CN106773777B - 基于增强现实的航天器地面模拟仿真方法 - Google Patents

Abstract

公开了基于增强现实的航天器地面模拟仿真方法，包括：实时将地面全物理模拟系统的地面航天器位姿信息存储至AR设备的存储单元；实时向存储单元发送携带时间信息的数据请求，获取与时间信息对应的地面航天器位姿信息作为待显示位姿信息；基于待显示位姿信息调整AR设备显示界面的虚拟模拟系统中所有虚拟器件的虚拟位姿。通过AR设备展示航天器的运行场景，仿真结构更直观可见，并且能够叠加各种挠性模拟器，模拟更宽范围的挠性振型和频率；通过地面全物理模拟系统发送的地面航天器位姿信息驱动AR设备，使得仿真数据准确性更高；通过采用分布式地面全物理模拟系统，可以突破地域因素对航天模拟系统的限制，增加本发明模拟仿真方法的实用性。

Description

基于增强现实的航天器地面模拟仿真方法

技术领域

本发明涉及航天器模拟技术领域，尤其涉及基于增强现实的航天器地面模拟仿真方法。

背景技术

以下对本发明的相关技术背景进行说明，但这些说明并不一定构成本发明的现有技术。

空间飞行器一旦发射将难以维修，其特殊的运行环境使其地面仿真试验显得尤为重要，目前对于空间飞行器地面仿真主要分为三类：(1)数学/计算机软件仿真；(2)半物理仿真；(3)全物理仿真。其中最有效、最有说服力的是全物理仿真试验。其核心设备室三轴气浮台，依靠压缩空气在气浮轴承与轴承座之间形成的气膜，使模拟台体浮起，从而实现近似无摩擦的相对运动条件，以模拟卫星等空间飞行器在外层空间所受干扰力矩很小的力学环境。实践证明，基于气浮台的全物理仿真试验能够显著提高飞行器的效费比，降低风险，缩短研发周期，是空间飞行器研制过程中的重要手段和方法。

经文献检索，李季苏、牟小刚等在论文“大型卫星三轴气浮台全物理仿真系统”(见《控制工程》，2001年，第3期，页码22-26)中介绍了一种大型卫星三轴气浮台全物理仿真系统的组成、技术指标和用途等，该系统属于本地控制范畴，没有基于分布式网络化仿真的思想构建。

厉明，纪勇，贾宏光，续志军等在论文“基于快速仿真原型的飞行器半物理仿真系统”(见《光学精密工程》，2008年，第16卷第10期，页码1949-1955)中设计了基于快速仿真原型技术的大闭环半物理飞行实时仿真系统，通过光纤反射内存网络实现高速互联，但该系统仍然属于本地仿真范畴，并且属于半物理仿真，不适用于分布式网络化全物理仿真的设计。

中国发明专利(申请号201010544722.5)名称“卫星动力学与控制分布式仿真平台”中构建一种卫星动力学与控制分布式数字仿真平台，实现不同任务卫星控制系统的“柔性”设计，但该专利不适用于全物理仿真，不能用于分布式全物理仿真平台的构建。

此外，现有技术中数学仿真的偏重于算法的分析，物理仿真偏重于设备功能的验证，前者是纯数学公式的计算，没有任何实物介入系统仿真，缺少说服力；后者必须依赖实物，有时因为某些组件无法再地面工作而采用等效模拟的方法，并且必须全部参试实物都具备了才能开展试验测试。上述方法都有个最大的问题是测试仿真很抽象，但从数据或现场不能直观的看到航天器的运行场景。

发明内容

本发明的目的在于提出一种基于增强现实的航天器地面模拟仿真方法，能够在仿真的同时能够看到航天器实际运动的场景，并且实现分布式全物理仿真，提高挠性的模拟程度，扩大所模拟的振型的范围，提高所模拟的频率的范围。

本发明基于增强现实的航天器地面模拟仿真方法，包括如下步骤：

S1、按照时间顺序实时将地面全物理模拟系统发送的地面航天器位姿信息存储至AR设备的存储单元；

S2、实时向所述存储单元发送携带时间信息的数据请求，获取与该时间信息对应的地面航天器位姿信息作为待显示位姿信息；

S3、基于待显示位姿信息调整AR设备显示界面的虚拟模拟系统中所有虚拟器件的虚拟位姿；

其中，时间信息是指：当前时刻，或者用户输入的操作请求中携带的时间指令；AR设备的虚拟模拟系统与地面全物理模拟系统的结构相同；地面全物理模拟系统为分布式系统。

优选地，地面全物理模拟系统包括：

三轴气浮台，以及设置在三轴气浮台上的星载计算机、敏感器、执行器和挠性模拟器。

优选地，挠性模拟器的数量为一个、两个或更多个。

优选地，虚拟模拟系统进一步包括：虚拟地球；步骤S3进一步包括：

基于待显示位姿信息调整虚拟模拟系统中所有虚拟器件相对于所述虚拟地球的相对位置。

优选地，虚拟模拟系统进一步包括：虚拟银河系；步骤S3进一步包括：

基于待显示位姿信息调整虚拟模拟系统在银河系的相对位置。

优选地，虚拟银河系包括：虚拟星空，以及航天器周围的虚拟卫星、虚拟行星、虚拟恒星。

优选地，步骤S3之前、或者S3的同时、或者步骤S3之后进一步包括：

基于待显示位姿信息确定航天器的挠性变形量；

当挠性变形量超过预设的上限值时，缩小虚拟模拟系统在显示界面的显示比例；

当挠性变形量低于预设的下限值时，放大虚拟模拟系统在显示界面的显示比例。

优选地，当挠性变形量超过预设的上限值时，虚拟模拟系统在显示界面的显示比例为：

X＝X₀+Δx₁，其中，

式中，X为虚拟模拟系统在显示界面的显示比例，单位为％；X₀为虚拟模拟系统在显示界面的最佳显示比例，单位为％；ω为挠性变形量，ω₁为挠性变形量的上限值，ω₂为挠性变形量的下限值，三者的单位相同。

优选地，当挠性变形量低于预设的下限值时，虚拟模拟系统在显示界面的显示比例为：

X＝X₀+Δx₂，其中，

式中，X为虚拟模拟系统在显示界面的显示比例，单位为％；X₀为虚拟模拟系统在显示界面的最佳显示比例，单位为％；ω为挠性变形量，ω₁为挠性变形量的上限值，ω₂为挠性变形量的下限值，三者的单位相同。

优选地，步骤S2包括：

按照时间顺序，每隔预设的抽样间隔从存储单元中连续抽取至少两个地面航天器位姿信息作为一组；

对于每组地面航天器位姿信息，以每组地面航天器位姿信息中的第一个地面航天器位姿信息、中值、以及最后一个地面航天器位姿信息作为待显示位姿信息。

本发明通过AR设备展示航天器的运行场景，仿真结构更直观可见，并且能够叠加各种挠性模拟器，模拟更宽范围的挠性振型和频率；通过地面全物理模拟系统发送的地面航天器位姿信息驱动AR设备，使得仿真数据准确性更高；通过采用分布式地面全物理模拟系统，可以突破地域因素对航天模拟系统的限制，增加本发明模拟仿真方法的实用性。

附图说明

通过以下参照附图而提供的具体实施方式部分，本发明的特征和优点将变得更加容易理解，在附图中：

图1是本发明基于增强现实的航天器地面模拟仿真方法的流程图。

具体实施方式

下面参照附图对本发明的示例性实施方式进行详细描述。对示例性实施方式的描述仅仅是出于示范目的，而绝不是对本发明及其应用或用法的限制。

如图1所示，本发明基于增强现实的航天器地面模拟仿真方法，包括如下步骤：

S1、按照时间顺序实时将地面全物理模拟系统发送的地面航天器位姿信息存储至AR设备的存储单元；

S2、实时向存储单元发送携带时间信息的数据请求，获取与该时间信息对应的地面航天器位姿信息作为待显示位姿信息；

S3、基于待显示位姿信息调整AR设备显示界面的虚拟模拟系统中所有虚拟器件的虚拟位姿。

现有技术在描述卫星的挠性时，往往在航天器中使用挠性模拟器模拟卫星帆板等挠性结构的挠性。模拟的时候有两种方式：一种是飞轮等效模拟器，另一种是简化挠性体，主要实现频率和振型的模拟，但是这两种模拟器都不是真正的帆板，无法真实展示帆板的运动。同时，当挠性力矩较小时，挠性模拟器的变形很小，肉眼无法直观了解其受力情况和大小，展示度低。本发明中AR设备的虚拟模拟系统与地面全物理模拟系统的结构相同，根据地面全物理模拟系统发送的地面航天器位姿信息驱动AR设备中的虚拟模拟系统，由虚拟模拟系统展示航天器的运行场景，通过和全物理模拟系统叠加能够更真实地模拟卫星的运动状态信息，包括帆板受力情况等，使仿真结构更直观可见。

航天器模拟系统的理论上可以根据实际需要在航天模拟器系统中叠加多个挠性模拟器，但是实际模拟过程中，由于仪表台的安装空间有限，难以同时使用多个挠性模拟器。本发明采用AR设备展示地面航天器的运行场景，可以不受仪表台安装空间的限制，通过叠加各种挠性模拟器还能模拟更宽范围的挠性振型和频率，并且数据准确性更高。

航天器地面模拟过程中，航天器的运行数据受到各种因素的影响，模拟环境、模拟设备的运动误差等因素均会对航天器的位姿信息产生影响，而数字仿真的位姿信息难以精确表达上述各种误差因素产生的影响，因此，与直接采用数字仿真的位姿信息驱动虚拟模拟系统相比，本发明采用地面全物理模拟系统实时发送的地面航天器位姿信息，仿真结果更准确，精确度更高。

现有技术的航天器模拟系统包括多个设备，这些设备必须在同一地方，否则无法正常模拟行星运动。本发明中地面全物理模拟系统为分布式系统，可以不受地域的限制，即使各个设备分布在不同地方，仍然可以进行卫星运行的模拟。

本发明中的时间信息是指当前时刻，通过获取当前时刻航天器的位姿信息，能够实时展示航天器的运行场景。当然，本发明的时间信息也可以是用户输入的操作请求中携带的时间指令，例如，当用户输入时刻A时，AR设备可以展示从时刻A开始航天器的运行场景。

在一些实施例中，地面全物理模拟系统包括：三轴气浮台，以及设置在三轴气浮台上的星载计算机、敏感器、执行器和挠性模拟器。挠性模拟器的数量可以是一个，也可以是两个或更多个。本领域技术人员应当理解，除了星载计算机、敏感器、执行器和挠性模拟器以外，三轴气浮台上也可以设置其他星上载荷。

为了更直观地了解卫星相对地球的运行场景，虚拟模拟系统可以进一步包括：虚拟地球；步骤S3进一步包括：基于待显示位姿信息调整虚拟模拟系统中所有虚拟器件相对于虚拟地球的相对位置。

为了便于从整个星空的角度了解卫星相对地球的运行场景，虚拟模拟系统可以进一步包括：虚拟银河系；步骤S3进一步包括：基于待显示位姿信息调整虚拟模拟系统在银河系的相对位置。优选地，虚拟银河系包括：虚拟星空，以及航天器周围的虚拟卫星、虚拟行星、虚拟恒星，其中，虚拟卫星用于模拟当前所模拟的卫星周围的卫星，虚拟行星用于模拟当前所模拟的卫星周围的行星，虚拟恒星用于模拟当前所模拟的卫星周围的恒星。

若当前时刻航天器的挠性变形量较小，AR设备的显示界面中无法直观观察到该形变；若当前时刻航天器的挠性变形量较大，AR设备的显示界面无法完整显示出该形变。为了，在本发明的一些实施例中，步骤S3之前、或者S3的同时、或者步骤S3之后进一步包括：

基于待显示位姿信息确定航天器的挠性变形量；

当挠性变形量超过预设的上限值时，缩小虚拟模拟系统在显示界面的显示比例；

当挠性变形量低于预设的下限值时，放大虚拟模拟系统在显示界面的显示比例。

本领域技术人员可以根据实际需要确定合适的上限值和下限值，本发明对此不作具体限定。

当挠性变形量超过预设的上限值时，虚拟模拟系统在显示界面的显示比例可以按照公式1确定。通过这种方式，能够自动根据挠性变形量确定虚拟模拟系统在显示界面的显示比例，保证整个虚拟模拟系统始终能够全部显示在显示界面中。

X＝X₀+Δx₁，其中，

式中，X为虚拟模拟系统在显示界面的显示比例，单位为％；X₀为虚拟模拟系统在显示界面的最佳显示比例，单位为％；ω为挠性变形量，ω₁为挠性变形量的上限值，ω₂为挠性变形量的下限值，三者的单位相同。

当挠性变形量低于预设的下限值时，虚拟模拟系统在显示界面的显示比例可以按照公式2确定。通过这种方式，能够自动根据挠性变形量确定虚拟模拟系统在显示界面的显示比例，保证整个虚拟模拟系统始终能够全部显示在显示界面中。

X＝X₀+Δx₂，其中，

式中，X为虚拟模拟系统在显示界面的显示比例，单位为％；X₀为虚拟模拟系统在显示界面的最佳显示比例，单位为％；ω为挠性变形量，ω₁为挠性变形量的上限值，ω₂为挠性变形量的下限值，三者的单位相同。

由于地面航天器位姿信息实时向AR设备的存储单元发送位姿信息，因此存储单元中的数据量较大，若将每一个位姿信息都展示在AR设备中，数据出库量较大，容易出现设备卡死现象。而在有些情况下，及时仅获取部分位姿信息仍然可以直观从AR设备中直观了解到航天器的运行场景，例如加快播放该运行场景时。为了尽量减少数据出库压力，步骤S2可以包括：

按照时间顺序，每隔预设的抽样间隔从存储单元中连续抽取至少两个地面航天器位姿信息作为一组；

对于每组地面航天器位姿信息，以每组地面航天器位姿信息中的第一个地面航天器位姿信息、中值、以及最后一个地面航天器位姿信息作为待显示位姿信息。

与现有技术相比，本发明能够直观展示航天器运行场景，模拟更宽范围的挠性振型和频率，并且数据准确性更高。

虽然参照示例性实施方式对本发明进行了描述，但是应当理解，本发明并不局限于文中详细描述和示出的具体实施方式，在不偏离权利要求书所限定的范围的情况下，本领域技术人员可以对所述示例性实施方式做出各种改变。

Claims (10)

1.基于增强现实的航天器地面模拟仿真方法，其特征在于包括如下步骤：

S1、按照时间顺序实时将地面全物理模拟系统发送的地面航天器位姿信息存储至AR设备的存储单元；

S2、实时向所述存储单元发送携带时间信息的数据请求，获取与所述时间信息对应的地面航天器位姿信息作为待显示位姿信息；

S3、基于所述待显示位姿信息调整AR设备显示界面的虚拟模拟系统中所有虚拟器件的虚拟位姿；

其中，所述时间信息是指：当前时刻，或者用户输入的操作请求中携带的时间指令；所述AR设备的虚拟模拟系统与所述地面全物理模拟系统的结构相同；所述地面全物理模拟系统为分布式系统。

2.如权利要求1所述的航天器地面模拟仿真方法，其特征在于，所述地面全物理模拟系统包括：

三轴气浮台，以及设置在所述三轴气浮台上的星载计算机、敏感器、执行器和挠性模拟器。

3.如权利要求2所述的航天器地面模拟仿真方法，其特征在于，所述挠性模拟器的数量为一个、两个或更多个。

4.如权利要求3所述的航天器地面模拟仿真方法，其特征在于，所述虚拟模拟系统进一步包括：虚拟地球；步骤S3进一步包括：

基于所述待显示位姿信息调整虚拟模拟系统中所有虚拟器件相对于所述虚拟地球的相对位置。

5.如权利要求4所述的航天器地面模拟仿真方法，其特征在于，所述虚拟模拟系统进一步包括：虚拟银河系；步骤S3进一步包括：

基于所述待显示位姿信息调整虚拟模拟系统在所述虚拟银河系的相对位置。

6.如权利要求5所述的航天器地面模拟仿真方法，其特征在于，所述虚拟银河系包括：虚拟星空，以及所述航天器周围的虚拟卫星、虚拟行星、虚拟恒星。

7.如权利要求1-6任一所述的航天器地面模拟仿真方法，其特征在于，步骤S3之前、或者S3的同时、或者步骤S3之后进一步包括：

基于所述待显示位姿信息确定航天器的挠性变形量；

当所述挠性变形量超过预设的上限值时，缩小所述虚拟模拟系统在显示界面的显示比例；

当所述挠性变形量低于预设的下限值时，放大所述虚拟模拟系统在显示界面的显示比例。

8.如权利要求7所述的航天器地面模拟仿真方法，其特征在于，当所述挠性变形量超过预设的上限值时，所述虚拟模拟系统在显示界面的显示比例为：

X＝X₀+Δx₁，其中，

式中，X为虚拟模拟系统在显示界面的显示比例，单位为％；X₀为虚拟模拟系统在显示界面的最佳显示比例，单位为％；ω为挠性变形量，ω₁为挠性变形量的上限值，ω₂为挠性变形量的下限值，三者的单位相同。

9.如权利要求7所述的航天器地面模拟仿真方法，其特征在于，当所述挠性变形量低于预设的下限值时，所述虚拟模拟系统在显示界面的显示比例为：

X＝X₀+Δx₂，其中，

式中，X为虚拟模拟系统在显示界面的显示比例，单位为％；X₀为虚拟模拟系统在显示界面的最佳显示比例，单位为％；ω为挠性变形量，ω₁为挠性变形量的上限值，ω₂为挠性变形量的下限值，三者的单位相同。

10.如权利要求1所述的航天器地面模拟仿真方法，其特征在于，步骤S2包括：

按照时间顺序，每隔预设的抽样间隔从存储单元中连续抽取至少两个地面航天器位姿信息作为一组；

对于每组地面航天器位姿信息，以每组地面航天器位姿信息中的第一个地面航天器位姿信息、中值、以及最后一个地面航天器位姿信息作为待显示位姿信息。