一种用于航天器姿态控制算法的集成测试仿真系统技术方案

本发明专利技术涉及一种应用于控制算法集成测试的航天器姿态仿真系统，属于计算机仿真技术及应用领域。其包括：控制器(模式管理模块、路径优化模块、闭环控制模块和附件监控模块)、测量模型、执行机构模型、航天器姿态动力学模型、天线模型、帆板模型和载荷模型。系统中各组成部分均是基于通用的卫星平台配置，对典型姿态控制相关的系统设备与动力学特性进行建模，为控制算法提供支持模块化应用的模拟在轨仿真环境。模式管理模块中预置近地轨道卫星任务模式，用户通过选择一种近地轨道卫星任务模式快速建立仿真场景，测试数据具有实际意义。路径优化模块提供对航天器姿态机动的路径进行规划功能，提升闭环控制机制的性能。

【技术实现步骤摘要】

本专利技术涉及一种应用于控制算法集成测试的航天器姿态仿真系统，属于计算机仿真技术及应用领域。
技术介绍
现代航天器功能多样、结构复杂，航天工程项目具有高投入、高风险的特征，成本是限制创新性理念与新技术应用的关键因素。充分的技术预研、风险评估以及大量的地面仿真与测试是卫星入轨飞行前的必要准备步骤。建立正确的状态时航天器执行在轨任务的必要前提，姿态控制系统的性能直接决卫星的任务质量和完成效率，姿态控制系统则是现代航天器功能最为复杂的分系统之一。现代航天器通常使用主动姿态控制，根据先后顺序，姿态控制系统在入轨后经历系统初始化、消旋、姿态捕获、姿态机动和姿态稳定等若干阶段。其中，姿态机动和姿态稳定阶段是系统设备以完全性能工作的阶段。根据任务模式不同，这两个阶段姿态系统可能需要进行对日、对地、对轨道、对空间合作或非合作目标等诸多姿态稳定动作，也可能需要配合探测载荷、增益天线和太阳能电池能附件进行联合的指向动作，其工作过程较为复杂。另一方面，进行主动航天器姿态控制需要使用多种精密敏感器进行姿态测量，并使用若干动力学特性复杂的执行机构作为输出环节完成控制，兼之卫星上与姿控直接或间接相关的天线、帆板和燃料箱等设备均具有较为特殊的结构或动力学特性，进一步增加了姿态控制系统的复杂程度。航天器姿态控制长期以来受到业界人士重视，相关研究多集中于姿态机动和姿态稳定阶段的控制算法设计。近年来，大量先进的控制理论和算法被应用于航天器控制领域，但在工程实践中应用的控制方法仍以基本的反馈控制为主，这是因为复杂算法的工程实现亦较为复杂，实践应用之前需要进行充分的实验检验。通常采用的仿真验证方法仅能验证在特定的初始条件和特定的参数下控制系统的性能，而当考虑前文所述的各种特殊条件时，复杂算法自身的性能稳定性下降 会带来一系列的问题。另一方面，研究姿态控制算法的学术论文通常使用较为简单模型和算例验证结论，而不会考虑使用额外工作对实际的轨道环境和星载设备进行建模，也不会考虑使用实际的在轨任务作为仿真输入条件。相对简单的测试输入条件有利于对算法单一方面的性能优势进行定量分析，但仿真实验的实际意义有限，并且仿真输出数据可演示性不高，难以满足工程方的预期，故能够完成实践转化的成果并不多。控制算法的大系统集成仿真测试问题在近期引起来相关机构的重视，一些科研单位投入资金研发了基于半物理环境的卫星姿态控制仿真测试平台，这些平台通过集成卫星结构模型、附件结构模型和物理控制器、敏感器、执行机构设备模拟在轨环境，其取得的仿真结果通常能够获得更广泛的认同。但受限于平台规模，半物理仿真系统所能集成的卫星系统特性和任务完整性有限，而搭建大规模平台所需的成本较高，并不适合大多数科研组织采用。计算机软件仿真为复杂系统的集成测试提供了低成本的解决方案，目前业界有专用于航天器仿真的商业化产品，如STK等。一些常用的工程计算仿真软件也添加了面向航天工程的插件资源，如Matlab-Simulink软件和VR-Link软件等。这些基于软件的仿真工具数值求解精度均较高，STK、VR-Link等还具有专业的3D演示功能，但所提供的仿真模型资源或仅限于基本元件功能和任务模式，或对控制算法的模块化介入支持有限，不能达到学术研究人员所期许的不投入额外工作进行开发而直接使用的程度。另一方面，各类卫星姿态仿真系统除具有前文所述的复杂特性之外，也具有一定的共通性。首先，当前业界普遍采用平台+载荷的低成本方案开发卫星系统，而执行在轨常规任务卫星平台的各个分系统的设计模式类似，各组成设备的输入输出接口也具有模块化应用的趋势；此外，对姿态控制系统各功能模块的数学建模工作也取得了较大进展，目前常用的执行机构、敏感器等设备建模的正确性已经被学术和工程技术人员广泛认可，这些因素使使开发具有通用性和模块化应用特性的姿态控制系统集成测试环境成为可能。
技术实现思路
本专利技术的目的是为了解决已有测试仿真平台所存在的真实性和完整性有限、成本高以及对控制算法的模块化介入支持有限等问题，提出一种用于航天器姿态控制算法的集成测试仿真系统。该系统基于数学方法对轨道环境和姿态控制系统各个组成模块的特性进行精确建模，根据常见的卫星任务，为卫星控制系统设置执行不同实际任务的预置模，籍此为卫星控制算法的验证提供功能全面，使用便捷的集成测试环境支持。本专利技术的目的是通过下述技术方案实现的。本专利技术提出的用于航天器姿态控制算法的集成测试仿真系统，其特征在于：其包括：控制器、测量模型、执行机构模型、航天器姿态动力学模型、天线模型、帆板模型和载荷模型。所述控制器包括：模式管理模块、路径优化模块、闭环控制模块和附件监控模块。控制器的主要功能是：①模式管理模块中预置近地轨道卫星任务模式，用户通过选择一种近地轨道卫星任务模式快速建立仿真场景。②模式管理模块根据用户选择的近地轨道卫星任务模式和测量模型输出的当前航天器姿态动力学模型的姿态和轨道信息，建立目标姿态，并发送给闭环控制模块；③路径优化模块接收模式管理模块生成的目标姿态，以及测量模型输出的当前航天器姿态，实现通过在线规划机制生成航天器姿态动力学模型从当前姿态至目标姿态的连续轨迹，并输出至闭环控制模块；④闭环控制模块具有实时控制编程接口，用户通过所述实时控制编程接口实现待测试控制模型；⑤模式管理模块发送来的目标姿态、路径优化模块发送来的航天器姿态动力学模型当前姿态至目标姿态的连续轨迹、测量模型发送来的当前航天器姿态动力学模型的姿态、附件监控模块发送来的天线模型、帆板模型和载荷模型的工作状态信息输入到待测试控制模型，经过处理后，得到控制力矩，并输出给控制执行机构模型。⑥附件监控模块监控所述仿真系统中天线模型、帆板模型和载荷模型的工作状态，并分别发送给模式管理模块和闭环控制模块。所述测量模型的主要功能是：测量航天器姿态动力学模型的位置和姿态信息，发送给控制器。所述执行机构模型的主要功能是：利用闭环控制模块发送来的控制力矩，以 及航天器姿态动力学模型发送来的模拟航天器姿态动力学模型的姿态和轨道信息，模拟控制力矩的输出，并将输出信号发送给航天器姿态动力学模型。航天器姿态动力学模型的主要功能是：接收执行机构模块发送来的控制力矩以及天线、帆板模型的工作状态信息，模拟航天器姿态动力学模型的姿态动力学与运动学动态特性，得到模拟航天器姿态动力学模型的姿态和轨道信息，并分别发送给测量模型和执行机构模型。所述航天器姿态动力学模型得到模拟航天器姿态动力学模型的姿态和轨道信息的具体方法为：航天器姿态动力学模型以刚体姿态动力学与运动学方程作为所述仿真系统的被控对象，同时基于动量和力矩的耦合关系，将挠性附件的动力学耦合，偏置角动量陀螺效应耦合以及环境力场产生的干扰力矩集成在姿态动力学模型姿态动力学与运动学动态特性计算过程中，得到姿态和轨道信息。所述天线模型的主要功能是：根据输入的航天器姿态动力学模型的姿态和轨道信息，得到天线模型在航天器本体坐标系及惯性坐标系下的动力学特性信息，以及天线模型的工作状态，并发送给航天器姿态动力学模型和模式管理模型。...

【技术保护点】
一种用于航天器姿态控制算法的集成测试仿真系统，其特征在于：其包括：控制器、测量模型、执行机构模型、航天器姿态动力学模型、天线模型、帆板模型和载荷模型；所述控制器包括：模式管理模块、路径优化模块、闭环控制模块和附件监控模块；控制器的主要功能是：①模式管理模块中预置近地轨道卫星任务模式，用户通过选择一种近地轨道卫星任务模式快速建立仿真场景；②模式管理模块根据用户选择的近地轨道卫星任务模式和测量模型输出的当前航天器姿态动力学模型的姿态和轨道信息，建立目标姿态，并发送给闭环控制模块；③路径优化模块接收模式管理模块生成的目标姿态，以及测量模型输出的当前航天器姿态，实现通过在线规划机制生成航天器姿态动力学模型从当前姿态至目标姿态的连续轨迹，并输出至闭环控制模块；④闭环控制模块具有实时控制编程接口，用户通过所述实时控制编程接口实现待测试控制模型；⑤模式管理模块发送来的目标姿态、路径优化模块发送来的航天器姿态动力学模型当前姿态至目标姿态的连续轨迹、测量模型发送来的当前航天器姿态动力学模型的姿态、附件监控模块发送来的天线模型、帆板模型和载荷模型的工作状态信息输入到待测试控制模型，经过处理后，得到控制力矩，并输出给控制执行机构模型；⑥附件监控模块监控所述仿真系统中天线模型、帆板模型和载荷模型的工作状态，并分别发送给模式管理模块和闭环控制模块；所述测量模型的主要功能是：测量航天器姿态动力学模型的位置和姿态信息，发送给控制器；所述执行机构模型的主要功能是：利用闭环控制模块发送来的控制力矩，以及航天器姿态动力学模型发送来的模拟航天器姿态动力学模型的姿态和轨道信息，模拟控制力矩的输出，并将输出信号发送给航天器姿态动力学模型；航天器姿态动力学模型的主要功能是：接收执行机构模块发送来的控制力矩以及天线、帆板模型的工作状态信息，模拟航天器姿态动力学模型的姿态动力学与运动学动态特性，得到模拟航天器姿态动力学模型的姿态和轨道信息，并分别发送给测量模型和执行机构模型；所述航天器姿态动力学模型得到模拟航天器姿态动力学模型的姿态和轨道信息的具体方法为：航天器姿态动力学模型以刚体姿态动力学与运动学方程作为所述仿真系统的被控对象，同时基于动量和力矩的耦合关系，将挠性附件的动力学耦合，偏置角动量陀螺效应耦合以及环境力场产生的干扰力矩集成在姿态动力学模型姿态动力学与运动学动态特性计算过程中，得到姿态和轨道信息；所述天线模型的主要功能是：根据输入的航天器姿态动力学模型的姿态和轨道信息，得到天线模型在航天器本体坐标系及惯性坐标系下的动力学特性信息，以及天线模型的工作状态，并发送给航天器姿态动力学模型和模式管理模型；所述得到天线模型在航天器本体坐标系及惯性坐标系下的姿态信息的具体方法为：天线模型以二阶振动方程描述的天线的挠性动力学特性，模拟两轴驱动机构对天线模型的三维旋转运动的控制过程，得到天线模型在航天器本体坐标系及惯性坐标系下的动力学特性信息；所述帆板模型的主要功能是：根据输入的航天器姿态动力学模型的姿态和轨道信息，得到帆板模型在航天器本体坐标系及惯性坐标系下的动力学特性信息，并发送给航天器姿态动力学模型和模式管理模型；所述得到帆板模型在航天器本体坐标系及惯性坐标系下的姿态信息的具体方法是：帆板模型以高阶振动方程描述的天线的帆板动力学特性，模拟单轴驱动机构对帆板的三维旋转运动的控制过程，得到帆板模型在航天器本体坐标系及惯性坐标系下的动力学特性信息；所述载荷模型的主要功能是：根据输入的航天器姿态动力学模型的姿态和轨道信息，得到载荷模型在航天器本体坐标系及惯性坐标系下的姿态信息，以及载荷模型的工作状态，并发送给航天器姿态动力学模型和模式管理模型；各模块的连接关系为：控制器的模式管理模块的输出端分别与路径优化模块、闭环控制模块和附件监控模块的输入端连接；路径优化模块的输出端与闭环控制模块的输入端连接；闭环控制模块的输出端与执行机构模型的输入端连接；附件监控模块的输出端分别与闭环控制模块和模式管理模块的输入端连接；测量模型的输出端分别与模式管理模块、路径优化模块、闭环控制模块、附件监控模块的输入端连接；执行机构模型的输出端与航天器姿态动力学模型的输入端连接；天线模型的输出端分别与附件监控模块和执行机构模型的输入端连接；帆板模型的输出端分别与附件监控模块和执行机构模型的输入端连接；载荷模型的输出端与附件监控模块的输入端连接；航天器姿态动力学模型的输出端分别与测量模型和执行机构模型的输入端连接。...

【技术特征摘要】
1.一种用于航天器姿态控制算法的集成测试仿真系统，其特征在于：其包括：
控制器、测量模型、执行机构模型、航天器姿态动力学模型、天线模型、帆板模
型和载荷模型；
所述控制器包括：模式管理模块、路径优化模块、闭环控制模块和附件监控
模块；
控制器的主要功能是：①模式管理模块中预置近地轨道卫星任务模式，用户
通过选择一种近地轨道卫星任务模式快速建立仿真场景；②模式管理模块根据用
户选择的近地轨道卫星任务模式和测量模型输出的当前航天器姿态动力学模型
的姿态和轨道信息，建立目标姿态，并发送给闭环控制模块；③路径优化模块接
收模式管理模块生成的目标姿态，以及测量模型输出的当前航天器姿态，实现通
过在线规划机制生成航天器姿态动力学模型从当前姿态至目标姿态的连续轨迹，
并输出至闭环控制模块；④闭环控制模块具有实时控制编程接口，用户通过所述
实时控制编程接口实现待测试控制模型；⑤模式管理模块发送来的目标姿态、路
径优化模块发送来的航天器姿态动力学模型当前姿态至目标姿态的连续轨迹、测
量模型发送来的当前航天器姿态动力学模型的姿态、附件监控模块发送来的天线
模型、帆板模型和载荷模型的工作状态信息输入到待测试控制模型，经过处理后，
得到控制力矩，并输出给控制执行机构模型；⑥附件监控模块监控所述仿真系统
中天线模型、帆板模型和载荷模型的工作状态，并分别发送给模式管理模块和闭
环控制模块；
所述测量模型的主要功能是：测量航天器姿态动力学模型的位置和姿态信
息，发送给控制器；
所述执行机构模型的主要功能是：利用闭环控制模块发送来的控制力矩，以
及航天器姿态动力学模型发送来的模拟航天器姿态动力学模型的姿态和轨道信
息，模拟控制力矩的输出，并将输出信号发送给航天器姿态动力学模型；
航天器姿态动力学模型的主要功能是：接收执行机构模块发送来的控制力矩
以及天线、帆板模型的工作状态信息，模拟航天器姿态动力学模型的姿态动力学
与运动学动态特性，得到模拟航天器姿态动力学模型的姿态和轨道信息，并分别
发送给测量模型和执行机构模型；
所述航天器姿态动力学模型得到模拟航天器姿态动力学模型的姿态和轨道

\t信息的具体方法为：航天器姿态动力学模型以刚体姿态动力学与运动学方程作为
所述仿真系统的被控对象，同时基于动量和力矩的耦合关系，将挠性附件的动力
学耦合，偏置角动量陀螺效应耦合以及环境力场产生的干扰力矩集成在姿态动力
学模型姿态动力学与运动学动态特性计算过程中，得到姿态和轨道信息；
所述天线模型的主要功能是：根据输入的航天器姿态动力学模型的姿态和轨
道信息，得到天线模型在航天器本体坐标系及惯性坐标系下的动力学特性信息，
以及天线模型的工作状态，并发送给航天器姿态动力学模型和模式管理模型；
所述得到天线模型在航天器本体坐标系及惯性坐标系下的姿态信息的具体
方法为：天线模型以二阶振动方程描述的天线的挠性动力学特性，模拟两轴驱动
机构对天线模型的三维旋转运动的控制过程，得到天线模型在航天器本体坐标系
及惯性坐标系下的动力学特性信息；
所述帆板模型的主要功能是：根据输入的航天器姿态动力学模型的姿态和轨
道信息，得到帆板模型在航天器本体坐标系及惯性坐标系下的动力学特性信息，
并发送给航天器姿态动力学模型和模式管理模型；
所述得到帆板模型在航天器本体坐标系及惯性坐标系下的姿态信息的具体
方法是：帆板模型以高阶振动方程描述的天线的帆板动力学特性，模拟单轴驱动
机构对帆板的三维旋转运动的控制过程，得到帆板模型在航天器本体坐标系及惯
性坐标系下的动力学特性...

【专利技术属性】
技术研发人员：李震，辛星，刘向东，刘胜利，路平立，
申请(专利权)人：北京理工大学，
类型：发明
国别省市：北京;11