CN101794527A - 人控交会对接半物理仿真试验系统 - Google Patents

Abstract

人控交会对接半物理仿真试验系统，由试验总控单元、三自由度姿态转台、六自由度姿态位置转台、动力学及转台控制单元、人控电视摄像机、人控电视摄像机靶标、激光雷达、激光雷达合作目标、人控指令单元、人控位置手柄、人控姿态手柄、被测人控交会对接控制单元和人控电视摄像机图像显示器等组成，能够对人控交会对接的控制律和相关操作过程进行大量、多方位的试验验证。同数学仿真相比，该系统可使被测人控交会对接控制律和相关操作过程得到更真实有效的验证，而与全实物仿真系统相比又具有研制费用低、简单易行等优点。

Description

人控交会对接半物理仿真试验系统

技术领域

本发明属于航天控制领域，涉及一种可用于对人控交会对接控制律和相关操作过程进行验证的半物理仿真试验系统。

背景技术

航天器的空间交会对接(Rendezvous and Docking，RVD)技术是载人航天中的一项关键技术，分为自动控制和人工控制两种。美国和前苏联都在1967年首次实现了航天器的交会对接，并在其后进行了一系列的空间交会对接活动。虽然美国和前苏联都发展了交会与对接的人控和自控技术，但是美国更比较重视采用人控技术，而前苏联则比较重视采用自控技术。

美国在“双子星座”和“阿波罗”飞船计划中都使用了人控来进行航天器的空间交会与对接。美国研究人员在“双子星座”飞船计划经验总结中写道：”经验表明，航天员能够指导制导系统完成主要操作，而且在制导系统失灵时也能完成各飞行阶段的任务。他们认为，用人控来完成空间交会与对接任务具有以下优点：人具有分析、判断和决策能力，可以提高交会与对接任务的成功率，因为可以及时修正交会系统中的错误；可以排除交会与对接系统中的故障，保证交会与对接任务的完成；人控比自控更节省燃料和时间。因此美国专家认为，如果航天器上有人，用人控来完成交会与对接任务显然比自控有利得多。特别是当航天器上的传感器、计算机或其他交会与对接所必需的设备发生故障时，人控是唯一的选择。

与美国相反，前苏联比较侧重于采用自控。他们认为，航天器交会与对接过程中的自动化是未来空间飞行所必需的。自控交会与对接的优点是：不需要生命保障系统，可靠性高，无需考虑人的救生问题。前苏联虽然大力发展自控交会与对接技术，但也没有放弃采用人控交会与对接。1969年1月16日，“联盟”4号和5号飞船首次成功地进行了人控交会与对接。1969年10月，“联盟”6、7、8号3艘载人飞船分别进行了人控交会与对接。而“联盟”号、“联盟T”和“联盟TM”飞船与“礼炮”号空间站的交会与对接，第一次对接失败，放宽对接区域，也未成功；第二次，调整姿态控制系统又出故障；第三次，转到航天员手控对接，才最后成功。特别是当自控系统失灵时，采用人控才能保证完成交会与对接任务。

随着我国航天事业的发展，以神舟5号和神舟7号为标志的载人航天一期工程取得了巨大的成功。为顺利实现以交会对接为主要目标的载人航天二期工程任务，迫切需要对人控交会对接技术进行研究并进行试验验证，为顺利实现以交会对接为主要目标的载人航天二期工程任务奠定牢固的基础。

发明内容

本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提供了一套可真实验证人控交会对接控制律及相关操作过程的半物理仿真试验系统。

本发明的技术解决方案是：人控交会对接半物理仿真试验系统，包括动力学及转台控制单元、六自由度姿态位置转台、三自由度姿态转台、激光雷达、人控电视摄像机、被测人控交会对接控制单元、人控电视摄像机图像显示器、人控指令单元、人控姿态手柄、人控位置手柄、人控电视摄像机靶标、激光雷达合作目标；人控电视摄像机靶标、激光雷达合作目标安装在三自由度姿态转台上，激光雷达、人控电视摄像机安装在六自由度姿态位置转台上；其中，

动力学及转台控制单元：接收被测人控交会对接控制单元发出的执行机构指令，根据所述指令进行目标飞行器和追踪飞船姿态和轨道动力学仿真，得到目标飞行器与追踪飞船之间的相对位置、相对姿态、相对位置速度和相对姿态角速度，将目标飞行器的姿态和姿态角速度通过指令送至三自由度姿态转台，将追踪飞船的姿态、姿态角速度、位置和位置速度通过指令送至六自由度姿态位置转台，同时获取六自由度姿态位置转台和三自由度姿态转台实时返回的运动状态信息；

六自由度姿态位置转台：根据动力学及转台控制单元发出的姿态、姿态角速度、位置和位置速度指令进行运动，模拟追踪飞船的在轨运行状态；

三自由度姿态转台：根据动力学及转台控制单元发出的姿态和姿态角速度指令进行运动，模拟目标飞行器的在轨运行状态；

人控电视摄像机：实时对人控电视摄像机靶标进行摄像，并将图像实时传送给人控电视摄像机图像显示器，供试验人员观察使用；

激光雷达：实时对激光雷达合作目标进行跟踪测量，并将测量数据送至被测人控交会对接控制单元；

被测人控交会对接控制单元：从动力学及转台控制单元接收常规敏感器测量数据，接收试验人员对人控姿态手柄的操作产生的电压，接收试验人员对人控位置手柄的操作产生的电压，接收激光雷达的测量数据，接收试验人员通过人控指令单元发送的人控指令，利用被测的人控交会对接控制律计算得到执行机构指令和人控电视摄像机图像的叠加信息；将执行机构指令送至动力学及转台控制单元，将人控电视摄像机图像的叠加信息送至人控电视摄像机图像显示器。

试验总控单元(1)，用于向动力学及转台控制单元(2)发出指令，控制试验的开始和结束。

本发明与现有技术相比的优点是：本发明系统将最为关键的外部导航敏感器—激光雷达、激光雷达合作目标、人控电视摄像机和人控电视摄像机靶标作为真实部件置于控制系统回路中，而其它的常规敏感器、执行机构以及目标飞行器和追踪飞船的姿态轨道动力学则采用成熟的数学模型代替，在降低研制费用的同时可对不同的被测人控交会对接控制律和相关操作过程进行大量、多方位的地面试验验证。同数学仿真相比，该系统可使被测人控交会对接控制律和相关操作过程得到更真实有效地验证，而与全实物仿真系统相比又具有研制费用低、简单易行等优点。

附图说明

图1为本发明系统的组成原理框图。

图2为三自由度姿态转台和六自由度姿态位置转台工作示意图。

具体实施方式

如图1所示，本发明系统由试验总控单元1、三自由度姿态转台4、六自由度姿态位置转台3、动力学及转台控制单元2、人控电视摄像机6、人控电视摄像机靶标12、激光雷达5、激光雷达合作目标13、人控位置手柄11、人控姿态手柄10、人控电视摄像机图像显示器8、人控指令单元9和被测人控交会对接控制单元7组成。

试验总控单元1负责向动力学及转台控制单元2发出试验开始和试验结束指令，控制整个系统的运行。

动力学及转台控制单元2包括目标飞行器轨道姿态动力学、追踪飞船轨道姿态动力学、常规敏感器测量模型、执行机构数学模型和转台控制器。其接收试验总控单元1发出的试验开始和试验结束指令，接收被测人控交会对接控制单元7发出的执行机构指令，接收三自由度姿态转台4和六自由度姿态位置转台3实时返回的运动状态信息；完成目标飞行器和追踪飞船姿态和轨道动力学仿真计算，完成目标飞行器和追踪飞船相对位置、相对姿态、相对位置速度和相对姿态角速度的计算，向被测人控交会对接控制单元7发出常规敏感器测量数据，向三自由度姿态转台4发出姿态和姿态角速度指令，同时向六自由度姿态位置转台3发出姿态、姿态角速度、位置和位置速度指令。其中，执行机构数学模型接收被测人控交会对接控制单元7发出的执行机构指令；目标飞行器轨道姿态动力学和追踪飞船轨道姿态动力学依据执行机构数学模型计算结果得到目标飞行器与追踪飞船在轨运行的相对姿态、相对位置、相对姿态角速度和相对位置速度数据；常规敏感器测量模型依据目标飞行器与追踪飞船在轨运行的相对姿态、相对位置、相对姿态角速度和相对位置速度数据计算得到常规敏感器的理论测量输出数据；转台控制器依据目标飞行器与追踪飞船在轨运行的相对姿态、相对位置、相对姿态角速度和相对位置速度数据，计算得到三自由度姿态转台4和六自由度姿态位置转台3各自的控制指令并对其进行驱动控制。

三自由度姿态转台4依据接收到的动力学及转台控制单元2发出的姿态和姿态角速度进行运动，模拟目标飞行器在轨运行状态。三自由度姿态转台4的负载面上安装有人控电视摄像机靶标12和激光雷达合作目标13，人控电视摄像机靶标12具有正交十字交叉机械结构，激光雷达合作目标13为激光光束反射装置。

六自由度姿态位置转台3依据接收到的动力学及转台控制单元2发出的姿态、姿态角速度、位置和位置速度进行运动，模拟追踪飞船在轨运行状态。六自由度姿态位置转台3的负载面上安装有人控电视摄像机6和激光雷达5，人控电视摄像机6拍摄的图像画面上具有正交十字刻线，激光雷达5可向空间一定角度限制范围内发射激光光束。

在动力学及转台控制单元2发出的控制指令作用下，当三自由度姿态转台4模拟的目标飞行器与六自由度姿态位置转台3模拟的追踪飞船之间左右位置相对偏差和相对姿态偏差均为零时，人控电视摄像机6拍摄图像画面上的正交十字刻线与图像中人控电视摄像机靶标12的正交十字交叉机械机构重合，人控电视摄像机6与人控电视摄像机靶标12之间的左右位置相对偏差和相对姿态偏差均为零，激光雷达5与激光雷达合作目标13之间的左右位置偏差为零。

试验过程当中，人控电视摄像机6实时对人控电视摄像机靶标12进行摄像，并将图像实时传送给人控电视摄像机图像显示器8。试验人员可通过对图像中人控电视摄像机6拍摄图像画面上的正交十字刻线与图像中人控电视摄像机靶标12的正交十字交叉机械机构之间的相互位置关系，实时掌握三自由度姿态转台4模拟的目标飞行器与六自由度姿态位置转台3模拟的追踪飞船之间左右位置相对偏差和相对姿态偏差信息。由于试验人员通过对人控电视摄像机图像的观察难以准确判断三自由度姿态转台4模拟的目标飞行器与六自由度姿态位置转台3模拟的追踪飞船之间相对纵向距离和相对纵向速度，因此需利用激光雷达对此进行专门测量。激光雷达5实时对激光雷达合作目标13进行跟踪测量，并响应被测人控交会对接控制单元7发出的采样信号，将测量数据发送给被测人控交会对接控制单元7。

被测人控交会对接控制单元7向激光雷达5发送一定时间间隔的采样信号，接收激光雷达5响应采样信号返回的测量数据、人控位置手柄11的电压、人控姿态手柄10的电压、人控指令单元9的人控指令和动力学及转台控制单元2发出的常规敏感器测量数据，利用被测人控交会对接控制律7计算得到执行机构指令和人控电视摄像机图像叠加信息。执行机构指令发送给动力学及转台控制单元2，人控电视摄像机图像叠加信息发送给人控电视摄像机图像显示器8。

人控电视摄像机图像显示器8接收人控电视摄像机6实时传送的图像和被测人控交会对接控制单元7发出的人控电视摄像机图像叠加信息，合成人控电视摄像机叠加图像。叠加图像是指在原有的人控电视摄像6机对人控电视摄像机靶标12实时拍摄的图像画面边缘，以文字、数学符号和数字相结合的形式显示来自被测人控交会对接控制单元7发出的叠加信息。叠加的信息可辅助试验人员更明确的实时掌握三自由度姿态转台4模拟的目标飞行器与六自由度姿态位置转台3模拟的追踪飞船之间的相对位置、相对位置速度、相对姿态和相对姿态角速度。

人控位置手柄11具有前、后、左、右、上和下的六个自由度的操作极性，人控姿态手柄10具有上、下、左、右、顺时针和逆时针六个自由度的操作极性。试验人员通过对人控电视摄像机图像显示器8上实时显示的图像进行观察，分别对人控位置手柄11和人控姿态手柄10进行操作，以达到对三自由度姿态转台4和六自由度姿态位置转台3运动状态的控制。

在试验人员观察人控电视摄像机图像，并对人控位置手柄11和人控姿态手柄10进行操作，控制三自由度姿态转台4和六自由度姿态位置转台3相对运动的过程中，可通过人控指令单元9向被测人控交会对接控制单元7发出相关人控指令，控制被测人控交会对接控制律工作模式的切换。

如图2所示，为三自由度姿态转台4和六自由度姿态位置转台3的工作示意图。在动力学及转台控制单元2的协同控制下，三自由度姿态转台4可做三轴的姿态运动，模拟目标飞行器在轨的三轴姿态运动。六自由度姿态位置转台3可做三轴的姿态运动，模拟追踪飞船在轨的三轴姿态运动，同时六自由度姿态位置转台3还可做三轴的位置运动，模拟目标飞行器与追踪飞船在轨的三轴相对位置运动。

一、关键部件具体设计与实施

(1)三自由度姿态转台4

三自由度姿态转台4是一个具有负载盘面的固定于地面的三轴姿态转台，各轴转动范围为内框±170°，中框和外框±30°，控制精度和动态指标满足相对测量敏感器精度的指标要求。

(2)六自由度姿态位置转台3

六自由度姿态位置转台3具有一个负载盘面，且由一个可做三维平动的行车和安装在行车上的三轴转台组成，具有三个平动自由度和三个转动自由度，各轴转动范围为内框±170°，中框和外框±30°；平动机构运动范围：横向：-a1m～+a2m，竖向：-a3m～+a4m，纵向：0m～a5m，其中a1、a2、a3、a4和a5均为大于零的实数；控制精度和动态指标满足相对测量敏感器精度指标要求。

(3)动力学及转台控制单元2

执行机构数学模型

(a)姿控执行机构模型

忽略执行机构的开启和关闭延迟，仿真中可采用如下模型：

F_atti(t)＝F_0atti[I(t)-I(t-T)]

其中，F_atti(t)表示姿控执行机构的实际输出；F_0atti表示姿控执行机构的标称推力大小；I(·)表示阶跃函数，T为喷气指令脉冲的时间宽度。

(b)轨控执行机构模型

忽略执行机构的开启和关闭延迟，仿真时可采用如下模型：

F_obt(t)＝(1+δ)F_0obt

其中，F_obt(t)表示轨控执行机构的实际输出；F_0obt表示轨控执行机构的标称推力大小；δ为轨控执行机构的推力控制精度。

动力学数学模型

(a)轨道动力学模型

$\stackrel{\·\·}{r}=-\frac{\mathrm{\μ}}{r^3}\·r+F_u+F_{\mathrm{\ϵ}}$

其中，μ为地心引力常数。式子右边第一项为地球中心引力加速度，第二项F_u为航天器推进系统产生的控制力，第三项为其他外部摄动力。

(b)姿态动力学模型

$I\stackrel{\·}{\mathrm{\ω}}+\mathrm{\ω}\×\mathrm{I\ω}=T_c+T_d$

其中，I为飞船的转动惯量阵，ω为飞船在惯性空间下的姿态角速度矢量，T_c和T_d分别为控制力矩和干扰力矩。本发明中，T_c主要是指喷气力矩，T_d包括气动力矩、重力梯度力矩、太阳辐射压力矩等。

该姿态动力学模型为最简单的刚体模型。对于本发明，由于控制精度要求高，因此应充分考虑太阳帆板对姿态的耦合影响。

转台控制量计算模型

(a)根据试验初始条件确定三自由度姿态转台4的转角控制量

θ₁，ψ₁；

(b)根据转台安装数据和(a)中计算的三自由度姿态转台4转角控制量计算目标飞行器动力学坐标系与转台控制坐标系之间的相对姿态和相对位置关系。

设计算得到的目标飞行器动力学坐标系与转台控制坐标系之间的方向余弦阵为C₀₁，位置关系为A₀₁＝[x₀₁，y₀₁，z₀₁]。

(c)根据(b)中计算得到的转换关系，由动力学输出值可计算得到六自由度姿态位置转台3的控制量，具体公式如下：

设动力学模型输出的目标飞行器动力学坐标系与追踪飞船动力学坐标系之间的方向余弦阵为C₂₁，位置关系为A₂₁＝[x₂₁，y₂₁，z₂₁]，则有 $C_{02}=C_{01}\·C_{21}^T,$ A₀₂＝A₀₁+C₀₁*A₂₁，由此得到六自由度姿态位置转台3的控制量为C₀₂对应的姿态角

θ₂，ψ₂，位置关系A₀₂＝[x₀₂，y₀₂，z₀₂]。

本节涉及到的坐标系定义如下：

(a)目标飞行器动力学坐标系o_b1x_b1y_b1z_b1

其原点o_b1为目标飞行器的质心，o_b1x_b1轴为目标飞行器纵轴，指向目标飞行器头部，o_b1y_b1轴沿目标飞行器的横向，垂直于纵轴，与目标飞行器横向的一个主惯量轴一致，o_b1z_b1轴与o_b1x_b1、o_b1y_b1轴构成右手系。

(b)飞船动力学坐标系o_b2x_b2y_b2z_b2

其原点o_b2为飞船的质心，o_b2x_b2轴为飞船纵轴，指向飞船头部，o_b2y_b2轴沿飞船的横向，垂直于纵轴，与飞船横向的一个主惯量轴一致，o_b2z_b2轴与o_b2x_b2、o_b2y_b2轴构成右手系。

(c)转台控制坐标系o_b3x_b3y_b3z_b3

三自由度姿态转台4处于加电后零位状态时，转台控制坐标系原点o_b3为三自由度姿态转台4三个机械轴的交叉点，o_b3x_b3轴沿三自由度姿态转台4的纵向机械轴，面向三自由度姿态转台4装有人控电视摄像机靶标12一侧看，视线方向为正方向，o_b3y_b3轴沿三自由度姿态转台4的水平机械轴，面向三自由度姿态转台4装有人控电视摄像机靶标12一侧看，视线方向右侧为正，o_b3z_b3轴与o_b3x_b3、o_b3y_b3轴构成右手系。

(4)被测人控交会对接控制单元7

被测人控交会对接控制单元7内装有被测人控交会对接控制律，被测人控交会对接控制律为星上应用程序，具有如下的工作模式：人控交会对接正常工作模式、人控交会对接正常撤离模式、人控交会对接紧急撤离模式等。被测人控交会对接控制单元7接收常规测量敏感器的测量数据、激光雷达测量数据、人控位置手柄电压、人控姿态手柄电压和人控指令，输出计算得到的人控交会对接的接近、对接和撤离等各阶段的执行机构指令，并将计算得到的相关图像叠加信息输送给人控电视摄像机图像显示器8。执行机构指令发送给动力学及转台控制单元2作为相关计算的输入数据。

二、工作流程

本发明系统的工作流程如下：

(1)试验准备阶段，依据试验需求设计试验起始条件，即设计三自由度姿态转台4起始时刻的三轴姿态角和三轴姿态角速度；设计六自由度姿态位置转台3起始时刻的三轴姿态角、三轴姿态角速度、三轴位置和三轴位置速度；

(2)试验准备阶段，对人控交会对接半物理仿真试验系统各个组成部分在确认安全的前提下进行加电操作，使其进入正常工作模式；

(3)试验准备阶段，通过试验总控单元1向动力学及转台控制单元2发出试验开始指令，动力学及转台控制单元2依据试验开始指令和流程设计的起始条件，对三自由度姿态转台4和六自由度姿态位置转台3同时进行控制。三自由度姿态转台4和六自由度姿态位置转台3的实时运动状态信息返回给动力学及转台控制单元2；

(4)试验开始阶段，动力学及转台控制单元2接收三自由度姿态转台4和六自由度姿态位置转台3返回的实时运动状态信息。当判断三自由度姿态转台4和六自由度姿态位置转台3同时达到要求的试验起始条件时，启动动力学模型开始计算。此时三自由度姿态转台4和六自由度姿态位置转台3在动力学模型计算结果的控制下开始各自运动，试验正式开始；

(5)试验过程阶段，三自由度姿态转台4和六自由度姿态位置转台3各自运动过程中，试验流程如下：

人控电视摄像机6实时对人控电视摄像机靶标12进行摄像并生成更新图像，该更新图像实时传送到人控电视摄像机图像显示器8中；

激光雷达5实时对激光雷达合作目标13进行跟踪测量并生成更新测量数据，该更新测量数据在被测人控交会对接控制单元7发出的采样信号驱动下传送给被测人控交会对接控制单元7；

被测人控交会对接控制单元7在一个计算周期(计算周期长度为T0秒)结束时，将本计算周期内计算得到的执行机构指令发送给动力学及转台控制单元2；

动力学及转台控制单元2依据接收到的执行机构指令，一个计算周期(计算周期长度为T1秒，T1＜T0)内持续以T2(T2＝T1/n，n为自然数，n可根据转台最大动态响应能力适当选取)的时间间隔同时控制三自由度姿态转台4和六自由度姿态位置转台3进行运动，同时将每个T2时间间隔内计算得到的常规敏感器测量数据发送给被测人控交会对接控制单元7；

试验人员通过对人控电视摄像机图像显示器8显示的人控交会对接图像的观察，对人控位置手柄11和人控姿态手柄10进行操作，根据需要向人控指令单元9发送人控指令。人控位置手柄电压、人控姿态手柄电压和人控指令实时传送给被测人控交会对接控制单元7；

被测人控交会对接控制单元7在下一个计算周期内，依据接收到的常规敏感器测量数据、激光雷达测量数据、人控位置手柄电压、人控姿态手柄电压和人控指令，生成最新的图像叠加信息和执行机构指令。并在该计算周期结束时将生成最新的图像叠加信息传送给人控电视摄像机图像显示器8，将执行机构指令传送给动力学及转台控制单元2；

人控电视摄像机图像显示器8利用实时拍摄的人控电视摄像机图像和最新的叠加信息合成人控交会对接图像，并显示在屏幕上供试验人员观察。试验人员可根据需要对人控位置手柄11、人控姿态手柄10和人控指令单元9进行操作；

动力学及转台控制单元2依据接收到的最新执行机构指令，在下一个计算周期内完成仿真计算、对三自由度姿态转台4及六自由度姿态位置转台3的控制和常规敏感器测量数据向被测人控交会对接控制单元7的发送。

(6)试验结束阶段，试验完成后，由试验总控单元1向动力学及转台控制单元2发出试验结束指令。动力学及转台控制单元2接收到结束指令后停止动力学的计算，停止三自由度姿态转台4的驱动和六自由度姿态位置转台3的驱动。此时试验停止，等待试验总控单元1再次向动力学及转台控制单元2发出试验开始指令。

本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。

Claims (2)

1.人控交会对接半物理仿真试验系统，其特征在于包括：动力学及转台控制单元(2)、六自由度姿态位置转台(3)、三自由度姿态转台(4)、激光雷达(5)、人控电视摄像机(6)、被测人控交会对接控制单元(7)、人控电视摄像机图像显示器(8)、人控指令单元(9)、人控姿态手柄(10)、人控位置手柄(11)、人控电视摄像机靶标(12)、激光雷达合作目标(13)；人控电视摄像机靶标(12)、激光雷达合作目标(13)安装在三自由度姿态转台(4)上，激光雷达(5)、人控电视摄像机(6)安装在六自由度姿态位置转台(3)上；其中，

动力学及转台控制单元(2)：接收被测人控交会对接控制单元(7)发出的执行机构指令，根据所述指令进行目标飞行器和追踪飞船姿态和轨道动力学仿真，得到目标飞行器与追踪飞船之间的相对位置、相对姿态、相对位置速度和相对姿态角速度，将目标飞行器的姿态和姿态角速度通过指令送至三自由度姿态转台(4)，将追踪飞船的姿态、姿态角速度、位置和位置速度通过指令送至六自由度姿态位置转台(3)，同时获取六自由度姿态位置转台(3)和三自由度姿态转台(4)实时返回的运动状态信息；

六自由度姿态位置转台(3)：根据动力学及转台控制单元(2)发出的姿态、姿态角速度、位置和位置速度指令进行运动，模拟追踪飞船的在轨运行状态；

三自由度姿态转台(4)：根据动力学及转台控制单元(2)发出的姿态和姿态角速度指令进行运动，模拟目标飞行器的在轨运行状态；

人控电视摄像机(6)：实时对人控电视摄像机靶标(12)进行摄像，并将图像实时传送给人控电视摄像机图像显示器(8)，供试验人员观察使用；

激光雷达(5)：实时对激光雷达合作目标(13)进行跟踪测量，并将测量数据送至被测人控交会对接控制单元(7)；

被测人控交会对接控制单元(7)：从动力学及转台控制单元(2)接收常规敏感器测量数据，接收试验人员对人控姿态手柄(10)的操作产生的电压，接收试验人员对人控位置手柄(11)的操作产生的电压，接收激光雷达(5)的测量数据，接收试验人员通过人控指令单元(9)发送的人控指令，利用被测的人控交会对接控制律计算得到执行机构指令和人控电视摄像机图像的叠加信息；将执行机构指令送至动力学及转台控制单元(2)，将人控电视摄像机图像的叠加信息送至人控电视摄像机图像显示器(8)。

2.根据权利要求1所述的人控交会对接半物理仿真试验系统，其特征在于：还包括试验总控单元(1)，用于向动力学及转台控制单元(2)发出指令，控制试验的开始和结束。

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