專利名稱：基于一種dgcmg構型的衛星多種姿態控制模式測試系統的制作方法
技術領域：
本發明涉及基于一種DGCMG (雙框架控制力矩陀螺)構型的衛星多種姿態控制模式測試系統，適用于基于雙框架控制力矩陀螺、單框架控制力矩陀螺和反作用飛輪三類姿態控制執行機構及其不同構型下的衛星姿態控制方案設計。
背景技術：
二十一世紀，空間科學技術快速發展，衛星機動能力大幅提升，小型敏捷機動衛星、對地高精度穩定衛星等多種衛星吸引了多家機構進行了大量研究。衛星的姿態執行機構主要有噴氣推進、控制力矩陀螺和反作用飛輪等。在以往的研究中如小衛星姿態控制地面仿真裝置及方法，公開(公告)號CN1119310031A公布了一種適用于多種不同型號衛星的姿態控制地面仿真的方法；小衛星姿態控制可靠性驗證的仿真測試設備及測試方法，公開(公告)號CNl11444899中則關注了姿態控制可靠性方面的研究。另外在衛星姿態執行機構的研究方面則多專注于一種姿態執行機構的研究，如采用DGCMG的敏捷衛星姿態/角動量聯合控制，偏置動量輪控衛星姿態控制等文章對DGCMG和動量輪等姿態執行機構進行了研究?？刂屏赝勇葑鳛樽藨B執行機構有多種經典構型的應用已相對成熟，目前在控制力矩陀螺的使用上多為采用某一構型，安裝構型確定之后不能再改變。如需采用其他構型的控制力矩陀螺作為姿態執行機構只能將其拆卸下來，再重新搭建所需構型的控制力矩陀螺組，非常繁瑣，浪費大量的時間成本和經濟成本。

發明內容
本發明的技術解決問題是:克服現有技術的不足，提供基于一種DGCMG構型的衛星多種姿態控制模式測試系統，利用該測試平臺，為衛星的多種姿控提供地面測試與驗證。本發明的技術解決方案:基于一種DGCMG構型的衛星多種姿態控制模式測試系統，包括:平臺系統、衛星姿態控制系統和空間環境模擬系統；所述平臺系統包括三軸氣浮臺1、星務綜合管理系統2、電源系統16和第一無線網橋12 ;衛星姿態控制系統包括噴氣推進系統4、四個雙框架控制力矩陀螺DGCMG15、光纖陀螺13、星敏感器10、太陽敏感器8和GPS接收機5 ;所述空間環境模擬系統包括GPS模擬器14，金屬滑塊6、金字塔構型滑桿7太陽仿真器9、星仿真器11 ;地面站系統包括地面仿真計算機18和第二無線網橋17 ；所述三軸氣浮臺I的臺體采用分艙式空心圓柱型結構，共分三個艙體，其中星務綜合管理系統2，電源系統16位于最底層艙體，第一無線網橋12位于最上層艙體并與星務綜合管理系統2相連；星務綜合管理系統2接收衛星控制系統中的光纖陀螺13、星敏感器10、太陽敏感器8和GPS接收機5的信息進行衛星的姿態軌道實時仿真計算，同時星務綜合管理系統2通過第一無線網橋12、第二無線網橋17與地面仿真計算機18通信，并根據地面仿真計算機18的指令向DGCMG15發送命令，進行衛星平臺的姿態控制；噴氣推進系統4位于中間層艙體；四個雙框架控制力矩陀螺15相互間隔100°安裝在三軸氣浮臺I的最底層艙體的底部，通過鎖止內框或外框、內框和外框分別構成多種構型的單框架力矩陀螺和反作用飛輪，用于實現三類不同種類執行機構的姿態控制系統；光纖陀螺13、星敏感器10、太陽敏感器8和GPS接收機5均位于最上層艙體，上述部件均與星務綜合管理系統2相連；GPS模擬器14位于最上層艙體；金屬滑塊6安裝在于最上層艙體相連的金字塔構型滑桿7上，太陽仿真器9、星仿真器11均安裝在最上層艙體上，上述部件均與星務綜合管理系統2相連；太陽仿真器9、星仿真器11、GPS模擬器14分別與太陽敏感器8、星敏感器10和GPS接收機5相連。本發明的原理是:利用雙框架控制力矩陀螺組進行衛星姿態的機動。通過鎖止外框或內框可將雙框架控制力矩陀螺作為單框架控制力矩陀螺使用，并且根據鎖止外框或內框的角度可變換多種構型；通過鎖止外框和內框可將雙框架控制力矩陀螺還可以作為反作用飛輪使用；可以完成基于雙框架控制力矩陀螺、單框架控制力矩陀螺和反作用飛輪三類姿態執行機構的衛星姿態控制系統驗證。本發明與現有技術相比的優點在于:本發明采用4個平行構型雙框架控制力矩陀螺作為測試平臺的執行機構，通過鎖止外框或內框可將雙框架控制力矩陀螺作為單框架控制力矩陀螺使用，并且根據鎖止外框或內框的角度可變換多種構型，通過鎖止外框和內框可將雙框架控制力矩陀螺作為反作用飛輪使用，并且根據鎖止外框和內框的角度可變換多種構型，可以實現基于雙框架控制力矩陀螺、單框架控制力矩陀螺和反作用飛輪三類姿態執行機構的衛星姿態控制系統驗證。即通過一種執行機構的配置可完成三類執行機構構成的衛星姿態控制系統的驗證。


圖1為本發明的總體布局圖；圖2為本發明的衛星空間干擾力矩等效機構；圖3為本發明的衛星姿態測量系統；圖4為本發明的噴氣推進系統；圖5為本發明的星上綜合處理系統；圖6為本發明的DGCMG組；圖7為本發明系統間信號流圖。
具體實施例方式如圖1所示，本發明包括:平臺系統、衛星姿態控制系統和空間環境模擬系統；平臺系統包括三軸氣浮臺1、星務綜合管理系統2、電源系統16和第一無線網橋12 ;衛星姿態控制系統包括噴氣推進系統4、四個雙框架控制力矩陀螺DGCMG15、光纖陀螺13、星敏感器10、太陽敏感器8和GPS接收機5 ;所述空間環境模擬系統包括GPS模擬器14，金屬滑塊6、金字塔構型滑桿(7)、太陽仿真器9、星仿真器11 ;地面站系統包括地面仿真計算機18和第二無線網橋17。三軸氣浮臺I用于模擬衛星平臺，搭載有效載荷，三軸氣浮臺I的臺體采用分艙式空心圓柱型結構，共分三個艙體，其中星務綜合管理系統2，電源系統16位于最底層艙體，第一無線網橋12位于最上層艙體并與星務管理系統2相連，電源系統16，為整個測試系統供電，星務綜合管理系統2接收衛星控制系統中的光纖陀螺13、星敏感器10、太陽敏感器8和GPS接收機5的信息進行衛星的姿態軌道實時仿真計算，同時星務綜合管理系統2通過第一無線網橋12、第二無線網橋17與地面仿真計算機18通信，并根據地面仿真計算機18的指令向DGCMG15發送命令，進行衛星平臺的姿態控制；噴氣推進系統4位于中間層艙體，噴氣推進系統4負責初始速率阻尼和角動量卸載；四個雙框架控制力矩陀螺15作為衛星姿態調整的執行機構，相互間隔100°安裝在三軸氣浮臺I的最底層艙體的底部，通過鎖止內框或外框、內框和外框分別構成多種構型的單框架力矩陀螺和反作用飛輪，用于實現三類不同種類執行機構的姿態控制系統；光纖陀螺13、星敏感器10、太陽敏感器8和GPS接收機5均位于最上層艙體，上述部件均與星務綜合管理系統2相連；GPS模擬器14位于最上層艙體，用于模擬太空中各個GPS衛星的信號，太陽仿真器9和星仿真器11用于模擬太陽光和星光，通過安裝在三軸氣浮臺I頂部金子塔構型滑桿(7)上的金屬滑塊6來模擬空間干擾力矩；金屬滑塊6安裝在于最上層艙體相連的金字塔構型滑桿7上，太陽仿真器9、星仿真器11均安裝在最上層艙體上，上述部件均與星務綜合管理系統2相連；太陽仿真器9、星仿真器11、GPS模擬器14分別與太陽敏感器8、星敏感器10和GPS接收機5相連，采用星敏感器10和太陽敏感器8分別獲取空間環境模擬系統中星仿真器11和太陽仿真器9模擬的星光和太陽光并聯合光纖陀螺13來確定衛星的姿態信息；用GPS接收機5接收空間環境模擬系統中GPS模擬器14模擬的GPS信號來確定衛星的軌道信息；空間環境模擬系統中的太陽仿真器9和星仿真器11分別用于模擬空間中太陽光和星光，衛星控制系統中太陽敏感器8和星敏感器10利用該信息確定衛星的姿態。如圖2為本發明的俯視圖，四個滑桿7固定在頂層的邊緣，形成金字塔形狀，每個滑桿7上安裝一個金屬滑塊6。金字塔構型滑桿7和金屬滑塊6構成金子塔構型的滑塊結構。通過金屬滑塊6在金字塔構型滑桿7上的滑動來模擬空間干擾力矩。如圖3所示為本發明三軸氣浮臺I最上層艙體分布圖，太陽敏感器8安裝在第二象限，將太陽仿真器9安裝在太陽敏感器8的感光頭上，在仿真過程中星務綜合管理系統控制太陽仿真器9產生激勵信號，太陽敏感器8得到該信號后進行平臺姿態角確定，并將姿態角信息傳回星務綜合管理系統2。星敏感器10安裝在第一象限，將星仿真器11安裝在星敏感器10的感光頭上，在仿真過程中星務綜合管理系統2控制星仿真器11產生激勵信號，星敏感器10得到該信號后測量平臺姿態角，并將姿態角測量信息傳回星務綜合管理系統2。三個正交的光纖陀螺13安裝在第四象限，由三個光纖陀螺13測量三軸氣浮臺I在三個方向上的姿態角速率，并將該信息傳到星務綜合管理系統2。星務綜合管理系統2綜合處理太陽敏感器8、星敏感器10和三個光纖陀螺13提供的姿態信息進行最終姿態的確定。GPS接收機5、GPS模擬器14安裝在第三象限，GPS接收機5接收來自空間環境模擬系統的GPS模擬器14的信息，并將信息傳送到星務綜合管理系統2用來確定軌道位置。如圖4所示為本發明三軸氣浮臺I的中間層艙體的布局圖，該層艙體安裝噴氣推進系統4。在該艙體對稱的安裝兩個噴氣推進系統4，這兩個噴氣推進系統4均與星務綜合管理系統2相連，由星務綜合管理系統2控制其噴氣的大小和方向進行姿態機動。如圖5所示為本發明三軸氣浮臺I的最底層艙體的分布圖，每個象限均安放有星務綜合處理系統2的電路板及配重塊3，當三軸氣浮臺I的臺體的配重不均衡時可以調節配重塊3的質量來使臺體的配重均衡。如圖6所示為本發明三軸氣浮臺I仰視圖，電源系統16固定安裝在臺體底面，四個雙框架控制力矩陀螺15均勻固定的安裝在臺體底部。太陽敏感器8、太陽仿真器9、星敏感器10、星仿真器11、三個光纖陀螺13、GPS接收機，噴氣推進系統4、星務綜合管理系統2均通過RS422與電源系統16相連。上述所有RS422通過三軸氣浮臺I的中間的圓柱引到臺體底部，并與電源系統16相連。圖6所示，本發明的四個雙框架控制力矩陀螺15構成平行構型安裝于氣浮臺體I的底部。為每個雙框架控制力矩陀螺建立坐標系，XI，X2，X3，X4均指向當地正東方向；Y1，Υ2，Υ3，Υ4均指向當地正北方向；Ζ1，Ζ2，Ζ3，Ζ4均指向地心。每個在內、外框架角都為零時，鎖住雙框架控制力矩陀螺15的外框架，則構成雙平行構型的單框架控制力矩陀螺。在第三DGCMG15繞外框軸Υ3順時針轉過α角(0〈 α <100)并鎖止外框，第四DGCMG15繞外框軸Υ4逆時間轉過α角并鎖止外框，第一 GCMG繞外框軸Yl逆時針轉過α角并鎖止內框，第二DGCMG15繞外框軸Υ2順時針轉過α角并鎖住內框則構成金字塔構型的單框架控制力矩陀螺，若在構成金字塔構型的單框架控制力矩陀螺后鎖住所有雙框架控制力矩陀螺15的內框和外框，則構成了金字塔構型的反作用飛輪。因此，利用如圖6所示構型的雙框架控制力矩陀螺15可構成多種典型構型的單框架控制陀螺群和反作用飛輪群。如圖7所示為本發明系統間信號流圖。星務綜合管理系統2是本測試系統的信息處理中心。由星務綜合管理系統2控制太陽仿真器9、星仿真器11、GPS模擬器14輸出相應的太陽光信號、星光信號和GPS衛星信號。由星務管理器2控制金字塔構型滑桿7上的四個滑塊6做周期性運動，模擬空間干擾力矩，使三軸氣浮臺I在該力矩下震顫。太陽敏感器8、星敏感器10、GPS接收機5分別接收由太陽仿真器9、星仿真器11、GPS模擬器14輸出的相應的太陽光信號、星光信號和GPS衛星信號進行衛星平臺姿態角的測量和GPS衛星信息的測量。光纖陀螺13用于測量三軸氣浮臺I的姿態角速率。太陽敏感器8、星敏感器10、光纖陀螺13測量的姿態角以及GPS接收機5測量的GPS衛星信息傳送給星務綜合管理系統2保存。星務綜合管理系統2通過GPS衛星信息計算衛星平臺的軌道，并根據軌道信息和衛星平臺的姿態信息控制雙框架控制力矩陀螺15進行軌道和姿態機動。星務綜合管理系統2通過第一無線網橋12和第二無線網橋17與地面仿真計算機18進行信息交互。本發明說明書中未作詳細描述的內容屬于本領域專業技術人員公知的現有技術。
權利要求
1.基于一種DGCMG(15)構型的衛星多種姿態控制模式測試系統，其特征在于包括:平臺系統、衛星姿態控制系統和空間環境模擬系統；所述平臺系統包括三軸氣浮臺(I)、星務綜合管理系統(2)、電源系統(16)和第一無線網橋(12);所述衛星姿態控制系統包括噴氣推進系統(4)、四個雙框架控制力矩陀螺DGCMG (15)、光纖陀螺(13)、星敏感器(10)、太陽敏感器(8)和GPS接收機(5);所述空間環境模擬系統包括GPS模擬器(14)，金屬滑塊(6)、金字塔構型滑桿(7)太陽仿真器(9)、星仿真器(11);地面站系統包括地面仿真計算機(18)和第二無線網橋(17);所述三軸氣浮臺(I)的臺體采用分艙式空心圓柱型結構，共分三個艙體，其中星務綜合管理系統(2)，電源系統(16)位于最底層艙體，第一無線網橋(12)位于最上層艙體并與星務綜合管理系統(2)相連；星務綜合管理系統(2)接收衛星控制系統中的光纖陀螺(13)、星敏感器(10)、太陽敏感器(8)和GPS接收機(5)的信息進行衛星的姿態軌道實時仿真計算，同時星務綜合管理系統(2)通過第一無線網橋(12)、第二無線網橋(17)與地面仿真計算機18通信，并根據地面仿真計算機(18)的指令向DGCMG (15)發送命令，進行衛星平臺的姿態控制； 噴氣推進系統(4)位于中間層艙體；四個雙框架控制力矩陀螺(15)相互間隔100°安裝在三軸氣浮臺(I)的最底層艙體的底部，通過鎖止內框或外框、內框和外框分別構成多種構型的單框架力矩陀螺和反作用飛輪，用于實現三類不同種類執行機構的姿態控制系統；光纖陀螺(13)、星敏感器(10)、太陽敏感器(8)和GPS接收機(5)均位于最上層艙體，上述部件均與星務綜合管理系統(2)相連；GPS模擬器(14)位于最上層艙體；金屬滑塊(6)安裝在于最上層艙體相連的金字塔構型滑桿(7)上，太陽仿真器(9)、星仿真器(11)均安裝在最上層艙體上，上述部件均與星務綜合管理系統(2)相連；太陽仿真器(9)、星仿真器(11)、GPS模擬器(14)分別與太陽敏感器(8)、星敏感器(10)和GPS接收機(5)相連。
2.根據權利要求1所述的基于一種DGCMG(15)構型的衛星多種姿控模式測試系統，其特征在于:所述DGCMG (15)作為執行機構，當其內、外框架角都為零時，鎖住DGCMG (15)的外框架，則構成雙平行構型的單框架控制力矩陀螺，用于研究雙平行構型的單框架控制力矩陀螺作為執行機構的衛星姿控系統的性能。
3.根據權利要求1所述的基于一種DGCMG(15)構型的衛星多種姿控模式測試系統，其特征在于:所述DGCMG (15)作為執行機構，在第三個DGCMG (15)繞外框軸Y3順時針轉過α角，0〈α〈100，并鎖止外框，第四個DGCMG (15)繞外框軸Υ4逆時間轉過α角并鎖止外框，第一個DGCMG (15)繞外框軸Yl逆時針轉過α角并鎖止內框，第二個DGCMG (15)繞外框軸Υ2順時針轉過α角并鎖住內框則構成金字塔構型的單框架控制力矩陀螺。
4.根據權利要求1所述的基于一種DGCMG(15)構型的衛星多種姿控模式測試系統，其特征在于:所述DGCMG (15)作為執行機構，第三DGCMG (15)繞外框軸Υ3順時針轉過α角，0〈α〈100，并鎖止外框，第四DGCMG (15)繞外框軸Υ4逆時間轉過α角并鎖止外框，第一 DGCMG (15)繞外框軸Yl逆時針轉過α角并鎖止內框，第二 DGCMG (15)繞外框軸Υ2順時針轉過α角并同時鎖住外框和內框則構成金字塔構型的金字塔構型的反作用飛輪。
全文摘要
基于一種DGCMG構型的衛星多種姿態控制模式測試系統，是利用DGCMG一種執行機構測試和驗證基于DGCMG、單框CMG和飛輪的衛星三種姿控系統的性能，包括平臺系統、衛星姿態控制系統、空間環境模擬系統和地面站系統。平臺系統由三軸氣浮臺、星務綜合管理系統、電源和無線網橋組成，用來模擬衛星動力學特性和信息管理；衛星姿態控制系統由噴氣推進系統、DGCMG、光纖陀螺、星敏感器、太陽敏感器和GPS接收機組成，用于衛星平臺的定姿、定軌及其控制；空間環境模擬系統由GPS模擬器，金字塔構型的滑塊、太陽仿真器、星仿真器組成，用于模擬空間干擾力矩、GPS衛星及天體的部分性能。利用該測試平臺，為衛星的多種姿控提供地面測試與驗證。
文檔編號G05B23/02GK103197669SQ201310125910
公開日2013年7月10日 申請日期2013年4月12日 優先權日2013年4月12日
發明者楊照華, 余遠金, 王浩, 郭雷 申請人:北京航空航天大學