CN108512590B - 一种卫星姿轨控分***与gnss子***的联试*** - Google Patents

一种卫星姿轨控分***与gnss子***的联试*** Download PDF

Info

Publication number
CN108512590B
CN108512590B CN201810247271.5A CN201810247271A CN108512590B CN 108512590 B CN108512590 B CN 108512590B CN 201810247271 A CN201810247271 A CN 201810247271A CN 108512590 B CN108512590 B CN 108512590B
Authority
CN
China
Prior art keywords
satellite
gnss
computer
attitude
control
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
CN201810247271.5A
Other languages
English (en)
Other versions
CN108512590A (zh
Inventor
陈荔莹
段传辉
潘屹
戴萌
何艳
田佳
安秀枝
赵欣
郝时光
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
China Academy of Space Technology CAST
Original Assignee
China Academy of Space Technology CAST
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by China Academy of Space Technology CAST filed Critical China Academy of Space Technology CAST
Priority to CN201810247271.5A priority Critical patent/CN108512590B/zh
Publication of CN108512590A publication Critical patent/CN108512590A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN108512590B publication Critical patent/CN108512590B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • H—ELECTRICITY
    • H04—ELECTRIC COMMUNICATION TECHNIQUE
    • H04B—TRANSMISSION
    • H04B7/00—Radio transmission systems, i.e. using radiation field
    • H04B7/14—Relay systems
    • H04B7/15—Active relay systems
    • H04B7/185—Space-based or airborne stations; Stations for satellite systems
    • H04B7/18502—Airborne stations
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/24—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control
    • B64G1/242—Orbits and trajectories
    • G—PHYSICS
    • G05—CONTROLLING; REGULATING
    • G05B—CONTROL OR REGULATING SYSTEMS IN GENERAL; FUNCTIONAL ELEMENTS OF SUCH SYSTEMS; MONITORING OR TESTING ARRANGEMENTS FOR SUCH SYSTEMS OR ELEMENTS
    • G05B17/00—Systems involving the use of models or simulators of said systems
    • G05B17/02—Systems involving the use of models or simulators of said systems electric
    • H—ELECTRICITY
    • H04—ELECTRIC COMMUNICATION TECHNIQUE
    • H04B—TRANSMISSION
    • H04B7/00—Radio transmission systems, i.e. using radiation field
    • H04B7/14—Relay systems
    • H04B7/15—Active relay systems
    • H04B7/185—Space-based or airborne stations; Stations for satellite systems
    • H04B7/1851—Systems using a satellite or space-based relay
    • H04B7/18517—Transmission equipment in earth stations

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Signal Processing (AREA)
  • Computer Networks & Wireless Communication (AREA)
  • Astronomy & Astrophysics (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Radar, Positioning & Navigation (AREA)
  • Automation & Control Theory (AREA)
  • Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)

Abstract

本发明涉及一种卫星姿轨控分***与GNSS子***的联试***及方法，适用于配备GNSS子***的卫星地面测试领域。通过地面测试设备给GNSS接收机上注仿真起始时刻的星时和轨道数据，姿轨控分***的星载计算机通过总线从GNSS接收机获取该数据，同时，姿轨控分***的地面动力学仿真软件也通过星地测试通道从GNSS接收机得到了同一组数据。通过以上途径，可在地面对卫星在轨的轨道和姿态进行全方位的模拟，完成卫星姿轨控和GNSS子***的地面联试。

Description

一种卫星姿轨控分***与GNSS子***的联试***
技术领域
本发明涉及一种卫星姿轨控分***与GNSS子***的联试***及方法，适用于配备GNSS子***的卫星地面测试领域。
背景技术
卫星姿轨控分***的主要任务是完成卫星由发射到正常在轨运行直至寿命末期各任务阶段的姿态控制、轨道控制。为了实现该功能，卫星必须具有实时确定当前时刻自身在空间轨道上的准确位置和绝对时间的能力。目前卫星获取自身位置和星时的方式主要有两种，一种是地面指令注入结合卫星算法递推获得注入时刻之后的轨道和星时；另一种方式是通过在卫星上配备导航***来实时地获取自己的位置和星时，比如GNSS子***。其中第二种方式具有精度高、自主性强的优势。
GNSS子***具有实时性高、自主性强、精度较高的特点，可以为卫星提供稳定可靠的位置、速度信息和时间信息，使卫星具备全轨道的自主定轨能力，提高卫星的自主管理水平。为了满足卫星在轨运行时的自主高精度测定轨需求，越来越多的卫星配置了GNSS子***。
GNSS子***由GNSS接收天线、GNSS前置放大器、GNSS接收机等组成，用于卫星在轨阶段的自主定轨和授时。GNSS子***利用全球导航星座，能够提供更高精度的自主导航伪距测量信息。GNSS子***接收
BDS/GPS/GLONASS导航星信号，完成导航定位计算，并向卫星姿轨控分***提供解算后的本卫星轨道信息和时间信息。
GNSS子***通过1553B总线向卫星姿轨控分***提供以下信息：
(1)提供当前GNSS接收机解算后获得的时间信息；
(2)根据GNSS接收天线接收到的GPS、BDS、GLONASS等星座的导航电文，实时解算出的当前自身的位置信息；
(3)时间及导航定位状态标志。
卫星姿轨控分***中的星载计算机接收到以上轨道和时间等信息后，需要结合恒星敏感器等设备获取对惯性系的姿态，解算得出相对地球或太阳的姿态，并施加相应的控制作用，实现卫星在空间中的姿态指向。
发明内容
本发明的技术所要解决的问题是：针对越来越多的卫星配置GNSS子***来实现卫星自主导航，提出了一种卫星姿轨控分***与GNSS子***的联试***及方法，一方面可以完成GNSS子***的测试，另一方面可以验证 GNSS子***和卫星姿轨控分***中的星载计算机间的传输协议，并确认星载计算机能否使用GNSS子***的轨道和星时数据完成实时的姿态和轨道控制。
本发明的技术解决方案是：
一种卫星姿轨控分***与GNSS子***的联试***，该联试***包括 GNSS信号源上位机、GNSS信号源、GNSS地面发射天线、总控设备、遥测遥控地面设备、主控计算机、飞行动力学仿真计算机和姿轨控分***地面设备；
所述的联试***应用在卫星上，所述的卫星上包括遥测遥控单元、GNSS 子***和姿轨控分***；
所述的GNSS子***中包括GNSS接收天线、GNSS前置放大器和 GNSS接收机；
所述的姿轨控分***中包括星载计算机、敏感器和执行机构；
所述的GNSS信号源上位机用于控制GNSS信号源信号的产生；
所述的GNSS信号源在所述的GNSS信号源上位机的控制下可以进行仿真场景设置；所述的仿真场景设置的内容包括仿真的起始时刻以及起始时刻卫星的位置和速度等轨道信息；所述的GNSS信号源用于产生卫星在不同的轨道和时间设置下所接收到的导航星座的导航信号；所述的导航星座包括 GPS、BDS、GLONASS星座。
所述的GNSS地面发射天线通过GNSS接收天线将GNSS信号源产生的信号发送到GNSS前置放大器进行信号放大；GNSS前置放大器将接收到的 GNSS接收天线发送的信号放大后发送给GNSS接收机；GNSS接收机将接收到的GNSS前置放大器发送的信号通过数学运算得到卫星当前时间、卫星的位置和速度信息后，通过1553B总线将计算得到的卫星当前时间、卫星的位置和速度信息发送给星载计算机；
所述的总控设备用于发送遥控指令给所述的遥测遥控地面设备，并接收遥测遥控地面设备所传输的遥测数据；
所述的遥测遥控地面设备将接收到的总控设备发送的遥控指令发送给卫星的遥测遥控单元，并接收遥测遥控单元下传的遥测数据，遥测遥控地面设备还将接收到的遥测数据发送给总控设备；
所述的遥测遥控单元用于接收遥测遥控地面设备发送的遥控指令，并将接收到的GNSS接收机的遥控指令发送给GNSS接收机，并接收GNSS接收机的遥测数据；所述的遥测遥控单元还将接收到的星载计算机的遥控指令发送给星载计算机，并接收星载计算机的遥测数据；遥测遥控单元还将接收到的所有遥测数据发送给遥测遥控地面设备；
所述的主控计算机用于发送星载计算机的遥控指令给总控设备，总控设备将接收到的星载计算机的遥控指令通过遥测遥控地面设备发送给卫星的遥测遥控单元，遥测遥控单元将接收到的星载计算机的遥控指令发送给星载计算机；主控计算机还用于发送动力学指令给飞行动力学仿真计算机；
所述的飞行动力学仿真计算机用于接收主控计算机发送的动力学指令，飞行动力学仿真计算机还用于接收姿轨控分***地面设备采集的控制脉冲和转速信息；所述的飞行动力学仿真计算机根据接收到的主控计算机发送的动力学指令和接收到的姿轨控分***地面设备采集的控制脉冲和转速信息对卫星当前时刻的轨道参数和姿态参数进行动力学仿真，得到敏感器测量结果；
所述的姿轨控分***地面设备用于接收飞行动力学仿真计算机仿真的敏感器测量结果，并将接收到的敏感器测量结果转换为电信号发送给敏感器，敏感器对接收到的姿轨控分***地面设备发送的电信号进行测量后得到卫星的姿态信息发送给星载计算机；星载计算机根据接收到的敏感器发送的卫星的姿态信息计算出卫星轨道和姿态的控制脉冲，姿轨控分***地面设备采集星载计算机发出的控制脉冲和执行机构发送的转速信息后发送给飞行动力学仿真计算机。
一种卫星姿轨控分***与GNSS子***的联试方法，该方法的步骤包括：
(1)通过GNSS信号源上位机设置起始时刻、卫星的位置和速度信息； GNSS信号源上位机启动GNSS信号源，实时地产生导航信号；
(2)GNSS信号源所产生的导航信号经过GNSS地面发射天线发射到卫星GNSS接收天线，再由GNSS接收天线传送到GNSS前置放大器；GNSS 前置放大器将接收到的信号放大后传送到GNSS接收机；GNSS接收机对接收到的GNSS信号源所产生的导航信号进行数学运算得到卫星当前时间、卫星的位置和速度信息，运算结束后GNSS接收机会设置表示GNSS子***可以在地面导航信号激励下完成导航定位的定位状态信息。
(3)GNSS接收机通过1553B总线将卫星当前时间、卫星的位置和速度信息传送给星载计算机；同时GNSS接收机还通过卫星遥测遥控单元将卫星当前时间、卫星的位置、速度信息和定位状态信息传送给遥测遥控地面设备，遥测遥控地面设备通过总控设备将GNSS接收机的卫星当前时间、卫星的位置、速度信息和定位状态信息传送到主控计算机。
(4)星载计算机将当前接收到的卫星当前时间、卫星的位置和速度信息通过遥测遥控单元送到遥测遥控地面设备，遥测遥控地面设备通过总控设备将星载计算机接收的卫星当前时间、卫星的位置和速度信息传送到主控计算机。
(5)主控计算机接收到星载计算机下传的卫星当前时间、卫星的位置和速度信息后，生成动力学指令，飞行动力学仿真计算机接到主控计算机发送的动力学指令后，启动轨道和姿态动力学仿真，主控计算机之后不再对飞行动力学仿真计算机进行设置。所述的动力学指令是指对飞行动力学仿真计算机仿真起始的时间、轨道信息和初始的姿态信息进行设置；
(6)飞行动力学仿真计算机在仿真过程中，通过姿轨控分***地面设备完成与星载计算机、敏感器、执行机构的信号交互；飞行动力学仿真计算机还通过局域网将仿真过程中的时间、轨道和姿态信息实时地传送到主控计算机。
(7)主控计算机实时地接收GNSS接收机通过卫星遥控遥测单元下传的卫星当前时间、卫星的位置和速度信息；主控计算机还实时地接收星载计算机通过卫星遥控遥测单元下传的卫星当前时间、卫星的位置和速度信息；主控计算机还实时地接收所述的飞行动力学仿真计算机计算得到的卫星当前时间、卫星的位置和速度信息。主控计算机将接收到的这三组卫星当前时间、卫星的位置和速度信息进行实时比对，如果这三组信息之间的差值均满足设计要求，进入步骤(8)，如果有不满足的，则说明GNSS子***和姿轨控分***联试结果不正确；
(8)星载计算机通过敏感器确定出卫星当前的姿态信息，卫星当前的姿态信息再通过遥测遥控单元、遥测遥控地面设备以及总控设备传送到主控计算机；飞行动力学仿真计算机仿真得到的敏感器测量结果也传送到主控计算机，主控计算机将接收到的卫星当前的姿态信息和敏感器测量结果进行比对，如果差值满足设计要求，则GNSS子***和姿轨控分***联试结果正确，否则为不正确；经过设定时间，卫星当前的姿态信息和敏感器测量结果均趋于稳定值，稳定值与预期的姿态控制目标一致，误差满足设计要求。
本发明有以下优点：
(1)本发明能够完成GNSS子***的测试，GNSS信号源上位机、GNSS 信号源、GNSS地面发射天线与卫星上的GNSS接收天线、GNSS接收机构成了GNSS子***的测试***，该***可以对GNSS接收机进行测速精度、定位精度、灵敏度、动态范围等性能的测试。
(2)本发明能够验证GNSS子***和星载计算机之间的传输协议，在地面对姿轨控分***使用GNSS接收机的数据完成姿态解算和控制的功能进行全面验证，确保卫星在轨的姿轨控分***运行正常。
(3)本发明具备通用性，随着卫星在轨运行时对自主高精度测定轨的需求，越来越多的卫星配置了GNSS子***，姿轨控分***与GNSS子***的联试将逐步成为常规必测项目，本发明提出的方法简单易行，具有通用性、实用性。
(4)为了验证GNSS接收机与姿轨控星载计算机数据输出和校时功能的正确性，检查星载计算机是否能够通过1553B总线正确读取GNSS的轨道和时间信息，本发明提供了一种卫星姿轨控分***与GNSS子***联试的方法。
(5)通过地面测试设备给GNSS接收机上注仿真起始时刻的星时和轨道数据，姿轨控分***的星载计算机通过总线从GNSS接收机获取该数据，同时，姿轨控分***的地面动力学仿真软件也通过星地测试通道从GNSS接收机得到了同一组数据。因此GNSS子***、姿轨控分***以及地面飞行动力学仿真计算机在起始时刻的星时和轨道是一致的，此后GNSS信号源通过数学模型递推出卫星各时刻的轨道信息，飞行动力学仿真计算机同样也通过数学模型递推出各时刻的轨道信息和卫星姿态信息，其中卫星姿态信息通过姿轨控地面设备与卫星建立连接，产生电信号完成姿态敏感器的激励，并采集执行机构的动作信息进行下一步姿态解算。通过以上途径，可在地面对卫星在轨的轨道和姿态进行全方位的模拟，完成卫星姿轨控和GNSS子***的地面联试。
如果联试结果正确，姿轨控分***星载计算机与地面飞行动力学仿真计算机的星时和轨道数据应该始终保持同步，能够正常进行控制闭环测试。
姿轨控分***与GNSS子***的联试***，在GNSS信号源上位机设置一组初始星时和轨道，在此基础上持续进行递推并通过信号源发射到GNSS 接收机，GNSS接收机通过接收到的导航电文信号解算出当前位置和星时，并通过1553B总线将数据传输给星载计算机。姿轨控分***的地面测试主控计算机通过遥测获取星上当前时刻GNSS的星时和轨道，然后通过动力学设置指令将飞行动力学仿真计算机的星时和轨道设置为所获取的同一组数据，使得 GNSS、星载计算机和动力学软件中的当前星时和轨道达到同步，可以开始姿轨控分***与GNSS子***的联试。在联试过程中，GNSS接收机不断地接收GNSS信号源及其上位机软件递推出的星时和轨道等导航信号，解算后通过总线传输给星载计算机；姿轨控分***通过地面测试设备、动力学软件递推得到的轨道和姿态信息，以及星载计算机共同完成姿轨控分***闭环测试。
附图说明
图1是本发明的联试***的组成示意图。
具体实施方式
下面结合附图对本发明做进一步说明。利用本发明实现姿轨控分***与 GNSS子***联试的详细实施步骤如下：
1、地面测试设备加电。
打开总控设备、遥测遥控地面设备、姿轨控主控计算机、姿轨控地面设备、飞行动力学仿真计算机、GNSS信号源上位机、GNSS信号源，确认各地面设备与测试***工作正常。
2、卫星加电。
确认卫星加电正常，遥测遥控通道正常。
3、姿轨控分***星上设备开机。
按照测试要求的配置依次给姿轨控分***的星上设备加电，加电完成后，确认姿轨控分***处于适当的工作模式。
4、GNSS接收机开机。
通常星上GNSS接收机都会考虑冗余备份，只需开启一个接收机即可。
5、设置GNSS信号源。
在GNSS上位机软件中载入预先设定好的仿真场景，场景中的起始时刻以及用户星的初始轨道位置均可以配置。根据GNSS地面链路的衰减情况适当地设置导航信号输出的增益值。
6、建立GNSS无线通道。
调整GNSS地面发射天线的位置，确保卫星上的GNSS接收天线能够正确接收到地面设置的信号，无线通道顺畅。
7、确认GNSS定轨输出。
通过卫星下传的GNSS子***遥测参数判断当前的GNSS接收机定位信息，确认GNSS在信号源激励的作用下可以成功地实时定轨。
8、设置动力学参数。
在主控计算机上接收GNSS确定的当前星时和轨道信息，并立即生成飞行动力学仿真计算机相关设置指令，设置动力学的仿真星时和轨道，确保动力学仿真的当前轨道和星时与GNSS信号源仿真的数据保持一致。
9、设置星载计算机时间。
通过主控计算机发送遥控指令，允许星载计算机使用GNSS时间，通过 GNSS完成星载计算机的授时，检查星载计算机与动力学的时间一致性。
10、设置星载计算机轨道。
通过主控计算机发送遥控指令，允许星载计算机使用GNSS轨道信息，将 GNSS的轨道信息通过1553B总线传输给星载计算机，确认星载计算机与动力学的轨道一致。
11、进入姿轨控闭环控制模式。
通过遥测曲线显示，在给定的测试时间区间内，观察GNSS接收机、星载计算机与动力学仿真三者的轨道和时间同步性。观察卫星的姿态与动力学仿真姿态保持一致，并观察卫星姿轨控分***的星载计算机可以在当前控制模式下将卫星的姿态控制到指定的目标姿态并且精度满足要求。若以上结果均正常，则表明姿轨控分***和GNSS子***联试成功，姿轨控分***可以使用GNSS 子***完成姿态确定和控制。
12、状态恢复。
联试结束后，进行各***状态恢复，整星断电。
实施例
如图1所示，一种卫星姿轨控分***与GNSS子***的联试***，该联试***包括GNSS信号源上位机、GNSS信号源、GNSS地面发射天线、总控设备、遥测遥控地面设备、主控计算机、飞行动力学仿真计算机和姿轨控分***地面设备；
所述的联试***应用在卫星上，所述的卫星上包括遥测遥控单元、GNSS 子***和姿轨控分***；
所述的GNSS子***中包括GNSS接收天线、GNSS前置放大器和 GNSS接收机；
所述的姿轨控分***中包括星载计算机、敏感器和执行机构；
所述的GNSS信号源上位机用于控制GNSS信号源信号的产生；
所述的GNSS信号源在所述的GNSS信号源上位机的控制下可以进行仿真场景设置；所述的仿真场景设置的内容包括仿真的起始时刻以及起始时刻卫星的位置和速度等轨道信息；所述的GNSS信号源用于产生卫星在不同的轨道和时间设置下所接收到的导航星座的导航信号；所述的导航星座包括
GPS、BDS、GLONASS星座。
所述的GNSS地面发射天线通过GNSS接收天线将GNSS信号源产生的信号发送到GNSS前置放大器进行信号放大；GNSS前置放大器将接收到的 GNSS接收天线发送的信号放大后发送给GNSS接收机；GNSS接收机将接收到的GNSS前置放大器发送的信号通过数学运算得到卫星当前时间、卫星的位置和速度信息后，通过1553B总线将计算得到的卫星当前时间、卫星的位置和速度信息发送给星载计算机；
所述的总控设备用于发送遥控指令给所述的遥测遥控地面设备，并接收遥测遥控地面设备所传输的遥测数据；
所述的遥测遥控地面设备将接收到的总控设备发送的遥控指令发送给卫星的遥测遥控单元，并接收遥测遥控单元下传的遥测数据，遥测遥控地面设备还将接收到的遥测数据发送给总控设备；
所述的遥测遥控单元用于接收遥测遥控地面设备发送的遥控指令，并将接收到的GNSS接收机的遥控指令发送给GNSS接收机，并接收GNSS接收机的遥测数据；所述的遥测遥控单元还将接收到的星载计算机的遥控指令发送给星载计算机，并接收星载计算机的遥测数据；遥测遥控单元还将接收到的所有遥测数据发送给遥测遥控地面设备；
所述的主控计算机用于发送星载计算机的遥控指令给总控设备，总控设备将接收到的星载计算机的遥控指令通过遥测遥控地面设备发送给卫星的遥测遥控单元，遥测遥控单元将接收到的星载计算机的遥控指令发送给星载计算机；主控计算机还用于发送动力学指令给飞行动力学仿真计算机；
所述的飞行动力学仿真计算机用于接收主控计算机发送的动力学指令，飞行动力学仿真计算机还用于接收姿轨控分***地面设备采集的控制脉冲和转速信息；所述的飞行动力学仿真计算机根据接收到的主控计算机发送的动力学指令和接收到的姿轨控分***地面设备采集的控制脉冲和转速信息对卫星当前时刻的轨道参数和姿态参数进行动力学仿真，得到敏感器测量结果；
所述的姿轨控分***地面设备用于接收飞行动力学仿真计算机仿真的敏感器测量结果，并将接收到的敏感器测量结果转换为电信号发送给敏感器，敏感器对接收到的姿轨控分***地面设备发送的电信号进行测量后得到卫星的姿态信息发送给星载计算机；星载计算机根据接收到的敏感器发送的卫星的姿态信息计算出卫星轨道和姿态的控制脉冲，姿轨控分***地面设备采集星载计算机发出的控制脉冲和执行机构发送的转速信息后发送给飞行动力学仿真计算机。
一种卫星姿轨控分***与GNSS子***的联试方法，该方法的步骤包括：
(1)打开总控设备、遥测遥控地面设备、姿轨控主控计算机、姿轨控地面设备、飞行动力学仿真计算机、GNSS信号源上位机、GNSS信号源，确认各地面设备与测试***工作正常。
(2)按照测试要求的配置，通过遥测遥控地面设备和卫星遥测遥控单元给姿轨控分***以及GNSS子***的星上设备加电，加电完成后，确认姿轨控分***和GNSS子***处于适当的工作模式。
(3)通过GNSS信号源上位机设置仿真起始时刻T0、卫星的位置R0和速度V0，并启动GNSS信号源，GNSS信号源产生导航信号。调整GNSS地面发射天线的位置，确保星上的GNSS接收天线能够正确地接收到地面设置的信号，无线通道顺畅。
(4)GNSS接收天线接收到GNSS地面发射天线发送的导航信号，并将信号通过GNSS前置放大器放大后传送到GNSS接收机，GNSS接收机通过数学运算得到当前时间为T1，卫星位置为R1，速度为V1，并将这些参数传送到星载计算机，星载计算机通过卫星遥测遥控单元、遥测遥控地面设备和总控设备将T1、R1、V1传送到所述的姿轨控主控计算机。主控计算机立即生成当前的动力学指令，将飞行动力学仿真计算机起始时刻设置为T1，起始轨道设置为R1和V1；主控计算机还设置仿真起始姿态角度A0和角速度W0，设置完成后立即启动飞行动力学仿真计算机的姿态和轨道仿真，并通过姿轨控地面设备完成和星载计算机、敏感器、执行机构之间的信息交互。
(5)在完成飞行动力学仿真计算机初始设置后，GNSS信号源、飞行动力学仿真计算机各自进行轨道的实时递推；飞行动力学仿真计算机还通过姿轨控地面设备与星载计算机、敏感器、执行机构构成闭环***完成姿态控制测试。
(6)在t时刻，主控计算机通过遥测遥控单元下传获得的GNSS子***确定的星时信息为T(t)，位置为R(t)，速度为V(t)；主控计算机通过遥测遥控单元下传获得的星载计算机的星时信息为T1(t)，位置为R1(t)，速度为V1(t)；主控计算机通过局域网获得的飞行动力学仿真计算机的星时信息为T2(t)，位置为R2(t)，速度为V2(t)。考虑到传输时间带来的影响，则这三组不同来源的时间和轨道信息应基本一致。设给定的时间误差值为δt，给定的位置差值为δR，给定的速度差值为δV，则需满足：
T(t)与T1(t)做差后取绝对值得到的误差小于δt；
T(t)与T2(t)做差后取绝对值得到的误差小于δt；
R(t)与R1(t)做差后取绝对值得到的误差小于δR；
R(t)与R2(t)做差后取绝对值得到的误差小于δR；
V(t)与V1(t)做差后取绝对值得到的误差小于δR；
V(t)与V2(t)做差后取绝对值得到的误差小于δR；
(7)在t时刻，主控计算机上通过遥测遥控单元下传获得的星载计算机确定出来的姿态角速度为W(t)，姿态角度为A(t)，主控计算机上通过局域网获得的飞行动力学仿真计算机的姿态角速度为W1(t)，姿态角度为A1(t)，则这两组不同来源的姿态信息应基本一致。设给定的角速度误差值为δW，给定的角度误差值为δA，则需满足：W(t)与W1(t)做差后取绝对值得到的误差小于δW；A(t)与A1(t)做差后取绝对值得到的误差小于δA；
(8)假设卫星的姿态角度和姿态角速度在te时刻趋于稳定，其角速度应为0，角度应为该模式下的标称姿态角Ae。此时所述的主控计算机通过遥测遥控单元下传获得的星载计算机下传的姿态角速度为W(te)，角度为A(te)，主控计算机通过局域网获得的当前飞行动力学仿真计算机的姿态角速度为W1 (te)，角度为A1(te)。设给定的稳态角速度误差值为δW1，稳态角度误差值为δA1，则需满足：W(te)与0做差后取绝对值得到的误差小于δW1； A(te)与Ae做差后取绝对值得到的误差小于δA1；
(9)判读上述(6)～(8)步骤的条件是否满足，若全部满足，则GNSS 子***和姿轨控分***联试结果正确，否则为不正确。
(10)完成联试后，在主控计算机上通过总控设备和遥测遥控地面设备给卫星的GNSS子***和姿轨控分***发送遥控指令，关闭卫星设备，恢复初始状态。

Claims (1)

1.一种卫星姿轨控分***与GNSS子***的联试***，其特征在于：该联试***包括GNSS信号源上位机、GNSS信号源、GNSS地面发射天线、总控设备、遥测遥控地面设备、主控计算机、飞行动力学仿真计算机和姿轨控分***地面设备；
所述的GNSS信号源上位机用于控制GNSS信号源信号的产生；
所述的GNSS信号源在GNSS信号源上位机的控制下进行仿真场景设置；所述的GNSS信号源用于产生卫星在不同的轨道和时间设置下所接收到的导航星座的导航信号；
所述的GNSS地面发射天线通过GNSS接收天线将GNSS信号源产生的信号发送到GNSS前置放大器进行信号放大；GNSS前置放大器将接收到的GNSS接收天线发送的信号放大后发送给GNSS接收机；GNSS接收机将接收到的GNSS前置放大器发送的信号通过数学运算得到卫星当前时间、卫星的位置和速度信息后，通过1553B总线将计算得到的卫星当前时间、卫星的位置和速度信息发送给星载计算机；
所述的仿真场景设置的内容包括仿真的起始时刻以及起始时刻卫星的位置和速度信息；所述的导航星座包括GPS、BDS、GLONASS星座；
所述的总控设备用于发送遥控指令给所述的遥测遥控地面设备，并接收遥测遥控地面设备所传输的遥测数据；
所述的遥测遥控地面设备将接收到的总控设备发送的遥控指令发送给卫星的遥测遥控单元，并接收遥测遥控单元下传的遥测数据，遥测遥控地面设备还将接收到的遥测数据发送给总控设备；
所述的遥测遥控单元用于接收遥测遥控地面设备发送的遥控指令，并将接收到的GNSS接收机的遥控指令发送给GNSS接收机，并接收GNSS接收机的遥测数据；所述的遥测遥控单元还将接收到的星载计算机的遥控指令发送给星载计算机，并接收星载计算机的遥测数据；遥测遥控单元还将接收到的所有遥测数据发送给遥测遥控地面设备；
所述的主控计算机用于发送星载计算机的遥控指令给总控设备，总控设备将接收到的星载计算机的遥控指令通过遥测遥控地面设备发送给卫星的遥测遥控单元，遥测遥控单元将接收到的星载计算机的遥控指令发送给星载计算机；主控计算机还用于发送动力学指令给飞行动力学仿真计算机；
所述的飞行动力学仿真计算机用于接收主控计算机发送的动力学指令，飞行动力学仿真计算机还用于接收姿轨控分***地面设备采集的控制脉冲和转速信息；所述的飞行动力学仿真计算机根据接收到的主控计算机发送的动力学指令和接收到的姿轨控分***地面设备采集的控制脉冲和转速信息对卫星当前时刻的轨道参数和姿态参数进行动力学仿真，得到敏感器测量结果；
所述的姿轨控分***地面设备用于接收飞行动力学仿真计算机仿真的敏感器测量结果，并将接收到的敏感器测量结果转换为电信号发送给敏感器，敏感器对接收到的姿轨控分***地面设备发送的电信号进行测量后得到卫星的姿态信息发送给星载计算机；星载计算机根据接收到的敏感器发送的卫星的姿态信息计算出卫星轨道和姿态的控制脉冲，姿轨控分***地面设备采集星载计算机发出的控制脉冲和执行机构发送的转速信息后发送给飞行动力学仿真计算机；
所述的联试***应用在卫星上，所述的卫星上包括遥测遥控单元、GNSS子***和姿轨控分***；
所述的GNSS子***中包括GNSS接收天线、GNSS前置放大器和GNSS接收机；
所述的姿轨控分***中包括星载计算机、敏感器和执行机构；
卫星姿轨控分***与GNSS子***的联试方法，该方法的步骤包括：
(1)通过GNSS信号源上位机设置起始时刻、卫星的位置和速度信息；GNSS信号源上位机启动GNSS信号源，实时地产生导航信号；
(2)GNSS信号源所产生的导航信号经过GNSS地面发射天线发射到卫星GNSS接收天线，再由GNSS接收天线传送到GNSS前置放大器；GNSS前置放大器将接收到的信号放大后传送到GNSS接收机；GNSS接收机对接收到的GNSS信号源所产生的导航信号进行数学运算得到卫星当前时间、卫星的位置和速度信息，运算结束后GNSS接收机会设置表示GNSS子***可以在地面导航信号激励下完成导航定位的定位状态信息；
(3)GNSS接收机通过1553B总线将卫星当前时间、卫星的位置和速度信息传送给星载计算机；同时GNSS接收机还通过卫星遥测遥控单元将卫星当前时间、卫星的位置、速度信息和定位状态信息传送给遥测遥控地面设备，遥测遥控地面设备通过总控设备将GNSS接收机的卫星当前时间、卫星的位置、速度信息和定位状态信息传送到主控计算机；
(4)星载计算机将当前接收到的卫星当前时间、卫星的位置和速度信息通过遥测遥控单元送到遥测遥控地面设备，遥测遥控地面设备通过总控设备将星载计算机接收的卫星当前时间、卫星的位置和速度信息传送到主控计算机；
(5)主控计算机接收到星载计算机下传的卫星当前时间、卫星的位置和速度信息后，生成动力学指令，飞行动力学仿真计算机接到主控计算机发送的动力学指令后，启动轨道和姿态动力学仿真，主控计算机之后不再对飞行动力学仿真计算机进行设置；所述的动力学指令是指对飞行动力学仿真计算机仿真起始的时间、轨道信息和初始的姿态信息进行设置；
(6)飞行动力学仿真计算机在仿真过程中，通过姿轨控分***地面设备完成与星载计算机、敏感器、执行机构的信号交互；飞行动力学仿真计算机还通过局域网将仿真过程中的时间、轨道和姿态信息实时地传送到主控计算机；
(7)主控计算机实时地接收GNSS接收机通过卫星遥控遥测单元下传的卫星当前时间、卫星的位置和速度信息；主控计算机还实时地接收星载计算机通过卫星遥控遥测单元下传的卫星当前时间、卫星的位置和速度信息；主控计算机还实时地接收所述的飞行动力学仿真计算机计算得到的卫星当前时间、卫星的位置和速度信息；主控计算机将接收到的这三组卫星当前时间、卫星的位置和速度信息进行实时比对，如果这三组信息之间的差值均满足设计要求，进入步骤(8)，如果有不满足的，则说明GNSS子***和姿轨控分***联试结果不正确；
(8)星载计算机通过敏感器确定出卫星当前的姿态信息，卫星当前的姿态信息再通过遥测遥控单元、遥测遥控地面设备以及总控设备传送到主控计算机；飞行动力学仿真计算机仿真得到的敏感器测量结果也传送到主控计算机，主控计算机将接收到的卫星当前的姿态信息和敏感器测量结果进行比对，如果差值满足设计要求，则GNSS子***和姿轨控分***联试结果正确，否则为不正确。
CN201810247271.5A 2018-03-23 2018-03-23 一种卫星姿轨控分***与gnss子***的联试*** Active CN108512590B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201810247271.5A CN108512590B (zh) 2018-03-23 2018-03-23 一种卫星姿轨控分***与gnss子***的联试***

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201810247271.5A CN108512590B (zh) 2018-03-23 2018-03-23 一种卫星姿轨控分***与gnss子***的联试***

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN108512590A CN108512590A (zh) 2018-09-07
CN108512590B true CN108512590B (zh) 2020-08-14

Family

ID=63378250

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201810247271.5A Active CN108512590B (zh) 2018-03-23 2018-03-23 一种卫星姿轨控分***与gnss子***的联试***

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN108512590B (zh)

Families Citing this family (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN110030883B (zh) * 2019-04-15 2021-09-03 上海埃依斯航天科技有限公司 一种高可靠运载火箭末级留轨应用***架构
CN110068846B (zh) * 2019-04-30 2022-01-07 上海微小卫星工程中心 一种基于星载gnss接收机在星上自主确定轨道平根数的方法
CN110531636B (zh) * 2019-08-16 2022-07-29 北京控制工程研究所 一种地面动力学软件和星上软件联合快速仿真测试方法
CN111221270B (zh) * 2020-04-16 2020-07-28 中国人民解放军国防科技大学 一种卫星导航软硬协同仿真试验的测量误差配准方法
CN111942618B (zh) * 2020-07-08 2022-01-04 北京控制工程研究所 一种适用于动中成像的基于gnss数据的轨道获取方法
CN112181843A (zh) * 2020-10-12 2021-01-05 中国科学院微小卫星创新研究院 一种基于星载软件开发测试验证***
CN112731963A (zh) * 2020-12-14 2021-04-30 上海卫星工程研究所 整星条件下严格回归轨道控制测试***及方法
CN112615665B (zh) * 2020-12-14 2022-08-12 航天东方红卫星有限公司 一种小卫星图像智能处理功能整星测试***及测试方法
CN114172557B (zh) * 2021-11-10 2024-05-14 北京控制工程研究所 一种基于rdss***智能星载遥感***

Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN101226561A (zh) * 2007-12-28 2008-07-23 南京航空航天大学 用于微型航天器姿态轨道控制***的微型仿真支持***及工作方法
CN101820307A (zh) * 2010-05-10 2010-09-01 哈尔滨工业大学 一种无线通信模块及使用该模块的无线通信卫星
CN102494686A (zh) * 2011-10-17 2012-06-13 北京国科环宇空间技术有限公司 一种卫星姿态轨道确定***及方法
CN105659840B (zh) * 2009-12-10 2013-09-04 北京空间飞行器总体设计部 一种姿态与轨道控制分***远距离测试***
EP2845808A1 (de) * 2013-08-12 2015-03-11 Jena-Optronik GmbH Lage- und Orbit-Steuersystem und Verfahren zu dessen Betrieb
CN105512372A (zh) * 2015-11-30 2016-04-20 上海航天测控通信研究所 模型化的星载数据处理仿真测试方法
CN106338753A (zh) * 2016-09-22 2017-01-18 北京航空航天大学 一种基于地面站/星间链路/gnss联合测量的地球同步轨道星座定轨方法
CN107544467A (zh) * 2017-09-22 2018-01-05 上海卫星工程研究所 整星条件下的双星编队控制闭环测试***及方法

Family Cites Families (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2904498B1 (fr) * 2006-07-31 2010-05-07 Cit Alcatel Recepteur de navigation spatial a fonctionnement assiste par des informations de navigation

Patent Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN101226561A (zh) * 2007-12-28 2008-07-23 南京航空航天大学 用于微型航天器姿态轨道控制***的微型仿真支持***及工作方法
CN105659840B (zh) * 2009-12-10 2013-09-04 北京空间飞行器总体设计部 一种姿态与轨道控制分***远距离测试***
CN101820307A (zh) * 2010-05-10 2010-09-01 哈尔滨工业大学 一种无线通信模块及使用该模块的无线通信卫星
CN102494686A (zh) * 2011-10-17 2012-06-13 北京国科环宇空间技术有限公司 一种卫星姿态轨道确定***及方法
EP2845808A1 (de) * 2013-08-12 2015-03-11 Jena-Optronik GmbH Lage- und Orbit-Steuersystem und Verfahren zu dessen Betrieb
CN105512372A (zh) * 2015-11-30 2016-04-20 上海航天测控通信研究所 模型化的星载数据处理仿真测试方法
CN106338753A (zh) * 2016-09-22 2017-01-18 北京航空航天大学 一种基于地面站/星间链路/gnss联合测量的地球同步轨道星座定轨方法
CN107544467A (zh) * 2017-09-22 2018-01-05 上海卫星工程研究所 整星条件下的双星编队控制闭环测试***及方法

Also Published As

Publication number Publication date
CN108512590A (zh) 2018-09-07

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN108512590B (zh) 一种卫星姿轨控分***与gnss子***的联试***
CN107544467B (zh) 整星条件下的双星编队控制闭环测试***及方法
JP3548576B2 (ja) 差分ｇｐｓ地上局システム
JP3548577B2 (ja) フェイルセーフ動作差分式ｇｐｓ地上局システム
US9284071B2 (en) Device and method for deorbiting of a satellite
JP3052897B2 (ja) 衛星捕捉・追尾装置
Kishimoto et al. QZSS system design and its performance
CN112731463A (zh) 一种联合gnss导航星座与接收机的同步模拟***
Bauer et al. GPS Space Service Volume: Ensuring Consistent Utility Across GPS Design Builds for Space Users
Lopes et al. GNSS-based navigation for lunar missions
US10649091B2 (en) Method and system for time to first fix (TTFF) reduction of GPS receivers using satellite based augmentation system (SBAS) signal
Kornfeld et al. Entry, descent, and landing communications for the 2007 Phoenix Mars lander
KR20180058184A (ko) Ｓｂａｓ 신호를 이용하여 gps 수신 장치의 ｔｔｆｆ를 단축할 수 있는 방법 및 시스템
CN115166789A (zh) 一种sar卫星的测试***、方法、电子设备及存储介质
CN114488212A (zh) 一种高轨卫星导航接收机的地面测试***及方法
CN112013834B (zh) 基于天文导航的星间链路自主恢复方法及***
Klinkner et al. Stuttgart University’s reliable, high-performance small satellite platform on its first mission" Flying Laptop
JP2021128098A (ja) 測位システム、人工衛星、受信機および測位情報提供方法
Gold et al. Architecture and performance testing of a software GPS receiver for space-based applications
CN115294754B (zh) 火箭遥测方法、装置、运载火箭、电子设备和存储介质
CN113514857B (zh) 伪卫星电文生成方法、装置、计算机设备及存储介质
Kozorez et al. Resolving the Navigation and Control Problems of Payload Insertion into a Geostationary Orbit on the Basis of the Modern and Potential GNSS Technologies
Lorga et al. GNSS sensor for autonomous orbit determination
Armatys et al. Demonstration of decimeter-level real-time positioning of an airborne platform
Gruber Global Positioning Systems Directorate

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant