嫦娥一號衛星飛行控制模擬器的設計與研制

鄭愛武 周建平

(北京航空航天大學 宇航學院，北京100191)

麻永平

(航天飛行動力學技術重點實驗室，北京100094)

航天器的健康和安全在很大程度上取決于任務操作組的水平，因此各個國家也越來越重視模擬器的研制.飛控模擬器通過模擬衛星各分系統的主要功能和動力學，對飛行程序和地面測控方案進行正確性驗證，同時訓練任務操作人員.特別是在航天器發生故障需要修改星上軟件時，可以先通過模擬器進行仿真驗證，從而降低任務風險.1991年4月Galileo出現了一次硬件故障，高增益大天線未能展開，使得科學數據鏈路必須切換至低速率的低增益天線.為了實現任務的科學目標，要求對飛行軟件進行升級，以便使用復雜的數據壓縮和管理技術.為此，地面使用模擬器進行了充分地仿真驗證，對星載軟件進行了修改，從而最大程度地恢復了科學數據的下載［1］.

近年來，各國在模擬器的開發上越來越重視節約成本和重復利用.例如歐空局的羅塞塔和火星快車模擬器，研制人員為這兩個模擬器建立一個公共的編碼平臺，簡化了開發過程，節約了成本［2］，巴西則通過基于面向對象的建模和設計，使模擬器軟件能被重復使用從而降低成本［3］.保真度是模擬器最重要的一個指標.為了實現高保真度，模擬器必須具有高精度的動力學模型［4］.JPL專門開發一套復雜的動力學模型稱為Dshell，可以單獨使用，也可以與其他系統一起組成大系統使用.Dshell已成功應用于美國國家航空航天局(NASA)的行星際深空任務，如Galileo、Cassini、Galileo，Mars Pathfinder，和 Stardust等任務.另外一個提高模擬器保真度的方法是直接嵌入星載軟件，歐空局的衛星模擬器大都構建在SIMULUS基礎上［5-6］，包括運行時間框架、軟件仿真程序和一組可重復使用的通用模型.軟件仿真程序的一個關鍵模塊就是星載軟件［7］.

嫦娥一號衛星任務是我國首次月球探測任務，沒有成熟的經驗可以借鑒.這次任務的重要飛行控制事件多，變軌精度要求高、風險大;衛星有多種工作模式，控制邏輯復雜;地面測控的技術難度和組織協同復雜性前所未有，對飛控中心的遙控和數據注入、遙測數據處理、飛控計劃安排、軌道確定、姿態確定、控制策略制定都提出了很高要求.因此，需要專門為飛控中心研制一套飛控模擬器，用于任務準備階段的飛控演練，以訓練飛控人員，并驗證各類任務軟件、飛控實施方案和實施流程的有效性和正確性.

1 問題描述

飛控中心以往的模擬器存在以下幾個問題:

1)軟件結構采用集中式，修改起來涉及面廣，影響域大，升級困難.

2)只能與USB(Unified S Band)測控站配合使用.雖然有利于驗證星地接口，但由于測控站的使用涉及到相應的設備及其操作人員，在接口驗證正確后，如果仍然這么使用，在人力和財力上會造成巨大的浪費.

3)模擬器的數學模型與星載軟件不一致，保真度低.不能真實地模擬衛星的實際功能和任務狀態，因此不能有效地驗證飛控實施方案的有效性和正確性.

4)加速跳時不能跨越變軌過程，每次系統演練都必須從發射段或星箭分離開始啟動仿真，使得系統演練非常不靈活.

5)沒有一個集中監控的平臺，需要幾個操作人員同時進行操作和監控，并要求一定的配合，使用起來很不方便.

針對這些問題，嫦娥一號飛控模擬器在設計中都一一進行了改進.

2 模擬器設計

2.1 功能設計

如圖1所示，飛控中心的任務系統、數字仿真系統與飛控模擬器構成了任務演練的數據回路與仿真環境.任務系統的遙控指令和注入數據發送到飛控模擬器，模擬器正確響應后，生成相應的遙測參數送回任務系統進行處理.同時飛控中心的測控網仿真根據模擬器軌道動力學產生的星歷數據，結合測站信息和測站預報輸出相應測站的外測數據.

圖1 嫦娥一號飛控模擬器和系統演練回路原理框圖

飛控模擬器在功能上包括衛星分系統仿真、軌道動力學仿真和姿態動力學仿真.衛星分系統仿真根據各分系統的功能和特性建立不同的仿真模型，并在各分系統模型之間建立關聯仿真，能正確地響應地面系統的遙控指令和注入數據;軌道動力學仿真包括衛星動力學以及空間環境的仿真，動力學仿真提供衛星的軌道信息，空間環境仿真包括空間環境和太陽系內主要天體的動力學仿真;姿態動力學仿真包括測量敏感器模型和制導律模型，基于不同的敏感器模型和安裝矩陣采用不同的制導計算方法，控制驅動機構.

2.2 硬件組成

飛控模擬器在硬件上由數管仿真計算機、實時計算機、調度計算機、軌道仿真計算機、遙測遙控計算機和仿真主控機等多臺計算機組成.其中數管仿真計算機、調度計算機、遙測遙控計算機和仿真主控機構成了飛控模擬器以太網.實時計算機、調度計算機、軌道仿真計算機和遙測遙控計算機構成了GNC(Guidance，Navigation and Control)系統的內部以太網，軌道仿真計算機接入了USB測控站的網絡，仿真主控機接入飛控中心的數字仿真局域網.

2.3 使用模式設計

飛控中心以往的模擬器只有一種使用模式，在這種模式下，模擬器的遙控遙測信號都是視頻信號，分別與USB測控站的遙控終端和遙測終端相連，有利于驗證星地接口.但由于大部分的聯調都是內部演練，主要目的是驗證任務軟件功能以及訓練任務操作人員，沒有必要對星地接口進行重復驗證.由于USB測控站的使用涉及到相應的設備及其操作人員，如果每次使用模擬器都必須同時使用USB測控站的話，在人力和財力上都造成了巨大的浪費.因此，嫦娥一號飛控模擬器提出了另一種使用模式，即網絡模式.

在這種模式下，飛控模擬器通過網絡直接與飛控中心數字仿真網連接，接收遙控和注入數據(不經過調制)，產生遙測(不經過調制)和星歷數據.同時通過網絡接收火箭發射、星箭分離等信息，響應數字仿真服務器的加速、跳時、停止等命令.兩種模式的選擇和切換由數字仿真系統進行控制，如圖2所示，其中模式1為與USB測控站配合使用模式，模式2為網絡模式:

圖2 嫦娥一號飛控模擬器的使用模式

2.4 加速跳時設計

為了使模擬器能夠配合飛控中心進行壓縮演練并保證系統之間的同步，模擬器必須具備加速跳時功能.但是以往模擬器的跳時不允許跨越軌控過程.這對于嫦娥一號衛星任務來說，非常不方便，幾乎是無法實施的.因為490 N發動機所需的軌控過程大約為80 min，如果要演練環月段的飛控過程，之前要經歷10～11次機動，至少需要13 h時間.所以為了使演練能跨越軌道段，模擬器新提出了帶軌道根數的跳時功能.它與普通跳時的區別是跳時信息除了時間信息外，還包含衛星質量、姿態、跳時后的軌道根數等信息.跳時的時間處理與普通跳時相同，只對年、月、日、時、分信息進行處理，秒時間以時統板送來的秒信號為準，以保證時間同步精確到毫秒量級.

3 高精度動力學模型

如何準確、方便地定制航天器各子系統模型，軌道模型，姿態模型以及測控網模型直接決定了模擬器的保真程度.各個國家也相繼提出一些建模標準，如歐空局的SMP(Simulations Model Portability)標準，采用插件和模型驅動結構，并基于UML和XML公開標準［8］.市場上的軟件供應公司，也紛紛推出符合新標準的軟件工具，如SMI(Simulation Model Interface).有些圖形化模型工具可以在通用模型的基礎上進行用戶定制，大大方便了模擬器的研制.

為了提高保真度，模擬器建立了高精度軌道動力學模型，并直接嵌入了GNC分系統的星載軟件，而有效載荷、數管等其他保真性要求較低，而且需要不斷升級的子系統被設計成通用模型，用戶可以通過任務常數和配置文件進行定制.

3.1 高精度軌道動力學模型

嫦娥一號衛星的軌道不同于近地衛星軌道，當衛星靠近月球時，月球引力不能僅作為攝動力考慮，而必須作為主要引力.本文將地球-航天器-月球三體問題分解為兩個受攝二體問題，以月球影響球為界進行拼接.根據嫦娥一號衛星軌道設計，嫦娥一號衛星的軌道包括發射段、調相段、地月轉移段、月球捕獲段和環月運行段.

3.1.1 發射段彈道仿真

嫦娥一號衛星由長征三號甲運載火箭發射入軌，所以飛控模擬器發射段彈道仿真的實現方法是直接裝訂長征三號甲運載火箭的彈道文件，通過插值計算，按每秒一點的頻率輸出星歷.

3.1.2 地心段軌道模型

地心段軌道考慮的攝動因素有地球非球形引力攝動，日月引力攝動，大氣阻尼攝動和太陽輻射壓攝動，月球和太陽的星歷采用DE405，建立如下運動方程:

其中，μe，μm和 μs是地球、月球和太陽的引力常數;rm，rs和r分別為月球、太陽和衛星相對于地心的矢徑;rmd和rsd分別表示衛星到月球和太陽的矢徑;gE為地球非球形攝動;gsrp為太陽光壓攝動;gdrag為大氣阻尼攝動，相應的計算公式可參見文獻［9］.

3.1.3 月心段軌道模型

月心段軌道考慮的攝動因素有月球非球形引力攝動，日地引力攝動和太陽輻射壓攝動，運動方程為

其中，re，rs和r分別為地球、太陽和衛星相對于月心的矢徑;red表示衛星到地球的矢徑;gm為月球非球形攝動.

月球引力場模型采用目前精度相對較高的美國噴氣推進實驗室(JPL)利用基于月球勘測者(LP，Lunar Prospector)探測器為止所有的觀測數據解算出來的LP165模型.

3.2 GNC子系統功能仿真

GNC子系統負責姿態控制以及敏感器和驅動機構的功能仿真，其仿真的真實性直接決定了姿態動力學仿真的精度.為了真實地模擬衛星的各種姿態和控制邏輯，首次在模擬器中嵌入了GNC子系統的星載軟件，運行于GNC實時仿真計算機.同時，由于星載軌道動力學采用的是二體模型，精度很低，只能進行短時間軌道外推.為了提高軌道外推的精度，采取的方法用高精度軌道動力學模型同步進行軌道計算，運行于軌道仿真計算機，定期刷新實時仿真的軌道參數，同時下裝外部控制策略，如圖3所示.

GNC實時仿真包括動力學仿真單元和控制律仿真單元，采用了實時多任務操作系統.最小運行周期可以精確地設定到32 ms，按衛星的控制周期運行和切換.實時仿真定時發送姿態信息和發動機信息給高精度動力學仿真，產生的遙測信息送給遙測遙控計算機進行遙測采集和組幀.Windows操作系統下的調度計算機、軌道仿真計算機和遙測遙控計算機采用了策略組態軟件、數據通訊軟件和操作顯示界面軟件，實現了精確軌道根數、仿真控制策略的修改和在線下裝給實時系統的要求.這種方法實現了高精度的控制律計算，從而實現了高保真的GNC子系統功能仿真和高精度姿態動力學仿真.

圖3 軌道和姿態信息交互方式

3.3 通用模型設計

為了方便用戶修改和升級，嫦娥一號飛控模擬器將有效載荷、數管等一些經常需要進行更新的子系統設計成通用模型，用戶可以通過任務常數和配置文件進行定制.這種方法使得衛星狀態變化后不需要修改程序，只需要修改相應的配置文件后重新加載就可以升級.仿真主控計算機提供這些配置文件的管理和修改的人工維護界面.

4 系統實現與仿真

4.1 系統實現

模擬器的軟件采用了插件式體系結構，各個功能模塊用插件的形式加入.插件是一種非常靈活的部件式結構，它改變了傳統軟件單一的執行程序模塊的方法，將固定的功能模塊轉移到插件中實現，每個插件可以單獨開發，能夠在系統運行時動態插入，并且可以被自由地刪除和替換.功能模塊間的耦合度很小，僅僅通過規定的接口進行數據和信息的交換，只要接口保持不變，一個模塊的軟件變動不會影響其他功能模塊.這使得模擬器的軟件具有較強的可擴展性和可伸縮性.如圖4所示，模擬器的各個功能模塊分布運行在各臺計算機上.

嫦娥一號飛控模擬器專門設計了一臺仿真主控機，通過網絡調度各個功能模塊，負責整個飛控模擬器的操作控制、狀態設置、運行管理和頁面監視.不再需要幾個操作人員同時進行操作和監控，圖形化的人機界面使得操作非常簡單方便，一個人就可以完成所有的操作.模擬器啟動后還可以由實戰任務系統的信息直接進行驅動，實現了無人值守的能力.

圖4 嫦娥一號飛控模擬器

4.2 仿真效果

嫦娥一號飛控模擬器研制成功后到任務執行前，利用該模擬器，飛控中心先后組織完成了發射段、入軌段、調相段、轉移段的軌道控制及環月段軌道維持等測控系統演練和飛控協同演練，取得了很好的演練效果.

在演練中對飛控模擬器生成的遙測數據與真星對接時真星生成的遙測結果進行了比較，確認模擬器對遙控指令和注入數據的響應正確.通過模擬器輸出的星歷數據可以直接驗證軌道動力學的精度.為了評估姿態動力學的精度，除了用從遙測數據解算的姿態參數和調姿曲線等頁面進行監視確認外，對軌控過程的實際姿態軸與目標姿態軸的偏差進行了計算，如圖5所示為第1次遠地點利用490 N發動機，采用有限推力方式抬高近地點的軌道機動過程，可以看出偏差很小，說明衛星的軌道和姿態動力學仿真精度達到了要求.

圖5 使用飛控模擬器演練第1次遠地點變軌過程的實際姿態軸與目標姿態軸偏差

5 結論

嫦娥一號飛控模擬器實現了數管、GNC等衛星重要分系統的功能仿真，完成了遙控指令和注入數據的正確響應、遙測功能仿真、高精度軌道動力學和高精度姿態動力學仿真，與飛控中心實戰任務系統構成了天地一體化驗證環境.首次提出了帶軌道根數跳時的新方法，提高了任務演練的靈活性.模擬器以月球影響球的作用范圍為界，分段建立了高精度軌道動力學模型，并在模擬器中首次直接嵌入部分星載軟件，大大提高了模擬器的保真度.同時模擬器的集中監控軟件解決了操作人員分散，操作流程復雜的問題，大大方便了用戶的操作和管理，也實現了飛控模擬器與飛控中心實戰任務系統的無縫連接.該模擬器在嫦娥一號衛星任務準備中得到了充分的應用，有效地驗證飛控實施方案的有效性和完備性，為嫦娥一號衛星任務的圓滿完成奠定了堅實基礎.

目前飛控中心針對不同的任務需要研制不同的模擬器，而且模擬器基本上是一次性使用，重復利用率很低，導致研制成本很高.而國外的模擬器，不僅直接使用部分星載軟件和地面軟件，有些軟件模塊還可以重復使用，因而大大降低了模擬器的研制成本.因此，在我國未來任務的模擬器開發中，需要進一步提高模擬器的模塊化設計，提高模擬器的重復使用率，降低開發成本.

另外，我國的模擬器至今還沒有統一的標準，很多模擬器模型雖然功能相同，但相互之間格式和接口都不兼容，無法重復使用，建議今后在仿真模型標準化方面也設立相應的標準.

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