一种基于即插即用技术的卫星姿态控制地面仿真系统，包括气浮转台、嵌入式姿控单元、即插即用部件、地面控制单元和显示设备；即插即用部件为带有智能接口单元的星载设备，嵌入式姿控单元接收传感器部件输出的测量数据，计算卫星姿态同时发送控制指令输出给执行部件，同时将实时姿态信息发送至地面控制单元；地面控制单元接收嵌入式姿控单元发送来的实时姿态信息并进行存储，并于显示设备上实时显示卫星姿态信息以及传感器部件输出的测量数据，以对仿真系统运行过程进行观察和监测。本发明具有较强通用性，减少了系统硬件层面的重复设计，只需在软件上进行一定修改即可用于新应用，缩短了研发周期与成本。
1.一种基于即插即用技术的卫星姿态控制地面仿真系统，其特征在于：包括气浮转台、嵌入式姿控单元、即插即用部件、地面控制单元和仿真单元；所述气浮转台上搭载有即插即用部件，所述即插即用部件为带有智能接口单元的星载设备，星载设备包括光纤陀螺、反作用飞轮，光纤陀螺为仿真系统的传感器部件，反作用飞轮仿真系统的执行部件，所述智能接口单元分别与传感器部件、执行部件组合成即插即用节点后再通过CAN控制总线与嵌入式姿控单元相连，实现它们之间的数据、指令的收发；
所述嵌入式姿控单元通过智能接口单元间接访问与控制星载设备，嵌入式姿控单元负责接收光纤陀螺输出的测量数据，计算卫星当前姿态并与预期姿态相比较，利用PID姿态控制算法得到飞轮控制量，并发送控制指令给反作用飞轮，同时将实时姿态信息发送至地面控制单元；
所述地面控制单元和显示设备为一台PC机，地面控制单元通过无线数传模块与嵌入式姿控单元上的RS232接口建立物理连接，所述地面控制单元接收嵌入式姿控单元发送来的实时姿态信息并将这些数据信息进行存储，同时于显示设备上实时显示卫星姿态信息以及光纤陀螺输出的测量数据。
2.根据权利要求1所述的基于即插即用技术的卫星姿态控制地面仿真系统，其特征在于：所述光纤陀螺用于采集气浮转台的转动角度以及角速度，输出给嵌入式姿控单元，嵌入式姿控单元根据其输出气浮台转动角度与角速度信息进行姿态确定与调整；
所述反作用飞轮用于接收嵌入式姿控单元输出的控制指令，产生对应的控制力矩驱动气浮转台的转动以此模拟卫星姿态控制。
3.根据权利要求1所述的基于即插即用技术的卫星姿态控制地面仿真系统，其特征在于：所述嵌入式姿控单元包括处理器、外扩存储器、控制总线接口CAN，JTAG调试接口，USB接口，RS232和RS422，所述外扩存储器、控制总线接口CAN，JTAG调试接口，USB接口，RS232和RS422均与处理器连接。
4.根据权利要求3所述的基于即插即用技术的卫星姿态控制地面仿真系统，其特征在于：所述处理器选用ATMEL公司的嵌入式ARM芯片AT91RM9200，其上运行版本为2.6.21的嵌入式Linux操作系统。
5.根据权利要求3所述的基于即插即用技术的卫星姿态控制地面仿真系统，其特征在于：所述智能接口单元包括控制器，存储器，控制总线接口，星载设备接口，电源和调试接口，所述控制总线接口、星载设备接口、调试接口以及存储器均与控制器连接，所述电源为智能接口单元提供工作电压，所述存储器上存储有设备自描述信息表和智能接口单元程序；
所述星载设备接口用于连接相应的星载设备；所述控制总线接口用于连接CAN控制总线实现智能接口单元与嵌入式姿控单元的相连；所述控制器用于完成嵌入式姿控单元与星载设备之间的数据交换；所述调试接口用于智能接口单元程序的调试及烧录。
6.根据权利要求5所述的基于即插即用技术的卫星姿态控制地面仿真系统，其特征在于：所述控制器选用ATMEL公司ARM架构的单片机SAM3X8C。
7.根据权利要求5所述的基于即插即用技术的卫星姿态控制地面仿真系统，其特征在于：所述设备自描述信息表为基于XML语言的xTEDS文件，xTEDS文件用于描述星载设备，定义星载设备的类型、属性、能力，定义嵌入式姿控单元与智能接口单元间的通信接口；
8.根据权利要求5所述的基于即插即用技术的卫星姿态控制地面仿真系统，其特征在于：所述智能接口单元程序，用于对与其连接的星载设备的自检；实现星载设备的在线注册，将星载设备的设备信息xTEDS发送给嵌入式姿控单元；完成星载设备的初始化；从星载设备读取检测数据并转发给嵌入式姿控单元；转发嵌入式姿控单元发送给星载设备的控制指令。
9.根据权利要求5所述的基于即插即用技术的卫星姿态控制地面仿真系统，其特征在于：每个星载设备的智能接口单元均会分配一个独立的ID，嵌入式控制单元也分配有一个独立的ID，智能接口单元将屏蔽发送往其他智能接口的CAN报文，嵌入式控制单元接收CAN控制总线上所有报文。
10.根据权利要求5所述的基于即插即用技术的卫星姿态控制地面仿真系统，其特征在于：嵌入式姿控单元检测到有新的星载设备上线后，将广播自己的信息即总线ID，新上线的星载设备的智能接口单元接收到嵌入式姿控单元信息后，将向其发送注册请求，得到嵌入式姿控单元注册确认后，再将新上线星载设备的设备信息xTEDS发送给嵌入式姿控单元，完成设备的注册；
PID姿态控制算法程序运行时，嵌入式姿控单元调用相应星载设备其智能接口单元内存储的设备自描述信息表中定义的通信接口完成星载设备的数据访问与动作控制：智能接口单元将CAN控制总线上收到的来自嵌入式自控单元的命令或请求进行解析与转换，向星载设备发送相应的动作执行指令或从星载设备处获取实时数据，之后智能接口单元再将收到的来自星载设备的指令反馈与数据进行转换，通过CAN控制总线发送至嵌入式姿控单元，如此循环反复。
一种基于即插即用技术的卫星姿态控制地面仿真系统
技术领域
[0001] 本发明涉及卫星姿态控制系统测试领域，具体地，涉及一种基于即插即用技术用于小卫星姿态控制测试的地面仿真系统。
背景技术
[0002] 姿态控制作为卫星设计中高复杂度的系统，其稳定性、可靠性的重要不言而喻。卫星研制过程中，为确保卫星发射后在真实的空间环境下能够按照设计要求正常运行，不得不在地面为其进行大量的仿真测试，航天器控制系统半物理仿真正是这其中的一种。其利用气浮转台作为运动模拟器并结合部分实物搭建半物理仿真环境，对卫星姿态控制方案和算法提供仿真验证。气浮转台通过平台与支架之间的高压气体使平台浮于空中，以实现转台的平台与固定台架之间近似无摩擦的相对转动，据此模拟卫星在太空中的力学环境。利用气浮转台可以在地面上模拟卫星单轴或多轴的姿态运动。
[0003] 目前国内外针对航天器姿态控制半物理仿真系统所进行研究的很多，大都着重于系统硬件、软件或者接口的设计，一般只适用于一种型号卫星的测试，没有考虑测试的通用性和系统性，成本高且复用性差。
发明内容
[0004] 针对现有技术中存在的问题，本发明提供一种具有通用性的基于即插即用技术的卫星姿态控制地面仿真系统。
[0005] 一种基于即插即用技术的卫星姿态控制地面仿真系统，包括气浮转台、嵌入式姿控单元、即插即用部件、地面控制单元和显示设备；所述气浮转台上搭载有即插即用部件，所述即插即用部件为带有智能接口单元的星载设备，星载设备包括光纤陀螺、反作用飞轮，光纤陀螺为仿真系统的传感器部件，反作用飞轮为仿真系统的执行部件，所述智能接口单元分别与传感器部件、执行部件组合成即插即用节点后再通过CAN控制总线与嵌入式姿控单元相连，实现它们之间的数据、指令的收发；
[0006] 所述嵌入式姿控单元通过智能接口单元间接访问与控制星载设备，嵌入式姿控单元负责接收光纤陀螺输出的测量数据，计算卫星当前姿态并与预期姿态相比较，利用PID姿态控制算法得到飞轮控制量，并发送控制指令给反作用飞轮，同时将实时姿态信息发送至地面控制单元；
[0007] 所述地面控制单元和显示设备为一台PC机，地面控制单元与嵌入式姿控单元通过串口连接无线数传模块，该无线数传模块通过片上系统CC2431的USART接口和片内集成的射频收发器，采用串行协议，以无线方式(2.4GHzISM频带)实现数据通信。所述地面控制单元接收嵌入式姿控单元发送来的实时姿态信息并将这些数据信息进行存储，同时于显示设备上实时显示卫星姿态信息(即气浮转台的转动角度与转动角速度)以及光纤陀螺输出的测量数据。
[0008] 本发明中，所述光纤陀螺用于采集气浮转台的转动角度以及角速度，输出给嵌入式姿控单元，嵌入式姿控单元根据其输出气浮台转动角度与角速度信息进行姿态确定与调整；
[0009] 所述反作用飞轮用于接收嵌入式姿控单元输出的控制指令，产生对应的控制力矩驱动气浮转台的转动以此模拟卫星姿态控制。
[0010] 本发明中：所述智能接口单元包括控制器，存储器，控制总线接口，星载设备接口，电源和调试接口，所述控制总线接口、星载设备接口、调试接口以及存储器均与控制器连接，所述电源为智能接口单元提供工作电压，所述存储器上存储有设备自描述信息表和智能接口单元程序；所述星载设备接口用于连接相应的星载设备；所述控制总线接口用于连接CAN控制总线实现智能接口单元与嵌入式姿控单元的相连；所述控制器选用ATMEL公司ARM架构的单片机SAM3X8C，用于完成嵌入式姿控单元与星载设备之间的数据交换；所述调试接口用于智能接口单元程序的调试及烧录。
[0011] 其中：所述设备自描述信息表为基于XML语言的xTEDS(extensible Electronic Transducer Data Sheet)文件，xTEDS文件用于描述星载设备，定义星载设备的类型、属性、能力，定义嵌入式姿控单元与智能接口单元间的通信接口；
[0012] 所述智能接口单元程序，用于对与其连接的星载设备的自检；实现星载设备的在线注册，将星载设备的设备信息xTEDS发送给嵌入式姿控单元；完成星载设备的初始化；从星载设备读取检测数据并转发给嵌入式姿控单元；转发嵌入式姿控单元发送给星载设备的控制指令。在xTEDS设计中，xTEDS定义的操作、变量、消息均定义一个编号，这样每次对设备的访问，总线只需传输特定的编号，可大大减小传输数据量，从而减小每次对设备访问的时间。
[0013] 每个星载设备的智能接口单元均会分配一个独立的ID，嵌入式控制单元也分配有一个独立的ID，智能接口单元将屏蔽发送往其他智能接口的CAN报文，嵌入式控制单元接收CAN控制总线上所有报文。
[0014] 本发明中：所述嵌入式姿控单元包括处理器、外扩存储器、控制总线接口CAN，JTAG调试接口，USB接口，RS232和RS422，所述外扩存储器、控制总线接口CAN，JTAG调试接口，USB接口，RS232和RS422均与处理器连接；控制总线接口CAN通过总线网络和星载设备的智能接口单元相连接，实现嵌入式姿控单元和星载设备的信息交互。
[0015] 所述处理器选用ATMEL公司的嵌入式ARM芯片AT91RM9200，其上运行版本为2.6.21的嵌入式Linux操作系统。
[0016] 所述外扩存储器包括FLASH存储器和SDRAM存储器，Flash存储器用于存储操作系统、中间件及应用程序(如姿态控制算法程序)，另外还可以根据需要存储数据；SDRAM是整个系统数据处理、程序执行的地方，在启动过程中需要将操作系统和程序从FLASH中拷贝到SDRAM里执行。
[0017] 嵌入式姿控单元检测到有新的星载设备上线后，将广播自己的信息即总线ID，新上线的星载设备的智能接口单元接收到嵌入式姿控单元信息后，将向其发送注册请求，得到嵌入式姿控单元注册确认后，再将新上线星载设备的设备信息xTEDS发送给嵌入式姿控单元，完成设备的注册；PID姿态控制算法程序运行时调用嵌入式姿控单元调用相应星载设备其智能接口单元内存储的设备自描述信息表中定义的通信接口完成星载设备的数据访问与动作控制：智能接口单元将CAN控制总线上收到的来自嵌入式自控单元的命令或请求进行解析与转换，向星载设备发送相应的动作执行指令或从星载设备处获取测量数据，之后智能接口单元再将收到的来自星载设备的指令反馈与数据进行转换，通过CAN控制总线发送至嵌入式姿控单元，如此循环反复。
[0018] 进一步的，所述的气浮转台，为单轴气浮转台可以模拟滚动、俯仰、偏航中的其中任一通道。
[0019] 本发明的有益效果是：
[0020] 本发明所述的基于即插即用技术的卫星姿态控制地面仿真系统具有较强通用性和系统性，具有较强的可操作性。利用智能接口模块结合相应软件使得本发明所述系统适应性大大增加，可以实现不同类型小卫星姿态控制地面仿真测试，能够应用到基于气浮转台的物理仿真系统中，减少了系统硬件的重复设计，只需在软件上进行相关修改即可用于新应用，缩短了研发周期与成本。
附图说明
[0021] 图1为本发明的结构示意图，
[0022] 图2为智能接口单元的功能框图，
[0023] 图3为嵌入式姿控单元的功能框图，
[0024] 图4为嵌入式姿控单元与即插即用部件间的信息传递方式的示意图。
具体实施方式
[0025] 参见图1，图1为本发明的结构示意图，一种基于即插即用技术的卫星姿态控制地面仿真系统，包括气浮转台、嵌入式姿控单元、即插即用部件、地面控制单元和显示设备；所述气浮转台上搭载有即插即用部件，所述即插即用部件为带有智能接口单元的星载设备，星载设备包括光纤陀螺与反作用飞轮，光纤陀螺为仿真系统的传感器部件，反作用飞轮为仿真系统的执行部件，所述智能接口单元分别与传感器部件、执行部件组合成即插即用节点后再通过CAN控制总线与嵌入式姿控单元相连，实现它们之间的数据、指令的收发。
[0026] 图2为智能接口单元的功能框图，所述智能接口单元包括控制器，存储器，控制总线接口，星载设备接口，电源和调试接口，所述控制总线接口、星载设备接口、调试接口以及存储器均与控制器连接，所述电源为智能接口单元提供工作电压，所述存储器上存储有设备自描述信息表和智能接口单元程序；所述星载设备接口用于连接相应的星载设备；所述控制总线接口用于连接CAN控制总线实现智能接口单元与嵌入式姿控单元的相连；所述控制器选用ATMEL公司ARM架构的单片机SAM3X8C，用于完成嵌入式姿控单元与星载设备之间的数据交换；所述调试接口用于智能接口单元程序的调试及烧录。
[0027] 图3为嵌入式姿控单元的功能框图，嵌入式姿控单元包括处理器、外扩存储器、控制总线接口CAN，JTAG调试接口，USB接口，RS232和RS422，所述外扩存储器包括FLASH存储器和SDRAM存储器，所述外扩存储器、控制总线接口CAN，JTAG调试接口，USB接口，RS232和RS422均与处理器连接；控制总线接口CAN通过总线网络和星载设备的智能接口单元相连接，实现嵌入式姿控单元和星载设备的信息交互。其中，处理器选用ATMEL公司的嵌入式ARM芯片AT91RM9200，其上运行版本为2.6.21的嵌入式Linux操作系统。
[0028] 所述嵌入式姿控单元通过智能接口单元间接访问与控制星载设备，嵌入式姿控单元负责接收光纤陀螺输出的测量数据，计算卫星当前姿态并与预期姿态相较，利用PID姿态控制算法得到飞轮控制量，并将发送控制指令给反作用飞轮，同时将实时姿态信息发送至地面控制单元；
[0029] 所述地面控制单元和显示设备一台PC机，地面控制单元通过无线数传模块与嵌入式姿控单元上的RS232接口建立物理连接，所述地面控制单元接收嵌入式姿控单元发送来的信息并将这些数据进行存储，同时于显示设备上实时显示卫星姿态信息，反作用飞轮的状态数据(转速、电流等)，以及光纤陀螺输出的测量数据。
[0030] 本发明的工作原理：嵌入式姿控单元初始化卫星姿态；地面控制单元初始化当前姿态并输入预期姿态；光纤陀螺将转动角度、转动角速度等测量数据通过与之相连的智能接口单元输出给嵌入式姿控单元；嵌入式姿控单元利用光纤陀螺的输出数据，根据PID控制算法计算当前卫星姿态与预期姿态的差值同时发送控制指令输出给卫星执行部件——反作用飞轮，并将实时姿态信息发送至地面控制单元；反作用飞轮接收控制指令产生对应的控制力矩驱动气浮转台转动；地面控制单元将姿态数据信息进行存储，同时在显示设备上通过串口终端软件实时显示卫星姿态信息、飞轮的状态数据以及光纤陀螺输出的测量数据。通过多个控制周期，使当前姿态达到预期姿态参照图4，图示出了嵌入式姿控单元与即插即用部件间的信息传递方式，嵌入式姿控单元检测到有新的星载设备上线后(新上线的星载设备自身先完成初始化与自检)，将广播自己的信息(主要是自己的总线ID)，新上线的星载设备的智能接口模块接收到嵌入式姿控单元信息后，将向其发送注册请求，得到嵌入式姿控单元注册确认后，再将新上线星载设备的设备信息xTEDS发送给嵌入式姿控单元，完成设备的注册，如果注册超过两秒后仍未完成，则智能接口将重新发送注册请求直至注册成功。注册完成后，智能接口单元程序处于等待状态，一旦有来自嵌入式姿控单元的控制指令，将响应命令发送相应数据(如光纤陀螺)或执行相应动作(如反作用飞轮)。姿态控制算法程序运行时，嵌入式姿控单元调用相应星载设备其智能接口单元内存储的设备自描述信息表中定义的通信接口完成星载设备的数据访问与动作控制，智能接口单元将CAN控制总线上收到的来自嵌入式自控单元的命令或请求进行解析与转换，向星载设备发送相应的动作执行指令或从星载设备处获取测量数据，之后智能接口单元再将收到的来自星载设备指令反馈与数据进行转换，通过CAN控制总线发送至嵌入式姿控单元，如此循环反复。
[0031] 下面结合具体实施例对本发明进行详细说明，具体地，包括以下步骤：
[0032] 步骤一，标识所有实验设备，并为CAN控制总线上各节点，包括嵌入式姿控单元、每个传感器部件与执行部件及其智能接口单元，分配总线ID。
[0033] 步骤二，程序烧录，将卫星姿态控制程序(即PID姿态控制算法程序)编译成可执行文件下载至嵌入式姿控单元，将智能接口单元中烧入与之相连星载设备的xTEDS文件。
[0034] 智能接口单元，该模块主要包括控制器(ATMEL单片机SAM3X8C)，存储器(Flash，用于存储程序及设备自描述文件)，控制总线接口，设备接口，电源，调试接口(JTAG)。虽然一般处理器芯片上自带存储器，如果担心存储空间不足，则可在智能接口单元中外扩存储器。需要注意的是，不同星载设备的智能接口单元设备接口部分因星载设备的接口相异而不同，常见的设备接口有UART、RS232、RS422、RS485、CAN等，本文中的陀螺接口为UART、飞轮接口为RS422。
[0035] 步骤三，将台上电源、嵌入式姿控单元、传感器部件(光纤陀螺)与执行部件(反作用飞轮)及其智能接口单元固定于气浮转台安装面上，完成物理连接后，将气浮转台配平衡。台上电源由蓄电池与二次电源转换模块组成，蓄电池为28V锂电池组，二次电源转换模块包含不同DC/DC模块，将蓄电池电压转换成台上设备所需电压。
[0036] 本文所述气浮转台主要是指单轴气浮转台单轴气浮转台可模拟卫星单通道的运动。
[0037] 反作用飞轮：接收嵌入式姿控单元输出的控制指令，结合光纤陀螺，可工作于角速度模式，产生对应的控制力矩驱动气浮转台的转动，采用实物。
[0038] 光纤陀螺：用于采集气浮转台的转动角度与角速度，输出给嵌入式姿控单元，嵌入式姿控单元借助此进行姿态确定与调整。
[0039] 步骤四，以无线串口连接嵌入式姿控单元与地面控制单元，打开SecureCRT软件配置串口，并将所有设备单元上电，确定无线数传模块通信正常。
[0040] 地面控制单元采用研华工控机，仿真系统实时数据监测。
[0041] 步骤五，通过SecureCRT软件查看嵌入式控制单元系统启动信息，系统正常启动后，运行姿态控制算法程序。因即插即用部件注册程序也以模块形式嵌入姿态控制算法程序中，故运行姿态控制算法程序时，将在显示设备上打印所有即插即用部件注册信息，待观测到所有设备成功注册后，程序才真正进入姿态控制环节，此间程序会将卫星姿态信息输出至串口。
[0042] 步骤六，初始化当前姿态并输入预期姿态，PID姿态控制算法程序开始读取光纤陀螺数据确定当前姿态(主要为当前角度)，并根据卫星目标姿态计算反作用飞轮的控制量并将相应的指令通过CAN总线发送，反作用飞轮收到指令后产生驱动力矩，从而使气浮转台转动。经过连续若干个控制周期(本实施例为250ms)后，使卫星当前姿态与预期姿态的差值达到精度要求值。
[0043] 步骤七，与地面控制单元同在一台PC中的仿真平单元，将无线串口上从嵌入式姿控单元获得的姿态数据以一定格式进行存储并显示。
[0044] 本实施例中的姿态控制算法采用PID姿态控制算法，根据姿态控制精度、设备技术参数以及工程经验确定PID控制器的三个参数值(比例参数KP，积分参数KI，微分参数KD)。姿态控制算法通过不断比较当前姿态与预期姿态，根据两者的差值计算飞轮的转速约束，并通过总线传输至飞轮，直至两者的误差符合精度要求。
[0045] 本发明提供的仿真系统与纯数学仿真相较，更能较真实有效地验证卫星姿态控制方案和算法；与一般物理仿真相较，该方法成本更低、更易操作且更具通用性。
