模塊化航天器姿態(tài)控制系統(tǒng)仿真研究

賀廣松 李新洪 王謙 張治彬 安繼萍

摘 要： 以快速響應(yīng)為背景，對模塊化航天器姿態(tài)控制系統(tǒng)進行研究。首先建立集成干擾力矩、姿態(tài)運動學、姿態(tài)動力學、控制律及飛輪、推力器兩種執(zhí)行機構(gòu)的Simulink模型，然后應(yīng)用實時仿真機對模型進行仿真。結(jié)果表明：不同執(zhí)行機構(gòu)的姿態(tài)控制系統(tǒng)能夠完成對衛(wèi)星姿態(tài)的實時控制并且在進行姿態(tài)調(diào)整時各有優(yōu)勢，最后以實時仿真機為基礎(chǔ)設(shè)計了模塊化航天器顯示系統(tǒng)，實現(xiàn)了模塊化航天器分系統(tǒng)狀態(tài)和運行場景可視化。

關(guān)鍵詞： 模塊化航天器； 姿態(tài)控制； Simulink； 執(zhí)行機構(gòu)； 顯示系統(tǒng)； 可視化

中圖分類號： TN876?34； TP391 文獻標識碼： A 文章編號： 1004?373X（2018）18?0131?04

Simulation research on attitude control system for modular spacecraft

HE Guangsong1， LI Xinhong2， WANG Qian1， ZHANG Zhibin1， AN Jiping1

（1. School of Graduate， Aerospace Engineering University， Beijing 101416， China；

2. Department of Space Equipment， Aerospace Engineering University， Beijing 101416， China）

Abstract： Taking rapid response as the background， an attitude control system for the modular spacecraft is studied. The Simulink model integrating the disturbance torque， attitude kinematics， attitude dynamics， control law， and two actuators of flywheel and thruster is established. The real?time simulation machine is applied to simulate the model. The result shows that the attitude control system with different actuators can accomplish real?time control of satellite attitudes and each actuator has its own advantage in attitude adjustment. On the basis of the real?time simulator， the display system of the modular spacecraft is designed to realize visualization for subsystem status and operation scenario of the modular spacecraft.

Keywords： modular spacecraft； attitude control； Simulink； actuator； display system； visualization

當今世界空間信息支援能力已經(jīng)成為國家綜合實力的體現(xiàn)，美國更是認為空間信息是贏得戰(zhàn)爭的根本[1]。模塊化航天器就是一種快速響應(yīng)航天器，其功能獨立、物理獨立，通過標準接口集成在一起，實現(xiàn)整個航天器系統(tǒng)的功能[2]。模塊化航天器姿態(tài)系統(tǒng)的控制能力直接決定著任務(wù)的成敗。故本文對模塊化航天器姿態(tài)控制系統(tǒng)進行研究。衛(wèi)星姿態(tài)系統(tǒng)中控制律一直是研究的熱點，基于四元數(shù)的姿態(tài)控制律被廣泛應(yīng)用于控制律的研究中。文獻[3]應(yīng)用四元數(shù)法，但是其姿控系統(tǒng)過于簡化，模型不完整。文獻[4]建立了衛(wèi)星姿控系統(tǒng)模型，對衛(wèi)星姿態(tài)噴氣控制進行驗證，但其沒有建立具體的執(zhí)行器模型。本文從部件級進行建模，分析使用不同執(zhí)行器時的姿態(tài)控制效果，最大程度地考慮模型完整性與可靠性。

1 模塊化航天器

模塊化航天器模塊間可以進行靈活組裝，滿足不同的任務(wù)。具有代表性的模塊化航天器有基于多個功能模塊協(xié)同工作的智能模塊化平臺SMARTBus[5]（見圖1），日本進行的PETSAT（Panel Extension Satellite）模塊化航天器研究項目[6]，以及對分離模塊概念進行技術(shù)研發(fā)和演示驗證的F6計劃[7]等。

2 姿態(tài)控制系統(tǒng)建模仿真與分析

2.1 仿真平臺

本文通過搭建Simulink模型進行仿真。同時衛(wèi)星子系統(tǒng)仿真對計算機的性能有很高的要求，所以本文采用實時仿真機。該機器運算能力強，實時性好，還具有良好的擴展能力。

2.2 姿態(tài)控制系統(tǒng)建模

本文首先對干擾力矩進行建模，然后對衛(wèi)星姿態(tài)控制系統(tǒng)進行建模。

2.2.1 干擾力矩建模

衛(wèi)星在軌運行期間會受到空間環(huán)境的影響，空間環(huán)境力矩會對航天器的姿態(tài)產(chǎn)生擾動。假定本文衛(wèi)星仿真軌道為低軌，故本文將考慮重力梯度力矩和氣動力矩，這里不再詳細論述，由參考文獻[8?9]可得其數(shù)學模型。

2.2.2 衛(wèi)星姿態(tài)運動學及動力學建模

本文采用四元數(shù)法描述姿態(tài)運動學方程。設(shè)[q]表示軌道坐標系到本體坐標系的四元數(shù)矢量，衛(wèi)星姿態(tài)運動學方程表示為[9]：

[q=12q?ωbo] （1）

或表示成矩陣形式：

[q0q1q2q3=12q0-q1-q2-q3q1q0-q3q2q2q3q0-q1q3-q2q1q0 0ωbo1ωbo2ωbo3] （2）

式中，[ωbo]表示星體坐標系相對于軌道坐標系的角速度。

衛(wèi)星的姿態(tài)動力學方程是描述衛(wèi)星在各種力矩作用下繞其質(zhì)心的轉(zhuǎn)動運動。假設(shè)衛(wèi)星是一剛體，則根據(jù)剛體動量矩定理和公式可得剛體衛(wèi)星的動力學方程為[9]：

[H+ω×H=Tc+Td] （3）

式中：[H=H1H2H3T=Iω]，為衛(wèi)星的角動量矢量；[I]為衛(wèi)星慣量矩陣；[ω]表示星體坐標系相對于慣性坐標系的角速度；[Tc]，[Td]分別為衛(wèi)星所受到控制力矩和干擾力矩。

2.2.3 姿態(tài)系統(tǒng)執(zhí)行器建模

本文建立了反作用飛輪和推力器兩種姿態(tài)執(zhí)行器模型。

1） 反作用飛輪。反作用飛輪是通過改變飛輪轉(zhuǎn)速來改變旋轉(zhuǎn)剛體動量矩，產(chǎn)生與剛體動量矩變化率成正比的控制力矩。當使用飛輪進行姿態(tài)調(diào)整時，需要對飛輪多余角動量進行卸載，否則飛輪很有可能飽和失去控制功能。本文飛輪工作模式為力矩模式下的速率反饋補償控制，采用基于四元數(shù)的PD反饋控制律，由于本文衛(wèi)星在低軌運行，故可采用磁力矩對飛輪進行卸載。由文獻[3，10]可得上述數(shù)學模型。

2） 推力器。推力器是通過噴射質(zhì)量，把多余角動量排出星體外部，達到調(diào)整姿態(tài)的目的。本文采用脈沖調(diào)制技術(shù)（PWPF），通過恒定推力產(chǎn)生變推力的控制量，由參考文獻[8]可以得到其具體數(shù)學模型。

2.3 仿真與分析

本文建立了衛(wèi)星姿態(tài)系統(tǒng)的Simulink模型，下面首先對模型進行仿真，然后對仿真結(jié)果進行分析。

假定衛(wèi)星運行軌道為低軌，考慮重力梯度力矩和氣動力矩，由于本文研究的是姿態(tài)控制系統(tǒng)，故對姿態(tài)系統(tǒng)中的姿態(tài)確定系統(tǒng)進行簡化，把理論值進行加噪來模擬由姿態(tài)敏感器和姿態(tài)確定算法決定的測量值，期望的歐拉角為[20° 40° 80°]，模型仿真參數(shù)如表1所示。

分別以反作用飛輪和推力器作為姿態(tài)系統(tǒng)執(zhí)行器進行仿真，目的是要分析不同執(zhí)行機構(gòu)的作用效果并且驗證模型的準確性。其Simulink模型如圖2、圖3所示。

對模型進行仿真，其仿真結(jié)果如圖4所示。由圖4可知，無論是飛輪調(diào)姿還是推力器調(diào)姿都可以達到調(diào)姿的目的，效果較好，噴氣調(diào)姿的速度比飛輪調(diào)姿快。對兩種調(diào)姿方式的指向精度和穩(wěn)定度進行分析，結(jié)果如圖5，圖6所示。

由圖5，圖6可知，雖然噴氣調(diào)姿作用時間短，但其姿態(tài)指向精度和姿態(tài)穩(wěn)定度低于飛輪調(diào)姿，兩者各有優(yōu)勢。

3 模塊化航天器顯示系統(tǒng)的設(shè)計與實現(xiàn)

3.1 顯示系統(tǒng)設(shè)計

實時仿真機系統(tǒng)以服務(wù)器?客戶端為框架，主要包括實時仿真機和SimWB實時仿真工作臺，如圖7所示。其與顯示系統(tǒng)通過駐留于SimWB仿真工作臺的實時數(shù)據(jù)庫（Real?Time Data Base， RTDB）進行連接。下面首先描述RTDB的生成過程，然后介紹顯示系統(tǒng)的應(yīng)用過程。

1） 登錄軟件。

2） 導入模型。單擊SimWB主控制面板上的Launch Matlab圖標，之后導入存儲在實時仿真機上的Simulink模型。

3） 生成RTDB。導入模型后，點擊Run運行模型；然后點擊SimWB中的Toolkit，進入到SimWB Toolkit GUI界面，之后按步驟配置RTDB變量參數(shù)，點擊生成RTDB變量。由于顯示系統(tǒng)與仿真機接口要通過test文件來實現(xiàn)，所以要將RTDB轉(zhuǎn)換成test文件。

4） 生成test文件。選擇RTDB，點擊Create test即可建立一個test仿真實驗。Test sessions可完成仿真實驗的設(shè)置，參數(shù)配置好后，點擊Run運行仿真實驗。

最后，選擇已保存test文件的RTDB進行參數(shù)配置。參數(shù)配置分為兩部分：配置輸出參數(shù)和配置輸入?yún)?shù)。顯示系統(tǒng)中的Java程序決定了仿真機中各個參數(shù)的配置順序，只有按照順序配置才能保證系統(tǒng)正確運行。

對顯示系統(tǒng)應(yīng)用過程如下：

1） 用戶登錄系統(tǒng)，進行身份驗證，如果驗證成功執(zhí)行下一步，否則系統(tǒng)退出；

2） 系統(tǒng)登錄成功，用戶進行仿真參數(shù)設(shè)置；

3） 根據(jù)用戶參數(shù)，實時仿真機執(zhí)行相關(guān)計算；

4） 實時仿真機將計算的結(jié)果數(shù)據(jù)通過接口實時發(fā)送給顯示系統(tǒng)；

5） 基于發(fā)送的數(shù)據(jù)進行衛(wèi)星分系統(tǒng)信息展示、仿真模擬系統(tǒng)總控展示、衛(wèi)星星下點展示和全過程展示；

6） 用戶點擊結(jié)束仿真；

7） 系統(tǒng)結(jié)束。

3.2 顯示系統(tǒng)結(jié)果

模塊化航天器顯示系統(tǒng)以實時仿真機為核心，以一機四屏的方式進行展示，如圖8所示。

4 結(jié) 語

本文立足快速響應(yīng)，以模塊化航天器姿態(tài)控制系統(tǒng)為出發(fā)點進行建模仿真，考慮模型完整性，從部件級開始建模，建立了飛輪和噴氣兩種調(diào)姿方式。由仿真結(jié)果可知兩種執(zhí)行機構(gòu)能夠較好地完成調(diào)姿任務(wù)，且人員可根據(jù)實際情況選擇執(zhí)行機構(gòu)。最后，以實時仿真機為平臺，設(shè)計了模塊化航天器顯示系統(tǒng)，方便地面操作人員對衛(wèi)星進行監(jiān)控。

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