收 稿 日 期 ：２０１３－０１－１１；修 订 日 期 ：２０１３－０３－１８．
基 金 项 目 ：实时定姿一体化智能载荷技术资助项目 （Ｎｏ．２０１２ＡＡ１２１５０３）；中国博士后科学基金特别资助项目 （Ｎｏ．
２０１１０４１２７）
Ａｂｓｔｒａｃｔ：Ｔｏｔｅｓｔｔｈｅｃｏｎｔｒｏｌｐｅｒｆｏｒｍａｎｃｅｏｆａｔｔｉｔｕｄｅｃｏｎｔｒｏｌｓｏｆｔｗａｒｅｉｎｒｅａｌｔｉｍｅｆｏｒａ ｍｉｃｒｏ－ｎａｎｏ ｓａｔｅｌｌｉｔｅｕｎｄｅｒｈａｒｄｗａｒｅｌｉｍｉｔｅｄ，ａｒｅａｌ－ｔｉｍｅｔｅｓｔｉｎｇｓｙｓｔｅｍｆｏｒｔｈｅａｔｔｉｔｕｄｅｃｏｎｔｒｏｌｓｏｆｔｗａｒｅｏｆｍｉｃｒｏ－ ｎａｎｏｓａｔｅｌｌｉｔｅｗａｓｅｓｔａｂｌｉｓｈｅｄａｎｄｔｈｅｃｏｎｔｒｏｌｓｏｆｔｗａｒｅｗａｓｔｅｓｔｅｄｗｉｔｈｔｈｅｐｒｏｐｏｓｅｄｓｙｓｔｅｍ．Ｂａｓｅｄｏｎ ｔｈｅｄｙｎａｍｉｃｓａｎｄｋｉｎｅｍａｔｉｃｓｏｆｓａｔｅｌｌｉｔｅａｔｔｉｔｕｄｅ，ｔｈｅｅｎｖｉｒｏｎｍｅｎｔｉｎｆｏｒｍａｔｉｏｎｏｆｓａｔｅｌｌｉｔｅｔｒａｊｅｃｔｏｒｙ，
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ｎａｎｏｓａｔｅｌｌｉｔｅｗａｓｄｅｖｅｌｏｐｅｄｏｎａＰＣ．Ｔｈｅｎ，ｔｈｅｅｆｆｉｃｉｅｎｔｃｏｍｍｕｎｉｃａｔｉｏｎｌｉｎｋｂｅｔｗｅｅｎｏｎ－ｂｏａｒｄｃｏｍ－ ｐ
ｕｔｅｒａｎｄＰＣ ｗａｓｅｓｔａｂｌｉｓｈｅｄｂｙａＣｏｎｔｒｏｌｌｅｒＡｒｅａ Ｎｅｔｗｏｒｋ（ＣＡＮ）ａｎｄｓｅｒｉａｌｃｏｍｍｕｎｉｃａｔｉｏｎ．Ｔｈｅ ｍａｉｎｐｒｏｇｒａｍｏｆｔｈｅａｔｔｉｔｕｄｅｃｏｎｔｒｏｌｓｏｆｔｗａｒｅ ｗａｓａｌｓｏ ｍｏｄｉｆｉｅｄａｓｒｅｑｕｉｒｅｄ．Ｆｉｎａｌｌｙ，ｔｈｅｒｅａｌ－ｔｉｍｅ ｃｏｎｔｒｏｌｐｅｒｆｏｒｍａｎｃｅｏｆｔｈｅａｔｔｉｔｕｄｅｃｏｎｔｒｏｌｓｏｆｔｗａｒｅｆｏｒｏｎ－ｂｏａｒｄｃｏｍｐｕｔｅｒｗａｓｔｅｓｔｅｄ ｗｉｔｈｔｈｅｒｅａｌ－ ｔｉｍｅｔｅｓｔｉｎｇｓｙｓｔｅｍ．Ｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔａｌｒｅｓｕｌｔｓｉｎｄｉｃａｔｅｔｈａｔｔｈｅａｔｔｉｔｕｄｅｃｏｎｔｒｏｌｓｏｆｔｗａｒｅｃａｎｃｏｍｐｌｅｔｅｔｈｅ ｉｎｉｔｉａｌｃｏｎｔｒｏｌｓｔａｇｅａｎｄｅｎｔｅｒｔｈｅｂｉａｓｔｈｒｅｅ－ａｘｉｓｓｔａｂｉｌｉｚａｔｉｏｎｍｏｄｅｂｙ１８４４６ｓａｆｔｅｒｔｈｅｓｅｐａｒａｔｉｏｎｏｆ ｓａｔｅｌｌｉｔｅａｎｄｒｏｃｋｅｔ，ｗｈｉｃｈａｃｈｉｅｖｅｓｔｈｅｓｔａｂｉｌｉｚａｔｉｏｎｃｏｎｔｒｏｌｏｆｍｉｃｒｏ－ｎａｎｏｓａｔｅｌｌｉｔｅａｔｔｉｔｕｄｅ．Ｉｎｔｈｅｂｉ－
（ＤｅｐａｒｔｍｅｎｔｏｆＰｒｅｃｉｓｉｏｎＩｎｓｔｒｕｍｅｎｔ，ＴｓｉｎｇｈｕａＵｎｉｖｅｒｓｉｔｙ，Ｂｅｉｊｉｎｇ１０００８４，Ｃｈｉｎａ） ＊Ｃｏｒｒｅｓｐｏｎｄｉｎｇａｕｔｈｏｒ，Ｅ－ｍａｉｌ：
ｋａｉｃｈｕｎｚ＠ｍａｉｌ．ｔｓｉｎｇｈｕａ．ｅｄｕ．ｃｎ
ＤＯＮＧ Ｋａｉ－ｃｈｅｎ，ＺＨＡＯ Ｋａｉ－ｃｈｕｎ＊ ，ＺＨＡＯ Ｐｅｎｇ－ｆｅｉ，ＹＯＵ Ｚｈｅｎｇ
Ｒｅａｌ－ｔｉｍｅｔｅｓｔｉｎｇｓｙｓｔｅｍｆｏｒ ａｔｔｉｔｕｄｅｃｏｎｔｒｏｌｓｏｆｔｗａｒｅｏｆｍｉｃｒｏ－ｎａｎｏｓａｔｅｌｌｉｔｅ
ｄｏｉ：１０．３７８８／ＯＰＥ．２０１３２１０８．２００８ 文 献 标 识 码 ：Ａ 中 图 分 类 号 ：Ｖ４４８．２２；ＴＰ３１１．５
摘 要 ：为了在硬件有限的条件下测试微纳卫星姿态控制软件的实时控制性能 ，建立了微纳卫星姿态控制软 件 实 时 测 试 系 统 ，并使用该系统对微纳卫星姿态控制软件进行了测试实验 。 根据卫星姿态动力学与运动学 、轨 道 环 境 信息与姿态控制 算 法 数 学 模 型 ，在 ＰＣ 机上设计开发了微纳卫星模拟飞 行 平 台 。 使用控制器局域网络 （ＣＡＮ）和串口建立了连接星载计
算 机 与 ＰＣ 机微纳卫星模拟飞行平台的高效通讯链路 ，并对姿态控制软 件主程序进行必要的修改 。 最 后 ，基 于 该 实 时 测 试系统完成了星 载 计算机上姿态控制软件的实时控制性能测试实验 。 实 验 结 果 表 明 ：姿态控制软件在星箭分离后 １８４４６ｓ完成初始控制阶段并进入偏置对地三轴稳定模式 ，实现了微纳卫星的稳态控制目标 。 偏置对地三轴稳 定 模 式 中 卫星最低单轴姿态精度与角速度稳定度分别优于 ±１．８６°和 ±０．０４８（°）／ｓ，满足该模式控制精度与收敛时间的要求 。
关 键 词 ：微 纳 卫 星 ；姿 态 控 制 ；实 时 控 制 ；实 时 测 试
（清 华 大 学 精 密 仪 器 系 ，北 京 １０００８４） 政 董 恺 琛 ，赵 开 春＊ ，赵 鹏 飞 ，尤
微纳卫星姿控软件实时测试系统 １００４－９２４Ｘ（２０１３）０８－２００８－０８ 文 章 编 号 １ 言 引 软 件 关 键 算 法 和实时测试实验的操作流程 ，并 利
用 该实时测试系统进行了某 型 号 微 纳卫 星星 载姿 态 控 制 软 件 实 时 测 试 实 验 。 实 验 证 明 ，该 微 纳 卫 星 星 载 姿 态 控 制 软 件 能 够 达 到 单 轴 ±２°姿 态 精 度 和 ±０．０５ （°）／ｓ姿态 稳定度的实时 控 制 性 能 ， 完 全满足某型号卫星姿态控 制 软 件 的设 计要 求 。
ａｓｔｈｒｅｅ－ａｘｉｓｓｔａｂｉｌｉｚａｔｉｏｎｍｏｄｅ，ｔｈｅｍｉｎｉｍｕｍｏｎｅ－ａｘｉｓａｔｔｉｔｕｄｅａｃｃｕｒａｃｙａｎｄｔｈｅａｎｇｕｌａｒｖｅｌｏｃｉｔｙｓｔｂｉｌｉｔｙｏｆｔｈｅｓａｔｅｌｌｉｔｅａｒｅｗｉｔｈｉｎ ±１．８６°ａｎｄ ±０．０４８（°）／ｓ，ｒｅｓｐｅｃｔｉｖｅｌｙ，ｗｈｉｃｈｍｅｅｔｓｔｈｅｒｅｑｕｉｒｅｍｅｎｏｆａｔｔｉｔｕｄｅａｃｃｕｒａｃｙａｎｄｃｏｎｖｅｒｇｅｔｉｍｅｏｆｔｈｅｃｏｎｔｒｏｌｍｏｄｅ． Ｋｅｙｗｏｒｄｓ：ｍｉｃｒｏ－ｎａｎｏｓａｔｅｌｌｉｔｅ；ａｔｔｉｔｕｄｅｃｏｎｔｒｏｌ；ｒｅａｌ－ｔｉｍｅｃｏｎｔｒｏｌ；ｒｅａｌ－ｔｉｍｅｔｅｓｔ
２００９ 第 ８ 期 董 恺 琛 ，等 ：微纳卫星姿控软件 实 时测 试 系 统 Ｆｒａｍｅｗｏｒｋｏｆａｔｔｉｔｕｄｅｃｏｎｔｒｏｌｓｏｆｔｗａｒｅｒｅａｌ－ ｔｉｍｅｔｅｓｔｉｎｇｓｙｓｔｅｍ Ｆｉｇ．１ 姿态控制软件实时测试系统结构示意图
图 １ 姿态控制软件实时测试 系 统 主 要由 ４个 部 分 构 成 ：基 于 ＰＣ 机 的 实 时 运 行 平 台 ，微 纳 卫 星 上 的 星 载 计 算 机 ，以 及 连 接 二 者 的 ＣＡＮ 线 和 串 口 线 。 图 １与 图 ２分别为姿态控制 软 件 实 时测 试系 统的 结 构示意图和实物图 。
２ 姿态控制软件实时测试系统的设计
卫星姿态 控 制软件是 姿 态控制系统的重要组 成 部 分 ，主 要 任 务是保证卫星的 通信导向和有效 载 荷 任 务 的 顺 利 完 成 ，其控制效率和控制精度对 卫 星 成 功 完 成 飞 行 任务 起着关键的作用 ［１－２］。
姿
态 控 制 软 件 的 研发涉 及到姿态 确定与控制算法 、
姿 态 敏 感 器 与 控 制 执 行 器 系 统 、数据交互等各个 方 面 ，其 设 计 开 发工作难度较大 并且很难验证软 件 的 控 制 性 能 与 可 靠 性 。 一 般 而 言 ，卫 星 姿 态 控 制 软 件 的 设 计 开 发 ，需要使用工程软件进行数学 仿 真 。但 在 实 际 运 行 中 ，卫星姿 态受到诸多动态 因 素 影 响 ，其 控 制效率与精度和 数学仿真结果相 比 有 较 大 差 距［３－４］。
传 统 上 对 姿 态 控 制 软 件 实 时
性 能 的 测 试 主 要 借 助 半 物 理 仿 真 完 成 ［５－６］。
对 于
研 制 周 期 短 、成 本 低 、结构 较 为简单的微纳卫星来 说 ，如 果 能 在 进 行成本较高的半 物理仿真之前对 姿 态 控 制 软 件 进 行 实 时 测 试 与 排 错 工 作 ，无 疑 可 大 大 缩 短 研 发 时 间 并 降 低 成 本［７－１０］。 因 此 ，
需 要
一 种 稳 定 可 靠 、硬件需求低的方 法来测试姿态控 制 软 件 的 实 时 性 能 。 近 年 ，实 时 测 试 技 术 （Ｒｅａｌ－ｔｉｍｅＴｅｓｔ，ＲＴＴ） 在 国 内 外 发 展 很 快 。该技 术 使用模拟实时环境的 方 法 测 试 系 统 的 实 时 性 能 。 其 结 果 可 靠 性 高 、确 定 性 强 ，已 广 泛 应用于生命周期 测试系统等长时 间 运 行 或 者 需 要 自 动 作 业 的 重 要 系 统 中［１１－１２］。
微
纳 卫 星 姿 态 控 制 软 件 具 有 实 时 性 、自 主 运 行 及 工 作 时 间 长 等 特 点 ，因此实时测试 技术非常适于姿 态 控 制 软 件 的 测 试 工 作 。本 文根据卫星姿态动力 学 与 运 动 学 、轨 道环境信息与姿 态控制算法数学 模 型 ，使 用 ＭｉｃｒｏｓｏｆｔＶｉｓｕａｌＣ＋＋ ６．０建 立 了 基 于 计 算 机 的 微 纳 卫星姿态控制软件实时运行平 台 。利 用 微 纳 卫 星 已 有 ＣＡＮ 的 通信与串口通信 链 路 ，建 立 了 连 接实时运行平台 与载有姿态控制 软 件 的 星 载 计 算 机 的 高 效 通 讯 链 路 ，并 对 姿 态 控 制 软 件 主 程 序 进 行 必 要 的 修 改 ，完成了姿态控制 软 件 实 时 测 试 系 统 的 搭 建 。最后阐述了姿态控制