模块化航天器姿态控制系统仿真研究

贺广松 李新洪 王谦 张治彬 安继萍

摘 要： 以快速响应为背景，对模块化航天器姿态控制系统进行研究。首先建立集成干扰力矩、姿态运动学、姿态动力学、控制律及飞轮、推力器两种执行机构的Simulink模型，然后应用实时仿真机对模型进行仿真。结果表明：不同执行机构的姿态控制系统能够完成对卫星姿态的实时控制并且在进行姿态调整时各有优势，最后以实时仿真机为基础设计了模块化航天器显示系统，实现了模块化航天器分系统状态和运行场景可视化。

关键词： 模块化航天器； 姿态控制； Simulink； 执行机构； 显示系统； 可视化

中图分类号： TN876?34； TP391 文献标识码： A 文章编号： 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

當今世界空间信息支援能力已经成为国家综合实力的体现，美国更是认为空间信息是赢得战争的根本[1]。模块化航天器就是一种快速响应航天器，其功能独立、物理独立，通过标准接口集成在一起，实现整个航天器系统的功能[2]。模块化航天器姿态系统的控制能力直接决定着任务的成败。故本文对模块化航天器姿态控制系统进行研究。卫星姿态系统中控制律一直是研究的热点，基于四元数的姿态控制律被广泛应用于控制律的研究中。文献[3]应用四元数法，但是其姿控系统过于简化，模型不完整。文献[4]建立了卫星姿控系统模型，对卫星姿态喷气控制进行验证，但其没有建立具体的执行器模型。本文从部件级进行建模，分析使用不同执行器时的姿态控制效果，最大程度地考虑模型完整性与可靠性。

1 模块化航天器

模块化航天器模块间可以进行灵活组装，满足不同的任务。具有代表性的模块化航天器有基于多个功能模块协同工作的智能模块化平台SMARTBus[5]（见图1），日本进行的PETSAT（Panel Extension Satellite）模块化航天器研究项目[6]，以及对分离模块概念进行技术研发和演示验证的F6计划[7]等。

2 姿态控制系统建模仿真与分析

2.1 仿真平台

本文通过搭建Simulink模型进行仿真。同时卫星子系统仿真对计算机的性能有很高的要求，所以本文采用实时仿真机。该机器运算能力强，实时性好，还具有良好的扩展能力。

2.2 姿态控制系统建模

本文首先对干扰力矩进行建模，然后对卫星姿态控制系统进行建模。

2.2.1 干扰力矩建模

卫星在轨运行期间会受到空间环境的影响，空间环境力矩会对航天器的姿态产生扰动。假定本文卫星仿真轨道为低轨，故本文将考虑重力梯度力矩和气动力矩，这里不再详细论述，由参考文献[8?9]可得其数学模型。

2.2.2 卫星姿态运动学及动力学建模

本文采用四元数法描述姿态运动学方程。设[q]表示轨道坐标系到本体坐标系的四元数矢量，卫星姿态运动学方程表示为[9]：

[q=12q?ωbo] （1）

或表示成矩阵形式：

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

式中，[ωbo]表示星体坐标系相对于轨道坐标系的角速度。

卫星的姿态动力学方程是描述卫星在各种力矩作用下绕其质心的转动运动。假设卫星是一刚体，则根据刚体动量矩定理和公式可得刚体卫星的动力学方程为[9]：

[H+ω×H=Tc+Td] （3）

式中：[H=H1H2H3T=Iω]，为卫星的角动量矢量；[I]为卫星惯量矩阵；[ω]表示星体坐标系相对于惯性坐标系的角速度；[Tc]，[Td]分别为卫星所受到控制力矩和干扰力矩。

2.2.3 姿态系统执行器建模

本文建立了反作用飞轮和推力器两种姿态执行器模型。

1） 反作用飞轮。反作用飞轮是通过改变飞轮转速来改变旋转刚体动量矩，产生与刚体动量矩变化率成正比的控制力矩。当使用飞轮进行姿态调整时，需要对飞轮多余角动量进行卸载，否则飞轮很有可能饱和失去控制功能。本文飞轮工作模式为力矩模式下的速率反馈补偿控制，采用基于四元数的PD反馈控制律，由于本文卫星在低轨运行，故可采用磁力矩对飞轮进行卸载。由文献[3，10]可得上述数学模型。

2） 推力器。推力器是通过喷射质量，把多余角动量排出星体外部，达到调整姿态的目的。本文采用脉冲调制技术（PWPF），通过恒定推力产生变推力的控制量，由参考文献[8]可以得到其具体数学模型。

2.3 仿真与分析

本文建立了卫星姿态系统的Simulink模型，下面首先对模型进行仿真，然后对仿真结果进行分析。

假定卫星运行轨道为低轨，考虑重力梯度力矩和气动力矩，由于本文研究的是姿态控制系统，故对姿态系统中的姿态确定系统进行简化，把理论值进行加噪来模拟由姿态敏感器和姿态确定算法决定的测量值，期望的欧拉角为[20° 40° 80°]，模型仿真参数如表1所示。

分别以反作用飞轮和推力器作为姿态系统执行器进行仿真，目的是要分析不同执行机构的作用效果并且验证模型的准确性。其Simulink模型如图2、图3所示。

对模型进行仿真，其仿真结果如图4所示。由图4可知，无论是飞轮调姿还是推力器调姿都可以达到调姿的目的，效果较好，喷气调姿的速度比飞轮调姿快。对两种调姿方式的指向精度和稳定度进行分析，结果如图5，图6所示。

由图5，图6可知，虽然喷气调姿作用时间短，但其姿态指向精度和姿态稳定度低于飞轮调姿，两者各有优势。

3 模块化航天器显示系统的设计与实现

3.1 显示系统设计

实时仿真机系统以服务器?客户端为框架，主要包括实时仿真机和SimWB实时仿真工作台，如图7所示。其与显示系统通过驻留于SimWB仿真工作台的实时数据库（Real?Time Data Base， RTDB）进行连接。下面首先描述RTDB的生成过程，然后介绍显示系统的应用过程。

1） 登录软件。

2） 导入模型。单击SimWB主控制面板上的Launch Matlab图标，之后导入存储在实时仿真机上的Simulink模型。

3） 生成RTDB。导入模型后，点击Run运行模型；然后点击SimWB中的Toolkit，进入到SimWB Toolkit GUI界面，之后按步骤配置RTDB变量参数，点击生成RTDB变量。由于显示系统与仿真机接口要通过test文件来实现，所以要将RTDB转换成test文件。

4） 生成test文件。选择RTDB，点击Create test即可建立一个test仿真实验。Test sessions可完成仿真实验的设置，参数配置好后，点击Run运行仿真实验。

最后，选择已保存test文件的RTDB进行参数配置。参数配置分为两部分：配置输出参数和配置输入参数。显示系统中的Java程序决定了仿真机中各个参数的配置顺序，只有按照顺序配置才能保证系统正确运行。

对显示系统应用过程如下：

1） 用户登录系统，进行身份验证，如果验证成功执行下一步，否则系统退出；

2） 系统登录成功，用户进行仿真参数设置；

3） 根据用户参数，实时仿真机执行相关计算；

4） 实时仿真机将计算的结果数据通过接口实时发送给显示系统；

5） 基于发送的数据进行卫星分系统信息展示、仿真模拟系统总控展示、卫星星下点展示和全过程展示；

6） 用户点击结束仿真；

7） 系统结束。

3.2 显示系统结果

模块化航天器显示系统以实时仿真机为核心，以一机四屏的方式进行展示，如图8所示。

4 结 语

本文立足快速响应，以模块化航天器姿态控制系统为出发点进行建模仿真，考虑模型完整性，从部件级开始建模，建立了飞轮和喷气两种调姿方式。由仿真结果可知两种执行机构能够较好地完成调姿任务，且人员可根据实际情况选择执行机构。最后，以实时仿真机为平台，设计了模块化航天器显示系统，方便地面操作人员对卫星进行监控。

参考文献

[1] 赵良玉，贺亮.天基快速响应体系概念研究[J].航天器工程，2013，22（2）：21?26.

ZHAO Liangyu， HE Liang. Concept research on space?based operationally responsive system [J]. Spacecraft engineering， 2013， 22（2）： 21?26.

[2] 陈小前，袁建平，姚雯，等.航天器在轨服务技术[M].北京：中国宇航出版社，2009：238?241.

CHEN Xiaoqian， YUAN Jianping， YAO Wen， et al. On?orbit service technology of spacecraft [M]. Beijing： China Astronautic Publishing House， 2009： 238?241.

[3] 程英容，张奕群.基于四元数反馈线性化的飞行器姿态控制方法研究[J].航天控制，2007，25（5）：13?16.

CHENG Yingrong， ZHANG Yiqun. Research on the quaternion feedback linearization for spacecraft attitude control [J]. Aerospace control， 2007， 25（5）： 13?16.

[4] 余涌涛，梁加红.基于SIMULINK的卫星姿态控制系统的仿真实现[J].计算机仿真，2006，23（11）：71?74.

YU Yongtao， LIANG Jiahong. Attitude determination and control of small satellites based on Simulink [J]. Computer simulation， 2006， 23（11）： 71?74.

[5] 张科科，朱振才，夏磊.小卫星模块化设计技术分析[J].航天器工程，2015，24（6）：107?115.

ZHANG Keke， ZHU Zhencai， XIA Lei. Analysis of small satellite modular design technology [J]. Spacecraft engineering， 2015， 24（6）： 107?115.

[6] 田爱平，宝音贺西，李俊峰.组合式航天器概念及构型变换最优脉冲控制[J].航天控制，2013，31（2）：62?68.

TIAN Aiping， BAOYIN Hexi， LI Junfeng. Conceptual design of assembling spacecraft and optimal impulse control on reconfiguration [J]. Aerospace control， 2013， 31（2）： 62?68.

[7] 徐明，王金龙.分离模块化航天器系统评估和优化设计研究[J].上海航天，2015，32（6）：8?16.

XU Ming， WANG Jinlong. Value?centric assessment and optimization design for fractionated spacecraft [J]. Aerospace Shanghai， 2015， 32（6）： 8?16.

[8] 黄圳圭.卫星姿态动力学[M].长沙：国防科技大学出版社，1997：32?34.

HUANG Zhengui. Satellite attitude dynamics [M]. Changsha： National University of Defense Technology Press， 1997： 32?34.

[9] 钱勇.高精度三轴稳定卫星姿态确定和控制系统研究[D].西安：西北工业大学，2002.

QIAN Yong. Research on attitude determination and control system of high?precision three axis stabilized satellite [D]. Xian： Northwestern Polytechnical University， 2002.

[10] 程颢，葛升民，刘付成，等.反作用飞轮力矩模式控制系统设计[J].宇航学报，2006，27（6）：1248?1253.

CHENG Hao， GE Shengmin， LIU Fucheng， et al. The design of torque mode control for reaction wheel system [J]. Journal of astronautics， 2006， 27（6）： 1248?1253.