卫星姿轨控系统设计与分析平台软件方案及实现
微纳卫星姿控软件实时测试系统
算机与 Ｐ Ｃ 机微 纳卫 星模 拟 飞 行 平 台 的高 效 通 讯 链 路 ， 并 对 姿 态 控 制 软 件 主 程 序 进 行 必 要 的修 改 。最 后 ， 基 于 该 实 时 测
试 系 统 完 成 了星 载 计 算 机 上 姿 态 控 制 软 件 的 实 时 控 制 性 能 测 试 实 验 。实 验 结 果 表 明 ： 姿 态 控 制 软 件 在 星 箭 分 离 后
统， 并 使 用 该 系 统 对 微 纳 卫 星 姿 态 控 制 软 件 进 行 了 测 试 实 验 。根 据 卫 星 姿 态 动 力 学 与 运 动 学 、 轨 道 环 境 信 息 与 姿 态 控 制
算法数学模型 ， 在Ｐ Ｃ机 上 设 计 开 发 了 微 纳 卫 星 模 拟 飞 行 平 台 。使 用 控 制 器 局 域 网 络 （ Ｃ ＡＮ） 和 串 口 建 立 了 连 接 星 载 计
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自动控制原理实验-卫星三轴姿态控制系统
自动控制理论实验报告人：赵振根02020802班2008300597卫星三轴姿态飞轮控制系统设计一：概述1.1．坐标系选择与坐标变换在讨论卫星姿态时，首先要选定空间坐标系，不规定参考坐标系就无从描述卫星的姿态，至少要建立两个坐标系，一个是空间参考坐标系，一个是固连在卫星本体的星体坐标系。
在描述三轴稳定对地定向卫星的姿态运动时，一般以轨道坐标系为参考坐标系，还有星体坐标系。
（1） 轨道坐标系o o o O X Y Z -，原点位于卫星的质心O ，o OX 轴在轨道平面上与o OZ 轴垂直，与轨道速度方向一致，o OZ 轴指向地心，o OY 轴垂直于轨道平面并构成右手直角坐标系（2） 星体坐标系b b b O X Y Z -，原点位于卫星的质心O ，b OX ，b OY ，bOZ 固连在星体上，为卫星的三个惯性主轴。
其中b OX 为滚动轴，b OY为俯仰轴，OZ为偏航轴。
b1.2 飞轮控制系统在卫星三轴姿态控制中的应用与特点长寿命，高精度的三轴姿态稳定卫星，在轨道上正常工作时，普遍采用角动量交换装置作为姿态控制系统的执行机构。
与喷气推力器三轴姿态稳定系统相比，飞轮三轴姿态稳定系统具有多方面的有点：(1)飞轮可以给出较为精确地连续变化的控制力矩，可以进行线性控制，而喷气推力器只能作为非线性开关控制，因此轮控系统的精度比喷气推力器的精度高一个数量级，而姿态误差速率也比喷气控制小。
(2)飞轮所需要的能源是电能可以不断地通过太阳能电池在轨得到补充，因而适用于长寿命工作，喷气推力器需要消耗工质或燃料，在轨无法补充，因而寿命大大受限。
(3)轮控系统特别适用于克服周期性扰动。
(4)轮控系统能够避免热推力器对光学仪器的污染。
然而，轮控系统在具有以上优越性的同时，也存在两个主要问题，一是飞轮会发生速度饱和。
当飞轮朝着一个方向加速或偏转以克服某一方面的非周期性扰动时，飞轮终究要达到其最大允许转速。
二是由于转速部件的存在，特别是轴承寿命和可靠性受到限制。
航天器的姿态控制与稳定性分析
航天器的姿态控制与稳定性分析一、引言航天器的姿态控制与稳定性是航天工程中极其重要的问题之一。
在航天飞行过程中，航天器的姿态控制能够确保其在各个阶段的飞行中保持稳定，并完成预定任务。
姿态控制与稳定性分析则是对航天器姿态运动方程进行建模和分析的过程，通过数学方法和仿真模拟来预测并优化航天器的运动特性。
二、姿态控制与稳定性分析方法1. 建立数学模型姿态控制与稳定性分析的第一步是建立航天器姿态运动的数学模型。
这包括基本力学方程的建立，如牛顿第二定律、动量守恒定律、角动量守恒定律等。
通过这些基本方程，可以得到航天器的角加速度与力矩之间的关系，从而分析航天器的姿态控制问题。
2. 分析稳定性条件在建立数学模型的基础上，需要进行稳定性分析。
航天器的稳定性可以通过判断系统是否满足一定的稳定条件来进行评估。
常见的稳定性条件包括平衡稳定性、线性稳定性、非线性稳定性等。
通过分析稳定性条件，可以确定姿态控制系统的合理参数范围，确保航天器的稳定性。
3. 设计控制策略基于数学模型和稳定性分析的结果，姿态控制系统需要设计相应的控制策略。
控制策略可以采用传统的PID控制器，也可以采用现代控制理论中的状态空间方法、最优控制方法等。
控制策略的设计旨在通过调节航天器的姿态来实现稳定控制，并满足特定的任务需求。
三、影响航天器姿态控制与稳定性的因素1. 外界扰动在实际的航天任务中，航天器会受到各种外界扰动的影响，如大气阻力、重力梯度、磁场扰动等。
这些扰动会导致姿态控制误差的增大，对航天器的稳定性产生影响。
因此，需要在姿态控制系统设计中考虑这些外界扰动，并采取相应的措施来抵消或减小其影响。
2. 控制器响应速度控制器的响应速度是影响姿态控制与稳定性的另一个重要因素。
如果控制响应速度过慢，可能导致姿态控制系统对快速变化的姿态不能及时响应，从而影响姿态的稳定性。
因此，在设计控制策略时，需要兼顾控制精度和响应速度，以实现快速而稳定的姿态控制。
3. 传感器误差传感器误差也是影响姿态控制与稳定性的重要因素之一。
控制方案分析案例
控制方案分析案例在工程中，一个控制系统所做的就是使得机器或者设备在预定条件下完成指定的任务。
这些控制系统可以是基于硬件或者软件的，但他们都需要一种控制方案来指引他们的操作。
在这篇文章中，我们将探讨几个控制方案分析案例，分析他们的设计目标和实现方法。
这些案例涵盖了不同的领域，包括工业自动化、飞行控制和锅炉控制等等。
案例一：加热炉温度控制在许多工业加工中，需要通过控制加热炉的温度来控制成品的质量。
在这个案例中，我们将探讨一个简单的加热炉温度控制方案，其设计目标是保持炉温在指定范围内。
设计目标该方案的设计目标包括以下几个方面：1.维持炉温在指定范围内，以确保成品的质量。
2.对温度变化做出及时响应，避免因温度误差而浪费时间和资源。
3.设备应具有自我诊断和纠正措施，以保证高速、高效的生产。
对于加热炉的温度控制，一个流行而且有效的实现方法是PID控制器。
PID控制器可以通过不断的调整控制器的输出来驱动加热炉的加热器来维持温度稳定，从而在任意给定的负载下达到稳态。
该方案在现代工业中被广泛采用。
案例二：卫星姿态控制在航空航天领域中，卫星姿态控制是一项至关重要的技术。
通过控制卫星的姿态，可以确保卫星按照指定的轨道运行，并且高精度地执行任务。
在这个案例中，我们将探讨一个卫星姿态控制方案，其设计目标是使卫星维持稳定的轨道，并高精度地执行任务。
设计目标该方案的设计目标包括以下几个方面：1.设备应具有极高的精度和稳定性，以确保卫星能够按照预定轨道运行和执行任务。
2.设备应满足航空航天领域的高标准要求，例如抗辐射和高可靠性等等。
3.控制方案应可靠，具有强大的自我诊断和纠正机制，以保证高效的运行。
在卫星姿态控制中，一个常用的实现方法是使用惯性导航系统（INS）和星上姿态控制系统（ACS）。
INS可以通过测量卫星的动态姿态参数（例如角速度、角度和加速度）来确定卫星的姿态，而ACS则可以控制卫星的方向和速度，以确保卫星按照预定轨道运行和执行任务。
卫星姿态控制与稳定技术研究
卫星姿态控制与稳定技术研究随着科技的不断发展，人类对于太空的探索也日益深入。
卫星作为太空探索的重要工具，其中姿态控制与稳定技术扮演着至关重要的角色。
本文将对卫星姿态控制与稳定技术进行研究与探讨。
一、卫星姿态控制技术的概述卫星姿态控制技术是指通过对卫星的定位、导航和控制系统进行精确控制，使卫星能够保持所期望的姿态状态。
姿态控制技术在卫星的轨道保持、对地观测、通信和数据传输等多个方面起到重要作用。
卫星姿态控制技术可以分为主动姿态控制和被动姿态控制两大类。
主动姿态控制是通过控制卫星的推力系统、陀螺仪系统和反应轮系统等来实现的，具备快速而准确的反应能力。
被动姿态控制则是通过利用卫星自身的动力学特性来维持稳定姿态。
二、卫星姿态稳定技术的原理卫星姿态稳定技术是为了保持卫星在空间中的稳定状态而设计的技术手段。
姿态稳定技术能够有效地防止卫星因外界扰动而产生的摆动，确保卫星能够执行所需的任务。
卫星姿态稳定技术主要有被动稳定和主动稳定两种方式。
被动稳定是利用卫星的构型和重心位置设计，使其自然趋向于最稳定的姿态。
而主动稳定则通过在卫星上设置一系列的姿态调整装置，以实现对卫星姿态的实时控制。
三、卫星姿态控制与稳定技术的应用卫星姿态控制与稳定技术在卫星应用中扮演着重要的角色。
以下是几个典型的应用案例：1. 卫星通信：通信卫星需要保持稳定的姿态，以确保地面与卫星之间的通信信号传输质量。
姿态控制技术能够帮助卫星保持稳定的指向性，提高通信的稳定性和可靠性。
2. 对地观测：地球观测卫星需要保持稳定的姿态，以获取高质量的观测数据。
姿态控制技术可以帮助卫星对地观测目标进行精确定位和跟踪，提高观测数据的准确性。
3. 空间科学研究：卫星用于开展天文观测和空间物理实验时，需要保持稳定的姿态，以避免观测误差和数据损失。
姿态控制技术的应用可以提供准确的观测数据，支持空间科学研究的发展。
四、卫星姿态控制与稳定技术研究的挑战与发展趋势在卫星姿态控制与稳定技术的研究过程中，面临着一些挑战，也有着一些发展趋势。
基于SOC的卫星姿轨控系统通用电模拟器设计
基于SOC的卫星姿轨控系统通用电模拟器设计胡迪;董云峰【摘要】在某型卫星地面电联试过程中,对该卫星的姿态轨道控制系统进行接口分析及信号统计,针对其接口复杂性、信号多样性的特点,提出采用片上系统(System on a Chip,SOC)芯片对所有部件模拟器进行通用化设计.文中给出了该型卫星通用型电模拟器硬件平台设计方案以及陀螺、反作用轮和通用接口模块的硬件配置说明,针对该型卫星姿态轨道控制系统电联试要求,对所有部件按真实接口配置成电模拟器,形成通用接口箱、敏感器电模拟器箱和执行机构电模拟器箱,并通过CAN(Controller Area Network)总线接入闭环仿真,对太阳捕获、地球捕获及正常模式进行了仿真测试,仿真结果表明通用电模拟器满足设计要求,对其他卫星的地面电联试有很好的参考价值.【期刊名称】《中国空间科学技术》【年(卷),期】2010(030)002【总页数】7页(P24-30)【关键词】陀螺;反作用轮;片上系统;电模拟器;地面测试;姿态轨道控制系统;卫星【作者】胡迪;董云峰【作者单位】北京航空航天大学,北京100191;北京航空航天大学,北京100191【正文语种】中文1 引言在卫星地面电联系统中,对于测量系统和执行系统,通常按照各真实设备的电接口规范和功能要求由各种电路板来模拟,该电路板被称为各设备的电模拟器[1]。
地面电联试阶段采用电模拟器可降低成本、缩短开发周期、能有效提升卫星功能测试以及方便电模拟器的升级改造;可方便地模拟各部件工作状态以满足测试要求和验证的需要;还可以在电模拟器程序中加入故障模式,方便地进行故障仿真,提升卫星控制系统的可靠性和冗余性。
而目前大部分研究着重于如何构建卫星仿真平台、测试网络及星载计算机的总线化设计[2-5],对于地面电联试如何构建通用型电模拟器关注较少。
文献[1]提出采用PXI总线构建通用卫星电模拟器平台是基于标准总线的电模拟器,适合数字式仿真,不适合电信号故障模式下的仿真应用。
基于LabVIEW和STK的卫星姿轨控地面验证系统三维动画显示
基于LabVIEW和STK的卫星姿轨控地面验证系统三维动画显示叶周;颜艳腾;尚琳;张锐【期刊名称】《遥测遥控》【年(卷),期】2013(034)004【摘要】针对建立卫星姿轨控动力学半物理仿真系统的需求,提出一种卫星姿轨控地面验证系统的三维动画显示平台设计方法.方法采用卫星工具软件(STK)作为计算显示平台,以LabVIEW作为控制平台,通过LabVIEW的ActiveX容器创建STK的Globe Control和Map Control对象,建立通信连接,实现LabVIEW与STK的交互.实验结果表明,平台能够实时设置并动态显示卫星的姿轨变化,验证卫星的姿轨运行状态.【总页数】5页(P28-32)【作者】叶周;颜艳腾;尚琳;张锐【作者单位】中科院上海微系统与信息技术研究所上海200050;上海微小卫星工程中心上海201203;中国科学院研究生院北京100049;中科院上海微系统与信息技术研究所上海200050;上海微小卫星工程中心上海201203;中国科学院研究生院北京100049;中科院上海微系统与信息技术研究所上海200050;上海微小卫星工程中心上海201203;中国科学院研究生院北京100049;中科院上海微系统与信息技术研究所上海200050;上海微小卫星工程中心上海201203【正文语种】中文【中图分类】TN927+.2【相关文献】1."三化"在FY-1C卫星姿轨控地面测试系统中的实施 [J], 陈三星2.基于RO-NUIO/LMI的挠性卫星轨控期间姿控系统故障诊断 [J], 侯倩;程月华;姜斌;陆宁云3.基于RTX的卫星姿轨控系统地面实时仿真系统 [J], 夏红伟;凌明祥;曾庆双;解伟男4.基于同步仿真的卫星姿轨控软件验证方法 [J], 沈怡颹;何益康;高四宏;朱晏庆;孟其琛5.基于Labview和CAN通信协议的高集成化卫星姿轨控单机模拟与通信平台的设计 [J], 高海云; 孙国文; 景镇; 王俊; 汪灏; 尹超因版权原因，仅展示原文概要，查看原文内容请购买。
卫星姿态控制系统设计报告
卫星姿态控制系统设计报告一、概述卫星姿态控制是指通过控制卫星的姿态，使其在轨道上保持稳定和精确的方向和位置。
本文将设计一种卫星姿态控制系统，该系统旨在实现对卫星姿态的精确控制，提高卫星任务的执行效率和准确性。
二、系统架构卫星姿态控制系统主要由以下几个部分组成：1. 姿态传感器：用于感知卫星当前的姿态状态，如陀螺仪、加速度计等。
2. 姿态控制器：根据姿态传感器的反馈信号，计算并控制卫星的姿态调整，保持期望的姿态目标。
3. 执行器：负责执行姿态控制器计算得到的控制指令，如推力器、反动轮等。
4. 数据处理与通信模块：处理传感器和执行器的数据，并与地面控制中心进行通信，接收姿态目标和发送卫星状态信息。
三、系统设计1. 姿态传感器选择根据卫星姿态控制的要求，选择适合的姿态传感器进行姿态状态的感知。
常用的姿态传感器有陀螺仪、加速度计、磁强计等。
根据卫星需要实现的精度和稳定性要求，综合考虑成本和性能因素，确定最佳的姿态传感器组合。
2. 姿态控制器设计姿态控制器是卫星姿态控制系统的核心部分，根据姿态传感器提供的姿态状态信息，计算出控制指令以调整卫星的姿态。
姿态控制器的设计主要包括以下几个关键步骤：- 卫星姿态描述和数学模型的建立；- 设计姿态控制算法，如PID控制器、模糊控制器等；- 姿态控制算法的参数调整和优化。
3. 执行器选择根据卫星姿态控制系统的需求和任务特点，选择合适的执行器。
根据不同的执行任务，常用的执行器有推力器、反动轮、电动机等。
根据执行器的特性和系统需求，确定最佳的执行器组合。
4. 数据处理与通信模块卫星姿态控制系统需要实时处理传感器数据，并与地面控制中心进行通信，传输姿态目标和卫星状态信息。
数据处理与通信模块需要具备以下功能：- 传感器数据采集和预处理；- 数据处理算法的实现，如滤波、解算等；- 与地面控制中心进行数据交互和通信。
四、系统测试与优化完成卫星姿态控制系统的设计后，需要进行系统测试和性能优化。
卫星姿轨控半物理仿真测试系统
０ 引 言
控制分系统负责卫星变轨控制的实现，是卫星各分系统中 控制难度较大的一个分系统［１］，如果该系统出现故障将直接 导 致卫星不能完成既定任务，甚至使其变成一个空间垃圾［２］。 卫 星在研制不同阶段对姿轨控的设计任务和试验验证任务要求不 同，因此地面仿真测时地面测试系统也应满足卫星不同阶段仿 真试验任务，使得能在卫星研制的不同阶段进行充分的仿真测 试验证以保证卫星在轨任务的成功。半物理仿真试验使用真实 的控制电路和星载姿轨控计算机软硬件、真实的敏感器及其接 口电路，用卫星 动 力 学 和 执 行 机 构 数 学 仿 真 软 件 驱 动 机 械 转 台，模拟卫星的姿态和轨道运动。为了保证某型号卫星姿轨控 分系统 （ＧＮＣ） 顺利完 成 总 体 试 验 大 纲 规 定 的 开 环 测 试、 闭 环测试以及半物理仿真试验等功能，自动化测试是研制卫星姿 轨控分系统的重要手段［３］，姿轨控分系统的半物理测试主要 是 实现系统的开闭环测试以及接口对接测试，除了半物理测试外
测试与故障诊断
计 算 机 测 量 与 控 制 ．２０１７．２５（１１） 犆狅犿狆狌狋犲狉 犕犲犪狊狌狉犲犿犲狀狋 牔 犆狅狀狋狉狅犾
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文章编号：１６７１ ４５９８（２０１７）１１ ０００１ ０３ ＤＯＩ：１０．１６５２６／ｊ．ｃｎｋｉ．１１－４７６２／ｔｐ．２０１７．１１．００１ 中图分类号：ＴＰ２７３ 文献标识码：Ａ
关键词：半物理仿真；通用性；高精度；星地联试
犚犲狊犲犪狉犮犺狅狀犛犪狋犲犾犾犻狋犲犃犗犆犛犛犲犿犻－犜犲狊狋犛犻犿狌犾犪狋犻狅狀犜犲狊狋犛狔狊狋犲犿
ＺｈａｎｇＹｉｗｅｎ，ＬｉｕＺｈａｏ，Ｃｈｅｎ Ｈａｎｇ
（ＳｈａｎｇｈａｉＩｎｓｔｉｔｕｔｅｏｆＳｐａｃｅｆｌｉｇｈｔＣｏｎｔｒｏｌＴｅｃｈｎｏｌｏｇｙ，Ｓｈａｎｇｈａｉ ２０１１０９，Ｃｈｉｎａ） 犃犫狊狋狉犪犮狋：ＩｎｏｒｄｅｒｔｏｋｅｅｐｔｈｅｓａｔｅｌｌｉｔｅＡＯＣＳ （ＡｔｔｉｔｕｄｅＴｒａｊｅｃｔｏｒｙＣｏｎｔｒｏｌＳｙｓｔｅｍ）ｓｅｍｉ－ｐｈｙｓｉｃａｌｔｅｓｔｓｍｏｏｔｈｌｙ，ｔｈｅｇｒｏｕｎｄｔｅｓｔｉｎｇ ｓｙｓｔｅｍｏｆＡＯＣＳｓｅｍｉ－ｐｈｙｓｉｃａｌｓｉｍｕｌａｔｉｏｎｗａｓｄｅｓｉｇｎｅｄ．Ｉｎｏｒｄｅｒｔｏｍｅｅｔｔｈｅｕｎｉｖｅｒｓａｌｔｅｓｔｏｆｓｉｍｉｌａｒｓａｔｅｌｌｉｔｅｍｏｄｅｌｓ，ｔｈｅｓｉｍｕｌａｔｉｏｎｔｅｓｔ ｓｙｓｔｅｍａｄｏｐｔｓａｇｅｎｅｒａｌｍｏｄｕｌａｒｄｅｓｉｇｈｆｒａｍｅｗｏｒｋ，．Ａｓｔｈｅｓａｍｅｔｉｍｅ，ｔｈｅｃｕｒｒｅｎｔｍａｉｎｓｔｒｅａｍＰＸＩｂｕｓｔｅｓｔｉｎｇｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙｉｓａｄｏｐｔｅｄｃｏｏｐ ｅｒａｔｉｎｇｗｉｔｈＶＰＣｓｗｉｔｃｈｉｎｇｃｉｒｃｕｉｔｂｏａｒｄ．Ｔｈｅｆｕｎｃｔｉｏｎｏｆｅａｃｈ ｍｏｄｕｌｅｉｓｒｅａｌｉｚｅｄｂｙｕｓｉｎｇｓｔａｎｄａｒｄｃＰＣＩｂｕｓｃａｒｄａｎｄｓｏｍｅｈｏｍｅ－ｍａｄｅ ＦＰＧＡｐｒｏｇｒａｍｍａｂｌｅｃＰＣＩｂｕｓｃａｒｄ．Ｔｈｉｓａｒｃｈｉｔｅｃｔｕｒｅｃａｎｎｏｔｏｎｌｙｒｅａｌｉｚｅｔｈｅｆｕｎｃｔｉｏｎ ｍｏｄｕｌａｒｉｚａｔｉｏｎ，ｂｕｔａｌｓｏｆａｃｉｌｉｔａｔｅｔｈｅｓｕｂｓｅｑｕｅｎｔ ｆｕｎｃｔｉｏｎｅｘｐａｎｓｉｏｎａｎｄ ｍａｉｎｔｅｎａｎｃｅ． Ｍｅａｎｗｈｉｌｅ，ｔｈｅｕｔｉｌｉｔｙ ｍｏｄｅｌｈａｓｔｈｅａｄｖａｎｔａｇｅｓｏｆｈｉｇｈｒｅｌｉａｂｉｌｉｔｙ，ｆａｓｔｃｏｎｓｔｒｕｃｔｉｏｎｔｉｍｅａｎｄｓｔｒｏｎｇ ｍａｉｎｔａｉｎａｂｉｌｉｔｙ，ａｎｄｈａｓｔｈｅａｄｖａｎｔａｇｅｓｏｆｓｍａｌｌｓｉｚｅａｎｄｓｔｒｏｎｇｓｔａｂｉｌｉｔｙ，ａｎｄｃａｎｂｅａｄａｐｔｅｄｔｏｔｅｓｔｅｎｖｉｒｏｎｍｅｎｔｃｏｎｄｉｔｉｏｎｓｏｆｄｉｆｆｅｒｅｎｔｔｅｓｔ ｏｂｊｅｃｔｓ，ａｎｄｉｓｓｕｉｔａｂｌｅｆｏｒｌｏｎｇ－ｄｉｓｔａｎｃｅｔｒａｎｓｐｏｒｔａｔｉｏｎ．Ｔｈｉｓｐａｐｅｒｉｎｔｒｏｄｕｃｅｓｔｈｅｏｖｅｒａｌｌｄｅｓｉｇｎｓｔｒｕｃｔｕｒｅｏｆｔｈｅｓｙｓｔｅｍ，ｔｈｅｏｖｅｒａｌｌｐｏｗ ｅｒｓｉｍｕｌａｔｉｏｎ，ｄｙｎａｍｉｃｓｉｍｕｌａｔｏｒ，ｅｌｅｃｔｒｉｃａｌｓｏｕｒｃｅｉｎｔｅｒｆａｃｅ，ｐｒｏｇｒａｍｍｉｎｇｌｏａｄａｐｐｌｉｃａｔｉｏｎｉｎｔｅｒｆａｃｅ，ｐｅｒｉｐｈｅｒａｌｅｑｕｉｐｍｅｎｔａｎｄｏｔｈｅｒｈａｒｄ ｗａｒｅｗｅｒｅｉｎｔｒｏｄｕｃｅｄｒｅｓｐｅｃｔｉｖｅｌｙ．Ｔｈｅｔｅｓｔｓｙｓｔｅｍｈａｓｂｅｅｎｖｅｒｉｆｉｅｄｂｙｓａｔｅｌｌｉｔｅａｎｄｇｒｏｕｎｄｔｅｓｔ．Ｔｈｅｆｕｎｃｔｉｏｎａｎｄｕｓａｂｉｌｉｔｙｏｆｔｈｅｔｅｓｔｓｙｓ ｔｅｍ ｈａｖｅｂｅｅｎｖｅｒｉｆｉｅｄ．Ｔｈｅｔｅｓｔｒｅｓｕｌｔａｃｃｏｒｄｓｗｉｔｈｔｈｅｃｏｎｃｅｐｔｉｏｎｏｆｄｅｓｉｇｎｆｕｎｃｔｉｏｎａｎｄｇｅｎｅｒａｌｉｚａｔｉｏｎａｔｔｈｅｂｅｇｉｎｎｉｎｇｏｆｔｈｅｄｅｓｉｇｎ． 犓犲狔狑狅狉犱狊：ｓｅｍｉ－ｓｉｍｕｌａｔｉｏｎ；ｕｎｉｖｅｒｓａｌｉｔｙ；ｈｉｇｈｐｒｅｃｉｓｉｏｎ；ｓａｔｅｌｌｉｔｅａｎｄｇｒｏｕｎｄｊｏｉｎｔｔｅｓｔ
基于RTX的卫星姿轨控系统地面实时仿真系统
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基于Simulink实时工具的小卫星姿控物理仿真
模 拟 星上 的光 学 敏 感 器 的 姿 态信 息 输 出 。执 行 部
件 主要 有框 架 控制 力矩 陀螺 、 力器 等 。姿态 控制 推
程 序 在 台上仿 真计算 机 中运 行 ， 接收并 处 理敏感 器
信息 、 计算控制指令并发送。小卫星仿真 中的主要 工作 内容 如 下 ｌ ４： ＿ Ｊ ３ ＿ ａ小卫 星 轨道环 境 分析 。 ．
地 面验证 。
ｂ 小卫 星姿 态建模 。 ． 小 卫 星姿 态 一 般 以非 线 性 六 自由度 方 程来 描 述， 而特 殊情 况下 要考 虑挠 性 和液体 晃动 的影 响 。 ｅ性能 分析 和系 统控 制方 案 的选 择 。 ． 通 过仿真 可 以实现 系统 的控 制 ， 括 明确小 卫 包 星控 制 系统所 要 达到 的控制 指标 、 用 的姿态测 量 采 敏感 器 的精度 需 求 及 组 合 形式 、 相应 的确 定 算 法 、 姿 态控 制 的算 法 、 行 机 构 的种类 、 矩精 度 和 角 执 力 动量 的容 限 、 制计 算 机 的 性 能 、 制 周期 的确 定 控 控 以及 控 制器稳 定性 分析 等 。
对于 中低 太 阳 同步近 圆轨道 的空间 环境 ， 小卫 星将 受到 较 大的 气 动力 矩 、 剩磁 力 矩 、 力梯 度 力 重 矩 和 较小 的太 阳光 压 力 矩 。而 相 应 的 仿 真 实验 中 要 对 系统所 在 环境 的 干扰进 行评 估 和测 量 。
收 稿 日期 ：０ １ ６—１ ２ １ —０ Ｏ
可表示 为 ：
Ｈ ＝．ｏ １ ｔ （） １
仿真控制 对象 是转 动 惯量 约 为 ［０ １２ ． ２ ． １ ６ ２ ．］ｇ ｍ ； 中俯仰轴为单轴气浮平 台模拟， ３４ ｋ ・ ２其 其
卫星磁姿态控制方法与算法综述
第２２卷第１期２０２４年１月动力学与控制学报J O U R N A L O FD Y N AM I C SA N DC O N T R O LV o l ．２２N o ．１J a n ．２０２４文章编号:１６７２Ｇ６５５３Ｇ２０２４Ｇ２２(１)Ｇ００１Ｇ０２１D O I :１０．６０５２/１６７２Ｇ６５５３Ｇ２０２３Ｇ０１１㊀２０２２Ｇ１２Ｇ０２收到第１稿,２０２３Ｇ０１Ｇ１４收到修改稿．∗国家自然科学基金资助项目(U ２１B ２０５０),N a t i o n a lN a t u r a l S c i e n c eF o u n d a t i o no fC h i n a (U ２１B ２０５０)．†通信作者E Ｇm a i l :１１１９７６３４５＠i m u ．e d u ．c n卫星磁姿态控制方法与算法综述∗穆硕１㊀占英２†㊀宝音贺西１(１．清华大学航天航空学院,北京㊀１０００８４)(２．内蒙古大学电子信息工程学院,呼和浩特㊀０１００２１)摘要㊀自太空探索之初,姿态控制磁控系统便因其体积小㊁质量轻㊁成本低㊁可靠性高等优点被广泛应用于各类轨道卫星．近些年,随着微小卫星技术的迅猛发展,姿态控制磁控系统满足了微小卫星对质量㊁空间等资源的限制,成为了学者们研究的热点．本文综述了自２０世纪６０年代以来卫星尤其是微小卫星所采用的主要磁姿态控制方法和算法,包括飞轮起旋与卸载算法㊁被动以及主动磁姿态控制算法等．其中主动磁姿态控制算法包括主动磁阻尼算法㊁磁控与自旋㊁定转速飞轮㊁重力梯度力矩结合的算法以及纯磁控算法．最后对该研究进行了总结与展望．关键词㊀卫星磁控,㊀飞轮起旋与卸载,㊀被动磁控,㊀主动磁阻尼,㊀磁控与其他方式结合,㊀纯磁控中图分类号:V ４１２．４＋２文献标志码:AA nO v e r v i e wo fM a g n e t i cA t t i t u d eC o n t r o lA l go r i t h m s f o r S a t e l l i t e s ∗M uS h u o １㊀Z h a nY i n g ２†㊀B a o yi nH e x i １(１．S c h o o l o fA e r o s p a c eE n g i n e e r i n g ,T s i n g h u aU n i v e r s i t y ,B e i j i n g㊀１０００８４,C h i n a )(２．S c h o o l o fE l e c t r o n i c I n f o r m a t i o nE n g i n e e r i n g ,I n n e rM o n g o l i aU n i v e r s i t y,H u h h o t ㊀０１００２１,C h i n a )A b s t r a c t ㊀M a g n e t i c a t t i t u d e c o n t r o l s y s t e m s h a v e b e e nw i d e l y us e d f o r l o we a r t h o r b i t s a t e l l i t e s s i n c e t h e b e g i n n i n g o f s p a c e e r a b e c a u s e o f t h e i r r e l i a b i l i t y ,l i g h t w e i g h t ,l o wc o s t a n d e n e r g y e f f i c i e n c y ．R e c e n t l y,s m a l l s a t e l l i t e sa r e i n c r e a s i n g l y a t t r a c t i v e ．M a gn e t i cc o n t r o l l e r s m e e t t h e l i m i t a t i o n so f s m a l l s a t e l l i t e s a n d a r e c o n s i d e r e da s f a v o r a b l e c a n d i d a t e s f o r s m a l l s a t e l l i t e s ．I n t h i s p a p e r ,t h e s a t e l l i t em a gn e t i c a t t i Ｇt u d e c o n t r o l a l g o r i t h m s ,i n c l u d i n g a l g o r i t h m s f o r r e a c t i o nw h e e l s t a r t Ｇu p a n du n l o a d i n g ,pa s s i v e a n d a c Ｇt i v em a g n e t i c a t t i t u d e c o n t r o l a l g o r i t h m s ,a r e c o v e r e d ．T h e a l g o r i t h m s h e r e i n a r e e s p e c i a l l y f o r s m a l l s a t Ｇe l l i t e s ．A s f o r a c t i v em a g n e t i c a t t i t u d e c o n t r o l a l g o r i t h m s ,m a g n e t i c d a m p i n g a l g o r i t h m s ,t h e a l g o r i t h m s c o mb i n i n g m a g n e t ic c o n t r o lw i t hs p i n ,c o n s t a n t s p e ed f l y w he e l a n d g r a v i t yg r a d i e n t t o r q u e ,a n d p u r e l y m a g n e t i c c o n t r o l a l g o r i t h m s a r e c o v e r e d ．F i n a l l y,t h e r e s e a r c h i s s u mm a r i z e d ．K e y wo r d s ㊀s a t e l l i t em a g n e t i c c o n t r o l ,㊀r e a c t i o nw h e e l s t a r t Ｇu p a n du n l o a d i n g ,㊀p a s s i v em a g n e t i c c o n Ｇt r o l ,㊀a c t i v em a g n e t i c a n g u l a r v e l o c i t y d a m p i n g ,㊀m a gn e t i c c o n t r o l w i t h o t h e r a c t u a t o r s ,㊀p u r e l y m a gn e t i c c o n t r o l动㊀力㊀学㊀与㊀控㊀制㊀学㊀报２０２４年第２２卷引言自探索太空之初,磁姿态控制系统便因其轻便,可靠等诸多优点受到卫星设计者的青睐．第一颗成功使用磁姿态控制系统的卫星是T r a n s i t１B,由美国约翰霍普金斯大学应用物理实验室(A P L)设计．该卫星于１９６０年４月发射,采用被动磁控,进行了８９天在轨操作[１]．１９６０年１１月,第一颗采用主动磁姿态控制的卫星T i r o s I I成功发射[２]．相比于其他控制方式,磁姿态控制系统具有质量轻㊁体积小㊁成本低㊁可靠性高,使用寿命长等诸多优点,是低轨近地卫星尤其是微小卫星实现稳定控制的首选．磁姿态控制系统依靠卫星自身磁矩m与地磁场强度矢量B相互作用,产生控制力矩T．被动磁控卫星主要通过永磁体与磁滞棒产生磁矩;主动磁控卫星则需要通过电流驱动磁力矩器产生所需磁矩．磁控力矩计算公式为:T＝mˑB(１)从公式(１)中可看出,磁姿态控制系统的主要缺点是无法施加独立的三轴控制力矩,在每一瞬时只能产生垂直于卫星所处地磁场的控制力矩,这会大幅降低姿态控制效果,甚至出现瞬时不可控．磁姿态控制卫星的可控性一直困扰着学者们．直到２００３年,B h a t与D h a m[３]基于周期性地磁场假设,证明了磁控卫星的可控性:当卫星沿非赤道轨道运行时,地磁场方向会随卫星位置改变而不断发生变化．这种变化使得磁控系统不可控方向也在不断变化,确保了磁控卫星的可控性．随后, S m i r n o v等[４]证明了在偏离平衡点较小时,可利用两轴磁控实现卫星稳定姿态控制．Y a n g[５]基于线性时变系统理论,证明了在卫星惯量满足一定条件时,可实现磁控卫星稳定姿态控制．地磁场模型精度是决定所设计磁姿态控制系统能否成功实施的另一个关键因素．目前,最精确的地磁场模型为国际地磁参考场(I G R F模型),由国际地磁与气象学协会(I A G A)于１９６８年提出,此后每五年更新一次,目前为第１３代[６]．I G R FＧ１３采用１３阶球谐函数模型,结构复杂,通常适用于数值仿真过程．而对磁控算法的理论分析,学界通常采用偶极子假设．常用的偶极子模型有倾斜偶极子模型㊁直接偶极子模型以及简化偶极子模型[７]．基于偶极子假设并忽略地球自转的影响,卫星所处地磁场会随卫星轨道运动而周期性变化．同时,也可采用更高阶球谐函数进行更精确的理论分析[８,９]．本文参考了前人的综述文章[１０Ｇ１３],沿用了文献[１１]的分类结构,整理综述了自２０世纪６０年代以来卫星尤其是微小卫星所采用的主要磁姿态控制方法和算法,包括飞轮起旋㊁卸载,被动以及主动磁姿态控制算法,重点关注主动磁姿态控制算法的发展．其中主动磁姿态控制算法包括BＧd o t等主动磁阻尼算法,磁控与自旋㊁定转速飞轮㊁重力梯度力矩结合的算法以及纯磁控算法．最后,本文对各类磁控算法进行了总结与展望．１㊀飞轮起旋与卸载１．１㊀飞轮起旋根据动量矩守恒原理,当飞轮的动量矩变化时会改变卫星的动量矩．目前主要有两类磁控算法用于飞轮起旋问题[１４]．第一种方法首先利用磁力矩器与飞轮实现卫星稳定控制．此阶段磁控制律可采用P D控制律．卫星稳定后加速飞轮至目标转速,利用磁力矩器维持卫星姿态稳定[１４,１５]．另一种方法是在卫星实现稳定控制前起旋飞轮,再利用磁力矩器与定转速飞轮稳定卫星．C h a n g等人在姿态获取阶段起旋俯仰轴飞轮,并使用BＧd o t控制律阻尼卫星角速度[１４]．该方案可更快实现稳定控制．研究表明,在BＧd o t控制律下,卫星姿态误差会以指数形式进行收敛[１６]．M e n g 等人设计了两种用于飞轮起旋的磁控律[１７]: m＝Bˑ(－k１h )B ２(２)m＝Bˑ(－k１h －k２θ )B ２(３)其中m为卫星本体系下磁力矩器产生的磁矩,B为本体系下的地磁场强度矢量,h 为飞轮起旋产生的干扰力矩,θ 为三轴姿态误差的时间导数,k１,k２为控制增益．上述控制律均可在姿态稳定前使用．当角速度信息可知时,卫星采用控制律(３)进行控制．１．２㊀飞轮卸载工程中磁控制系统常用于飞轮角动量卸载．飞轮可抵抗环境干扰力矩的影响,实现卫星高精度姿２第１期穆硕等:卫星磁姿态控制方法与算法综述态控制．但同时,由于一些常值干扰力矩的影响,如气动力矩,飞轮的转速可能会持续增加．当上升至最高转速时,飞轮将不能提供有效的控制力矩．需在飞轮转速达到其上限值前进行角动量卸载．常用的卸载方法有喷气卸载,磁卸载等．但喷气卸载需消耗卫星燃料．而磁卸载可利用电能进行卸载,且使用寿命长．１９６１年,W h i t e等人[１８]提出了叉乘磁卸载控制律,在磁控卫星中应用广泛[１９Ｇ２１],具体形式为:m＝kΔh wˑB(４)其中k为控制增益,Δh w为飞轮角动量与目标角动量差值.通过该控制律,磁控力矩可卸载垂直于地磁场强度矢量B的角动量分量．通常,当Δh w与地磁场矢量的夹角足够大时(如夹角处于４５~１３５度之间),才启动磁力矩器卸载,以防止垂直于Δh w的磁力矩分量过大对卫星产生不利影响．该控制律也可采用b a n gＧb a n g控制形式计算所需磁矩[２２]．针对叉乘控制律,后续文献进行了大量研究．C a m i l l o与M a r k l e y[２２]推导了叉乘控制律解析分析公式．该公式可用于增益系数k的初步选取．N iＧn o m i y a等人[２３]对叉乘控制律进行了改进,使得控制律可同时实现飞轮角动量卸载与卫星章动阻尼．H a b l a n i[２４]使用线性极点配置方法,对叉乘控制律增益系数进行设计．针对冗余配置的飞轮系统,L e b e d e v[２５],H o g a n与S c h a u b[２６]设计的叉乘控制律可确保每个飞轮的转速都卸载到零值附近．T rég o uët等人[２７]与A v a n z i n i等人[２８]改进的叉乘控制律可在磁卸载的同时保证姿态控制律的渐进稳定．一些优化方法也被用于飞轮磁卸载控制律设计．G l a e s e等人[２９]设计了能量最优磁卸载控制律．F l a s h n e r与B u r n s[３０]提出了一种基于单元映射方法的离散磁卸载控制律．该控制律基于周期性磁场假设,可离线设计优化方案．S t e y n[３１]基于L Q R方法,通过最小化目标函数J＝ʏt f t０(h T w Q h w＋m T R m)d t(５)实现了磁卸载控制律的优化．其中h w为飞轮角动量,Q,R为权重矩阵．G i u l i e t t i等人[３２]构建了结合时间最优与能量最优的目标函数,即:J＝－aΔt－(１－a)２ʏt f t０(m２x＋m２y)d t(６)其中a为调节机动时间与能量消耗比例的权重系数．通过最大化目标函数,文献[３２]给出了包含参数a的磁卸载控制律．此外,Hɕ方法也被用于磁卸载控制律优化[３３]．磁卸载也可结合其他卸载方法提高效果．C h e n等人[３４]将磁卸载与喷气卸载组合,节省了喷气卸载的燃料消耗,同时提高了卸载速度．B u r n s与F l a s h n e r[３５]利用重力梯度力矩㊁磁力矩㊁气动力矩三种环境力矩,设计了具有自适应特性的磁卸载控制律．其他方案如模型预测方法[３６],被动阻尼方法[３７],点映射技术[３８,３９]等均可应用于磁卸载控制律设计．２㊀被动磁姿态控制被动磁姿态控制系统结构简单,性能可靠,不消耗卫星能源,常应用于设备有限且控制精度要求较低的卫星．其通常包括永磁体与磁滞棒两个组件．其中永磁体用于控制卫星指向,使其大致沿所处地磁场方向．磁滞棒通过磁化作用,可起到角速度阻尼作用．二者结合可实现低精度稳定姿态控制．被动磁姿态控制系统最早于１９６０年应用于美国海军通讯试验星[４０]．通过被动磁控与机械消旋设备,该卫星成功实现了角速度阻尼与稳定指向．１９６０年６月,该项目另一颗试验星T r a n s i t２A成功发射．该卫星仅凭借被动磁姿态控制系统实现了稳定控制[４０]．第一颗由大学自主研发的被动磁控卫星I n j u n３于１９６２年成功发射入轨[４１]．此后,更多被动磁控卫星任务成功实施,如E S R OＧ１A(１９６８),E S R OＧ１B(１９６９),A z u r(１９６９),E x o s(１９７８),M a g i o n(１９７８)[４２]．随着星载计算机与控制设备的发展,被动磁姿态控制系统已不能满足卫星任务高精度与多样化需求．至２０世纪７０年代中期,被动磁姿态控制系统逐渐被主动控制方法替代．直到微小卫星技术的兴起,被动磁姿态控制系统再次受到学者关注．其满足了微小卫星质量㊁空间以及设备成本的限制,在一些大学自主研发的试验星或演示卫星中应用广泛．１９９０年,四颗采用被动磁控的微小卫星被送入太空[４３]．此后,更多应用被动磁控的微小卫星相继发射[４２,４４Ｇ５０]．被动磁姿态控制原理简单,无需设计复杂的控３动㊀力㊀学㊀与㊀控㊀制㊀学㊀报２０２４年第２２卷制算法．目前学者更多关注主动磁姿态控制算法设计．３㊀主动磁姿态控制３．１㊀主动磁阻尼控制当卫星角速度过大时,部分星载仪器如星敏感器无法正常使用,需使用星载设备降低卫星角速度至一定阈值．与运载器分离㊁执行变轨等机动操作或是设备故障均可能使角速度过大,因此,角速度阻尼是卫星姿态控制的必需过程．虽然喷气控制,飞轮控制等方法均可阻尼角速度,但喷气控制会消耗卫星燃料,飞轮控制易饱和．相比之下,磁阻尼控制不仅节省能源,还具备性能可靠,成本低廉等优势,在各类卫星中应用广泛．S t i c k l e r与A l f r i e n d[１９]提出了著名的主动磁阻尼算法 BＧd o t 控制律．该控制律最早出现在１９７２年[５１],利用地磁场导数信息进行角速度阻尼,具体表达式为:m＝－k B (７)其中k为正增益系数,B 为地磁场强度矢量相对于卫星本体系的导数．利用绝对导数与相对导数的关系,即:d Bd t＝B ＋ωˑB(８)其中d B/d t为地磁场强度矢量相对于惯性系的导数,式(７)可表示为:m＝－k d B d t＋k ωˑB(９)由于地磁场强度矢量在惯性系中变化的角频率仅为轨道角速度两倍,而通常在阻尼过程中卫星角速度较大,因此式(９)右侧第一项可近似为零．故式(９)可进一步简化为:m＝k ωˑB(１０)卫星转动动能E的时间导数可表达为:d Ed t＝T ω＝(mˑB) ω＝－k(ωˑB)２ɤ０(１１)从上式可看出,采用BＧd o t控制律可有效减小卫星转动动能,实现角速度阻尼．BＧd o t控制律具有很强的鲁棒性,通常利用当前时刻与前一时刻磁强计测量数据进行差分便可有效阻尼角速度．同时,BＧd o t控制律可转化为b a n gＧb a n g控制形式,适用于实际工程问题[５２]．基于等式(９)的假设,BＧd o t控制律可以指数形式进行收敛[５３,５４],具体收敛速度受轨道倾角等因素影响[５４]．BＧd o t也存在缺点．首先在阻尼精度方面,由于在上述分析中忽略了地磁场矢量相对于惯性系的时间变化率,即地磁场变化项,该项会对最终阻尼精度产生较大影响．研究发现,BＧd o t控制律最终会有约二倍轨道角速度的误差[５５]．同时,剩磁等干扰力矩会进一步降低阻尼精度．为克服地磁场变化项等带来的不利影响,学者们对BＧd o t控制律进行了改进[５６Ｇ６１],其中大部分变形基于等式(９)．该变形可阻尼卫星角速度至零,但同时需要角速度测量数据,提高了测量设备需求．为减少测量设备,D e s o u k y与A b d e l k h a l i k[６２]基于地磁场数据对角速度进行等效计算,给出了改进的BＧd o t控制律．该控制律可保证磁力矩器需产生的磁矩m时刻垂直于卫星所处地磁场,提高了磁利用效率．蒙特卡罗仿真实验验证了该控制律的有效性．同时,该控制律可在一定程度上减少收敛时间,降低能源消耗．J i n等人为惯量缺陷卫星(z轴惯量大于其他两轴)提出了垂直消旋控制律[６３]:m＝k BˑBB ３(１２)该控制律可避免z轴长时间指向太阳而造成仪器损坏．一些学者研究了增益系数k的选取方法．A v a n z i n i与G i u l i e t t i[５７]基于卫星轨道与形状特征,提出了一种增益系数调整方法,具体表达式为: k＝２ω０(１＋s i nζm)J m i n/ B ２(１３)其中ζm为卫星轨道倾角,ω０为轨道角速度,J m i n 为卫星最小惯量矩．W i sᶄn i e w s k i与B l a n k e[５６]利用正定矩阵替换标量增益系数k,增强了阻尼效果,同时为后续优化提供了更多空间．需要注意的是,文献[５６]中关于被动重力梯度稳定性的证明在文献[６４]中进行了更正．随着仪器设备与微小卫星技术的发展,BＧd o t 控制律也发展出了适用于纳卫星㊁立方星的方案[６５Ｇ７０],如嵌入式磁线圈控制等．同时,新型磁阻尼方案如反馈阻尼控制律[７１]也相继提出．但由于BＧ４第１期穆硕等:卫星磁姿态控制方法与算法综述d o t 的简便性与鲁棒性,其仍是目前乃至未来很长一段时间磁阻尼算法的首选．目前磁阻尼算法体系已较为完备,要取得较大研究进展十分困难．３．２㊀组合磁姿态控制系统由于磁姿态控制系统无法施加独立的三轴控制力矩,其通常结合其他设备与方法实现高精度稳定控制,如自旋㊁飞轮㊁重力梯度力矩等．３．２．１㊀磁控与自旋结合磁控与自旋结合克服了磁控的固有缺陷,同时具有低功耗㊁低成本㊁高控制精度等优点,因此应用广泛,也是目前磁控卫星的主要控制方案之一．通过围绕最大惯量主轴旋转,自旋卫星可获得自旋稳定性．若无外界干扰,自旋卫星可在惯性空间中维持稳定．但由于太阳光压力矩等的影响,自旋卫星会发生章动,需采用其他控制方法对自旋卫星的旋转轴指向与转速进行控制,而磁控则是首选．第一颗磁控与自旋相结合的卫星发射于１９６０年[２]．此后,该方案被广泛应用于各类卫星任务．其中由S h i g e h a r a [７２]提出的b a n g Ｇb a n g 控制律应用广泛．该控制律采用特定开关函数实现磁力矩器磁矩的正负控制,具体公式如下:m j ＝m ０,Δh (e j ˑB )＞０－m ０,Δh (e j ˑB )＜０{(１４)其中m j 为沿卫星本体系坐标轴e j 的磁矩大小;j ＝１,２,３;m j 的幅值为m ０;Δh 为当前卫星角动量与目标角动量差值．该控制律可使卫星沿特定轴自旋,并调整自旋轴的惯性空间指向．该方案也广泛应用于立方星等微小卫星[７３]．C r o c k e r 与V r a b l i k[７４]提出了可使卫星自旋轴z 轴垂直于太阳矢量的b a n g Ｇb a n g 控制,即:m z ＝m ０,㊀㊀e s ＞０－m ０,㊀e s ＜０{(１５)其中e 为卫星自旋轴,s 为本体系下太阳方向矢量．b a n g Ｇb a n g 控制还可与BＧd o t 控制律结合解决自旋卫星章动问题．H o l d e n 与L a w r e n c e [７５]基于李雅普诺夫方法设计了章动控制律,该控制律仅使用自转轴方向磁力矩器进行控制:m z ＝m ０s i g n [(C －A )B y ωx －(C －B )B x ωy ](１６)其中A ,B ,C 为卫星三轴转动惯量;ωx ,ωy 及B x ,B y 分别为卫星角速度与地磁场强度矢量沿卫星本体系x ,y 轴的分量．该控制律不仅适用于轴对称卫星,对非轴对称卫星也有较好控制表现．O v c h i n n i Ｇk o v 等人[７６,７７],R o l d u gi n 与T e s t a n i [７８]基于B Ｇd o t 提出了简化控制律,利用磁场导数信息即可完成章动阻尼:m z ＝－k (Be )e(１７)该控制律可使用一轴磁力矩器完成控制．Z a v o l i 等人[７９]分析了控制律(１７)的具体性质,包括全局渐近收敛性质与自旋轴指向等．需要注意的是,由于该控制律所施加的控制力矩垂直于自旋轴,因此不能使卫星起旋．O v c h i n n i k o v 等人[７６]提供了一种卫星起旋控制律:m ＝k (B y ,－B x ,０)(１８)该控制律可产生沿自转轴方向的控制力矩,但同时会引入沿其他两轴的干扰力矩,需通过控制律(１７)消除．针对自旋卫星起旋问题,T h o m s o n [８０]提出了 Y ＧT h o m s o n 控制律,利用当前转速与目标转速差值对卫星转速进行控制．C r e a m e r [８１]基于B Ｇd o t控制律提出了另一种自旋卫星控制方法,具体形式为:m ＝－k (B＋ωd ˑB )(１９)其中ωd 为卫星期望转速．该控制律可有效阻尼卫星初始角速度,使得卫星按照所设定角速度旋转．C u b a s 等人[８２]对该控制律的稳定性,收敛时间,自转轴指向以及控制精度进行了详细分析,并在考虑实际工程限制条件下进行了仿真,验证了控制律的可靠性．可利用卫星当前角动量与目标角动量差值进行控制律设计．A v a n z i n i 等人[８３]利用本体系与惯性系下的角动量差值,分别控制卫星角速度与自旋轴指向．此外,A v a n z i n i 等人[８４]利用投影方法,即将角动量差值投影至与地磁场矢量垂直的平面,设计了另一种控制律:T ＝k (I －B B T )Δh (２０)基于文献[５７]的分析方法,文中提供了增益系数k 的选取方法．D eR u i t e r [８５]同样利用投影方法,融合了章动阻尼㊁起旋以及自转轴指向等多个控制律,设计了应用于纳卫星的磁控方案．文中利用李雅普诺夫方法,证明了即使在两轴磁力矩器失效以及磁力矩器饱和等限制下,控制律也可保证渐进稳定．在考虑各种扰动以及设备故障等情况下,控制系统５动㊀力㊀学㊀与㊀控㊀制㊀学㊀报２０２４年第２２卷表现均能满足任务需求[８６]．该控制律已被成功应用于纳卫星E S T C u b eＧ１[８７]．卫星可携带的能源有限,对于装备太阳能帆板的卫星,需尽快将电池板对准太阳．Y o u等人[８８]基于投影方法提出了一种太阳获取控制律,具体形式如下:T＝－k(ω－ωd),|l z|ɤ０．８－k(ω－ωd)－k１|L z|θ[lˑ(s ˑl)]－㊀k２s ˑe３,|l z|＞０．８ìîíïïïï(２１)其中L为卫星角动量,l为其单位矢量,k１,k２为相关增益系数,θ＝a r c c o s(－s z),下标z表示该矢量沿本体系z轴的分量(z轴为其自旋轴)．卫星首先进行角速度阻尼,然后切换至指向控制律,利用太阳敏感器读数实现太阳指向．C h a s s e t等人[８９]介绍了太阳获取控制律在具体卫星任务中的应用．利用太阳矢量与卫星本体系z轴夹角以及目标转速,文中构建了包含指向信息与转速信息的目标转速,通过投影方法实现了太阳获取．A l f r i e n d[９０]利用地磁场信息以及卫星滚转角构建闭环控制律:m２＝k１B xφ－k２B y(２２)其中φ为１Ｇ２Ｇ３转序下相对于轨道坐标系的卫星滚转角．使用多时间尺度方法,文中对控制律的渐进稳定性进行了分析,通过与数值仿真以及F l oＧq u e t理论对比,对控制律进行了验证．同时,文中分析了控制律对干扰力矩的鲁棒性．W h e e l e r[９１]使用沿自旋轴方向的单轴磁线圈,利用卫星姿态㊁角速度与磁场信息构建反馈函数,实现了卫星稳定控制．O v c h i n n i k o v与R o l d u g i n[９２]使用单轴磁力矩器,设计了可使小卫星在轨道平面内任意方向旋转的控制律．E r g i n与W h e e l e r[９３]利用卫星姿态误差与地磁场信息,使用固定时间间隔内的恒定控制力矩设计了磁控制律．R e n a r d[９４]比较了在轨道偏心率,地球自转等影响下,仅使用沿自旋轴方向单轴磁线圈,不同控制律的表现．结果表明,基于轨道周期进行磁矩极性转换可实现较好鲁棒性．C h e o n等人[９５]利用星载地磁场模型,设计了仅使用磁强计与G P S信息的磁控制律,其具体形式为:m＝１|b m|[－１２Kb^p－D(b^ p－b^ m)－㊀Λd(ω~z－Ψz)(b^mˑe)](２３)其中b m为磁强计测量的磁场矢量;K,D为正定增益矩阵;Λd为矩阵D对角元素;ω~z为通过磁强计测量值估计得到的当前卫星沿自转轴方向角速度,Ψz为目标角速度;上标 ^ 表示该矢量的单位矢量;b p为通过特殊优化方法得到的期望磁场矢量,其具体计算方式如下．通过星载磁场模型,计算出当卫星达到目标姿态时地磁场矢量在本体系下所有可能的表示,这些矢量在空间中构成一个圆锥,而b p则是圆锥与b m㊁e所确定平面的交线．控制律通过减小b p与b m之间夹角,使得卫星自旋轴指向目标方向．文中使用线性估计模型与李雅普诺夫方法对控制律稳定性进行了分析,通过仿真验证了控制律的可行性．需要注意的是,只有当卫星自旋速度足够大时,该控制律才可保证卫星稳定控制．J u n k i n s等人[９６]基于庞特里亚金最值原理,给出了控制自旋轴指向的时间最优机动设计方法．S o r e n s e n[９７]使用L Q R方法对所需磁矩进行设计．自旋卫星磁控制律时至今日仍在推陈出新[９８,９９]．但自旋卫星的高速旋转特性不利于实施优化方法,同时相关研究也较为成熟,难以实现大突破．３．２．２㊀磁控与定转速飞轮结合当一轴飞轮以一定转速旋转时,会为卫星提供陀螺稳定性,使飞轮轴向保持在轨道法向方向,该类卫星称为偏置动量卫星．此类卫星无需高速旋转,降低了设备及卫星惯量要求．加入磁控可进一步提高偏置动量卫星控制精度,使卫星姿态误差渐近收敛．由于飞轮在轨道法向提供了足够的稳定性,磁控偏置动量卫星甚至可在赤道轨道实现稳定控制．偏置动量卫星也需进行章动阻尼．S t i c k l e r与A l f r i e n d[１９]使用控制律(２２)进行章动与进动控制．G o e l与R a j a r a m[１００]对该控制律进行改进,应用于近赤道轨道卫星,并给出了时间响应表达式．H aＧb l a n i[１０１]改进了控制律(２２),提供了增益系数选取方法．同时,H a b l a n i[１０２]还考虑了非圆轨道下章动与进动控制,给出了控制律进一步改进形式．P u l e cＧc h i等人[１０３]对H a b l a n i改进的控制律进行了详细的性能分析．T s u c h i y a与I n o u e[１０４]在控制律中添加积分项,提高了控制力对干扰力矩的鲁棒性．６第１期穆硕等:卫星磁姿态控制方法与算法综述P D 控制是偏置动量卫星常用的磁姿态控制方案之一．其基本形式为[１０５]:m ＝B ˑ(－k ωωe －k q q ңe ) B ２(２４)其中k ω与k q 为增益矩阵,ωe 为误差角速度,q ңe 为误差四元数矢量部分．Z h a n g 等人[１０６]利用滚转与偏航两轴P D 控制及俯仰轴飞轮实现了小卫星稳定控制．同时,通过调节增益系数,文中对收敛时间及控制误差进行了优化．D o r o s h i n [１０７,１０８]研究了偏置动量卫星在控制律m ＝k ω(２５)下的运动问题．O v c h i n n i k o v 等人[１６]提出了可使卫星在轨道平面内实现任意指向的磁控制律,具体形式为:T ＝０k s i n (α０－α)－k s i n (α０－α)B y B z éëêêùûúú(２６)其中α为３Ｇ１Ｇ２转序下第一个姿态角,α０为其目标值．文中分析了重力梯度力矩干扰下卫星的运动,并给了运动形式．W a n g 与Sh t e s s e l [１０９]基于滑模控制提出了偏置动量卫星磁控制律．通过解耦俯仰轴运动方程,设计了针对滚转偏航轴及俯仰轴两种滑模控制律,通过开关转换函数,实现了b a n g Ｇb a n g 控制．基于L Q R 方法的优化方案也可用于偏置动量卫星控制律设计．早在１９９３年,P i t t e l k a u[１１０]就基于L Q R 方法,提出了针对极轨道卫星的最优控制律．文中建立了干扰力矩周期模型,通过求解R i c Ｇc a t i 方程得到了最优控制增益．此后,L a gr a s t a 与B o r d i n [１１１]同样使用L Q R 方法设计了磁控制律,该控制律可抵抗恒定干扰力矩．G u e l m a n 等人[１１２]介绍了应用于小卫星G u r w i n ＧT e c h S A T 的优化控制律．同时,文中提到了一种类似于控制律(２２)的b a n g Ｇb a n g 控制,具体形式为m ＝－k １(Bm e a s －Be x p )－k ２(B m e a s －B e x p )(２７)其中B m e a s 与B e x p 分别为磁强计测量与星载磁场模型计算得到的地磁场强度矢量．P u l e c c h i 等人[１１３]提出了适用于星载计算机的离散L Q R 方法．偏置动量卫星磁控制律的另一种优化方法为H ２与H ɕ方法．W i s ᶄn i e w s k i [１１４]等人使用H ２方法设计了小卫星磁控制律,T r égo u ët [１１５]等人将H ２方法应用于偏置动量卫星．H ɕ方法则可提高控制律对干扰力矩及参数不确定性等因素[１１６Ｇ１１８]的鲁棒性．偏置动量卫星的陀螺稳定性质克服了磁控固有缺陷,同时其设备简单,控制精度高,自上个世纪以来应用广泛,并不断与新技术融合[１１９Ｇ１２２]．后续关于磁控偏置动量卫星的研究会多集中于优化方法应用,如时间最优机动方案设计等．但偏置动量轮体积较大,应用于纳卫星,皮卫星等存在一定局限性,需做进一步研究．３．２．３㊀磁控与重力梯度力矩结合重力梯度力矩也可为卫星提供被动稳定．通过重力梯度杆等装置,地球重力可为卫星提供一轴稳定力矩．该方式在上个世纪卫星任务中应用广泛．同时,为防止卫星绕重力梯度杆旋转等,需利用磁力矩对卫星进行姿态控制．M a r t e l 等人[１２３]将主动磁姿态控制应用于重力梯度卫星,解决了卫星重力梯度杆稳定指向及热量处理问题．文中提出了两种主动磁控制律．控制律(２７)在姿态获取阶段进行角速度阻尼控制．三轴稳定控制阶段则采用P D 控制,通过投影方法,实现高精度稳定．G r a s s i [１２４]同样利用控制律(２７)及基于误差矢量e ң的P D 控制实现了重力梯度小卫星稳定控制,其P D 误差控制律为:m ＝k １e ң＋k ２eң(２８)同时,文中还设计了控制律(２７)的实施阈值,即当误差大于一定阈值时该控制律才会施加于卫星,以防止卫星因仪器测量与执行误差在平衡点附近发生摆动．L o v e r a 与A s t o l f i [１２５]证明了P D 控制律的稳定性．同时,基于磁场平均化理论以及小角速度假设,L o v e r a 与A s t o l f i [１２５]证明了P D 控制可指数收敛．通常控制律得到的理想控制力矩T d 会使用投影方法计算所需磁矩m ．此时施加于卫星的实际力矩T 根据式(１)进行计算．由于T 须垂直于地磁场矢量,因此与理想控制力矩T d 存在一定误差．A r Ｇd u i n i 与B a i o c c o [１２６]针对重力梯度卫星,提出了两种可使T d 与T 误差最小化的方法．其中一种是最小化二者欧拉二范数,另一种则是使T 两轴分量与T d 一致,在满足T 垂直于地磁场矢量的限制下,设计其第三轴力矩分量．B a k 等人[１２７]基于滑模控制提出了姿态阻尼控７。
设计模式的星载软件体系结构设计方法
万方数据万方数据万方数据基于设计模式的星载软件体系结构设计方法作者：朱海江， 孙兆伟， 陈健， 吴限德， 李晖， Zhu Haijiang， Sun Zhaowei， Chen Jian ， Wu Xiande， Li Hui作者单位：哈尔滨工业大学卫星技术研究所,黑龙江,哈尔滨,150001刊名：计算机应用与软件英文刊名：COMPUTER APPLICATIONS AND SOFTWARE年，卷(期)：2008，25(12)引用次数：0次1.Joel Sherrill.Jeff Mayes SAFER:A Scaleable Architecture for Embedded Reliable Real-Time Systems [Technical Report,OAR-TR-99-183-03] 19992.Damien Cailliau.Remy Bellenger The Corot Instruments Software:Towards Instrinsically Reconfigurable Real-time Embedded Processing Software in Space-borne Instruments3.Pasetti A.Pree W A Component Framework For SatelliteOn-board Software 19994.Richard Hess Jr.Jacob Torrez The Deep Impact Flight Software Architecture 20055.Bruce Powel Douglass Real-Time Design Patterns:Robust Scalable Architecture for Real-Time Systems 20046.洪炳熔.卢东昕基于软件总线的小卫星系统软件可重用结构设计[期刊论文]-计算机工程 1999(08)1.学位论文高买花卫星姿轨控系统软件体系结构设计的方案研究2003该文运用软件体系结构的理论,通过对多种软件体系结构的分析比较,针对卫星姿轨控系统实时、高可靠、复杂等特点,采用层次结构方案进行了体系结构设计,并运用实时操作系统VxWorks的集成开发环境,完成了姿轨控系统多任务调度管理、工作模式管理和应用模块间相互通信的仿真实践.通过对软件设计方案的深入分析和比较,该文应用一些实用方法和技术,给出了一种姿轨控系统软件体系结构的设计方案.课题主要研究内容有以下几个方面:(1)通过对设计方案的分析比较,提出了模块化层次结构的设计方法;(2)基于实时操作系统VxWorks对资源管理层进行了设计;(3)运行调度层采用基于消息和定时任务处理的混合驱动模式进行了设计;(4)采用纵横结合型层次结构对领域应用层进行了设计;(5)在方案设计的基础上,完成了部分功能的仿真实践.相对传统的设计方法而言,该文所采用的层次结构设计方法提高了卫星姿轨控系统的可靠性,使姿轨控软件系统易实现、易升级、易移植,具有较强的适应性和可重构性,达到了星载软件系统设计的关键设计目标.2.期刊论文李华旺.孙宁.赵宏坤.杨根庆"创新一号"软件开发及仿真测试平台研究-量子电子学报2002,19(3)本文介绍了"创新一号"卫星软件开发及仿真测试平台的体系结构和硬件实现.该系统在"创新一号"小卫星星载软件的开发及调试过程中发挥了重要的作用.3.会议论文卫新国.章斌.樊友诚.秦晓强.盖建宁.朱新忠.陈明清"十五"星载计算机抗辐射加固技术研究通过"九五"星载计算机抗辐射加固技术的研究和应用,采用了系统级抗辐射加固技术和软件抗单粒子翻转加固技术设计的FY-1C、D两颗气象卫星和两套星载计算机(含星载软件)目前均已在轨正常运行了五年和二年,星载计算机工作稳定正常,星载计算机中记录故障次数的遥测参数表明星载计算机没有发生故障(或成功的屏蔽了故障).4.学位论文熊振云独立式故障注入器的研究与实现2004该文所描述的独立式故障注入设备就是一套主要针对星载高可靠计算机系统软硬件综合测试的系统.该设备可在目标系统微处理器管脚上注入可控故障,并对目标系统反馈信息进行准确分析.该文首先在对多种方法进行比较的基础上论证了独立式故障注入设备的系统方案,介绍了独立式故障注入设备的体系结构.然后详细讨论了整个设备的具体实现和其中的关键技术.之后又介绍了对总线型故障注入模型和存储器故障注入模型的研究和抽象,并在此基础上给出了总线型故障注入模型的形式化描述和存储器故障注入模型的实现算法.最后给出了故障注入系统的验证结果.独立式故障注入设备作为一套测试嵌入式目标系统的综合设备,具有操作简单、功能完善、易于维护的优点.目前其中的反馈分析已成功的应用在航天502所的型号任务的测试上,取得了良好的实际效果.该系统具有如下的功能特点:1)具有准确的描述总线型故障注入试验的故障注入条件和故障注入动作等参数的能力;2)具有准确的描述与限制故障注入条件和故障注入动作间关联关系的能力;3)具有快速的目标系统反馈信息处理能力,实时性强;4)具有友好的用户界面和操作方式.目前,该独立式故障注入设备还没有最终完成,但其已完成部分已经在星载软件的确认测试中发挥了作用,相信其整体功能完成后将在更多的测试任务中发挥更大的作用.本文链接：/Periodical_jsjyyyrj200812061.aspx下载时间：2010年6月4日。
基于SOC的卫星姿轨控系统通用电模拟器设计
仿 真 ，对 太阳捕 获 、地球 捕获 及正 常模 式进行 了仿 真测 试 ，仿 真结 果表 明通 用 电模 拟 器满 足 设 计要 求 ，对其他 卫 星的地 面 电联 试有很 好 的参考价 值 。
关 键 词 陀 螺 反 作 用 轮 片 上 系 统 电 模 拟 器 地 面 测 试 姿 态 轨 道 控 帝 系 统 】
摘要
在 某型卫 星地 面 电联 试过程 中，对 该卫 星 的姿 态轨 道控 制 系统进 行 接 口分析 及
信 号 统 计 ，针 对 其 接 口复 杂 性 、信 号 多 样 性 的 特 点 ，提 出采 用 片 上 系统 （ ｙｔｍ ｏ ｈｐ Ｓ ｓｅ ｎａＣ ｉ ，
Ｓ ） 片对所有 部件模 拟 器进行通 用化设 计 。文 中给 出 了该型 卫星通 用型 电模 拟 器硬 件 平 ＯＣ 芯
台设 计 方 案 以 及 陀 螺 、反 作 用轮 和 通 用 接 口模 块 的 硬 件 配 置 说 明 ， 针 对 该 型 卫 星 姿 态 轨 道
控 制 系统 电联 试 要 求 ，对 所 有 部 件 按 真 实 接 口 配 置 成 电 模 拟 器 ，形 成 通 用 接 口 箱 、敏 感 器 电模 拟 器 箱 和 执 行 机 构 电 模 拟 器 箱 ，并 通 过 Ｃ ＡＮ（ ｏ ｔｏｌｒＡｒａＮｅｗｏｋ 总 线 接 入 闭 环 Ｃ ｎｒｌ ｅ ｔ ｒ ） ｅ
少 。文献 Ｅ ｉ 出采 用 Ｐ Ｉ ｌ提 Ｘ 总线构 建通 用卫 星 电模 拟器平 台是基 于标 准 总线 的 电模拟 器 ，适合 数字
式 仿 真 ，不适 合 电信号故 障模 式下 的仿 真 应 用 。文献 Ｅ ］ 用 Ｃ ６采 ＡＮ 总线 和 以 太 网构 建 卫 星和 火箭
控制 系统地 面测试 平 台 ，电模 拟器 采用各 种板 卡实 现 ，并未 实现 通 用化 设计 。文献 Ｌ ］ ７ 只针对 反作 用飞 轮提 出了基 于 Ｃ ０ １ ０ ０的 电模 拟 器设 计 ，此模 拟 器 设计 针 对性 太 强 ，核 心芯 片 处 理能 力 有 ８ ５Ｆ ４ 限 ，不适合 进行 复杂 的精 确 的模 型 计 算 和故 障模 式 注 入 仿 真 。文献 ［ ］ 出采 用 ＴＭｇ ０ ２ １ ８提 ２ Ｆ ８ ２和 Ｃ ０ １ ０ ０构 建 电模拟 器 ，对于各 模拟 非标准 接 口并未进 行详 细说 明 ，不 能仿真各 种 电信号 的故障 ８５Ｆ ４
基于处理器在回路的卫星姿态轨道控制仿真系统
Ｓｉ ｌ ｔｏ ｓ ｅｍ ｏｒＳａ ｅｌ ｔ ｔｔ ｄｅ ａ ｄ ０ ｒ ｔＣｏ ｔｏＩ ｍｕ ａ ｉ ｎ Ｓｙ ｔ ｆ ｔ Ｉ ｅ Ａｔｉ ｉ ｕ ｎ ｂｉ ｎｒ
Ｂａ ｅ ｎ Ｐｒ ｅｓ ｏｒ ｉ．ｏｏ ｓ ｄ ｏ ｏｃ ｓ ．ｎ． ｐ ． １
ＹＡＮＧ ｎ ＹＡ Ｏ Ｈ ｏ ｇ Ｑｉｇ。 ｎ
ＶｏＩ ２１ Ｎ ｏ ． ．１
基 于 处 理 器 在 回路 的 卫 星 姿 态 轨 道 控 制 仿 真 系 统
杨 庆 ， 姚 红
（ 备 指 挥 技 术 学 院 航天 装 备 系 ， 京 １ １ １ ） 装 北 ０ ４ ６
摘
要 ：阐述 了超低 轨 道 卫 星姿 态 轨道 控 制 仿 真 系统 的功 能 ， 计 了仿 真 设
Ｋｅｙ ｗｏｒ ｄｓ：ａ ｔｔ ｅ ａ ｒ ｔ ｃ ｎｔ ｏ ；ｐｒ ｃ ｓ ｏ —ｎ ｌ ｏｐ； ｓｍ ｕ ａ ｉ ｎ ｓ ｓ ｅ ｔ ｉｕｄ ｎｄ ｏ ｂｉ ｏ ｒ ｌ ｏ ｅ ｓ ｒ ｉ —ｏ ｉ ｌ ｔｏ ｙ ｔ ｍ
超 低 轨 道 卫 星 所 处 的 空 间 环 境 很 恶 劣 ， 轨 其
ｄ ｓｇｎ ｄ，ｔ ｅ ｈｅ ｃ ｒ ｓ ｏｎ ｎ ｙ ｐ ｎ ｓ ａ ｅ ｉ ｔ ｏｄ ｅ ． Ａｔ ｌ ｓ ｈｅ ａ ｔｔ ｄｅ ａ ｇ ｉｈｍ ｓ ｒ ｎ ｅｉ ｅ ｈ ｎ ｔ ｏｒ ｅ ｐ ｄｉ ｇ ｋｅ ｏｉ ｔ ｒ ｎ ｒ ｕｃ ｄ ａｍ ｓ ｐ ｅ ｅ ｅ ｉｓ ｌ ｅ ｉ ｒ ｓ ｎｔ ｄ ｆｒ ｔｙ，ａ ｄ ｔ ｏ ｔ ｒ ｓ ｗ ｅ ｌａ ａ ｄ ａ ｅ ａ ｃ ｔ ｃ ｕｒ ｆｔ ｉ ｕｌ ｔｏ ｙ ｔ ｍ ｓ ｎ ｈｅ ｓ ｆ ｗａ ｅａ ｌ ｓ ｈ ｒ ｗ ｒ ｒ ｈｉｅ ｔ ｅ ｏ ｈｅ ｓｍ ａ ｉ ｎ ｓ ｓ ｅ ｉ
姿轨控分系统设计PPT课件
图1
z
μz r3
（1c）
第13页/共47页
轨道平面运动
根据上式中可以得到
yz zy 0,
即 积分得
d (yz zy) 0 dt
yz zy A
同理可得 zx xz B
xy yx C
进而得到
AX+BY+CZ=0
（2）
第14页/共47页
上式表明，卫星在一个平面内运动，这个平面称为轨道 平
面。式中 A、B、C为轨道平面的方向系数(有两个独立
量)，即轨道面的法线在地心惯性坐标系中的z 方向，可用
球 面A=坐s标ini系sin(Ω法线长(3度a) 为1)表示为：
B= -sinicosΩ (3b)
C= cosi
(3c)
i
y
式中,Ω为升交点赤经, i 为轨道倾角。
Ω
Ω
x
90° 图2
第15页/共47页
第9页/共47页
(6)六个轨道 根数的几何意 义
Zi Xi
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(1)常用坐标系定义
2)轨道坐标系（ ObXo YoZo ） 原点取在卫星质心上，Xo轴沿轨道平面与当地水平面的交线，指向前进方向， Zo 轴沿当地垂线指向地心， Yo轴垂直于轨道平面。这个坐标系在空间以航天 器的轨道角速度绕 Yo轴旋转，且旋转方向与 Yo 轴的方向相反。
/ d
第23页/共47页
如果轨道面进动角速度ΔΩ与太阳在黄道上运动的 平均角速度Δθ（即地球绕太阳公转的平均角速度）相 同，即当
ΔΩ=Δθ = 360 /365.25= 0.9856°/d，
则这条轨道称之为太阳同步轨道。 太阳同步轨道有一个显著特点，即航天器在太阳
基于OMNeT_的卫星姿态控制系统仿真
U = K ×w + U0 +σg 其中 : U 为输出电压 ,ω为输入角速度 ( rad / s) , K为 比例系数 , U0 为零偏 (V ) ,σg为噪声 (V ) 。
星敏感器数学模型为 : Sc =ΔS +ΔSn + (As +ΔAs ) ·A ·SI
其中 :ΔS 为常值误差矢量 ,ΔSn 为随机误差矢量 , As 为星敏坐标系在卫星本体坐标系中的转换矩阵 , ΔAs 为安装误差矩阵 , SI 为观测到恒星在星历表中 的矢量 。 1. 3 执行机构数学模型
摘 要 针对三轴稳定卫星的姿态控制系统 ,在离散事件仿真平台 OMNeT + +的 基础上 ,建立了一个以星敏感器和陀螺为敏感器 ,反作用飞轮为执行机构的闭环 控制仿真系统 。采用双矢量定姿算法和 P ID 控制算法 ,对该卫星在对地定向模 式下的控制精度进行了仿真 。仿真结果清晰地反映了星敏感器和反作用飞轮输 出延时对控制精度的影响 。整个仿真系统符合面向对象和模块化的程序设计理 念 ,并实现了仿真程序的重用 。 关键词 仿真 ;卫星 ;姿态控制 ;系统建模 中图分类号 : V474 文献标识码 : A 文章编号 : 100623242 (2008) 0120056204
T
= dH
·
=H
+ω ×H
dt
式中 : H 为卫星包括飞轮在内的角动量 ;ω 为卫星
基于Simulink／Stateflow的小卫星姿态控制模块设计与仿真研究
事 上还是 民用上 都具有重 要 的现实 意义。
快 速 响应 小 卫 星 的 关 键 技 术 几 乎 涵 盖 整 个 航
天大 系统 ， 中涉 及 到小 卫 星 平 台 和 载荷 技 术 ， 其 也
涉及 到快速 发射 运 载器 技 术 ， 时还 涉 及 到 机动 发 同
射 与测 控技 术 、 面指 挥 与控 制 技 术 等 。就快 速 响 地 应 小卫 星 平 台 技 术 而 言 ， 及 的 关 键 技 术 具 体 包 涉 括 。 模 块化 标准 化卫 星 平 台技 术 、 。 ： 即插 即用 技 术 、 在 轨快 速测 试 技 术 、 速 轨 道 控 制 技 术 、 轨 自主 快 在
星 的特征需 求 ， 比如 操 作 人 员 和成 本 的 限 制 、 信 通 时刻 的滞后 使得 观测 信 息 传 递 的 实 时性 不 高 等 ， 为 提 高效 率 ， 有必要 实 现 快速 响应 小 卫 星 的在 轨 Ｆ主 １ 运 行 。卫 星在 轨 自主运 行 的 关 键 就 是 构 建 高 度 灵
第 １ １卷
第２ 期 ３
２ １ 年 ８月 ０１
科
学
技
术
与
工
程
Ｖｏ．１Ｉ Ｎｏ ２３ Ａｕｇ ２０１ １ ． ． １
ｌ７— １ １ （０ １ ２ —６ ８０ ６ １ ８ ５ ２ １ ）３ ５０ —５
Ｓ ｉｎ ｅＴ ｃ ｎ ｌｇ ｎ ｎ ｉ ｅ ｒ ｇ ｃ ｅ ｃ ｅ ｈ ｏｏ ｙ ａ ｄ Ｅ ｇ ｎ ｅｉ ｎ
卫星姿态控制 系统 ， 最后埘卫星 典型 的姿 态控制 任务 进 行仿真分 析 ， 以检验姿态控制 指令 的正确有效 性 。
运 行技 术 、 自主任 务 规 划 技 术 、 型 核 技术 、 面级 微 上 航 天 器技 术 等 。 本 文 主 要 探 讨 快 速 响 应 小 卫 星 在
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74空间电子技术SPACE ELECTRONIC TECHNOLOGY2016年第2期卫星姿轨控系统设计与分析平台软件方案及实现①刘其睿1 ’2，王新民1 ’2，刘洁 1 ’2，张俊玲1 ’2(1.北京控制工程研究所，北京100190;.空间智能控制技术重点实验室，北京100190)摘要：随着卫星控制系统工程技术的不断发展,对设计与分析工作的数字化平台化需求日益迫切。
文章提出一种基于Matlab/Simulink开发工具的卫星姿轨控系统设计与分析平台软件方案，采用由软件运行界面框架和软件功能模块相结合的软件总体架构，实现卫星姿轨控系统总体方案设计与仿真验证一体化的设计环境。
软件实现结果表明该方案的有效性和可行性，有助于卫星姿轨控系统的快速设计与分析。
关键词：姿轨控系统;设计与分析平台；应用软件D O I：10. 3969/j.issn. 1674-7135.2016.02.014Scheme and Implementation of Satellite AOCS Designand Analysis Platform Application SoftwareLIU Qi-rui1'2,W A N G Xin-min12 ,LIU Jie12 ,Z H A N G Jun-ling12(1. Beijing Institute of Control Engineering,Beijing 100190,China;2. Key Laboratory 〇f Aerospace Intelligent Control Technology，Beijing 100190,China)Abstract：The development of s atellite control engineering makes urgent demands of digital platform for design and analysis of A0CS( Attitude and Orbit Control System). In this paper a scheme based on Matlab/Sim Satellite AOCS Design and Analysis Platform Application Software. The software architecture，which is helpful to integrative design environment f or scheme design and simulation verification of satellite AOCS subsystem is composed of user interfacc frame and functional m odule. The result of software implementation verifies the validity and availability of software scheme,which benefits rapid satellite AOCS design and analysis.Key words:AOCS;Design and analysis platform;Application software〇引言在卫星控制系统开发过程中，设计人员经过多 年实践积累了丰富的知识和经验[1’2]。
但由于各专 业的设计人员通常采用自己熟悉的开发工具进行开 发，没有形成统一的接口形式和约定，使得这些经验 难以继承。
因此迫切需要建立一个数字化设计平 台，使相关专业的设计人员能够拓展自己的研究领 域，在更高层次上提高设计效率[3]。
卫星姿轨控系 统设计与分析平台能够集总体方案设计与仿真验证为一体，获得较好的可读性、继承性和可扩充性，保 证卫星姿轨控系统开发过程的快速性，降低系统开 发的成本。
1软件设计方案卫星姿轨控系统设计与分析平台软件具有如下功 能:对卫星进行姿轨控方案设计和仿真验证;对姿轨 控分系统的主要技术指标进行仿真验证和评估。
11开发工具选择①收稿日期：2015-12-17;修回日期：2016-02-10。
作者简介:刘其睿（1981—），硕士，工程师。
主要研究方向为航天器制导、导航与控制2016年第2期刘其睿，等:卫星姿轨控系统设计与分析平台软件方案及实现75平台开发工具选择M A T L A B/Simulink。
M A T-L A B是适合用于科学和工程研究的语言，提供了供 其它工具使用的集成环境，包括大量的数学函数库、图形函数库和工具箱，使得M A T L A B尤其适合于进 行界面开发、图形显示以及控制系统计算与分析等 功能[4’5]。
M A T L A B环境提供了与C、Java等语言联 合编成的外部接口，使用户可以根据实际需要，灵活 选择实现方式和途径。
1.2总体方案架构为了给卫星姿轨控系统总体方案设计与仿真验 证提供一体化的设计环境，设计了如图1所示的卫 星姿轨控系统设计与分析平台的软件框架。
通过采 用M A T L A B的界面化语言以及Simulik的模型库，分别实现功能要求、接口要求、界面要求，并具备变 量管理、算法管理、模型管理等功能。
图1卫星姿轨控系统设计与分析平台软件总体架构Fig. 1 Architecture of Satellite AOCS Design and Analysis Platform Application Software软件的总体架构主要由软件运行界面框架和软 件功能模块所组成。
软件运行界面框架为软件使用 人员提供统一的界面操作方式，提供设计输人，并调 用后台的软件功能模块进行解算并将结果进行输 出。
软件运行界面框架采用软件工程化手段，使用 项目管理、变量管理、模块化开发技术，利用参数配 置文件和输人输出数据进行统一交互。
软件功能模 块按照卫星姿轨控系统的功能分类，主要由姿态动 力学、敏感器、执行机构、姿态确定与控制算法、轨道 动力学、环境干扰等模块组成。
软件运行界面框架 通过在统一的M A T L A B/Simulink平台环境中调用 软件功能模块，完成运算求解和仿真分析的功能，并 能实现整个设计过程的自动化，提高设计的效率。
1.3软件运行界面框架在图1中，对于软件运行界面框架而言，基于M A T L A B+ Java技术的应用程序包用于软件界面的 开发，有很好的通用性、一致性、扩展性，具备如下特 点：框架化:必须具备比较好的框架结构，以适应对 不同的卫星系列参数变化、功能扩充的需要。
框架 实现了整个软件的主体架构，为集成各个组件提供 了很好的接口规范。
框架部分整体上实现了工程数 据管理、流程配置、整体界面以及导航功能。
组件式:组件按照框架的接口规范进行开发，以便方便地集成到整个框架中。
软件本身采用面向对 象编程方式，具备丰富的组件开发工具支持，以便快 速地开发出新的功能。
数据驱动：各个部分之间是通过数据（包含文 件)联系的。
这样可以很好地保证各个组成部分之 间的独立性。
另外，基于数据驱动的系统很好地体 现了 M V C模式，将数据与具体的控制和显示分开，便于平台的维护与升级。
例如，基于文件的数据驱 动系统，可以很容易扩充到基于数据库的系统。
软件运行界面框架用于实现软件各功能模块的 组织、工程和数据的管理，通过Project包来实现。
Project包完成如下功能，这些功能用户不需要单独 开发。
(1)工程结构模版的定义，用户可以采用x m l文 件定义工程结构，快速对应用进行配制，并生成程序 主框架。
()辅助用户的工具条添加和菜单添加，用户 可以设定自定义菜单和工具条，提供配置能力将其 显示到界面中。
(3)文件菜单功能，包含工程的打开、关闭、新 建、保存、另存、最近文件等。
()自动的工具实例创建及管理功能，用户只 需按照约定的接口实现工程实例，并通过工程结构 模版配制，即可将工具方便地集成到框架中。
(5) 自动的实例之间的依赖管理功能。
根据程结构模版中设定的依赖关系，会自动生成实例之 间的依赖界面，并自动保存和管理这些依赖。
(6) 自动的工作空间创建维护。
会自动为每实例分配工作空间，并通过接口自动传递工作空间 给用户，便于用户开发工具。
(7) 自动的更改的跟踪管理，根据用户修改情况，识别是否需要保存。
1.4软件功能模块76空间电子技术2016年第2期软件功能模块是整个软件工作的基础和核心。
为了便于功能模块的复用，提高工作效率，有必要将 设计过程中所使用的成熟技术组织成标准模型或模 型库的形式进行工作。
Simulink 工具为软件功能模 块的实现提供很好的建模和仿真验证手段，使用 Simulink 进行开发，其具有可扩充能力强、模块化操 作、可配置性好等技术特点。
在Simulink 中提供了如下建模手段：(1)使用Simulink 和扩展Blockset 中提供的模 块搭建，并采用子系统封装形成自定义模块。
这种 方法的优点是直观、层次化，维护方便。
在可能的情 况下，尽量采用此方法搭建模型，以方便理解，维护 和修改。
(2)使用 C /Fortran /Ada 语言编写 S-Function 实 现。
在结合已有的型号上使用的C /Fortran /A d a 代 码，或者需要访问操作系统底层的资源，编写驱动接 口，输出自定义文件等场合，可以考虑使用此方法。
(3) 直接采用公式。
使用F e n 模块实现(4)使用查表模块实现。
使用L o k -U p T a b l e 相 关模块。
可以说Simulink 提供的建模手段是很丰富的， 用户可以根据需要灵活地使用上面提到的方法。
将上面开发的模块按照分类可以建成模块库。
Simulink 提供的库管理能力，能够实现多个用户之 间的模型共享，和对模型的一致性维护。
建立软件功能模块的模型库包括：(1 )卫星姿态动力学模型：刚体、刚体+挠性附 件。
(2)敏感器模型:红外地球敏感器、数字太阳敏 感器、模拟太阳敏感器、星敏感器、陀螺。
(3) 执行机构模型：角动量交换装置（动量轮、C M G )、磁力矩器、推力器。
(4) 姿态确定算法模型：星敏感器和陀螺联合定姿、红外地球敏感器+太阳敏感器+陀螺联合定 姿。
(5)姿态控制算法模型：轮控P I D 算法和喷气控制算法模型。
(6) 轨道动力学模型。
(7)环境干扰力矩模型:大气阻力力矩、重力梯度力矩、太阳光压力矩、剩磁干扰力矩。
(轨道控制算法模型。
2软件实现根据上述方案设计思想指导，对卫星姿态与轨道控制方案设计与分析软件进行了代码开发和实 现。