一種整星全動量管理功能測試系統(tǒng)及測試方法
【專利摘要】本發(fā)明公開了一種整星全動量管理功能測試系統(tǒng)及測試方法，本發(fā)明針對可能存在大角動量干擾問題的衛(wèi)星，利用現(xiàn)有測試設備，能夠在整星地面測試期間全面有效地驗證整星全動量管理模式功能是否正常、性能是否達標，彌補了國內航天器在這一功能測試方面的測試方法空白。本發(fā)明已成功應用于海洋衛(wèi)星的輻射計天線、散射計天線單獨故障時，整星全動量管理功能的驗證測試，并通過了衛(wèi)星在軌飛行整星全動量管理功能試驗驗證，實踐表明，該測試方法能夠有效滿足整星全動量管理功能的地面驗證需求，對具有類似測試需求的航天器測試具有一定的借鑒意義。
【專利說明】一種整星全動量管理功能測試系統(tǒng)及測試方法
【技術領域】
[0001]本發(fā)明涉及一種測試系統(tǒng)及測試方法，尤其涉及一種整星全動量管理功能測試系統(tǒng)及測試方法，屬于遙感衛(wèi)星整星測試領域。
【背景技術】
[0002]現(xiàn)代低軌遙感對地觀測衛(wèi)星技術不斷發(fā)展，其中對地微波遙感技術是新技術之一。如天線采用圓錐掃描方式工作，由于天線旋轉部份的質量相當于整星質量的1/10，因此對整星姿態(tài)控制產生了較大的角動量干擾。干擾角動量超出了姿軌控分系統(tǒng)正常模式下動量輪控制能力范圍，因此，姿軌控分系統(tǒng)設計了整星全動量管理模式，使動量輪組合的合成角動量與該天線轉動時產生的干擾角動量相互抵消，以保持整星零動量控制，維持姿態(tài)穩(wěn)定。為量化評估整星動量管理模式的控制效果，就必須設計天線動量干擾模型并引入動力學閉環(huán)仿真，通過判讀地面動力學仿真模型輸出的姿態(tài)和姿態(tài)角速度誤差，來驗證整星動量管理模式的控制效果是否滿足設計指標。綜上所述可以看出，衛(wèi)星整星全動量管理功能是一項涉及驗證抑制動量干擾控制模式的新技術，其測試驗證方法也需根據(jù)需求重新設計。如何在地面動力學模型中引入天線轉動引起的角動量干擾并驗證衛(wèi)星全動量管理功能的正確合理性，這是全面而有效地完成該類受大動量干擾衛(wèi)星AIT測試所必須研究的課題。目前國內外尚未見有相關文獻報道。
【發(fā)明內容】
[0003]本發(fā)明的技術解決問題是：克服現(xiàn)有技術的不足，提供一種整星全動量管理功能測試系統(tǒng)及測試方法，該測試系統(tǒng)及測試方法解決了現(xiàn)有遙感衛(wèi)星在受大動量干擾情況下整星全動量管理功能驗證的技術難題。
[0004]本發(fā)明的技術解決方案：一種整星全動量管理功能測試系統(tǒng)，由信號源、動力學仿真計算機、數(shù)據(jù)采集計算機、仿真控制計算機和測控計算機組成，
[0005]動力學仿真計算機：安裝衛(wèi)星姿態(tài)和軌道動力學模型仿真軟件，仿真時，按照仿真控制計算機發(fā)送的動力學設置指令對衛(wèi)星姿態(tài)和軌道動力學模型進行設置，根據(jù)數(shù)據(jù)采集計算機轉發(fā)的驅動信號進行衛(wèi)星姿態(tài)和軌道動力學仿真計算，輸出衛(wèi)星姿態(tài)和軌道動力學仿真結果；
[0006]數(shù)據(jù)采集計算機：實時采集姿軌控分系統(tǒng)中執(zhí)行機構產生的驅動信號，并將采集的驅動信號發(fā)送給動力學仿真計算機作為仿真軟件的輸入信息；
[0007]信號源：接收動力學仿真計算機仿真輸出的衛(wèi)星姿態(tài)和軌道仿真結果，對接收到的衛(wèi)星姿態(tài)和軌道仿真結果進行敏感器模型逆運算，逆運算結果作為星上姿軌控分系統(tǒng)中敏感器的輸入信息；
[0008]仿真控制計算機：仿真開始前通過人機接口軟件向動力學仿真計算機發(fā)送動力學設置指令，仿真時通過人機接口軟件實時觀測仿真軟件的運行過程，并對動力學仿真計算機輸出的衛(wèi)星姿態(tài)和軌道動力學仿真結果進行分析；[0009]測控計算機：向姿軌控分系統(tǒng)中姿軌控計算機發(fā)送遙控指令用于控制姿軌控分系統(tǒng)的運行狀態(tài)，同時測量姿軌控分系統(tǒng)中姿軌控計算機產生的遙測數(shù)據(jù)。
[0010]一種整星全動量管理功能測試方法，步驟如下：
[0011](I)測控計算機向姿軌控分系統(tǒng)中姿軌控計算機發(fā)送遙控指令，使姿軌控分系統(tǒng)建立正常星敏高精度定姿模式，姿軌控分系統(tǒng)中執(zhí)行機構的合成角動量為零；
[0012](2) T時刻，衛(wèi)星上的天線起旋開始工作，假定天線轉動引起的角動量干擾方向為+Z方向，干擾角動量為Haz ;在T時刻，仿真控制計算機設置動力學仿真計算機中衛(wèi)星姿態(tài)和軌道動力學模型仿真軟件引入干擾角動量Haz，衛(wèi)星姿態(tài)和軌道動力學模型仿真軟件根據(jù)干擾角動量Haz計算該干擾條件下的星體姿態(tài)和軌道動力學變化；在T時刻，測控計算機再次向姿軌控分系統(tǒng)中姿軌控計算機發(fā)送遙控指令，命令姿軌控分系統(tǒng)進入整星全動量管理模式，并通過姿軌控計算機設置執(zhí)行機構的合成角動量為Haz，沿-Z方向；
[0013](3)測控計算機通過遙測數(shù)據(jù)檢測執(zhí)行機構的工作情況，直至執(zhí)行機構的合成角動量達到遙控指令設定值，整星全動量管理模式進入穩(wěn)定運行狀態(tài)；
[0014](4)衛(wèi)星星體姿態(tài)穩(wěn)定后，仿真控制計算機分析動力學仿真計算機輸出的衛(wèi)星姿態(tài)和軌道動力學仿真結果，通過判讀姿態(tài)和動力學仿真結果的變化范圍和均方根大小確定整星全動量管理模式下衛(wèi)星星體姿態(tài)是否滿足設計指標；
[0015](5)測控計算機發(fā)送遙控指令使姿軌控分系統(tǒng)退出模擬飛行模式，測試完成。
[0016]本發(fā)明與現(xiàn)有技術相比的有益效果是：本發(fā)明針對可能存在大角動量干擾問題的衛(wèi)星，利用現(xiàn)有測試設備，提供了一種能夠在整星地面測試期間全面有效地驗證整星全動量管理模式功能是否正常、性能是否達標的測試系統(tǒng)及測試方法，彌補了國內航天器在這一功能測試方面的測試方法空白。本發(fā)明已成功應用于海洋衛(wèi)星的輻射計天線、散射計天線單獨故障時，整星全動量管理功能的驗證測試，并通過了衛(wèi)星在軌飛行整星全動量管理功能試驗驗證，實踐表明，該測試方法能夠有效滿足整星全動量管理功能的地面驗證需求，對具有類似測試需求的航天器測試具有一定的借鑒意義。
【專利附圖】
【附圖說明】
[0017]圖I為本發(fā)明的測試系統(tǒng)的組成原理圖；
[0018]圖2為本發(fā)明的測試流程圖；
[0019]圖3為衛(wèi)星坐標系示意圖。
【具體實施方式】
[0020]下面結合附圖和具體實施實例對本發(fā)明做進一步詳細說明：
[0021]如圖I所示，一種整星全動量管理功能測試系統(tǒng)由信號源、動力學仿真計算機、數(shù)據(jù)采集計算機、仿真控制計算機和測控計算機組成，
[0022]動力學仿真計算機：安裝衛(wèi)星姿態(tài)和軌道動力學模型仿真軟件，仿真時，按照仿真控制計算機發(fā)送的動力學設置指令對衛(wèi)星姿態(tài)和軌道動力學模型進行設置，根據(jù)數(shù)據(jù)采集計算機轉發(fā)的驅動信號進行衛(wèi)星姿態(tài)和軌道動力學仿真計算，輸出衛(wèi)星姿態(tài)和軌道動力學仿真結果；
[0023]數(shù)據(jù)采集計算機：實時采集姿軌控分系統(tǒng)中執(zhí)行機構產生的驅動信號，并將采集的驅動信號發(fā)送給動力學仿真計算機作為仿真軟件的輸入信息；
[0024]信號源：接收動力學仿真計算機仿真輸出的衛(wèi)星姿態(tài)和軌道仿真結果，對接收到的衛(wèi)星姿態(tài)和軌道仿真結果進行敏感器模型逆運算，逆運算結果作為星上姿軌控分系統(tǒng)中敏感器的輸入信息；
[0025]仿真控制計算機：仿真開始前通過人機接口軟件向動力學仿真計算機發(fā)送動力學設置指令，仿真時通過人機接口軟件實時觀測仿真軟件的運行過程，并對動力學仿真計算機輸出的衛(wèi)星姿態(tài)和軌道動力學仿真結果進行分析；
[0026]測控計算機：向姿軌控分系統(tǒng)中姿軌控計算機發(fā)送遙控指令用于控制姿軌控分系統(tǒng)的運行狀態(tài)，同時測量姿軌控分系統(tǒng)中姿軌控計算機產生的遙測數(shù)據(jù)。
[0027]姿軌控分系統(tǒng)由姿軌控計算機、敏感器和執(zhí)行機構組成。姿軌控分系統(tǒng)負責建立正常在軌飛行狀態(tài)，模擬天線正常工作需要的軌道和姿態(tài)條件；整星全動量管理功能測試系統(tǒng)負責進行衛(wèi)星姿態(tài)和軌道動力學仿真，與姿軌控分系統(tǒng)完成信息交互，構成星地閉環(huán)測試系統(tǒng)。
[0028]以海洋二號實際應用為例，詳細說明測試操作步驟如下：
[0029](I)測控計算機向姿軌控分系統(tǒng)中姿軌控計算機發(fā)送遙控指令，使姿軌控分系統(tǒng)建立正常星敏高精度定姿模式，姿軌控分系統(tǒng)中執(zhí)行機構的合成角動量為零；
[0030](2) T時刻，衛(wèi)星上的天線起旋開始工作，假定天線轉動引起的角動量干擾方向為+Z方向，干擾角動量為Haz，如圖3所示；在T時刻，仿真控制計算機設置動力學仿真計算機中衛(wèi)星姿態(tài)和軌道動力學模型仿真軟件引入干擾角動量Haz，衛(wèi)星姿態(tài)和軌道動力學模型仿真軟件根據(jù)干擾角動量Haz計算該干擾條件下的星體姿態(tài)和軌道動力學變化；
[0031]天線啟動后，星體姿態(tài)動力學模型計算公式如下：
?· ·
[0032]I w + ff mu/ + H β + w X (Iw + M mif H ：q) ~ T (式丄）
[0033]其中，I為衛(wèi)星本體轉動慣量矩陣，w為衛(wèi)星慣性姿態(tài)角速度矢量，Hfflw為執(zhí)行機構轉動角動量矢量、Ha為天線轉動角動量矢量，為已知執(zhí)行機構轉動引起的阻力矩矢
J i iti W
量，Ha為天線轉動引起的阻力矩矢量，T為執(zhí)行機構產生的控制力矩和軌道干擾力矩之矢
?φ
量合。I> Hmw Ha H?、Ha、w、T為已知參數(shù),僅余：為待求量。將各項變量進行矢量展
、t.4 ^>1
開并代入式1，可得到天線轉動工作后，衛(wèi)星姿態(tài)動力學模型計算公式如下：
【權利要求】
1.一種整星全動量管理功能測試系統(tǒng)，其特征在于：由信號源、動力學仿真計算機、數(shù)據(jù)采集計算機、仿真控制計算機和測控計算機組成， 動力學仿真計算機：安裝衛(wèi)星姿態(tài)和軌道動力學模型仿真軟件，仿真時，按照仿真控制計算機發(fā)送的動力學設置指令對衛(wèi)星姿態(tài)和軌道動力學模型進行設置，根據(jù)數(shù)據(jù)采集計算機轉發(fā)的驅動信號進行衛(wèi)星姿態(tài)和軌道動力學仿真計算，輸出衛(wèi)星姿態(tài)和軌道動力學仿真結果; 數(shù)據(jù)采集計算機：實時采集姿軌控分系統(tǒng)中執(zhí)行機構產生的驅動信號，并將采集的驅動信號發(fā)送給動力學仿真計算機作為仿真軟件的輸入信息； 信號源：接收動力學仿真計算機仿真輸出的衛(wèi)星姿態(tài)和軌道仿真結果，對接收到的衛(wèi)星姿態(tài)和軌道仿真結果進行敏感器模型逆運算，逆運算結果作為星上姿軌控分系統(tǒng)中敏感器的輸入信息； 仿真控制計算機：仿真開始前通過人機接口軟件向動力學仿真計算機發(fā)送動力學設置指令，仿真時通過人機接口軟件實時觀測仿真軟件的運行過程，并對動力學仿真計算機輸出的衛(wèi)星姿態(tài)和軌道動力學仿真結果進行分析； 測控計算機：向姿軌控分系統(tǒng)中姿軌控計算機發(fā)送遙控指令用于控制姿軌控分系統(tǒng)的運行狀態(tài)，同時測量姿軌控分系統(tǒng)中姿軌控計算機產生的遙測數(shù)據(jù)。
2.—種整星全動量管理功能測試方法，其特征在于步驟如下： (1)測控計算機向姿軌控分系統(tǒng)中姿軌控計算機發(fā)送遙控指令，使姿軌控分系統(tǒng)建立正常星敏高精度定姿模式，姿軌控分系統(tǒng)中執(zhí)行機構的合成角動量為零； (2)T時刻，衛(wèi)星上的天線起旋開始工作，假定天線轉動引起的角動量干擾方向為+Z方向，干擾角動量為Haz ;在T時刻，仿真控制計算機設置動力學仿真計算機中衛(wèi)星姿態(tài)和軌道動力學模型仿真軟件引入干擾角動量Haz，衛(wèi)星姿態(tài)和軌道動力學模型仿真軟件根據(jù)干擾角動量Haz計算該干擾條件下的星體姿態(tài)和軌道動力學變化；在T時刻，測控計算機再次向姿軌控分系統(tǒng)中姿軌控計算機發(fā)送遙控指令，命令姿軌控分系統(tǒng)進入整星全動量管理模式，并通過姿軌控計算機設置執(zhí)行機構的合成角動量為Haz，沿-Z方向； (3)測控計算機通過遙測數(shù)據(jù)檢測執(zhí)行機構的工作情況，直至執(zhí)行機構的合成角動量達到遙控指令設定值，整星全動量管理模式進入穩(wěn)定運行狀態(tài)； (4)衛(wèi)星星體姿態(tài)穩(wěn)定后，仿真控制計算機分析動力學仿真計算機輸出的衛(wèi)星姿態(tài)和軌道動力學仿真結果，通過判讀姿態(tài)和動力學仿真結果的變化范圍和均方根大小確定整星全動量管理模式下衛(wèi)星星體姿態(tài)是否滿足設計指標； (5)測控計算機發(fā)送遙控指令使姿軌控分系統(tǒng)退出模擬飛行模式，測試完成。
【文檔編號】G05B17/02GK103488166SQ201310446444
【公開日】2014年1月1日 申請日期:2013年9月26日 優(yōu)先權日:2013年9月26日
【發(fā)明者】凌瓊, 張雷, 王大偉, 周劍敏, 劉鶴, 姜洋, 譚志云, 矯軻, 趙陽, 傅曉晶, 梁瑞東 申請人:北京空間飛行器總體設計部