專利名稱：用于微型航天器姿態(tài)軌道控制系統(tǒng)的微型仿真支持系統(tǒng)及工作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明屬于航天器姿態(tài)軌道控制仿真技術(shù)領(lǐng)域。
背景技術(shù)：
隨著空間技術(shù)的飛速發(fā)展，對航天器的研制成本和速度提出了更高的要求； 尤其對微小衛(wèi)星的研制速度與成本的要求更加苛刻，所以應(yīng)當(dāng)盡可能釆用新的研制手段和工具，提高衛(wèi)星的制造速度，降低研制成本，并提高可靠性。姿態(tài)軌道控制系統(tǒng)是航天器最關(guān)鍵的分系統(tǒng)之一，其任務(wù)就是按照飛行計劃的要求， 實(shí)現(xiàn)航天器在各個飛行階段的姿態(tài)和軌道的測量，以及姿態(tài)和軌道的控制。加速姿態(tài)軌 道控制分系統(tǒng)的研發(fā)、降低開發(fā)成本是提高航天器研制水平的一個重要的方向，對輔助 開發(fā)的工具提出了更高的要求。目前相關(guān)的電測設(shè)備體積龐大，不方便桌面聯(lián)試；相關(guān) 的半物理仿真設(shè)備成本很髙，聯(lián)試復(fù)雜，并且受到一定條件的限制。同時目前軟件技術(shù)迅猛發(fā)展，很多設(shè)備都采用了軟件代替部分硬件的方式，降低了 仿真設(shè)備的成本，又可以通過軟件升級的方式提高系統(tǒng)的性能，減少了再投資，提高了 資源的利用率；同時隨著半導(dǎo)體技術(shù)的進(jìn)步，嵌入式計算機(jī)的成本不斷降低，而性能卻 不斷提高，在很多場合能完成較好的高性能計算；嵌入式多任務(wù)操作系統(tǒng)也為該類產(chǎn)品 的開發(fā)提供了便利。這些新技術(shù)為開發(fā)價廉物美的仿真設(shè)備保證了可能性。所以輔助航天器姿態(tài)軌道控制系統(tǒng)研發(fā)的微型仿真支持系統(tǒng)是航天控制仿真設(shè)備發(fā) 展的重要方向。

發(fā)明內(nèi)容
為便于微型航天器姿態(tài)軌道控制系統(tǒng)的研制，本發(fā)明提供了用于微型航天器姿態(tài)軌 道控制系統(tǒng)的微型仿真支持系統(tǒng)，該航天器微型仿真支持系統(tǒng)包括輸入接口、處理單元 與輸出接口三部分，所述輸入接口主要由AD信號轉(zhuǎn)換電路、IO數(shù)字量輸入電路組成， 用于接收導(dǎo)航計算機(jī)的模擬量和數(shù)字量指令輸出；所述輸出接口主要由DA、串口構(gòu)成， 用于輸出各傳感器的仿真測量數(shù)據(jù)；所述處理單元包括處理器、內(nèi)存與存儲器，程序固 化在非易失性存儲器中，程序的運(yùn)行在處理器和內(nèi)存中完成，主要有以下處理步驟首先通過接口電路采樣星載計算機(jī)的輸入指令，然后根據(jù)執(zhí)行機(jī)構(gòu)的模型計算出控 制力與控制力矩；同時維護(hù)一個時間系統(tǒng)計算出各種空間物理參數(shù)，并在此基礎(chǔ)上計算 出擾動力與擾動力矩；然后結(jié)合控制對象的力學(xué)特性利用數(shù)值計算方法更新航天器的當(dāng) 前姿態(tài)與軌道；進(jìn)而根據(jù)各星上傳感器模型計算出各種傳感器的測量數(shù)據(jù)；最后通過接口電路輸出各種傳感器數(shù)據(jù)。 工作方法的具體步驟是
(一) 通過接口電路釆樣星載計算機(jī)的輸入信號，將輸入信號轉(zhuǎn)換成物理量；
(二) 計算出執(zhí)行機(jī)構(gòu)對航天器的控制力和控制力矩，包括磁力矩器的磁力矩、轉(zhuǎn)速 控制動量輪的控制力矩、噴氣系統(tǒng)的推力，
1)磁力矩器的磁力矩， 仿真磁力矩器的輸出磁矩
/^r=/^+^ (1) 式中，？表示磁矩誤差，/^表示期望的磁矩輸出，/^表示實(shí)際的磁矩輸出，^與
當(dāng)?shù)氐卮艌鯯作用，形成控制力矩為
Z = ^xS (2)
2) 轉(zhuǎn)速控制動量輪的控制力矩，
(a) 計算動量輪的轉(zhuǎn)速，動量輪轉(zhuǎn)速的表達(dá)式為
。、
<formula>formula see original document page 8</formula> (3)
式中，^~~^——^為二階響應(yīng)環(huán)節(jié)，s表示微分算子，并且^—<c/oo/ ， cfoor表
示角加速度的門限，化"為期望的輸入，w表示真實(shí)的動量輪轉(zhuǎn)速；
(b) 根據(jù)上述式(3)計算衛(wèi)星所受的控制力矩
￡ = (4) 式中的J為動量輪轉(zhuǎn)動慣量，^表示角加速度；
3) 噴氣系統(tǒng)的推力， 噴氣系統(tǒng)推力的表達(dá)式為
4 (5)
式中，F(xiàn)是推力器的標(biāo)稱推力，S為推力誤差，O"表示閥門開啟，0#表示閥門關(guān)閉；(三) 計算空間物理參數(shù)，利用太陽月球運(yùn)動模型計算出太陽月球的位置，利用大氣 模型計算出當(dāng)?shù)卮髿獾拿芏龋玫卮拍Ｐ陀嬎愠霎?dāng)?shù)卮艌鍪噶浚?四) 計算環(huán)境攝動力和環(huán)境干擾力矩利用上一時刻的姿態(tài)軌道參數(shù)、環(huán)境物理參 數(shù)、攝動力和干擾力矩模型，計算出環(huán)境攝動力和環(huán)境干擾力矩1)地球非中心引力的計算， 采用下式計算地球非中心引力<formula>formula see original document page 9</formula>(6)式中，u為地球引力常數(shù)，r為地心距，Re為地球半徑，Pnm勒讓德多項式，Lambda、Phi為地心經(jīng)、緯度，C^為帶諧項和田諧項； 2)三體攝動力的計算，根據(jù)第(三)步計算的太陽、月球在空間的方位，計算出太陽和月球?qū)教炱鞯臄z動，太陽引起的攝動加速度是<formula>formula see original document page 9</formula>(7)月球引起的攝動加速度是:<formula>formula see original document page 9</formula>(8)
式中，us和um為日月引力常數(shù)，rsv和rmv為日月至衛(wèi)星的矢量，rse和rme為日月至地球的矢量；3)大氣攝動力的計算，通過軟件設(shè)置面質(zhì)比，計算大氣攝動力的表達(dá)式為<formula>formula see original document page 9</formula>(9)式中，q為阻力系數(shù)；p為大氣密度；^為衛(wèi)星與大氣之間的相對速度；j為迎風(fēng)面面積；v為來流的單位矢量；4) 光壓攝動力的計算，
通過軟件設(shè)置面質(zhì)比，計算光壓攝動力的表達(dá)式為
<formula>formula see original document page 10</formula>式中，《表示法向力，《表示切向力，-為太陽入射角，/是太陽常數(shù)，c是光速，
p表示反射系數(shù)，u表示散射系數(shù)，S表示受力面積；
5) 引力梯度力矩的計算， 通過下式計算引力梯度力矩
<formula>formula see original document page 10</formula>
式中，u為地球引力常數(shù)，R為星地矢量，R表示反對稱矩陣；
6) 氣動力矩的計算，
利用式(9)的大氣攝動力，結(jié)合攝動力作用力臂J，求得氣動干擾力矩
<formula>formula see original document page 10</formula>(12)
7) 剩磁力矩的計算， 計算方法與式(2)類似，
<formula>formula see original document page 10</formula>(13)
式中，<formula>formula see original document page 10</formula>為星體剩磁矩；
8) 光壓力矩的計算，
可利用式(10)的攝動力，結(jié)合對應(yīng)的力臂，求得光壓干擾力矩
<formula>formula see original document page 10</formula> (14)
式中，i和《分布表示法向力與切向力的力臂；
(五)利用上述已計算好的控制力、控制力矩、環(huán)境攝動力和環(huán)境干擾力矩，結(jié)合航 天器力學(xué)模型和數(shù)值計算方法更新航天器的姿態(tài)軌道參數(shù)，其中 1)航天器的軌道力學(xué)模型是<formula>formula see original document page 11</formula> (15)式中，"為航天器的加速度，《為衛(wèi)星所受的控制力，A為地球中心引力，《為各攝動力，m是航天器的質(zhì)量； 2)航天器的姿態(tài)力學(xué)模型是<formula>formula see original document page 11</formula> (16)<formula>formula see original document page 11</formula> (17)式中，力表示航天器動量矩大小的導(dǎo)數(shù)，《為航天器動量矩，&為控制力矩，￡￡為 干擾力矩，^為角速度，《為姿態(tài)四元數(shù)，5 =
。軌道的數(shù)值方法和姿態(tài)的數(shù)值計算方法均采用RK;(六)利用上述第(五)步驟更親i后的航天器姿態(tài)軌道參數(shù)、第(三)步驟的太陽、月亮與當(dāng)前時間等信息，結(jié)合傳感器模型計算傳感器應(yīng)該輸出的物理量大小 1)陀螺角速度測量值計算，<formula>formula see original document page 11</formula>(18) 式中，。f表示體坐標(biāo)系到陀螺坐標(biāo)系的轉(zhuǎn)換矩陣，6為隨機(jī)游走誤差，A為標(biāo)定因子誤差，A為非正交安裝誤差；2) 磁強(qiáng)計磁場強(qiáng)度測量值計算，<formula>formula see original document page 11</formula> (19)式中，逸為磁強(qiáng)計輸出，Z)表示刻度因子誤差及非正交化矩陣，0為非對準(zhǔn)矩陣，為某參考坐標(biāo)系下的地磁矢量，為參考坐標(biāo)系到磁強(qiáng)計安裝坐標(biāo)系的轉(zhuǎn)換矩陣，6為磁強(qiáng)計的常值偏置，A^由第(三)步計算的磁場強(qiáng)度獲得；3) 模擬太陽敏感器輸出電壓計算<formula>formula see original document page 11</formula>(20) 式中，0表示入射角，"。表示硅片正射時模擬太陽敏感器的輸出電壓，C/表示當(dāng)前的電壓輸出；
4)GPS定位數(shù)據(jù)計算
X = X,+<i + L> (21)
<i =-丄"s (22) r
式中，^是衛(wèi)星真實(shí)的位置，x為GPS輸出的定位數(shù)據(jù)，c/為一階馬爾科夫過程，u
為噪聲，r為馬爾科夫過程的相關(guān)時間，s為驅(qū)動噪聲。GPS定位時需要初始化，程 序中應(yīng)仿真該初始化的時間；
(七)通過輸出接口電路輸出各種數(shù)據(jù)，根據(jù)各傳感器的實(shí)際輸出方式，如果是模擬 器件，則要將輸出的物理量轉(zhuǎn)換成電壓值；如果是串口輸出的設(shè)備，則要按固定 的格式打包；最終將所有數(shù)據(jù)通過DA，串口和IO輸出接口輸出。
本發(fā)明中，除接口電路與嵌入式計算機(jī)外，系統(tǒng)的其余功能釆用算法和物理模型描 述，并用軟件實(shí)現(xiàn)，利于后期升級并節(jié)約成本；采用與星上傳感器電性能一致的接口電 路，實(shí)現(xiàn)傳感器電性能級別的仿真；采用高性能嵌入式系統(tǒng)，并基于實(shí)時多任務(wù)操作系 統(tǒng)開發(fā)軟件開發(fā)。
本發(fā)明的優(yōu)點(diǎn)是
1、 采用民用嵌入式系統(tǒng)開發(fā)仿真設(shè)備，成本、功耗低，體積小，適合桌面聯(lián)試，攜 帶方便；
2、 除接口電路與嵌入式計算機(jī)外，其余都采用軟件實(shí)現(xiàn)，具有改造升級容易的特點(diǎn)， 擴(kuò)展性強(qiáng)，也降低了整個系統(tǒng)的成本；
3、 基于實(shí)時多任務(wù)操作系統(tǒng)開發(fā)，既提高了仿真設(shè)備的可靠性，降低了研制該設(shè)備 的難度，并且具有較好的移植性；
4、 仿真內(nèi)容全面，能支持航天器姿態(tài)軌道控制系統(tǒng)的全過程開發(fā)，考核從信號采集 到指令輸出的大部分環(huán)節(jié)。 .


圖1是用于微型航天器姿態(tài)軌道控制系統(tǒng)的衛(wèi)星仿真支持系統(tǒng)組成框圖 圖2是本發(fā)明的系統(tǒng)層次示意3是本發(fā)明的軟件流程圖
具體實(shí)施例方式
下面結(jié)合附圖進(jìn)一步說明本發(fā)明。
微型仿真支持系統(tǒng)從構(gòu)成的層次來分，主要有5個部分控制指令輸入、執(zhí)行機(jī)構(gòu) 模型解算、星體動力學(xué)、傳感器數(shù)據(jù)仿真以及傳感器數(shù)據(jù)輸出，如圖1所示，這5個部 分按時序依次計算，往復(fù)循環(huán)。微型仿真支持系統(tǒng)的輸入層主要采用AD或者10進(jìn)行 高頻采樣，捕捉星載計算機(jī)控制指令的變化；執(zhí)行機(jī)構(gòu)模型層、星體力學(xué)模型與傳感器 模型層主要就是調(diào)用各種算法與模型，實(shí)時計算航天器姿軌參數(shù)與傳感器數(shù)據(jù)；輸出層 通過刷新DA、串口等輸出，輸出各種傳感器的數(shù)據(jù)，供星載計算機(jī)采集使用。
圖1中的"……"表示其余各種執(zhí)行機(jī)構(gòu)和傳感器，整個系統(tǒng)除必備的硬件接口與 計算機(jī)外，都有軟件構(gòu)成。應(yīng)用軟件運(yùn)行在實(shí)時操作系統(tǒng)上，整個軟件系統(tǒng)運(yùn)行在嵌入 式硬件上，并且支持關(guān)鍵數(shù)據(jù)的輸出，便于監(jiān)控。
微型仿真支持系統(tǒng)從硬件上看主要有輸入接口電路、含有數(shù)據(jù)處理程序的處理單元 和輸出接口電路，其中輸入接口電路主要由AD信號轉(zhuǎn)換電路、10數(shù)字量輸入電路組成， 用于接收導(dǎo)航計算機(jī)的模擬量和數(shù)字量指令輸出；數(shù)據(jù)處理單元收集控制指令，通過各 種模型計算出個傳感器的輸出，處理程序固化在非易失性的存儲器中，計算機(jī)可由嵌入 式微處理器等實(shí)現(xiàn)；最后將模擬式傳感器數(shù)據(jù)通過DA輸出，數(shù)字式傳感器通過串口輸 出，IO數(shù)字量接口輸出某些傳感器上的同步信號。如圖2所示。
應(yīng)用軟件運(yùn)行在實(shí)時嵌入式操作系統(tǒng)上，應(yīng)用軟件的數(shù)據(jù)處理的基本原理如圖3所 示，程序通過多任務(wù)操作系統(tǒng)周期觸發(fā)運(yùn)行。其詳細(xì)過程如下
(1) 周期性地采集各種控制指令的輸入，通過軟件周期掃描系統(tǒng)的硬件接口電路上 的輸入信號，并將其存儲在內(nèi)存中；然后，將輸入的電信號轉(zhuǎn)換成相應(yīng)的物理量將模 擬電壓轉(zhuǎn)換成對應(yīng)執(zhí)行機(jī)構(gòu)期望輸出的物理量，根據(jù)10數(shù)字量的電平髙低判斷對應(yīng)執(zhí) 行機(jī)構(gòu)的工作狀態(tài)；
(2) 計算控制力和控制力矩利用各種執(zhí)行機(jī)構(gòu)的模型與期望的輸入，計算出執(zhí)行 機(jī)拘對舦天器的控制力和控制力矩。典型的執(zhí)行機(jī)構(gòu)如下
1)磁力矩器的磁力矩
磁力矩器的磁矩輸出是在期望的輸出上增加非線性等因素，可以較好地仿真磁力矩200710192000.6
說明書第8/13頁
器的輸出。
/^r=/^+S (1) 式中，S表示磁矩誤差， 表示期望的磁矩輸出，/^表示實(shí)際的磁矩輸出。/^與當(dāng)?shù)?地磁場5作用，形成控制力矩。
￡ = wrxg (2)
2) 轉(zhuǎn)速控制的動量輪的控制力矩
轉(zhuǎn)速控制動量輪的輸入信號代表了動量輪期望的轉(zhuǎn)速，動量輪對期望轉(zhuǎn)速的相應(yīng)可 建模成二階響應(yīng)曲線，對其動量矩的微分，即可獲得動量輪的控制力矩； 一般而言，該 類動量輪都會對角加速度限飽和，模型也應(yīng)該考慮該因素，其角速度響應(yīng)模型是-
to = ^-J" (3)
+ 2&yj + <
式中，2 J——r為二階響應(yīng)環(huán)節(jié)，s表示微分算子，|^>|<&^， Joor表示角加
速度的門限，fi^為期望的輸入，w表示真實(shí)的動量輪轉(zhuǎn)速。 所以衛(wèi)星所受的控制力矩為
丄=—(4)
式中的/為動量輪轉(zhuǎn)動慣量，^表示角加速度。
3) 噴氣系統(tǒng)的推力
噴氣系統(tǒng)通過噴嘴噴射出高速氣流，從而系統(tǒng)獲得一個較穩(wěn)定的推力。
j (5) 1。 0#
式中，F(xiàn)是推力器的標(biāo)稱推力，e為推力誤差，O"表示閥門開啟，0#表示閥門關(guān)閉。
(3) 維護(hù)一個時間系統(tǒng)，該時間作為系統(tǒng)的標(biāo)準(zhǔn)時間，并進(jìn)行環(huán)境物理參數(shù)的計算: 利用標(biāo)準(zhǔn)時間系統(tǒng)和太陽月球運(yùn)動模型計算時刻太陽、月球的位置；利用大氣模型計算 出當(dāng)?shù)卮髿獾拿芏?，利用IGRF地磁模型計算出當(dāng)?shù)卮艌鍪噶俊?br> (4) 計算環(huán)境攝動力和環(huán)境干擾力矩利用上一時刻的姿態(tài)軌道參數(shù)、環(huán)境物理
14<formula>formula see original document page 15</formula>
數(shù)、攝動力和干擾力矩模型，計算出環(huán)境攝動力和環(huán)境干擾力矩
1) 地球非中心引力的計算
地球的高階攝動項是干擾近地衛(wèi)星軌道的主要因素，引力模型有多種，主要表現(xiàn)在 參數(shù)的略有不同，但都可以達(dá)到較高的精度，階數(shù)的選擇也可根據(jù)計算量和仿真任務(wù)進(jìn) 行參數(shù)選擇，地球非中心的引力位函數(shù)是<formula>formula see original document page 15</formula>
式中，為地球引力常數(shù)，r為地心距，A為地球半徑，ir勒讓德多項式，；i、 -為地
心經(jīng)、緯度，c,為帶諧項和田諧項。
2) 三體攝動力的計算
太陽和月球?qū)教炱鞯倪\(yùn)動會發(fā)生影響，通過第(3)步計算得到的太陽與月球的方
位，進(jìn)而計算出太陽和月球?qū)教炱鞯臄z動。
太陽引起的攝動加速度是<formula>formula see original document page 15</formula>
月球引起的攝動加速度是:
<formula>formula see original document page 15</formula>
式中，從和//,,,為日月引力常數(shù)，4和^為日月至衛(wèi)星的矢量，^和^為日月至地球
的矢量。
3)大氣攝動力的計算
對于近地衛(wèi)星，尤其是面質(zhì)比大的衛(wèi)星，大氣阻尼因素是不能忽略的，大氣阻尼最
主要的影響是降低軌道高度。通過軟件設(shè)置面質(zhì)比，計算出大氣攝動<formula>formula see original document page 15</formula>
(9)
式中，Cd為阻力系數(shù)； p為大氣密度,VR為衛(wèi)星與大氣之間的相對速度,A為迎風(fēng)面面
積； V為來流的單位矢量c4) 光壓攝動力的計算對于面質(zhì)比大的衛(wèi)星，太陽光壓對衛(wèi)星的軌道也能產(chǎn)生顯著的影響。通過軟件設(shè)置面質(zhì)比，計算出光壓攝動— /5 「2 1 《=—cos"—/ // + [l + /9(l-//)]cos- F< c— / (10)Fr =—cos - sin "l — p+ / //)式中，《表示法向力，《表示切向力，-為太陽入射角，/是太陽常數(shù)，c是光速，p表示反射系數(shù)，A表示散射系數(shù)，S為照射面積。5) 引力梯度力矩的計算星體各部分質(zhì)量在地球引力場中所受的引力略有差別，從而導(dǎo)致對星體的中心產(chǎn)生 一個附加力矩。<formula>formula see original document page 16</formula>(ii)式中，A為地球引力常數(shù)，s為星地矢量，》表示反對稱矩陣。6) 氣動力矩的計算大氣對近地衛(wèi)星產(chǎn)生阻尼作用，該阻尼力如果與星體質(zhì)心不重合，也會形成對星體<formula>formula see original document page 16</formula> (12)7) 剩磁力矩的計算衛(wèi)星星體會殘留一些磁性，星體的剩磁與當(dāng)?shù)氐厍虼艌鱿嗷プ饔茫纬蓪π求w擾動 的剩磁干擾力矩。計算方法與式(2)類似，即<formula>formula see original document page 16</formula> (13)式中，^為星體剩磁矩；8) 光壓力矩的計算光壓的合力與質(zhì)心不一致，也會形成對星體擾動的光壓力矩，可利用式(10)的攝動 力與對應(yīng)的力臂，求得光壓干擾力矩<formula>formula see original document page 16</formula> (14)式中，A和&分布表示法向力與切向力的力臂；(5) 利用計算好的控制力、控制力矩、環(huán)境攝動力和環(huán)境干擾力矩，結(jié)合航天器力 學(xué)模型和數(shù)值計算方法更新航天器的姿態(tài)軌道參數(shù)。航天器的軌道力學(xué)模型是<formula>formula see original document page 17</formula>式中，fl為航天器的加速度，《為控制力，，。為地球中心引力，《為各攝動力，w是航天器的質(zhì)量。航天器的姿態(tài)力學(xué)模型是<formula>formula see original document page 17</formula>式中，《表示航天器動量矩大小的導(dǎo)數(shù)，S為航天器動量矩，^為控制力矩，^為干擾 力矩，d)為角速度，《為姿態(tài)四元數(shù)，5 =
。軌道的數(shù)值方法和姿態(tài)的數(shù)值計算方法均采用RK;(六) 利用上述第(五)步驟更新后的航天器姿態(tài)軌道參數(shù)、第(三)步驟的太陽、月亮與 當(dāng)前時間信息，結(jié)合傳感器模型計算傳感器應(yīng)該輸出的物理量大小-1) 陀螺角速度測量值計算，<formula>formula see original document page 5</formula> (18) 式中，込s表示體坐標(biāo)系到陀螺坐標(biāo)系的轉(zhuǎn)換矩陣，6為隨機(jī)游走誤差，A為標(biāo)定因子誤差，A為非正交安裝誤差；2) 磁強(qiáng)計磁場強(qiáng)度測量值計算，<formula>formula see original document page 5</formula>式中，A為磁強(qiáng)計輸出，D表示刻度因子誤差及非正交化矩陣，0為非對準(zhǔn)矩陣，ii^為某參考坐標(biāo)系下的地磁矢量，4為參考坐標(biāo)系到磁強(qiáng)計安裝坐標(biāo)系的轉(zhuǎn)換矩陣，6為磁強(qiáng)計的常值偏置，由第(三)步計算的磁場強(qiáng)度獲得；3) 模擬太陽敏感器輸出電壓計算，C/ = C/ocos0 (20)式中，e表示入射角，c/。表示硅片正射時模擬太陽敏感器的輸出電壓，c/表示當(dāng)前的電壓輸出；4) GPS定位數(shù)據(jù)計算，<formula>formula see original document page 6</formula> (21)<formula>formula see original document page 6</formula> (22) 式中，、是衛(wèi)星真實(shí)的位置，；c為GPS輸出的定位數(shù)據(jù)，c/為一階馬爾科夫過程，u為噪聲，r為馬爾科夫過程的相關(guān)時間，e為驅(qū)動噪聲。GPS定位時需要初始化，程 序中應(yīng)仿真該初始化的時間；(七)通過輸出接口電路輸出各種數(shù)據(jù)，根據(jù)各傳感器的實(shí)際輸出方式，如果是模擬 器件，則要將輸出的物理量轉(zhuǎn)換成電壓值；如果是串口輸出的設(shè)備，則要按固定 的格式打包；最終將所有數(shù)據(jù)通過DA，串口和IO輸出接口輸出。
全文摘要
一種用于微型航天器姿態(tài)軌道控制系統(tǒng)的微型仿真支持系統(tǒng)及工作方法，屬于航天器姿態(tài)軌道控制仿真領(lǐng)域。該系統(tǒng)包括接口輸入電路、處理單元和輸出接口電路；其工作方法是通過接口電路采樣星載計算機(jī)的輸入指令；根據(jù)執(zhí)行機(jī)構(gòu)的模型計算出控制力與控制力矩；計算出的擾動力與擾動力矩；結(jié)合控制對象的力學(xué)特性利用數(shù)值計算方法更新航天器的當(dāng)前姿態(tài)與軌道；根據(jù)各星上傳感器模型計算出傳感器數(shù)據(jù)；通過接口電路輸出，供星載計算機(jī)采集傳感器信號，從而支持實(shí)現(xiàn)航天器姿態(tài)軌道控制系統(tǒng)的全閉環(huán)半物理仿真。體積、功耗小，便于攜帶和桌面聯(lián)試；基于實(shí)時多任務(wù)操作系統(tǒng)開發(fā)軟件，維護(hù)簡單，移植性可靠性有保證。
文檔編號G06F17/50GK101226561SQ200710192000
公開日2008年7月23日 申請日期2007年12月28日 優(yōu)先權(quán)日2007年12月28日
發(fā)明者黎 喬, 劉建業(yè), 冰 華, 吳廷元, 輝 曹, 智 熊, 丹 王, 豐 郁 申請人:南京航空航天大學(xué)