基于導(dǎo)星電子星圖模擬器的衛(wèi)星控制系統(tǒng)半物理試驗(yàn)方法

李津淞，劉 爽，李 東，秦根健，王 磊

(中國(guó)科學(xué)院微小衛(wèi)星創(chuàng)新研究院，上海 201210)

衛(wèi)星的姿態(tài)確定技術(shù)是航天控制的主要組成部分，一直是航天工作者關(guān)注的重點(diǎn)[1]。隨著航天事業(yè)的蓬勃發(fā)展，隨之而來(lái)的就是對(duì)航天任務(wù)要求的提升，如任務(wù)越來(lái)越復(fù)雜、對(duì)衛(wèi)星的指向精度指向穩(wěn)定度的要求越來(lái)越高等。為了完成高精度高穩(wěn)定度控制，對(duì)于衛(wèi)星控制系統(tǒng)而言，姿態(tài)確定的精度要求也隨之提高。先進(jìn)天基太陽(yáng)天文臺(tái)(advanced space-based solar observatory, ASO-S)衛(wèi)星控制系統(tǒng)的主要任務(wù)是實(shí)現(xiàn)高精度、高穩(wěn)定度對(duì)日指向控制[2]。ASO-S衛(wèi)星的科學(xué)載荷中, 白光望遠(yuǎn)鏡(white-light wolar telescope, WST)前端配置了太陽(yáng)導(dǎo)行鏡(guide telescope, GT)穩(wěn)像系統(tǒng), 通過(guò)數(shù)學(xué)仿真驗(yàn)證, 基于GT測(cè)量值的姿態(tài)控制器在非衛(wèi)星-太陽(yáng)方向的絕對(duì)指向精度優(yōu)于2″、相對(duì)姿態(tài)穩(wěn)定度優(yōu)于1(″)/60 s。高分七號(hào)衛(wèi)星[3]要求控制系統(tǒng)具有0.001°的姿態(tài)確定精度，三軸姿態(tài)穩(wěn)定度要求實(shí)現(xiàn)10-4(°)/s。高分七號(hào)衛(wèi)星對(duì)控制系統(tǒng)的姿態(tài)測(cè)量精度、姿態(tài)控制精度和穩(wěn)定度和地面驗(yàn)證方面都提出了更高的要求。文獻(xiàn)[4]介紹的微型X射線太陽(yáng)光譜儀衛(wèi)星(miniature X-ray solar spectrometer，MinXSS)研究太陽(yáng)發(fā)出的軟X射線，通過(guò)在軌驗(yàn)證，姿態(tài)控制精度x、y、z軸控制精度分別達(dá)到了0.004 2°、0.011 7°和0.006°，姿態(tài)控制穩(wěn)定度x、y、z軸達(dá)到了0.018 3(°)/10 s、0.007 3(°)/10 s 和0.010 5(°)/10 s。

中法天文衛(wèi)星SVOM(space-based multi-band variable objects monitor)工程的主要任務(wù)是研制一顆能夠承載多種高能波段探測(cè)器，為了更高精度的姿態(tài)測(cè)量，在衛(wèi)星載荷望遠(yuǎn)鏡上增設(shè)了精密制導(dǎo)敏感器(fine guidance sensor，F(xiàn)GS)。分析表明，F(xiàn)GS的姿態(tài)測(cè)量精度可以達(dá)到亞角秒[5]。衛(wèi)星控制系統(tǒng)半物理仿真比數(shù)學(xué)仿真有更高的可信度，是高精度高穩(wěn)定度衛(wèi)星控制系統(tǒng)研制中的重要環(huán)節(jié)[6]。半物理仿真將整個(gè)衛(wèi)星控制系統(tǒng)的部分或者全部部件和星務(wù)計(jì)算機(jī)與仿真設(shè)備連接成一個(gè)仿真回路，用以檢驗(yàn)系統(tǒng)的實(shí)際功能和性能[7-11]。

綜上，中外從大型衛(wèi)星到立方星，從太陽(yáng)觀測(cè)衛(wèi)星到遙感成像衛(wèi)星，都對(duì)衛(wèi)星指向精度和指向穩(wěn)定度提出了較高的要求，這些約束有的來(lái)自衛(wèi)星平臺(tái)，有的來(lái)自載荷的約束。這些強(qiáng)約束使得衛(wèi)星控制系統(tǒng)不得不采用高精度敏感器，進(jìn)而提高姿態(tài)測(cè)量精度。同時(shí)，采用多敏感器信息融合、卡爾曼濾波等手段進(jìn)一步獲得更高精度的數(shù)據(jù)。

為了驗(yàn)證高精度高穩(wěn)定度控制，現(xiàn)從兩方面進(jìn)行創(chuàng)新性設(shè)計(jì)和驗(yàn)證。一方面，由于FGS位于載荷望遠(yuǎn)鏡中，如果把載荷引入半物理閉環(huán)中，會(huì)耗費(fèi)巨大的成本，通過(guò)設(shè)計(jì)導(dǎo)星電子星圖模擬器，可以實(shí)現(xiàn)硬件上的互聯(lián)，通過(guò)軟件設(shè)計(jì)，可以獲得亞角秒級(jí)別的姿態(tài)輸出；另一方面，通過(guò)把高精度星敏感器、高精度陀螺、高精度控制反作用飛輪引入半物理閉環(huán)，配合導(dǎo)星電子星圖模擬器，綜合考慮衛(wèi)星時(shí)序、時(shí)延、誤差等因素，搭建全新的半物理試驗(yàn)系統(tǒng)。

1 控制系統(tǒng)組成

SVOM衛(wèi)星控制系統(tǒng)硬件部分主要由姿態(tài)敏感器、姿態(tài)控制器和執(zhí)行機(jī)構(gòu)三部分組成。

姿態(tài)敏感器由星敏感器、導(dǎo)星敏感器、陀螺組件、三軸磁強(qiáng)計(jì)和太陽(yáng)敏感器組成。姿態(tài)敏感器主要用于測(cè)量衛(wèi)星相對(duì)空間某一參考坐標(biāo)系的姿態(tài)。姿態(tài)控制器在星務(wù)計(jì)算機(jī)內(nèi)，用于綜合敏感器的測(cè)量信息，并依據(jù)控制規(guī)律解算出執(zhí)行機(jī)構(gòu)的控制輸入量。執(zhí)行機(jī)構(gòu)包括反作用飛輪組、磁力矩器、推力器?？刂葡到y(tǒng)硬件組成如圖1所示。

圖1 控制系統(tǒng)組成

2 導(dǎo)星電子星圖模擬器

導(dǎo)星電子星圖模擬器，模擬SVOM衛(wèi)星中載荷相機(jī)光學(xué)鏡頭及FGS電荷耦合器件(charge-coupled device,CCD)圖像探測(cè)的成像輸出功能，為FGS載荷計(jì)算機(jī)圖像處理提供具有特征噪聲和星點(diǎn)信號(hào)的全幅或開(kāi)窗圖像。該模擬器設(shè)計(jì)可以實(shí)現(xiàn)半物理試驗(yàn)過(guò)程中星上單機(jī)的互聯(lián)。

導(dǎo)星電子星圖模擬器主要由上位機(jī)、圖像轉(zhuǎn)接板和操作運(yùn)算軟件組成，圖像轉(zhuǎn)換板包括配套接口和圖像處理模塊。導(dǎo)星電子星圖模擬器硬件結(jié)構(gòu)圖如圖2所示，導(dǎo)星電子星圖模擬器軟件圖如圖3所示。

圖2 導(dǎo)星電子星圖模擬器硬件結(jié)構(gòu)圖

圖3 導(dǎo)星電子星圖模擬器軟件圖

導(dǎo)星電子星圖模擬器的性能指標(biāo)如下。

(1)光學(xué)視場(chǎng):12.7′×12.7′(單個(gè)CCD)，偏離視場(chǎng)中心x方向±0.567 8°。

(2)光譜范圍:400～650 nm(藍(lán)波段)。

(3)窗口數(shù)量:每個(gè)CCD 1～4個(gè)。

(4)窗口大小:60 pixel×60 pixel，15 pixel×15 pixel。

(5)數(shù)據(jù)輸出頻率:1 Hz，2 Hz(跟蹤模式)。

(6)單個(gè)CCD大小:1 024 pixel×1 024 pixel。

(7)像元尺寸:13 μm。

導(dǎo)星電子星圖模擬器主要功能指標(biāo)如下。

(1)根據(jù)姿態(tài)指向信號(hào)，生成對(duì)應(yīng)天區(qū)和探測(cè)要求的真實(shí)或模擬的星空?qǐng)D像，圖像包括恒星以及噪聲和誤差，通過(guò)串行LVDS接口將圖像發(fā)送給外部設(shè)備。

(2)能夠接收CAN總線模式切換指令，根據(jù)指令調(diào)整圖像探測(cè)模式(全圖或開(kāi)窗，成像模式或定標(biāo)模式)。

(3)能夠通過(guò)CAN總線接收?qǐng)D像參數(shù)設(shè)置指令，根據(jù)指令調(diào)整軟件參數(shù)。

(4)能夠通過(guò)LVDS接口接收秒脈沖信號(hào)，并實(shí)現(xiàn)時(shí)鐘同步。

(5)具有操作和顯示界面，能夠?qū)崿F(xiàn)參數(shù)預(yù)設(shè)和圖像監(jiān)視功能。

(6)提供相關(guān)的底層驅(qū)動(dòng)及模塊的軟件接口，片選接口。

3 半物理仿真系統(tǒng)組成

半物理仿真系統(tǒng)由衛(wèi)星姿軌控地面綜合測(cè)試系統(tǒng)、星務(wù)計(jì)算機(jī)、載荷計(jì)算機(jī)、反作用飛輪A、導(dǎo)星電子星圖模擬器、星敏感器C及相應(yīng)的光學(xué)星圖模擬器、光纖陀螺A、三軸轉(zhuǎn)臺(tái)、接口電纜、數(shù)據(jù)操作及監(jiān)視界面及數(shù)據(jù)庫(kù)服務(wù)器等組成，如圖4所示。

圖4 半物理試驗(yàn)現(xiàn)場(chǎng)設(shè)備展開(kāi)圖

衛(wèi)星姿軌控地面綜合測(cè)試系統(tǒng)主要由動(dòng)力學(xué)仿真機(jī)和單機(jī)接口仿真設(shè)備組成。動(dòng)力學(xué)仿真機(jī)運(yùn)行動(dòng)力學(xué)仿真程序，在實(shí)時(shí)系統(tǒng)中運(yùn)行。接口仿真機(jī)實(shí)現(xiàn)姿軌控單機(jī)電信號(hào)的接口仿真。

星務(wù)計(jì)算機(jī)在本次半物理仿真試驗(yàn)過(guò)程中作為控制器，采集敏感器信息，并輸出控制指令，作用于執(zhí)行機(jī)構(gòu)。

載荷計(jì)算機(jī)在半物理試驗(yàn)中接收導(dǎo)星電子星圖模擬器的信息，經(jīng)過(guò)計(jì)算處理后，將姿態(tài)信息輸出給星務(wù)計(jì)算機(jī)。

反作用飛輪A最大角動(dòng)量15 N·m·s(在轉(zhuǎn)速為±2 000 r/min)，調(diào)速范圍±2 000 r/min，輸出反作用力矩(絕對(duì)值)：>0.215 N·m(在轉(zhuǎn)速為2 000 r/min)，通過(guò)星務(wù)計(jì)算機(jī)實(shí)現(xiàn)12位高精度力矩控制。

星敏感器C測(cè)量精度為(3，3，28)″，角速度限制≤1.5(°)/s。光學(xué)星圖模擬器提供成光星敏光學(xué)激勵(lì)信號(hào)。

光纖陀螺A在角速度小于0.6(°)/s的情況下，測(cè)量精度小于5×10-5(°)/s，隨機(jī)游走系數(shù)優(yōu)于0.000 7(°)/h1/2，標(biāo)度因數(shù)重復(fù)性優(yōu)于1×10-4。

三軸轉(zhuǎn)臺(tái)接收動(dòng)力學(xué)提供的角速度信息并提供光纖陀螺轉(zhuǎn)速激勵(lì)信號(hào)，三軸轉(zhuǎn)臺(tái)角速度輸出精度小于1×10-5(°)/s，通過(guò)光纖反射內(nèi)存網(wǎng)實(shí)現(xiàn)與動(dòng)力學(xué)仿真機(jī)之間快速數(shù)據(jù)傳輸，時(shí)延小于400 ns。

整個(gè)半物理試驗(yàn)正確合理的關(guān)鍵在于整個(gè)試驗(yàn)系統(tǒng)的性能配置機(jī)誤差控制是否合理，是否與系統(tǒng)能要要求相匹配，并能真實(shí)反映在軌特性。在試驗(yàn)前需要詳細(xì)分析誤差來(lái)源及其對(duì)整個(gè)試驗(yàn)的影響。

誤差來(lái)源主要分為兩大部分，第一部分是星上誤差，是控制系統(tǒng)在軌所具有的，在系統(tǒng)設(shè)計(jì)時(shí)已完成了評(píng)估分析。而第二部分是地面試驗(yàn)系統(tǒng)的誤差，是構(gòu)建仿真系統(tǒng)以及試驗(yàn)方法所帶來(lái)的，需要分析說(shuō)明。

(1)地面軌道由衛(wèi)星工具套件(systems tool kit,STK)仿真生成，與星上理論軌道一致，唯一不同在于星上軌道外推時(shí)，有一定誤差，位置誤差小于1.5 km，速度誤差小于1.4 m/s，可以忽略不計(jì)。

(2)環(huán)境模型誤差，模型精度要求重點(diǎn)在高精度對(duì)于星圖模型的影響，需要在星敏感器及光學(xué)星模指標(biāo)測(cè)試中進(jìn)行驗(yàn)證。

(3)對(duì)于轉(zhuǎn)臺(tái)誤差、閉環(huán)采樣時(shí)差，均反映在各個(gè)模擬通道中，可以通過(guò)實(shí)時(shí)、動(dòng)態(tài)比較姿軌控仿真機(jī)給敏感器發(fā)出數(shù)據(jù)，以及該數(shù)據(jù)經(jīng)過(guò)整個(gè)模擬通道以后，星上所采獲的相應(yīng)數(shù)據(jù)，兩者差異為以上誤差的集成。

(4)執(zhí)行部件反作用飛輪A，試驗(yàn)通道誤差主要為地測(cè)采樣精度誤差，地測(cè)通道的采集精度為16位，高于星務(wù)計(jì)算機(jī)的12位采集精度，此精度不會(huì)影響試驗(yàn)評(píng)估結(jié)果。

(5)半物理試驗(yàn)通信所造成的時(shí)延誤差，可以通過(guò)比較動(dòng)力學(xué)仿真機(jī)與星務(wù)計(jì)算機(jī)運(yùn)算的轉(zhuǎn)折電比較，獲得時(shí)延值。

以上時(shí)延誤差分析可以看出，整個(gè)時(shí)延的誤差主要集中在敏感器通道，需要進(jìn)行星敏感器及光學(xué)星模指標(biāo)測(cè)試和陀螺及三維轉(zhuǎn)臺(tái)指標(biāo)測(cè)試。

4 試驗(yàn)項(xiàng)目

半物理仿真試驗(yàn)內(nèi)容包括姿軌控功能測(cè)試和性能測(cè)試，重點(diǎn)關(guān)注單機(jī)實(shí)物接入后閉環(huán)后，正常模式和故障模式下衛(wèi)星的定姿精度、控制精度的變化及模式切換的變化，給出系統(tǒng)的性能指標(biāo)估計(jì)。

4.1 星敏感器及光學(xué)星模指標(biāo)測(cè)試

動(dòng)力學(xué)仿真機(jī)輸出常值衛(wèi)星本體慣性四元數(shù)，模擬衛(wèi)星慣性指向，如表1所示，動(dòng)態(tài)光學(xué)星模擬器乘以安裝矩陣后，將對(duì)應(yīng)天區(qū)的星圖投射到星敏感器光學(xué)鏡頭前，星敏感器輸出姿態(tài)給星務(wù)計(jì)算機(jī)，星務(wù)計(jì)算機(jī)乘以安裝四元數(shù)后結(jié)果與輸入四元數(shù)比較得到誤差。

表1 星敏感器測(cè)試四元數(shù)列表

4.2 陀螺及三維轉(zhuǎn)臺(tái)指標(biāo)測(cè)試

動(dòng)力學(xué)仿真機(jī)輸出特定衛(wèi)星本體角速度，如表2 所示，三維轉(zhuǎn)臺(tái)通過(guò)外框、中框、內(nèi)框的轉(zhuǎn)動(dòng)抵消低速并模擬此角速度，光纖陀螺輸出角速度給星務(wù)計(jì)算機(jī)，星務(wù)計(jì)算機(jī)下傳角速度結(jié)果與輸入角速度比較得到誤差。

表2 陀螺測(cè)試角速度列表

4.3 姿控閉環(huán)測(cè)試

設(shè)置衛(wèi)星入軌條件，依次模擬仿真速率阻尼-帆板展開(kāi)-太陽(yáng)捕獲-入軌對(duì)日定向-任務(wù)對(duì)日定向入軌流程；設(shè)置任務(wù)四元數(shù)目標(biāo)穩(wěn)定控制指向，模擬試驗(yàn)基于FGS的高穩(wěn)定姿態(tài)仿真測(cè)試。

5 試驗(yàn)結(jié)果

5.1 星敏感器及光學(xué)星模指標(biāo)測(cè)試

根據(jù)表1測(cè)試要求，分別對(duì)六組四元數(shù)進(jìn)行測(cè)量誤差分析，星敏感器C對(duì)(0.707，0.707，0，0)精度測(cè)試結(jié)果如圖5所示。匯總?cè)绫?所示。

圖5 衛(wèi)星姿態(tài)(0.707,0.707,0,0)星敏C姿態(tài)測(cè)量偏差曲線

表3 星敏感器C姿態(tài)測(cè)量偏差匯總

星敏感器C動(dòng)態(tài)測(cè)量精度滿足其技術(shù)指標(biāo)需求(3，3，28)″，動(dòng)力學(xué)仿真機(jī)和光學(xué)星模所產(chǎn)生的誤差對(duì)星敏感器C的精度指標(biāo)影響在要求范圍內(nèi)。

5.2 陀螺及三維轉(zhuǎn)臺(tái)指標(biāo)測(cè)試

根據(jù)表2測(cè)試要求，分別對(duì)六組角速度進(jìn)行測(cè)量誤差分析，陀螺精度測(cè)試結(jié)果如圖6所示。匯總?cè)绫?所示。

表4 陀螺A角速度測(cè)量偏差匯總

圖6 衛(wèi)星角速度(0，0，0)，陀螺A角速度測(cè)量偏差曲線

陀螺及三維轉(zhuǎn)臺(tái)測(cè)量精度在小角速度[<0.01(°)/s]下基本滿足5×10-4(°)/s的測(cè)量精度要求，隨著動(dòng)力學(xué)輸出角速度增大，三維轉(zhuǎn)臺(tái)在角速度跟蹤上誤差較大，造成真實(shí)陀螺測(cè)試的角速度測(cè)量結(jié)果增大。在半物理?xiàng)l件下，主要驗(yàn)證小角速度下的測(cè)量精度，動(dòng)力學(xué)仿真機(jī)和三維轉(zhuǎn)臺(tái)所產(chǎn)生的誤差對(duì)到光纖陀螺A精度的影響同樣在要求范圍內(nèi)。

5.3 姿控半物理閉環(huán)測(cè)試

5.3.1 入軌過(guò)程

入軌條件：初始姿態(tài)角(-3，-65，-3)°，初始角速度(0.1，0，0)(°)/s。由于入軌階段算法較成熟，初始角速度設(shè)置處置較小。

控制系統(tǒng)對(duì)星務(wù)計(jì)算機(jī)的軟件需求提出，衛(wèi)星分離30 s滿足小于1.5(°)/s角速度要求，展開(kāi)帆板20 s，之后50 s滿足小于0.5(°)/s角速度進(jìn)入衛(wèi)星太陽(yáng)捕獲，太陽(yáng)角小于10°時(shí)，進(jìn)入入軌對(duì)日定向模式。

圖7中，入軌角速度較小，入軌執(zhí)行磁控速率阻尼，30 s以后，三軸角速度都小于1.5(°)/s執(zhí)行帆板展開(kāi)，帆板展開(kāi)20 s執(zhí)行機(jī)構(gòu)不工作。50 s角速度小于0.5(°)/s后反作用飛輪起旋如圖9所示。300 s完成了太陽(yáng)角小于10°，如圖8所示。進(jìn)入入軌對(duì)日定向模式，保證能源供給，等待任務(wù)或地面指令干預(yù)。

圖7 入軌過(guò)程衛(wèi)星角速度變化

圖8 入軌過(guò)程衛(wèi)星帆板法線與太陽(yáng)矢量夾角變化

圖9 衛(wèi)星入軌過(guò)程反作用輪轉(zhuǎn)速變化

5.3.2 姿態(tài)機(jī)動(dòng)到高穩(wěn)定指向

衛(wèi)星由對(duì)日定向轉(zhuǎn)任務(wù)模式，進(jìn)入常規(guī)指向模式，設(shè)計(jì)姿態(tài)機(jī)動(dòng)導(dǎo)引率，衛(wèi)星由常規(guī)指向q0(0.524 3，0.774 7，0.041 9，0.351 1)經(jīng)過(guò)姿態(tài)機(jī)動(dòng)轉(zhuǎn)入高穩(wěn)定度指向q1(0.992 4，0.007 596，0.086 824，0.086 824)。

圖10為姿態(tài)機(jī)動(dòng)前后四元數(shù)變化曲線，300 s完成姿態(tài)機(jī)動(dòng)轉(zhuǎn)入高穩(wěn)定度指向模式。

圖10 衛(wèi)星姿態(tài)機(jī)動(dòng)四元數(shù)曲線

高穩(wěn)定度指向模式下使用FGS作為相對(duì)姿態(tài)測(cè)量敏感器，穩(wěn)定度達(dá)到10(″)/10 s FGS開(kāi)機(jī)，進(jìn)入全圖捕獲，捕獲成功后進(jìn)入60 pixel×60 pixel開(kāi)窗模式，穩(wěn)定度滿足2(″)/10 s后進(jìn)入15 pixel×15 pixel開(kāi)小窗模式，圖11從宏觀上描述了衛(wèi)星10 s姿態(tài)機(jī)動(dòng)前后相對(duì)指向誤差(relative pointing error，RPE)曲線，圖12通過(guò)圖11曲線放大得到，重點(diǎn)關(guān)注高穩(wěn)定度指向階段姿態(tài)曲線，x軸為光軸RPE較大，非光軸y、z軸RPE達(dá)到2(″)/10 s。

圖11 衛(wèi)星10 s姿態(tài)穩(wěn)定度(RPE10)

圖12 衛(wèi)星10 s姿態(tài)穩(wěn)定度RPE10[y、z軸達(dá)到2(″)/10 s]

y、z軸RPE達(dá)到2(″)/10 s，后FGS進(jìn)入15 pixel×15 pixel開(kāi)小窗模式，最終穩(wěn)定度達(dá)到5(″)/100 s，如圖13和圖14所示。

圖13 衛(wèi)星100 s姿態(tài)穩(wěn)定度(RPE100)

圖14 衛(wèi)星100 s姿態(tài)穩(wěn)定度RPE100[y、z軸達(dá)到5(″)/100 s]

圖15表明，F(xiàn)GS進(jìn)入15 pixel×15 pixel開(kāi)小窗模式，衛(wèi)星的三軸角速度達(dá)到1.8(″)/s。

圖15 衛(wèi)星三軸姿態(tài)角速度[y、z軸達(dá)到1.8(″)/s]

圖16表明，衛(wèi)星姿態(tài)機(jī)動(dòng)結(jié)束，姿控程序進(jìn)入“高穩(wěn)定度指向模式”后，導(dǎo)星星模及導(dǎo)星處理板工作，導(dǎo)星自主由全圖轉(zhuǎn)入60 pixel×60 pixel開(kāi)窗再進(jìn)入15 pixel×15 pixel開(kāi)窗穩(wěn)定一段時(shí)間。

圖16 導(dǎo)星工作模式變化曲線

同時(shí)，在15 pixel×15 pixel開(kāi)窗模式期間，本試驗(yàn)算例驗(yàn)證了姿控軟件及FGS單機(jī)對(duì)于FGS“全圖捕獲→60 pixel×60 pixel開(kāi)窗→15 pixel×15 pixel開(kāi)窗”的模式切換流程實(shí)施的正確性，并且10 s內(nèi)姿態(tài)穩(wěn)定度在現(xiàn)有硬件條件下y、z軸達(dá)到2(″)/10 s，即滿足FGS進(jìn)入開(kāi)小窗的穩(wěn)定度要求，同時(shí)，100 s內(nèi)穩(wěn)定度達(dá)到5(″)/100 s，角速度控制精度為1.8(″)/s。

6 結(jié)論

通過(guò)將導(dǎo)星電子星圖模擬器引入衛(wèi)星控制系統(tǒng)半物理仿真試驗(yàn)中，得到以下結(jié)論。

(1)對(duì)具有高精度實(shí)物單機(jī)星敏感器C、陀螺A、FGS、反作用輪A的姿態(tài)任務(wù)模式的功能及性能進(jìn)行了驗(yàn)證與研究。

(2)FGS模式由全圖捕獲模式轉(zhuǎn)到60 pixel×60 pixel開(kāi)窗模式，又進(jìn)入15 pixel×15 pixel開(kāi)窗模式，F(xiàn)GS切換邏輯驗(yàn)證了模式切換流程的正確性。

(3)在地面半物理?xiàng)l件下，可以達(dá)到FGS進(jìn)入開(kāi)小窗條件，y、z軸穩(wěn)定度達(dá)到2(″)/10 s 及5(″)/100 s。