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(上海航天控制技術(shù)研究所，上海 201109)

衛(wèi)星姿軌控半物理仿真測試系統(tǒng)

(上海航天控制技術(shù)研究所，上海201109)

為了保證衛(wèi)星發(fā)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(tǒng)半物理仿真地面測試系統(tǒng)；為了滿足相關(guān)類似衛(wèi)星型號的通用化測試，本套仿真測試系統(tǒng)采用通用模塊化的設(shè)計架構(gòu)，同時采用現(xiàn)今主流的PXI總線測試技術(shù)(配合VPC轉(zhuǎn)接電路板)；使用標(biāo)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(xiàn)各測試模塊的功能；這種架構(gòu)不僅能實現(xiàn)功能模塊化，便于后續(xù)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(yōu)點，且體積小,穩(wěn)定性強，能適應(yīng)不同測試對象的測試環(huán)境條件，適合長途運輸；文章介紹了系統(tǒng)的總體設(shè)計結(jié)構(gòu)，重點介紹了模擬總體電源、動力學(xué)仿真機、電信號源、程序加載以及外圍設(shè)備等硬件系統(tǒng)功能，以及相關(guān)配套軟件的基本功能；測試系統(tǒng)經(jīng)過與衛(wèi)星的星地聯(lián)試，功能性及使用性均得到了驗證，測試結(jié)論符合設(shè)計之初功能性及通用化的構(gòu)想。

半物理仿真；通用性；高精度；星地聯(lián)試

0 引言

控制分系統(tǒng)負責(zé)衛(wèi)星變軌控制的實現(xiàn)，是衛(wèi)星各分系統(tǒng)中控制難度較大的一個分系統(tǒng)[1]，如果該系統(tǒng)出現(xiàn)故障將直接導(dǎo)致衛(wèi)星不能完成既定任務(wù)，甚至使其變成一個空間垃圾[2]。衛(wèi)星在研制不同階段對姿軌控的設(shè)計任務(wù)和試驗驗證任務(wù)要求不同，因此地面仿真測時地面測試系統(tǒng)也應(yīng)滿足衛(wèi)星不同階段仿真試驗任務(wù)，使得能在衛(wèi)星研制的不同階段進行充分的仿真測試驗證以保證衛(wèi)星在軌任務(wù)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(wèi)星動力學(xué)和執(zhí)行機構(gòu)數(shù)學(xué)仿真軟件驅(qū)動機械轉(zhuǎn)臺，模擬衛(wèi)星的姿態(tài)和軌道運動。為了保證某型號衛(wèi)星姿軌控分系統(tǒng)(GNC)順利完成總體試驗大綱規(guī)定的開環(huán)測試、閉環(huán)測試以及半物理仿真試驗等功能，自動化測試是研制衛(wèi)星姿軌控分系統(tǒng)的重要手段[3],姿軌控分系統(tǒng)的半物理測試主要是實現(xiàn)系統(tǒng)的開閉環(huán)測試以及接口對接測試，除了半物理測試外姿控分系統(tǒng)還需要進行數(shù)學(xué)仿真測試以及星地聯(lián)試，要求半物理仿真測試設(shè)備以及星地聯(lián)試的設(shè)備各獨立模塊間能夠互為備份，所以要求測試設(shè)備具備一定的通用性。因此可研制一套模塊化通用測量設(shè)備和通用軟件搭建的自動化測試系統(tǒng)[4]?？紤]功能通用及擴展性，設(shè)備采用PXI總線測試技術(shù)(配合VPC轉(zhuǎn)接電路板)，使用標(biāo)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(xiàn)各測試模塊的功能，這種架構(gòu)的優(yōu)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(tǒng)的設(shè)計

半物理仿真系統(tǒng)主要用于對姿軌控單機狀態(tài)，姿軌控系統(tǒng)工作流程、算法設(shè)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(tǒng)總體設(shè)計

用戶對半物理測試系統(tǒng)以及星地聯(lián)試測試系統(tǒng)的各項要求如表1所示。

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

表1 系統(tǒng)測試技術(shù)要求

圖1 衛(wèi)星半物理仿真地面測試系統(tǒng)組成

PXI總線兼?zhèn)淞薞XI總線的易維護性、可靠性以及結(jié)構(gòu)簡單以及PCI總線的高速性的優(yōu)點，并且可擴展性強，其數(shù)據(jù)傳輸速率約為 132～264 MB/s。

1.2 測試系統(tǒng)硬件結(jié)構(gòu)設(shè)計

1.2.1 測試系統(tǒng)硬件結(jié)構(gòu)設(shè)計

用戶要求半物理測試系統(tǒng)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(jù)用戶對直流電源模擬供電部分的要求，本測試系統(tǒng)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(jīng)過實際測試性能滿足技術(shù)要求。

模擬總體電路還包括一路星箭分離信號發(fā)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(tài)；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(tài)控制板卡實現(xiàn),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(xué)仿真功能

動力學(xué)仿真的功能主要是模擬衛(wèi)星在太空軌道中的運動狀態(tài)，以檢測衛(wèi)星的各項姿軌控性能指標(biāo)。所謂姿軌控性能，指的就是衛(wèi)星的姿態(tài)及軌道控制性能，衛(wèi)星由運載火箭從地面送至預(yù)定初始軌道后，其后續(xù)的姿態(tài)及軌道控制就要靠其自身的執(zhí)行機構(gòu)完成了，這是一個非常嚴密復(fù)雜的閉環(huán)系統(tǒng)，主要由測量部件、控制器和執(zhí)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(wèi)星相對于系統(tǒng)坐標(biāo)系的姿態(tài)和方位數(shù)據(jù)。 通過由AOCS(姿軌控計算機)為核心的控制器分析計算，控制執(zhí)行機構(gòu)控制衛(wèi)星的變軌及飛行姿態(tài)。

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(xiàn)動力學(xué)仿真的功能，動力學(xué)仿真計算機主要完成的功能包括信號采集、動力學(xué)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(zhuǎn)臺、動態(tài)星模的控制接口。

飛輪接口包括飛輪轉(zhuǎn)速信號和飛輪轉(zhuǎn)向信號的采集。飛輪轉(zhuǎn)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(nèi)轉(zhuǎn)速脈沖數(shù)；飛輪轉(zhuǎn)向信號采用差分方式傳輸，輸出“1”(+3.0～+5.5 V)代表正轉(zhuǎn)，輸出“0”(-5.5～-3.0 V)代表負轉(zhuǎn)，能區(qū)分出正轉(zhuǎn)和負轉(zhuǎn)狀態(tài)即可。采用一塊自研PXI接口飛輪信號采集板卡實現(xiàn),每塊板卡可提供8路轉(zhuǎn)速信號以及8路轉(zhuǎn)向信號的采集。

測試系統(tǒng)需要對閥門線路盒輸出的20路信號進行I/O采集，動力學(xué)仿真機根據(jù)采集到的數(shù)據(jù)對姿軌控分系統(tǒng)進行閉環(huán)控制，采用了凌華公司生產(chǎn)的Cpci-7432多功能IO采集板卡實現(xiàn)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(biāo)準的RS-422通訊接口實現(xiàn)的(2路)，采用一塊自研的PXI接口8路RS422串口通訊板卡實現(xiàn)。

測試系統(tǒng)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(xiàn)，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(xiàn)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(xiàn)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(xiàn)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(tǒng)使用了一塊MOXA公司的Nport-4口串口線路盒實現(xiàn)程序加載功能，該線路盒獨立供電，可通過網(wǎng)絡(luò)交換機實現(xiàn)遠程控制。

1.2.4 外圍設(shè)備

包括中繼器、推進等效器、以及相關(guān)測試一體機電腦及相關(guān)軟件。

1.2.5 較以往設(shè)備整體結(jié)構(gòu)的通用化改進設(shè)計

以往設(shè)計的半物理地面測試系統(tǒng)，動力學(xué)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(tǒng)是先將動力學(xué)仿真計算機以及采集控制計算機的相關(guān)接口信號連接到一塊VPC信號轉(zhuǎn)接電路板，最后信號是從VPC信號轉(zhuǎn)接電路板上的VPC接插件上到達相關(guān)單機以及姿軌控計算機上。這樣改進后的優(yōu)點主要是設(shè)備的美觀性比以前有顯著增強，另外就是設(shè)備內(nèi)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(zhuǎn)接面板上VPC接插件出都是各型號間可以完全通用和復(fù)用的)。

1.3 測試系統(tǒng)軟件

本測試系統(tǒng)使用的軟件沿用了以往所做常規(guī)姿軌控分系統(tǒng)半物理測試設(shè)備的軟件架構(gòu)。但由于由于動力學(xué)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(huán)境，所以本軟件需要極高的實時性，動力學(xué)仿真軟件的仿真周期一般為幾個毫秒，要求操作系統(tǒng)能實現(xiàn)確定的實時線程調(diào)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(xué)仿真軟件直接控制和采集。而其他需要專用設(shè)備實現(xiàn)的功能模塊如星敏感器電信號源等，動力學(xué)仿真計算機可以采用標(biāo)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(tǒng)模擬數(shù)管軟件使用C++Builder平臺開發(fā)，在Windows XP操作系統(tǒng)中運行，根據(jù)總體通訊協(xié)議通過1553B總線向星載軟件進行注數(shù)或者接收遙測數(shù)據(jù)。遠控軟件主要完成動力學(xué)初始參數(shù)的設(shè)定以及所有測試系統(tǒng)需要的操作指令的自動執(zhí)行，實現(xiàn)自動化測試。PXI采集控制軟件基于軟件通用化的架構(gòu)思想采用Labview開發(fā)平臺開發(fā)而成，針對每一塊板卡的測試功能獨立開發(fā)子模塊。動力學(xué)模型仿真軟件用于實現(xiàn)動力學(xué)模型。數(shù)據(jù)庫存儲軟件主要負責(zé)試驗數(shù)據(jù)的存儲和向終端機的廣播。終端顯示軟件則是負責(zé)試驗數(shù)據(jù)的實時顯示。

圖2 地面測試系統(tǒng)軟件組成結(jié)構(gòu)

2 試驗

在硬件及軟件功能調(diào)試通過后，系統(tǒng)將對衛(wèi)星的控制分系統(tǒng)進行測試大綱要求的各項試驗，以此來驗證衛(wèi)星的姿軌控功能。姿軌控分系統(tǒng)在系統(tǒng)級測試中最重要的是要進行開環(huán)測試、閉環(huán)測試和故障應(yīng)急

模式的測試，這項測試是對姿軌控分系統(tǒng)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(tǒng)設(shè)置在不同工作模式下和部件在不同組態(tài)下，實現(xiàn)對姿態(tài)控制功能的設(shè)置和控制指標(biāo)的測試。

2.1 開環(huán)測試

開環(huán)測試環(huán)境下主要測試 AOCS 的開路技術(shù)指標(biāo)和各組部件的功能、性能指標(biāo)及連接關(guān)系，包括各控制回路(由敏感器、控制器和動力學(xué)仿真軟件組成)的增益、各執(zhí)行機構(gòu)(飛輪、噴氣推力器、太陽帆板驅(qū)動機構(gòu)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(huán)測試的流程為：控制計算機通過遙控接口向 ACC 發(fā)遙控指令，并由網(wǎng)絡(luò)將測試命令字送動力學(xué)計算機和數(shù)據(jù)處理計算機，動力學(xué)計算機在收到測試命令后，根據(jù)不同命令字向敏感器(或敏感器模擬器)輸出相應(yīng)的姿態(tài)誤差，姿態(tài)誤差通過接口送給姿軌控計算機，姿軌控計算機的應(yīng)用軟件根據(jù)控制算法計算出作用在衛(wèi)星上的控制信號，送中心控制器 ACC，并且每隔一幀將數(shù)據(jù)送地面遙測模擬接口，控制計算機將數(shù)據(jù)送給數(shù)據(jù)處理、存儲和顯示計算機，從而完成整個開環(huán)測試。

2.2 閉環(huán)測試

閉環(huán)測試是整個衛(wèi)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(huán)測試時，需將整個 AOCS 各部件連成閉合回路，模擬衛(wèi)星正常在軌運行的各種狀態(tài)模式，然后在此閉環(huán)運行條件下測試驗證 AOCS 的各種功能、性能指標(biāo)，模擬整個發(fā)射入軌至在軌全過程的各種工作模式的運行和轉(zhuǎn)換，同時監(jiān)測 AOCS 在閉環(huán)運行條件下與其他分系統(tǒng)的功能、性能匹配和電磁兼容性等技術(shù)指標(biāo)。

2.3 故障應(yīng)急模式

除了開環(huán)和閉環(huán)測試外，為了應(yīng)對衛(wèi)星在飛行期間可能出現(xiàn)的 系統(tǒng)故障，姿軌控計算機還具備故障應(yīng)急處理軟件。根據(jù)故障模式的不同，有的在動力學(xué)不方便設(shè)置時可以在開環(huán)模式下完成測試，有的可以在閉環(huán)模式下實現(xiàn)測試。

按照測試大綱試驗考核，本測試系統(tǒng)的各項指標(biāo)達到了用戶提出的技術(shù)要求，測試系統(tǒng)能夠滿足姿軌控分系統(tǒng)參加整星試驗的測試要求，且功能覆蓋了以往類似型號衛(wèi)星的測試需求，測試系統(tǒng)的橫向通用性得到了充分驗證。按照以往測試習(xí)慣，針對半物理仿真試驗和星地聯(lián)試試驗需要獨立設(shè)計兩套不同的地面測試設(shè)備，且兩套設(shè)備互不通用，本測試系統(tǒng)針對這一問題在設(shè)計之初也進行了充分考慮，現(xiàn)只需要同一套設(shè)備投產(chǎn)兩套即可同時滿足半物理仿真試驗以及星地聯(lián)試試驗的要求，大幅減少了設(shè)計及生產(chǎn)成本，節(jié)約了人力物力。并且設(shè)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(jié)論

本文對某衛(wèi)星姿軌控分系統(tǒng)半物理地面測試系統(tǒng)的設(shè)計進行了研究。介紹了測試系統(tǒng)的總體設(shè)計、硬件結(jié)構(gòu)設(shè)計以及測試系統(tǒng)的軟件結(jié)構(gòu)，并針對用戶對于地面測試系統(tǒng)的通用性要求做出了相應(yīng)的設(shè)計考慮，本測試系統(tǒng)具備了模塊化、通用化、小型化以及可靠性強的優(yōu)點，經(jīng)過試驗驗證，本半物理地面測試系統(tǒng)能夠分別滿足某衛(wèi)星姿軌控分系統(tǒng)半物理仿真試驗和參加整星試驗的測試需求，可以為后續(xù)的整星測試系統(tǒng)提供備份，達到了設(shè)計要求。

[1] 王曉明,戴居峰.嫦娥一號衛(wèi)星控制分系統(tǒng)地面測試系統(tǒng)設(shè)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(dǎo)、導(dǎo)航與控制(GNC)控制系統(tǒng)研究[J].北京:控制工程，2004(1):1-8.

[3] 徐福祥.衛(wèi)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(tǒng)測試設(shè)備研究.上海航天，2013,30(4)：236-239.

[5] 熊淑杰,張 銳,白 濤.衛(wèi)星姿軌控半物理仿真試驗系統(tǒng)架構(gòu)研究.系統(tǒng)仿真學(xué)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(wèi)星及運載火箭地面測試系統(tǒng)硬件及軟件開發(fā)，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