系统试验用红外地球敏感器电信号源的实现

余 维 谢任远 何益康 周连文

1.上海航天控制技术研究所，上海 201109 2.上海空间智能控制技术重点实验室, 上海 201109

地球敏感器是卫星姿态与轨道控制系统的关键测量部件，用于测量卫星本体与星地连线间的俯仰和滚动姿态偏差[1]，虽然其精度一般低于星敏感器等姿态测量仪器，但出于系统冗余备份的需要或经济性考虑，各类地球敏感器目前在卫星姿态与轨道控制系统中仍然被广泛应用。

红外地球敏感器通过检测地球的热辐射信号而工作，因此在系统半物理仿真验证及整星级电测试中，地球敏感器接入回路时需要模拟地球红外辐射[2]或者模拟辐射检测信号的设备，作为地球敏感器的被测对象。适用于地球同步轨道和高椭圆轨道等三轴稳定卫星的摆动扫描式红外地球敏感器，在地面测试中的目标源一般通过2种途径实现：1)利用两轴转台搭载热源及光学系统，提供地球红外辐射模拟圆盘和摆动角(光学地模)；2)地球敏感器自身设计有测试接口时，测试设备通过此接口外加电激励信号，模拟卫星不同姿态下地球敏感器的探测器扫描地球边界产生的电平变化(电地模)。光学地模通过更换热源，输出固定轨道高度下地球圆盘的红外辐射信号，多用于地球敏感器的地面标定及其光学系统的功能、性能测试；电地模一般用于系统的开、闭环试验，接收卫星动力学信息，通过相应的计算，控制硬件电路输出卫星姿态连续变化情况下，地球敏感器检测到的地球边界电平信号。电地模因其结构简单、工况覆盖性好及环境适应性强等特点，常被用作卫星控制系统及整星测试中红外地球敏感器的目标源。

文献[3]介绍了地球同步轨道和固定扫描幅值条件下此类地球敏感器电信号源的设计原理及软硬件实现方法。文献[4]通过分析误差源，经滤波、补偿和误差抑制等处理，对算法进行了改进，提出了高精度信号源的设计思路。文献[5]则利用单片机实现了在小姿态角偏差下准确提供系统试验用信号源的研制。

近年来，为满足红外地球敏感器在轨故障诊断技术及其实现效果的地面验证需求，电信号源结合敏感器故障建模与仿真，除参与系统正常状态下的测试外，亦可模拟敏感器，特别是其探测器的各种功能、性能故障模式[6]，使得信号源的系统级使用范围得到扩展。此外，在对敏感器测角性能模拟有更高精度要求的验证测试场景，可考虑不同轨道高度下地球椭圆形状、大气红外辐射特性及太空中其它天体影响，构建高精度地球成像轮廓[7]，作为计算探测器模拟信号的输入参量，开发更为精确的信号源。

本文介绍的电信号源设计方法，以满足控制系统不同工况的试验需求和信号源模拟精度要求为出发点，对文献[4]提供的思路进行了简化，并结合控制系统地面仿真验证的需求，融入文献[6]所述部分故障模式仿真功能进行实现。该方法对文献[3]和[5]所提供方案的适用范围进行了拓展；其实现方式也充分利用了当前主流控制系统测试设备的软硬件，不仅降低了信号源实现和调试的难度，而且保证了实时性和信号精度。此信号源在某地球同步轨道卫星控制系统测试设备的开发和研制中得到实现，并在各系统级、整星级电测和环境试验中得到应用，满足不同轨道高度下使用地球敏感器进行地球捕获、对地指向功能性能测试及验证的需要。

1 红外地球敏感器探测原理

摆动扫描式红外地球敏感器探测14μ～16.25μ波段能量，其光学系统包括固连在扫描镜上的4路射线型红外探测器。在零姿态情况下，随着扫描镜的摆动，4路探测射线在地球南、北45°纬线上进行扫描，扫描路径往复于冷空间背景和相对灼热的地球地平，信号经处理后产生空间-地球的穿越电平波形，如图1所示。

图1 地球敏感器工作原理示意图

没有姿态偏差时，探测器扫描的坐标点A、B、C、D与敏感器设置的零姿态基准重合。考虑地球同步轨道轨道高度情况，穿越点的坐标可由下述方程求出：

(1)

式中，β=sin45°；Re为地球同步轨道下地球圆半径。

由式(1)计算可得卫星无滚动、俯仰姿态偏差时扫描电平跳变点的坐标、即地球敏感器内部基准坐标：

(2)

当卫星有滚动(r)、俯仰(p)姿态偏差，且满足地球敏感器工作所需的任意轨道高度时，地平穿越点A′、B′、C′和D′的坐标求取方程则由(1)式演化为：

(3)

式中，H为卫星轨道高度；Rei为考虑红外辐射时的地球半径。

当前滚动、俯仰姿态偏差下，地球边沿在各扫描线上的坐标由公式(3)计算得到：

(4)

此时穿越点与扫描基准的相位差ΔA、ΔB、ΔC和ΔD为：

(5)

经敏感器内部逻辑处理后输出俯仰与滚动姿态信息：

(6)

2 电信号源实现

根据红外地球敏感器上述工作原理及其测试接口设计，卫星控制系统在进行地球敏感器的控制功能、性能测试时，借助地面设备，根据所要求的时序产生4路电压方波信号，模拟调制后的地球边界扫描波形，作为地球敏感器的目标信号。电压方波信号的实现过程即是地球敏感器测量姿态角的逆过程。

通过已知当前卫星的滚动、俯仰角，轨道高度，同步轨道地球半张角、当前轨道下地球半张角，探测器扫描幅值，扫描周期，来确定并输出4路探测器探及处理电路对应的波形。

2.1 获取输入参数

在卫星控制系统试验中，确定4路信号源波形所需的参数，来源如下：

1)探测器扫描周期T由系统测试设备硬件接口通过采集地球敏感器扫描方向信号(SD)来计算；

2)卫星当前时刻的俯仰姿态p、滚动姿态r、轨道高度H由卫星动力学状态获取；

4)地球敏感器探测器的扫描幅值θ通过遥控指令配置、由遥测数据显示并据此设定。

2.2 确定信号形式

根据前述输入参数，利用式(4)计算地球与4路探测器扫描范围的位置关系。以A路信号为例，如图2所示。

图2 扫描探测器与地球圆盘相对位置示意图

则图(2)对应的电信号模式可划分为：

a)先入后出模式：以SD信号下降沿为起始，输出低电平，tn1时刻起输出高电平，(tn1+tn2)时刻起输出低电平至该周期结束；

b)先出后入模式：以SD信号下降沿为起始，输出高电平，tn1时刻起输出低电平，(tn1+tn2)时刻起输出高电平至该周期结束；

c)穿越模式：以SD信号下降沿为起始，输出低电平，tn1时刻起输出高电平，(tn1+tn2)时刻起输出低电平，(tn1+tn2+tn3)时刻起输出高电平，(tn1+tn2+tn3+tn4)时刻起输出低电平至该周期结束；

d)全低模式：整个周期输出低电平；

e)全高模式：整个周期输出低电平。

2.3 计算信号跳变时刻

对4路信号分别计算tn1，tn2，tn3和tn4。其中tn1表示每个周期中，从SD信号0点(下降沿)开始到达该路信号第一跳变沿的时间，tn2表示从tn1时刻开始到达该路信号第二跳变沿的时间，tn3表示从tn2时刻开始到达该路信号第三跳变沿的时间、tn4表示从tn3时刻开始到达该路信号第四跳变沿的时间。仍以A路信号为例：

1)先入后出模式：

(7)

2)先出后入模式：

(8)

3)穿越模式：

(9)

4)全低模式：本周期内输出信号全为低电平，与时间无关；

5)全高模式：本周期内输出信号全为高电平，与时间无关。

2.4 信号方波的软硬件实现

目前，卫星控制系统在半物理仿真试验时，常用运行实时操作系统并配置有各类硬件接口的工控机作为卫星的动力学仿真机，一方面进行动力学计算；另一方面还运行各硬件接口的驱动程序，实现卫星控制系统执行机构信号的采集及各敏感器目标源信息的输出。

本文介绍一种基于PXI总线，运行实时操作系统VxWorks的工控机来实现地球敏感器电信号源模块的方法，使得电信号源算法和硬件驱动模块的开发和调试完全与控制系统试验用动力学模型、外围接口驱动程序的设计开发工作同步，并实现完全的集成。实现步骤如下：

1)利用Simulink的图形化编程方法，建立电信号源的运算模型；

2)利用Matlab开发可以驱动工控机硬件I/O接口的应用程序编程接口(API)，通过S-Function API实现运算模型与工控机硬件之间的接口设计；

3)Matlab的RTW提供基于Tornado的目标环境，将上述运算模型及S-Function编译生成可在VxWorks系统中运行的可执行文件；

4)可执行文件加载，并在工控机中运行；

5)工控机根据计算出的波形类型及电平跳变时刻，输出4路信号源。

采用该方法建立的地球敏感器电信号源，在卫星控制系统试验中的信息流示意如图3所示。

图3 地球敏感器电激励源信息流示意图

研究红外地球敏感器的一个扫描周期。系统以SD信号上升沿为起始点，根据要求产生4路电地球激励信号：

1)动力学工控机通过I/O接口检测SD信号，接收到第一个上升沿开始工作，自SD信号第一个上升沿到下一个下降沿时所持续的时间，记录该段时长为T/2，获得T的值，作为下一周期的输入条件；第一周期计算时，T缺省设置为地球敏感器的设计扫描周期；

2)与此同时，工控机完成动力学数据的采集和计算工作，对A、B、C和D这4路信号，根据前述方法确定各路信号的类型并计算信号跳变的时刻：tn1、tn2或tn1、tn2、tn3和tn4，(n=A、B、C和D)；

3)自SD信号下一个上升沿开始，根据确定的波形和计算得到的信号跳变时刻，输出各路波形，作为本周期的地球敏感器测量目标的信号。

以A路信号为例，其波形、信号跳变时刻计算的流程如图4所示。

图4 A路信号源确定的软件流程图

使用SimuLink等工具进行图形化来实现的信号源计算模块封装如图5所示的形式。除5路参数输入端口外，还有4路波形模式码及16路电平跳变时刻等20路输出量。此20路输出作为S-Function API的输入条件，驱动硬件电路，输出4路模拟量电平信号。

封装模型内部，A路信号的电平跳变时刻tAi

图5 地球敏感器电激励源封装模块

(i=1,2,3,4)计算的部分模型，实现如图6所示。

图6 tAi(i=1,2,3,4)计算的部分模块示例

3 使用结果及分析

按上述方法实现的地球敏感器电信号源，在地球同步轨道下，卫星动力学俯仰设置为0°，滚动设置为2.54°时的波形如图7所示。

经与使用光学地模时的数据对比，控制系统开、闭环测试时，卫星在各姿态角度下，红外地球敏感器数据如表1所示，两者精度相当。

控制系统某次控制过程试验中，地球敏感器作为姿态测量部件，且使用电信号源作为被测目标时，姿态输出曲线如图8所示；卫星在轨时红外地球敏感器滚动、俯仰姿态遥测曲线如图9所示，两者一致性较好。

由地球敏感器电信号源的实现过程可知，有可能影响系统精度的因素包括信号采集及处理的延时、输出信号上升下降沿与实际红外地平调制信号的差异、工控机中数据运算的舍入及截断误差、由SD信号测得当前扫描周期T只能用于下一周期波形的控制等。文献[5]亦对其中部分误差进行了说明，此类误差对地球敏感器单机产品的高精度测试而言，必须予以考虑。另外，早期开发时因硬件资源和性能等方面的制约，单片机中大量的浮点数运算和中断程序的复杂程度使得实时性难以保证，必须进行计算公式的简化及软件构架的优化，这些因素都增加了信号源设计的难度和对设计者嵌入式系统开发能力的依赖程度。

本文设计的信号源在开发工具、硬件及工控机性能等方面进行优选，图形化开发工具的利用及工控机1～2ms的运算步长，使得设计时不必过多考虑嵌入软件设计、资源受限等因素的影响。在不需要专业的嵌入式系统开发能力的情况下，即可充分保证信号源的便利性和实时性。因此，特别适合卫星控制系统设计师。另一方面，结合其应用场景是用作控制系统试验中红外地球敏感器接入闭环控制的目标源，上述可能引入的误差对产品随机误差(0.05°左右)而言，可忽略不计，在模型的姿态角输入端进行简单的分段标定后，信号源精度可很好地满足系统在地球敏感器全测量范围内的测试需要。

图7 电激励信号波形及对应微分信号示意图

图8 系统试验中使用电信号源时输出曲线(单位：(°))

图9 卫星在轨时地球敏感器遥测输出曲线(单位：(°))

4 结论

该设计方法原理清晰、易于实现，且集成程度较高；参数、故障模式设置及试验流程控制方便。在敏感器全视场范围内，信号源精度及探测器性能故障的仿真情况均能满足控制系统地面测试时对卫星入轨后各飞行阶段地球红外信号源的模拟需求，为有摆动式红外地球敏感器参与的部件级、分系统级和整星级测试，提供了有效的手段。