北京三號A/B衛星控制分系統設計與仿真驗證

許凡 何世民 邢林峰 傅秀濤 薛超 姚寧

(北京控制工程研究所,北京 100094)

北京三號A/B衛星采用超敏捷、超穩定、超精度的三超平臺,與以往遙感衛星相比[1-2]具有指向精度高、穩定度高的特點。在保證對衛星正常高穩定度飛行的同時,具備對衛星大角度快速機動、快速穩定的姿態敏捷控制能力和高精度高穩定性姿態控制能力,大幅提升我國高分辨率遙感衛星數據供給水平。

北京三號A/B衛星控制分系統采用RS422、CAN、SPACEWIRE、1553B的總線體系,裝備新研測微敏感器、甚高精度星敏感器、中大型控制力矩陀螺等核心產品,并提供了多種成像模式,可實現沿任意航跡成像。

本文針對北京三號A/B衛星的特點,首先介紹了北京三號A/B衛星控制分系統的系統組成和主要工作模式,重點介紹高可靠SpaceWire通信設計方法和可靠性保障策略,搭建多級復合控制仿真驗證平臺并詳細闡述了上下平臺通信及時間同步設計,最后對衛星功能進行試驗驗證。

1 控制系統簡介

1.1 系統組成

不同于傳統的遙感平臺,北京三號A/B衛星控制分系統采用了多級復合控制系統,在傳統衛星的控制系統基礎上,增加了主動指向超靜平臺(VIPPS)作為二級控制,如圖1所示。

圖1 控制分系統組成框圖

圖2 基于確認機制的數據傳輸設計

主動指向超靜平臺使用的測微敏感器和渦流傳感器及指向隔振機構;控制器包括中心控制單元和主動指向超靜平臺控制單元。

VIPPS由主動指向超靜平臺控制單元(VIPPCU)、3S+1光纖測微敏感器、渦流位移傳感器線路、作動器組件組成。VIPPCU負責采集測微陀螺、渦流敏感測量信息,執行超精超穩超敏捷控制方案解算,輸出音圈電機控制電流,并與傳統控制分系統進行數據交互實現北京三號A/B衛星上下平臺的復合控制。

為方便表示,將傳統控制分系統簡稱為下平臺,主動指向超靜平臺簡稱為上平臺。

控制分系統下平臺由中心控制單元(CCU)、姿態敏感器和執行機構組成。下平臺的姿態敏感器包括甚高精度星敏感器、平臺陀螺組件、一體化數字太陽敏感器和模擬太陽敏感器,執行機構包括控制力矩陀螺、磁力矩器、推進子系統。

控制分系統下平臺采用了RS422串口、CAN、1553B、SpaceWire的多總線設計。通過1553B總線與星敏、陀螺、控制力矩陀螺通信,通過RS422串口與數字太陽敏感器、高速串口、天線通信,通過CAN實現GPS秒脈沖校時,星務與CCU之間及VIPPCU與CCU之間采用SpaceWire總線通信。

1.2 主要工作模式

北京三號A/B衛星具備沿任意航跡成像能力,除了傳統的主動段模式、入軌段控制模式、對日定向模式、偏置飛行模式、點對點機動模式、姿態/角速度預置模式、軌控模式、全姿態捕獲模式、無控模式,軟件還設置被動成像模式、主動推掃模式、空間目標跟蹤、曲線目標推掃模式。此外,北京三號B星根據面陣相機增加地面目標凝視跟蹤模式、空間目標凝視模式。

北京三號A/B衛星根據陰影區和陽照區在對日定向模式和偏置飛行模式下切換。自主任務規劃算法處于待命狀態,衛星收到姿態機動任務后,通過對目標點或軌跡點進行姿態自主規劃并執行,進入姿態機動模式(點對點姿態機動模式或者姿態/角速度預置模式),并在成像任務開始前進入目標模式(偏置飛行模式主動推掃模式、空間目標跟蹤、曲線目標推掃模式、地面目標凝視姿態跟蹤模式、空間目標凝視模式)。通過姿態預置及跟蹤過程中實時計算,可不受飛行軌跡的約束,拍攝任意航跡成像。

2 高可靠SpaceWire總線通信方法

傳統的星務系統采用1553B總線[3-5]、CAN總線[6-7]、串口等通信方式與控制系統進行數據交互。由于VIPPS控制周期短、傳輸數據量大、時效性要求高,傳統總線通信方式已無法滿足當前需求。SpaceWire總線[8-9]是一種全雙工、點對點、串行的高速數據總線標準,相比傳統總線通信方式具有傳輸速率高、靈活性強等特點。北京三號A/B衛星創新性地采用SpaceWire總線完成衛星平臺的通信,既包括控制系統與主動指向超靜平臺的通信,也包括星務系統與控制系統的通信。SpaceWire鏈路接口根據設備冗余關系進行完全備份,采用BM4802芯片作為接口芯片,鏈路發送速率統一為50Mbit/s,保障有效數據的高速率高可靠傳輸。

2.1 基于確認機制的數據傳輸設計

傳統SpaceWire傳輸方法基于無確認數據傳輸,通信可靠性設計不足,無法保證數據包完整收發。北京三號A/B衛星控制分系統根據SpaceWire總線傳輸的特點,設計了基于確認機制的高可靠的數據傳輸方法,通過收發雙方的確認機制和多重校驗保障數據傳輸完整性。

北京三號A/B衛星控制分系統通過提取握手信號、握手計數、數據長度、數據類型及校驗和,對傳輸數據內容進行了有效識別和描述。有效數據由一個或多個數據包組合而成,每個數據包均包含標識、序列號、長度、數據、校驗和,實現數據的雙重保障。如圖3(a)所示,數據發起端將一包或者多包數據內容封裝在有效數據區,并填充握手信息,數據的接收端查詢到數據后,接收、解析數據,并通過握手信號及其他校驗判斷確認數據傳輸成功,進行應答組幀并應答響應,完成一次數據交互。如圖3(b)所示,如果數據接收端根據握手信號判斷數據接收失敗,則進行數據丟包,并進行芯片復位快速建立新的傳輸條件。數據發起端判斷長時間無應答數據時,重新發送數據建立連接。

圖3 SpaceWire通信策略

2.2 可靠性保障策略

星務采用1s的頻率與CCU完成一次數據交互。星務為主動發起端,中心控制單元為應答端。在每次交互時星務率先發送握手信號,緊接著連續發送有效傳輸數據和校驗和。CCU在接收全部數據后250ms內,將含有握手信號和應答數據發送給星務。當連續8s未收到星務系統輪詢指令時,重新初始化SpaceWire總線控制器,確保。

CCU控制周期為125ms,與VIPPCU以每周期一次的頻率通過SpaceWire總線通信,采用查詢方式。中心控制單元為主動發起端,VIPPCU為應答端。CCU每個控制周期與VIPPCU通信前對芯片進行初始化,并進行通信故障診斷,根據通信診斷結果進行通信錯誤次數計數,并在通信錯誤次數滿足條件后進行斷電加電操作,加電后若通信成功,則清除通信連續錯誤計數值;若通信仍舊不成功,則繼續累積通信連續錯誤計數,將VIPPS切換至非當班機。

3 多級復合控制仿真驗證平臺

由于上下平臺之間動態信息交互頻繁、耦合密切,傳統仿真環境[10-11]無法滿足多級復合控制系統的需求,需要建立多級仿真驗證環境[12],實現多目標機的信息交互。北京三號A/B衛星控制系統根據動力學耦合及協同設計方法,搭建多級復合控制仿真驗證平臺,并設置下平臺獨立測試模式、上平臺軟件測試模式、上下平臺復核控制測試模式,分別對應圖4中紅色虛線、藍色虛線和綠色虛線,既可以完成傳統“敏感器+執行機構”的下平臺控制分系統獨立測試,也可以完成包括“指向隔振機構+渦流位移傳感器”組合體在內的上下平臺全功能聯合測試。

圖4 多級復合控制仿真驗證平臺

1)下平臺獨立測試模式

下平臺獨立測試模式無需連接上平臺設備。VIPPCU模擬器輸出至CCU的渦流數據為固定值,相當于上下平臺處于剛性連接狀態,或VIPPCU模擬器輸出一段渦流數據的曲線來模擬上下平臺的相對姿態變化,可對下平臺接口、部件和系統閉環進行全面測試。

2)上平臺軟件測試模式

上平臺軟件測試模式需連接上平臺測試設備。通過數字信號源模擬測微敏感器、渦流位移敏感器的輸出。測試主機接收VIPPCU通過測試串口下發的音圈電機控制電壓,通過測試設備中的音圈電機模擬器來模擬音圈電機的動作。測試主機接收CCU模擬器輸出的模擬信號,包括一段模擬的星敏感器輸出曲線、一段模擬的軌跡規劃曲線。

3)上下平臺復合控制測試模式

CCU與下平臺動力學交互計算下平臺的姿態,VIPPCU與上平臺動力學交互計算上平臺的姿態;上下平臺動力學進行信息交互,其中下平臺動力學根據采集的上平臺的姿態和星敏感器的安裝位置來計算星敏感器的輸出;上平臺地面動力學根據上平臺的姿態及測微敏感器的安裝位置計算測微敏感器的輸出、并將上下平臺之間的相對姿態轉換為作動器內的渦流位移傳感器的輸出;上平臺地面動力學根據作動器中柔性環節的模型,和VIPPCU通過測試串口下發的音圈電機控制電壓,來模擬作動器的動作;下平臺地面動力學接收上平臺地面動力學發出的作動器主動力(音圈電機力)和被動力(柔性環節力),計算其反作用力,并代入到下平臺動力學計算中。

3.1 上下平臺動力學通信設計

下平臺地面動力學運行在地面設備嵌入式操作系統中,上平臺地面動力學運行在DSP+FPGA智能板卡中。下平臺動力學每5ms將下平臺姿態數據發送至DSP+FPGA智能板卡指定的緩存中;上平臺動力學按照0.5ms的仿真周期運行,每個仿真周期均將產生的上平臺姿態數據、作動器作用力數據在指定的地址緩存,等待下平臺動力學取數,如圖5所示。

圖5 上下平臺動力學數據交互

下平臺地面動力學與上平臺地面動力學之間的交互要求如下:

(1)地面測試設備作為信息交互的發起方;

(2)DSP+FPGA智能板卡設置兩處緩存區域,總空間不小于2KB,緩存區域1存儲地面測試設備發來的下平臺姿態數據,緩存區域2存儲DSP+FPGA智能板卡產生的上平臺姿態數據、作動器反作用力數據;緩存區域2采用乒乓緩存機制,即DSP+FPGA智能板卡在5ms內寫滿緩存2的區域A/B時,自動跳轉到區域B/A進行后續的存儲,緩存區域2的乒乓緩存對于地面測試設備的接口地址相同;

(3)地面測試設備每5ms仿真周期將下平臺姿態數據發送給DSP+FPGA智能板卡的緩存區域1中,每仿真周期從DSP+FPGA智能板卡的緩存區域2中將10包上平臺姿態數據、作動器反作用力數據全部讀取(10個上平臺地面動力學周期產生的數據);

(4)DSP+FPGA智能板卡每仿真周期將數據存儲在緩存區域2中。

3.2 仿真系統時間同步設計

北京三號A/B衛星控制系統中的CCU接收GPS秒脈沖的校時信息,并將秒脈沖信號過路至VIPPCU。下平臺地面動力學與上平臺地面動力學獨立運行,不僅需要保證時間的同步性,還需要分別和CCU和VIPPCU保持時間的同步性。為了實現CCU、VIPPCU、下平臺動力學、上平臺動力學的時間同步,在測試設備中設計GPS模擬器,并以GPS模擬器輸出的秒脈沖為分系統試驗時唯一的時鐘源,配合數據管理系統(OBDH)模擬器給CCU、VIPPCU、下平臺地面動力學進行校時,上平臺地面動力學與下平臺地面動力學共用一個仿真時間,系統試驗工況的時間同步邏輯圖如圖6所示。

圖6 仿真平臺時間系統設計

1)對CCU與VIPPCU進行校時

在分系統測試模式下,GPS模擬器產生422差分信號形式的GPS秒脈沖分別輸出給CCU、地面測試設備供星上和地面進行鎖存。地面測試設備鎖存GPS秒脈沖產生GPS時間后通過網絡發送至OBDH模擬器,OBDH模擬器通過CAN總線將其發送至CCU,完成CCU的GPS校時操作;CCU將接收到的秒脈沖信號過路給VIPPCU,并將GPS時間通過SpaceWire總線轉發給VIPPCU,以完成VIPPCU的GPS校時操作。

2)對下平臺地面動力學進行校時

CCU對測試設備有兩種校時方式:

(1)下平臺地面動力學通過與CCU之間的差分422接口,接收CCU發出的GPS秒脈沖信號,地面測試設備鎖存收到秒脈沖對應的時間,并通過1553B RT的方式接收秒脈沖對應的星時,實現下平臺地面動力學的校時操作;

(2)下平臺地面動力學通過1553B RT的方式接收CCU發出的星時數據,地面測試設備鎖存收到星時對應的時間,實現下平臺地面動力學的校時操作。

3)上下平臺地面動力學時間同步設計

DSP+FPGA智能板卡中的上平臺地面動力學仿真周期為0.5ms,地面測試設備中的下平臺地面動力學仿真周期為5ms。為了實現上下平臺地面動力學時間同步,進行以下設計:

(1)DSP+FPGA智能板卡每10個仿真周期向地面測試設備發送同步信號,作為下平臺地面動力學的仿真周期中斷信號,如圖7所示。

圖7 時間同步設計

(2)地面測試設備與DSP+FPGA智能板卡約定每1s(每200個同步信號周期),由地面測試設備將200個同步信號中的第一個對應的地面測試設備時間,如圖8中的t2與“t2+1”發送給DSP+FPGA智能板卡,實現DSP+FPGA(上平臺地面動力學)的校時操作,即將DSP+FPGA的t1和“t1+1”對應的時間分別校時為t2和“t2+1”。

圖8 上平臺動力學校時

4)GPS模擬器秒脈沖信號接口

GPS模擬器輸出的每組GPS秒脈沖信號共有主備2路,每路同步脈沖的頻率為1Hz,信號形式如圖9所示。從“1”到“0”下降沿為時間基準,下降時間50ns,脈沖寬度為1.0±0.2ms。GPS模擬器在發送時間基準后50ms內,通過CAN總線向CCU發送秒脈沖的秒值。

圖9 GPS秒脈沖信號

5)CCU、VIPPCU、下平臺地面動力學、上平臺地面動力學時間相位分析

地面測試設備在接收到CCU的差分422形式的GPS秒脈沖后,鎖存本地機器時間,并在當前仿真周期的空閑任務階段,進行校時操作,要求:

(1)地面測試設備鎖存星時相對于CCU發出的星時的延時不超過20μs;

(2)DSP+FPGA與地面測試設備的同步相位偏差不超過20μs;

因為CCU、VIPPCU可保證其鎖存星時相對于GPS模擬器發出的星時的延時不超過20μs,則GPS模擬器、CCU、VIPPCU、下平臺地面動力學、上平臺地面動力學的時間同步相位關系如圖10所示。

圖10 延時特性

圖10中t0為GPS模擬器實際發出秒脈沖的時刻,t0_1、t0_2、t0_3、t0_4分別為CCU、VIPPCU、下平臺地面動力學、上平臺地面動力學的時間。

4 功能驗證

高可靠的通信和時間同步設計是衛星在軌穩定運行的保障。北京三號B衛星發射前對VIPPS進行加電操作,根據上下平臺Spacewire通信錯誤計數判斷上下平臺通信狀態。為驗證上下平臺通信設計和姿態機動能力,當衛星建立在軌穩定運行狀態且上下平臺通信無異常時對VIPPS解鎖,進行角度為5°、15°、25°、35°、45°、55°、90°的機動能力測試。

機動能力測試過程中,下平臺姿態角控制誤差及姿態角速度控制誤差如圖11、圖12所示,衛星機動穩定度<0.0005°/s滿足在軌指標要求。

圖11 姿態角控制誤差

圖12 姿態角速度控制誤差

上平臺短期穩定度如圖13所示,在星體角速度0.06～1(°)/s的工況下,VIPPS在每10～50ms的角度優于0.005″,滿足短期穩定度指標要求。上平臺長期穩定度如圖14所示,長期穩定度優于0.0007(°)/s,滿足主動指向時長期穩定度<0.0005(°)/s(3σ)的要求。經驗證,星務與控制分系統及上下平臺間通信設計可靠有效,保障在軌穩定運行。

圖13 上平臺短期穩定度

圖14 上平臺長期穩定度

5 結束語

針對北京三號A/B衛星的特點,設計基于確認機制的高可靠SpaceWire總線通信方法并完善故障診斷策略,既實現了數據的快速高效傳輸,也保障了數據的可靠性和完整性,提高系統魯棒性。針對上下平臺之間動態信息交互頻繁、耦合密切,傳統仿真環境無法滿足多級復合控制系統的特點,搭建多級復合控制仿真驗證平臺,并設計時間同步策略和通信機制,有力地保障了控制分系統的充分測試與驗證,助力衛星控制分系統軟件可靠穩定的在軌運行。測試結果表明,控制分系統設計合理有效且在軌表現良好,機動能力和穩定度均滿足設計要求。