CN103699015B - 实时超实时无缝连接地面快速仿真测试方法 - Google Patents

Abstract

一种实时超实时无缝连接地面快速仿真测试方法，利用dSPACE系统仿真设备同时运行实时仿真测试系统和超实时仿真测试系统，根据测试实际情况，对卫星飞行过程中的关键环节、非关键环节进行实时仿真和超实时仿真无缝切换，达到了在较短的时间内完成在轨长时间的飞行控制仿真，既保证了测试的完整性、覆盖性、有效性，又极大提高了测试效率，缩短了整个仿真的测试周期。

Description

实时超实时无缝连接地面快速仿真测试方法

技术领域

本发明涉及一种实时超实时无缝连接地面快速仿真测试方法。

背景技术

高轨卫星的相对导航、导引伴飞的测试周期长，导引伴飞阶段整个试验过程长达三个月，每个工况试验时间也在4~7天不等，在限定的时间内要完成卫星的测试、试验任务。高轨卫星任务的特殊性（双星相对控制）、轨道的特殊性（静止轨道），与一般卫星测试任务相比，不仅增加了一颗目标星控制系统的测试项目，同卫星的测试项目具有时间长，模式复杂的特点，如果采用传统的实时半物理仿真系统测试，那么每一次完整的试验将历时4个月，考虑到测试的覆盖性，参数拉偏等要求，测试的时间约束就将使卫星研制周期变得很长，长时间测试将带来人力、物力、时间成本的极大消耗。

目前一般卫星超实时仿真系统快速性能够达到1：10，仅用于纯数字仿真系统（星载软件运行于虚拟仿真平台）。

发明内容

本发明提供的一种实时超实时无缝连接地面快速仿真测试方法，在保证测试有效性的前提下，将卫星在轨稳态飞行时的非关键环节用超实时仿真代替实时仿真，以提高测试效率，缩短测试周期，降低试验成本。

为了达到上述目的，本发明提供一种实时超实时无缝连接地面快速仿真测试方法，该方法应用于实时超实时无缝连接地面快速仿真测试验证系统，该系统的硬件运行环境为电路连接的dSPACE系统仿真设备，以及与dSPACE系统仿真设备电路连接的星载GNC计算机和服务器，软件运行环境为动力学simulink模型；

所述的动力学simulink模型与运行在dSPACE系统仿真设备上，该动力学simulink模型包含实时仿真测试系统和超实时仿真测试系统，所述的dSPACE系统仿真设备同时运行实时仿真测试系统和超实时仿真测试系统；

所述的实时超实时无缝连接地面快速仿真测试方法包含以下步骤：

步骤1、启动实时超实时无缝连接地面快速仿真测试验证系统，设置实时仿真测试系统的运行步长为1：1，超实时仿真测试系统的运行步长为1：200；

步骤2、设置在卫星姿轨控运行过程中的关键环节段采用实时仿真测试系统进行仿真，在非关键环节段采用超实时仿真测试系统进行仿真；

所述的关键环节段为有轨控状态，所述的非关键环节段为无轨控状态；

步骤3、开始仿真测试，在关键环节段采用实时仿真测试系统进行仿真，并输出仿真结果给服务器；

步骤4、若进入非关键环节段时，切换为超实时仿真测试系统，实时仿真测试系统给超实时仿真测试系统提供仿真的初始时间和轨道参数，实时仿真测试系统依旧在运行，超实时仿真测试系统进行仿真测试，并输出仿真结果给服务器；

步骤5、若再次进入关键环节段时，切换为实时仿真测试系统，超实时仿真测试系统停止运行，并将计算后的轨道参数赋给实时仿真测试系统，修正实时仿真的仿真时间及轨道参数，实时仿真测试系统以新的参数继续进行仿真测试，并输出仿真结果给服务器。

所述的步骤3中，对于关键环节采用实时测试方法，测试轨道控制点火过程GNC策略的控制效果以及敏感器、执行器的匹配情况。

所述的步骤4中，于非关键环节采用超实时高精度轨道外推的方法，快速连续给出中间的轨道、光照、地影、跟瞄的角度、距离信息，并给出下一次切换到关键环节的轨道预报值。

切换到超实时仿真测试系统时，服务器接收超实时仿真测试系统的数据，切换到实时仿真测试系统时，服务器接收实时仿真测试系统的数据，使整个仿真完整、连续。

本发明在保证测试有效性的前提下，将卫星在轨稳态飞行时的非关键环节用超实时仿真代替实时仿真，以提高测试效率，缩短测试周期，降低试验成本。

附图说明

图1是本发明的实时仿真测试系统和超实时仿真测试系统的步长设置示例。

图2是轨道转移段的实时仿真与超实时仿真测试例。

图3是导引伴飞段实时仿真与超实时仿真测试例。

具体实施方式

以下根据图1～图3，具体说明本发明的较佳实施例。

本发明提供一种实时超实时无缝连接地面快速仿真测试方法，该方法应用于实时超实时无缝连接地面快速仿真测试验证系统，该系统的硬件运行环境为电路连接的dSPACE系统仿真设备，以及与dSPACE系统仿真设备电路连接的星载GNC计算机和服务器，软件运行环境为动力学simulink模型。

所述的dSPACE系统仿真设备模拟卫星在轨运行状态，测量单机，执行机构，构建卫星动力学系统，形成闭环仿真控制，该卫星动力学系统在满足卫星GNC控制精度要求的情况下，同时运行实时仿真测试系统和超实时仿真测试系统。

所述的星载GNC计算机为星载软件的运行硬件环境，用以考核星载软件及GNC算法，与dSPACE系统仿真设备进行通信，通过dSPACE系统仿真设备，可以方便地进行实时仿真与超实时仿真的切换，节省测试时间。

所述的动力学simulink模型与运行在dSPACE系统仿真设备上，该动力学simulink模型包含实时仿真测试系统和超实时仿真测试系统。

所述的实时仿真测试系统和超实时仿真测试系统仿真测试系统包含姿轨控系统的各类数据采集、处理和控制等功能，主要包括星上单机供电、闭环信号采集、各种模拟器控制、遥控指令信号的生成、注数功能的模拟、遥测数据的采集及处理、卫星姿态动力学模型及轨道动力学模型、运动学模型等的仿真；主要完成如下功能：

1、两星姿轨控分系统遥控指令的模拟和注数功能的模拟；

2、提供两星卫星动力学/运动学模型、轨道递推模型、内/外部干扰力矩模型的编译、加载和运行环境；

3、提供两星姿轨控星载软件的编译、加载环境和姿轨控计算机复位、看门狗信号及星箭分离、星舱分离模拟信号、赋A/B机权信号模拟。

所述的实时超实时无缝连接地面快速仿真测试方法包含以下步骤：

步骤1、启动实时超实时无缝连接地面快速仿真测试验证系统，设置实时仿真测试系统的运行步长为1：1，超实时仿真测试系统的运行步长为1：200；

如图1所示，仿真速度取决于仿真计算步长，仿真系统每计算一步，则代表一定时长的在轨飞行时间，实时仿真测试系统的计算步长为2ms，实时仿真180s（90000个运算周期），则超实时仿真测试系统的计算步长取为0.4s，是实时仿真速度的200倍，则180s（同样是90000个运算周期）将完成10小时在轨仿真；

步骤2、设置在卫星姿轨控运行过程中的关键环节段采用实时仿真测试系统进行仿真，在非关键环节段采用超实时仿真测试系统进行仿真；

所述的关键环节段为有轨控状态，有轨控状态为卫星飞行到了特定位置，为轨道控制的最省燃料状态，此时需要进行轨控发动机点火，卫星的轨道将不再沿原有轨迹飞行，卫星将变轨至新的轨道，由于有轨控状态下，受到轨控推力器的持续作用，轨道变化较快，需要实时步长进行仿真计算，以保证测试数据的有效性；所述的非关键环节段为无轨控状态，无轨控为卫星在太空中自由飞行，仅受到地球的引力、太阳光压力等作用力，无轨控推力器工作，卫星轨道基本无变化，变化缓慢，由于卫星受到的作用力较小，采用大步长轨道递推可以达到很高的精度，满足卫星测试的需要，故采用超实时仿真；

步骤3、开始仿真测试，在关键环节段采用实时仿真测试系统进行仿真，并输出仿真结果给服务器；

对于关键环节采用实时测试方法，测试轨道控制点火过程GNC策略的控制效果以及敏感器、执行器的匹配情况；

步骤4、若进入非关键环节段时，切换为超实时仿真测试系统，实时仿真测试系统给超实时仿真测试系统提供仿真的初始时间和轨道参数，实时仿真测试系统依旧在运行，超实时仿真测试系统进行仿真测试，并输出仿真结果给服务器；

对于非关键环节采用超实时高精度轨道外推的方法，快速连续给出中间的轨道、光照、地影、跟瞄的角度、距离等信息，并给出下一次切换到关键环节的轨道预报值（包含距离进入下一次实时仿真关键环节的时间等信息）；

步骤5、若再次进入关键环节段时，切换为实时仿真测试系统，超实时仿真测试系统停止运行，并将计算后的轨道参数赋给实时仿真测试系统，修正实时仿真的仿真时间及轨道参数，实时仿真测试系统以新的参数继续进行仿真测试，并输出仿真结果给服务器。

切换为超实时仿真测试系统时，实时仿真测试系统依旧在运行，GNC计算机稳定连续运行，直到再次触发实时仿真，超实时仿真测试系统停止运行，并将计算后的轨道参数赋给实时仿真测试系统，实时仿真测试系统以新的参数继续进行仿真测试，如此保证整个测试过程中轨道数据的连续。

超实时仿真测试系统将计算得到的轨道参数注入实时仿真测试系统，使实时仿真测试系统按照新的仿真参数运行，这样，实时仿真测试系统可以将卫星在整个运行期间内所有工作模式进行仿真，保证了仿真系统的完整性。

实时仿真测试系统和超实时仿真测试系统的合理分配，无缝衔接，能够使卫星在其设定的测试时间和空间上保持连贯。

实时仿真测试系统与超实时仿真测试系统的无缝连接在dSPACE系统仿真设备上进行切换，由dSPACE系统仿真设备的人机交互控制界面操作，并实现实时仿真测试系统和超实时仿真测试系统初值的自动读取，可以提高测试效率。

切换到超实时仿真测试系统时，服务器接收超实时仿真测试系统的数据，切换到实时仿真测试系统时，服务器接收实时仿真测试系统的数据，使整个仿真完整、连续。

如图2所示，是轨道转移段的实时仿真与超实时仿真测试例。图中加粗轨道段为有轨控的关键弧段，需要进行实时仿真，其它弧段为无轨控的稳定自由飞行轨道弧段，采用超实时仿真，达到缩短测试周期的目的。

如图3所示，是导引伴飞段实时仿真与超实时仿真测试例。图中阴影框中轨道段为有轨控的关键弧段，需要进行实时仿真，其它弧段为无轨控的稳定自由伴飞轨道弧段，采用超实时仿真，达到缩短测试周期的目的。

尽管本发明的内容已经通过上述优选实施例作了详细介绍，但应当认识到上述的描述不应被认为是对本发明的限制。在本领域技术人员阅读了上述内容后，对于本发明的多种修改和替代都将是显而易见的。因此，本发明的保护范围应由所附的权利要求来限定。

Claims (4)

1.一种实时超实时无缝连接地面快速仿真测试方法，该方法应用于实时超实时无缝连接地面快速仿真测试验证系统，该系统的硬件运行环境为电路连接的dSPACE系统仿真设备，以及与dSPACE系统仿真设备电路连接的星载GNC计算机和服务器，软件运行环境为动力学simulink模型；

其特征在于，

所述的动力学simulink模型运行在dSPACE系统仿真设备上，该动力学simulink模型包含实时仿真测试系统和超实时仿真测试系统，所述的dSPACE系统仿真设备同时运行实时仿真测试系统和超实时仿真测试系统；

所述的实时超实时无缝连接地面快速仿真测试方法包含以下步骤：

步骤1、启动实时超实时无缝连接地面快速仿真测试验证系统，设置实时仿真测试系统的运行步长为1：1，超实时仿真测试系统的运行步长为1：200；

步骤2、设置在卫星姿轨控运行过程中的关键环节段采用实时仿真测试系统进行仿真，在非关键环节段采用超实时仿真测试系统进行仿真；

所述的关键环节段为有轨控状态，所述的非关键环节段为无轨控状态；

步骤3、开始仿真测试，在关键环节段采用实时仿真测试系统进行仿真，并输出仿真结果给服务器；

步骤4、若进入非关键环节段时，切换为超实时仿真测试系统，实时仿真测试系统给超实时仿真测试系统提供仿真的初始时间和轨道参数，实时仿真测试系统依旧在运行，超实时仿真测试系统进行仿真测试，并输出仿真结果给服务器；

步骤5、若再次进入关键环节段时，切换为实时仿真测试系统，超实时仿真测试系统停止运行，并将计算后的轨道参数赋给实时仿真测试系统，修正实时仿真的仿真时间及轨道参数，实时仿真测试系统以新的参数继续进行仿真测试，并输出仿真结果给服务器。

2.如权利要求1所述的实时超实时无缝连接地面快速仿真测试方法，其特征在于，所述的步骤3中，对于关键环节段采用实时测试方法，测试轨道控制点火过程GNC策略的控制效果以及敏感器、执行器的匹配情况。

3.如权利要求1所述的实时超实时无缝连接地面快速仿真测试方法，其特征在于，所述的步骤4中，于非关键环节段采用超实时高精度轨道外推的方法，快速连续给出中间轨道光照、地影、跟瞄的角度、距离信息，并给出下一次切换到关键环节段的轨道预报值。

4.如权利要求1-3中任意一个所述的实时超实时无缝连接地面快速仿真测试方法，其特征在于，切换到超实时仿真测试系统时，服务器接收超实时仿真测试系统的数据，切换到实时仿真测试系统时，服务器接收实时仿真测试系统的数据，使整个仿真完整、连续。