本发明设计信号处理方法，具体地，涉及一种用于卫星姿轨控通用测试的推力器信号处理方法及系统。
背景技术：
卫星姿轨控通用测试设备是为了满足不同型号姿轨控分系统各阶段测试的一种通用化设备。推力器主要用于卫星姿态和轨道控制，是卫星不可缺少的一种执行机构。不同型号使用的推力器大小规格、数量存在差异，对地面测试设备的需求不一样。不同型号分别针对自身需求研制投产专用地面设备，往往会造成极大的资源浪费，影响型号研制效率。因此需要研制通用的姿轨控综合测试设备，通用推力器信号的处理是其中重要组成部分。
文献1中提到了一种小卫星闭环模拟设备，该设备用于卫星姿态半物理仿真测试。文献中重点阐述了敏感器的模拟和无线通讯模块的设计方案，对执行机构，特别是推力器信号的采集未进行研究。
文献2中提到了一种卫星姿轨控半物理仿真测试系统，介绍了模拟电源、电信号源。程序加载等，但是未将推力器通用信号采集作为研究对象。
文献3中提到了一种基于pxi_vxworks的卫星姿轨控仿真测试系统的设计与实现方案，针对测试系统方案通用化、实时性进行了研究，介绍了vxworks动力学设计方案以及总线架构。也未将推力器信号的采集与应用作用研究对象。
专利200910312925.9“小卫星执行机构的状态信息采集装置”中提到了一种小卫星执行机构的状态信息采集装置，提供了一种集成的检测多类卫星执行机构部件状态信息的方案。但是仅针对于小卫星，通用性比较差。
专利200810124773.5“小卫星姿态控制可靠性验证的仿真测试设备及其测试方法”中，介绍了卫星姿态控制可靠性验证的仿真测试设备及测试方法。专利中提出对飞轮信号的采集与故障模拟，但未涉及具体的推力器信号处理方法。
[1]陈东栋.小卫星闭环模拟设备研制[d].哈尔滨工业大学,2015.06.
[2]张怡文,刘曌，陈杭.卫星姿轨控半物理仿真测试系统[j].计算机测量与控制,2017,25(11).
[3]彭瑞.基于pxi_vxworks的卫星姿轨控仿真测试系统的设计与实现[d].上海交通大学，2011年7月。
技术实现要素：
针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种用于卫星姿轨控通用测试的推力器信号处理方法及系统。
根据本发明提供的一种用于卫星姿轨控通用测试的推力器信号处理方法，其特征在于，包括以下步骤：
步骤a：推力大小计算；
步骤b：安装矩阵配置；
步骤c：力和力矩计算；
步骤d：力和力矩叠加至动力学。
优选的，所述步骤a中，根据推力器上的传感器采集到的压力信号，计算出推力的大小，推力大小计算公式如下所述：
f＝a0 a1·p a2·p2
式中，p表示压力传感器采集的管路处压力，a0、a1、a2为与推力器特性相关的标定系数，该系数根据实际推力器标定结果可以配置修改。
优选的，所述步骤b中，在动力学计算机中存储可配置的推力器安装位置坐标矩阵a和推力方向矩阵b；
矩阵a、b表示形式分别如下：
优选的，所述步骤c中，根据安装位置矩阵a、质心位置坐标c和推力方向矩阵b，计算推力在卫星本体坐标系产生的力矩，根据推力方向矩阵b计算各推力器作用在卫星本体坐标系下的力。
优选的，第i个推力器工作时在卫星本体系产生的力fi＝bifi，其中bi＝b(i,:)，fi表示该推力器工作推力大小，为标量；
第i个推力器工作时在卫星本体系产生的力矩ti＝(ai-c)×fi，其中ai＝a(i,:)。
优选的，将推力器喷气过程作用在卫星本体坐标系下的力矩，叠加至卫星姿态动力学模型。
一种用于卫星姿轨控通用测试的推力器信号处理系统，包括以下模块：
模块1：推力大小计算；
模块2：安装矩阵配置；
模块3：力和力矩计算；
模块4：力和力矩叠加至动力学。
优选的，所述模块1中，根据推力器上的传感器采集到的压力信号，计算出推力的大小，推力大小计算公式如下所述：
f＝a0 a1·p a2·p2
式中，p表示压力传感器采集的管路处压力，a0、a1、a2为与推力器特性相关的标定系数，该系数根据实际推力器标定结果可以配置修改。
优选的，所述模块2中，在动力学计算机中存储可配置的推力器安装位置坐标矩阵a和推力方向矩阵b；
矩阵a、b表示形式分别如下：
优选的，所述模块3中，根据安装位置矩阵a、质心位置坐标c和推力方向矩阵b，计算推力在卫星本体坐标系产生的力矩，根据推力方向矩阵b计算各推力器作用在卫星本体坐标系下的力。
与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：
1.不同型号推力器推力系数可配置、不同卫星的型号的安装矩阵均可配置更改；保证了本方法的通用性。
附图说明
通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显：
图1为本申请实施例一种用于卫星姿轨控通用测试的推力器信号处理方法及系统的信号处理流程示意图；
图2为本申请实施例一种用于卫星姿轨控通用测试的推力器信号处理方法及系统中推力器信号处理方法框图。
具体实施方式
下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本发明，但不以任何形式限制本发明。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变化和改进。这些都属于本发明的保护范围。
参照图1和图2，一种用于卫星姿轨控通用测试的推力器信号处理方法，包括以下步骤：
步骤a：推力大小计算；
根据推力器工作原理在动力学计算机中建立通用模型,根据星上压力传感器采集到的压力信号，计算推力大小，推力大小计算公式如下所示：
f＝a0 a1·p a2·p2
式中，p表示压力传感器采集的管路处压力，a0、a1、a2为与推力器特性相关的标定系数，该系数根据实际推力器标定结果可以配置修改。
步骤b：安装矩阵配置；
在动力学计算机中存储可配置的推力器安装位置坐标矩阵a和推力方向矩阵b，矩阵a、b表示形式分别如下：
步骤c：力和力矩计算；
根据安装位置矩阵a、质心位置坐标c和推力方向矩阵b，计算推力在卫星本体坐标系产生的力矩，根据推力方向矩阵b计算各推力器作用在卫星本体坐标系下的力。
第i个推力器工作时在卫星本体系产生的力fi＝bifi，其中bi＝b(i,:)，fi表示该推力器工作推力大小，为标量；
第i个推力器工作时在卫星本体系产生的力矩ti＝(ai-c)×fi，其中ai＝a(i,:)。
步骤d：力和力矩叠加至动力学；
将推力器喷气过程作用在卫星本体坐标系下的力矩，叠加至卫星姿态动力学模型。
式中，j卫星转动惯量矩阵，ω为卫星角速度，
lpi为第i个挠性附件相对于本体坐标系连接点矢量，
通过i/o采集板卡采集推力器喷气脉冲，结合对应推力器推力脉冲长度，对卫星姿态动力学方程进行数值积分计算，将计算得到的姿态信息通过敏感器地测口发送至星上，进而形成姿态控制闭环。
本领域技术人员知道，除了以纯计算机可读程序代码方式实现本发明提供的系统及其各个装置、模块、单元以外，完全可以通过将方法步骤进行逻辑编程来使得本发明提供的系统及其各个装置、模块、单元以逻辑门、开关、专用集成电路、可编程逻辑控制器以及嵌入式微控制器等的形式来实现相同功能。所以，本发明提供的系统及其各项装置、模块、单元可以被认为是一种硬件部件，而对其内包括的用于实现各种功能的装置、模块、单元也可以视为硬件部件内的结构；也可以将用于实现各种功能的装置、模块、单元视为既可以是实现方法的软件模块又可以是硬件部件内的结构。
以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变化或修改，这并不影响本发明的实质内容。在不冲突的情况下，本申请的实施例和实施例中的特征可以任意相互组合。
本文用于企业家、创业者技术爱好者查询，结果仅供参考。
