一種用于航天器姿態(tài)控制算法的集成測試仿真系統(tǒng)的制作方法
【技術領域】
[0001]本發(fā)明涉及一種應用于控制算法集成測試的航天器姿態(tài)仿真系統(tǒng)，屬于計算機仿真技術及應用領域。
【背景技術】
[0002]現(xiàn)代航天器功能多樣、結構復雜，航天工程項目具有高投入、高風險的特征，成本是限制創(chuàng)新性理念與新技術應用的關鍵因素。充分的技術預研、風險評估以及大量的地面仿真與測試是衛(wèi)星入軌飛行前的必要準備步驟。
[0003]建立正確的狀態(tài)時航天器執(zhí)行在軌任務的必要前提，姿態(tài)控制系統(tǒng)的性能直接決衛(wèi)星的任務質量和完成效率，姿態(tài)控制系統(tǒng)則是現(xiàn)代航天器功能最為復雜的分系統(tǒng)之一。
[0004]現(xiàn)代航天器通常使用主動姿態(tài)控制，根據(jù)先后順序，姿態(tài)控制系統(tǒng)在入軌后經(jīng)歷系統(tǒng)初始化、消旋、姿態(tài)捕獲、姿態(tài)機動和姿態(tài)穩(wěn)定等若干階段。其中，姿態(tài)機動和姿態(tài)穩(wěn)定階段是系統(tǒng)設備以完全性能工作的階段。根據(jù)任務模式不同，這兩個階段姿態(tài)系統(tǒng)可能需要進行對日、對地、對軌道、對空間合作或非合作目標等諸多姿態(tài)穩(wěn)定動作，也可能需要配合探測載荷、增益天線和太陽能電池能附件進行聯(lián)合的指向動作，其工作過程較為復雜。
[0005]另一方面，進行主動航天器姿態(tài)控制需要使用多種精密敏感器進行姿態(tài)測量，并使用若干動力學特性復雜的執(zhí)行機構作為輸出環(huán)節(jié)完成控制，兼之衛(wèi)星上與姿控直接或間接相關的天線、帆板和燃料箱等設備均具有較為特殊的結構或動力學特性，進一步增加了姿態(tài)控制系統(tǒng)的復雜程度。
[0006]航天器姿態(tài)控制長期以來受到業(yè)界人士重視，相關研宄多集中于姿態(tài)機動和姿態(tài)穩(wěn)定階段的控制算法設計。近年來，大量先進的控制理論和算法被應用于航天器控制領域，但在工程實踐中應用的控制方法仍以基本的反饋控制為主，這是因為復雜算法的工程實現(xiàn)亦較為復雜，實踐應用之前需要進行充分的實驗檢驗。通常采用的仿真驗證方法僅能驗證在特定的初始條件和特定的參數(shù)下控制系統(tǒng)的性能，而當考慮前文所述的各種特殊條件時，復雜算法自身的性能穩(wěn)定性下降會帶來一系列的問題。
[0007]另一方面，研宄姿態(tài)控制算法的學術論文通常使用較為簡單模型和算例驗證結論，而不會考慮使用額外工作對實際的軌道環(huán)境和星載設備進行建模，也不會考慮使用實際的在軌任務作為仿真輸入條件。相對簡單的測試輸入條件有利于對算法單一方面的性能優(yōu)勢進行定量分析，但仿真實驗的實際意義有限，并且仿真輸出數(shù)據(jù)可演示性不高，難以滿足工程方的預期，故能夠完成實踐轉化的成果并不多。
[0008]控制算法的大系統(tǒng)集成仿真測試問題在近期引起來相關機構的重視，一些科研單位投入資金研發(fā)了基于半物理環(huán)境的衛(wèi)星姿態(tài)控制仿真測試平臺，這些平臺通過集成衛(wèi)星結構模型、附件結構模型和物理控制器、敏感器、執(zhí)行機構設備模擬在軌環(huán)境，其取得的仿真結果通常能夠獲得更廣泛的認同。但受限于平臺規(guī)模，半物理仿真系統(tǒng)所能集成的衛(wèi)星系統(tǒng)特性和任務完整性有限，而搭建大規(guī)模平臺所需的成本較高，并不適合大多數(shù)科研組織采用。
[0009]計算機軟件仿真為復雜系統(tǒng)的集成測試提供了低成本的解決方案，目前業(yè)界有專用于航天器仿真的商業(yè)化產(chǎn)品，如STK等。一些常用的工程計算仿真軟件也添加了面向航天工程的插件資源，如Matlab-Simulink軟件和VR-Link軟件等。這些基于軟件的仿真工具數(shù)值求解精度均較高，STK、VR-Link等還具有專業(yè)的3D演示功能，但所提供的仿真模型資源或僅限于基本元件功能和任務模式，或對控制算法的模塊化介入支持有限，不能達到學術研宄人員所期許的不投入額外工作進行開發(fā)而直接使用的程度。
[0010]另一方面，各類衛(wèi)星姿態(tài)仿真系統(tǒng)除具有前文所述的復雜特性之外，也具有一定的共通性。首先，當前業(yè)界普遍采用平臺+載荷的低成本方案開發(fā)衛(wèi)星系統(tǒng)，而執(zhí)行在軌常規(guī)任務衛(wèi)星平臺的各個分系統(tǒng)的設計模式類似，各組成設備的輸入輸出接口也具有模塊化應用的趨勢；此外，對姿態(tài)控制系統(tǒng)各功能模塊的數(shù)學建模工作也取得了較大進展，目前常用的執(zhí)行機構、敏感器等設備建模的正確性已經(jīng)被學術和工程技術人員廣泛認可，這些因素使使開發(fā)具有通用性和模塊化應用特性的姿態(tài)控制系統(tǒng)集成測試環(huán)境成為可能。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0011]本發(fā)明的目的是為了解決已有測試仿真平臺所存在的真實性和完整性有限、成本高以及對控制算法的模塊化介入支持有限等問題，提出一種用于航天器姿態(tài)控制算法的集成測試仿真系統(tǒng)。該系統(tǒng)基于數(shù)學方法對軌道環(huán)境和姿態(tài)控制系統(tǒng)各個組成模塊的特性進行精確建模，根據(jù)常見的衛(wèi)星任務，為衛(wèi)星控制系統(tǒng)設置執(zhí)行不同實際任務的預置模，籍此為衛(wèi)星控制算法的驗證提供功能全面，使用便捷的集成測試環(huán)境支持。
[0012]本發(fā)明的目的是通過下述技術方案實現(xiàn)的。
[0013]本發(fā)明提出的用于航天器姿態(tài)控制算法的集成測試仿真系統(tǒng)，其特征在于:其包括:控制器、測量模型、執(zhí)行機構模型、航天器姿態(tài)動力學模型、天線模型、帆板模型和載荷模型。
[0014]所述控制器包括:模式管理模塊、路徑優(yōu)化模塊、閉環(huán)控制模塊和附件監(jiān)控模塊。
[0015]控制器的主要功能是:①模式管理模塊中預置近地軌道衛(wèi)星任務模式，用戶通過選擇一種近地軌道衛(wèi)星任務模式快速建立仿真場景。②模式管理模塊根據(jù)用戶選擇的近地軌道衛(wèi)星任務模式和測量模型輸出的當前航天器姿態(tài)動力學模型的姿態(tài)和軌道信息，建立目標姿態(tài)，并發(fā)送給閉環(huán)控制模塊；③路徑優(yōu)化模塊接收模式管理模塊生成的目標姿態(tài)，以及測量模型輸出的當前航天器姿態(tài)，實現(xiàn)通過在線規(guī)劃機制生成航天器姿態(tài)動力學模型從當前姿態(tài)至目標姿態(tài)的連續(xù)軌跡，并輸出至閉環(huán)控制模塊；④閉環(huán)控制模塊具有實時控制編程接口，用戶通過所述實時控制編程接口實現(xiàn)待測試控制模型；?模式管理模塊發(fā)送來的目標姿態(tài)、路徑優(yōu)化模塊發(fā)送來的航天器姿態(tài)動力學模型當前姿態(tài)至目標姿態(tài)的連續(xù)軌跡、測量模型發(fā)送來的當前航天器姿態(tài)動力學模型的姿態(tài)、附件監(jiān)控模塊發(fā)送來的天線模型、帆板模型和載荷模型的工作狀態(tài)信息輸入到待測試控制模型，經(jīng)過處理后，得到控制力矩，并輸出給控制執(zhí)行機構模型。⑥附件監(jiān)控模塊監(jiān)控所述仿真系統(tǒng)中天線模型、帆板模型和載荷模型的工作狀態(tài)，并分別發(fā)送給模式管理模塊和閉環(huán)控制模塊。
[0016]所述測量模型的主要功能是:測量航天器姿態(tài)動力學模型的位置和姿態(tài)信息，發(fā)送給控制器。
[0017]所述執(zhí)行機構模型的主要功能是:利用閉環(huán)控制模塊發(fā)送來的控制力矩，以及航天器姿態(tài)動力學模型發(fā)送來的模擬航天器姿態(tài)動力學模型的姿態(tài)和軌道信息，模擬控制力矩的輸出，并將輸出信號發(fā)送給航天器姿態(tài)動力學模型。
[0018]航天器姿態(tài)動力學模型的主要功能是:接收執(zhí)行機構模塊發(fā)送來的控制力矩以及天線、帆板模型的工作狀態(tài)信息，模擬航天器姿態(tài)動力學模型的姿態(tài)動力學與運動學動態(tài)特性，得到模擬航天器姿態(tài)動力學模型的姿態(tài)和軌道信息，并分別發(fā)送給測量模型和執(zhí)行機構模型。
[0019]所述航天器姿態(tài)動力學模型得到模擬航天器姿態(tài)動力學模型的姿態(tài)和軌道信息的具體方法為:航天器姿態(tài)動力學模型以剛體姿態(tài)動力學與運動學方程作為所述仿真系統(tǒng)的被控對象，同時基于動量和力矩的耦合關系，將撓性附件的動力學耦合，偏置角動量陀螺效應耦合以及環(huán)境力場產(chǎn)生的干擾力矩集成在姿態(tài)動力學模型姿態(tài)動力學與運動學動態(tài)特性計算過程中，得到姿態(tài)和軌道信息。
[0020]所述天線模型的主要功能是:根據(jù)輸入的航天器姿態(tài)動力學模型的姿態(tài)和軌道信息，得到天線模型在航天器本體坐標系及慣性坐標系下的動力學特性信息，以及天線模型的工作狀態(tài)，并發(fā)送給航天器姿態(tài)動力學模型和模式管理模型。
[0021]所述得到天線模型在航天器本體坐標系及慣性坐標系下的姿態(tài)信息的具體方法為:天線模型以二階振動方程描述的天線的撓性動力學特性，模擬兩軸驅動機構對天線模型的三維旋轉運動的控制過程，得到天線模型在航天器本體坐標系及慣性坐標系下的動力學特性信息。
[0022]所述帆板模型的主要功能是:根據(jù)輸入的航天器姿態(tài)動力學模型的姿態(tài)和軌道信息，得到帆板模型在航天器本體坐標系及慣性坐標系下的動力學特性信息，并發(fā)送給航天器姿態(tài)動力學模型和模式管理模型。
[0023]所述得到帆板模型在航天器本體坐標系及慣性坐標系下的姿態(tài)信息的具體方法是:帆板模型以高階振動方程描述的天線的帆板動力學特性，模擬單軸驅動機構對帆板的三維旋轉運動的控制過程，得到帆板模型在航天器本體坐標系及慣性坐標系下的動力學特性信息。
[0024]所述載荷模型的主要功能是:根據(jù)輸入的航天器姿態(tài)動力學模型的姿態(tài)和軌道信息，得到載荷模型在航天器本體坐標系及慣性坐標系下的姿態(tài)信息，以及載荷模型的工作狀態(tài)，并發(fā)送給航天器姿態(tài)動力學模型和模式管理模型。
[0025]各模塊的連接關系為:控制器的模式管理模塊的輸出端分別與路徑優(yōu)化模塊、閉環(huán)控制模塊和附件監(jiān)控模塊的輸入端連接；路徑優(yōu)化模塊的輸出端與閉環(huán)控制模塊的輸入端連