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  • 用于衛星姿軌控通用測試的推力器信號處理方法及系統與流程

    文檔序號:26100814發布日期:2021-07-30 18:11
    用于衛星姿軌控通用測試的推力器信號處理方法及系統與流程

    本發明設計信號處理方法,具體地,涉及一種用于衛星姿軌控通用測試的推力器信號處理方法及系統。



    背景技術:

    衛星姿軌控通用測試設備是為了滿足不同型號姿軌控分系統各階段測試的一種通用化設備。推力器主要用于衛星姿態和軌道控制,是衛星不可缺少的一種執行機構。不同型號使用的推力器大小規格、數量存在差異,對地面測試設備的需求不一樣。不同型號分別針對自身需求研制投產專用地面設備,往往會造成極大的資源浪費,影響型號研制效率。因此需要研制通用的姿軌控綜合測試設備,通用推力器信號的處理是其中重要組成部分。

    文獻1中提到了一種小衛星閉環模擬設備,該設備用于衛星姿態半物理仿真測試。文獻中重點闡述了敏感器的模擬和無線通訊模塊的設計方案,對執行機構,特別是推力器信號的采集未進行研究。

    文獻2中提到了一種衛星姿軌控半物理仿真測試系統,介紹了模擬電源、電信號源。程序加載等,但是未將推力器通用信號采集作為研究對象。

    文獻3中提到了一種基于pxi_vxworks的衛星姿軌控仿真測試系統的設計與實現方案,針對測試系統方案通用化、實時性進行了研究,介紹了vxworks動力學設計方案以及總線架構。也未將推力器信號的采集與應用作用研究對象。

    專利200910312925.9“小衛星執行機構的狀態信息采集裝置”中提到了一種小衛星執行機構的狀態信息采集裝置,提供了一種集成的檢測多類衛星執行機構部件狀態信息的方案。但是僅針對于小衛星,通用性比較差。

    專利200810124773.5“小衛星姿態控制可靠性驗證的仿真測試設備及其測試方法”中,介紹了衛星姿態控制可靠性驗證的仿真測試設備及測試方法。專利中提出對飛輪信號的采集與故障模擬,但未涉及具體的推力器信號處理方法。

    [1]陳東棟.小衛星閉環模擬設備研制[d].哈爾濱工業大學,2015.06.

    [2]張怡文,劉曌,陳杭.衛星姿軌控半物理仿真測試系統[j].計算機測量與控制,2017,25(11).

    [3]彭瑞.基于pxi_vxworks的衛星姿軌控仿真測試系統的設計與實現[d].上海交通大學,2011年7月。



    技術實現要素:

    針對現有技術中的缺陷,本發明的目的是提供一種用于衛星姿軌控通用測試的推力器信號處理方法及系統。

    根據本發明提供的一種用于衛星姿軌控通用測試的推力器信號處理方法,其特征在于,包括以下步驟:

    步驟a:推力大小計算;

    步驟b:安裝矩陣配置;

    步驟c:力和力矩計算;

    步驟d:力和力矩疊加至動力學。

    優選的,所述步驟a中,根據推力器上的傳感器采集到的壓力信號,計算出推力的大小,推力大小計算公式如下所述:

    f=a0+a1·p+a2·p2

    式中,p表示壓力傳感器采集的管路處壓力,a0、a1、a2為與推力器特性相關的標定系數,該系數根據實際推力器標定結果可以配置修改。

    優選的,所述步驟b中,在動力學計算機中存儲可配置的推力器安裝位置坐標矩陣a和推力方向矩陣b;

    矩陣a、b表示形式分別如下:其中n表示推力器個數。

    優選的,所述步驟c中,根據安裝位置矩陣a、質心位置坐標c和推力方向矩陣b,計算推力在衛星本體坐標系產生的力矩,根據推力方向矩陣b計算各推力器作用在衛星本體坐標系下的力。

    優選的,第i個推力器工作時在衛星本體系產生的力fi=bifi,其中bi=b(i,:),fi表示該推力器工作推力大小,為標量;

    第i個推力器工作時在衛星本體系產生的力矩ti=(ai-c)×fi,其中ai=a(i,:)。

    優選的,將推力器噴氣過程作用在衛星本體坐標系下的力矩,疊加至衛星姿態動力學模型。

    一種用于衛星姿軌控通用測試的推力器信號處理系統,包括以下模塊:

    模塊1:推力大小計算;

    模塊2:安裝矩陣配置;

    模塊3:力和力矩計算;

    模塊4:力和力矩疊加至動力學。

    優選的,所述模塊1中,根據推力器上的傳感器采集到的壓力信號,計算出推力的大小,推力大小計算公式如下所述:

    f=a0+a1·p+a2·p2

    式中,p表示壓力傳感器采集的管路處壓力,a0、a1、a2為與推力器特性相關的標定系數,該系數根據實際推力器標定結果可以配置修改。

    優選的,所述模塊2中,在動力學計算機中存儲可配置的推力器安裝位置坐標矩陣a和推力方向矩陣b;

    矩陣a、b表示形式分別如下:其中n表示推力器個數。

    優選的,所述模塊3中,根據安裝位置矩陣a、質心位置坐標c和推力方向矩陣b,計算推力在衛星本體坐標系產生的力矩,根據推力方向矩陣b計算各推力器作用在衛星本體坐標系下的力。

    與現有技術相比,本發明具有如下的有益效果:

    1.不同型號推力器推力系數可配置、不同衛星的型號的安裝矩陣均可配置更改;保證了本方法的通用性。

    附圖說明

    通過閱讀參照以下附圖對非限制性實施例所作的詳細描述,本發明的其它特征、目的和優點將會變得更明顯:

    圖1為本申請實施例一種用于衛星姿軌控通用測試的推力器信號處理方法及系統的信號處理流程示意圖;

    圖2為本申請實施例一種用于衛星姿軌控通用測試的推力器信號處理方法及系統中推力器信號處理方法框圖。

    具體實施方式

    下面結合具體實施例對本發明進行詳細說明。以下實施例將有助于本領域的技術人員進一步理解本發明,但不以任何形式限制本發明。應當指出的是,對本領域的普通技術人員來說,在不脫離本發明構思的前提下,還可以做出若干變化和改進。這些都屬于本發明的保護范圍。

    參照圖1和圖2,一種用于衛星姿軌控通用測試的推力器信號處理方法,包括以下步驟:

    步驟a:推力大小計算;

    根據推力器工作原理在動力學計算機中建立通用模型,根據星上壓力傳感器采集到的壓力信號,計算推力大小,推力大小計算公式如下所示:

    f=a0+a1·p+a2·p2

    式中,p表示壓力傳感器采集的管路處壓力,a0、a1、a2為與推力器特性相關的標定系數,該系數根據實際推力器標定結果可以配置修改。

    步驟b:安裝矩陣配置;

    在動力學計算機中存儲可配置的推力器安裝位置坐標矩陣a和推力方向矩陣b,矩陣a、b表示形式分別如下:其中n表示推力器個數,安裝矩陣可以根據不同衛星型號實際情況進行配置更改。

    步驟c:力和力矩計算;

    根據安裝位置矩陣a、質心位置坐標c和推力方向矩陣b,計算推力在衛星本體坐標系產生的力矩,根據推力方向矩陣b計算各推力器作用在衛星本體坐標系下的力。

    第i個推力器工作時在衛星本體系產生的力fi=bifi,其中bi=b(i,:),fi表示該推力器工作推力大小,為標量;

    第i個推力器工作時在衛星本體系產生的力矩ti=(ai-c)×fi,其中ai=a(i,:)。

    步驟d:力和力矩疊加至動力學;

    將推力器噴氣過程作用在衛星本體坐標系下的力矩,疊加至衛星姿態動力學模型。

    式中,j衛星轉動慣量矩陣,ω為衛星角速度,為衛星角加速度,h為動量交換裝置角動量,tc為推力器控制力矩,te為作用在衛星上的其他力矩,qi為第i個撓性附件的模態坐標陣,分別表示qi的一階微分和二階微分。為n×n對角陣,ωij表示第i個撓性附件的第j階陣型頻率,n為振型的截斷數,數值由有限元模型提供;ξi:分別為撓性附件的模態阻尼系數;broti表示撓性附件對衛星的轉動耦合系數矩陣,∈3×m。m為模態階數。btroti表示對broti取轉置矩陣。

    lpi為第i個撓性附件相對于本體坐標系連接點矢量,tfib為撓性附件坐標系向本體坐標系的轉換矩陣。表示撓性附件在其坐標系中相對連接點的轉動和平動耦合系數,由有限元分析結果可以得到。

    通過i/o采集板卡采集推力器噴氣脈沖,結合對應推力器推力脈沖長度,對衛星姿態動力學方程進行數值積分計算,將計算得到的姿態信息通過敏感器地測口發送至星上,進而形成姿態控制閉環。

    本領域技術人員知道,除了以純計算機可讀程序代碼方式實現本發明提供的系統及其各個裝置、模塊、單元以外,完全可以通過將方法步驟進行邏輯編程來使得本發明提供的系統及其各個裝置、模塊、單元以邏輯門、開關、專用集成電路、可編程邏輯控制器以及嵌入式微控制器等的形式來實現相同功能。所以,本發明提供的系統及其各項裝置、模塊、單元可以被認為是一種硬件部件,而對其內包括的用于實現各種功能的裝置、模塊、單元也可以視為硬件部件內的結構;也可以將用于實現各種功能的裝置、模塊、單元視為既可以是實現方法的軟件模塊又可以是硬件部件內的結構。

    以上對本發明的具體實施例進行了描述。需要理解的是,本發明并不局限于上述特定實施方式,本領域技術人員可以在權利要求的范圍內做出各種變化或修改,這并不影響本發明的實質內容。在不沖突的情況下,本申請的實施例和實施例中的特征可以任意相互組合。

    再多了解一些
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