应用于单轴气浮台的星敏感器的简易模拟装置及模拟方法

摘要

应用于单轴气浮台的星敏感器的简易模拟装置及模拟方法，涉及一种应用于单轴气浮台的星敏感器的简易模拟装置及模拟方法。它解决了现有地面航天器半物理仿真中的星敏感器由于无法接入仿真系统中导致无法对控制算法进行性能考核的问题。其装置：光电码盘的转动部分套在单轴气浮台的转轴上并固定，其信号通过无线通信模块发送到单轴气浮台的台面上的单片机中。其方法：采用光电码盘测量单轴气浮台的角速度，并将角速度数据通过无线通信模块发送至单轴气浮台台面上的单片机中。本发明适用于单轴气浮台星敏感器的功能模拟。

说明书

技术领域

本发明涉及一种应用于单轴气浮台的星敏感器的简易模拟装置及模拟方法。

背景技术

航天器控制系统半物理仿真是研制航天器过程中特有的一种仿真方法，它利用气浮转台作为运动模拟器并结合部分实物搭建的半物理仿真环境，进行控制系统方案的仿真验证。单轴气浮转台通过压缩空气在气浮轴承与轴承座之间形成气膜使台面浮于空中，实现气浮转台台面与台体之间近似无摩擦的相对转动，从而模拟航天器在外层空间所受干扰力矩很小的力学环境，进而在地面上利用气浮转台台面的转动模拟刚体航天器的姿态运动。

在基于单轴气浮转台的航天器半物理仿真中，为了考验关键部件对航天器控制算法控制性能的影响，常需要将实物接入到实际控制回路中。这些实物既包括飞轮、陀螺等必要器件，也包括决定航天器高精度控制不可或缺的星敏感器。目前，受星敏感器工作原理的限制，地面半物理仿真时多采用星空模拟器配合方法实现对其性能的考核。然而驱动星空模拟器需要用户提供航天器精确的轨道和姿态信息，这显然有悖于采用星敏感器进行高精度姿态测量的初衷。因此在地面航天器半物理仿真中，星敏感器无法接入闭环仿真系统中对算法进行性能考核。

发明内容

本发明是为了解决现有地面航天器半物理仿真中的星敏感器由于无法接入仿真系统中导致无法对控制算法进行性能考核的问题，从而提出一种应用于单轴气浮台的星敏感器的简易模拟装置及模拟方法。

应用于单轴气浮台的星敏感器的简易模拟装置，它包括光电码盘、转速数字显示仪和无线通信模块，所述无线通信模块包括无线信号发射单元和无线信号接收单元；所述光电码盘的转动部分套在单轴气浮台的转轴上并固定，光电码盘的接收部分固定在单轴气浮台的底座上，所述光电码盘的信号输出端与转速数字显示仪的信号输入端连接；所述转速数字显示仪的信号输出端与无线信号发射单元的信号输入端连接；无线信号接收单元固定在单轴气浮台的台面上。

基于上述装置的应用于单轴气浮台的星敏感器的简易模拟方法，它由以下步骤实现：

步骤一、采用光电码盘测量单轴气浮台的角速度，获得角速度数据，并将所述角速度数据传送至转速数字显示仪；

步骤二、转速数字显示仪显示步骤一获得的角速度数据，并将所述角速度数据通过无线信号发射单元发射；

步骤三、无线信号接收单元接收步骤二发射的角速度数据，并将所述角速度数据传送至单片机；

步骤四、仿真计算机计算航天器另外两个轴的角速度数据和轨道信息并传送至单片机；

步骤五、单片机根据步骤三中接收的角速度数据和步骤四接收的航天器另外两个轴的角速度数据和轨道信息进行计算，获得星敏感器的模拟输出数据。

步骤五所述的根据步骤三中接收的角速度数据和步骤四接收的航天器另外两个轴的角速度数据和轨道信息进行计算，具体步骤是：将接收到的角速度数据利用四阶龙格库塔法进行积分，获得到航天器体坐标系相对于轨道坐标系的姿态四元数Q_ob；

步骤三中接收到的气浮台的角速度为一维矢量w_ob，与步骤四接收的航天器另外两个轴的角速度组成航天器三轴的角速度三维矢量w；

航天器上积分时间常数dTime；

航天器初始姿态角速度为w₀；

航天器初始姿态四元数为Q₀；

四元数计算公式为：

$l\otimes p=\left(\begin{array}{cccc}{p}_0& -p_1& -p_2& -p_3\\ p_1& p_0& p_3& -p_2\\ p_2& -p_3& p_0& p_1\\ p_3& p_2& -p_1& p_0\end{array}\right)\left(\begin{array}{c}{l}_0\\ l_1\\ l_2\\ l_3\end{array}\right)$

根据姿态四元数运动学方程表示的函数：

$\stackrel{·}{Q}=\frac{1}{2}f(Q,w)=\frac{1}{2}Q\otimes \left(\begin{array}{c}0\\ w\end{array}\right)$

计算如下四个系数：

K₁＝f(Q₀，w₀)

$K_2=f(Q_0+\frac{1}{4}\mathrm{dTime}{K}_1,\frac{w_0+w_{\mathrm{ob}}}{2})$

$K_3=f(Q_0+\frac{1}{4}\mathrm{dTime}{K}_2,\frac{w_0+w_{\mathrm{ob}}}{2})$

$K_4=f(Q_0+\frac{1}{2}\mathrm{dTime}{K}_3,\frac{w_0+w_{\mathrm{ob}}}{2})$

根据上述获得的四个系数，计算得到姿态四元数Q_ob：

$Q_{\mathrm{ob}}=Q_0+\frac{1}{12}\mathrm{dTime}(K_1+2K_3+2K_3+K_4)$

仿真计算机向单片机中实时输入的航天器运行轨道信息：瞬时轨道六根数，计算轨道坐标系相对惯性坐标系的姿态四元数Q_io；

所述瞬时轨道六根数为：升交点赤经Ω，近地点幅角ω，偏心率e，平近点角M，轨道倾角i；

通过公式：

$Q_{\overrightarrow{e}}\left(x\right)=\cos \frac{x}{2}+\overrightarrow{e}\sin \frac{x}{2}$

计算：

$Q_{\mathrm{io}}=Q_{{\left(\begin{array}{ccc}0& 0& 1\end{array}\right)}^T}\left(\Omega \right)\otimes Q_{{\left(\begin{array}{ccc}1& 0& 0\end{array}\right)}^T}(i-\frac{\pi }{2})\otimes Q_{{\left(\begin{array}{ccc}0& -1& 0\end{array}\right)}^T}(\omega +f+\frac{\pi }{2})$

其中：

$f=M+(2e-\frac{1}{4}{e}^3)\sin M+(\frac{5}{4}{e}^2-\frac{11}{24}{e}^4)\sin 2M+\frac{13}{12}{e}^3\sin 3M+\frac{103}{96}{e}^4\sin 4M$

获得的轨道坐标系相对惯性坐标系的姿态四元数Q_io即实际星敏感器测量的航天器姿态，即星敏感器模拟装置的输出数据。

无线信号发射单元和无线信号接收单元均采用蓝牙模块实现。

转速数字显示仪的信号输出端与无线信号发射单元的信号输入端之间的信号传输、无线信号接收单元的信号输出端和单片机的信号输入端之间的信号传输均通过RS485总线实现。

有益效果：本发明采用光电码盘测量单轴气浮台高精度转动角速度数据，并将所述角速度数据通过无线信号发射单元发射至单轴气浮台的台面上的无线信号接收单元，然后采用单片机计算出对应的航天器某个轴的转动角度，通过将单片机接入单轴气浮台的台面上的仿真系统，从而实现对控制算法进行性能的考核，进而实现星敏感器高精度测量功能和性能的模拟。本发明具有体积小、延迟时间小、模拟数据真实且精度高等特点。

附图说明

图1是本发明的结构示意图。

具体实施方式

具体实施方式一、结合图1说明本具体实施方式，应用于单轴气浮台的星敏感器的简易模拟装置，它包括光电码盘1、转速数字显示仪2和无线通信模块3，所述无线通信模块3包括无线信号发射单元31和无线信号接收单元32；所述光电码盘1的转动部分套在单轴气浮台的转轴上并固定，光电码盘1的接收部分固定在单轴气浮台的底座上，所述光电码盘1的信号输出端与转速数字显示仪2的信号输入端连接；所述转速数字显示仪2的信号输出端与无线信号发射单元31的信号输入端连接；无线信号接收单元32固定在单轴气浮台的台面上。光电码盘1的接收部分位于其转动部分的工作面中，保证能够准确接收到转动部分的光信号。

本具体实施方式中，转速数字显示仪2和无线信号发射单元31均设置在单轴气浮台的底座上或地面上。

本实施方式采用光电码盘1测量单轴气浮台高精度转动角速度数据，并将所述角速度数据通过无线信号发射单元发射至单轴气浮台的台面上的无线信号接收单元，然后采用单片机4计算出航天器的姿态四元数并发送给仿真计算机5，从而实现对控制算法进行性能的考核，进而实现星敏感器高精度测量功能和性能的模拟。

具体实施方式二、本具体实施方式与具体实施方式一所述的应用于单轴气浮台的星敏感器的简易模拟装置的区别在于，它还包括单片机4，单片机4固定在单轴气浮台的台面上，所述无线信号接收单元32的信号输出端与单片机4的信号输入端连接。

具体实施方式三、本具体实施方式与具体实施方式二所述的应用于单轴气浮台的星敏感器的简易模拟装置的区别在于，它还包括仿真计算机5，所述仿真计算机5固定在单轴气浮台的台面上，所述仿真计算机5的信号输入或输出端与单片机4的信号输出或输入端连接。

本具体实施方式中，单片机4通过一个串行接口与无线信号接收单元32的串口连接，用于接收数据，通过另一串行接口作为模拟器信号输出端，用于与仿真计算机5连接。

本实施方式中，单片机4和无线通信模块3的工作电源电压均为+5v，由单轴气浮转台台面上的仿真系统电源提供。

本实施方式具有体积小、延迟时间小、原理简单、研制成本低、模拟数据真实且精度高的优点。

具体实施方式四、本具体实施方式与具体实施方式三所述的应用于单轴气浮台的星敏感器的简易模拟装置的区别在于，它还包括RS485总线，所述光电码盘1的信号输出端与转速数字显示仪2的信号输入端之间、转速数字显示仪2的信号输出端与无线信号发射单元31的信号输入端之间、无线信号接收单元32的信号输出端和单片机4的信号输入端之间、仿真计算机5的信号输入或输出端与单片机4的信号输出或输入端之间均通过RS485总线连接。

具体实施方式五、本具体实施方式与具体实施方式四所述的应用于单轴气浮台的星敏感器的简易模拟装置的区别在于，无线通信模块3为蓝牙无线通信模块。

具体实施方式六、本具体实施方式与具体实施方式五所述的应用于单轴气浮台的星敏感器的简易模拟装置的区别在于，光电码盘1的型号为EAS425绝对值光电码盘(上海精浦机电有限公司)，无线通信模块3的型号为BTS5504C2P(重庆金瓯科技发展有限责任公司)；单片机4的型号为C8051F040；转速数字显示仪2的型号为XJP-48E(上海上自仪转速表仪表电机有限公司)，仿真计算机5的型号为MSM855(瑞士Digital-Logic公司)。

本实施方式中，光电码盘1的工作电源电压为+10v直流电，转速数字显示仪2的工作电源电压为220v交流电，由地面供电电源提供。

本实施方式中各器件的型号选取均不是唯一的。

具体实施方式七、基于具体实施方式一所述的应用于单轴气浮台的星敏感器的简易模拟装置的应用于单轴气浮台的星敏感器的简易模拟方法，它由以下步骤实现：

步骤一、采用光电码盘1测量单轴气浮台的角速度，获得角速度数据，并将所述角速度数据传送至转速数字显示仪2；

步骤二、转速数字显示仪2显示步骤一获得的角速度数据，并将所述角速度数据通过无线信号发射单元31发射；

步骤三、无线信号接收单元32接收步骤二发射的角速度数据，并将所述角速度数据传送至单片机4；

步骤四、仿真计算机5计算航天器另外两个轴的角速度数据和轨道信息并传送至单片机4；

步骤五、单片机4根据步骤三中接收的角速度数据和步骤四接收的航天器另外两个轴的角速度数据和轨道信息进行计算，获得星敏感器的模拟输出数据。

步骤五所述的根据步骤三中接收的角速度数据和步骤四接收的航天器另外两个轴的角速度数据和轨道信息进行计算，具体步骤是：将接收到的角速度数据利用四阶龙格库塔法进行积分，获得到航天器体坐标系相对于轨道坐标系的姿态四元数Q_ob；

步骤三中接收到的气浮台的角速度为一维矢量w_ob，与步骤四接收的航天器另外两个轴的角速度组成航天器三轴的角速度三维矢量w；

航天器上积分时间常数dTime；

航天器初始姿态角速度为w₀；

航天器初始姿态四元数为Q₀；

四元数计算公式为：

$l\otimes p=\left(\begin{array}{cccc}{p}_0& -p_1& -p_2& -p_3\\ p_1& p_0& p_3& -p_2\\ p_2& -p_3& p_0& p_1\\ p_3& p_2& -p_1& p_0\end{array}\right)\left(\begin{array}{c}{l}_0\\ l_1\\ l_2\\ l_3\end{array}\right)$

根据姿态四元数运动学方程表示的函数：

$\stackrel{·}{Q}=\frac{1}{2}f(Q,w)=\frac{1}{2}Q\otimes \left(\begin{array}{c}0\\ w\end{array}\right)$

计算如下四个系数：

K₁＝f(Q₀，w₀)

$K_2=f(Q_0+\frac{1}{4}\mathrm{dTime}{K}_1,\frac{w_0+w_{\mathrm{ob}}}{2})$

$K_3=f(Q_0+\frac{1}{4}\mathrm{dTime}{K}_2,\frac{w_0+w_{\mathrm{ob}}}{2})$

$K_4=f(Q_0+\frac{1}{2}\mathrm{dTime}{K}_3,\frac{w_0+w_{\mathrm{ob}}}{2})$

根据上述获得的四个系数，计算得到姿态四元数Q_ob：

$Q_{\mathrm{ob}}=Q_0+\frac{1}{12}\mathrm{dTime}(K_1+2K_3+2K_3+K_4)$

仿真计算机(5)向单片机(4)中实时输入的航天器运行轨道信息：瞬时轨道六根数，计算轨道坐标系相对惯性坐标系的姿态四元数Q_io；

所述瞬时轨道六根数为：升交点赤经Ω，近地点幅角ω，偏心率e，平近点角M，轨道倾角i；

通过公式：

$Q_{\overrightarrow{e}}\left(x\right)=\cos \frac{x}{2}+\overrightarrow{e}\sin \frac{x}{2}$

计算：

$Q_{\mathrm{io}}=Q_{{\left(\begin{array}{ccc}0& 0& 1\end{array}\right)}^T}\left(\Omega \right)\otimes Q_{{\left(\begin{array}{ccc}1& 0& 0\end{array}\right)}^T}(i-\frac{\pi }{2})\otimes Q_{{\left(\begin{array}{ccc}0& -1& 0\end{array}\right)}^T}(\omega +f+\frac{\pi }{2})$

其中：

$f=M+(2e-\frac{1}{4}{e}^3)\sin M+(\frac{5}{4}{e}^2-\frac{11}{24}{e}^4)\sin 2M+\frac{13}{12}{e}^3\sin 3M+\frac{103}{96}{e}^4\sin 4M$

获得的轨道坐标系相对惯性坐标系的姿态四元数Q_io即实际星敏感器测量的航天器姿态，即星敏感器模拟装置的输出数据。

无线信号发射单元31和无线信号接收单元32均采用蓝牙模块实现。

转速数字显示仪2的信号输出端与无线信号发射单元31的信号输入端之间的信号传输、无线信号接收单元32的信号输出端和单片机4的信号输入端之间的信号传输均通过RS485总线实现。

获得的轨道坐标系相对惯性坐标系的姿态四元数Q_io即实际星敏感器测量的航天器姿态，即星敏感器模拟装置的输出数据。

本实施方式中，蓝牙模块的传输速率设为19200bps，数据发送频率为10Hz。光电码盘1测量精度为20角秒，因此模拟器的测量精度最高可达20角秒，与目前国际上典型的星敏感器的指标一致。

本实施方式中，单片机4将计算得到的航天器姿态四元数Q_io输出至仿真计算机5，为仿真计算机5提供姿态信息，进而实现航天器姿态控制系统仿真。