CN106250623B - 一种基于状态平稳切换的半物理快速仿真方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种基于状态平稳切换的半物理快速仿真方法，包含：S1、根据仿真验证的目的，选定需要待修改的物理量；S2、判断待修改的物理量是否为动力学积分量；如是，则继续S4；如否，则继续S3；S3、将待修改的物理量转换为对应的动力学积分量；S4、在一定时间范围内通过开关控制以修改动力学积分量，完成半物理仿真过程中的状态平稳切换。本发明在半物理仿真切换过程中实现实时/超实时无缝连接，保证动力学的连续性，使得切换前后的两个状态平稳过渡。

Description

一种基于状态平稳切换的半物理快速仿真方法

技术领域

本发明关于一种卫星半物理快速仿真方法，具体是指一种基于状态平稳切换的半物理快速仿真方法，涉及到半物理仿真系统中动力学需要从一种实时仿真状态切换至另一个新的实时仿真状态，并在新的状态下继续运行，而且在这两种仿真状态之间切换将不会引起整个半物理仿真系统的状态的非预期突变。

背景技术

对于某些倾斜轨道，太阳高度角变化范围可以从-90度至90度。在太阳高度角处于不同的角度区间内，卫星控制方案也是不同的，为了考核卫星在各个太阳高度角区间的控制方案以及控制方案切换过程是否正确，需要用半物理仿真的方式对设计方案进行验证，而且试验期间不能影响试验流程及状态。如果按照传统的半物理仿真方式，并且太阳高度角需要从-90度变化至90度，在达到上述条件的情况下，整个仿真过程一般需要几个月的时间，这在时间和人力成本上是不可接受的，而且也是没有必要的。

现有技术中，进行快速仿真的方式有两种：一种是超实时仿真，通过加快仿真速度实现快速仿真；另外一种是状态切换仿真，在特定的点，需要改变切换模式时，将仿真状态切换至需要的状态，实现快速仿真。

对于半物理系统，各种星上单机的时序需要严格的实时环境，这就决定了通过超实时仿真的方式实现半物理系统快速仿真是不现实的，因此仅能选择通过状态切换方式实现半物理系统的快速仿真，从而达到半物理快速仿真的目的。

发明内容

本发明的目的在于提供一种基于状态平稳切换的半物理快速仿真方法，在半物理仿真切换过程中实现实时/超实时无缝连接，保证动力学的连续性，使得切换前后的两个状态平稳过渡。

为了达到上述目的，本发明提供一种基于状态平稳切换的半物理快速仿真方法，包含以下步骤：

S1、根据仿真验证的目的，选定需要待修改的物理量；

S2、判断待修改的物理量是否为动力学积分量；如是，则继续S4；如否，则继续S3；

S3、将待修改的物理量转换为对应的动力学积分量；

S4、在一定时间范围内通过开关控制以修改动力学积分量，完成半物理仿真过程中的状态平稳切换。

进一步，本发明所述的基于状态平稳切换的半物理快速仿真方法，适用于根据太阳高度角来进行状态切换的半物理快速仿真试验，并需要在1s时间内完成以保证连续性和平稳性。

所述的S1中，选定需要待修改的物理量为卫星轨道升交点，其是半物理快速仿真试验中的轨道六要素之一。

所述的S2中，判断得到所述的卫星轨道升交点并非为动力学积分量。

所述的S3中，需将卫星轨道升交点转换为对应的轨道位置速度，具体包含以下步骤：

S31、需要进行状态切换时，设置卫星轨道升交点的赤经目标值；

S32、切换第一激励信号，使该卫星轨道升交点的赤经目标值作为理想值输出；

S33、将S32中获取的卫星轨道升交点的赤经理想值与实时计算得到的其他轨道五要素组合，形成新的轨道六要素；

S34、切换第二激励信号，利用新的轨道六要素计算得到新的轨道位置速度。

所述的卫星轨道升交点的赤经目标值、第一激励信号以及第二激励信号，通过手动操作控制，或者通过程控方式操作控制。

所述的S4中，具体包含以下步骤：

S41、切换第三激励信号，以S34中获取的新的轨道位置速度作为新的积分初值并在此基础上继续积分，实现半物理快速仿真试验的状态切换；

S42、依次再次切换第三激励信号、第一激励信号和第二激励信号，使半物理快速仿真试验在状态切换之后继续进行。

所述的第三激励信号，通过手动操作控制，或者通过程控方式操作控制。

综上所述，本发明提供的本发明提供的基于状态平稳切换的半物理快速仿真方法，在半物理仿真切换过程中实现实时/超实时无缝连接，与现有技术相比，具有以下有益效果：

1、保留了传统的半物理仿真功能，可以用于卫星稳态控制方案的系统闭环试验验证；

2、可根据需要，模拟卫星控制方案切换的边界条件，用于验证卫星控制方案切换过程的正确性；

3、可在切换后的新状态下，对新的控制方案能否长期稳定工作进行试验验证；

4、在试验期间，姿轨控星载软件和星载单机均不需要进行关机等特殊动作，保证试验过程与真实在轨状态一致；

5、半物理仿真过程中，状态切换的时机具有可操纵性，可以根据需要选择是否进行快速仿真。

附图说明

图1为本发明中卫星姿轨控系统的半物理仿真试验系统的结构示意图；

图2为本发明中基于状态平稳切换的半物理快速仿真方法的流程图；

图3为本发明中获取卫星轨道升交点的赤经目标值的模型示意图；

图4为本发明中获取新的轨道位置速度的模型示意图；

图5为本发明中用于动力学轨道状态切换的积分模型示意图。

具体实施方式

以下结合图1～图5，详细说明本发明的一个优选实施例。

如图1所示，为本发明中卫星姿轨控系统的半物理仿真试验系统，其包含：动力学目标机，与动力学目标机连接的动力学转发机，通过环境模拟设备(简称环模设备)与动力学转发机连接的多个星上敏感器，与星上敏感器连接的数管计算机，分别与动力学转发机、星上敏感器以及数管计算机连接的卫星姿轨控计算机，分别与动力学目标机以及卫星姿轨控计算机连接的星上执行器，与动力学目标机连接的远程控制机。

其中，所述的动力学目标机一般是嵌入式实时仿真平台，将动力学模型加载至此动力学目标机后运行，用于接收星上执行器向其发送的单机地测口信息，并结合当前动力学状态，将动力学状态递推，在运行过程中将有用的数据组包形成数据包并发送给动力学转发机；所述的动力学转发机接收由动力学目标机发送的数据包，经中转后将数据包发送至环模设备；每个所述的星上敏感器分别与环模设备物理对接后受其激励，产生相应的数据信号并形成数据包，通过星上接口发送至数管计算机或卫星姿轨控计算机；所述的数管计算机是卫星上负责数据接收及处理的计算机，其将接收到的数据包通过初步处理后，发送给卫星姿轨控计算机；所述的卫星姿轨控计算机是卫星上负责姿态及轨道控制的计算机，其不仅接收由数管计算机向其发送的数据，同时也负责接收部分由星上敏感器发送的数据，以及由动力学转发机发送的数据，并根据接收到的数据生成卫星执行指令，是卫星控制系统的核心；所述的星上执行器接收卫星姿轨控计算机发送的卫星执行指令并执行，同时向卫星姿轨控计算机反馈星上执行器在执行指令过程中的信息，并通过地测口向动力学目标机传输单机地测口信息；所述的远程控制机是负责对动力学目标机进行控制的计算机，为其提供初始参数及修改参数，是操作人员与动力学目标机交互的媒介。

所述的卫星姿轨控系统的半物理仿真试验系统中，星上敏感器、数管计算机、卫星姿轨控计算机以及星上执行器应该是设置在卫星上的真实单机，在进行半物理仿真试验时，除了卫星姿轨控计算机外，一般可以根据实际需要，用模拟设备进行替代。

而实现本发明的核心点在于“动力学目标机”这一环节。通过状态切换方式实现快速仿真，在动力学上来讲，本质上就是通过一瞬间修改动力学相关物理量的积分初值，从而达到状态改变的目的。而需要修改积分初值的物理量，会根据不同的半物理试验系统有不同的要求。因此，本发明的核心技术是：如何在半物理仿真正在进行时，修改动力学相关物理量的积分初值，并且不会影响整个动力学系统的稳定性，即各种环境模拟设备受到动力学的操纵，但不会影响整个半物理仿真试验方案的验证。

对于半物理仿真试验系统而言，仿真验证的目的不同，其需要在线修改的动力学物理量也不一样。一般而言，在能满足半物理仿真试验要求的前提下，会以尽量少改变物理量为目标，一方面可以在原理上突显物理量切换的物理意义，另一方面有利于半物理仿真试验的当前状态最大程度上保证连续性。

值得注意的问题是，如果待修改的物理量并不是动力学用于积分的物理量本身，即使在一个节拍进行了修改，到下一节拍又会被原来递推的值覆盖掉，所以修改是没有意义的。因此，必须如图2所示，需要先相应地将这个待修改物理量转换为其它相关的、用于动力学积分的物理量，再对其进行修改，以进行动力学物理量状态的平稳切换。

不失一般性，仍以本发明背景技术中提到的太阳高度角状态切换来进行说明，经分析，仅需要修改卫星轨道升交点的赤经就可以实现太阳高度角的状态切换，所以，选定待修改的物理量为卫星轨道升交点，具体切换步骤如下：

首先，根据选定的待修改的物理量为卫星轨道升交点，确定待修改的动力学积分量；

具体的，由于需要根据太阳高度角切换状态，因此确定待修改的物理量为卫星轨道升交点，其是经典的轨道六要素之一，是从轨道位置速度信息转换得到的。而所述的轨道位置速度就是动力学积分量。因此，如图2所示，确定需要先将卫星轨道升交点转换为动力学的轨道位置速度。

接着，获取卫星轨道升交点的赤经目标值；

如图3所示，该模型用于实现卫星轨道升交点的赤经理想值Ω的获取。其中Ω_realtime是正常的动力学运行得到的卫星轨道升交点的赤经，Ω_input是外部输入的卫星轨道升交点的赤经目标值；通过改变Ω_NewInitial这个激励信号来切换所获取的卫星轨道升交点的赤经的不同来源，从而得到卫星轨道升交点的赤经理想值Ω。所述的Ω为中间参数，用于后续进一步计算新的轨道位置速度。

本实施例中，在正常的动力学运行情况下，激励信号Ω_NewInitial＝0，卫星轨道升交点的赤经理想值Ω选择正常递推得到的Ω_realtime。当需要进行状态切换仿真时，需要注入卫星轨道升交点的赤经目标值时，因此设置激励信号Ω_NewInitial＝1，此时卫星轨道升交点的赤经理想值Ω选择外部输入的目标值Ω_input。

在具体的应用过程中，Ω_NewInitial和Ω_input可以通过手动操作控制，也可以通过程控方式进行操作控制。

然后，新的轨道位置速度的生成

如图4所示，该模型用于实现新的轨道位置速度RV_new的获取。其中，将上述获取的卫星轨道升交点的赤经目标值Ω_input与实时计算得到的其他轨道五要素组合，形成新的轨道六要素Orbit_new。通过改变RV_NewInitial这个激励信号来切换所获取的轨道六要素的不同来源，并根据对应获取的轨道六要素计算得到新的轨道位置速度RV_new。所述的RV_new为中间参数，作为后续修改动力学轨道位置速度切换的目标值。

本实施例中，在正常的动力学运行情况下，激励信号RV_NewInitial＝0，卫星的轨道位置速度是根据仿真得到的轨道六要素Orbit_realtime进行转换，并且是连续变化的。当需要进行状态切换仿真时，设置激励信号RV_NewInitial＝1，此时选择包含上述获取的卫星轨道升交点的赤经目标值Ω_input的新的轨道六要素Orbit_new，将其转换生成新的轨道位置速度，并维持不变，直到下次将激励信号RV_NewInitial重新设置为0。

在具体的应用过程中，RV_NewInitial可以通过手动操作控制，也可以通过程控方式进行操作控制。

需要注意的是，将激励信号RV_NewInitial设置为1的维持时间不宜过长，否则将会出现动力学轨道其他参数的小幅波动，导致状态切换不平稳。所以，进行此步骤后，需要在尽量短的时间内进行后续步骤的操作。

进一步，动力学轨道的状态切换

如图5所示，该模型用于在激励信号RV_change的驱动下，将上述获取的新的轨道位置速度RV_new作为新的积分初值并在此基础上继续积分，实现动力学轨道的状态切换。

图5中所述的模型包含两个积分模块，均为“使能”积分模块，3个输入信号分别是待积分量，激励信号和积分初始值。只要当激励信号为非0时，就用积分初始值将原积分值覆盖，并在新的积分初始值基础上进行积分。

本实施例中，在正常的动力学运行情况下，激励信号RV_change＝0，动力学轨道的参数通过积分进行正常的轨道递推。当获取新的轨道位置速度RV_new后，切换激励信号RV_change＝1，积分模块获取新的轨道位置速度RV_new覆盖原来的积分初始值V Delay和RDelay，并在此基础上继续进行积分，从而完成动力学轨道的状态切换。

在具体的应用过程中，RV_change可以通过手动操作控制，也可以通过程控方式进行操作控制。

需要注意的是，为了保证动力学的连续性，将激励信号RV_change设置为1的维持时间不宜过长，否则将会导致状态切换不平稳。所以，进行此步骤后，需要在尽量短的时间内进行后续步骤的操作。

最后，切换状态后继续半物理仿真试验

需要依次将激励信号RV_change、Ω_NewInitial以及RV_NewInitial设置为0，使动力学轨道在状态切换之后，尽快继续进行连续的动力学仿真试验。

综上所述，在半物理快速仿真过程中，进行状态平稳切换的步骤，主要包括以下几个激励信号的切换：

1、设置卫星轨道升交点的赤经目标值Ω_input；

2、切换激励信号Ω_NewInitial＝1；

3、切换激励信号RV_NewInitial＝1(尽快进行)；

4、切换激励信号RV_change＝1(尽快进行)；

5、切换激励信号RV_change＝0(尽快进行)；

6、切换激励信号Ω_NewInitial＝0(尽快进行)；

7、切换激励信号RV_NewInitial＝0；

可以看出，如果对动力学连续性要求较高，需要保证在第3步～第6步要求操作尽快进行，否则会对半物理仿真试验的连续性有一定程度的影响，导致状态切换的不平稳。因此，为了尽量降低手动操作延时带来的影响，可以进一步将第2～第7步进行程序控制，实现分步进行，即每个计算周期执行其中1步，直至7步全部完成。

对于一般半物理仿真系统，每个计算周期约为2ms。因此，本实施例中，需要控制在10ms以内，完成上述7个步骤，则几乎对半物理仿真试验的连续性没有影响。而对于适用于根据太阳高度角来进行状态切换的半物理快速仿真试验，则整个仿真试验需要在1s时间内完成以保证连续性和平稳性。

与现有技术相比，本发明提供的基于状态平稳切换的半物理快速仿真方法，在半物理仿真切换过程中实现实时/超实时无缝连接，与现有技术相比，具有以下有益效果：

1、保留了传统的半物理仿真功能，可以用于卫星稳态控制方案的系统闭环试验验证；

2、可根据需要，模拟卫星控制方案切换的边界条件，用于验证卫星控制方案切换过程的正确性；

3、可在切换后的新状态下，对新的控制方案能否长期稳定工作进行试验验证；

4、在试验期间，姿轨控星载软件和星载单机均不需要进行关机等特殊动作，保证试验过程与真实在轨状态一致；

5、半物理仿真过程中，状态切换的时机具有可操纵性，可以根据需要选择是否进行快速仿真。

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 (8)

1.一种基于状态平稳切换的半物理快速仿真方法，其特征在于，包含以下步骤：

S1、根据仿真验证的目的，选定需要待修改的物理量；

S2、判断待修改的物理量是否为动力学积分量；如是，则继续S4；如否，则继续S3；

S3、将待修改的物理量转换为对应的动力学积分量；

S4、在一定时间范围内通过开关控制以修改动力学积分量，完成半物理仿真过程中的状态平稳切换。

2.如权利要求1所述的基于状态平稳切换的半物理快速仿真方法，其特征在于，适用于根据太阳高度角来进行状态切换的半物理快速仿真试验，并需要在1s时间范围内完成。

3.如权利要求2所述的基于状态平稳切换的半物理快速仿真方法，其特征在于，所述的S1中，选定需要待修改的物理量为卫星轨道升交点，其是半物理快速仿真试验中的轨道六要素之一。

4.如权利要求3所述的基于状态平稳切换的半物理快速仿真方法，其特征在于，所述的S2中，判断得到卫星轨道升交点并非为动力学积分量。

5.如权利要求4所述的基于状态平稳切换的半物理快速仿真方法，其特征在于，所述的S3中，需将卫星轨道升交点转换为对应的轨道位置速度，具体包含以下步骤：

S31、需要进行状态切换时，设置卫星轨道升交点的赤经目标值；

S32、切换第一激励信号，使该卫星轨道升交点的赤经目标值作为理想值输出；

S33、将S32中获取的卫星轨道升交点的赤经理想值与实时计算得到的其他轨道五要素组合，形成新的轨道六要素；

S34、切换第二激励信号，利用新的轨道六要素计算得到新的轨道位置速度。

6.如权利要求5所述的基于状态平稳切换的半物理快速仿真方法，其特征在于，所述的卫星轨道升交点的赤经目标值、第一激励信号以及第二激励信号，通过手动操作控制，或者通过程控方式操作控制。

7.如权利要求5所述的基于状态平稳切换的半物理快速仿真方法，其特征在于，所述的S4中，具体包含以下步骤：

S41、切换第三激励信号，以S34中获取的新的轨道位置速度作为新的积分初值并在此基础上继续积分，实现半物理快速仿真试验的状态切换；

S42、依次再次切换第三激励信号、第一激励信号和第二激励信号，使半物理快速仿真试验在状态切换之后继续进行。

8.如权利要求7所述的基于状态平稳切换的半物理快速仿真方法，其特征在于，所述的第三激励信号，通过手动操作控制，或者通过程控方式操作控制。