CN104298128A - 空间飞行器导航制导技术地面仿真方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种空间飞行器导航制导技术地面仿真方法。方法在于通过替换不同的动力学模型，即可完成不同航天任务的地面仿真实验；通过给出的缩比确定准则，综合实际运动模拟器的参数以及空间飞行器的运行参数和测量系统的精度要求，最终确定系统的缩比。通过运动模拟器、GNC/动力学仿真系统、测量系统和地面监控综合系统的联合运行，可对空间飞行器的导航制导算法、飞行器的敏感器工作状态、空间飞行器的导航伴飞任务、交会对接任务等进行地面仿真实验。其模块化的设计思想可以简化系统建设的周期、降低试验成本。本发明具有很好的可扩展性和可重用性，特别适用于两飞行器相对运动的地面仿真实验。

Description

空间飞行器导航制导技术地面仿真方法

技术领域

本发明涉及仿真方法，具体说涉及一种空间飞行器导航制导技术地面仿真方法。

背景技术

目前，针对越来越复杂的航天任务，单个飞行器已不能满足该任务完成的需要，世界各航天大国都在探索多飞行器协同完成航天任务。多飞行器系统的导航制导控制、轨道交会、近距离自主跟踪、编队飞行等方向，近年来逐渐成为学术界和工程界的研究热点。针对这些实际需求，对空间飞行器的导航制导任务进行地面仿真实验，对于提高飞行器的可靠性，降低风险和成本具有重要的实际应用价值。

空间飞行器导航制导地面仿真的一个核心问题是，在已有的半物理仿真系统的基础上，如何进行仿真实验，使其满足航天任务的要求。地面仿真的目的可以分为两类：验证导航制导算法的有效性和验证敏感器的有效性。为验证这两个主要目的，需要设计合理的仿真方案，使地面仿真实验顺利有效的进行，能够为实际飞行器的设计制造提供可靠的实验数据。

经检索文献发现，目前对于空间飞行器地面仿真方法，可分为三类：(1)数学/计算机软件仿真；(2)半物理仿真；(2)全物理仿真。半物理仿真以其接近实际系统，成本低，精度高等特点，目前已成为主流的仿真系统。本发明是基于半物理仿真系统的。但目前已有的研究大多是针对仿真系统本身是如何设计而展开的，对于如何进行仿真实验，所进行的研究还不够深入。

中国发明专利号：200910071411.9，专利名称为：一种分布式航天器地面仿真系统及其实现方法，该专利采用基于平面两维平动和垂直于平动平面一维转动的基础气浮平台，可根据航天器任务、通过配置不同的实物硬件或模拟器实现地面模拟多航天器系统。但其只能提供三个自由度，且采用气浮的方式，成本高，控制难度大，因此应用场合受限，且未提供具体的仿真方法。

中国发明专利号：200610086608.6，专利名称为：基于星上网的卫星姿态控制地面仿真测试系统及其测试方法，该专利提供了基于星上网的卫星姿态控制地面仿真测试系统及测试方法，包括部件级仿真测试、系统级数字仿真测试和系统级半物理仿真测试。但其只是对具体卫星的实现进行地面仿真测试，不能对各种导航制导算法，卫星闭环控制系统进行仿真验证，因此其可扩展性不高。

北京控制工程研究所的张新邦，刘良栋，刘慎钊等提出了采用运动模拟器进行航天器交会对接仿真试验的方案。其采用3+6式构成一个9自由度的运动模拟器，利用该运动模拟器进行交会对接地面仿真实验。但其未涉及到远距离的缩比问题，且只是针对交会对接这一种航天任务，其可扩展性不高。

上述几种仿真方法，或者设计到具体仿真系统的设计方案，或者只是针对某一个航天任务提出了地面仿真方法。

发明内容

基于以上不足之处，本发明利用已有的半物理仿真平台，提出了一种空间飞行器导航制导地面仿真方法，当需要进行不同的航天仿真任务时，只需要替换其中的动力学仿真模块，重新计算系统缩比和坐标系变换问题，即可在原有的半物理仿真系统上进行仿真实验。

本发明所采用的技术如下：

一种空间飞行器导航制导技术地面仿真方法：

(1)飞行器的轨道姿态地面仿真系统包括：导航制导与控制计算机GNC、动力学仿真机、地面综合监控系统、测量系统和多自由度运动模拟器，其中导航制导与控制计算机GNC负责飞行器的导航制导与控制计算，并将控制指令输出给动力学仿真机，动力学仿真机根据控制指令计算系统的动力学输出，并将位姿变化输出给多自由度运动模拟器，多自由度运动模拟器上安装测量系统，同时根据指令实现飞行器的位姿状态，测量系统测量出多自由度运动模拟器的实时位姿，同时将数据输出给导航制导与控制计算机GNC，地面综合监控系统接收动力学仿真机、多自由度运动模拟器、测量系统的数据并实现显示、存储、回放的功能；

(2)飞行器动力学基于Labview RT平台构建，其中飞行器的动力学模型和控制算法以动态链接库的形式封装；

(3)该地面仿真系统的地面监控终端基于Labview构建；

(4)基于具体的航天任务，选用相应的数学模型和控制算法，通过Matlab/Simulink将动力学仿真模型生成供Labview调用的动态链接库的形式，替换原系统的动力学模型；

(5)根据具体的航天任务进行数学仿真，并根据仿真结果确定空间飞行器运行的最大平动位置、转动角度和速度值，然后基于缩比准则确定缩比值K，K需要满足的约束条件如下：

$K\≥\max (\frac{x_s}{x_f},\frac{y_s}{y_f},\frac{z_s}{z_f})$

$\frac{l_{s\max }}{l_{f\max }}\≤K\≤\frac{l_{s\min }}{l_{f\min }}$

$K\≤\frac{{\mathrm{\δl}}_s}{{\mathrm{\δl}}_f}$

其中x_s、y_s、z_s分别表示实际卫星的运动参数，x_f、y_f、z_f分别表示运动模拟器的运动参数，l_smax，l_smin表示实际飞行器测量系统的测量范围的最大值和最小值，l_fmax，l_fmin表示仿真系统的测量范围的最大值和最小值，δl_s表示实际飞行器测量系统的误差，δl_f表示仿真系统的测量误差，max(...)表示取其最大值；

(6)需要进行超实时仿真，则需要首先确定系统允许的最大仿真加速比n，n的确定方法如下：

$n\≤K\×\min (\frac{v_{\mathrm{xs}}}{v_{\mathrm{xf}}},\frac{v_{\mathrm{xs}}}{v_{\mathrm{xf}}},\frac{v_{\mathrm{xs}}}{v_{\mathrm{xf}}},\sqrt{\frac{a_{\mathrm{xs}}}{a_{\mathrm{xf}}}},\sqrt{\frac{a_{\mathrm{ys}}}{a_{\mathrm{yf}}}},\sqrt{\frac{a_{\mathrm{zs}}}{a_{\mathrm{zf}}}})$

其中，v_xs、v_ys、v_zs分别表示实际卫星的三自由度运动速度参数，v_xf、v_yf、v_zf分别表示运动模拟器的三自由度运动速度参数，a_xs、a_ys、a_zs分别表示实际卫星的三自由度运动加速度参数，a_xf、a_yf、a_zf分别表示运动模拟器的三自由度运动加速度参数。

或者根据需要的仿真加速比n来确定仿真系统的指标要求，方法为：

$v_{\mathrm{xf}}\≥\frac{K\×v_{\mathrm{xs}}}{n},v_{\mathrm{yf}}\≥\frac{K\×v_{\mathrm{ys}}}{n},v_{\mathrm{zf}}\≥\frac{K\×v_{\mathrm{zs}}}{n};$

$a_{\mathrm{xf}}\≥\frac{K\×a_{\mathrm{xs}}}{n^2},a_{\mathrm{yf}}\≥\frac{K\×a_{\mathrm{ys}}}{n^2},a_{\mathrm{xf}}\≥\frac{K\×a_{\mathrm{ys}}}{n^2};$

本发明的仿真方法能够作为工程技术人员开展地面仿真试验设计的提供指导，同时也可以作为地面仿真系统技术指标确定的参考，提供了基于缩比原理的系统试验设计具体案例和超实时仿真设计原理与方法，其模块化的设计思想可以简化系统建设的周期、降低试验成本。本发明具有很好的可扩展性和可重用性，特别适用于两飞行器相对运动的地面仿真实验。

附图说明

图1为本发明的系统总体结构图；

图2为本发明的地面综合监控系统操作界面图；

图3为本发明的两脉冲相对轨道机动实验结果曲线图；

图4超实时仿真与实时仿真对比曲线图。

具体实施方式

实施例1

如图1所示，该仿真系统包括动力学仿真机、运动模拟器系统、地面综合监控系统、测量系统和导航制导与控制计算机GNC。参考图2，首先对运动模拟器进行系统寻零，并设置虚拟复位零点，调整初始状态，在监控综合系统的操作界面上，点击开始仿真按钮，系统进入开始仿真阶段，导航制导与控制计算机GNC和动力学仿真子系统和测量系统开始工作，导航制导与控制计算机GNC和动力学仿真子系统计算出飞行器实时的位置、速度等运动参数信息并经过缩比处理发送给运动模拟器，运动模拟器根据指令实现相应的运动控制，测量系统测量运动模拟器的实际运动数据并发送给导航制导与控制计算机GNC和动力学仿真子系统完成闭环，监控综合系统实时显示当前位置和速度信息，并保存数据。

操作步骤如下：

步骤一：实验前，将需要验证的航天器动力学模型通过Matlab/Simulink生成可供Labview调用的动态链接库，并替换原有系统的动态链接库；

步骤二：根据数学仿真结果，确定该航天器的最大运动范围、最大速度、加速度；

步骤三：根据缩比准则，确定系统的缩比值K，进而确定各项实验参数；

步骤四：根据仿真加速比n，验证仿真系统指标是否满足要求，如果不满足，则调整加速比n；

步骤五：给仿真系统通电，各子系统检测各自的状态，系统寻零，确定仿真的零点；

步骤六：启动程序，将运动模拟器调至“远程控制”状态，操作人员点击“开始仿真”按钮，此时，GNC/动力学仿真子系统实时计算需要运行的位姿并输出至运动模拟器，运动模拟器及其控制器实现相应的位姿运动指令，测量系统检测当前位置并反馈给GNC/动力学仿真子系统构成闭环。

步骤七：地面监控终端可以完成人机交互，并且能够保存数据，便于事后对实验数据进行其他处理和分析。

实施例2

以基于两脉冲机动的相对轨道机动为例，建立动力学模型为：

$\stackrel{\·}{X}\left(t\right)=\mathrm{AX}\left(t\right)+\mathrm{Bu}\left(t\right)$

其中，X(t)为系统的状态变量，u(t)为控制量，A、B为系统矩阵，且

$A=\left[\begin{array}{cccccc}0& 0& 0& 1& 0& 0\\ 0& 0& 0& 0& 1& 0\\ 0& 0& 0& 0& 0& 1\\ 0& 0& 0& -2n& 0& 0\\ {3n}^2& 0& 0& 0& 2n& 0\\ 0& 0& -n^2& 0& 0& 0\end{array}\right],B=\left[\begin{array}{ccc}0& 0& 0\\ 0& 0& 0\\ 0& 0& 0\\ 1& 0& 0\\ 0& 1& 0\\ 0& 0& 1\end{array}\right]$

其中，n为飞行器的轨道角速度。

设相对距离向量为r，起始时间为t₀，结束时间为t_f，令Δt＝t_f-t₀，则C-W方程的状态转移矩阵为：

设表示起始时刻的速度，表示起始时刻施加速度脉冲后的速度，r₀为其实时刻相对距离向量，r_f为末时刻相对距离向量，同样，设为末时刻的速度，为末时刻时间脉冲后的速度，则有

此时，两次需要施加的速度脉冲分别为：

$\left\{\begin{array}{c}{\mathrm{\ΔV}}_0={\stackrel{\·}{r}}_0^{+}-{\stackrel{\·}{r}}_0^{-}\\ {\mathrm{\ΔV}}_f={\stackrel{\·}{r}}_f^{+}-{\stackrel{\·}{r}}_f^{-}\end{array}\right.$

将以上数学模型用Matlab/Simulink编写程序并生成动态链接库，对于这种简单的模型，也可以直接用C语言编写，即可完成动力学仿真系统的实现。

实施例3

根据Matlab仿真结果，在500s的机动时间下，航天器的相对运动范围为：X向：-1000m～-100m，Y向：200m～-44m。X向最大相对速度为1.9334m/s，Y向最大相对速度为1.3738m/s。

表1给出了某运动模拟器平动方向的主要参数：

表1 运动模拟器平动方向参数

实施例4

缩比的计算方法如下：

定义x_s、y_s、z_s分别表示实际卫星的运动参数，x_f、y_f、z_f分别表示运动模拟器的运动参数，则缩比K需要满足下面的关系：

$K\≥\max (\frac{x_s}{x_f},\frac{y_s}{y_f},\frac{z_s}{z_f})$

考虑测量系统因素，定义l_s和l_f分别表示实际飞行器测量系统的测量范围和仿真系统的测量范围，δl_s和δl_f分别表示实际飞行器测量系统的误差和仿真系统的测量误差，缩比为K。则仿真缩比还需要满足：

$\left\{\begin{array}{c}{\mathrm{Kl}}_{f\min }\≤l_{s\min }\\ {\mathrm{Kl}}_{f\max }\≥l_{s\max }\end{array}\right.\⇒\frac{l_{s\max }}{l_{f\max }}\≤K\≤\frac{l_{s\min }}{l_{f\min }}$

Kδl_f≤δl_s

综合以上各式，可确定缩比的值为K＝100，则仿真系统X向行程为9m，Y向为2.44m。根据运动模拟器的实际情况，首先需要将坐标进行平移，以起始点为原点。实验参数设置如表2所示。

表2 两脉冲机动实验参数设置

实施例4

仿真结束后，对数据进行分析，做出实际运行的曲线如图3所示。根据图3所示结果，可以看到仿真系统完成了两脉冲相对轨道运动。

实施例6

在实施例2两脉冲轨道机动的基础上说明超实时仿真实验，根据仿真结果已知当两脉冲轨道机动时间设置为500s时，其相对运动范围为：X向：-1000m～-100m，Y向：200m～-44m。取缩比K为200，则仿真系统X向行程为4.5m，Y向为1.22m。

首先验证运动模拟器指标是否满足要求。

1)验证运动模拟器的速度指标要求：

取超实时仿真的加速比λ＝2，根据数学仿真结果知，该轨道机动中，X向最大相对速度为1.9334m/s，Y向最大相对速度为1.3738m/s。

计算需要的最大仿真速度为：

$v_{\mathrm{fx}}=\frac{\mathrm{\λ}}{K}{v}_{\mathrm{sx}}=\frac{2}{200}\×1933.4\mathrm{mm}/s=19.334\mathrm{mm}/s$

$v_{\mathrm{fy}}=\frac{\mathrm{\λ}}{K}{v}_{\mathrm{sy}}=\frac{2}{50}\×1373.8\mathrm{mm}/s=13.738\mathrm{mm}/s$

由表1可知，运动模拟器的最大速度为±200mm/s，因此，取加速比λ＝2能够满足运动模拟器的速度要求。

2)验证运动模拟器的加速度指标要求：

根据数学仿真结果，X向最大相对加速度为1.408m/s²，Y向最大相对速度为1.3213m/s²。在加速比λ＝2的条件下，计算需要最大的仿真加速度：

$a_{\mathrm{fx}}=\frac{{\mathrm{\λ}}^2}{K}{a}_{\mathrm{sx}}=\frac{2^2}{200}\×1408\mathrm{mm}/s^2=28.16\mathrm{mm}/s^2$

$a_{\mathrm{fy}}=\frac{{\mathrm{\λ}}^2}{K}{a}_{\mathrm{sy}}=\frac{2^2}{200}\×1321.3\mathrm{mm}/s^2=26.426\mathrm{mm}/s^2$

由表1可知，运动模拟器的最大加速度为0.05m/s²，因此，在该加速比和缩比的条件下，运动模拟器能够满足加速度要求。

综上所述，可以得到实验参数如表3所示。

表3 两脉冲机动超实时仿真实验参数设置

将超实时仿真数据与实时仿真数据调整为同一缩比，仿真的运行结果如图4所示。从图中可以看出，两条曲线基本重合，说明运动模拟器能够完成超实时仿真的要求，所设计的超实时仿真方案也是有效可行的。

Claims (2)

1.一种空间飞行器导航制导技术地面仿真方法，其特征在于，方法如下：

(1)飞行器的轨道姿态地面仿真系统包括：导航制导与控制计算机GNC、动力学仿真机、地面综合监控系统、测量系统和多自由度运动模拟器，其中导航制导与控制计算机GNC负责飞行器的导航制导与控制计算，并将控制指令输出给动力学仿真机，动力学仿真机根据控制指令计算系统的动力学输出，并将位姿变化输出给多自由度运动模拟器，多自由度运动模拟器上安装测量系统，同时根据指令实现飞行器的位姿状态，测量系统测量出多自由度运动模拟器的实时位姿，同时将数据输出给导航制导与控制计算机GNC，地面综合监控系统接收动力学仿真机、多自由度运动模拟器、测量系统的数据并实现显示、存储、回放的功能；

(2)飞行器动力学基于Labview RT平台构建，其中飞行器的动力学模型和控制算法以动态链接库的形式封装；

(3)该地面仿真系统的地面监控终端基于Labview构建；

(4)基于具体的航天任务，选用相应的数学模型和控制算法，通过Matlab/Simulink将动力学仿真模型生成供Labview调用的动态链接库的形式，替换原系统的动力学模型；

(5)根据具体的航天任务进行数学仿真，并根据仿真结果确定空间飞行器运行的最大平动位置、转动角度和速度值，然后基于缩比准则确定缩比值K，K需要满足的约束条件如下：

$K\≥\max (\frac{x_s}{x_f},\frac{y_s}{y_f},\frac{z_s}{z_f})$

$\frac{l_{s\max }}{l_{f\max }}\≤K\≤\frac{l_{s\min }}{l_{f\min }}$

$K\≤\frac{{\mathrm{\δl}}_s}{{\mathrm{\δl}}_f}$

其中x_s、y_s、z_s分别表示实际卫星的运动参数，x_f、y_f、z_f分别表示运动模拟器的运动参数，l_smax，l_smin表示实际飞行器测量系统的测量范围的最大值和最小值，l_fmax，l_fmin表示仿真系统的测量范围的最大值和最小值，δl_s表示实际飞行器测量系统的误差，δl_f表示仿真系统的测量误差，max(...)表示取其最大值；

(6)需要进行超实时仿真，则需要首先确定系统允许的最大仿真加速比n，n的确定方法如下：

$n\≤K\×\min (\frac{v_{\mathrm{xs}}}{v_{\mathrm{xf}}},\frac{v_{\mathrm{xs}}}{v_{\mathrm{xf}}},\frac{v_{\mathrm{xs}}}{v_{\mathrm{xf}}},\sqrt{\frac{a_{\mathrm{xs}}}{a_{\mathrm{xf}}},}\sqrt{\frac{a_{\mathrm{ys}}}{a_{\mathrm{yf}}},}\sqrt{\frac{a_{\mathrm{zs}}}{a_{\mathrm{zf}}}})$

其中，v_xs、v_ys、v_zs分别表示实际卫星的三自由度运动速度参数，v_xf、v_yf、v_zf分别表示运动模拟器的三自由度运动速度参数，a_xs、a_ys、a_zs分别表示实际卫星的三自由度运动加速度参数，a_xf、a_yf、a_zf分别表示运动模拟器的三自由度运动加速度参数。

2.根据权利要求1所述的一种空间飞行器导航制导技术地面仿真方法，其特征在于：或者根据需要的仿真加速比n来确定仿真系统的指标要求，方法为：

$v_{\mathrm{xf}}\≥\frac{K\×v_{\mathrm{xs}}}{n},v_{\mathrm{yf}}\≥\frac{K\×v_{\mathrm{ys}}}{n},v_{\mathrm{zf}}\≥\frac{K\×v_{\mathrm{zs}}}{n};$

$a_{\mathrm{xf}}\≥\frac{K\×a_{\mathrm{xs}}}{n^2},a_{\mathrm{yf}\≥}\frac{K\×a_{\mathrm{ys}}}{n^2},a_{\mathrm{xf}}\≥\frac{K\×a_{\mathrm{ys}}}{n^2}.$