CN106227066B - 航天器空间操控可配置视景显示方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种航天器空间操控可配置视景显示方法，目的在于，建立航天器空间操控的3D显示通用平台，支持不同结构和形状的航天器及其附属机构，能够快速建立其任务场景，所采用的技术方案为：首先获取空间星体数据，并配置测控站站址信息、航天器及关联组件的3D模型、航天器与关联部件连接关系、以及航天器和关联部件与3D模型关系；定义与仿真平台的数据接口后，建立三维显示场景模板，加载航天器及关联组件的3D模型；在地球表面绘制测控站标志；连接仿真平台，并接收仿真平台的数据文件进行解析，计算地球转动角度、太阳位置、航天器星下点位置；绘制航天器的轨迹、绘制航天器方向、绘制出对应的航天器各关联部件的状态，并显示出来。

Description

航天器空间操控可配置视景显示方法

技术领域

本发明属于航天器空间操控试验技术领域，具体涉及航天器空间操控可配置视景显示方法。

背景技术

随着对空间研究、开发与应用能力的不断提高，各国相继研制并发射了大量面向各种任务要求的航天器，航天器的结构、组成日趋复杂，性能、技术水平不断提高。为了加强航天器的性能、延长航天器的使用寿命、降低费用和风险，对于以空间交会对接、碎片规避、轨道与姿态重置、在轨释放有效载荷、在轨维修等为内容的空间操作技术成为未来空间活动的必然。由上可见，大范围快速轨道/姿态机动和控制技术，以及精确的环境力系建模已经成为了空间操作任务最基本也是最关键的技术，而传统的理论已经不能满足这些任务的需求，因此需要新的轨道设计和机动动力学与控制理论的支撑。但是新理论、新方法的应用必须经过仿真实验的检验。

通过空间操控平行试验技术，其特点是将空间操控试验进行图形化、虚拟化，进而在仿真模拟环境下完成各种现实条件尚不具足的条件下进行虚拟化的推演、评估、控制与决策等活动。它是空间操控任务概念设计、过程控制、态势判定、指挥决策和试验评估等重要环节的基础性技术。

对于航天器空间操控的运动，包括航天器自身的运动以及操控机构的运动。由于各种航天器的运动过程具有较高的共性，目前市面上已经有较多的系统有实现了航天器轨道运动的3D仿真，最典型的是STK和GMAT，而对于航天器空间操控过程，则缺乏商用的或通用的平台进行3D仿真，往往用动画进行展示，仅有个别系统使用真实仿真数据进行驱动，这个别系统的视景显示也是针对特定航天器任务的。目前采用数据驱动航天器运动的三维显示系统不多见；采用数据驱动航天器运动的三维虚拟显示系统几乎没有；已有的航天器三维模型显示中缺少空间操控运动的显示；已有航天器三维模型显示系统没有提供可以配置的开放接口。

发明内容

为了解决现有技术中的问题，本发明提出一种航天器空间操控可配置视景显示方法，通过XML文件或自开发的配置工具，建立航天器各种视景对象之间，及视景对象与后台数据之间的关联，从而支持不同形状和结构的航天器及操控机构，完成不同的操作操作场景，达到将空间操控试验进行虚拟化的效果，通过仿真完成任务推演、评估、控制与决策等活动。

为了实现以上目的，本发明所采用的技术方案包括以下步骤：

1)航天器视景系统获取空间星体数据，配置测控站站址及跟踪设备信息，绘制并配置航天器及关联组件的3D模型；配置航天器与关联部件连接关系，以及航天器和关联部件与3D模型关系；

2)视景系统定义与仿真平台的数据接口，对于航天器位置采用J2000地心坐标系定义；对于航天器姿态采用航天器本体坐标系到地心坐标系转移矩阵定义；对于航天器一级子部件，采用子部件本体坐标相对航天器本体坐标之间的相对位置和方向描述，对于二级以上子部件采用其与父子部件之间的相对位置和方向描述；

3)视景系统建立三维显示场景模板，三维显示场景模板包含星体的3D模型；根据配置的航天器及关联组件的3D模型，在三维显示场景模板中加载航天器及关联组件的3D模型；根据配置的测控站站址信息，在地球表面对应位置绘制测控站标志；

4)视景系统连接仿真平台，并向仿真平台请求数据包，数据包包括仿真时刻、航天器位置信息、航天器姿态以及航天器各关联部件相对位置信息；

5)视景系统接收仿真平台数据并进行解析，根据解析的仿真时刻，计算地球转动角度，计算太阳及其它星体的位置，对于二维平面视图计算航天器星下点位置；根据解析的航天器位置信息，绘制航天器的轨迹；根据解析的航天器姿态矩阵，绘制航天器方向；根据解析的航天器各关联部件相对位置信息，绘制出对应的航天器各关联部件的位置；

6)视景系统显示时间、航天器星下点位置、轨迹、方向以及和航天器各关联部件状态信息。

所述的步骤1)中的空间星体数据包括空间星体的大小、表面纹理和相对地球的距离。

所述的步骤1)中的测控站站址信息包括测控站经度和纬度，以及测控设备的高度及跟踪仰角。

所述的步骤1)中的航天器与关联部件连接关系、以及航天器和关联部件与3D模型关系采用树形结构的XML文件描述。

所述的步骤3)中视景系统采用Unity3D建立三维显示场景模板，包含地球、太阳、月亮以及太阳系其它行星的3D模型。

所述的步骤4)中视景系统通过TCP协议与仿真平台建立远程连接。

所述的步骤5)中航天器星下点位置的计算采用公式将J2000坐标系转换为国际地球参考坐标系，为J2000坐标系位置矢量，为国际地球参考坐标系矢量，T为历元时刻，P(T)为J2000地心惯性系到历元平赤道坐标系的转移矩阵，N(T)为历元平赤道坐标系到历元真赤道坐标系的转移矩阵，Θ(T)为历元真赤道坐标系到准地球固连坐标系的转移矩阵，Π(T)为准地固坐标系到国际地球参考坐标系的转移矩阵；

θ,ξ为Newcomb欧拉角，R_x为YZ平面绕X轴的旋转变换矩阵，R_z为XY平面绕Z轴的旋转变换矩阵；

N(T)＝R_x(-(ε+Δε))·R_z(-Δψ)·R_x(ε)，ε为黄赤交角

ε＝23°26′21″.448-46″.8150T-0″.00059T²+0″.001813T³，Δε和Δψ分别为赤经和赤纬方向的章动角；

Θ(T)＝R_z(GAST)，GAST为历元恒星时，单位为秒s，

GMST＝24110^s.54841+8640184^s.812866*T₀+0^s.093104*T₀ ²-0^s.0000062*T₀ ³

Π(T)为准地固坐标系到国际地球参考坐标系的转移矩阵，

R_y为XZ平面绕Y轴的旋转变换矩阵，x_p、y_p为历元时刻地球瞬时极轴在国际地球参考坐标系下的分量。

所述的步骤5)中航天器星下点位置时，星下点轨迹(α,δ)采用下列简化公式进行计算：

x、y、z分别表示航天器在J2000坐标系下X、Y、Z方向的坐标值。

所述步骤5)中地球转动角度太阳位置通过JPL ODE421星历文件，获得T₀积日对应的位置信息，采用数值法插值计算得到。

与现有技术相比，本发明首先获取空间星体数据，并配置测控站站址信息、航天器及关联组件的3D模型、航天器与关联部件连接关系、以及航天器和关联部件与3D模型关系；视景系统定义与仿真平台的数据接口后，在视景系统建立三维显示场景模板，根据配置的航天器及关联组件的3D模型，在三维显示场景模板中加载航天器及关联组件的3D模型；根据配置的测控站站址信息，在地球表面对应位置绘制测控站标志；视景系统连接仿真平台，并向仿真平台请求数据文件，视景系统接收仿真平台数据并进行解析，根据仿真时刻，计算地球转动角度，计算太阳位置，计算航天器星下点位置；根据航天器位置信息，绘制航天器的轨迹；根据航天器姿态欧拉角，绘制航天器方向；根据航天器各关联部件相对位置，绘制出对应的航天器各关联部件的状态，并将时间、航天器星下点位置、轨迹、方向以及和航天器各关联部件状态信息显示出来，即完成了航天器空间操控可配置视景显示方法，本发明采用实时数据驱动的三维显示方式，实现了对航天器姿态，航天器部件及操控机构运动过程的三维近景显示，对航天器轨道姿态相对于地球、太阳的运动过程的三维远景显示，能够提供1-20个航天器及其附属机构的运动过程三维显示；提供通用数据接口，支持不同数据定义的场景实时显示；支持虚拟现实功能。本发明通过3D显示技术，达到将空间操控试验进行虚拟化的效果，在各种现实条件尚不具足的条件下，通过仿真完成任务推演、评估、控制与决策等活动。

进一步，航天器与关联部件连接关系、以及航天器和关联部件与3D模型关系采用树形结构的XML文件描述，方式可以灵活扩展航天器与部件之间的连接关系，通过可扩展的接口定义规范以及XML接口配置方法，达到为所有类型的空间操控任务3D显示提供公用平台的效果，具有很强的可扩展性。

附图说明

图1为本发明的方法流程图；

图2为卫星机械臂、太阳帆与卫星本体关系示意图。

具体实施方式

下面结合具体的实施例和说明书附图对本发明作进一步的解释说明。

本发明包括以下步骤：

1)视景系统获取空间星体数据，空间星体数据包括空间星体的大小、表面纹理和相对地球的距离，并配置测控站站址信息，测控站站址信息包括测控站经度和纬度，以及测控设备的高度及跟踪仰角；配置航天器及关联组件的3D模型；配置航天器与关联部件连接关系，以及航天器和关联部件与3D模型关系，航天器与关联部件连接关系、以及航天器和关联部件与3D模型关系采用树形结构的XML文件描述；其中航天器视景显示系统基于Unity3D开发，3D模型可以在Unity3D中绘制，也可以把其它3D模型绘制工具，如3DMax等工具生成的3D模型导入Unity3D使用，此外，使用自开发的图形配置工具，可以将航天器模型与附属部件之间进行连接组装，生成完整的3D模型，同时生成3D模型与各航天器输出变量之间的映射表；

2)视景系统定义与仿真平台的数据接口，对于航天器位置采用J2000地心坐标系定义；对于航天器姿态采用航天器本体坐标系到地心坐标系转移矩阵；对于航天器一级子部件，采用子部件本体坐标相对航天器本体坐标之间的相对位置和方向描述，对于二级以上子部件采用其与父子部件之间的相对位置和方向描述；

3)视景系统采用Unity3D建立三维显示场景模板，三维显示场景模板包含地球、太阳、月亮以及太阳系其它行星的3D模型；根据配置的航天器及关联组件的3D模型，在三维显示场景模板中加载航天器及关联组件的3D模型；根据配置的测控站站址信息，在地球表面对应位置绘制测控站标志；

4)视景系统通过TCP协议与仿真平台建立远程连接，并向仿真平台请求数据文件，数据文件包括仿真时刻、航天器位置信息、航天器姿态欧拉角以及航天器各关联部件相对位置；

5)视景系统接收仿真平台数据并进行解析，根据仿真时刻，计算地球转动角度计算太阳位置，通过使用JPL ODE421星历文件，获得T₀积日对应的位置信息，采用数值法插值计算，对于二维平面视图，计算航天器星下点位置；根据航天器位置信息，绘制航天器的轨迹；根据航天器姿态欧拉角，绘制航天器方向；根据航天器各关联部件相对位置，绘制出对应的航天器各关联部件的状态；航天器星下点位置的计算采用公式计算，该公式将J2000坐标系转换为国际地球参考坐标系，其中，为J2000坐标系位置矢量，为国际地球参考坐标系矢量，T为历元时刻，P(T)为J2000地心惯性系到历元平赤道坐标系的转移矩阵，N(T)为历元平赤道坐标系到历元真赤道坐标系的转移矩阵，Θ(T)为历元真赤道坐标系到准地球固连坐标系的转移矩阵，Π(T)为准地固坐标系到国际地球参考坐标系的转移矩阵；

θ,ξ为Newcomb欧拉角，R_x为YZ平面绕X轴的旋转变换矩阵，R_z为XY平面绕Z轴的旋转变换矩阵；

N(T)＝R_x(-(ε+Δε))·R_z(-Δψ)·R_x(ε)，ε为黄赤交角

ε＝23°26′21″.448-46″.8150T-0″.00059T²+0″.001813T³，Δε和Δψ分别为赤经和赤纬方向的章动角；

Θ(T)＝R_z(GAST)，GAST为历元恒星时，单位为秒s；

GMST＝24110^s.54841+8640184^s.812866*T₀+0^s.093104*T₀ ²-0^s.0000062*T₀ ³

Π(T)为准地固坐标系到国际地球参考坐标系的转移矩阵，

R_y为XZ平面绕Y轴的旋转变换矩阵，x_p为，y_p为历元时刻地球瞬时极轴在国际地球参考坐标系下的分量；

在不需要精确计算星下点位置时，星下点轨迹(α,δ)可以使用以下简化公式进行计算：

星下点赤经

星下点赤纬x、y、z分别表示航天器在J2000坐标系下X、Y、Z方向的坐标值；

6)视景系统显示时间、航天器星下点位置、轨迹、方向以及和航天器各关联部件状态信息，完成航天器空间操控可配置视景显示方法。

本发明使用Unity3D建立三维显示场景模板，该场景包含地球、太阳、月亮以及太阳系其它行星的3D模型；配置测控站站址信息；组装航天器3D模型，包括航天器本体，太阳帆板、机械臂等机构；在建立的三维显示场景模板中，加载航天器的3D模型；配置数据与模型的对应关系；启动视景控制软件，加载3D显示场景，并连接仿真平台请求数据包；接收仿真平台的仿真数据，根据配置描述文件，对数据结果进行解析；计算航天器与地球、太阳等星体的关系，更新航天器3D模型的位置，同时，在场景的数据区域显示卫星时间及接收的其它数据值。对于航天器的轨迹，采用J2000绝对坐标作为数据接口，对于机械臂等操控机构，一级关节采用相对航天器本体相对位置和方向，二级以上关节采用相对父关节中心的相对位置和方向作为数据接口。

参见图1，下面以卫星为实施例对本发明进行详细说明，包括以下步骤：

1)空间星体数据准备：地球、太阳、月亮以及太阳系其它行星的大小、表面纹理，以及它们相对地球的距离；

2)测控站配置：配置测控站经度、纬度，测控设备高度及跟踪仰角；

3)配置航天器模型：包括航天器尺寸及3D模型，航天器操控机构尺寸及3D模型；

4)配置航天器及部件连接关系、航天器及部件与3D模型关系，采用树形结构，通过XML文件描述，例如对于航天器多节帆板，采用以下方式进行描述，该方式可以灵活扩展卫星与部件之间的连接关系，具有很强的可扩展性：

参见图2，是一个卫星机械臂和太阳帆与卫星本体关系示意图，机械臂包含7个关节，第2关节和第5关节连到第1关节上，第3关节连第2关节，第4连接第3；卫星左太阳帆由3个活动部件相互连接而成，通过第一个部件与卫星本体连接；右太阳帆作为一个整体与卫星连接；

5)视景系统与仿真平台的数据包接口定义，通过XML文件描述，格式如下：

其中，FMU为模型仿真单元，satt_x,satt_y,satt_z分别为target航天器在J2000坐标系下的x,y,z坐标值，satt_rx,satt_ry,satt_rz分别为target航天器姿态角phi,theta,psi；同样的方式，定义了Chase航天器的轨道和姿态，该描述文件还定义了空间机械臂的7个关节角，该接口的定义方式，充分实现了3D视景平台的通用性和可扩展性，基于该接口协议，该平台可以实现：a)使用数据驱动航天器所有附属机构的运动；b)按照结构组成，独立驱动航天器每个附属机构的运动；c)可以驱动多个航天器及其附属机构按照模型计算的结构运动；d)任务遵照此协议发送的数据均可以在此平台上进行3D视景显示；

6)在Unity3D中建立三维显示场景模板，包含地球、太阳、月亮以及太阳系其它行星的3D模型；

7)根据测控站经纬度信息，在地球表面对应位置绘制测站标志；

8)根据用户配置的航天器模型以及关联组件，加载对应模型文件到3D场景中；

9)通过TCP协议建立远程连接，向仿真平台请求数据，在网络连接中，仿真平台为服务器端，视景系统为客户端。

10)接收仿真平台数据，进行解析，数据文件包括：仿真时刻：Julian时间T；卫星J2000位置信息；卫星姿态欧拉角；卫星各附件相对位置信息；

11)根据仿真时刻，计算地球转动角度，计算太阳位置，计算星下点位置；

星下点计算：

将J2000坐标系转换为国际地球参考坐标系，使用如下公式：

其中，为J2000坐标系位置矢量，为国际地球参考坐标系矢量，P为J2000.0地心惯性系到历元平赤道坐标系的转移矩阵，称为进动矩阵；

J2000地心惯性系与历元时刻平春分点和平赤道之间的关系，由Newcomb欧拉角θ,ξ，与历元时刻(T)的关系，因此，由R_x为YZ平面绕X轴的旋转变换矩阵，R_z为XY平面绕Z轴的旋转变换矩阵；

N(T)为历元平赤道坐标系到历元真赤道坐标系的转移矩阵，称为章动矩阵：

N(T)＝R_x(-(ε+Δε))·R_z(-Δψ)·R_x(ε)

其中：ε为黄赤交角，与历元时刻的关系如下：

ε＝23°26′21″.448-46″.8150T-0″.00059T²+0″.001813T³，Δε和Δψ分别为赤经和赤纬方向的章动角；

Θ(T)为历元真赤道坐标系到准地球固连坐标系的转移矩阵，称为恒星时转移矩阵：

Θ(T)＝R_z(GAST)，GAST为历元恒星时，GMST历元平恒星时；

GMST＝24110^s.54841+8640184^s.812866*T₀+0^s.093104*T₀ ²-0^s.0000062*T₀ ³

准地固坐标系到国际地球参考坐标系的转移矩阵为：

R_y为XZ平面绕Y轴的旋转变换矩阵，x_p、y_p为历元时刻地球瞬时极轴在国际地球参考坐标系下的分量；

12)根据卫星位置，绘制视图中卫星的轨迹；

13)根据卫星姿态矩阵，绘制卫星方向；

14)根据卫星附件相对位置，绘制出对应的附件中各组件的状态；

15)在数据显示区域，显示时间信息，显示卫星位置和姿态信息。

本发明通过通过可扩展的接口定义规范以及XML接口配置方法，达到为所有类型的空间操控任务3D显示提供公用平台的效果。实现了实时数据驱动的三维显示、航天器姿态，航天器部件及操控机构运动过程的三维近景显示、航天器轨道姿态相对于地球、太阳的运动过程的三维远景显示；可支持1-20个航天器及其附属机构的运动过程三维显示；通过通用数据接口，支持不同数据定义的场景实时显示；支持虚拟现实功能。

Claims (9)

1.一种航天器空间操控可配置视景显示方法，其特征在于，包括以下步骤：

1)航天器视景系统获取空间星体数据，配置测控站站址及跟踪设备信息，绘制并配置航天器及关联组件的3D模型；配置航天器与关联部件连接关系，以及航天器和关联部件与3D模型关系；

2)视景系统定义与仿真平台的数据接口，对于航天器位置采用J2000地心坐标系定义；对于航天器姿态采用航天器本体坐标系到地心坐标系转移矩阵定义；对于航天器一级子部件，采用子部件本体坐标相对航天器本体坐标之间的相对位置和方向描述，对于二级以上子部件采用其与父子部件之间的相对位置和方向描述；

3)视景系统建立三维显示场景模板，三维显示场景模板包含星体的3D模型；根据配置的航天器及关联组件的3D模型，在三维显示场景模板中加载航天器及关联组件的3D模型；根据配置的测控站站址信息，在地球表面对应位置绘制测控站标志；

4)视景系统连接仿真平台，并向仿真平台请求数据包，数据包包括仿真时刻、航天器位置信息、航天器姿态信息以及航天器各关联部件相对位置信息；

5)视景系统接收仿真平台数据并进行解析，根据解析的仿真时刻，计算地球转动角度，计算太阳及其它星体位置，对于二维平面视图计算航天器星下点位置；根据解析的航天器位置信息，绘制航天器的轨迹；根据解析的航天器姿态矩阵，绘制航天器方向；根据解析的航天器各关联部件相对位置信息，绘制出对应的航天器各关联部件的状态；

6)视景系统显示飞行时间、航天器星下点位置、轨迹、方向以及航天器各关联部件状态信息。

2.根据权利要求1所述的一种航天器空间操控可配置视景显示方法，其特征在于，所述的步骤1)中的空间星体数据包括空间星体的大小、表面纹理和相对地球的位置。

3.根据权利要求1所述的一种航天器空间操控可配置视景显示方法，其特征在于，所述的步骤1)中的测控站站址信息包括测控站经度和纬度，以及测控设备的高度及跟踪仰角。

4.根据权利要求1所述的一种航天器空间操控可配置视景显示方法，其特征在于，所述的步骤1)中的航天器与关联部件连接关系、以及航天器和关联部件与3D模型关系采用树形结构的XML文件描述。

5.根据权利要求1所述的一种航天器空间操控可配置视景显示方法，其特征在于，所述的步骤3)中视景系统采用Unity3D建立三维显示场景模板，包含地球、太阳、月亮以及太阳系其它行星的3D模型。

6.根据权利要求1所述的一种航天器空间操控可配置视景显示方法，其特征在于，所述的步骤4)中视景系统通过TCP协议与仿真平台建立远程连接。

7.根据权利要求1所述的一种航天器空间操控可配置视景显示方法，其特征在于，所述的步骤5)中航天器星下点位置的计算采用公式将J2000坐标系转换为国际地球参考坐标系，为J2000坐标系位置矢量，为国际地球参考坐标系矢量，T为历元时刻，P(T)为J2000地心惯性系到历元平赤道坐标系的转移矩阵，N(T)为历元平赤道坐标系到历元真赤道坐标系的转移矩阵，Θ(T)为历元真赤道坐标系到准地球固连坐标系的转移矩阵，Π(T)为准地固坐标系到国际地球参考坐标系的转移矩阵；

θ,ξ为Newcomb欧拉角，R_x为YZ平面绕X轴的旋转变换矩阵，R_z为XY平面绕Z轴的旋转变换矩阵；

N(T)＝R_x(-(ε+Δε))·R_z(-Δψ)·R_x(ε)，ε为黄赤交角ε＝23°26′21″.448-46″.8150T-0″.00059T²+0″.001813T³，Δε和Δψ分别为赤经和赤纬方向的章动角；

Θ(T)＝R_z(GAST)，GAST为历元恒星时，单位为秒s，

GMST＝24110^s.54841+8640184^s.812866*T₀+0^s.093104*T₀ ²-0^s.0000062*T₀ ³

Π(T)为准地固坐标系到国际地球参考坐标系的转移矩阵，

R_y为XZ平面绕Y轴的旋转变换矩阵，x_p、y_p为历元时刻地球瞬时极轴在国际地球参考坐标系下的分量。

8.根据权利要求7所述的一种航天器空间操控可配置视景显示方法，其特征在于，所述的步骤5)中航天器星下点位置时，星下点轨迹(α,δ)采用下列简化公式进行计算：

星下点赤经

星下点赤纬x、y、z分别表示航天器在J2000坐标系下X、Y、Z方向的值。

9.根据权利要求1所述的一种航天器空间操控可配置视景显示方法，其特征在于，所述步骤5)中地球转动角度太阳、月亮及其他星球的位置信息通过JPLODE421星历文件，获取T₀积日对应的位置信息，采用数值法插值计算得到。