CCU和VIPPCU保持時(shí)間的同步性。為了實(shí)現(xiàn)CCU、VIPPCU、下平臺(tái)動(dòng)力學(xué)、上平臺(tái)動(dòng)力學(xué)的時(shí)間同步,在測試設(shè)備中設(shè)計(jì)GPS模擬器,并以GPS模擬器輸出的秒脈沖為分系統(tǒng)試驗(yàn)時(shí)唯一的時(shí)鐘源,配合數(shù)據(jù)管理系統(tǒng)(OBDH)模擬器給CCU、VIPPCU、下平臺(tái)地面動(dòng)力學(xué)進(jìn)行校時(shí),上平臺(tái)地面動(dòng)力學(xué)與下平臺(tái)地面動(dòng)力學(xué)共用一個(gè)仿真時(shí)間,系統(tǒng)試驗(yàn)工況的時(shí)間同步邏輯圖如圖6所示。

圖6 仿真平臺(tái)時(shí)間系統(tǒng)設(shè)計(jì)

1)對(duì)CCU與VIPPCU進(jìn)行校時(shí)

在分系統(tǒng)測試模式下,GPS模擬器產(chǎn)生422差分信號(hào)形式的GPS秒脈沖分別輸出給CCU、地面測試設(shè)備供星上和地面進(jìn)行鎖存。地面測試設(shè)備鎖存GPS秒脈沖產(chǎn)生GPS時(shí)間后通過網(wǎng)絡(luò)發(fā)送至OBDH模擬器,OBDH模擬器通過CAN總線將其發(fā)送至CCU,完成CCU的GPS校時(shí)操作;CCU將接收到的秒脈沖信號(hào)過路給VIPPCU,并將GPS時(shí)間通過SpaceWire總線轉(zhuǎn)發(fā)給VIPPCU,以完成VIPPCU的GPS校時(shí)操作。

2)對(duì)下平臺(tái)地面動(dòng)力學(xué)進(jìn)行校時(shí)

CCU對(duì)測試設(shè)備有兩種校時(shí)方式:

(1)下平臺(tái)地面動(dòng)力學(xué)通過與CCU之間的差分422接口,接收CCU發(fā)出的GPS秒脈沖信號(hào),地面測試設(shè)備鎖存收到秒脈沖對(duì)應(yīng)的時(shí)間,并通過1553B RT的方式接收秒脈沖對(duì)應(yīng)的星時(shí),實(shí)現(xiàn)下平臺(tái)地面動(dòng)力學(xué)的校時(shí)操作;

(2)下平臺(tái)地面動(dòng)力學(xué)通過1553B RT的方式接收CCU發(fā)出的星時(shí)數(shù)據(jù),地面測試設(shè)備鎖存收到星時(shí)對(duì)應(yīng)的時(shí)間,實(shí)現(xiàn)下平臺(tái)地面動(dòng)力學(xué)的校時(shí)操作。

3)上下平臺(tái)地面動(dòng)力學(xué)時(shí)間同步設(shè)計(jì)

DSP+FPGA智能板卡中的上平臺(tái)地面動(dòng)力學(xué)仿真周期為0.5ms,地面測試設(shè)備中的下平臺(tái)地面動(dòng)力學(xué)仿真周期為5ms。為了實(shí)現(xiàn)上下平臺(tái)地面動(dòng)力學(xué)時(shí)間同步,進(jìn)行以下設(shè)計(jì):

(1)DSP+FPGA智能板卡每10個(gè)仿真周期向地面測試設(shè)備發(fā)送同步信號(hào),作為下平臺(tái)地面動(dòng)力學(xué)的仿真周期中斷信號(hào),如圖7所示。

圖7 時(shí)間同步設(shè)計(jì)

(2)地面測試設(shè)備與DSP+FPGA智能板卡約定每1s(每200個(gè)同步信號(hào)周期),由地面測試設(shè)備將200個(gè)同步信號(hào)中的第一個(gè)對(duì)應(yīng)的地面測試設(shè)備時(shí)間,如圖8中的t2與“t2+1”發(fā)送給DSP+FPGA智能板卡,實(shí)現(xiàn)DSP+FPGA(上平臺(tái)地面動(dòng)力學(xué))的校時(shí)操作,即將DSP+FPGA的t1和“t1+1”對(duì)應(yīng)的時(shí)間分別校時(shí)為t2和“t2+1”。

圖8 上平臺(tái)動(dòng)力學(xué)校時(shí)

4)GPS模擬器秒脈沖信號(hào)接口

GPS模擬器輸出的每組GPS秒脈沖信號(hào)共有主備2路,每路同步脈沖的頻率為1Hz,信號(hào)形式如圖9所示。從“1”到“0”下降沿為時(shí)間基準(zhǔn),下降時(shí)間50ns,脈沖寬度為1.0±0.2ms。GPS模擬器在發(fā)送時(shí)間基準(zhǔn)后50ms內(nèi),通過CAN總線向CCU發(fā)送秒脈沖的秒值。

圖9 GPS秒脈沖信號(hào)

5)CCU、VIPPCU、下平臺(tái)地面動(dòng)力學(xué)、上平臺(tái)地面動(dòng)力學(xué)時(shí)間相位分析

地面測試設(shè)備在接收到CCU的差分422形式的GPS秒脈沖后,鎖存本地機(jī)器時(shí)間,并在當(dāng)前仿真周期的空閑任務(wù)階段,進(jìn)行校時(shí)操作,要求:

(1)地面測試設(shè)備鎖存星時(shí)相對(duì)于CCU發(fā)出的星時(shí)的延時(shí)不超過20μs;

(2)DSP+FPGA與地面測試設(shè)備的同步相位偏差不超過20μs;

因?yàn)镃CU、VIPPCU可保證其鎖存星時(shí)相對(duì)于GPS模擬器發(fā)出的星時(shí)的延時(shí)不超過20μs,則GPS模擬器、CCU、VIPPCU、下平臺(tái)地面動(dòng)力學(xué)、上平臺(tái)地面動(dòng)力學(xué)的時(shí)間同步相位關(guān)系如圖10所示。

圖10 延時(shí)特性

圖10中t0為GPS模擬器實(shí)際發(fā)出秒脈沖的時(shí)刻,t0_1、t0_2、t0_3、t0_4分別為CCU、VIPPCU、下平臺(tái)地面動(dòng)力學(xué)、上平臺(tái)地面動(dòng)力學(xué)的時(shí)間。

4 功能驗(yàn)證

高可靠的通信和時(shí)間同步設(shè)計(jì)是衛(wèi)星在軌穩(wěn)定運(yùn)行的保障。北京三號(hào)B衛(wèi)星發(fā)射前對(duì)VIPPS進(jìn)行加電操作,根據(jù)上下平臺(tái)Spacewire通信錯(cuò)誤計(jì)數(shù)判斷上下平臺(tái)通信狀態(tài)。為驗(yàn)證上下平臺(tái)通信設(shè)計(jì)和姿態(tài)機(jī)動(dòng)能力,當(dāng)衛(wèi)星建立在軌穩(wěn)定運(yùn)行狀態(tài)且上下平臺(tái)通信無異常時(shí)對(duì)VIPPS解鎖,進(jìn)行角度為5°、15°、25°、35°、45°、55°、90°的機(jī)動(dòng)能力測試。

機(jī)動(dòng)能力測試過程中,下平臺(tái)姿態(tài)角控制誤差及姿態(tài)角速度控制誤差如圖11、圖12所示,衛(wèi)星機(jī)動(dòng)穩(wěn)定度<0.0005°/s滿足在軌指標(biāo)要求。

圖11 姿態(tài)角控制誤差

圖12 姿態(tài)角速度控制誤差

上平臺(tái)短期穩(wěn)定度如圖13所示,在星體角速度0.06～1(°)/s的工況下,VIPPS在每10～50ms的角度優(yōu)于0.005″,滿足短期穩(wěn)定度指標(biāo)要求。上平臺(tái)長期穩(wěn)定度如圖14所示,長期穩(wěn)定度優(yōu)于0.0007(°)/s,滿足主動(dòng)指向時(shí)長期穩(wěn)定度<0.0005(°)/s(3σ)的要求。經(jīng)驗(yàn)證,星務(wù)與控制分系統(tǒng)及上下平臺(tái)間通信設(shè)計(jì)可靠有效,保障在軌穩(wěn)定運(yùn)行。

圖13 上平臺(tái)短期穩(wěn)定度

圖14 上平臺(tái)長期穩(wěn)定度

5 結(jié)束語

針對(duì)北京三號(hào)A/B衛(wèi)星的特點(diǎn),設(shè)計(jì)基于確認(rèn)機(jī)制的高可靠SpaceWire總線通信方法并完善故障診斷策略,既實(shí)現(xiàn)了數(shù)據(jù)的快速高效傳輸,也保障了數(shù)據(jù)的可靠性和完整性,提高系統(tǒng)魯棒性。針對(duì)上下平臺(tái)之間動(dòng)態(tài)信息交互頻繁、耦合密切,傳統(tǒng)仿真環(huán)境無法滿足多級(jí)復(fù)合控制系統(tǒng)的特點(diǎn),搭建多級(jí)復(fù)合控制仿真驗(yàn)證平臺(tái),并設(shè)計(jì)時(shí)間同步策略和通信機(jī)制,有力地保障了控制分系統(tǒng)的充分測試與驗(yàn)證,助力衛(wèi)星控制分系統(tǒng)軟件可靠穩(wěn)定的在軌運(yùn)行。測試結(jié)果表明,控制分系統(tǒng)設(shè)計(jì)合理有效且在軌表現(xiàn)良好,機(jī)動(dòng)能力和穩(wěn)定度均滿足設(shè)計(jì)要求。