電子星模在衛(wèi)星控制系統(tǒng)閉環(huán)測試中的應(yīng)用

(北京軒宇空間科技有限公司，北京 100190)

0 引言

電子星模是一種常用的信號源，其作用是向星敏提供星圖，主要用于對星敏的各種測試中[1]，但這里的星圖并不是一成不變的，時常要根據(jù)實際的需要進行動態(tài)變化。例如為了更加充分的對控制系統(tǒng)星敏在軌工作情況進行全面的測試驗證,需要采用電子星模作為星敏的動態(tài)激勵源[2]，進行衛(wèi)星控制分系統(tǒng)閉環(huán)測試[3]，該方法可更真實的在地面測試階段對控制分系統(tǒng)星敏的工作情況進行驗證[4]，但此方法在實際應(yīng)用時對產(chǎn)品的物理安裝要求苛刻，很難保證系統(tǒng)的實際安裝滿足閉環(huán)測試條件，而星敏又是對姿態(tài)精確測量的敏感器，因此需要需要精確校準(zhǔn)，為精確實現(xiàn)對星敏的動態(tài)激勵與采集，需要設(shè)計旋轉(zhuǎn)支架對動態(tài)星模進行精確調(diào)整，進而控制星模輸出理想星圖，由此看出，電子星模安裝擺放的位置直接影響到星敏測量輸出的控制系統(tǒng)能否正常工作，提高星模輸出星圖的準(zhǔn)確性直接關(guān)系到控制系統(tǒng)中星敏的測量精度，影響控制分系統(tǒng)性能指標(biāo)的實現(xiàn)[5]。傳統(tǒng)的方式是通過調(diào)整支架，對星模輸出進行標(biāo)定。該方法實現(xiàn)起來費時費力且精度不高。

本文通過靜態(tài)的方式建立星模安裝補償矩陣，并通過動態(tài)補償?shù)姆绞酵瓿砷]環(huán)測試，比起調(diào)整支架的方式閉環(huán)測試的精度更高。首先需要靜態(tài)的將電子星模的光軸和星敏的光軸調(diào)整一致，并且保證在整個測試中物理位置擺放保持不變，地面動力學(xué)靜態(tài)的輸出固定的四元數(shù)，通過電子星模輸出星圖，星敏進行采集，并將采集到的四元數(shù)反饋給控制計算機，通過控制計算機遙測輸出的星敏四元數(shù)與地面動力學(xué)設(shè)置輸出的四元數(shù)進行比對，計算出星敏的安裝偏差矩陣，將該矩陣引入到系統(tǒng)閉環(huán)測試中。

試驗過程中提取了相應(yīng)的試驗數(shù)據(jù)并進行了分析計算。該測試方法在工程應(yīng)用中具有優(yōu)勢。

1 測試系統(tǒng)設(shè)計

由于星敏是一種精確姿態(tài)測量敏感器，對動態(tài)星模的星圖輸出必然要求很高，本文涉及到某型號衛(wèi)星控制分系統(tǒng)采用三星敏進行姿態(tài)確定，且該型號中星敏是衛(wèi)星姿態(tài)確定的唯一姿態(tài)敏感器，星敏測量姿態(tài)的準(zhǔn)確與否直接影響到衛(wèi)星在軌工作情況，因此采用電子星模對星敏在閉環(huán)系統(tǒng)的工作情況進行地面驗證是十分必要的。本系統(tǒng)引入電子星模進行控制分系統(tǒng)星敏引入到閉環(huán)系統(tǒng)中驗證[6]。

1.1 系統(tǒng)組成

該測試系統(tǒng)由星上產(chǎn)品三只星敏、中心控制單元計算機簡稱AOCC、地面動力學(xué)測試系統(tǒng)以及兩臺套電子星模組成。其中電子星模包括線路、探頭和上位機。電子星模線路將星圖信息和四元數(shù)信息進行匹配處理，電子星模的探頭輸出光軸對準(zhǔn)星敏光軸，光軸的同軸性可通過調(diào)整電子星模探頭支架保證，電子星模探頭的供電由電子星模線路提供，上位機用來接收地面動力學(xué)通過網(wǎng)絡(luò)按照約定的協(xié)議發(fā)送的四元數(shù)信息。AOCC計算機和星敏之間由電纜連接，AOCC計算機實時獲取當(dāng)前星敏采集到的姿態(tài)信息。AOCC和地面系統(tǒng)之間通過CAN總線交換信息，以保證地面系統(tǒng)實時可獲取星上計算機的各種遙測狀態(tài)。地面系統(tǒng)之間以及地面系統(tǒng)和動態(tài)星模上位機之間通過網(wǎng)絡(luò)進行信息交換。地面及星上系統(tǒng)連接如圖1所示。

圖1 系統(tǒng)連接示意圖

1.2 系統(tǒng)工作原理

地面測試系統(tǒng)運行實時操作系統(tǒng), 每個仿真周期都會模擬輸出慣性四元數(shù)信息, 電子星模根據(jù)輸入的慣性姿態(tài)數(shù)據(jù)，實時生成與該姿態(tài)對應(yīng)的星圖，并將該星圖轉(zhuǎn)換為數(shù)字視頻信號向星模探頭輸出，使星敏獲得所需要的電子圖像。地面動力學(xué)仿真周期10 ms，每10 ms就會更新姿態(tài)輸出數(shù)據(jù)，星敏的采樣周期200 ms，地面系統(tǒng)輸出的姿態(tài)頻率遠遠高于星敏采樣頻率，同時電子星?？蔀樾敲籼峁┎煌r下靜態(tài)、動態(tài)圖像供星敏識別，一方面可驗證星敏在控制系統(tǒng)中工作情況，另一方面通過電子星?？赡M光學(xué)系統(tǒng)殘差、暗電流、噪聲、溫度、雜光拖尾等因素的影響可驗證星敏在軌工作性能[7-8]。

2 電子星模在系統(tǒng)中的標(biāo)定方法

星敏在控制系統(tǒng)應(yīng)用中要對安裝矩陣進行裝訂，地面動力學(xué)模擬星敏輸出四元數(shù)也是按照預(yù)先設(shè)計的裝訂值進行設(shè)計輸出。實際系統(tǒng)閉環(huán)測試時存在一個問題，動力學(xué)理論計算輸出的四元數(shù)，通過網(wǎng)絡(luò)傳輸給電子星模轉(zhuǎn)換成電子圖像，再由星敏采集計算出的四元數(shù)并不一致。主要原因是實際測試過程中星敏的擺放位置很難保證星敏的橫軸與電子星模的探頭橫軸完全重合，導(dǎo)致星敏實際采集的電子圖像與理論電子圖像存在角度上的偏差，因此星敏采集到的四元數(shù)存在偏差，在系統(tǒng)閉環(huán)測試過程中嚴(yán)重影響系統(tǒng)測量精度的實現(xiàn)。

如果要應(yīng)用電子星模進行控制系統(tǒng)的閉環(huán)測試，就必須對系統(tǒng)內(nèi)的偏差進行有效補償。傳統(tǒng)的方式可通過調(diào)整探頭的方式，進行光軸對準(zhǔn)，但此方法無法精確的保證光軸對準(zhǔn)精度，為了解決此問題定義了所需要的變量，如表1所示。

表1 變量表

鑒于計算補償?shù)姆绞骄哂薪咏硐肽Ｐ蚚9]且易于實現(xiàn)的優(yōu)勢，本文通過靜態(tài)計算的方式實現(xiàn)，其中動力學(xué)理論輸出四元數(shù)[10-11]為q，動力學(xué)補償輸出四元數(shù)qx，下面對模型的輸入輸出、確定模型參數(shù)、模型計算、數(shù)據(jù)的傳遞等具體設(shè)計進行詳細(xì)介紹。

模型的輸入輸出。由于該模型的作用是為了計算星敏安裝偏差，進而進行控制輸出補償，因而將模型設(shè)計為單輸入單輸出模型，其輸入變量為動力學(xué)計算輸出星敏理論四元數(shù)，輸出變量為經(jīng)過星敏采集圖像計算輸出的測量四元數(shù)，兩者之間的差為星敏輸出偏差估計值，估計值達到一定精度后，可利用該偏差估計值對控制輸出進行按比例修正，即可得到理論的輸出結(jié)果。

確定模型參數(shù)。設(shè)置地面動力學(xué)輸出50組固定的慣性姿態(tài)數(shù)據(jù)q，通過該系統(tǒng)，星敏可以采集到50組固定的姿態(tài)數(shù)據(jù)qs，每一次采集都會有對應(yīng)的Δq產(chǎn)生，Δq是電子星模輸出q和星敏輸出qs之間的誤差。而在實際計算時，由于每組四元數(shù)都對應(yīng)著相應(yīng)的轉(zhuǎn)移矩陣，應(yīng)用公式(1)可計算出50組四元數(shù)對應(yīng)的Ddq，根據(jù)Ddq可計算輸出Δq。

Ddq=Dqs/Dq

(1)

當(dāng)系統(tǒng)的物理擺放位置不變時，Δq的值保持不變，而在實際的試驗過程當(dāng)中存在采集誤差、數(shù)據(jù)計算誤差等被引入到系統(tǒng)中，這是不可避免的，因此在進行模型修正設(shè)計時，控制誤差影響因子，是保證修正準(zhǔn)確的前提條件。實際系統(tǒng)中計算出的50次樣本誤差值并不完全一致是由于系統(tǒng)存在計算誤差造成的。為了提高模型的實現(xiàn)精度，我們將模型輸出的Δq進行均方差計算，通過數(shù)學(xué)篩選的方式提取其中80%的數(shù)據(jù)，并計算出平均值作為系統(tǒng)的偏差矩陣。

在閉環(huán)測試中每個仿真周期內(nèi)，都用偏差矩陣Ddq乘上動力學(xué)輸出的理論值Dq得到Dqx，即公式(2):

Dqx=Ddq·Dq

(2)

轉(zhuǎn)移矩陣Dqx推算出qx。經(jīng)過以上計算輸出了補償后的動態(tài)四元數(shù)qx。利用該修正后的四元數(shù)可輸出星圖，供星敏采集。

數(shù)據(jù)的傳遞。qx值通過地面測試網(wǎng)絡(luò)實時發(fā)送給電子星?？刂朴嬎銠C，電子星模線路將測試計算機接收的星敏四元數(shù)實時轉(zhuǎn)換出帶有偏差修正的電子星圖并輸出，星敏可通過電子星圖識別出當(dāng)前動力學(xué)輸出四元數(shù), 再通過星敏與AOCC的接口,將當(dāng)前四元數(shù)傳遞給AOCC, AOCC再通過遙測下傳的方式, 將當(dāng)前系統(tǒng)的姿態(tài)輸出到遙測界面上,我們通過對比轉(zhuǎn)換出的姿態(tài)和地面動力學(xué)輸出的姿態(tài)可確定該誤差補償?shù)那闆r是否滿足系統(tǒng)控制精度要求。

通過以上模型計算的方法可標(biāo)定出地面動力學(xué)輸出給電子星模的慣性姿態(tài)四元數(shù)，經(jīng)過標(biāo)定后的四元數(shù)輸出，可保證星敏采集到地面動力學(xué)理論姿態(tài)四元數(shù)，可保證衛(wèi)星控制分系統(tǒng)地面閉環(huán)測試的精度。在星敏和電子星模探頭擺放位置不變的情況下，該補償量不變，系統(tǒng)每次加斷電不需要重新進行系統(tǒng)標(biāo)定。

3 測試軟件設(shè)計

地面測試軟件需要按照控制周期產(chǎn)生的四元數(shù)進行閉環(huán)測試，因此要求產(chǎn)生的四元數(shù)滿足實時性要求。以下將通過軟件運行的環(huán)境，設(shè)計實現(xiàn)機理，數(shù)據(jù)流傳輸方向以及上位機軟件的設(shè)計實現(xiàn)幾個方面進行詳細(xì)介紹。

考慮到星敏在控制系統(tǒng)中快速姿態(tài)確定的特點，因此在設(shè)計地面動力學(xué)產(chǎn)生四元數(shù)到AOCC真正采集到四元數(shù)的過程要在AOCC的一個控制周期內(nèi)完成。VxWorks實時操作系統(tǒng)具有實時性好，系統(tǒng)本身開銷小的特點，其進程調(diào)度、進程間通訊、中斷處理等公用程序精煉而被廣泛應(yīng)用于各種實時性場景。VxWorks提供多任務(wù)機制中對任務(wù)的控制采用優(yōu)先搶占和輪轉(zhuǎn)調(diào)度機制，充分保證了可靠的實時性。基于VxWorks的以上優(yōu)點，地面測試系統(tǒng)運行VxWorks實時操作系統(tǒng)，地面動力學(xué)運算每10 ms根據(jù)當(dāng)前閉環(huán)激勵，產(chǎn)生一次敏感器輸出?？赏ㄟ^上位機界面將標(biāo)定后的誤差四元數(shù)寫入到動力學(xué)里，動力學(xué)在每次輸出四元數(shù)時自動引入誤差四元數(shù)計算輸出。底層軟件通過網(wǎng)絡(luò)轉(zhuǎn)發(fā)的方式按照和電子星模事先約定好的協(xié)議進行數(shù)據(jù)打包發(fā)送。

網(wǎng)絡(luò)輸出四元數(shù)設(shè)計。VxWorks內(nèi)核通過設(shè)備驅(qū)動程序調(diào)用硬件網(wǎng)口輸出，動力學(xué)計算輸出通過地址映射的方式寫入網(wǎng)口輸出緩存區(qū)。上位機軟件和VxWorks操作系統(tǒng)之間通過MultiProg軟件進行傳遞信息。其中MultiProg主要負(fù)責(zé)任務(wù)的調(diào)度、流程的實現(xiàn)以及相關(guān)數(shù)據(jù)的顯示。VxWorks主要負(fù)責(zé)驅(qū)動、模塊的封裝、算法的封裝、與主控機間的通信、與數(shù)據(jù)庫間的通訊。

圖2 數(shù)據(jù)流圖

模塊算法層在VxWorks內(nèi)運行動力學(xué)軟件根據(jù)閉環(huán)系統(tǒng)力矩計算星敏姿態(tài)四元數(shù)的計算，通過Firmware軟件進行模塊封裝。調(diào)度層主要為與上位機軟件通訊，通過上位機寫入的誤差引入指令和誤差四元數(shù)進行相關(guān)模塊算法的調(diào)度?？蓪⑾到y(tǒng)分為三層，分別為：驅(qū)動層、模塊算法層、調(diào)度層。其中驅(qū)動層通過在MultiProg 內(nèi)對數(shù)據(jù)寫內(nèi)存進行寫數(shù)據(jù)，將寫內(nèi)存映射到VxWorks內(nèi)，然后再在IO驅(qū)動寫中將數(shù)據(jù)寫入到相應(yīng)硬件輸出口。

上位機軟件界面采用VC++設(shè)計，示意圖如圖3所示，界面上設(shè)置有開始標(biāo)定按鈕、計算誤差四元數(shù)按鈕、引入誤差按鈕、目標(biāo)四元數(shù)、采樣四元數(shù)、誤差四元數(shù)。手動寫入目標(biāo)四元數(shù)，通過開始標(biāo)定按鈕，使系統(tǒng)通過總線讀回星上遙測輸出的采樣四元數(shù)，通過目標(biāo)四元數(shù)和采樣四元數(shù)計算輸出誤差四元數(shù)，點擊引入誤差按鈕，將誤差四元數(shù)寫入系統(tǒng)動力學(xué)中。地面動力學(xué)設(shè)置有誤差引入標(biāo)志，可通過上位機的引入誤差按鈕設(shè)置，當(dāng)該開關(guān)打開時，誤差四元數(shù)引入系統(tǒng)計算中，動力學(xué)默認(rèn)輸出的四元數(shù)是和誤差四元數(shù)組合計算后輸出的四元數(shù)。最終我們通過驗證此時地面動力學(xué)輸出的姿態(tài)信息和星上解算出的姿態(tài)信息來驗證。

圖3 軟件界面示意圖

4 動態(tài)星模系統(tǒng)試驗

在某衛(wèi)星控制分系統(tǒng)地面測試設(shè)備中，利用了上述模型對閉環(huán)控制系統(tǒng)進行靜態(tài)標(biāo)定，在測試過程中截取同一段時間內(nèi)的地面動力學(xué)輸出給星敏的理論數(shù)據(jù)和星敏采集到的姿態(tài)信息數(shù)據(jù)。

動力學(xué)設(shè)置輸出q：

將Ddq代入公式Dqx=Ddq·Dq，得到動態(tài)輸出的Dqx，經(jīng)50次標(biāo)定后，對Dqx進行均值化處理，將qe帶入到帶有電子星模的閉環(huán)測試中,如下列圖所示, 計算理論輸出和采集的四元數(shù)之間的誤差。

經(jīng)過標(biāo)定后采集值和理論值的誤差曲線如圖4～7所示，qe0代表動力學(xué)輸出的四元數(shù)q0和系統(tǒng)遙測輸出的四元數(shù)之差，最大誤差為0.0007。qe1代表動力學(xué)輸出的四元數(shù)q1和系統(tǒng)遙測輸出的四元數(shù)之差，最大誤差為0.0006。qe2代表動力學(xué)輸出的四元數(shù)q2和系統(tǒng)遙測輸出的四元數(shù)之差，最大誤差為0.0004。qe3代表動力學(xué)輸出的四元數(shù)q3和系統(tǒng)遙測輸出的四元數(shù)之差，最大誤差為0.0004。通過誤差曲線可以看出, 經(jīng)過標(biāo)定后的星敏誤差四元數(shù)的值最大為0.0007，小于0.07%，誤差值接近于零。對于閉環(huán)測試系統(tǒng)姿態(tài)確定影響可忽略不計。通過以上修正方法將系統(tǒng)閉環(huán)測試中的誤差計算出來并有效的消除，證明了該測試方法的實用性和有效性。

圖4 qe0

圖5 qe1

圖6 qe2

圖7 qe3

5 結(jié)論

本文設(shè)計了電子星模標(biāo)定數(shù)學(xué)模型，并以該模型為基礎(chǔ)設(shè)計修正測量方法，利用模型估計出星模安裝偏差，并按比例對安裝偏差進行補償。將電子星模應(yīng)用于衛(wèi)星控制分系統(tǒng)的閉環(huán)測試中，真實的在地面模擬了星敏在軌識別星圖確定姿態(tài)的工作情況。 消除了應(yīng)用電子星模地面測試存在的誤差，更充分驗證某衛(wèi)星控制系統(tǒng)方案的可行性提供了解決方法。該方法具有通用性，可廣泛應(yīng)用于控制系統(tǒng)閉環(huán)測試中。