CN104260908B - 一种跨平台对地观测卫星联合演示验证系统 - Google Patents

Abstract

一种跨平台对地观测卫星联合演示验证系统，包括一任务子系统、一姿轨控子系统、一指向子系统和一载荷子系统；所述任务子系统包括任务控制终端和交换机，用以设置所述系统的任务参数，并且控制各个子系统之间的信息交互，以发送任务信息至所述姿轨控子系统、指向子系统和载荷子系统；所述姿轨控子系统包括卫星控制器、动力学仿真机和姿轨控显示终端，用以计算卫星在任务信息下的姿轨控状态，并且演示相关运行状态信息；所述指向子系统包括指向控制器、二维转台、激光测距仪、电子地图和机器视觉测量相机，用以演示和验证卫星任务特性及指向；所述载荷子系统包括载荷模拟器和载荷显示终端，用以演示卫星在当前工作状态下的观测效果。

Description

一种跨平台对地观测卫星联合演示验证系统

技术领域

本发明涉及卫星分系统接口交互设计、系统建模与仿真领域，尤其涉及一种用于对地观测卫星的任务、姿轨控、载荷、指向分系统进行跨平台联合演示验证系统，适用于对地观测卫星新概念技术的理论方法、工程应用技术及任务演示验证的研究。

背景技术

目前在对地观测卫星的方案论证阶段，暂无形成一个能够进行跨平台的演示验证体系，无法比较直观地研究卫星的工作任务、飞行姿轨控状态、载荷观测目标。往往采用将卫星体系结构划分为传统的八大系统，并且在不同的平台分别进行研究。例如：利用STK进行分析任务，利用Matlab/Simulink进行姿轨控设计，利用ProE进行结构设计等，然后各个分系统通过文件传输形式进行信息交互，一旦其中某一个分系统发生更改，其它分系统无法及时地修正，并且无法形成一套快速实时闭环演示系统。为此，目前需要研究一种能够快速应用的跨平台联合演示验证系统以弥补现有技术的不足。

中国专利201110199764.4提出一种跨平台可扩展的卫星动态仿真测试系统，该系统主要根据工程测试角度而研究卫星姿控制系统工作状态及遥测遥控功能是否正确。但是，其不具备从演示和验证角度研究卫星在不同的姿轨控状态下的工作任务和载荷观测目标等特性。中国专利200820044070.7提出一种嫦娥一号卫星演示器，该演示器主要采用机械结构演示某一特定的空间环境及轨道模型，但是其不具备应用于其他任务的通用性。中国专利201010622538.8提出了一种基于智能移动机器人的多微纳探测器组网联合演示验证系统，该系统主要侧重于卫星编队的演示，但是其不适用于对地观测卫星的任务、姿轨控、载荷之间的联合演示。中国专利201220106432.7用于在科普展中演示GPS的科普原理，但是无法在卫星方案研制中应用。

有鉴于此，需要提供一种跨平台对地观测卫星联合演示验证系统。

发明内容

本发明的目的在于，提供一种跨平台对地观测卫星联合演示验证系统，其能够通过参数配置和快速标定，能够便于科研人员在方案论证阶段就能便捷、快速、直观的了解卫星的工作任务、飞行姿轨控状态、载荷观测目标及观测性能，从而为卫星工程立项提供重要的理论支撑。

为实现上述目的，本发明提供一种跨平台对地观测卫星联合演示验证系统，包括一任务子系统、一姿轨控子系统、一指向子系统和一载荷子系统；所述任务子系统包括任务控制终端和交换机，用以设置所述系统的任务参数，并且控制各个子系统之间的信息交互，以发送任务信息至所述姿轨控子系统、指向子系统和载荷子系统；所述姿轨控子系统包括卫星控制器、动力学仿真机和姿轨控显示终端，用以计算卫星在任务信息下的姿轨控状态，并且演示相关运行状态信息；所述指向子系统包括指向控制器、二维转台、激光测距仪、电子地图和机器视觉测量相机，用以演示和验证卫星任务特性及指向；所述载荷子系统包括载荷模拟器和载荷显示终端，用以演示卫星在当前工作状态下的观测效果。

作为可选的技术方案，所述任务控制终端为一计算机，所述任务控制终端内置空间环境模型和卫星工作模式模型，用以通过接收外部输入的观测目标经纬度和对应的工作模式，计算输出卫星的目标轨道位置、姿态和对应的时间。

作为可选的技术方案，所述交换机采用多口网络交换机，通过多根网线将所述任务控制终端、卫星控制器、指向控制器和载荷模拟器的网络端口分别与所述交换机的多个端口相连。

作为可选的技术方案，所述卫星控制器的嵌入式系统采用PD控制算法，所述卫星控制器通过所述交换机接收所述任务控制终端所输出的目标轨道位置、姿态、时间数据信息；并且通过USB数据线与所述动力学仿真机相连，接收所述动力学仿真机输出的实时姿态、轨道和指向经纬度信息；以及通过PD控制算法计算并输出实时控制误差信息和实时控制信号。

作为可选的技术方案，所述动力学仿真机为一工控机，其内置卫星动力学模型，用以通过参数配置使内置卫星动力学模型与需要演示的卫星模型一致，并且通过接收到实时控制信号计算卫星的实时姿态、轨道、和指向经纬度信息。

作为可选的技术方案，所述姿轨控显示终端包括多个可编程的LED显示终端且无缝拼接，每一LED显示终端分别对应三维姿态球模块、星下点轨迹模块、姿态曲线模块和姿控误差模块；所述姿轨控显示终端通过USB数据线与所述动力学仿真机相连，并且通过所述三维姿态球模块、星下点轨迹模块、姿态曲线模块和姿控误差模块共同作用演示卫星实时姿轨控监视状态；其中所述三维姿态球模块嵌入卫星的三维模型，在实时姿态及轨道数据信息驱动下，显示当前卫星的姿态及相应的坐标系状态；所述星下点轨迹模块嵌入世界地图及地区模型信息，用以根据轨道数据信息以显示卫星星下点位置及轨迹；所述姿态曲线模块嵌入示波器模型，用以根据实时姿态数据信息以显示卫星实时姿态曲线；所述姿控误差模块嵌入示波器模型，用以根据实时控制误差信息e_t以显示卫星的姿控误差曲线。

作为可选的技术方案，所述指向控制器为一工控机，在所述指向控制器内部的多个PCI插槽上分别设置快速标定模块、运动控制卡、图像采集卡和世界地图模拟源，并且用以实现信号交互共享；其中所述快速标定模块用以通过所述激光测距仪获得的实时测量距离信息L、所述二维转台获得的旋转角信息、所述图像采集卡获得的实测经纬度信息而计算出转换函数(θ_xD,θ_yD)＝f(α_t,λ_t)，并发送至所述运动控制卡；所述运动控制卡接收所述卫星控制器发送的指向经纬度信息，并通过所述快速标定模块输出的转换函数(θ_xD,θ_yD)＝f(α_t,λ_t)而计算目标旋转角信息，同时接收所述二维转台反馈的实时旋转角信息，并利用PID控制器通过串口数据线以控制所述二维转台运动；所述图像采集卡通过所述机器视觉测量相机反馈的图像信息而计算当前激光测距仪的光斑在投影幕布上的电子地图的实测经纬度信息，并将所述实测经纬度信息通过所述指向控制器传送至所述交换机，以及传送至所述载荷模拟器；所述世界地图模拟源内置二维高清世界地图及经纬度坐标信息，通过AVI数据线与所述投影仪相连。

作为可选的技术方案，所述二维转台包括可旋转的俯仰轴和偏航轴，所述俯仰轴和偏航轴均设有光电编码器，以及通过串口数据线将实时旋转角信息传送至所述运动控制卡。

作为可选的技术方案，所述激光测距仪通过螺母与所述二维转台相连，并通过串口数据线将实时测量距离信息发送至所述快速标定模块；所述电子地图包括投影仪和投影幕布，所述电子地图通过世界地图模拟源经AVI数据线与所述投影仪相连，并输出世界地图影像至所述投影幕布；所述机器视觉测量相机采用CCD工业相机，用以采集所述投影幕布上的世界地图信息和所述激光测距仪发射的激光光斑信息，并通过串口数据线传送至所述图像采集卡。

作为可选的技术方案，所述载荷模拟器为一计算机，所述载荷模拟器用以从所述交换机接收卫星实时指向经纬度信息和控制误差信息后评估载荷的观测区域和观测成像质量，所生成相应的载荷模拟观测数据通过AVI数据线传送至载荷显示终端；所述载荷显示终端为一个LED显示器，与所述载荷模拟器通过AVI数据线相连，用以实时显示所述载荷模拟器发送的图像数据。

本发明的优点在于，通过参数配置和快速标定，能够便于科研人员在方案论证阶段就能便捷、快速、直观的了解卫星的工作任务、飞行姿轨控状态、载荷观测目标及观测性能，从而为卫星工程立项提供重要的理论支撑。

附图说明

图1是本发明所述跨平台对地观测卫星联合演示验证系统架构图；

图2是本发明姿轨控显示终端的架构示意图；

图3是本发明所述跨平台对地观测卫星联合演示验证系统的布局示意图；

图4是本发明所述二维转台与激光测距仪的结构示意图；

图5是本发明所述跨平台对地观测卫星联合演示验证系统在快速标定后工作原理示意流程图。

具体实施方式

下面结合附图对本发明提供的一种跨平台对地观测卫星联合演示验证系统的具体实施方式做详细说明。

如图1所示，本发明提供了一种跨平台对地观测卫星联合演示验证系统。在本实施例中，该系统包含四部分：任务子系统1、姿轨控子系统2、指向子系统3和载荷子系统4。其中，所述任务子系统1包含任务控制终端11和交换机12；所述姿轨控子系统2包含卫星控制器21、动力学仿真机22和姿轨控显示终端23；所述指向子系统3包含指向控制器31、二维转台32、激光测距仪33、电子地图34和机器视觉测量相机35，其中，所述指向控制器31包括快速标定模块311、运动控制卡312、图像采集卡313和世界地图模拟源314；所述电子地图34包括投影仪341和投影幕布342；所述载荷子系统4包含载荷模拟器41和载荷显示终端42。如图2所示，所述载荷显示终端42包括4个可编程的LED显示终端且无缝拼接而成，分别对应三维姿态球模块231，星下点轨迹模块232，姿态曲线模块233和姿控误差模块234。

下文将对上述的任务子系统1、姿轨控子系统2、指向子系统3和载荷子系统4及其子系统的各组件进一步加以说明。

如图1所示，所述任务子系统1包含任务控制终端11和交换机12，用以设置演示系统的任务参数和控制所述任务子系统1、姿轨控子系统2、指向子系统3和载荷子系统4之间进行信息交互，从而向姿轨控子系统2、指向子系统3和载荷子系统4发送相应的任务信息；所述姿轨控子系统2包含卫星控制器21、动力学仿真机22和姿轨控显示终端23，用以计算卫星在任务信息下的姿轨控状态，并且演示相关运行状态信息；所述指向子系统3包含指向控制器31、二维转台32、激光测距仪33、电子地图34和机器视觉测量相机35，用以演示和验证卫星任务特性及指向。所述载荷子系统4包含载荷模拟器41和载荷显示终端42，用以演示卫星在当前工作状态下的观测效果。

所述任务控制终端11可以采用普通PC机或其他具有计算功能的设备，所述任务控制终端11内置空间环境模型和卫星工作模式模型，能够通过接收操作者输入的观测目标经纬度(α_o,λ_o)和对应的工作模式n，计算输出卫星的目标轨道位置O_o、姿态Q_o和对应的时间t。

所述交换机12采用多口网络交换机(例如标准的4口网络交换机)，通过多根网线将任务控制终端11、卫星控制器21、指向控制器32和载荷模拟器41的网络端口分别与所述交换机12的4个端口相连。

所述卫星控制器21采用PD控制算法写入嵌入式系统完成，所述卫星控制器21能够通过交换机12接收所述任务控制终端11输出的目标轨道位置O_o、姿态Q_o、时间t数据信息；并且通过USB数据线与动力学仿真机22相连，接收所述动力学仿真机22输出的实时姿态Q_t、轨道O_t和指向经纬度信息(α_t,λ_t)；以及通过PD控制算法计算并输出实时控制误差信息e_t和实时控制信号C_t。

所述动力学仿真机22采用一工控机，其内置卫星动力学模型，用以通过参数配置能够使内置卫星动力学模型与需要演示的卫星模型一致，并且通过接收到实时控制信号C_t计算卫星的实时姿态Q_t、轨道O_t、和指向经纬度信息(α_t,λ_t)。

所述姿轨控显示终端23包括多个(例如4个)可编程的LED显示终端且无缝拼接而成，分别对应三维姿态球模块231，星下点轨迹模块232，姿态曲线模块233和姿控误差模块234。其中，所述三维姿态球模块231嵌入卫星的三维模型，在实时姿态Q_t及轨道O_t数据信息驱动下显示当前卫星的姿态及相应的坐标系状态；所述星下点轨迹模块232嵌入世界地图及地区模型信息，用以根据轨道O_t数据信息以显示卫星星下点位置及轨迹；所述姿态曲线模块233嵌入示波器模型，用以根据实时姿态Q_t显示卫星实时姿态曲线；所述姿控误差模块234嵌入示波器模型，用以根据实时控制误差信息e_t以显示卫星的姿控误差曲线。另外，所述姿轨控显示终端23通过USB数据线与动力学仿真机22相连，并且通过三维姿态球模块231、星下点轨迹模块232、姿态曲线模块233和姿控误差模块234的共同作用，以演示卫星实时姿轨控监视状态。

所述指向控制器31为一工控机，在所述指向控制器31内部的多个(例如4个)PCI插槽分别安装快速标定模块311、运动控制卡312、图像采集卡313和世界地图模拟源314，并且用以实现信号交互共享。其中，所述快速标定模块311用以通过激光测距仪33获得的实时测量距离信息L、所述二维转台32获得的旋转角信息(θ_x,θ_y)、所述图像采集卡313计算的实测经纬度信息(α_rt,λ_rt)而计算出转换函数(θ_xD,θ_yD)＝f(α_t,λ_t)，并发送至所述运动控制卡312，从而实现本系统的快速使用。所述运动控制卡312能够接收卫星控制器21发送的指向经纬度信息(α_t,λ_t)，并通过快速标定模块311输出的转换函数(θ_xD,θ_yD)＝f(α_t,λ_t)而计算目标旋转角信息(θ_xD,θ_yD)，同时接收所述二维转台32反馈的实时旋转角信息(θ_x,θ_y)，并利用PID控制器通过串口数据线以控制所述二维转台32运动。所述图像采集卡313能够通过所述机器视觉测量相机35反馈的图像信息而计算当前激光测距仪33的光斑在投影幕布342上的电子地图的实测经纬度信息(α_rt,λ_rt)，并将所述实测经纬度信息通过所述指向控制器31的网口传送至所述交换机12，最终传送至所述载荷模拟器41。所述世界地图模拟源314内置二维高清世界地图及经纬度坐标信息，通过AVI数据线与投影仪341相连。

所述二维转台32包括可旋转的俯仰轴和偏航轴，从而能够实现俯仰轴和偏航轴方向各±90°的旋转，所述俯仰轴和偏航轴均安装有光电编码器，从而能够实现0.0001°的旋转角信息(θ_x,θ_y)的测量精度，并且通过串口数据线将实时(θ_x,θ_y)传送至所述运动控制卡312。

如图4所示，所述激光测距仪33通过螺母与二维转台32相连，从而能够实现1mm的测量精度，并且通过串口数据线将实时测量距离信息L发送至快速标定模块311。

所述电子地图34包含投影仪341和投影幕布342，所述电子地图34通过世界地图模拟源314经AVI数据线与所述投影仪341相连，并输出世界地图影像至所述投影幕布342。

所述机器视觉测量相机35采用CCD工业相机，用以采集投影幕布342上的世界地图信息和激光测距仪33发射的激光光斑信息，并通过串口数据线传送至所述图像采集卡313。

所述载荷模拟器41为一计算机，所述载荷模拟器用以从所述交换机12接收卫星实时指向经纬度信息(α_t,λ_t)和控制误差信息e_t后评估载荷的观测区域和观测成像质量，所生成相应的载荷模拟观测数据通过AVI数据线传送至载荷显示终端42。

所述载荷显示终端42为一个LED显示器，与所述载荷模拟器41通过AVI数据线连接，用以实时显示所述载荷模拟器41发送的图像数据。

以下将进一步说明本系统的工作原理。

(1)如图3所示布局示意图对本系统进行布局，然后按照图1所示的系统架构连接本发明的各个子系统、终端及模块等组件，并且分别配置相应的初始参数。

(2)在本系统正常工作之前，需要进行快速标定：

首先，使二维转台32角度调为(θ_x,θ_y)＝(0,0)，记录此时激光测距仪33的实时测量距离信息L₀，并由机器视觉测量相机35通过图像采集卡313读取当前激光光斑在电子地图34上的经纬度(α₀,λ₀)。

然后，调整二维转台32对准电子地图34上任意一点记作A点，并且记录此时经纬度为(α₁,λ₁)和二维转台32的旋转角度(θ_x1,θ_y1)；调整二维转台32对准电子地图34上任意另一点记作B点，并且记录此时经纬度为(α₂,λ₂)，和二维转台32的旋转角度(θ_x2,θ_y2)。

从而可以计算转换系数k₁和k₂：

其中X₁＝L₀·tan(θ_x1),X₂＝L₀·tan(θ_x2)(1)

其中Y₁＝L₀·tan(θ_y1),Y₂＝L₀·tan(θ_y2)(2)

及转换函数

$\left\{\begin{array}{c}({\mathrm{\θ}}_{\mathrm{xD}},{\mathrm{\θ}}_{\mathrm{yD}})=f({\mathrm{\α}}_t,{\mathrm{\λ}}_t)\\ {\mathrm{\θ}}_{\mathrm{xD}}=\arctan \left(\frac{k_1\·({\mathrm{\α}}_t-{\mathrm{\α}}_0)}{L_0}\right)\\ {\mathrm{\θ}}_{\mathrm{yD}}=\arctan \left(\frac{k_2\·({\mathrm{\λ}}_t-{\mathrm{\λ}}_0)}{L_0}\right)\end{array}\right.---\left(3\right)$

最终完成快速标定。

(3)本系统在快速标定后的工作原理如图5所示：

首先由操作者对任务控制终端11输入的观测目标经纬度(α_o,λ_o)和对应的工作模式n，通过任务控制终端11计算输出卫星的目标轨道位置O_o、姿态Q_o和对应的时间t，并且将该任务信息发送至交换机12。

卫星控制器21在接收到目标轨道位置O_o、姿态Q_o、时间t数据信息后，从动力学仿真机22中读取实时姿态Q_t、轨道O_t和指向经纬度信息(α_t,λ_t)，利用PD控制算法对动力学仿真机22中的卫星模型发送实时控制误差信息e_t和实时控制信号C_t。与此同时，动力学仿真机22将实时姿态Q_t及轨道O_t数据信息发送至三维姿态球模块231，以显示当前卫星的姿态及相应的坐标系状态；将实时轨道O_t数据信息发送至星下点轨迹模块232，以显示卫星星下点位置及轨迹；将实时姿态Q_t数据信息发送至姿态曲线模块233，以显示卫星实时姿态曲线；将控制误差信息e_t发送至姿控误差模块234，以显示卫星的姿控误差曲线，从而所述姿轨控显示终端23能够显示丰富的姿轨控状态信息。

所述指向控制器31接收卫星实时指向经纬度(α_t,λ_t)，利用世界地图模拟源314连接投影仪341而向投影幕布342投射世界地图并标注待观测区域。与此同时，利用快速标定模块311中计算的转换函数式(3)，以计算转台的目标旋转角度(θ_xD,θ_yD)，然后通过运动控制卡312中的PID控制器以控制二维转台32运动，二维转台32上安装的激光测距仪33将光斑投影至电子地图34。若姿轨控满足任务指标要求，则激光测距仪33的光束指向应该与所标注的待观测区域重合。

最后，所述载荷模拟器41接收卫星实时指向经纬度信息(α_t,λ_t)和控制误差信息e_t后评估载荷的观测区域和观测成像质量，所生成相应的载荷模拟观测数据通过所述载荷显示终端42进行直观演示。

通过上述的姿轨控显示终端23、电子地图34及载荷显示终端42的联合演示，能够便于科研人员在方案论证阶段就能便捷、快速、直观的了解卫星的工作任务、飞行姿轨控状态、载荷观测目标及观测性能。

以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。

Claims (10)

1.一种跨平台对地观测卫星联合演示验证系统，其特征在于，包括一任务子系统、一姿轨控子系统、一指向子系统和一载荷子系统；所述任务子系统包括任务控制终端和交换机，用以设置所述系统的任务参数，并且控制各个子系统之间的信息交互，以发送任务信息至所述姿轨控子系统、指向子系统和载荷子系统；所述姿轨控子系统包括卫星控制器、动力学仿真机和姿轨控显示终端，用以计算卫星在任务信息下的姿轨控状态，并且演示相关运行状态信息；所述指向子系统包括指向控制器、二维转台、激光测距仪、电子地图和机器视觉测量相机，用以演示和验证卫星任务特性及指向；所述载荷子系统包括载荷模拟器和载荷显示终端，用以演示卫星在当前工作状态下的观测效果。

2.根据权利要求1所述的一种跨平台对地观测卫星联合演示验证系统，其特征在于，所述任务控制终端为一计算机，所述任务控制终端内置空间环境模型和卫星工作模式模型，用以通过接收外部输入的观测目标经纬度和对应的工作模式，计算输出卫星的目标轨道位置、姿态和对应的时间。

3.根据权利要求1所述的一种跨平台对地观测卫星联合演示验证系统，其特征在于，所述交换机采用多口网络交换机，通过多根网线将所述任务控制终端、卫星控制器、指向控制器和载荷模拟器的网络端口分别与所述交换机的多个端口相连。

4.根据权利要求1所述的一种跨平台对地观测卫星联合演示验证系统，其特征在于，所述卫星控制器的嵌入式系统采用PD控制算法，所述卫星控制器通过所述交换机接收所述任务控制终端输出的目标轨道位置、姿态、时间数据信息；并且通过USB数据线与所述动力学仿真机相连，接收所述动力学仿真机输出的实时姿态、轨道和指向经纬度信息；以及通过PD控制算法计算并输出实时控制误差信息和实时控制信号。

5.根据权利要求1所述的一种跨平台对地观测卫星联合演示验证系统，其特征在于，所述动力学仿真机为一工控机，其内置卫星动力学模型，用以通过参数配置使内置卫星动力学模型与需要演示的卫星模型一致，并且通过接收到实时控制信号计算卫星的实时姿态、轨道和指向经纬度信息。

6.根据权利要求1所述的一种跨平台对地观测卫星联合演示验证系统，其特征在于，所述姿轨控显示终端包括多个可编程的LED显示终端且无缝拼接，每一LED显示终端分别对应三维姿态球模块、星下点轨迹模块、姿态曲线模块和姿控误差模块；所述姿轨控显示终端通过USB数据线与所述动力学仿真机相连，并且通过所述三维姿态球模块、星下点轨迹模块、姿态曲线模块和姿控误差模块共同作用演示卫星实时姿轨控监视状态；其中所述三维姿态球模块嵌入卫星的三维模型，在实时姿态及轨道数据信息驱动下，显示当前卫星的姿态及相应的坐标系状态；所述星下点轨迹模块嵌入世界地图及地区模型信息，用以根据轨道数据信息以显示卫星星下点位置及轨迹；所述姿态曲线模块嵌入示波器模型，用以根据实时姿态数据信息以显示卫星实时姿态曲线；所述姿控误差模块嵌入示波器模型，用以根据实时控制误差信息以显示卫星的姿控误差曲线。

7.根据权利要求1所述的一种跨平台对地观测卫星联合演示验证系统，其特征在于，所述指向控制器为一工控机，在所述指向控制器内部的多个PCI插槽上分别设置快速标定模块、运动控制卡、图像采集卡和世界地图模拟源，并且用以实现信号交互共享；其中所述快速标定模块用以通过所述激光测距仪获得的实时测量距离信息L、所述二维转台获得的旋转角信息、所述图像采集卡获得的实测经纬度信息而计算出转换函数(θ_xD,θ_yD)＝f(α_t,λ_t)，并发送至所述运动控制卡；所述运动控制卡接收所述卫星控制器发送的指向经纬度信息，并通过所述快速标定模块输出的转换函数(θ_xD,θ_yD)＝f(α_t,λ_t)而计算目标旋转角信息，同时接收所述二维转台反馈的实时旋转角信息(θ_x,θ_y)，并利用PID控制器通过串口数据线以控制所述二维转台运动；所述图像采集卡通过所述机器视觉测量相机反馈的图像信息而计算当前激光测距仪的光斑在投影幕布上的电子地图的实测经纬度信息，并将所述实测经纬度信息通过所述指向控制器传送至所述交换机，以及传送至所述载荷模拟器；所述世界地图模拟源内置二维高清世界地图及经纬度坐标信息，通过AVI数据线与所述投影仪相连。

8.根据权利要求1所述的一种跨平台对地观测卫星联合演示验证系统，其特征在于，所述二维转台包括可旋转的俯仰轴和偏航轴，所述俯仰轴和偏航轴均设有光电编码器，以及通过串口数据线将实时旋转角信息传送至运动控制卡。

9.根据权利要求1所述的一种跨平台对地观测卫星联合演示验证系统，其特征在于，所述激光测距仪通过螺母与所述二维转台相连，并通过串口数据线将实时测量距离信息发送至快速标定模块；所述电子地图包括投影仪和投影幕布，所述电子地图通过世界地图模拟源经AVI数据线与所述投影仪相连，并输出世界地图影像至所述投影幕布；所述机器视觉测量相机采用CCD工业相机，用以采集所述投影幕布上的世界地图信息和所述激光测距仪发射的激光光斑信息，并通过串口数据线传送至图像采集卡。

10.根据权利要求1所述的一种跨平台对地观测卫星联合演示验证系统，其特征在于，所述载荷模拟器为一计算机，所述载荷模拟器用以从所述交换机接收卫星实时指向经纬度信息和控制误差信息e_t后评估载荷的观测区域和观测成像质量，所生成相应的载荷模拟观测数据通过AVI数据线传送至载荷显示终端；所述载荷显示终端为一个LED显示器，与所述载荷模拟器通过AVI数据线相连，用以实时显示所述载荷模拟器发送的图像数据。