衛星姿軌控半物理仿真測試系統

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(上海航天控制技術研究所，上海 201109)

衛星姿軌控半物理仿真測試系統

(上海航天控制技術研究所，上海201109)

為了保證衛星發射前的地面姿軌控半物理試驗的順利進行，研制了姿軌控分系統半物理仿真地面測試系統；為了滿足相關類似衛星型號的通用化測試，本套仿真測試系統采用通用模塊化的設計架構，同時采用現今主流的PXI總線測試技術(配合VPC轉接電路板)；使用標準通用cPCI總線板卡以及部分自制FPGA可編程cPCI總線板卡實現各測試模塊的功能；這種架構不僅能實現功能模塊化，便于后續的功能擴展及維修，同時具有可靠性高、搭建時間快、可維護性強的優點，且體積小,穩定性強，能適應不同測試對象的測試環境條件，適合長途運輸；文章介紹了系統的總體設計結構，重點介紹了模擬總體電源、動力學仿真機、電信號源、程序加載以及外圍設備等硬件系統功能，以及相關配套軟件的基本功能；測試系統經過與衛星的星地聯試，功能性及使用性均得到了驗證，測試結論符合設計之初功能性及通用化的構想。

半物理仿真；通用性；高精度；星地聯試

0 引言

控制分系統負責衛星變軌控制的實現，是衛星各分系統中控制難度較大的一個分系統[1]，如果該系統出現故障將直接導致衛星不能完成既定任務，甚至使其變成一個空間垃圾[2]。衛星在研制不同階段對姿軌控的設計任務和試驗驗證任務要求不同，因此地面仿真測時地面測試系統也應滿足衛星不同階段仿真試驗任務，使得能在衛星研制的不同階段進行充分的仿真測試驗證以保證衛星在軌任務的成功。半物理仿真試驗使用真實的控制電路和星載姿軌控計算機軟硬件、真實的敏感器及其接口電路，用衛星動力學和執行機構數學仿真軟件驅動機械轉臺，模擬衛星的姿態和軌道運動。為了保證某型號衛星姿軌控分系統(GNC)順利完成總體試驗大綱規定的開環測試、閉環測試以及半物理仿真試驗等功能，自動化測試是研制衛星姿軌控分系統的重要手段[3],姿軌控分系統的半物理測試主要是實現系統的開閉環測試以及接口對接測試，除了半物理測試外姿控分系統還需要進行數學仿真測試以及星地聯試，要求半物理仿真測試設備以及星地聯試的設備各獨立模塊間能夠互為備份，所以要求測試設備具備一定的通用性。因此可研制一套模塊化通用測量設備和通用軟件搭建的自動化測試系統[4]?？紤]功能通用及擴展性，設備采用PXI總線測試技術(配合VPC轉接電路板)，使用標準通用cPCI總線板卡以及部分自制FPGA可編程cPCI總線板卡實現各測試模塊的功能，這種架構的優點包括可靠性高、搭建時間快、可維護性強等。

1 半物理自動化測試系統的設計

半物理仿真系統主要用于對姿軌控單機狀態，姿軌控系統工作流程、算法設計的正確性和合理性以及星載姿軌控軟件的正確性進行驗證[5]。

1.1 測試系統總體設計

用戶對半物理測試系統以及星地聯試測試系統的各項要求如表1所示。

通過測試網絡將各設備單機連接在一起，其組成主要包括供電電源、動力學仿真計算機(姿態)、軌道動力學計算機、采集計算機、故障模擬機以及相關外圍設備，各部分的詳細功能在本文后面部分會有介紹。

表1 系統測試技術要求

圖1 衛星半物理仿真地面測試系統組成

PXI總線兼備了VXI總線的易維護性、可靠性以及結構簡單以及PCI總線的高速性的優點，并且可擴展性強，其數據傳輸速率約為 132～264 MB/s。

1.2 測試系統硬件結構設計

1.2.1 測試系統硬件結構設計

用戶要求半物理測試系統能夠模擬供電電路提供16路直流電源供電，其中11路是給綜合線路盒，2路給星上計算機，3路給閥門線路盒。根據用戶對直流電源模擬供電部分的要求，本測試系統采用程控電源供電方式，輸出星上29±1 V直流電源，選用安捷倫公司Agilent 6673A配合2臺自制的8路的電源分配箱給單機配電，經過實際測試性能滿足技術要求。

模擬總體電路還包括一路星箭分離信號發送接口和6路太陽陣及SAR天線的展開信號接口。星箭分離信號是無源觸點信號，分離前、后分別為接通和斷開狀態；展開信號為雙電平信號，展開前為低電平(電壓0～1 V)，展開后為高電平(電壓3.5～5 V)。采用兩塊自研PXI接口狀態控制板卡實現,每塊板卡可提供4路0 V/10 V輸出，4路0 V/5 V輸出，4路繼電器信號輸出。

1.2.2 動力學仿真功能

動力學仿真的功能主要是模擬衛星在太空軌道中的運動狀態，以檢測衛星的各項姿軌控性能指標。所謂姿軌控性能，指的就是衛星的姿態及軌道控制性能，衛星由運載火箭從地面送至預定初始軌道后，其后續的姿態及軌道控制就要靠其自身的執行機構完成了，這是一個非常嚴密復雜的閉環系統，主要由測量部件、控制器和執行部件組成，通過太陽敏感器、地球敏感器等測量部件測得衛星相對于系統坐標系的姿態和方位數據。 通過由AOCS(姿軌控計算機)為核心的控制器分析計算，控制執行機構控制衛星的變軌及飛行姿態。

使用凌華公司的代號PXIS-2700的18槽機箱以及PXI-3920零槽控制器搭配若干PXI接口的功能板卡實現動力學仿真的功能，動力學仿真計算機主要完成的功能包括信號采集、動力學仿真、電信號源模擬、模擬光纖陀螺組合/半球諧振陀螺組合接口、三軸轉臺、動態星模的控制接口。

飛輪接口包括飛輪轉速信號和飛輪轉向信號的采集。飛輪轉速信號為脈沖量差分信號，正負電平范圍分別為+3.0～+5.5 V、-5.5～-3.0 V，要求能夠采集到單位周期內轉速脈沖數；飛輪轉向信號采用差分方式傳輸，輸出“1”(+3.0～+5.5 V)代表正轉，輸出“0”(-5.5～-3.0 V)代表負轉，能區分出正轉和負轉狀態即可。采用一塊自研PXI接口飛輪信號采集板卡實現,每塊板卡可提供8路轉速信號以及8路轉向信號的采集。

測試系統需要對閥門線路盒輸出的20路信號進行I/O采集，動力學仿真機根據采集到的數據對姿軌控分系統進行閉環控制，采用了凌華公司生產的Cpci-7432多功能IO采集板卡實現該功能，該型號板卡最多能同時采集32路IO信號。

所有的電信號源測試接口都是通過標準的RS-422通訊接口實現的(2路)，采用一塊自研的PXI接口8路RS422串口通訊板卡實現。

測試系統的模擬綜合電子部分的仿真測試功能全部在采集控制計算機上實現，采集控制機由1臺凌華PXIS-2700機箱、1塊PXI-3950零槽控制器以及若干塊PXI測試板卡組成，具體使用1塊凌華Cpci-7434板卡實現32路直接遙控指令的IO接口輸出，使用1塊玖翼公司的AD采集板卡(PXI接口，32路)實現20路的模擬遙測電壓信號量的采集，并且通過使用1塊pickering公司的40-148高密度繼電器矩陣卡來實現單機故障模擬切換控制的功能。

1.2.3 程序加載及遙測遙控

星載計算機的程序加載是通過RS422通訊來完成的，本測試系統使用了一塊MOXA公司的Nport-4口串口線路盒實現程序加載功能，該線路盒獨立供電，可通過網絡交換機實現遠程控制。

1.2.4 外圍設備

包括中繼器、推進等效器、以及相關測試一體機電腦及相關軟件。

1.2.5 較以往設備整體結構的通用化改進設計

以往設計的半物理地面測試系統，動力學仿真機以及采集控制計算機機箱后部的電纜都是直接連到總體各單機或姿軌控計算機上，本文提到的這套測試系統是先將動力學仿真計算機以及采集控制計算機的相關接口信號連接到一塊VPC信號轉接電路板，最后信號是從VPC信號轉接電路板上的VPC接插件上到達相關單機以及姿軌控計算機上。這樣改進后的優點主要是設備的美觀性比以前有顯著增強，另外就是設備內部測試功能的通用性得到顯著加強(從機箱出來一直到VPC轉接面板上VPC接插件出都是各型號間可以完全通用和復用的)。

1.3 測試系統軟件

本測試系統使用的軟件沿用了以往所做常規姿軌控分系統半物理測試設備的軟件架構。但由于由于動力學仿真計算機上的軟件主要完成各種模型解算、硬件 I/O 端口的讀寫操作以及其它資源訪問操作等，且需要模擬仿真實時的飛行環境，所以本軟件需要極高的實時性，動力學仿真軟件的仿真周期一般為幾個毫秒，要求操作系統能實現確定的實時線程調度。在進行姿軌控仿真測試時，從集成化與小型化方面考慮，各主要功能模塊可以由動力學仿真軟件直接控制和采集。而其他需要專用設備實現的功能模塊如星敏感器電信號源等，動力學仿真計算機可以采用標準接口如 RS422 的形式輸出控制信號。

綜合功能及實時性考慮，本測試系統模擬數管軟件使用C++Builder平臺開發，在Windows XP操作系統中運行，根據總體通訊協議通過1553B總線向星載軟件進行注數或者接收遙測數據。遠控軟件主要完成動力學初始參數的設定以及所有測試系統需要的操作指令的自動執行，實現自動化測試。PXI采集控制軟件基于軟件通用化的架構思想采用Labview開發平臺開發而成，針對每一塊板卡的測試功能獨立開發子模塊。動力學模型仿真軟件用于實現動力學模型。數據庫存儲軟件主要負責試驗數據的存儲和向終端機的廣播。終端顯示軟件則是負責試驗數據的實時顯示。

圖2 地面測試系統軟件組成結構

2 試驗

在硬件及軟件功能調試通過后，系統將對衛星的控制分系統進行測試大綱要求的各項試驗，以此來驗證衛星的姿軌控功能。姿軌控分系統在系統級測試中最重要的是要進行開環測試、閉環測試和故障應急

模式的測試，這項測試是對姿軌控分系統綜合性能的檢查和驗證。測試的基本過程是將姿軌控分系統設置在不同工作模式下和部件在不同組態下，實現對姿態控制功能的設置和控制指標的測試。

2.1 開環測試

開環測試環境下主要測試 AOCS 的開路技術指標和各組部件的功能、性能指標及連接關系，包括各控制回路(由敏感器、控制器和動力學仿真軟件組成)的增益、各執行機構(飛輪、噴氣推力器、太陽帆板驅動機構等)的控制性能、各部件連接極性、故障安全電路功能、遙測遙控接口等。

開環測試的流程為：控制計算機通過遙控接口向 ACC 發遙控指令，并由網絡將測試命令字送動力學計算機和數據處理計算機，動力學計算機在收到測試命令后，根據不同命令字向敏感器(或敏感器模擬器)輸出相應的姿態誤差，姿態誤差通過接口送給姿軌控計算機，姿軌控計算機的應用軟件根據控制算法計算出作用在衛星上的控制信號，送中心控制器 ACC，并且每隔一幀將數據送地面遙測模擬接口，控制計算機將數據送給數據處理、存儲和顯示計算機，從而完成整個開環測試。

2.2 閉環測試

閉環測試是整個衛星姿軌控半物理仿真測試的重點，其測試目的是檢查 AOCS 的各種工作模式下的功能和性能。在閉環測試時，需將整個 AOCS 各部件連成閉合回路，模擬衛星正常在軌運行的各種狀態模式，然后在此閉環運行條件下測試驗證 AOCS 的各種功能、性能指標，模擬整個發射入軌至在軌全過程的各種工作模式的運行和轉換，同時監測 AOCS 在閉環運行條件下與其他分系統的功能、性能匹配和電磁兼容性等技術指標。

2.3 故障應急模式

除了開環和閉環測試外，為了應對衛星在飛行期間可能出現的 系統故障，姿軌控計算機還具備故障應急處理軟件。根據故障模式的不同，有的在動力學不方便設置時可以在開環模式下完成測試，有的可以在閉環模式下實現測試。

按照測試大綱試驗考核，本測試系統的各項指標達到了用戶提出的技術要求，測試系統能夠滿足姿軌控分系統參加整星試驗的測試要求，且功能覆蓋了以往類似型號衛星的測試需求，測試系統的橫向通用性得到了充分驗證。按照以往測試習慣，針對半物理仿真試驗和星地聯試試驗需要獨立設計兩套不同的地面測試設備，且兩套設備互不通用，本測試系統針對這一問題在設計之初也進行了充分考慮，現只需要同一套設備投產兩套即可同時滿足半物理仿真試驗以及星地聯試試驗的要求，大幅減少了設計及生產成本，節約了人力物力。并且設備中的硬件模塊全是采用相同型號，可以互為備份，軟件可以相互兼容，研制周期和研制成本均得到明顯減少。

3 結論

本文對某衛星姿軌控分系統半物理地面測試系統的設計進行了研究。介紹了測試系統的總體設計、硬件結構設計以及測試系統的軟件結構，并針對用戶對于地面測試系統的通用性要求做出了相應的設計考慮，本測試系統具備了模塊化、通用化、小型化以及可靠性強的優點，經過試驗驗證，本半物理地面測試系統能夠分別滿足某衛星姿軌控分系統半物理仿真試驗和參加整星試驗的測試需求，可以為后續的整星測試系統提供備份，達到了設計要求。

[1] 王曉明,戴居峰.嫦娥一號衛星控制分系統地面測試系統設計[J].航天器工程,2008,17(2):94-98.

[2] 林來興.最近十年航天器制導、導航與控制(GNC)控制系統研究[J].北京:控制工程，2004(1):1-8.

[3] 徐福祥.衛星工程[M].北京:中國宇航出版社，2002.

[4] 余亞敏,劉振剛,徐家國.螢火一號火星探測器姿軌控分系統測試設備研究.上海航天，2013,30(4)：236-239.

[5] 熊淑杰,張 銳,白 濤.衛星姿軌控半物理仿真試驗系統架構研究.系統仿真學報,2014,26(7):1487-1491.

ResearchonSatelliteAOCSSemi-TestSimulationTestSystem

Zhang Yiwen, Liu Zhao, Chen Hang

(Shanghai Institute of Spaceflight Control Technology, Shanghai 201109, China)

In order to keep the satellite AOCS (Attitude Trajectory Control System) semi-physical test smoothly, the ground testing system of AOCS semi-physical simulation was designed. In order to meet the universal test of similar satellite models,the simulation test system adopts a general modular desigh framework,.As the same time,the current mainstream PXI bus testing technology is adopted cooperating with VPC switching circuit board.The function of each module is realized by using standard cPCI bus card and some home-made FPGA programmable cPCI bus card.This architecture can not only realize the function modularization,but also facilitate the subsequent function expansion and maintenance.Meanwhile,the utility model has the advantages of high reliability,fast construction time and strong maintainability,and has the advantages of small size and strong stability,and can be adapted to test environment conditions of different test objects,and is suitable for long-distance transportation.This paper introduces the overall design structure of the system,the overall power simulation, dynamic simulator, electrical source interface, programming load application interface, peripheral equipment and other hardware were introduced respectively. The test system has been verified by satellite and ground test.The function and usability of the test system have been verified.The test result accords with the conception of design function and generalization at the beginning of the design.

semi-simulation; universality; high precision; satellite and ground joint test

2017-05-03；

2017-07-13。

張怡文(1985-)，女，上海人，工程師，主要從事衛星及運載火箭地面測試系統硬件及軟件開發，自動化測試測量方向的研究。

1671-4598(2017)11-0001-03

10.16526/j.cnki.11-4762/tp.2017.11.001

TP273

A