微纳卫星姿控软件实时测试系统

收 稿 日 期 ：２０１３－０１－１１；修 订 日 期 ：２０１３－０３－

１８． 基 金 项 目 ：实时定姿一体化智能载荷技术资助项目 （Ｎｏ．２０１２ＡＡ１２１５０３）；中国博士后科学基金特别资助项目 （Ｎｏ．

２０１１０４１２７

） Ａｂｓｔｒａｃｔ：Ｔｏｔｅｓｔｔｈｅｃｏｎｔｒｏｌｐｅｒｆｏｒｍａｎｃｅｏｆａｔｔｉｔｕｄｅｃｏｎｔｒｏｌｓｏｆｔｗａｒｅｉｎｒｅａｌｔｉｍｅｆｏｒａ ｍｉｃｒｏ－ｎａｎｏ ｓａｔｅｌｌｉｔｅｕｎｄｅｒｈａｒｄｗａｒｅｌｉｍｉｔｅｄ，ａｒｅａｌ－ｔｉｍｅｔｅｓｔｉｎｇｓｙｓｔｅｍｆｏｒｔｈｅａｔｔｉｔｕｄｅｃｏｎｔｒｏｌｓｏｆｔｗａｒｅｏｆｍｉｃｒｏ－ ｎａｎｏｓａｔｅｌｌｉｔｅｗａｓｅｓｔａｂｌｉｓｈｅｄａｎｄｔｈｅｃｏｎｔｒｏｌｓｏｆｔｗａｒｅｗａｓｔｅｓｔｅｄｗｉｔｈｔｈｅｐｒｏｐｏｓｅｄｓｙｓｔｅｍ．Ｂａｓｅｄｏｎ ｔｈｅｄｙｎａｍｉｃｓａｎｄｋｉｎｅｍａｔｉｃｓｏｆｓａｔｅｌｌｉｔｅａｔｔｉｔｕｄｅ，ｔｈｅｅｎｖｉｒｏｎｍｅｎｔｉｎｆｏｒｍａｔｉｏｎｏｆｓａｔｅｌｌｉｔｅｔｒａｊｅｃｔｏｒｙ， ａｎｄｔｈｅｍａｔｈｅｍａｔｉｃａｌｍｏｄｅｌｏｆａｎａｔｔｉｔｕｄｅｃｏｎｔｒｏｌａｌｇｏｒｉｔｈｍ，ａｆｌｉｇｈｔｉｍｉｔａｔｉｏｎｐｌａｔｆｏｒｍｆｏｒｔｈｅｍｉｃｒｏ－

ｎａｎｏｓａｔｅｌｌｉｔｅｗａｓｄｅｖｅｌｏｐｅｄｏｎａＰＣ．Ｔｈｅｎ，ｔｈｅｅｆｆｉｃｉｅｎｔｃｏｍｍｕｎｉｃａｔｉｏｎｌｉｎｋｂｅｔｗｅｅｎｏｎ－ｂｏａｒｄｃｏｍ－ ｐｕｔｅｒａｎｄＰＣ ｗａｓｅｓｔａｂｌｉｓｈｅｄｂｙａＣｏｎｔｒｏｌｌｅｒＡｒｅａ Ｎｅｔｗｏｒｋ（ＣＡＮ）ａｎｄｓｅｒｉａｌｃｏｍｍｕｎｉｃａｔｉｏｎ．Ｔｈｅ ｍａｉｎｐｒｏｇｒａｍｏｆｔｈｅａｔｔｉｔｕｄｅｃｏｎｔｒｏｌｓｏｆｔｗａｒｅ ｗａｓａｌｓｏ ｍｏｄｉｆｉｅｄａｓｒｅｑｕｉｒｅｄ．Ｆｉｎａｌｌｙ，ｔｈｅｒｅａｌ－ｔｉｍｅ ｃｏｎｔｒｏｌｐｅｒｆｏｒｍａｎｃｅｏｆｔｈｅａｔｔｉｔｕｄｅｃｏｎｔｒｏｌｓｏｆｔｗａｒｅｆｏｒｏｎ－ｂｏａｒｄｃｏｍｐｕｔｅｒｗａｓｔｅｓｔｅｄ ｗｉｔｈｔｈｅｒｅａｌ－ ｔｉｍｅｔｅｓｔｉｎｇｓｙｓｔｅｍ．Ｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔａｌｒｅｓｕｌｔｓｉｎｄｉｃａｔｅｔｈａｔｔｈｅａｔｔｉｔｕｄｅｃｏｎｔｒｏｌｓｏｆｔｗａｒｅｃａｎｃｏｍｐｌｅｔｅｔｈｅ ｉｎｉｔｉａｌｃｏｎｔｒｏｌｓｔａｇｅａｎｄｅｎｔｅｒｔｈｅｂｉａｓｔｈｒｅｅ－ａｘｉｓｓｔａｂｉｌｉｚａｔｉｏｎｍｏｄｅｂｙ１８４４６ｓａｆｔｅｒｔｈｅｓｅｐ

ａｒａｔｉｏｎｏｆ ｓａｔｅｌｌｉｔｅａｎｄｒｏｃｋｅｔ，ｗｈｉｃｈａｃｈｉｅｖｅｓｔｈｅｓｔａｂｉｌｉｚａｔｉｏｎｃｏｎｔｒｏｌｏｆｍｉｃｒｏ－ｎａｎｏｓａｔｅｌｌｉｔｅａｔｔｉｔｕｄｅ．Ｉｎｔｈｅｂｉ－

（ＤｅｐａｒｔｍｅｎｔｏｆＰｒｅｃｉｓｉｏｎＩｎｓｔｒｕｍｅｎｔ，ＴｓｉｎｇｈｕａＵｎｉｖｅｒｓｉｔｙ，Ｂｅｉｊｉｎｇ１０００８４，Ｃｈｉｎａ）

＊Ｃｏｒｒｅｓｐｏｎｄｉｎｇａｕｔｈｏｒ，Ｅ－ｍａｉｌ：ｋａｉｃｈｕｎｚ＠ｍａｉｌ．ｔｓｉｎｇ

ｈｕａ．ｅｄｕ．ｃｎ ＤＯＮＧ Ｋａｉ－ｃｈｅｎ，ＺＨＡＯ Ｋａｉ－ｃｈｕｎ＊

，ＺＨＡＯ Ｐｅｎｇ－ｆｅｉ，ＹＯＵ Ｚｈｅｎｇ

Ｒｅａｌ－ｔｉｍｅｔｅｓｔｉｎｇｓｙ

ｓｔｅｍｆｏｒ ａｔｔｉｔｕｄｅｃｏｎｔｒｏｌｓｏｆｔｗａｒｅｏｆｍｉｃｒｏ－

ｎａｎｏｓａｔｅｌｌｉｔｅ ｄｏｉ：１０．３７８８／ＯＰＥ．２０１３２１０８．２００８

文 献 标 识 码 ：Ａ 中 图 分 类 号 ：Ｖ４４８．２２；ＴＰ３１１．５ 摘 要 ：为了在硬件有限的条件下测试微纳卫星姿态控制软件的实时控制性能 ，建立了微纳卫星姿态控制软 件 实 时 测 试 系 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 ＰＣ 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 （ＣＡＮ）和串口建立了连接星载计 算 机 与 ＰＣ 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 １８４４６ｓ完成初始控制阶段并进入偏置对地三轴稳定模式 ，实现了微纳卫星的稳态控制目标 。 偏置对地三轴稳 定 模 式 中 卫星最低单轴姿态精度与角速度稳定度分别优于 ±１．８６°和 ±０．０４８（°）／ｓ，满足该模式控制精度与收敛时间的要求 。 关 键 词 ：微 纳 卫 星 ；姿 态 控 制 ；实 时 控 制 ；实 时 测 试

（清 华 大 学 精 密 仪 器 系 ，北 京 １０００８４） 政

董 恺 琛 ，赵 开 春＊ ，赵 鹏 飞 ，尤 微纳卫星姿控软件实时测试系统

１００４－９２４Ｘ（２０１３）０８－２００８－

０８ 文 章 编 号

１

言 引 软 件 关 键 算 法 和实时测试实验的操作流程 ，并 利 用 该实时测试系统进行了某 型 号 微 纳卫 星星 载姿 态 控 制 软 件 实 时 测 试 实 验 。 实 验 证 明 ，该 微 纳 卫 星 星 载 姿 态 控 制 软 件 能 够 达 到 单 轴 ±２°姿 态 精 度 和 ±０．０５ （°）／ｓ姿态 稳定度的实时 控 制 性 能 ， 完 全满足某型号卫星姿态控 制 软 件 的设 计要 求 。

ｉｌｉｚａｔｉｏｎｍｏｄｅ，ｔｈｅｍｉｎｉｍｕｍｏｎｅ－ａｘｉｓａｔｔｉｔｕｄｅａｃｃｕｒａｃｙａｎｄｔｈｅａｎｇｕｌａｒｖｅｌｏｃｉｔｙｓ

ｔｂｉｌｉｔｙｏｆｔｈｅｓａｔｅｌｌｉｔｅａｒｅｗｉｔｈｉｎ ±１．８６°ａｎｄ ±０．０４８（°）／ｓ，ｒｅｓｐｅｃｔｉｖｅｌｙ，ｗｈｉｃｈｍｅｅｔｓｔｈｅｒｅｑ

ｕｉｒｅｍｅｎｏｆａｔｔｉｔｕｄｅａｃｃｕｒａｃｙａｎｄｃｏｎｖｅｒｇ

ｅｔｉｍｅｏｆｔｈｅｃｏｎｔｒｏｌｍｏｄｅ． Ｋｅｙｗｏｒｄｓ：ｍｉｃｒｏ－ｎａｎｏｓａｔｅｌｌｉｔｅ；ａｔｔｉｔｕｄｅｃｏｎｔｒｏｌ；ｒｅａｌ－ｔｉｍｅｃｏｎｔｒｏｌ；ｒｅａｌ－ｔｉｍｅｔｅｓｔ ２００９ 第 ８

期 董 恺 琛 ，等 ：微纳卫星姿控软件 实 时测 试 系 统