CN102175259A - 基于地日月一体化敏感器的自主导航仿真试验系统 - Google Patents

Abstract

基于地日月一体化敏感器的自主导航仿真试验系统，地日月一体化敏感器安装在第二单轴转台上，获取地球、太阳和月亮测量信号并送到导航计算机。第一单轴转台带动地球模拟器、第二单轴转台、地日月一体化敏感器以卫星轨道速度转动模拟卫星自转运动。第二单轴转台带动地日月一体化敏感器转动，模拟星体滚动姿态。姿态轨道仿真器进行卫星姿态轨道计算，将卫星基准轨道姿态数据发送到控制计算机。控制计算机根据基准姿态轨道数据生成轨道角速度指令驱动第一单轴转台，生成弦宽指令控制地球模拟器的弦宽，生成滚动角指令驱动第二单轴转台转动。导航计算机根据测量信号进行导航滤波计算，得到卫星位置估计值和速度估计值，与基准数据比对后得到导航精度。

Description

基于地日月一体化敏感器的自主导航仿真试验系统

技术领域

本发明属于自主导航领域，涉及一种自主导航仿真试验系统。

背景技术

美国Microcosm公司研制的MANS(Microcosm Autonomous Navigation System)自主导航系统是1994年3月13日美国空军进行的TAOS(自主运行生存技术)飞行试验的主要内容之一。MANS自主导航系统所采用的一体化自主导航敏感器是在双圆锥扫描式地球敏感器的基础上增加了一对扇形扫描式日、月敏感器。导航敏感器使用一个由电机驱动的光学扫描探头，该探头能对地球热辐射以及日、月可见光进行多视场敏感。

报告号为92-1710，名称为“Autonomous Space Navigation Experiment”的AIAA报告介绍了TAOS飞行试验的内容，其中介绍了Microcosm公司MANS自主导航系统的一体式敏感器的组成、性能和测量输出，敏感器如何获得对地球的红外辐射圆盘的角半径以及地心、日、月方向矢量的测量值，经过数据处理确定卫星的轨道和三轴姿态，当时预计其导航精度可达100m～1.5km(3σ)。但实验过程中，由于导航计算机出现故障，数据只能下行到地面站进行处理，地面具体处理数据未见公布。

由于直接飞行试验成本高、风险大，采用地面设备构建试验系统进行半物理仿真试验研究是必要的过程。国内对基于日地月信息的卫星的自主导航技术进行了很多研究，如黄翔宇、荆武兴在2002年10月第五期第34卷哈尔滨工业大学学报上发表的“基于日地月信息的卫星自主导航技术研究”一文，公开了基于日地月信息进行自主导航的相关算法。但是其中并未涉及地日月一体化导航敏感器硬件的相关内容，也未涉及相应的地面试验验证系统。

发明内容

本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提供了一种基于地球/日/月一体化敏感器的自主导航试验系统，可以在地面验证卫星全自主导航方法的可行性和自主导航系统的性能。

本发明的技术解决方案是：基于地日月一体化敏感器的自主导航仿真试验系统，包括地日月一体化敏感器、地球模拟器、太阳模拟器、月球模拟器、第一单轴转台、第二单轴转台、姿态轨道仿真器、控制计算机和导航计算机，其中：

地日月一体化敏感器：安装在第二单轴转台上，包括两个红外通道和两个可见光通道，红外通道用于观测地球模拟器获取地球测量信号，可见光通道分别用于观测太阳模拟器和月球模拟器并获取太阳测量信号和月亮测量信号，所述的地球测量信号、太阳测量信号和月亮测量信号送至导航计算机；

第一单轴转台：带动地球模拟器、第二单轴转台、地日月一体化敏感器以卫星轨道速度转动，模拟卫星在轨道面内的自转运动；

第二单轴转台：带动地日月一体化敏感器转动，模拟星体的滚动姿态；

地球模拟器：安装在第一单轴转台上，用于模拟地球弦宽；

太阳模拟器：用于模拟太阳光强，其光轴指向地日月一体化敏感器，其孔径大小保证试验过程中可被地日月一体化敏感器的可见光通道捕获；

月球模拟器：用于模拟月球光强，其光轴指向地日月一体化敏感器，其孔径大小保证试验过程中可被地日月一体化敏感器的可见光通道捕获；

姿态轨道仿真器：利用卫星轨道动力学模型进行卫星姿态轨道计算，计算结果控制第一单轴转台和第二单轴转台的转动以及地球模拟器的弦宽变化；

控制计算机：根据基准的姿态轨道数据生成轨道角速度指令驱动第一单轴转台转动模拟卫星在轨运动，生成弦宽指令控制地球模拟器弦宽变化模拟卫星高度变化，生成滚动角指令驱动第二单轴转台转动模拟卫星姿态变化；

导航计算机：根据地日月一体化敏感器传来的地球测量信号、太阳测量信号和月亮测量信号，进行导航滤波计算，得到卫星的位置估计值和速度估计值；将所述的卫星位置估计值和速度估计值与姿态轨道仿真器给出的卫星姿态轨道计算结果进行比较，得到导航精度。

本发明与现有技术相比的优点在于：

(1)本发明仿真试验系统与单纯的数学仿真相比，敏感器采用真实部件，能更有效地对自主导航算法进行验证；

(2)本发明仿真试验系统中的地球模拟器、太阳模拟器和月球模拟器同时为地日月一体化敏感器的各路通道提供测量目标，可以更好地对敏感器进行测量标定；

(3)本发明仿真试验系统采用单轴转台来模拟卫星在轨运动，利用卫星在轨道上的相位来控制转台转动，从而实现日、月方位在敏感器视场中的连续变化，简单方便；

(4)本发明仿真试验系统利用敏感器测量数据进行实时导航解算，导航结果与基准数据进行比对，从而对自主导航系统的性能、导航精度进行验证。

附图说明

图1为本发明仿真试验系统的组成原理框图。

图2为本发明仿真试验系统中敏感器测量坐标系示意图；

图3为本发明仿真试验系统中敏感器扫描示意图。

具体实施方式

如图1所示，为本发明基于地日月一体化敏感器的自主导航试验系统的组成原理图。系统主要包括地日月一体化敏感器、地球模拟器、太阳模拟器、月球模拟器、第一单轴转台、第二单轴转台、姿态轨道仿真器、控制计算机和导航计算机。一体化敏感器安装在第二单轴转台上，第一单轴转台带动一体化敏感器、第二单轴转台以及地球模拟器以卫星轨道角速度转动。姿态轨道仿真器利用卫星轨道动力学模型进行卫星姿态轨道计算，计算结果控制第一单轴转台和第二单轴转台的转动以及地球模拟器的弦宽变化。一体化敏感器的红外通道观测地球模拟器，可见光通道观测太阳模拟器和月球模拟器。控制计算机根据基准的姿态轨道数据生成轨道角速度指令驱动第一单轴转台转动模拟卫星在轨运动，生成弦宽指令控制地球模拟器弦宽变化模拟卫星高度变化，生成滚动角指令驱动第二单轴转台转动模拟卫星姿态变化。导航计算机采集一体化敏感器的测量数据，进行自主导航解算，解算结果与姿态轨道仿真器基准数据进行比对，从而可以对自主导航精度进行评估。

一、关键部件具体设计与实施

(1)日地月一体化敏感器

日地月一体化自主导航敏感器是在双圆锥扫描式地球敏感器的基础上增加了一对扇形扫描式日、月敏感器。导航敏感器使用一个由电机驱动的光学扫描探头，该探头能对地球热辐射以及日、月可见光进行多视场敏感。日地月一体化敏感器可参考Wertz在1992年4月28日发表专利“Autonomous Spacecraft Navigation System”的相关介绍，专利号US5109346。

如图2所示，定义敏感器测量坐标系O_s-X_sY_sZ_s，原点O_s为导航敏感器的扫描转轴与敏感器水平面的交点，X_s轴正方向沿扫描转轴方向，Z_s轴正方向在敏感器水平面内，并且使得固连于敏感器的基准点位于O_s-Z_sX_s平面内，Y_s使得O_s-X_sY_sZ_s构成右手正交系。定义向量在敏感器测量系的高度角δ是向量相对于O_s-Y_sZ_s平面的角距离，方位角φ是向量在O_s-Y_sZ_s平面的投影与Z_s的夹角。

如图3所示，一体化敏感器包含第一红外扫描锥1、第二红外扫描锥2、第一狭缝视场3、第二狭缝视场4，其中第一狭缝视场3和第二狭缝视场4相对于扫描轴左右倾斜，倾斜角度记为β_L，其对称面称为M1-M2。敏感器在对日地月进行观测时，可以得到第一红外扫描锥1扫入地球、第一红外扫描锥1扫出地球、第二红外扫描锥2扫入地球、第二红外扫描锥2扫出地球、第一狭缝视场3扫到太阳、第一狭缝视场3扫到月亮、第四狭缝视场4扫到太阳、第四狭缝视场4扫到月亮以及狭缝视场的对称面M1-M2通过与敏感器固联的基准点一系列脉冲时刻，如下表所示。

表1 导航敏感器得到的脉冲时刻的测量值

tR1-IN：	第一红外扫描锥扫入地球的脉冲时刻；
		tR1-OUT：	第一红外扫描锥扫出地球的脉冲时刻；
tR2-IN：	第二红外扫描锥扫入地球的脉冲时刻；
		tR2-OUT：	第二红外扫描锥扫出地球的脉冲时刻；
tL1-SUN：	第一狭缝视场扫到太阳的脉冲时刻；
		tL2-SUN：	第二狭缝视场扫到太阳的脉冲时刻；
tL1-MOON：	第一狭缝视场扫到月亮的脉冲时刻；
		tL2-MOON：	第二狭缝视场扫到月亮的脉冲时刻；
tref：	对称面M1-M2通过基准点的脉冲时刻。

(2)地球模拟器

地球模拟器用来模拟地球辐射状态(即辐射亮度和地球弦宽)，为导航敏感器的双圆锥扫描式红外视场提供探测目标。低轨道卫星观测地球视张角大，直接仿真地平圈的圆盘特征，则模拟器尺寸过大，难以实现。一般根据地球敏感器的工作原理来仿真地球弦宽。地球模拟器可参考王凌云、高玉军2007年9月第33卷第5期光学技术上发表的论文“圆锥扫描式红外地球模拟器研究”中的相关介绍。

(3)太阳模拟器

太阳模拟器用来模拟外层空间太阳视直径、准直精度。在自主导航试验系统内要模拟日、地、月三个天体间的几何位置关系，需要太阳模拟器模拟太阳光对导航敏感器内的太阳光敏感器提供信号，并提供其相对于导航敏感器的方位关系。太阳模拟器可参考李刚、周彦平2007年5月第29卷第5期“红外技术”期刊发表的论文“卫星仿真测试用太阳模拟器和地球模拟器设计”中的相关介绍。

(4)月球模拟器

月球模拟器用来模拟外层空间月亮视直径、准直精度。在自主导航试验系统内要模拟日、地、月三个天体间的几何位置关系，需要月亮模拟器模拟月亮光对导航敏感器内的月光敏感器提供信号，并提供其相对于导航敏感器的方位关系。月球模拟器可参考2009年长春理工大学徐亮的硕士学位论文《月亮模拟器光学系统设计与辐照度均匀性分析》第二章的相关介绍。

(5)大单轴转台(第一单轴转台)

大单轴转台由转台台体和转台控制器组成。大单轴转台作为运动模拟器，模拟由轨道运动引起的卫星姿态在惯性空间的变化。与太阳模拟器和月球模拟器配合，可模拟日、月相对导航敏感器的空间方位关系。大单轴转台的台面水平安装，台面半径900～1300mm，离地高度800～900mm。

(6)小单轴转台(第二单轴转台)

小单轴转台用来模拟导航敏感器相对地球的滚动姿态。小转台由转台台体、支架和转台控制器组成。小转台的轴水平安装，台面直径200mm。

(7)姿态轨道仿真器

卫星姿态轨道仿真器用来产生基准轨道和相应的姿态。其输出数据的用途主要有两个：一是为自主导航试验系统的精度评估提供基准；二是为敏感器测量模型提供输入，或经过换算后作为输入，使天体模拟器按照轨道参数和飞行姿态对被测天体进行模拟。

在J2000.0惯性系中，航天器运动方程可以描述为

$\stackrel{\·\·}{r}=-\frac{\mathrm{GM}}{r^3}r+\stackrel{\·\·}{R}(t,r,\stackrel{\·}{r})$

其中

分别代表t时刻航天器在惯性系中的位置、速度和加速度矢量。等号右边第一项为地球中心引力项，它仅与航天器的位置有关，第二项为总的摄动力项，包括地球非球形引力摄动、日月第三体引力摄动、大气阻力摄动、太阳光压摄动等。

地球非球形引力摄动指由于地球并非是圆球，形状不规则，质量分布也不均匀，因此地球对卫星所造成的引力除了中心力外，有非球体引起的扰动力，该项摄动力是影响卫星运动主要作用力。日月第三体引力摄动指根据牛顿第二运动定律和万有引力定律，卫星绕地球运行时，除了受到地球引力影响外，也受到其它天体的引力影响。大气阻力摄动指卫星运动时会受到其周围大气的阻力作用产生的扰动加速度。对于一些低轨道卫星，大气阻力影响比较显著，使得卫星椭圆轨道不断变小变圆，对卫星寿命往往起决定性作用。太阳光压摄动指太阳光照射在卫星表面上，会对其产生压力，该压力与太阳强度和卫星表面积成正比，也与卫星表面的反射特性有关。

(8)导航计算机

导航计算机的主要任务是进行数据处理和导航滤波，根据一体化敏感器的测量数据计算卫星的位置、速度估计值，最后将导航结果与基准数据进行比对。

设导航敏感器的扫描角速率记为ω_ROT。红外扫描锥1扫入、扫出地球的位置相对于导航敏感器测量坐标系的方位角分别为

α_R1-IN＝ω_ROT(t_R1-IN-t_ref)

α_R1-OUT＝ω_ROT(t_R1-OUT-t_ref)

红外扫描锥2扫入、扫出地球的位置相对于导航敏感器测量坐标系的方位角分别为

α_R2-IN＝ω_ROT(t_R2-IN-t_ref)

α_R2-OUT＝ω_ROT(t_R2-OUT-t_ref)

则地心方向矢量相对于导航敏感器测量坐标系的方位角φ_E

φ_E1＝(α_R1-IN+α_R1-OUT)/2

φ_E2＝(α_R2-IN+α_R2-OUT)/2

φ_E＝(φ_E1+φ_E2)/2

其中φ_E1、φ_E2分别为第一红外扫描锥1、第二红外扫描锥2求得的方位角，φ_E取二者平均值。

红外扫描锥1、2扫描地球的弦宽分别为

μ₁＝α_R1-OUT-α_R1-IN

μ₂＝α_R2-OUT-α_R2-IN

由球面三角形余弦公式得到：

$\cos \mathrm{\ρ}=\cos {\mathrm{\γ}}_1\cos \mathrm{\ψ}+\sin {\mathrm{\γ}}_1\sin \mathrm{\ψ}\cos \left(\frac{{\mathrm{\μ}}_1}{2}\right)$

$\cos \mathrm{\ρ}=\cos {\mathrm{\γ}}_2\cos \mathrm{\ψ}+\sin {\mathrm{\γ}}_2\sin \mathrm{\ψ}\cos \left(\frac{{\mathrm{\μ}}_2}{2}\right)$

其中ρ为从卫星上看到的地球红外辐射圆盘的视角半径，ψ为一体化敏感器扫描轴与地心方向矢量的夹角。γ₁、γ₂分别为第一红外扫描锥1、第二红外扫描锥2的半锥角。

求解方程组可得ψ为

$\mathrm{\ψ}={\tan }^{-1}\left[\frac{\cos {\mathrm{\γ}}_2-\cos {\mathrm{\γ}}_1}{\sin {\mathrm{\γ}}_1\cos \left(\frac{{\mathrm{\μ}}_1}{2}\right)-\sin {\mathrm{\γ}}_2\cos \left(\frac{{\mathrm{\μ}}_2}{2}\right)}\right]$

从而得到卫星质心指向地心的方向矢量在导航敏感器测量坐标系中的坐标

${\left({\stackrel{\→}{E}}_{\mathrm{SE}}\right)}_s=\left[\begin{array}{c}\cos \mathrm{\ψ}\\ \sin \mathrm{\ψ}\sin {\mathrm{\φ}}_E\\ \sin \mathrm{\φ}\cos {\mathrm{\φ}}_E\end{array}\right]$

由此得到

$\mathrm{\ρ}={\cos }^{-1}[\cos {\mathrm{\γ}}_1\cos \mathrm{\ψ}+\sin {\mathrm{\γ}}_1\sin \mathrm{\ψ}\cos \left(\frac{{\mathrm{\μ}}_1}{2}\right)]$

从而可以得到地心到卫星距离为

$r=\frac{R_e+h_{\mathrm{IR}}}{\sin \mathrm{\ρ}}$

式中R_e为地球半径，h_IR为地球大气二氧化碳吸收层的等效高度。

太阳方向矢量相对于导航敏感器测量坐标系的方位角为

${\mathrm{\φ}}_S={\mathrm{\ω}}_{\mathrm{ROT}}(\frac{t_{L1-\mathrm{SUN}}+t_{L2-\mathrm{SUN}}}{2}-t_{\mathrm{ref}})$

其相对于

平面的高度角为

δ_S＝tg^-1(sinμ_Sctgβ_L)

其中

${\mathrm{\μ}}_S=\frac{1}{2}{\mathrm{\ω}}_{\mathrm{ROT}}(t_{L2-\mathrm{SUN}}-t_{L1-\mathrm{SUN}})$

类似地，月亮方向矢量相对于导航敏感器测量坐标系的方位角和高度角由下面的式子给出

${\mathrm{\φ}}_M={\mathrm{\ω}}_{\mathrm{ROT}}(\frac{t_{L1-\mathrm{MOON}}+t_{L2-\mathrm{MOON}}}{2}-t_{\mathrm{ref}})$

其相对于平面的高度角为

δ_M＝tg^-1(sinμ_M ctgβ_L)

其中

${\mathrm{\μ}}_M=\frac{1}{2}{\mathrm{\ω}}_{\mathrm{ROT}}(t_{L2-\mathrm{MOON}}-t_{L1-\mathrm{MOON}})$

将卫星太阳方向矢量和卫星月亮方向矢量在一体化敏感器测量坐标系中的坐标分别为

${\left({\stackrel{\→}{E}}_{\mathrm{SSun}}\right)}_S=\left[\begin{array}{c}\sin {\mathrm{\δ}}_S\\ \cos {\mathrm{\δ}}_S\sin {\mathrm{\φ}}_S\\ \cos {\mathrm{\δ}}_S\cos {\mathrm{\φ}}_S\end{array}\right]$

${\left({\stackrel{\→}{E}}_{\mathrm{SM}}\right)}_S=\left[\begin{array}{c}\sin {\mathrm{\δ}}_M\\ \cos {\mathrm{\δ}}_M\sin {\mathrm{\φ}}_M\\ \cos {\mathrm{\δ}}_M\cos {\mathrm{\φ}}_M\end{array}\right]$

可以得到卫星-地心方向矢量与卫星-太阳方向矢量的内积、卫星-地心方向矢量与卫星-月亮方向矢量的内积，分别为

$d_{\mathrm{ES}}={{\left({\stackrel{\→}{E}}_{\mathrm{SSun}}\right)}_S}^T{\left({\stackrel{\→}{E}}_{\mathrm{SE}}\right)}_S$

$d_{\mathrm{EM}}={{\left({\stackrel{\→}{E}}_{\mathrm{SM}}\right)}_S}^T{\left({\stackrel{\→}{E}}_{\mathrm{SE}}\right)}_S$

最后得到测量值为

Z＝[r d_ES d_EM]^T

然后进行Kalman滤波器设计。滤波器以卫星的位置、速度作为状态变量(x，y，z，Vx，Vy，Vz)，状态方程为：

$\left\{\begin{array}{c}\frac{\mathrm{dx}}{\mathrm{dt}}=v_x\\ \frac{\mathrm{dy}}{\mathrm{dt}}=v_y\\ \frac{\mathrm{dz}}{\mathrm{dt}}=v_z\\ \frac{{\mathrm{dv}}_x}{\mathrm{dt}}=-\frac{\mathrm{\μx}}{r^3}[1+\frac{3}{2}{J}_2{\left(\frac{\mathrm{Re}}{r}\right)}^2(1-5\frac{z^2}{r^2})]+w_x\\ \frac{{\mathrm{dv}}_y}{\mathrm{dt}}=-\frac{\mathrm{\μy}}{r^3}[1+\frac{3}{2}{J}_2{\left(\frac{\mathrm{Re}}{r}\right)}^2(1-5\frac{z^2}{r^2})]+w_y\\ \frac{{\mathrm{dv}}_z}{\mathrm{dt}}=-\frac{\mathrm{\μz}}{r^3}[1+\frac{3}{2}{J}_2{\left(\frac{\mathrm{Re}}{r}\right)}^2(3-5\frac{z^2}{r^2})]+w_z\end{array}\right.$

式中

μ＝GE为地球引力常数，Re为地球半径，J₂为二阶带谐项系数，w_x、w_y、w_z为系统噪声，用来描述各摄动项的建模误差。

以敏感器测量值Z作为滤波器观测量，则测量方程为：

$z=h\left[x\right]+v=\left[\begin{array}{c}r\\ d_{\mathrm{ES}}\\ d_{\mathrm{EM}}\end{array}\right]+v$

其中v为测量噪声。

Kalman滤波器计算过程可参考秦永元，张洪钺，汪叔华编写的《卡尔曼滤波与组合导航原理》中的相关介绍。

(9)控制计算机

控制计算机主要任务是根据卫星基准轨道姿态信息，生成地球模拟器的弦宽控制指令、轨道角速度指令。

设卫星基准轨道半长轴为a，则轨道角速度指令

其中μ为地心引力常数。

弦宽控制指令计算过程如下：

由卫星基准轨道信息(x，y，z)可求得卫星指向地心方向矢量在地心惯性坐标系中的表示

${\left(\stackrel{\→}{r}\right)}^i=\left[\begin{array}{c}-\frac{x}{\sqrt{x^2+y^2+z^2}}\\ -\frac{y}{\sqrt{x^2+y^2+z^2}}\\ -\frac{z}{\sqrt{x^2+y^2+z^2}}\end{array}\right]$

经坐标转换后求得地心方向矢量在一体化敏感器测量坐标系中的表示

则地心方向与敏感器自旋轴X轴的夹角η为

$\mathrm{\η}=\arccos \left(r_x^m\right)$

其中为

向量的X分量。

设从卫星上看地球的视角为ρ，则有

$\mathrm{\ρ}=\arcsin \left(\frac{R_E}{r}\right)$

其中R_E为地球半径。

设一体化敏感器扫描轴与自旋轴夹角为γ，一体化敏感器观测地球的弦宽为μ，则由球面三角形余弦公式得到：

$\cos \mathrm{\ρ}=\cos \mathrm{\γ}\cos \mathrm{\η}+\sin \mathrm{\γ}\sin \mathrm{\η}\cos \left(\frac{\mathrm{\μ}}{2}\right)$

从而求得弦宽指令

$\mathrm{\μ}=2*\arccos \left(\frac{\cos \mathrm{\ρ}-\cos \mathrm{\γ}\cos \mathrm{\η}}{\sin \mathrm{\γ}\sin \mathrm{\η}}\right)$

二、工作流程

(1)姿态轨道仿真器进行卫星姿态、轨道动力学计算，其数据作为基准分别发送到控制计算机和导航计算机；

(2)控制计算机根据姿态轨道仿真器的基准数据，生成轨道角速度指令驱动单轴大转台转动来模拟卫星在轨道面内的运动；生成滚动角指令驱动单轴小转台转动敏感器来模拟星体的滚动姿态；生成弦宽指令驱动地球模拟器冷板转动得到可变地球弦宽来模拟卫星高度变化；

(3)一体化敏感器对模拟的天体目标(地球模拟器、太阳模拟器、月球模拟器)进行观测，得到地球、太阳、月球的测量信号；

(4)导航计算机通过串口采集敏感器测量数据，将地心方向和太阳方向的夹角以及地心方向和月心方向的夹角以及地心距作为观测量进行Kalman滤波计算，得到卫星位置和速度的估计值。最后，将得到的卫星位置和速度估计值与姿态轨道仿真器的基准数据进行比较来评估自主导航精度。

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 (1)

1.基于地日月一体化敏感器的自主导航仿真试验系统，其特征在于包括：地日月一体化敏感器、地球模拟器、太阳模拟器、月球模拟器、第一单轴转台、第二单轴转台、姿态轨道仿真器、控制计算机和导航计算机，其中：

地日月一体化敏感器：安装在第二单轴转台上，包括两个红外通道和两个可见光通道，红外通道用于观测地球模拟器获取地球测量信号，可见光通道分别用于观测太阳模拟器和月球模拟器并获取太阳测量信号和月亮测量信号，所述的地球测量信号、太阳测量信号和月亮测量信号送至导航计算机；

第一单轴转台：带动地球模拟器、第二单轴转台、地日月一体化敏感器以卫星轨道速度转动，模拟卫星在轨道面内的自转运动；

第二单轴转台：带动地日月一体化敏感器转动，模拟星体的滚动姿态；

地球模拟器：安装在第一单轴转台上，用于模拟地球弦宽；

太阳模拟器：用于模拟太阳光强，其光轴指向地日月一体化敏感器，其孔径大小保证试验过程中可被地日月一体化敏感器的可见光通道捕获；

月球模拟器：用于模拟月球光强，其光轴指向地日月一体化敏感器，其孔径大小保证试验过程中可被地日月一体化敏感器的可见光通道捕获；

姿态轨道仿真器：利用卫星轨道动力学模型进行卫星姿态轨道计算，计算结果控制第一单轴转台和第二单轴转台的转动以及地球模拟器的弦宽变化；

控制计算机：根据基准的姿态轨道数据生成轨道角速度指令驱动第一单轴转台转动模拟卫星在轨运动，生成弦宽指令控制地球模拟器弦宽变化模拟卫星高度变化，生成滚动角指令驱动第二单轴转台转动模拟卫星姿态变化；

导航计算机：根据地日月一体化敏感器传来的地球测量信号、太阳测量信号和月亮测量信号，进行导航滤波计算，得到卫星的位置估计值和速度估计值；将所述的卫星位置估计值和速度估计值与姿态轨道仿真器给出的卫星姿态轨道计算结果进行比较，得到导航精度。

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