北京三號A/B衛(wèi)星控制分系統(tǒng)設(shè)計與仿真驗證

許凡 何世民 邢林峰 傅秀濤 薛超 姚寧

(北京控制工程研究所,北京 100094)

北京三號A/B衛(wèi)星采用超敏捷、超穩(wěn)定、超精度的三超平臺,與以往遙感衛(wèi)星相比[1-2]具有指向精度高、穩(wěn)定度高的特點。在保證對衛(wèi)星正常高穩(wěn)定度飛行的同時,具備對衛(wèi)星大角度快速機動、快速穩(wěn)定的姿態(tài)敏捷控制能力和高精度高穩(wěn)定性姿態(tài)控制能力,大幅提升我國高分辨率遙感衛(wèi)星數(shù)據(jù)供給水平。

北京三號A/B衛(wèi)星控制分系統(tǒng)采用RS422、CAN、SPACEWIRE、1553B的總線體系,裝備新研測微敏感器、甚高精度星敏感器、中大型控制力矩陀螺等核心產(chǎn)品,并提供了多種成像模式,可實現(xiàn)沿任意航跡成像。

本文針對北京三號A/B衛(wèi)星的特點,首先介紹了北京三號A/B衛(wèi)星控制分系統(tǒng)的系統(tǒng)組成和主要工作模式,重點介紹高可靠SpaceWire通信設(shè)計方法和可靠性保障策略,搭建多級復(fù)合控制仿真驗證平臺并詳細闡述了上下平臺通信及時間同步設(shè)計,最后對衛(wèi)星功能進行試驗驗證。

1 控制系統(tǒng)簡介

1.1 系統(tǒng)組成

不同于傳統(tǒng)的遙感平臺,北京三號A/B衛(wèi)星控制分系統(tǒng)采用了多級復(fù)合控制系統(tǒng),在傳統(tǒng)衛(wèi)星的控制系統(tǒng)基礎(chǔ)上,增加了主動指向超靜平臺(VIPPS)作為二級控制,如圖1所示。

圖1 控制分系統(tǒng)組成框圖

圖2 基于確認機制的數(shù)據(jù)傳輸設(shè)計

主動指向超靜平臺使用的測微敏感器和渦流傳感器及指向隔振機構(gòu);控制器包括中心控制單元和主動指向超靜平臺控制單元。

VIPPS由主動指向超靜平臺控制單元(VIPPCU)、3S+1光纖測微敏感器、渦流位移傳感器線路、作動器組件組成。VIPPCU負責(zé)采集測微陀螺、渦流敏感測量信息,執(zhí)行超精超穩(wěn)超敏捷控制方案解算,輸出音圈電機控制電流,并與傳統(tǒng)控制分系統(tǒng)進行數(shù)據(jù)交互實現(xiàn)北京三號A/B衛(wèi)星上下平臺的復(fù)合控制。

為方便表示,將傳統(tǒng)控制分系統(tǒng)簡稱為下平臺,主動指向超靜平臺簡稱為上平臺。

控制分系統(tǒng)下平臺由中心控制單元(CCU)、姿態(tài)敏感器和執(zhí)行機構(gòu)組成。下平臺的姿態(tài)敏感器包括甚高精度星敏感器、平臺陀螺組件、一體化數(shù)字太陽敏感器和模擬太陽敏感器,執(zhí)行機構(gòu)包括控制力矩陀螺、磁力矩器、推進子系統(tǒng)。

控制分系統(tǒng)下平臺采用了RS422串口、CAN、1553B、SpaceWire的多總線設(shè)計。通過1553B總線與星敏、陀螺、控制力矩陀螺通信,通過RS422串口與數(shù)字太陽敏感器、高速串口、天線通信,通過CAN實現(xiàn)GPS秒脈沖校時,星務(wù)與CCU之間及VIPPCU與CCU之間采用SpaceWire總線通信。

1.2 主要工作模式

北京三號A/B衛(wèi)星具備沿任意航跡成像能力,除了傳統(tǒng)的主動段模式、入軌段控制模式、對日定向模式、偏置飛行模式、點對點機動模式、姿態(tài)/角速度預(yù)置模式、軌控模式、全姿態(tài)捕獲模式、無控模式,軟件還設(shè)置被動成像模式、主動推掃模式、空間目標跟蹤、曲線目標推掃模式。此外,北京三號B星根據(jù)面陣相機增加地面目標凝視跟蹤模式、空間目標凝視模式。

北京三號A/B衛(wèi)星根據(jù)陰影區(qū)和陽照區(qū)在對日定向模式和偏置飛行模式下切換。自主任務(wù)規(guī)劃算法處于待命狀態(tài),衛(wèi)星收到姿態(tài)機動任務(wù)后,通過對目標點或軌跡點進行姿態(tài)自主規(guī)劃并執(zhí)行,進入姿態(tài)機動模式(點對點姿態(tài)機動模式或者姿態(tài)/角速度預(yù)置模式),并在成像任務(wù)開始前進入目標模式(偏置飛行模式主動推掃模式、空間目標跟蹤、曲線目標推掃模式、地面目標凝視姿態(tài)跟蹤模式、空間目標凝視模式)。通過姿態(tài)預(yù)置及跟蹤過程中實時計算,可不受飛行軌跡的約束,拍攝任意航跡成像。

2 高可靠SpaceWire總線通信方法

傳統(tǒng)的星務(wù)系統(tǒng)采用1553B總線[3-5]、CAN總線[6-7]、串口等通信方式與控制系統(tǒng)進行數(shù)據(jù)交互。由于VIPPS控制周期短、傳輸數(shù)據(jù)量大、時效性要求高,傳統(tǒng)總線通信方式已無法滿足當前需求。SpaceWire總線[8-9]是一種全雙工、點對點、串行的高速數(shù)據(jù)總線標準,相比傳統(tǒng)總線通信方式具有傳輸速率高、靈活性強等特點。北京三號A/B衛(wèi)星創(chuàng)新性地采用SpaceWire總線完成衛(wèi)星平臺的通信,既包括控制系統(tǒng)與主動指向超靜平臺的通信,也包括星務(wù)系統(tǒng)與控制系統(tǒng)的通信。SpaceWire鏈路接口根據(jù)設(shè)備冗余關(guān)系進行完全備份,采用BM4802芯片作為接口芯片,鏈路發(fā)送速率統(tǒng)一為50Mbit/s,保障有效數(shù)據(jù)的高速率高可靠傳輸。

2.1 基于確認機制的數(shù)據(jù)傳輸設(shè)計

傳統(tǒng)SpaceWire傳輸方法基于無確認數(shù)據(jù)傳輸,通信可靠性設(shè)計不足,無法保證數(shù)據(jù)包完整收發(fā)。北京三號A/B衛(wèi)星控制分系統(tǒng)根據(jù)SpaceWire總線傳輸?shù)奶攸c,設(shè)計了基于確認機制的高可靠的數(shù)據(jù)傳輸方法,通過收發(fā)雙方的確認機制和多重校驗保障數(shù)據(jù)傳輸完整性。

北京三號A/B衛(wèi)星控制分系統(tǒng)通過提取握手信號、握手計數(shù)、數(shù)據(jù)長度、數(shù)據(jù)類型及校驗和,對傳輸數(shù)據(jù)內(nèi)容進行了有效識別和描述。有效數(shù)據(jù)由一個或多個數(shù)據(jù)包組合而成,每個數(shù)據(jù)包均包含標識、序列號、長度、數(shù)據(jù)、校驗和,實現(xiàn)數(shù)據(jù)的雙重保障。如圖3(a)所示,數(shù)據(jù)發(fā)起端將一包或者多包數(shù)據(jù)內(nèi)容封裝在有效數(shù)據(jù)區(qū),并填充握手信息,數(shù)據(jù)的接收端查詢到數(shù)據(jù)后,接收、解析數(shù)據(jù),并通過握手信號及其他校驗判斷確認數(shù)據(jù)傳輸成功,進行應(yīng)答組幀并應(yīng)答響應(yīng),完成一次數(shù)據(jù)交互。如圖3(b)所示,如果數(shù)據(jù)接收端根據(jù)握手信號判斷數(shù)據(jù)接收失敗,則進行數(shù)據(jù)丟包,并進行芯片復(fù)位快速建立新的傳輸條件。數(shù)據(jù)發(fā)起端判斷長時間無應(yīng)答數(shù)據(jù)時,重新發(fā)送數(shù)據(jù)建立連接。

圖3 SpaceWire通信策略

2.2 可靠性保障策略

星務(wù)采用1s的頻率與CCU完成一次數(shù)據(jù)交互。星務(wù)為主動發(fā)起端,中心控制單元為應(yīng)答端。在每次交互時星務(wù)率先發(fā)送握手信號,緊接著連續(xù)發(fā)送有效傳輸數(shù)據(jù)和校驗和。CCU在接收全部數(shù)據(jù)后250ms內(nèi),將含有握手信號和應(yīng)答數(shù)據(jù)發(fā)送給星務(wù)。當連續(xù)8s未收到星務(wù)系統(tǒng)輪詢指令時,重新初始化SpaceWire總線控制器,確保。

CCU控制周期為125ms,與VIPPCU以每周期一次的頻率通過SpaceWire總線通信,采用查詢方式。中心控制單元為主動發(fā)起端,VIPPCU為應(yīng)答端。CCU每個控制周期與VIPPCU通信前對芯片進行初始化,并進行通信故障診斷,根據(jù)通信診斷結(jié)果進行通信錯誤次數(shù)計數(shù),并在通信錯誤次數(shù)滿足條件后進行斷電加電操作,加電后若通信成功,則清除通信連續(xù)錯誤計數(shù)值;若通信仍舊不成功,則繼續(xù)累積通信連續(xù)錯誤計數(shù),將VIPPS切換至非當班機。

3 多級復(fù)合控制仿真驗證平臺

由于上下平臺之間動態(tài)信息交互頻繁、耦合密切,傳統(tǒng)仿真環(huán)境[10-11]無法滿足多級復(fù)合控制系統(tǒng)的需求,需要建立多級仿真驗證環(huán)境[12],實現(xiàn)多目標機的信息交互。北京三號A/B衛(wèi)星控制系統(tǒng)根據(jù)動力學(xué)耦合及協(xié)同設(shè)計方法,搭建多級復(fù)合控制仿真驗證平臺,并設(shè)置下平臺獨立測試模式、上平臺軟件測試模式、上下平臺復(fù)核控制測試模式,分別對應(yīng)圖4中紅色虛線、藍色虛線和綠色虛線,既可以完成傳統(tǒng)“敏感器+執(zhí)行機構(gòu)”的下平臺控制分系統(tǒng)獨立測試,也可以完成包括“指向隔振機構(gòu)+渦流位移傳感器”組合體在內(nèi)的上下平臺全功能聯(lián)合測試。

圖4 多級復(fù)合控制仿真驗證平臺

1)下平臺獨立測試模式

下平臺獨立測試模式無需連接上平臺設(shè)備。VIPPCU模擬器輸出至CCU的渦流數(shù)據(jù)為固定值,相當于上下平臺處于剛性連接狀態(tài),或VIPPCU模擬器輸出一段渦流數(shù)據(jù)的曲線來模擬上下平臺的相對姿態(tài)變化,可對下平臺接口、部件和系統(tǒng)閉環(huán)進行全面測試。

2)上平臺軟件測試模式

上平臺軟件測試模式需連接上平臺測試設(shè)備。通過數(shù)字信號源模擬測微敏感器、渦流位移敏感器的輸出。測試主機接收VIPPCU通過測試串口下發(fā)的音圈電機控制電壓,通過測試設(shè)備中的音圈電機模擬器來模擬音圈電機的動作。測試主機接收CCU模擬器輸出的模擬信號,包括一段模擬的星敏感器輸出曲線、一段模擬的軌跡規(guī)劃曲線。

3)上下平臺復(fù)合控制測試模式

CCU與下平臺動力學(xué)交互計算下平臺的姿態(tài),VIPPCU與上平臺動力學(xué)交互計算上平臺的姿態(tài);上下平臺動力學(xué)進行信息交互,其中下平臺動力學(xué)根據(jù)采集的上平臺的姿態(tài)和星敏感器的安裝位置來計算星敏感器的輸出;上平臺地面動力學(xué)根據(jù)上平臺的姿態(tài)及測微敏感器的安裝位置計算測微敏感器的輸出、并將上下平臺之間的相對姿態(tài)轉(zhuǎn)換為作動器內(nèi)的渦流位移傳感器的輸出;上平臺地面動力學(xué)根據(jù)作動器中柔性環(huán)節(jié)的模型,和VIPPCU通過測試串口下發(fā)的音圈電機控制電壓,來模擬作動器的動作;下平臺地面動力學(xué)接收上平臺地面動力學(xué)發(fā)出的作動器主動力(音圈電機力)和被動力(柔性環(huán)節(jié)力),計算其反作用力,并代入到下平臺動力學(xué)計算中。

3.1 上下平臺動力學(xué)通信設(shè)計

下平臺地面動力學(xué)運行在地面設(shè)備嵌入式操作系統(tǒng)中,上平臺地面動力學(xué)運行在DSP+FPGA智能板卡中。下平臺動力學(xué)每5ms將下平臺姿態(tài)數(shù)據(jù)發(fā)送至DSP+FPGA智能板卡指定的緩存中;上平臺動力學(xué)按照0.5ms的仿真周期運行,每個仿真周期均將產(chǎn)生的上平臺姿態(tài)數(shù)據(jù)、作動器作用力數(shù)據(jù)在指定的地址緩存,等待下平臺動力學(xué)取數(shù),如圖5所示。

圖5 上下平臺動力學(xué)數(shù)據(jù)交互

下平臺地面動力學(xué)與上平臺地面動力學(xué)之間的交互要求如下:

(1)地面測試設(shè)備作為信息交互的發(fā)起方;

(2)DSP+FPGA智能板卡設(shè)置兩處緩存區(qū)域,總空間不小于2KB,緩存區(qū)域1存儲地面測試設(shè)備發(fā)來的下平臺姿態(tài)數(shù)據(jù),緩存區(qū)域2存儲DSP+FPGA智能板卡產(chǎn)生的上平臺姿態(tài)數(shù)據(jù)、作動器反作用力數(shù)據(jù);緩存區(qū)域2采用乒乓緩存機制,即DSP+FPGA智能板卡在5ms內(nèi)寫滿緩存2的區(qū)域A/B時,自動跳轉(zhuǎn)到區(qū)域B/A進行后續(xù)的存儲,緩存區(qū)域2的乒乓緩存對于地面測試設(shè)備的接口地址相同;

(3)地面測試設(shè)備每5ms仿真周期將下平臺姿態(tài)數(shù)據(jù)發(fā)送給DSP+FPGA智能板卡的緩存區(qū)域1中,每仿真周期從DSP+FPGA智能板卡的緩存區(qū)域2中將10包上平臺姿態(tài)數(shù)據(jù)、作動器反作用力數(shù)據(jù)全部讀取(10個上平臺地面動力學(xué)周期產(chǎn)生的數(shù)據(jù));

(4)DSP+FPGA智能板卡每仿真周期將數(shù)據(jù)存儲在緩存區(qū)域2中。

3.2 仿真系統(tǒng)時間同步設(shè)計

北京三號A/B衛(wèi)星控制系統(tǒng)中的CCU接收GPS秒脈沖的校時信息,并將秒脈沖信號過路至VIPPCU。下平臺地面動力學(xué)與上平臺地面動力學(xué)獨立運行,不僅需要保證時間的同步性,還需要分別和CCU和VIPPCU保持時間的同步性。為了實現(xiàn)CCU、VIPPCU、下平臺動力學(xué)、上平臺動力學(xué)的時間同步,在測試設(shè)備中設(shè)計GPS模擬器,并以GPS模擬器輸出的秒脈沖為分系統(tǒng)試驗時唯一的時鐘源,配合數(shù)據(jù)管理系統(tǒng)(OBDH)模擬器給CCU、VIPPCU、下平臺地面動力學(xué)進行校時,上平臺地面動力學(xué)與下平臺地面動力學(xué)共用一個仿真時間,系統(tǒng)試驗工況的時間同步邏輯圖如圖6所示。

圖6 仿真平臺時間系統(tǒng)設(shè)計

1)對CCU與VIPPCU進行校時

在分系統(tǒng)測試模式下,GPS模擬器產(chǎn)生422差分信號形式的GPS秒脈沖分別輸出給CCU、地面測試設(shè)備供星上和地面進行鎖存。地面測試設(shè)備鎖存GPS秒脈沖產(chǎn)生GPS時間后通過網(wǎng)絡(luò)發(fā)送至OBDH模擬器,OBDH模擬器通過CAN總線將其發(fā)送至CCU,完成CCU的GPS校時操作;CCU將接收到的秒脈沖信號過路給VIPPCU,并將GPS時間通過SpaceWire總線轉(zhuǎn)發(fā)給VIPPCU,以完成VIPPCU的GPS校時操作。

2)對下平臺地面動力學(xué)進行校時

CCU對測試設(shè)備有兩種校時方式:

(1)下平臺地面動力學(xué)通過與CCU之間的差分422接口,接收CCU發(fā)出的GPS秒脈沖信號,地面測試設(shè)備鎖存收到秒脈沖對應(yīng)的時間,并通過1553B RT的方式接收秒脈沖對應(yīng)的星時,實現(xiàn)下平臺地面動力學(xué)的校時操作;

(2)下平臺地面動力學(xué)通過1553B RT的方式接收CCU發(fā)出的星時數(shù)據(jù),地面測試設(shè)備鎖存收到星時對應(yīng)的時間,實現(xiàn)下平臺地面動力學(xué)的校時操作。

3)上下平臺地面動力學(xué)時間同步設(shè)計

DSP+FPGA智能板卡中的上平臺地面動力學(xué)仿真周期為0.5ms,地面測試設(shè)備中的下平臺地面動力學(xué)仿真周期為5ms。為了實現(xiàn)上下平臺地面動力學(xué)時間同步,進行以下設(shè)計:

(1)DSP+FPGA智能板卡每10個仿真周期向地面測試設(shè)備發(fā)送同步信號,作為下平臺地面動力學(xué)的仿真周期中斷信號,如圖7所示。

圖7 時間同步設(shè)計

(2)地面測試設(shè)備與DSP+FPGA智能板卡約定每1s(每200個同步信號周期),由地面測試設(shè)備將200個同步信號中的第一個對應(yīng)的地面測試設(shè)備時間,如圖8中的t2與“t2+1”發(fā)送給DSP+FPGA智能板卡,實現(xiàn)DSP+FPGA(上平臺地面動力學(xué))的校時操作,即將DSP+FPGA的t1和“t1+1”對應(yīng)的時間分別校時為t2和“t2+1”。

圖8 上平臺動力學(xué)校時

4)GPS模擬器秒脈沖信號接口

GPS模擬器輸出的每組GPS秒脈沖信號共有主備2路,每路同步脈沖的頻率為1Hz,信號形式如圖9所示。從“1”到“0”下降沿為時間基準,下降時間50ns,脈沖寬度為1.0±0.2ms。GPS模擬器在發(fā)送時間基準后50ms內(nèi),通過CAN總線向CCU發(fā)送秒脈沖的秒值。

圖9 GPS秒脈沖信號

5)CCU、VIPPCU、下平臺地面動力學(xué)、上平臺地面動力學(xué)時間相位分析

地面測試設(shè)備在接收到CCU的差分422形式的GPS秒脈沖后,鎖存本地機器時間,并在當前仿真周期的空閑任務(wù)階段,進行校時操作,要求:

(1)地面測試設(shè)備鎖存星時相對于CCU發(fā)出的星時的延時不超過20μs;

(2)DSP+FPGA與地面測試設(shè)備的同步相位偏差不超過20μs;

因為CCU、VIPPCU可保證其鎖存星時相對于GPS模擬器發(fā)出的星時的延時不超過20μs,則GPS模擬器、CCU、VIPPCU、下平臺地面動力學(xué)、上平臺地面動力學(xué)的時間同步相位關(guān)系如圖10所示。

圖10 延時特性

圖10中t0為GPS模擬器實際發(fā)出秒脈沖的時刻,t0_1、t0_2、t0_3、t0_4分別為CCU、VIPPCU、下平臺地面動力學(xué)、上平臺地面動力學(xué)的時間。

4 功能驗證

高可靠的通信和時間同步設(shè)計是衛(wèi)星在軌穩(wěn)定運行的保障。北京三號B衛(wèi)星發(fā)射前對VIPPS進行加電操作,根據(jù)上下平臺Spacewire通信錯誤計數(shù)判斷上下平臺通信狀態(tài)。為驗證上下平臺通信設(shè)計和姿態(tài)機動能力,當衛(wèi)星建立在軌穩(wěn)定運行狀態(tài)且上下平臺通信無異常時對VIPPS解鎖,進行角度為5°、15°、25°、35°、45°、55°、90°的機動能力測試。

機動能力測試過程中,下平臺姿態(tài)角控制誤差及姿態(tài)角速度控制誤差如圖11、圖12所示,衛(wèi)星機動穩(wěn)定度<0.0005°/s滿足在軌指標要求。

圖11 姿態(tài)角控制誤差

圖12 姿態(tài)角速度控制誤差

上平臺短期穩(wěn)定度如圖13所示,在星體角速度0.06～1(°)/s的工況下,VIPPS在每10～50ms的角度優(yōu)于0.005″,滿足短期穩(wěn)定度指標要求。上平臺長期穩(wěn)定度如圖14所示,長期穩(wěn)定度優(yōu)于0.0007(°)/s,滿足主動指向時長期穩(wěn)定度<0.0005(°)/s(3σ)的要求。經(jīng)驗證,星務(wù)與控制分系統(tǒng)及上下平臺間通信設(shè)計可靠有效,保障在軌穩(wěn)定運行。

圖13 上平臺短期穩(wěn)定度

圖14 上平臺長期穩(wěn)定度

5 結(jié)束語

針對北京三號A/B衛(wèi)星的特點,設(shè)計基于確認機制的高可靠SpaceWire總線通信方法并完善故障診斷策略,既實現(xiàn)了數(shù)據(jù)的快速高效傳輸,也保障了數(shù)據(jù)的可靠性和完整性,提高系統(tǒng)魯棒性。針對上下平臺之間動態(tài)信息交互頻繁、耦合密切,傳統(tǒng)仿真環(huán)境無法滿足多級復(fù)合控制系統(tǒng)的特點,搭建多級復(fù)合控制仿真驗證平臺,并設(shè)計時間同步策略和通信機制,有力地保障了控制分系統(tǒng)的充分測試與驗證,助力衛(wèi)星控制分系統(tǒng)軟件可靠穩(wěn)定的在軌運行。測試結(jié)果表明,控制分系統(tǒng)設(shè)計合理有效且在軌表現(xiàn)良好,機動能力和穩(wěn)定度均滿足設(shè)計要求。