王玉爽，蔣志雄，顧 斌

(北京控制工程研究所，北京 100190)

敏捷衛(wèi)星控制分系統(tǒng)動(dòng)中成像姿態(tài)機(jī)動(dòng)模式的集成測(cè)試方案設(shè)計(jì)

王玉爽，蔣志雄，顧 斌

(北京控制工程研究所，北京 100190)

動(dòng)中成像姿態(tài)機(jī)動(dòng)模式作為敏捷衛(wèi)星一種新的工作模式，具有機(jī)動(dòng)過程復(fù)雜、姿態(tài)實(shí)時(shí)變化、指標(biāo)要求更高的特點(diǎn)，原有的集成測(cè)試環(huán)境和測(cè)試方法難以對(duì)其進(jìn)行有效驗(yàn)證，針對(duì)這一問題，設(shè)計(jì)了分系統(tǒng)集成測(cè)試方案.該方案對(duì)分系統(tǒng)集成測(cè)試環(huán)境的主控機(jī)、動(dòng)力學(xué)模型和數(shù)據(jù)分析系統(tǒng)進(jìn)行設(shè)計(jì)，實(shí)現(xiàn)了基于任務(wù)的自主測(cè)試、目標(biāo)姿態(tài)計(jì)算模型和可視化測(cè)試功能，對(duì)測(cè)試方法中的機(jī)動(dòng)模式的典型測(cè)試工況和指標(biāo)測(cè)試進(jìn)行了研究.測(cè)試結(jié)果表明，該方案可有效驗(yàn)證控制分系統(tǒng)姿態(tài)機(jī)動(dòng)功能的正確性和指標(biāo)符合情況，為開展分系統(tǒng)集成測(cè)試提供了思路.

敏捷衛(wèi)星；動(dòng)中成像；姿態(tài)機(jī)動(dòng)；集成測(cè)試

0 引 言

隨著航天技術(shù)應(yīng)用的發(fā)展，高成像質(zhì)量對(duì)衛(wèi)星的姿態(tài)和軌道控制提出了更高的要求.敏捷衛(wèi)星具有快速姿態(tài)機(jī)動(dòng)、高定位精度和高穩(wěn)定度指標(biāo)要求、能夠根據(jù)任務(wù)要求快速改變姿態(tài)指向，實(shí)現(xiàn)遙感衛(wèi)星靈活多變的工作模式，如點(diǎn)目標(biāo)成像、條帶拼幅、非沿跡成像和立體成像等[1]，進(jìn)而實(shí)現(xiàn)對(duì)目標(biāo)的高效靈活觀測(cè).以法國Pleiades衛(wèi)星為例，可在25 s內(nèi)實(shí)現(xiàn)滾動(dòng)姿態(tài)調(diào)整60°，姿態(tài)控制精度可達(dá)到0.017°(3σ).傳統(tǒng)遙感衛(wèi)星成像模式為靜態(tài)成像方式[2]，衛(wèi)星在成像過程中對(duì)地指向固定，在姿態(tài)機(jī)動(dòng)過程中不進(jìn)行成像，姿態(tài)機(jī)動(dòng)到位后成像.敏捷衛(wèi)星的動(dòng)中成像工作模式，是在現(xiàn)有衛(wèi)星高精度控制基礎(chǔ)上，在姿態(tài)機(jī)動(dòng)過程中開啟光學(xué)有效載荷進(jìn)行成像，即衛(wèi)星在成像過程中能夠?qū)崟r(shí)調(diào)整光軸對(duì)地指向，從而實(shí)現(xiàn)姿態(tài)對(duì)地指向不斷變化的成像方式.為實(shí)現(xiàn)動(dòng)中成像機(jī)動(dòng)模式的姿態(tài)控制指標(biāo)要求，控制分系統(tǒng)設(shè)計(jì)了相應(yīng)的機(jī)動(dòng)模式，該模式機(jī)動(dòng)過程復(fù)雜、姿態(tài)實(shí)時(shí)變化、指標(biāo)要求更高，難以直接驗(yàn)證.集成測(cè)試是在地面開展的系統(tǒng)級(jí)測(cè)試，作為驗(yàn)證控制分系設(shè)計(jì)的關(guān)鍵環(huán)節(jié)，現(xiàn)有的測(cè)試環(huán)境和測(cè)試用例[3]已不能滿足動(dòng)中成像模式的測(cè)試需求，需要針對(duì)動(dòng)中成像姿態(tài)機(jī)動(dòng)模式的新特點(diǎn)開展測(cè)試方案的設(shè)計(jì)研究，從而全面有效地開展分系統(tǒng)集成測(cè)試.

1 動(dòng)中成像姿態(tài)機(jī)動(dòng)概述

敏捷衛(wèi)星動(dòng)中成像技術(shù)具備機(jī)動(dòng)過程中開啟光學(xué)有效載荷進(jìn)行成像的能力，當(dāng)被觀測(cè)的目標(biāo)區(qū)域不在衛(wèi)星沿軌跡方向，要求衛(wèi)星能夠快速從初始姿態(tài)到達(dá)目標(biāo)姿態(tài)，然后按一定角速度運(yùn)動(dòng)，在衛(wèi)星姿態(tài)機(jī)動(dòng)的過程中對(duì)地面物體連續(xù)成像(圖1).機(jī)動(dòng)中成像時(shí)，由衛(wèi)星的姿態(tài)變化產(chǎn)生的像移是影響光學(xué)成像質(zhì)量的主要因素之一，為了實(shí)現(xiàn)高分辨率清晰成像，機(jī)動(dòng)過程中的角速度需要滿足相機(jī)高質(zhì)量成像條件[4].

動(dòng)中成像模式機(jī)動(dòng)過程可分為姿態(tài)預(yù)置過程和動(dòng)態(tài)跟蹤過程兩個(gè)階段.姿態(tài)預(yù)置用于回掃成像的起始姿態(tài)和角速度的建立以及回掃成像完返回正常姿態(tài)的過程中.在姿態(tài)預(yù)置模式中，衛(wèi)星可實(shí)現(xiàn)任意初始姿態(tài)或姿態(tài)角速度，在規(guī)定的時(shí)間，機(jī)動(dòng)至任意目標(biāo)姿態(tài)或姿態(tài)角速度，以保證機(jī)動(dòng)后期姿態(tài)或姿態(tài)角速度的平穩(wěn)緩變特性和機(jī)動(dòng)到位后時(shí)的控制精度.動(dòng)態(tài)跟蹤過程按建立的成像要求的角度、角速度進(jìn)行機(jī)動(dòng)，其跟蹤地面目標(biāo)條帶為：起始經(jīng)緯度和末端點(diǎn)經(jīng)緯度兩點(diǎn)所確定的大圓所對(duì)應(yīng)的劣弧，方向由起始經(jīng)緯度指向末端點(diǎn)經(jīng)緯度.衛(wèi)星目標(biāo)姿態(tài)需保證衛(wèi)星光軸(衛(wèi)星本體+Z軸)地面指向點(diǎn)從規(guī)定的時(shí)間起點(diǎn)開始完成對(duì)地表軌跡的連續(xù)成像.衛(wèi)星機(jī)動(dòng)全過程中滾動(dòng)角、俯仰角均需進(jìn)行連續(xù)機(jī)動(dòng)，偏航角持續(xù)進(jìn)行偏流角修正.通過動(dòng)中成像姿態(tài)機(jī)動(dòng)，衛(wèi)星可實(shí)現(xiàn)對(duì)地面任意走向軌跡的跟蹤成像，對(duì)非沿軌跡方向的狹長地物目標(biāo)(例如海岸線等)具有很好時(shí)效性.

2 集成測(cè)試環(huán)境設(shè)計(jì)

控制分系統(tǒng)集成測(cè)試環(huán)境如圖2所示，各部分組成與功能如下：

1)星務(wù)模擬器：實(shí)現(xiàn)控制分系統(tǒng)對(duì)外接口模擬，如數(shù)據(jù)管理分系統(tǒng)1553B總線接口、GPS秒脈沖接口.

2)主控機(jī)：實(shí)現(xiàn)分系統(tǒng)集成測(cè)試控制，包括測(cè)試用例執(zhí)行中的指令發(fā)送等功能

3)動(dòng)力學(xué)計(jì)算機(jī)：實(shí)現(xiàn)衛(wèi)星姿態(tài)軌道動(dòng)力學(xué)模型，并采集星上產(chǎn)品的執(zhí)行機(jī)構(gòu)信號(hào)，通過動(dòng)力學(xué)模型計(jì)算輸出信號(hào)至敏感器產(chǎn)品；

4)數(shù)據(jù)分析系統(tǒng)：實(shí)現(xiàn)測(cè)試數(shù)據(jù)存儲(chǔ)、分析和顯示的功能.

控制系統(tǒng)現(xiàn)有集成測(cè)試環(huán)境多針對(duì)傳統(tǒng)靜態(tài)成像方式設(shè)計(jì)，地面注入指令設(shè)定衛(wèi)星的機(jī)動(dòng)角度，通過衛(wèi)星姿態(tài)數(shù)據(jù)判讀驗(yàn)證設(shè)計(jì)的正確性和指標(biāo)符合情況.應(yīng)用現(xiàn)有的測(cè)試環(huán)境進(jìn)行敏捷衛(wèi)星的動(dòng)中成像姿態(tài)機(jī)動(dòng)模式測(cè)試存在如下問題：

(1)機(jī)動(dòng)時(shí)間與成像任務(wù)時(shí)間相對(duì)獨(dú)立，不能滿足動(dòng)中成像過程中姿態(tài)機(jī)動(dòng)與成像任務(wù)之間嚴(yán)格的時(shí)間約束關(guān)系.

(2)姿態(tài)機(jī)動(dòng)設(shè)計(jì)的正確性不能驗(yàn)證：不能確定姿態(tài)機(jī)動(dòng)跟蹤過程中的目標(biāo)姿態(tài)是否為跟蹤軌跡要求的姿態(tài)，需要計(jì)算驗(yàn)證.

(3) 測(cè)試結(jié)果不直觀：簡(jiǎn)單的從衛(wèi)星姿態(tài)信息并不能直觀驗(yàn)證衛(wèi)星對(duì)地跟蹤軌跡是否與指令注入的軌跡一致.

為解決上述問題，對(duì)集成測(cè)試環(huán)境中的主控機(jī)、動(dòng)力學(xué)模型以及數(shù)據(jù)分析系統(tǒng)開展針對(duì)性設(shè)計(jì).

2.1基于任務(wù)的自主測(cè)試

傳統(tǒng)的成像方式機(jī)動(dòng)過程與成像過程獨(dú)立，對(duì)于何時(shí)發(fā)送機(jī)動(dòng)指令并無嚴(yán)格要求，只要滿足成像前機(jī)動(dòng)到位即可.動(dòng)中成像任務(wù)可以分解為一個(gè)或多個(gè)機(jī)動(dòng)指令，動(dòng)中成像姿態(tài)機(jī)動(dòng)指令的發(fā)送時(shí)間與成像任務(wù)有嚴(yán)格的時(shí)序約束，體現(xiàn)在兩個(gè)方面：

1)機(jī)動(dòng)指令的發(fā)送時(shí)間即為姿態(tài)預(yù)置的開始時(shí)間，因此指令發(fā)送時(shí)刻會(huì)影響姿態(tài)預(yù)置過程，進(jìn)而影響動(dòng)態(tài)跟蹤(動(dòng)中成像)過程；

2)連續(xù)進(jìn)行多次機(jī)動(dòng)任務(wù)時(shí)，前后機(jī)動(dòng)任務(wù)的指令間隔時(shí)間要滿足一定的要求，若在規(guī)定時(shí)間內(nèi)未收到下一條指令，則自動(dòng)回標(biāo)稱姿態(tài).

在主控機(jī)中設(shè)計(jì)了基于星時(shí)判斷的自動(dòng)指令序列發(fā)送方式，實(shí)現(xiàn)測(cè)試序列調(diào)度，設(shè)計(jì)功能如下：

1)可將一次測(cè)試的機(jī)動(dòng)任務(wù)指令按照?qǐng)?zhí)行時(shí)間、執(zhí)行條件進(jìn)行排列組合，保存成機(jī)動(dòng)測(cè)試序列文件，其中指令的執(zhí)行時(shí)間設(shè)定為姿態(tài)機(jī)動(dòng)預(yù)置開始時(shí)間；

2)能夠?qū)崟r(shí)訂閱星時(shí)遙測(cè)信息，開始執(zhí)行序列后，判斷星時(shí)滿足預(yù)先配置好的發(fā)送時(shí)間條件時(shí)，自動(dòng)逐條發(fā)送成像任務(wù)指令；

3)可按要求設(shè)定指令的間隔時(shí)間，能夠精確到毫秒.

自動(dòng)測(cè)試序列方式，可保證各個(gè)機(jī)動(dòng)指令在準(zhǔn)確的時(shí)刻發(fā)送至星上軟件，預(yù)置過程按設(shè)計(jì)的姿態(tài)規(guī)劃時(shí)間進(jìn)行，跟蹤時(shí)間與任務(wù)要求時(shí)間一致，并且滿足多任務(wù)的指令間隔要求，也便于多次重復(fù)測(cè)試的一致性比對(duì)分析.

2.2目標(biāo)姿態(tài)計(jì)算模型

動(dòng)中成像跟蹤過程需要實(shí)時(shí)計(jì)算目標(biāo)姿態(tài)，為驗(yàn)證星上目標(biāo)姿態(tài)計(jì)算算法的正確性.在動(dòng)力學(xué)計(jì)算機(jī)中的動(dòng)力學(xué)模型中增加目標(biāo)姿態(tài)計(jì)算算法進(jìn)行測(cè)試比對(duì).該算法基于地球橢球模型，對(duì)敏捷衛(wèi)星動(dòng)態(tài)跟蹤過程進(jìn)行建模.

機(jī)動(dòng)模型的建立用到的坐標(biāo)系有大地坐標(biāo)系、地心慣性J2000坐標(biāo)系、衛(wèi)星軌道系和本體系，各個(gè)坐標(biāo)系的定義與轉(zhuǎn)換關(guān)系見參考文獻(xiàn)[5].

(1)

其中，Cie為地球坐標(biāo)系與慣性坐標(biāo)系的轉(zhuǎn)換矩陣，CPN為歲差章動(dòng)矩陣.則目標(biāo)點(diǎn)、衛(wèi)星與地心的矢量關(guān)系如圖3所示.

可以得到如下矢量關(guān)系:

(2)

式中,re為從地心指向目標(biāo)點(diǎn)的矢量，rs為從地心指向衛(wèi)星質(zhì)心的矢量；rse從衛(wèi)星質(zhì)心指向目標(biāo)點(diǎn)的矢量.

設(shè)定衛(wèi)星軌道系按1-2-3的轉(zhuǎn)序得到本體系，由J2000慣性系到軌道系的轉(zhuǎn)換矩陣Coi得到衛(wèi)星對(duì)地指向在軌道系下的單位矢量為

(3)

即可計(jì)算出衛(wèi)星的滾動(dòng)和俯仰目標(biāo)姿態(tài)φr、θr，差分得到相應(yīng)的姿態(tài)角速度.

由于機(jī)動(dòng)成像時(shí)目標(biāo)點(diǎn)和相機(jī)存在相對(duì)運(yùn)動(dòng)，需要進(jìn)行偏流角修正.動(dòng)中成像機(jī)動(dòng)過程中的偏流角，與僅考慮地球自轉(zhuǎn)角速度引起的偏流角計(jì)算不同，根據(jù)文獻(xiàn)[6]給出了動(dòng)態(tài)成像方式下的偏流角數(shù)學(xué)解析表達(dá)式，可以計(jì)算出目標(biāo)的偏流角ψr.

2.3機(jī)動(dòng)過程可視化測(cè)試

動(dòng)中成像模式一般給出成像開始的時(shí)刻、起始點(diǎn)和結(jié)束點(diǎn)經(jīng)緯度，由于姿態(tài)角和姿態(tài)角速度實(shí)時(shí)變化，集成測(cè)試時(shí)僅通過姿態(tài)遙測(cè)數(shù)據(jù)可觀性差.STK軟件是一款功能強(qiáng)大的衛(wèi)星仿真軟件[7]，可提供二維、三維可視化場(chǎng)景，可用于系統(tǒng)的姿態(tài)軌道分析中.姿態(tài)機(jī)動(dòng)過程中動(dòng)力學(xué)輸出的姿態(tài)和軌道信息確定了衛(wèi)星的整體運(yùn)行狀態(tài)，可借助STK工具進(jìn)行測(cè)試結(jié)果可視化處理.在集成測(cè)試環(huán)境的數(shù)據(jù)分析系統(tǒng)設(shè)計(jì)了姿態(tài)機(jī)動(dòng)仿真顯示界面，可視化的顯示衛(wèi)星的在軌運(yùn)行狀態(tài)，直觀的進(jìn)行機(jī)動(dòng)軌跡監(jiān)測(cè).

在STK中創(chuàng)建一個(gè)工程，建立一個(gè)場(chǎng)景，生成二維和三維圖像，并建立一個(gè)衛(wèi)星模型和相機(jī)模型.將動(dòng)力學(xué)提供的衛(wèi)星動(dòng)中成像姿態(tài)跟蹤期間的姿態(tài)數(shù)據(jù)編寫成STK使用的STK．a(chǎn)文件，加載姿態(tài)數(shù)據(jù)，將軌道數(shù)據(jù)輸入，設(shè)置跟蹤的起始時(shí)間，進(jìn)行情景仿真，可三維動(dòng)態(tài)顯示衛(wèi)星的機(jī)動(dòng)過程，生成姿態(tài)動(dòng)態(tài)跟蹤期間對(duì)地跟蹤軌跡，對(duì)地跟蹤點(diǎn)的經(jīng)緯度信息在界面中實(shí)時(shí)更新，便于測(cè)試的直觀驗(yàn)證.為了獲得跟蹤的具體數(shù)據(jù)，可以輸出跟蹤軌跡的位置數(shù)據(jù)文件.將STK生成的地表跟蹤點(diǎn)經(jīng)緯度與注入要求的跟蹤軌跡比較，可以進(jìn)一步直觀確認(rèn)機(jī)動(dòng)設(shè)計(jì)的正確性.

3 集成測(cè)試用例設(shè)計(jì)

3.1測(cè)試工況設(shè)計(jì)

通過動(dòng)中成像模式成像時(shí)，目標(biāo)區(qū)域與星下點(diǎn)幾何位置關(guān)系會(huì)有多種可能，不同的跟蹤軌跡，衛(wèi)星實(shí)時(shí)的滾動(dòng)角、俯仰角和偏流角的大小和方向也會(huì)有差別，對(duì)敏捷衛(wèi)星的姿態(tài)控制需求也不一樣.分系統(tǒng)集成測(cè)試在進(jìn)行測(cè)試用例設(shè)計(jì)時(shí)，重點(diǎn)對(duì)如下衛(wèi)星在軌工況進(jìn)行測(cè)試：

(1)沿星下點(diǎn)軌跡跟蹤：衛(wèi)星以一定的速度跟蹤一段沿跡條帶，包括跟蹤軌跡與星下點(diǎn)軌跡一致和跟蹤軌跡順行于星下點(diǎn)軌跡方向.跟蹤過程中對(duì)地指向不斷變化，可以按相機(jī)要求的速度進(jìn)行跟蹤，跟蹤速度與星下點(diǎn)速度不同.對(duì)于太陽同步軌道衛(wèi)星而言，成像條帶基本為南北方向.

(2)不沿星下點(diǎn)軌跡跟蹤：衛(wèi)星以一定的速度跟蹤一段非沿跡條帶，跟蹤方向與星下點(diǎn)軌跡方向成一定夾角，最典型工況為沿與星下點(diǎn)軌跡垂直的方向進(jìn)行跟蹤和沿星下點(diǎn)軌跡進(jìn)行反向跟蹤.其中垂直軌跡跟蹤可以實(shí)現(xiàn)東西方向大范圍成像，要求衛(wèi)星具有快速偏航機(jī)動(dòng)90°的能力，反向跟蹤能夠滿足觀測(cè)的及時(shí)性，要求俯仰方向能夠?qū)崿F(xiàn)大角度機(jī)動(dòng).

(3)連續(xù)進(jìn)行姿態(tài)機(jī)動(dòng)：連續(xù)兩次或多次進(jìn)行動(dòng)中成像姿態(tài)機(jī)動(dòng)，在前一次機(jī)動(dòng)結(jié)束后發(fā)送下一任務(wù)指令.多次機(jī)動(dòng)間能夠?qū)崿F(xiàn)正確銜接、平穩(wěn)過渡，可以滿足多條帶拼接成像任務(wù)的要求，實(shí)現(xiàn)曲線條帶跟蹤.

(4)姿態(tài)機(jī)動(dòng)與其它模式的轉(zhuǎn)換：機(jī)動(dòng)模式轉(zhuǎn)換也是控制分系統(tǒng)設(shè)計(jì)的一部分，在姿態(tài)跟蹤模式后，系統(tǒng)可以轉(zhuǎn)為正常對(duì)地運(yùn)行模式，也可以根據(jù)指令轉(zhuǎn)為其他的機(jī)動(dòng)模式.

3.2機(jī)動(dòng)指標(biāo)測(cè)試

敏捷衛(wèi)星的動(dòng)中成像機(jī)動(dòng)指標(biāo)包括跟蹤角速度、機(jī)動(dòng)建立時(shí)間、動(dòng)態(tài)跟蹤期間穩(wěn)定度和指向精度.

在測(cè)試時(shí)，通過典型工況和多次測(cè)試統(tǒng)計(jì)分析的方式，明確指標(biāo)具體的實(shí)現(xiàn)情況，列出重點(diǎn)考察的曲線，對(duì)于有指標(biāo)要求的內(nèi)容，給出放大的曲線，使得能從曲線上直接看出指標(biāo)滿足情況.

(1)跟蹤狀態(tài)建立時(shí)間測(cè)試

對(duì)衛(wèi)星姿態(tài)預(yù)置模式動(dòng)力學(xué)姿態(tài)角和角速度數(shù)據(jù)進(jìn)行分析，驗(yàn)證預(yù)置過程平穩(wěn)緩變特性，從預(yù)置模式轉(zhuǎn)為跟蹤模式，姿態(tài)無跳變，在規(guī)定的時(shí)間點(diǎn)能夠建立目標(biāo)姿態(tài)，預(yù)置模式持續(xù)時(shí)間滿足建立時(shí)間要求，跟蹤結(jié)束后轉(zhuǎn)回正常模式前的預(yù)置過程也滿足設(shè)計(jì)要求.

(2)跟蹤過程中的穩(wěn)定度測(cè)試

在動(dòng)態(tài)跟蹤過程中，要求保持偏流角修正動(dòng)作，三軸穩(wěn)定度滿足指標(biāo)要求.將跟蹤過程中的星上目標(biāo)角速度遙測(cè)作為理論值，動(dòng)力學(xué)的角速度與之進(jìn)行差值計(jì)算，對(duì)誤差進(jìn)行統(tǒng)計(jì)分析，定量評(píng)價(jià)跟蹤過程中的姿態(tài)穩(wěn)定度.

(3)跟蹤過程中的指向精度測(cè)試

將動(dòng)力學(xué)姿態(tài)角數(shù)據(jù)與星上目標(biāo)姿態(tài)比對(duì)處理，對(duì)姿態(tài)角誤差進(jìn)行統(tǒng)計(jì)分析，檢查衛(wèi)星指向精度的實(shí)現(xiàn)情況.

(4)跟蹤機(jī)動(dòng)能力測(cè)試

跟蹤機(jī)動(dòng)能力是指衛(wèi)星機(jī)動(dòng)過程中具備的最大機(jī)動(dòng)角速度，可以在點(diǎn)對(duì)點(diǎn)機(jī)動(dòng)模式下進(jìn)行測(cè)試，按最大角度機(jī)動(dòng)檢查機(jī)動(dòng)角速度是否可達(dá)到跟蹤能力要求，控制系統(tǒng)輸出能力是否滿足使用需求.

4 集成測(cè)試方案驗(yàn)證

以某敏捷衛(wèi)星為例，采用本文設(shè)計(jì)的集成測(cè)試方案開展分系統(tǒng)測(cè)試.該衛(wèi)星具有星敏高精度定姿模式，采用CMG控制，工作軌道為橢圓軌道，測(cè)試選取不沿星下點(diǎn)軌跡跟蹤的工況，任務(wù)目標(biāo)起始點(diǎn)經(jīng)緯度為127.328 408 9°、68.738 059 58°，結(jié)束點(diǎn)的經(jīng)緯度為127.876 353 8°、68.261 6272 8°.在集成測(cè)試環(huán)境下，機(jī)動(dòng)指令序列能夠在要求的時(shí)刻正確發(fā)送；動(dòng)力學(xué)計(jì)算的目標(biāo)姿態(tài)數(shù)據(jù)與星上遙測(cè)數(shù)據(jù)一致，可以驗(yàn)證目標(biāo)姿態(tài)計(jì)算算法的正確性；通過數(shù)據(jù)處理分析系統(tǒng)輸出關(guān)鍵曲線，能夠驗(yàn)證分系統(tǒng)指標(biāo)符合情況；利用測(cè)試數(shù)據(jù)仿真能直觀的在STK上顯示動(dòng)態(tài)跟蹤過程.

圖4為動(dòng)中成像姿態(tài)機(jī)動(dòng)過程，衛(wèi)星從初始姿態(tài)經(jīng)過姿態(tài)預(yù)置過程建立起成像的目標(biāo)姿態(tài)，轉(zhuǎn)入跟蹤模式進(jìn)行成像，成像結(jié)束后通過姿態(tài)預(yù)置過程轉(zhuǎn)入正常對(duì)地運(yùn)行姿態(tài).圖5～6為跟蹤過程中穩(wěn)定度和指向精度曲線，從仿真結(jié)果可以看出，跟蹤期間三軸穩(wěn)定度優(yōu)于0.002(°)/s，三軸指向精度優(yōu)于0.02°，滿足控制分系統(tǒng)的技術(shù)指標(biāo)要求.

圖7為應(yīng)用STK軟件實(shí)現(xiàn)的衛(wèi)星機(jī)動(dòng)過程顯示界面，包括衛(wèi)星的機(jī)動(dòng)過程三維顯示圖和對(duì)地指向點(diǎn)的經(jīng)緯度數(shù)據(jù).圖8為動(dòng)中成像過程中實(shí)際跟蹤的經(jīng)緯度曲線，與任務(wù)要求的目標(biāo)起始點(diǎn)和終止點(diǎn)一致，動(dòng)態(tài)跟蹤過程滿足任務(wù)要求.

5 結(jié) 論

為了驗(yàn)證敏捷衛(wèi)星動(dòng)中成像機(jī)動(dòng)模式的功能性能滿足在軌任務(wù)要求，本文設(shè)計(jì)了分系統(tǒng)集成測(cè)試方案，在分系統(tǒng)測(cè)試環(huán)境中設(shè)計(jì)了自主測(cè)試序列、目標(biāo)姿態(tài)計(jì)算算法和可視化顯示系統(tǒng)；在測(cè)試用例設(shè)計(jì)中，設(shè)計(jì)了典型工況，對(duì)各項(xiàng)機(jī)動(dòng)指標(biāo)測(cè)試方法進(jìn)行了設(shè)計(jì).通過對(duì)某衛(wèi)星進(jìn)行測(cè)試驗(yàn)證，該集成測(cè)試方案能夠有效地驗(yàn)證動(dòng)中成像機(jī)動(dòng)功能設(shè)計(jì)的正確性，性能指標(biāo)滿足敏捷衛(wèi)星高精度的姿態(tài)控制要求，測(cè)試覆蓋性全面，測(cè)試充分、有效.

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IntegrationTestSchemeDesignofDynamic-ImagingAttitudeManeuverModeforAgileSatelliteControlSystem

WANG Yushuang, JIANG Zhixiong, GU Bin

(BeijingInstituteofControlEngineering，Beijing100190，China)

As a new work mode of agile satellite, dynamic-imaging attitude maneuver mode has such characteristics as complicated maneuver, real time change of attitude and higher performance index. It is difficult to validate the maneuver mode in the existing test environment using current test method. An integration test scheme is designed to solve this problem. The design of test environment contains master control unit, dynamic model and data analysis system. The automatic test, target attitude calculation and visualization of test system are realized. Typical test conditions and performance test are included in the research of test method. The results show that the designed scheme can verify the correctness of function and the validity of performance index, which provides ideas for integration test of control system.

agile satellite； dynamic imaging； attitude maneuver； integration test

2016-09-23

V448

A

1674-1579(2017)05-0068-05

10.3969/j.issn.1674-1579.2017.05.011

王玉爽(1987—)，女，工程師，研究方向?yàn)樾l(wèi)星控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)與測(cè)試；蔣志雄(1980—)，男，高級(jí)工程師，研究方向?yàn)樾l(wèi)星控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)與測(cè)試；顧斌(1968—)，男，研究員，研究方向?yàn)樾l(wèi)星控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)與測(cè)試.