[发明专利]一种用于航天器姿态控制算法的集成测试仿真系统

说明书

技术领域

本发明涉及一种应用于控制算法集成测试的航天器姿态仿真系统，属于计算机仿真技术及应用领域。

背景技术

现代航天器功能多样、结构复杂，航天工程项目具有高投入、高风险的特征，成本是限制创新性理念与新技术应用的关键因素。充分的技术预研、风险评估以及大量的地面仿真与测试是卫星入轨飞行前的必要准备步骤。

建立正确的状态时航天器执行在轨任务的必要前提，姿态控制系统的性能直接决卫星的任务质量和完成效率，姿态控制系统则是现代航天器功能最为复杂的分系统之一。

现代航天器通常使用主动姿态控制，根据先后顺序，姿态控制系统在入轨后经历系统初始化、消旋、姿态捕获、姿态机动和姿态稳定等若干阶段。其中，姿态机动和姿态稳定阶段是系统设备以完全性能工作的阶段。根据任务模式不同，这两个阶段姿态系统可能需要进行对日、对地、对轨道、对空间合作或非合作目标等诸多姿态稳定动作，也可能需要配合探测载荷、增益天线和太阳能电池能附件进行联合的指向动作，其工作过程较为复杂。

另一方面，进行主动航天器姿态控制需要使用多种精密敏感器进行姿态测量，并使用若干动力学特性复杂的执行机构作为输出环节完成控制，兼之卫星上与姿控直接或间接相关的天线、帆板和燃料箱等设备均具有较为特殊的结构或动力学特性，进一步增加了姿态控制系统的复杂程度。

航天器姿态控制长期以来受到业界人士重视，相关研究多集中于姿态机动和姿态稳定阶段的控制算法设计。近年来，大量先进的控制理论和算法被应用于航天器控制领域，但在工程实践中应用的控制方法仍以基本的反馈控制为主，这是因为复杂算法的工程实现亦较为复杂，实践应用之前需要进行充分的实验检验。通常采用的仿真验证方法仅能验证在特定的初始条件和特定的参数下控制系统的性能，而当考虑前文所述的各种特殊条件时，复杂算法自身的性能稳定性下降 会带来一系列的问题。

另一方面，研究姿态控制算法的学术论文通常使用较为简单模型和算例验证结论，而不会考虑使用额外工作对实际的轨道环境和星载设备进行建模，也不会考虑使用实际的在轨任务作为仿真输入条件。相对简单的测试输入条件有利于对算法单一方面的性能优势进行定量分析，但仿真实验的实际意义有限，并且仿真输出数据可演示性不高，难以满足工程方的预期，故能够完成实践转化的成果并不多。

控制算法的大系统集成仿真测试问题在近期引起来相关机构的重视，一些科研单位投入资金研发了基于半物理环境的卫星姿态控制仿真测试平台，这些平台通过集成卫星结构模型、附件结构模型和物理控制器、敏感器、执行机构设备模拟在轨环境，其取得的仿真结果通常能够获得更广泛的认同。但受限于平台规模，半物理仿真系统所能集成的卫星系统特性和任务完整性有限，而搭建大规模平台所需的成本较高，并不适合大多数科研组织采用。

计算机软件仿真为复杂系统的集成测试提供了低成本的解决方案，目前业界有专用于航天器仿真的商业化产品，如STK等。一些常用的工程计算仿真软件也添加了面向航天工程的插件资源，如Matlab-Simulink软件和VR-Link软件等。这些基于软件的仿真工具数值求解精度均较高，STK、VR-Link等还具有专业的3D演示功能，但所提供的仿真模型资源或仅限于基本元件功能和任务模式，或对控制算法的模块化介入支持有限，不能达到学术研究人员所期许的不投入额外工作进行开发而直接使用的程度。

另一方面，各类卫星姿态仿真系统除具有前文所述的复杂特性之外，也具有一定的共通性。首先，当前业界普遍采用平台+载荷的低成本方案开发卫星系统，而执行在轨常规任务卫星平台的各个分系统的设计模式类似，各组成设备的输入输出接口也具有模块化应用的趋势；此外，对姿态控制系统各功能模块的数学建模工作也取得了较大进展，目前常用的执行机构、敏感器等设备建模的正确性已经被学术和工程技术人员广泛认可，这些因素使使开发具有通用性和模块化应用特性的姿态控制系统集成测试环境成为可能。

发明内容

本发明的目的是为了解决已有测试仿真平台所存在的真实性和完整性有限、成本高以及对控制算法的模块化介入支持有限等问题，提出一种用于航天器姿态控制算法的集成测试仿真系统。该系统基于数学方法对轨道环境和姿态控制系统各个组成模块的特性进行精确建模，根据常见的卫星任务，为卫星控制系统设置执行不同实际任务的预置模，籍此为卫星控制算法的验证提供功能全面，使用便捷的集成测试环境支持。

本发明的目的是通过下述技术方案实现的。