基于nRF24E01的卫星三轴半物理仿真系统研究

2012-10-25王井胤林宝军

中国测试 2012年6期

王井胤，林宝军

（1.中国科学院光电研究院，北京 100094；2.中国科学院研究生院，北京 100190）

0 引言

微小卫星半物理仿真系统对缩短姿态控制系统验证周期、提高所研制系统的可靠性具有十分重要的工程实践意义[1]。但是组建整套的全物理姿控仿真系统需要巨额资金和较长的研制周期，且仿真效果并不十分突出，与微小卫星“快、好、省”的研制要求背道而驰；仅进行单轴气浮台半物理仿真又在仿真的物理实物全面性方面有所欠缺，无法仿真到三轴敏感器和执行器联动执行姿态控制任务的实际运行情况。因此，研究适合于微小型卫星的三轴半物理仿真系统具有重要的工程实践意义。本文利用Matlab XPC实时仿真技术、nRF24E01无线RS232串口通信、多台单轴气浮台联动运行和星载计算机、反作用飞轮、光纤陀螺等物理实物，设计了基于无线串口通信的微小卫星姿态控制系统的半物理仿真总体方案，并详细讨论了卫星姿态三轴耦合特性、无线信号传输准确性、仿真系统物理特性测试等问题。最后利用该系统对卫星偏置动量三轴稳态控制模式算例进行了仿真验证。

图1 姿控系统三轴半物理仿真系统结构图

1 微小卫星三轴半物理仿真系统设计

在卫星研制过程中，卫星姿态控制系统半物理仿真是在数学仿真验证的基础上，将系统中的关键单机如星载计算机、光纤陀螺和反作用飞轮等用实物代替，其他模块用Matlab Simulink仿真软件建立数学模型，并将上述数学模型下载到XPC下位机进行实时仿真进而构成半物理仿真回路验证姿态控制算法有效性以及关键单机的工作性能。半物理仿真系统是卫星工程实践前的最重要的姿态控制系统设计验证手段，对整星的研制就有重要意义。

1.1 姿控系统三轴半物理仿真系统结构

根据姿控系统半物理仿真系统设计要求，设计半物理仿真系统体系结构图，如图1所示。半物理仿真系统由软件和硬件两部分组成，硬件包括nRF24E01无线RS232通信模块、XPC实时仿真下位机、单轴气浮台、反作用飞轮、光纤陀螺、星载计算机、电源模块以及与XPC实时仿真下位机连接的上位机等;软件包括XPC下位机控制软件、开发编译环境Matlab/Simulink/RTW等。以下重点介绍星载计算机和XPC下位机的结构。

1.1.1 星载计算机

星载计算机结构如图2所示，是卫星星务管理的核心元件，负责对卫星自主运行的管理、姿态确定与控制、指令分析、数据采集、发送各种遥测遥控直接与间接命令等，其中包括EEPROM、PROM、RAM、各种输入输出、定时器及看门狗等[2]。在卫星姿态确定与控制系统中，卫星星载计算机直接控制主要的敏感部件和执行部件。因此，星载计算机是卫星的控制核心部件，需要对部分故障模式等进行演示验证并对星载计算机性能指标进行半物理仿真考核验证。

图2 星载计算机结构图

1.1.2 Matlab XPC实时仿真技术

Matlab XPC实时仿真技术主要包括硬件系统和软件环境。其中硬件系统采用的是研华610工控机并被调为U盘Dos启动，主要任务就是进行卫星动力学方程、运动学方程以及各种仿真数学模型的高速计算，硬件实物包括处理器和I/O接口等的工控机；软件环境可以方便地实现代码生成/下载和试验/调试等工作，由Matlab XPC实现。XPC具有强大的功能，可以很好地完成控制算法的实时设计、测试与实现，Matlab XPC实时仿真的主要流程是系统建模、数学仿真、下位机程序下载及离线实时仿真等。

1.2 基于nRF24E01的无线串口RS232设计

nRF射频技术是一种比较实用的工作在2.4GHz ISM频段的短距离无线通信标准。nRF技术具有硬件设计开发周期短、开发成本低以及通信距离远等特点[2]。本文所设计的卫星三轴气浮台半物理仿真系统各轴同时采用nRF24E01无线通信模块完成通信，因此各轴间信号的抗干扰性成为系统仿真准确性的关键因素。该射频模块能够完成RF数据包处理，包括加前缀和CRC校验等手段，同时ShockBurst传输模式能够完成不同频率数据的同时接受工作，这些模块特性都使系统具有了很强的抗干扰性[3]。

本文无线通信系统包括RS232串口通信和无线数据通信两部分，如图3所示。终端通过RS232串口与nRF24E01射频收发集成芯片通信，RS232是通行的标准接口，从而本文所设计的基于nRF24E01的无线串口RS232成为陀螺和飞轮等台上设备与星载计算机短距离通讯的理想选择，由于RS232协议采用的电平是±12V，因此在TTL电平的数字信号进入COM口前应进行电平的转换。

图3 基于nRF24E01的RS232通信模块结构

1.3 卫星耦合特性相关设计

本文所设计的卫星三轴半物理仿真系统由3台单轴气浮台联合工作实现，每台气浮台只能仿真一个通道[4]，考虑到所采用的偏置动量三轴稳态控制对于各轴的动量耦合具有很高要求，因此需要在XPC实时仿真下位机的动力学模型中考虑三轴的耦合效应[5]。光纤陀螺测量得到星体各轴的角速度，该信号经无线串行通信送给星载计算机，星载计算机再通过RS232串口将该信号送给XPC下位机，在下位机的卫星动力学模型中将各轴角速度测量信号进行耦合运算，计算后的姿态角和姿态角速度偏差被送还给星载计算机，由相应的姿态控制器得到各轴反作用飞轮的控制信号，并通过无线RS232模块加载到反作用飞轮。反作用飞轮的转速信息同样通过无线通信模块送还给星载计算机，从而实现针对飞轮的闭环控制半物理仿真。

2 三轴半物理仿真系统验证

姿态控制系统偏置动量三轴稳态控制是微小卫星重点控制模式之一，本文结合已有算例，针对该控制模式进行三轴半物理仿真验证，可以验证该控制算法下姿态控制系统的物理实物执行情况，为姿控系统的方案设计提供依据。同时，对敏感器和执行机构等硬件机械接口及电接口等进行验证。通过Matlab/Simulink建立的卫星偏置动量三轴稳态控制算法数学仿真模型，并结合卫星运动学模型和动力学模型、干扰力矩模型（包括太阳光压干扰、大气干扰、天体干扰及地磁干扰等）、太阳翼挠性和燃料贮箱液晃干扰模型、光纤陀螺模型和反作用飞轮模型等组成卫星姿态控制系统半物理仿真的主体程序，通过Matlab XPC下载生成可以在下位工控机上运行的文件进行实时仿真[6]。

2.1 偏置动量三轴稳态控制器设计

针对基于反作用飞轮控制的微小卫星偏置动量三轴稳态控制任务，在3-1-2旋转顺序下，卫星的运动学方程为

式中：φ，θ，Ψ——滚动、俯仰和偏航姿态角；

ωx，ωy，ωz——卫星本体系相对惯性系的角速度；

ω0——地心惯性系下的轨道角速度。

卫星姿态动力学方程为

式中：Ⅰ——星体转动惯量矩阵；

ω——本体坐标系中卫星相对惯性坐标系的角速度矢量；

T——飞轮外的控制力矩和飞轮磁卸载力矩以及各种干扰力矩的总和；

h——飞轮相对卫星角动量，h=[hxhyhz]是其在本体系的分量，且hy远大于hx和hz。

结合式（1）和式（2）则有

其中，hy变换很小，可认为近似定值，则可知卫星滚动/偏航回路和俯仰回路可以解耦控制。

由式（3）可得到俯仰回路PD控制器[7]为

是一个典型的二阶控制系统，可由控制理论设计得到相应的控制参数。由式（3）可得到滚动/偏航耦合回路方程和二维观测器为

2.2 nRF24E01模拟RS232通信效果验证

作为微小卫星姿态控制三轴半物理仿真系统的关键部件，nRF24E01无线通信模块模拟了卫星的RS232串口通信，是半物理仿真中信息传递的重要通道，其通信效果直接影响半物理仿真结果的有效性和可靠性[8]；因此，在本文中设计了关于无线通信模块的验证环节，由相同的RS232信号源分别并行经过有线RS232和nRF24E01无线通信模块后在示波器中比较其输出结果，如图4所示。

图4 nRF24E01与RS232通信效果比较

从图4中可以看出，经过无线通信模块后的波形由于存在电平转换和速率转换等环节，在同步性和波形形态细节方面和有线输出略有不同，但是二者匹配度很高，不会影响到仿真结果的正确性。

2.3 仿真结果

根据文献[3]介绍的测量单轴气浮台转动惯量方法得到系统的转动惯量矩阵为

转动惯量 0.00342kg·m2，最大角动量 1N·m·s，最大输出力矩 0.05N·m；初始角度偏差[0.03 0.03 0.02]°，初始四元数[0.981 2 0.080 9 0.071 2 0.160 3]，初始飞轮角动量[-0.2-120-0.4]N·m·s；目标角度偏差[0.0 0.0 0.0]°，目标四元数[1.0 0.0 0.0 0.0]，仿真结果如图5所示。

从图5中可以看到半物理仿真平台工作效果良好，能够实现卫星偏置动量三轴稳态控制算例的仿真过程，可以得到较为真实的姿态和反作用飞轮运行情况，对于算例具有较好的验证效果，同时也验证了半物理仿真系统方案设计合理、可靠。

3 结束语

本文设计了基于nRF24E01无线通信模块的微小卫星姿态控制系统三轴半物理仿真平台。应用无线通信模块实现了RS232通信协议的无线化工作，注重无线通信的抗干扰问题，验证了模拟RS232串口通信的有效性和准确性，实现了多台单轴气浮台的联合工作，从而构造出了能够支持卫星三轴敏感器、执行器和星载计算机等关键单机的物理实物协调工作的半物理仿真平台，提高了卫星半物理仿真系统实物接入的全面性，对于卫星姿态控制系统的设计工作具有很好的支撑作用，仿真结果表明所设计的半物理仿真系统工作效果较为理想。