CN104536302B - 一种卫星仿真系统和方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供一种卫星仿真系统和方法，涉及卫星仿真领域，该系统操作灵活、便于改进、易于优化，该系统包括：仿真控制子系统、环境模拟子系统、视景轨道仿真子系统和卫星模拟子系统，其中，该仿真控制子系统分别与该环境模拟子系统、该视景轨道仿真子系统和该卫星模拟子系统连接，该环境模拟子系统与该视景轨道仿真子系统连接，本发明实施例用于卫星仿真。

Description

一种卫星仿真系统和方法

技术领域

本发明涉及卫星仿真领域，尤其涉及一种卫星仿真系统和方法。

背景技术

近现代卫星的发展，以微小卫星领域最为激烈，尤其是近地轨道和种地轨道的微小卫星的研制和开发，是各个航天大国的空间技术发展的焦点和热点。微小卫星质量轻，体积小，功耗低，寿命长，能满足人们各种功能需求，如地球资源探测、卫星通讯、军事侦察和遥感测绘等等。微小卫星成本低，使用灵活，既能单独使用，也能数十颗甚至更多连成一个网络，在军事方面能实现覆盖式无死角的监视，在通讯方面能实现全球高质量全方位的通讯，在农林业方面，能更精准的预报灾害，减小损失。微小卫星具有如此广阔的应用前景，因此，对于微小卫星的研究是当今乃至未来卫星空间技术领域发展的重要方向之一。

卫星姿态与轨道控制系统是卫星上各大保障系统中最复杂、技术性最突出的系统之一，对卫星上的有效载荷任务的完成起着非常重要的作用，如果该系统出现故障或异常，将直接导致卫星不能完成既定任务，甚至使其变成一个空间垃圾。随着新一代姿态与轨道控制系统变得日益先进与复杂，面对不断新增的新型号和新任务，对地面卫星仿真系统的灵活性、通用性与可扩展性以及实现测试数据可视化的要求不断提高。

现有技术中，主要通过地面卫星仿真系统完成卫星仿真的过程，该地面卫星仿真系统通过获取磁场信息和轨道信息并通过计算完成卫星仿真，但是，地面卫星仿真系统在卫星仿真过程中的计算量较大，因此造成该系统在卫星仿真过程中消耗的时间较长。

发明内容

本发明的实施例提供一种卫星仿真系统和方法，该系统能够减少卫星仿真的时间，从而提高卫星仿真的效率。

为达到上述目的，本发明的实施例采用如下技术方案：

一方面，提供一种卫星仿真系统，包括：仿真控制子系统、环境模拟子系统、视景轨道仿真子系统和卫星模拟子系统，其中，所述仿真控制子系统分别与所述环境模拟子系统、所述视景轨道仿真子系统和所述卫星模拟子系统连接，所述环境模拟子系统与所述视景轨道仿真子系统连接，

所述仿真控制子系统，用于生成模拟卫星，并获取当前时刻所述模拟卫星对应的磁场信息和轨道信息，并将所述磁场信息和所述轨道信息发送至与所述磁场信息和轨道信息对应的所述卫星模拟子系统；

所述卫星模拟子系统，用于接收所述仿真控制子系统发送的所述磁场信息和所述轨道信息，并根据所述磁场信息和所述轨道信息以及配置的力矩得到控制信息，并将所述控制信息发送至所述仿真控制子系统；

所述仿真控制子系统，还用于根据所述卫星模拟子系统发送的控制信息得到所述模拟卫星在所述下一时刻的姿态信息，并根据所述下一时刻的姿态信息调整所述模拟卫星的姿态；

所述环境模拟子系统，用于获取所述模拟卫星的磁场信息，并将所述磁场信息发送至所述仿真控制子系统；

所述视景轨道仿真子系统，用于获取所述模拟卫星的轨道信息，并将所述轨道信息发送至所述仿真控制子系统。

进一步地，所述仿真控制子系统具体用于，根据所述控制信息得到所述模拟卫星当前时刻的横滚角、俯仰角和偏航角，并根据所述模拟卫星当前时刻的横滚角、俯仰角和偏航角得到所述模拟卫星下一时刻的横滚角、俯仰角和偏航角，并根据所述下一时刻的横滚角、俯仰角和偏航角调整所述模拟卫星的姿态。

更进一步地，所述视景轨道仿真子系统还用于，展示所述模拟卫星的姿态和对应的轨道信息，并将所述轨道信息发送至所述环境模拟子系统；

所述环境模拟子系统具体用于，根据所述轨道信息得到磁场信息；

所述环境模拟子系统还用于，将所述磁场信息发送至所述视景轨道仿真子系统；

所述视景轨道仿真子系统还用于，展示所述环境模拟子系统发送的磁场信息。

更进一步地，所述仿真控制子系统具体用于，根据所述当前时刻的横滚角、所述俯仰角和所述偏航角通过公式：

得到所述模拟卫星当前时刻的姿态四元数；

其中，Q为所述模拟卫星当前时刻的姿态四元数，

为所述模拟卫星当前时刻的横滚角，θ为所述模拟卫星当前时刻的俯仰角，ψ为所述模拟卫星当前时刻的偏航角；

所述仿真控制子系统具体用于，根据所述姿态四元数通过公式：

得到所述模拟卫星从轨道坐标系到本体坐标系的姿态旋转矩阵；其中，为所述姿态旋转矩阵；

所述仿真控制子系统具体用于，根据所述控制信息得到配置的力矩和所述模拟卫星的转动惯量以及所述模拟卫星在当前时刻所述本体坐标系相对于惯性坐标系的角速度，并根据所述力矩和所述转动惯量以及所述旋转矩阵通过公式：

得到下一时刻所述本体坐标系相对于惯性坐标系的角速度在本体坐标系中的投影的微分表达式，

其中，为下一时刻所述模拟卫星在本体坐标系相对于惯性坐标系的角速度在本体坐标系中的投影的微分表达式，I为所述模拟卫星的转动惯量，为当前时刻所述本体坐标系相对于惯性坐标系的角速度在本体坐标系中的投影，T^b为所述力矩在本体坐标系中的投影；

所述仿真控制子系统具体用于，对所述下一时刻所述模拟卫星在本体坐标系相对于惯性坐标系的角速度在本体坐标系中的投影的微分表达式积分得到所述下一时刻所述模拟卫星在本体坐标系相对于惯性坐标系的角速度，并根据所述控制信息得到轨道坐标系相对于惯性坐标系的旋转矩阵，并根据所述下一时刻所述模拟卫星在本体坐标系相对于惯性坐标系的角速度和所述轨道坐标系相对于惯性坐标系的旋转矩阵通过公式：

得到下一时刻所述模拟卫星在本体坐标系相对于轨道坐标系的角速度在本体坐标系中的投影；

其中，为下一时刻所述模拟卫星在本体坐标系相对于轨道坐标系的角速度在本体坐标系中的投影，为所述姿态旋转矩阵,为下一时刻所述模拟卫星在本体坐标系相对于惯性坐标系的角速度在本体坐标系中投影，为所述模拟卫星在轨道坐标系相对于惯性坐标系的角速度在所述轨道坐标系中的投影，ω_o为所述模拟卫星的轨道角速度；

所述仿真控制子系统具体用于，根据所述下一时刻所述模拟卫星在本体坐标系相对于惯性坐标系的角速度在本体坐标系中的投影和所述模拟卫星的转动惯量通过方程：

得到q₀的微分表达式和的微分表达式，并对所述q₀的微分表达式和的微分表达式分别积分得到所述模拟卫星下一时刻的姿态四元数，并根据所述模拟卫星下一时刻的姿态四元数得到所述模拟卫星下一时刻的横滚角、俯仰角和偏航角；

其中，为q₀的微分表达式，为的微分表达式，为下一时刻所述模拟卫星在本体坐标系相对于轨道坐标系的角速度在本体坐标系中的投影， I为所述模拟卫星的转动惯量。

更进一步地，所述环境模拟子系统具体用于，根据所述轨道信息得到经度和余纬，并根据所述经度和余纬通过公式：

得到地球磁位势；

其中，V为所述地球磁位势，R_E为地球半径，r为所述模拟卫星到地心的距离，λ为所述经度，为所述余纬，和分别为n次m阶高阶系数，为n次m阶缔合勒让德函数；

所述环境模拟子系统具体用于，根据所述地球磁位势通过公式：

分别得到在地心赤道坐标系中X轴、Y轴和Z轴的地磁场强度；

其中，为X轴的地磁场强度，为Y轴的地磁场强度，为Z轴的地磁场强度；

所述环境模拟子系统具体用于，通过公式

将在地心赤道坐标系中的地磁场强度转换为在地心轨道坐标系中的地磁场强度；

其中，为在地心轨道坐标系中的地磁场强度，为在地心赤道坐标系中的地磁场强度，C_z(ω)为在Z轴方向上旋转α角度的旋转矩阵，α为近地点幅角，C_x(i)为在X轴方向上旋转i角度的旋转矩阵，i为轨道倾角，C_z(Ω-β)为在Z轴方向上旋转角度Ω-β的旋转矩阵，Ω为升交点赤经，β为所述下一时刻的俯仰角；

所述环境模拟子系统具体用于，通过公式

将在地心轨道坐标系中的地磁场强度转换为在轨道系坐标中的地磁场强度；

其中，为在轨道系坐标中的地磁场强度，为在地心轨道坐标系中的地磁场强度，C_x(π/2)为在X轴方向上旋转π/2角度的旋转矩阵，C_Z(f+π/2)为在Z轴方向上旋转(f+π/2)角度的旋转矩阵，f为真近点角。

更进一步地，所述仿真控制子系统与所述卫星模拟子系统通过RS232总线连接，所述仿真控制子系统与所述环境模拟子系统和所述视景轨道仿真子系统分别通过以太网连接，所述环境模拟子系统和所述视景轨道仿真子系统通过以太网连接。

另一方面，提供一种卫星仿真的方法，包括：

仿真控制子系统生成模拟卫星，并获取所述环境模拟子系统发送的所述模拟卫星当前时刻对应的磁场信息和所述视景轨道仿真子系统发送所述模拟卫星当前时刻对应的轨道信息；

所述仿真控制子系统将所述磁场信息和所述轨道信息发送至与所述磁场信息和轨道信息对应的所述卫星模拟子系统；

所述卫星模拟子系统根据所述磁场信息和所述轨道信息以及配置的力矩得到控制信息，并将所述控制信息发送至所述仿真控制子系统；

所述仿真控制子系统根据所述卫星模拟子系统发送的控制信息得到所述模拟卫星在所述下一时刻的姿态信息，并根据所述下一时刻的姿态信息调整所述模拟卫星的姿态。

进一步地，所述仿真控制子系统根据所述卫星模拟子系统发送的控制信息得到所述模拟卫星在所述下一时刻的姿态信息，并根据所述下一时刻的姿态信息调整所述模拟卫星的姿态包括：

所述仿真控制子系统根据所述控制信息得到所述模拟卫星当前时刻的横滚角、俯仰角和偏航角，并根据所述模拟卫星当前时刻的横滚角、俯仰角和偏航角得到所述模拟卫星下一时刻的横滚角、俯仰角和偏航角，并根据所述下一时刻的横滚角、俯仰角和偏航角调整所述模拟卫星的姿态。

更进一步地，在所述根据所述下一时刻的姿态信息调整所述模拟卫星的姿态后，所述方法还包括：

所述视景轨道仿真子系统展示所述模拟卫星调整后的姿态和对应的轨道信息，并将所述模拟卫星调整后的姿态对应的轨道信息发送至所述环境模拟子系统；

所述环境模拟子系统根据所述模拟卫星调整后的姿态对应的轨道信息得到所述模拟卫星调整后的姿态对应的磁场信息，并将所述模拟卫星调整后的姿态对应的磁场信息发送至所述视景轨道仿真子系统；

所述视景轨道仿真子系统展示所述模拟卫星调整后的姿态对应的磁场信息。

本发明提供一种卫星仿真系统和方法，该系统包括仿真控制子系统、环境模拟子系统、视景轨道仿真子系统和卫星模拟子系统，其中，该仿真控制子系统分别与该环境模拟子系统、该视景轨道仿真子系统和该卫星模拟子系统连接，该环境模拟子系统与该视景轨道仿真子系统连接，该系统主要模拟真实空间环境，该卫星仿真系统采用分布式仿真，将整个仿真系统的功能分配到各个子模块，能够很好的进行系统负载的分配，通过数据链对数据的分发与维护实现仿真系统有条不紊的运行，该仿真系统涉及到的多个模块，根据自己的任务与载荷的要求，合理分配系统资源，使得系统能够以最快的速度完成该系统的任务，弥补单个仿真系统实时性差、资源紧张、同步性差等固有的不足之处，因此，本系统具有资源利用率高，实时性好，仿真系统模块化程度高，同步性强，可维护等优点，同时，系统实时性和同步性的增强，使得仿真系统能够极大的模拟出真实的空间环境，大大提高了系统的仿真效率。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为本发明实施例提供的一种卫星仿真系统的结构示意图；

图2为本发明实施例提供的一种卫星仿真方法的流程示意图。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

本发明实施例提供一种卫星仿真系统，如图1所示，该系统包括：

仿真控制子系统10、环境模拟子系统11、视景轨道仿真子系统12和卫星模拟子系统13，其中，该仿真控制子系统10分别与该环境模拟子系统11、该视景轨道仿真子系统12和该卫星模拟子系统13连接，该环境模拟子系统13与该视景轨道仿真子系统12连接，

具体地，该仿真控制子系统与该卫星模拟子系统通过RS232总线连接，该仿真控制子系统与该环境模拟子系统和该视景轨道仿真子系统分别通过以太网连接，该环境模拟子系统和该视景轨道仿真子系统通过以太网连接。

其中，该仿真控制子系统和该环境模拟子系统以及该视景轨道仿真子系统之间通过TCP/IP协议进行数据传输。

需要说明的是，该仿真控制子系统通过控制指令控制该环境模拟子系统和该视景轨道仿真子系统以及卫星模拟子系统的开启。

示例地，该系统中各子系统之间的IP分配可以如下表：

为了保证数据传输的通用性，各子系统间传输的数据格式可以为：

上述IP分配以及数据格式只是举例说明，不作限定。

该仿真控制子系统10，用于生成模拟卫星，并获取当前时刻该模拟卫星对应的磁场信息和轨道信息，并将该磁场信息和该轨道信息发送至与该磁场信息和轨道信息对应的该卫星模拟子系统。

需要说明的是，该仿真控制子系统需要将获取的磁场信息和轨道信息转换为该卫星模拟子系统对应的信息，并发送至该卫星模拟子系统。

在本发明一种可能的实现方式中，该仿真控制子系统接收该环境模拟子系统发送的该当前时刻的磁场信息和该视景轨道仿真子系统发送的该当前时刻的轨道信息。

其中，该磁场信息可以是地球磁位势，该轨道信息可以是经度和余纬。

该卫星模拟子系统13，用于接收该仿真控制子系统10发送的该磁场信息和该轨道信息，并根据该磁场信息和该轨道信息以及配置的力矩得到控制信息，并将该控制信息发送至该仿真控制子系统。

示例地，该卫星模拟子系统可以采用MSP430-5438A芯片作为主控芯片。

该仿真控制子系统10，还用于根据该卫星模拟子系统13发送的控制信息得到该模拟卫星在下一时刻的姿态信息，并根据该下一时刻的姿态信息调整该模拟卫星的姿态。

该环境模拟子系统12，用于获取该模拟卫星的磁场信息，并将该磁场信息发送至该仿真控制子系统10。

该视景轨道仿真子系统12，用于获取该模拟卫星的轨道信息，并将该轨道信息发送至该仿真控制子系统。

其中，该视景轨道仿真子系统包括STK卫星仿真软件，STK特有的轨道模拟模块可以生成多种轨道信息。

在本发明一种可能的实现方式中，生成的轨道信息如下表所示：

用户还可以通过该视景轨道仿真子系统配置轨道场景参数，该轨道场景参数包括场景名称、起止时间、时间系统、场景历元、动画历元、轨道外推和轨道历元以及卫星名称等。

进一步地，该仿真控制子系统10具体用于，根据该控制信息得到该模拟卫星当前时刻的横滚角、俯仰角和偏航角，并根据该模拟卫星当前时刻的横滚角、俯仰角和偏航角得到该模拟卫星下一时刻的横滚角、俯仰角和偏航角，并根据该下一时刻的横滚角、俯仰角和偏航角调整该模拟卫星的姿态。

具体地，该仿真控制子系统10具体用于，根据该当前时刻的横滚角、该俯仰角和该偏航角通过公式：

得到该模拟卫星当前时刻的姿态四元数；

其中，Q为该模拟卫星当前时刻的姿态四元数，

为该模拟卫星当前时刻的横滚角，θ为该模拟卫星当前时刻的俯仰角，ψ为该模拟卫星当前时刻的偏航角。

该仿真控制子系统10具体用于，根据该姿态四元数通过公式：

得到该模拟卫星从轨道坐标系到本体坐标系的姿态旋转矩阵；其中，为该姿态旋转矩阵；

该仿真控制子系统10具体用于，根据该控制信息得到配置的力矩和该模拟卫星的转动惯量以及该模拟卫星在当前时刻该本体坐标系相对于惯性坐标系的角速度，并根据该力矩和该转动惯量以及该旋转矩阵通过公式：

得到下一时刻该本体坐标系相对于惯性坐标系的角速度在本体坐标系中的投影的微分表达式。

其中，为下一时刻该模拟卫星在本体坐标系相对于惯性坐标系的角速度在本体坐标系中的投影的微分表达式，I为该模拟卫星的转动惯量，为当前时刻该本体坐标系相对于惯性坐标系的角速度在本体坐标系中的投影，T^b为该力矩在本体坐标系中的投影。

需要说明的是，该力矩可以是控制力矩，重力梯度力矩，大气干扰力矩等，当配置的力矩包括多个力矩时，则上述公式中的T^b实际为所有力矩在本体坐标系中的投影之和，例如，若该配置的力矩包括控制力矩，重力梯度力矩，大气干扰力矩，则上述

具体为：

其中，为控制力矩在本体坐标系中的投影，为重力梯度力矩在本体坐标系中的投影，为大气干扰力矩在本体坐标系中的投影；这里配置的力矩包括控制力矩，重力梯度力矩，大气干扰力矩只是举例说明，还可以包括其他力矩，本发明对此不作限定。

该仿真控制子系统10具体用于，对该下一时刻该模拟卫星在本体坐标系相对于惯性坐标系的角速度在本体坐标系中的投影的微分表达式积分得到该下一时刻该模拟卫星在本体坐标系相对于惯性坐标系的角速度，并根据该控制信息得到轨道坐标系相对于惯性坐标系的旋转矩阵，并根据该下一时刻该模拟卫星在本体坐标系相对于惯性坐标系的角速度和该轨道坐标系相对于惯性坐标系的旋转矩阵通过公式：

得到下一时刻该模拟卫星在本体坐标系相对于轨道坐标系的角速度在本体坐标系中的投影；

其中，为下一时刻该模拟卫星在本体坐标系相对于轨道坐标系的角速度在本体坐标系中的投影，为该姿态旋转矩阵,为下一时刻该模拟卫星在本体坐标系相对于惯性坐标系的角速度在本体坐标系中投影，为该模拟卫星在轨道坐标系相对于惯性坐标系的角速度在该轨道坐标系中的投影， ω_o为该模拟卫星的轨道角速度。

该仿真控制子系统10具体用于，根据该下一时刻该模拟卫星在本体坐标系相对于惯性坐标系的角速度在本体坐标系中的投影和该模拟卫星的转动惯量通过方程：

得到q₀的微分表达式和的微分表达式，并对该q₀的微分表达式和的微分表达式分别积分得到该模拟卫星下一时刻的姿态四元数，并根据该模拟卫星下一时刻的姿态四元数得到该模拟卫星下一时刻的横滚角、俯仰角和偏航角。

其中，为q₀的微分表达式，为的微分表达式，为下一时刻该模拟卫星在本体坐标系相对于轨道坐标系的角速度在本体坐标系中的投影， I为该模拟卫星的转动惯量。

进一步地，该视景轨道仿真子系统12还用于，展示该模拟卫星的姿态和对应的轨道信息，并将该轨道信息发送至该环境模拟子系统。

该环境模拟子系统11具体用于，根据该轨道信息得到磁场信息。

该环境模拟子系统11还用于，将该磁场信息发送至该视景轨道仿真子系统。

该视景轨道仿真子系统12还用于，展示该环境模拟子系统发送的磁场信息。

具体地，该环境模拟子系统11具体用于，根据该轨道信息得到经度和余纬，并根据该经度和余纬通过公式：

得到地球磁位势；

其中，V为该地球磁位势，R_E为地球半径，r为该模拟卫星到地心的距离，λ为该经度，为该余纬，和分别为n次m阶高阶系数，为n次m阶缔合勒让德函数；

该环境模拟子系统11具体用于，根据该地球磁位势通过公式：

分别得到在地心赤道坐标系中X轴、Y轴和Z轴的地磁场强度；

其中，为X轴的地磁场强度，为Y轴的地磁场强度，为Z轴的地磁场强度；

该环境模拟子系统11具体用于，通过公式

将在地心赤道坐标系中的地磁场强度转换为在地心轨道坐标系中的地磁场强度；

其中，为在地心轨道坐标系中的地磁场强度，为在地心赤道坐标系中的地磁场强度，C_z(ω)为在Z轴方向上旋转α角度的旋转矩阵，α为近地点幅角，C_x(i)为在X轴方向上旋转i角度的旋转矩阵，i为轨道倾角，C_z(Ω-β)为在Z轴方向上旋转角度Ω-β的旋转矩阵，Ω为升交点赤经，β为该下一时刻的俯仰角；

该环境模拟子系统11具体用于，通过公式

将在地心轨道坐标系中的地磁场强度转换为在轨道系坐标中的地磁场强度；

其中，为在轨道系坐标中的地磁场强度，为在地心轨道坐标系中的地磁场强度，C_x(π/2)为在X轴方向上旋转π/²角度的旋转矩阵，C_Z(f+π/2)为在Z轴方向上旋转(f+π/2)角度的旋转矩阵，f为真近点角。

需要说明的是，环境模拟子系统在根据下一时刻的姿态信息调整该模拟卫星的姿态后，该视景轨道仿真子系统展示该模拟卫星调整后的姿态和对应的轨道信息，并将该模拟卫星调整后的姿态对应的轨道信息发送至该环境模拟子系统，该环境模拟子系统根据该模拟卫星调整后的姿态对应的轨道信息得到该模拟卫星调整后的姿态对应的磁场信息，并将该模拟卫星调整后的姿态对应的磁场信息发送至该视景轨道仿真子系统，该视景轨道仿真子系统展示该模拟卫星调整后的姿态对应的磁场信息，同时，该环境模拟子系统还将该模拟卫星调整后的姿态对应的磁场信息发送至仿真控制子系统，该视景轨道仿真子系统将该模拟卫星调整后的姿态对应的轨道信息发送至仿真控制子系统，以便该仿真控制子系统根据该模拟卫星调整后的姿态对应的磁场信息和该模拟卫星调整后的姿态对应的轨道信息继续通过卫星模拟子系统获取下一时刻的姿态信息。

另外，在该卫星仿真系统启动后，通过该视景轨道仿真子系统配置初始轨道信息和初始磁场信息，该视景轨道仿真子系统将该初始轨道信息和初始磁场信息发送至仿真控制子系统，该仿真控制子系统将该初始轨道信息和初始磁场信息发送至对应的卫星模拟子系统，卫星模拟子系统根据该初始轨道信息和初始磁场信息以及配置的力矩得到控制信息，并将该控制信息发送至仿真控制子系统，以便该仿真控制子系统根据该控制信息得到下一时刻的姿态信息。

该卫星仿真系统采用分布式仿真，将整个仿真系统的功能分配到各个子模块，能够很好的进行系统负载的分配，通过数据链对数据的分发与维护实现仿真系统有条不紊的运行，该仿真系统涉及到的多个模块，根据自己的任务与载荷的要求，合理分配系统资源，使得系统能够以最快的速度完成该系统的任务，弥补单个仿真系统实时性差、资源紧张、同步性差等固有的不足之处，因此，本系统具有资源利用率高，实时性好，仿真系统模块化程度高，同步性强，可维护等优点，同时，系统实时性和同步性的增强，使得仿真系统能够极大的模拟出真实的空间环境，大大提高了系统的仿真效率，另外，这种逼真的仿真场景不但可以实现卫星GNC系统的半物理验证，同时也可以实现卫星的演示与教学。

本发明实施例提供一种卫星仿真的方法，如图2所示，该方法包括：

S201、仿真控制子系统生成模拟卫星，并获取该环境模拟子系统发送的该模拟卫星当前时刻对应的磁场信息和该视景轨道仿真子系统发送该模拟卫星当前时刻对应的轨道信息。

其中，该仿真控制子系统需要将获取的磁场信息和轨道信息转换为该卫星模拟子系统对应的信息，并发送至该卫星模拟子系统。

S202、该仿真控制子系统将该磁场信息和该轨道信息发送至与该磁场信息和轨道信息对应的该卫星模拟子系统。

S203、该卫星模拟子系统根据该磁场信息和该轨道信息以及配置的力矩得到控制信息，并将该控制信息发送至该仿真控制子系统。

示例地，该卫星模拟子系统可以采用MSP430-5438A芯片作为主控芯片。

S204、该仿真控制子系统根据该卫星模拟子系统发送的控制信息得到该模拟卫星在该下一时刻的姿态信息，并根据该下一时刻的姿态信息调整该模拟卫星的姿态。

具体地，该仿真控制子系统根据该控制信息得到该模拟卫星当前时刻的横滚角、俯仰角和偏航角，并根据该模拟卫星当前时刻的横滚角、俯仰角和偏航角得到该模拟卫星下一时刻的横滚角、俯仰角和偏航角，并根据该下一时刻的横滚角、俯仰角和偏航角调整该模拟卫星的姿态。

需要说明的是，步骤S204的具体实现方式可以参考上述实施例中关于仿真控制子系统的描述，此处不再赘述了。

进一步地，在该仿真控制子系统根据该下一时刻的姿态信息调整该模拟卫星的姿态后，该视景轨道仿真子系统展示该模拟卫星调整后的姿态和对应的轨道信息，并将该模拟卫星调整后的姿态对应的轨道信息发送至该环境模拟子系统，该环境模拟子系统根据该模拟卫星调整后的姿态对应的轨道信息得到该模拟卫星调整后的姿态对应的磁场信息，并将该模拟卫星调整后的姿态对应的磁场信息发送至该视景轨道仿真子系统，该视景轨道仿真子系统展示该模拟卫星调整后的姿态对应的磁场信息。

具体地，该环境模拟子系统根据该轨道信息得到经度和余纬，并根据该经度和余纬通过公式：

得到地球磁位势；

其中，V为该地球磁位势，R_E为地球半径，r为该模拟卫星到地心的距离，λ为该经度，为该余纬，和分别为n次m阶高阶系数，为n次m阶缔合勒让德函数；

该环境模拟子系统根据该地球磁位势通过公式：

分别得到在地心赤道坐标系中X轴、Y轴和Z轴的地磁场强度；

其中，为X轴的地磁场强度，为Y轴的地磁场强度，为Z轴的地磁场强度；

该环境模拟子系统通过公式

将在地心赤道坐标系中的地磁场强度转换为在地心轨道坐标系中的地磁场强度；

其中，为在地心轨道坐标系中的地磁场强度，为在地心赤道坐标系中的地磁场强度，C_z(ω)为在Z轴方向上旋转α角度的旋转矩阵，α为近地点幅角，C_x(i)为在X轴方向上旋转i角度的旋转矩阵，i为轨道倾角，C_z(Ω-β)为在Z轴方向上旋转角度Ω-β的旋转矩阵，Ω为升交点赤经，β为该下一时刻的俯仰角；

该环境模拟子系统通过公式

将在地心轨道坐标系中的地磁场强度转换为在轨道系坐标中的地磁场强度；

其中，为在轨道系坐标中的地磁场强度，为在地心轨道坐标系中的地磁场强度，C_x(π/2)为在X轴方向上旋转π/2角度的旋转矩阵，C_Z(f+π/2)为在Z轴方向上旋转(f+π/2)角度的旋转矩阵，f为真近点角。

需要说明的是，环境模拟子系统在根据下一时刻的姿态信息调整该模拟卫星的姿态后，该视景轨道仿真子系统展示该模拟卫星调整后的姿态和对应的轨道信息，并将该模拟卫星调整后的姿态对应的轨道信息发送至该环境模拟子系统，该环境模拟子系统根据该模拟卫星调整后的姿态对应的轨道信息得到该模拟卫星调整后的姿态对应的磁场信息，并将该模拟卫星调整后的姿态对应的磁场信息发送至该视景轨道仿真子系统，该视景轨道仿真子系统展示该模拟卫星调整后的姿态对应的磁场信息，同时，该环境模拟子系统还将该模拟卫星调整后的姿态对应的磁场信息发送至仿真控制子系统，该视景轨道仿真子系统将该模拟卫星调整后的姿态对应的轨道信息发送至仿真控制子系统，以便该仿真控制子系统根据该模拟卫星调整后的姿态对应的磁场信息和该模拟卫星调整后的姿态对应的轨道信息继续通过卫星模拟子系统获取下一时刻的姿态信息。

另外，在该卫星仿真系统启动后，通过该视景轨道仿真子系统配置初始轨道信息和初始磁场信息，该视景轨道仿真子系统将该初始轨道信息和初始磁场信息发送至仿真控制子系统，该仿真控制子系统将该初始轨道信息和初始磁场信息发送至对应的卫星模拟子系统，卫星模拟子系统根据该初始轨道信息和初始磁场信息以及配置的力矩得到控制信息，并将该控制信息发送至仿真控制子系统，以便该仿真控制子系统根据该控制信息得到下一时刻的姿态信息。

该方法应用于卫星仿真系统，通过采用分布式仿真，将整个仿真系统的功能分配到各个子模块，能够很好的进行系统负载的分配，通过数据链对数据的分发与维护实现仿真系统有条不紊的运行，该仿真系统涉及到的多个模块，根据自己的任务与载荷的要求，合理分配系统资源，使得系统能够以最快的速度完成该系统的任务，弥补单个仿真系统实时性差、资源紧张、同步性差等固有的不足之处，因此，本系统具有资源利用率高，实时性好，仿真系统模块化程度高，同步性强，可维护等优点，同时，系统实时性和同步性的增强，使得仿真系统能够极大的模拟出真实的空间环境，大大提高了系统的仿真效率，另外，这种逼真的仿真场景不但可以实现卫星GNC系统的半物理验证，同时也可以实现卫星的演示与教学。

以上所述，仅为本发明的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

Claims (4)

1.一种卫星仿真系统，其特征在于，包括：仿真控制子系统、环境模拟子系统、视景轨道仿真子系统和卫星模拟子系统，其中，所述仿真控制子系统分别与所述环境模拟子系统、所述视景轨道仿真子系统和所述卫星模拟子系统连接，所述环境模拟子系统与所述视景轨道仿真子系统连接，

所述仿真控制子系统，用于生成模拟卫星，并获取当前时刻所述模拟卫星对应的磁场信息和轨道信息，并将所述磁场信息和所述轨道信息发送至与所述磁场信息和轨道信息对应的所述卫星模拟子系统；

所述卫星模拟子系统，用于接收所述仿真控制子系统发送的所述磁场信息和所述轨道信息，并根据所述磁场信息和所述轨道信息以及配置的力矩得到控制信息，并将所述控制信息发送至所述仿真控制子系统；

所述仿真控制子系统，还用于根据所述卫星模拟子系统发送的控制信息得到所述模拟卫星在下一时刻的姿态信息，并根据所述下一时刻的姿态信息调整所述模拟卫星的姿态；

所述环境模拟子系统，用于获取所述模拟卫星的磁场信息，并将所述磁场信息发送至所述仿真控制子系统；

所述视景轨道仿真子系统，用于获取所述模拟卫星的轨道信息，并将所述轨道信息发送至所述仿真控制子系统；

所述视景轨道仿真子系统还用于，展示所述模拟卫星的姿态和对应的轨道信息，并将所述轨道信息发送至所述环境模拟子系统；

所述环境模拟子系统具体用于，根据所述轨道信息得到磁场信息；

所述环境模拟子系统还用于，将所述磁场信息发送至所述视景轨道仿真子系统；

所述视景轨道仿真子系统还用于，展示所述环境模拟子系统发送的磁场信息；

所述仿真控制子系统具体用于，根据所述控制信息得到所述模拟卫星当前时刻的横滚角、俯仰角和偏航角，并根据所述模拟卫星当前时刻的横滚角、俯仰角和偏航角得到所述模拟卫星下一时刻的横滚角、俯仰角和偏航角，并根据所述下一时刻的横滚角、俯仰角和偏航角调整所述模拟卫星的姿态；

所述仿真控制子系统具体用于，根据所述当前时刻的横滚角、所述俯仰角和所述偏航角通过公式：

$Q=\left[\begin{array}{c}{q}_0\\ q_1\\ q_2\\ q_3\end{array}\right]$

得到所述模拟卫星当前时刻的姿态四元数；

其中，Q为所述模拟卫星当前时刻的姿态四元数，

为所述模拟卫星当前时刻的横滚角，θ为所述模拟卫星当前时刻的俯仰角，ψ为所述模拟卫星当前时刻的偏航角；

所述仿真控制子系统具体用于，根据所述姿态四元数通过公式：

$R_o^b=\left[\begin{array}{ccc}{q}_0^2+q_1^2-q_2^2-q_3^2& 2(q_1{q}_2+q_0{q}_3)& 2(q_1{q}_3-q_0{q}_2)\\ 2(q_1{q}_2-q_0{q}_3)& q_0^2+q_2^2-q_1^2-q_3^2& 2(q_2{q}_3+q_0{q}_1)\\ 2(q_1{q}_3+q_0{q}_2)& 2(q_2{q}_3-q_0{q}_1)& q_0^2+q_3^2-q_1^2-q_2^2\end{array}\right]$

得到所述模拟卫星从轨道坐标系到本体坐标系的姿态旋转矩阵；其中，为所述姿态旋转矩阵；

所述仿真控制子系统具体用于，根据所述控制信息得到配置的力矩和所述模拟卫星的转动惯量以及所述模拟卫星在当前时刻所述本体坐标系相对于惯性坐标系的角速度，并根据所述力矩和所述转动惯量以及所述旋转矩阵通过公式：

得到下一时刻所述本体坐标系相对于惯性坐标系的角速度在本体坐标系中的投影的微分表达式，

其中，为下一时刻所述模拟卫星在本体坐标系相对于惯性坐标系的角速度在本体坐标系中的投影的微分表达式，I为所述模拟卫星的转动惯量，为当前时刻所述本体坐标系相对于惯性坐标系的角速度在本体坐标系中的投影，T^b为所述力矩在本体坐标系中的投影；

所述仿真控制子系统具体用于，对所述下一时刻所述模拟卫星在本体坐标系相对于惯性坐标系的角速度在本体坐标系中的投影的微分表达式积分得到所述下一时刻所述模拟卫星在本体坐标系相对于惯性坐标系的角速度，并根据所述控制信息得到轨道坐标系相对于惯性坐标系的旋转矩阵，并根据所述下一时刻所述模拟卫星在本体坐标系相对于惯性坐标系的角速度和所述轨道坐标系相对于惯性坐标系的旋转矩阵通过公式：

${\mathrm{\ω}}_{ob}^b={\mathrm{\ω}}_{ibn}^b-R_o^b\·{\mathrm{\ω}}_{io}^o$

得到下一时刻所述模拟卫星在本体坐标系相对于轨道坐标系的角速度在本体坐标系中的投影；

其中，为下一时刻所述模拟卫星在本体坐标系相对于轨道坐标系的角速度在本体坐标系中的投影，为所述姿态旋转矩阵,为下一时刻所述模拟卫星在本体坐标系相对于惯性坐标系的角速度在本体坐标系中投影，为所述模拟卫星在轨道坐标系相对于惯性坐标系的角速度在所述轨道坐标系中的投影，ω_o为所述模拟卫星的轨道角速度；

所述仿真控制子系统具体用于，根据所述下一时刻所述模拟卫星在本体坐标系相对于惯性坐标系的角速度在本体坐标系中的投影和所述模拟卫星的转动惯量通过方程：

$\left\{\begin{array}{c}{\stackrel{\·}{q}}_0=-\frac{1}{2}{\stackrel{\→}{q}}^T\·{\mathrm{\ω}}_{ob}^b\\ \stackrel{\·}{\stackrel{\→}{q}}=\frac{1}{2}\[q_0\·I+S\left(\stackrel{\→}{q}\right)\]\·{\mathrm{\ω}}_{ob}^b\end{array}\right.$

得到q₀的微分表达式和的微分表达式，并对所述q₀的微分表达式和的微分表达式分别积分得到所述模拟卫星下一时刻的姿态四元数，并根据所述模拟卫星下一时刻的姿态四元数得到所述模拟卫星下一时刻的横滚角、俯仰角和偏航角；

其中，为q₀的微分表达式，为的微分表达式，为下一时刻所述模拟卫星在本体坐标系相对于轨道坐标系的角速度在本体坐标系中的投影，I为所述模拟卫星的转动惯量。

2.根据权利要求1所述的系统，其特征在于，所述环境模拟子系统具体用于，根据所述轨道信息得到经度和余纬，并根据所述经度和余纬通过公式：

得到地球磁位势；

其中，V为所述地球磁位势，R_E为地球半径，r为所述模拟卫星到地心的距离，λ为所述经度，为所述余纬，和分别为n次m阶高阶系数，为n次m阶缔合勒让德函数；

所述环境模拟子系统具体用于，根据所述地球磁位势通过公式：

${\stackrel{\→}{B}}_x^E=\frac{1}{r}\frac{\∂V}{\∂\mathrm{\θ}}$

${\stackrel{\→}{B}}_z^E=-\frac{\∂V}{\∂r}$

分别得到在地心赤道坐标系中X轴、Y轴和Z轴的地磁场强度；

其中，为X轴的地磁场强度，为Y轴的地磁场强度，为Z轴的地磁场强度；

所述环境模拟子系统具体用于，通过公式

${\stackrel{\→}{B}}^{OC}=C_z\left(\mathrm{\α}\right)C_x\left(i\right)C_z(\mathrm{\Ω}-\mathrm{\β}){\stackrel{\→}{B}}^E$

将在地心赤道坐标系中的地磁场强度转换为在地心轨道坐标系中的地磁场强度；

其中，为在地心轨道坐标系中的地磁场强度，为在地心赤道坐标系中的地磁场强度，C_z(ω)为在Z轴方向上旋转α角度的旋转矩阵，α为近地点幅角，C_x(i)为在X轴方向上旋转i角度的旋转矩阵，i为轨道倾角，C_z(Ω-β)为在Z轴方向上旋转角度Ω-β的旋转矩阵，Ω为升交点赤经，β为所述下一时刻的俯仰角；

所述环境模拟子系统具体用于，通过公式

${\stackrel{\→}{B}}^O=C_x(\mathrm{\π}/2)C_Z(f+\mathrm{\π}/2){\stackrel{\→}{B}}^{OC}$

将在地心轨道坐标系中的地磁场强度转换为在轨道系坐标中的地磁场强度；

其中，为在轨道系坐标中的地磁场强度，为在地心轨道坐标系中的地磁场强度，C_x(π/2)为在X轴方向上旋转π/2角度的旋转矩阵，C_Z(f+π/2)为在Z轴方向上旋转(f+π/2)角度的旋转矩阵，f为真近点角。

3.根据权利要求1或2所述的系统，其特征在于，所述仿真控制子系统与所述卫星模拟子系统通过RS232总线连接，所述仿真控制子系统与所述环境模拟子系统和所述视景轨道仿真子系统分别通过以太网连接，所述环境模拟子系统和所述视景轨道仿真子系统通过以太网连接。

4.一种卫星仿真的方法，其特征在于，包括：

仿真控制子系统生成模拟卫星，并获取环境模拟子系统发送的所述模拟卫星当前时刻对应的磁场信息和视景轨道仿真子系统发送所述模拟卫星当前时刻对应的轨道信息；

所述仿真控制子系统将所述磁场信息和所述轨道信息发送至与所述磁场信息和轨道信息对应的卫星模拟子系统；

所述卫星模拟子系统根据所述磁场信息和所述轨道信息以及配置的力矩得到控制信息，并将所述控制信息发送至所述仿真控制子系统；

所述仿真控制子系统根据所述卫星模拟子系统发送的控制信息得到所述模拟卫星在下一时刻的姿态信息，并根据所述下一时刻的姿态信息调整所述模拟卫星的姿态；

所述仿真控制子系统根据所述卫星模拟子系统发送的控制信息得到所述模拟卫星在所述下一时刻的姿态信息，并根据所述下一时刻的姿态信息调整所述模拟卫星的姿态包括：

所述仿真控制子系统根据所述控制信息得到所述模拟卫星当前时刻的横滚角、俯仰角和偏航角，并根据所述模拟卫星当前时刻的横滚角、俯仰角和偏航角得到所述模拟卫星下一时刻的横滚角、俯仰角和偏航角，并根据所述下一时刻的横滚角、俯仰角和偏航角调整所述模拟卫星的姿态；

在所述根据所述下一时刻的姿态信息调整所述模拟卫星的姿态后，所述方法还包括：

所述视景轨道仿真子系统展示所述模拟卫星调整后的姿态和对应的轨道信息，并将所述模拟卫星调整后的姿态对应的轨道信息发送至所述环境模拟子系统；

所述环境模拟子系统根据所述模拟卫星调整后的姿态对应的轨道信息得到所述模拟卫星调整后的姿态对应的磁场信息，并将所述模拟卫星调整后的姿态对应的磁场信息发送至所述视景轨道仿真子系统；

所述视景轨道仿真子系统展示所述模拟卫星调整后的姿态对应的磁场信息。