CN108075826A - 一种实现卫星半物理仿真试验星地时间同步的方法及系统 - Google Patents

Abstract

本发明提供一种实现卫星半物理仿真试验星地时间同步的方法及系统，包括设置卫星初始状态仿真试验参数；启动姿轨控半物理仿真设备；根据星务计算机地测口的星上时数据获取计算的星上时的整秒值；当检测到星务计算机PPS秒脉冲信号，计算的星上时整秒值加1，毫秒值清零；否则计算的星上时毫秒值以第一设定阈值为周期累加计数；将计算的星上时整秒值与毫秒值之和作为计算星上时，计算出姿轨控动力学模型的理论星上时与计算星上时之间的星地星上时的不同步误差；在星地星上时不同步误差超过第二设定阈值，若超过第二设定阈值时，校正星务计算机的星地星上时不同步误差。本发明的实现卫星半物理仿真试验星地时间同步的方法及系统低成本、精度高。

Description

一种实现卫星半物理仿真试验星地时间同步的方法及系统

技术领域

本发明涉及航天器半物理仿真试验的技术领域，特别是涉及一种实现卫星半物理仿真试验星地时间同步的方法及系统。

背景技术

卫星系统半物理仿真试验是卫星研制的一个重要阶段。通过整星级的半物理仿真闭环试验可以验证卫星各分系统的合理性和完备性，特别是验证姿轨控系统的各项功能要求和性能指标。

卫星系统半物理仿真试验要求卫星各系统时间与整星星上时间保持高精度的时间同步，特别是保证地面姿轨控动力学仿真时间与星务计算机星上时的时间同步，从而保证姿轨控动力学轨道模型与星务计算机轨道数据一致，模拟真实的卫星从星箭分离后的在轨飞行过程，充分有效地验证各个卫星系统设计方案可靠性。

然而，在实际应用中，由于在地面半物理仿真实验中姿轨控动力学仿真机与星务计算机的星箭分离仿真时刻不完全一致以及各个工控机的时钟漂移影响，导致两个系统间星上时出现偏差，从而影响卫星姿轨控系统的定姿精度和控制精度。

为保证卫星半物理仿真试验星箭分离时刻一致，通常采用人工计时或由地测综合系统局域网统一发送星箭分离指令。然而，由于人工误差、网络传输延时以及硬件响应误差，星箭分离时刻各个卫星系统间星上时存在较大的不同步误差。

发明内容

鉴于以上所述现有技术的缺点，本发明的目的在于提供一种实现卫星半物理仿真试验星地时间同步的方法及系统，直接使用星务计算机PPS(Pulse Per Second，每秒脉冲数)秒脉冲同步信号和地测口的星上时遥测数据，精确计算星上时不同步误差，再由星务计算机发送星务校时遥控指令来校正不同步误差，其低成本、精度高，实现了姿轨控动力学仿真机与星务计算机的时间同步。

为实现上述目的及其他相关目的，本发明提供一种实现卫星半物理仿真试验星地时间同步的方法，应用于卫星半物理仿真试验系统中，所述卫星半物理仿真试验系统包括星务计算机、姿轨控半物理仿真设备、地面综合测试平台和遥控遥测分系统，所述姿轨控半物理仿真设备包括姿轨控动力学仿真机和硬件接口RT实时仿真机；所述实现卫星半物理仿真试验星地时间同步的方法包括以下步骤：在星务计算机和姿轨控动力学仿真机上设置卫星初始状态仿真试验参数；启动姿轨控半物理仿真设备，使得姿轨控动力学仿真机开始运行，同时通过遥控遥测分系统向星务计算机发送星箭分离指令，进入星箭分离状态仿真；地面综合测试平台实时接收并网络广播转发星务计算机地测口的星上时数据；硬件接口RT实时仿真机通过综合测试网络接收星上时数据，提取所述星上时数据的整秒值作为计算的星上时的整秒值，同时以第一设定阈值为周期检测星务计算机PPS秒脉冲信号；当检测到星务计算机PPS秒脉冲信号，硬件接口RT实时仿真机将计算的星上时整秒值加1，毫秒值清零；否则将计算的星上时毫秒值以第一设定阈值为周期累加计数；硬件接口RT实时仿真机将计算的星上时整秒值与毫秒值之和作为计算星上时，并与姿轨控动力学仿真机上的姿轨控动力学数学模型的理论星上时值作比较，计算出理论星上时与计算星上时之间的星地星上时的不同步误差；根据多次获取的星地星上时的不同步误差，确定最终的星地星上时的不同步误差；判断星地星上时不同步误差是否超过第二设定阈值，若超过设定阈值，通过遥控遥测分系统发送遥控指令至星务计算机以校正星务计算机的星地星上时不同步误差。

根据上述的实现卫星半物理仿真试验星地时间同步的方法，其中：在星务计算机和姿轨控动力学仿真机上设置卫星初始状态仿真试验参数的实现方式为：在星务计算机上设置星箭分离仿真试验的初始轨道参数，在姿轨控动力学仿真机上设置仿真星箭分离初始时刻、轨道参数、仿真星箭分离初始角速度和角度。

根据上述的实现卫星半物理仿真试验星地时间同步的方法，其中：根据多次获取的星地星上时的不同步误差，确定最终的星地星上时的不同步误差的实现方式为：将多次获取的星地星上时不同步误差值从小到大排序，取中间若干拍的平均值作为最终的星地星上值的不同步误差。

根据上述的实现卫星半物理仿真试验星地时间同步的方法，其中：还包括步骤：以所述第一设定阈值为周期实时检测星地星上时的不同步误差，判断是否发送遥控指令校正星务计算机星地星上时不同步误差。

根据上述的实现卫星半物理仿真试验星地时间同步的方法，其中：所述第一设定阈值为0.05ms、0.1ms、0.2ms、0.25ms或0.5ms；所述第二设定阈值的范围为20ms-100ms。

同时，本发明还提供一种实现卫星半物理仿真试验星地时间同步的系统，应用于卫星半物理仿真试验系统中，所述卫星半物理仿真试验系统包括星务计算机、姿轨控半物理仿真设备、地面综合测试平台和遥控遥测分系统，所述姿轨控半物理仿真设备包括姿轨控动力学仿真机和硬件接口RT实时仿真机；

所述实现卫星半物理仿真试验星地时间同步的系统包括设置模块、启动模块、第一计算模块、第二计算模块、误差确定模块和校正模块；

所述设置模块用于在星务计算机和姿轨控动力学仿真机上设置卫星初始状态仿真试验参数；

所述启动模块用于启动姿轨控半物理仿真设备，使得姿轨控动力学仿真机开始运行，同时通过遥控遥测分系统向星务计算机发送星箭分离指令，进入星箭分离状态仿真；

所述第一计算模块用于将硬件接口RT实时仿真机接收的地面综合测试平台网络广播转发的星务计算机星上时的整秒值以作为计算的星上时的整秒值，同时以第一设定阈值为周期检测星务计算机PPS秒脉冲信号；当检测到星务计算机PPS秒脉冲信号，将计算的星上时整秒值加1，毫秒值清零；否则将计算的星上时毫秒值以第一设定阈值为周期累加计数；

所述第二计算模块用于将计算的星上时整秒值与毫秒值之和作为计算星上时，并与姿轨控动力学仿真机上的姿轨控动力学数学模型的理论星上时值作比较，计算出理论星上时与计算星上时之间的星地星上时的不同步误差；

所述误差确定模块用于根据多次获取的星地星上时的不同步误差，确定最终的星地星上时的不同步误差；

所述校正模块用于判断星地星上时不同步误差是否超过第二设定阈值，若超过设定阈值，通过遥控遥测分系统发送遥控指令至星务计算机以校正星务计算机的星地星上时不同步误差。

根据上述的实现卫星半物理仿真试验星地时间同步的系统，其中：所述设定模块中，在星务计算机上设置星箭分离仿真试验的初始轨道参数；在姿轨控动力学仿真机上设置仿真星箭分离初始时刻、轨道参数、仿真星箭分离初始角速度和角度。

根据上述的实现卫星半物理仿真试验星地时间同步的系统，其中：所述误差确定模块中，将多次获取的星地星上时不同步误差值从小到大排序，取中间若干拍的平均值作为最终的星地星上值的不同步误差。

根据上述的实现卫星半物理仿真试验星地时间同步的系统，其中：还包括循环检测模块，所述循检测环模块用于以第一设定阈值为周期实时检测星地星上时的不同步误差，判断是否发送遥控指令校正星务计算机星地星上时的不同步误差。

根据上述的实现卫星半物理仿真试验星地时间同步的系统，其中：所述第一设定阈值为0.05ms、0.1ms、0.2ms、0.25ms或0.5ms；所述第二设定阈值的范围为20ms-100ms。

如上所述，本发明的实现卫星半物理仿真试验星地时间同步的方法及系统，具有以下有益效果：

(1)只需要检测星务计算机PPS秒脉冲信号和地测口的星上时遥测数据，成本低、精度高；

(2)实现了卫星半物理仿真平台中姿轨控动力学轨道模型与星务计算机之间的时间同步，可广泛应用于多种型号的卫星。

附图说明

图1显示为卫星半物理仿真系统的结构示意图；

图2显示为本发明的卫星半物理仿真试验时间同步方法的流程图；

图3显示为本发明的卫星半物理仿真试验时间同步系统的结构示意图。

元件标号说明

1 设置模块

2 启动模块

3 第一计算模块

4 第二计算模块

5 误差确定模块

6 校正模块

具体实施方式

以下通过特定的具体实例说明本发明的实施方式，本领域技术人员可由本说明书所揭露的内容轻易地了解本发明的其他优点与功效。本发明还可以通过另外不同的具体实施方式加以实施或应用，本说明书中的各项细节也可以基于不同观点与应用，在没有背离本发明的精神下进行各种修饰或改变。

需要说明的是，本实施例中所提供的图示仅以示意方式说明本发明的基本构想，遂图式中仅显示与本发明中有关的组件而非按照实际实施时的组件数目、形状及尺寸绘制，其实际实施时各组件的型态、数量及比例可为一种随意的改变，且其组件布局型态也可能更为复杂。

如图1所示，一个典型的卫星半物理仿真系统包括星上参试设备和地面测试设备两部分。星上参试设备主要包括星务计算机、姿轨控分系统、遥控遥测分系统、总体电路和结构、热控等其他卫星系统。地面测试设备包括姿轨控半物理仿真设备和处理星务地测数据的地面综合测试平台等。其中，姿轨控系统半物理仿真设备包括姿轨控动力学仿真机、硬件接口RT实时仿真机以及隔离设备。

星务计算机中姿轨控软件部分负责采集姿轨控分系统敏感器数据，根据卫星不同任务模式和姿态要求，生成控制指令，控制姿轨控分系统飞轮、磁力矩器等执行机构工作。星务计算机通过星上电缆与各个星上系统单机相连接，同时星务计算机的地测数据通过地测口传输到地面综合测试平台；地面综合测试平台实时解析和存储各种星务计算机的地测数据包并通过局域网转发到各系统数据监测前端。星务计算机PPS秒脉冲信号经过信号隔离设备后连接到姿轨控系统半物理仿真设备的硬件接口RT实时仿真机。其中，硬件接口RT实时仿真机程序采用多循环结构模式，姿轨控单机接口仿真循环结构的运行周期优选为20ms；PPS脉冲信号检测循环的运行周期优选为0.5ms，用于实时监测星务计算机PPS秒脉冲信号。姿轨控动力学仿真机用于模拟卫星的轨道动力学、姿态动力学模块、空间环境模型和干扰力矩模型和各种姿控单机模型等。

本发明的实现卫星半物理仿真试验星地时间同步的方法及系统在卫星半物理仿真系统中，利用姿轨控动力学仿真设备的硬件接口RT实时仿真机接收地面综合测试平台网络广播转发的星务计算机星上时整秒值，并将该数据作为星上时数据的粗调值；同时利用硬件接口RT实时仿真机检测星务计算机PPS秒脉冲信号，并开始毫秒级定时循环计时，毫秒级累计值作为星上时数据的细调值；然后根据粗调值与细调值之和，结合星上时误差判断模块，精确计算当前姿轨控动力学仿真机与星务计算机时间同步误差值，当误差值达到一定阈值，判断是否由星务计算机发送星务校时遥控指令来校正误差。

具体地，参照图2，本发明的实现卫星半物理仿真试验星地时间同步的方法包括以下步骤：

步骤S1、在星务计算机和姿轨控动力学仿真机上设置卫星初始状态仿真试验参数。

具体地，在星务计算机上设置仿真试验的轨道参数，在姿轨控动力学仿真机上设置仿真星箭分离初始时刻、轨道参数、仿真星箭分离初始角速度和角度。

步骤S2、启动姿轨控半物理仿真设备，使得姿轨控动力学仿真机开始运行，同时通过遥控遥测分系统向星务计算机发送星箭分离指令，进入星箭分离状态仿真。

具体地，启动卫星半物理仿真时，通过遥控遥测分系统给星务计算机发送星箭分离指令，同时姿轨控动力学仿真机开始运行，卫星进入星箭分离状态仿真。

步骤S3、地面综合测试平台实时接收并网络广播转发星务计算机地测口的星上时数据；硬件接口RT实时仿真机通过综合测试网络接收星上时数据，提取所述星上时数据的整秒值作为计算的星上时的整秒值，同时以第一设定阈值为周期检测星务计算机PPS秒脉冲信号；当检测到星务计算机PPS秒脉冲信号，将计算的星上时整秒值加1，毫秒值清零；否则将计算的星上时毫秒值以第一设定阈值为周期累加计数。

具体地，第一设定阈值为0.05ms、0.1ms、0.2ms、0.25ms或0.5ms。优选地，采用0.5ms。需要说明的是，第一设定阈值需在一定的合理范围内。若第一设定阈值太小，则不足以进行星地星上时同步；若第一设定阈值太大，则导致星地星上时同步过缓，影响系统性能。

具体地，姿轨控动力学仿真设备的硬件接口RT实时仿真机接收接收地面综合测试平台网络广播转发的星务计算机星上时数据UTC_aocs，该星上时包括整秒值UTC_aocs.second和毫秒值UTC_aocs.ms。其中，整秒值UTC_aocs.second作为RT实时系统计算的星上时UTC_RT的整秒值UTC_RT.second；同时以0.5ms为周期检测星务计算机PPS秒脉冲信号；当检测到星务计算机PPS秒脉冲信号，硬件接口RT实时仿真机计算的星上时整秒值UTC_RT.second加1，毫秒值UTC_RT.ms清零；否则硬件接口RT实时仿真机计算的星上时毫秒值UTC_RT.ms以0.5ms为周期累加计数，即每次累加0.5ms。

步骤S4、将计算的星上时整秒值与毫秒值之和作为计算星上时，并与姿轨控动力学仿真机上的姿轨控动力学数学模型的理论星上时值作比较，计算出理论星上时与计算星上时之间的星地星上时的不同步误差。

具体地，姿轨控动力学仿真设备的硬件接口RT实时仿真机将计算的星上时的整秒值UTC_RT.second与毫秒值UTC_RT.ms之和作为星上时参考值UTC_RT，并将UTC_RT与姿轨控动力学数学模型的理论星上时值UTC_math作比较，将理论星上时与计算星上时的差值作为星地星上时的不同步误差Δt，即

Δt＝UTC_math-UTC_RT

步骤S5、根据多次获取的星地星上时的不同步误差，确定最终的星地星上时的不同步误差。

在实际试验过程中，由于星上时传输时延或跳秒等情况，计算出来的星地星上时不同步误差可能会发生跳变。为了得到更加准确的星地星上值的不同步误差，可采用以下方式确定最终的星地星上值的不同步误差：

1)将多次获取的星地星上时不同步误差值从小到大排序，取中间若干拍的平均值作为最终的星地星上值的不同步误差Δt。

例如，将最近计算出的10拍星地星上时不同步误差值从小到大排序，取中间6拍的平均值作为最终的星地星上值的不同步误差Δt。

设定10拍计算误差值原始数列A如下：

A＝[Δt(n-9),Δt(n-8),...,Δt(n-1),Δt(n)]

从小到大排序误差值得到数列B：

B＝Sort(A)

则不同步误差确定值Δt如下：

Δt＝Sum([B(2),B(3),…,B(6),B(7)])/6

2)采用最近多次获取的星上时不同步误差值，根据数据统计规律，剔去可能跳秒值，确定实际的星地星上时的不同步误差值Δt的区间。

例如，记录最近的10拍的星上时不同步误差值，根据数据统计规律，剔去可能跳秒值，确定实际的星地星上时的不同步误差值Δt。

经过多次半物理仿真模飞试验，结果表明，上述两种方法所获取的星地星上时不同步误差不超过5ms。

步骤S6、判断星地星上时不同步误差是否超过设定阈值，若超过第二设定阈值，通过遥控遥测分系统发送遥控指令至星务计算机以校正星务计算机的星地星上时不同步误差。

具体地，由遥控遥测分系统给星务计算机发送星务校时遥控指令来校正误差。

优选地，第二设定阈值的范围为20ms-100ms。当Δt>0时，表明星务计算机星上时滞后姿轨控动力学数学模型星上时，需遥控指令跳快星上时|Δt|毫秒；当Δt<0时表明星务计算机星上时超前姿轨控动力学数学模型星上时，需遥控指令跳慢星上时|Δt|毫秒。

在本发明中，遥控指令可校时精确到ms级，可保证星地时间同步精度达到5ms以内。至此，通过上述实现卫星半物理仿真试验星地时间同步的方法，即可实现姿轨控动力学模型星上时与星务计算机星上时的同步。

还包括步骤S7、返回至步骤S3，以第一设定阈值为周期实时检测星地星上时的不同步误差，判断是否发送遥控指令校正星务计算机星地星上时不同步误差。

参照图3，本发明的实现卫星半物理仿真试验星地时间同步的系统包括依次相连的设置模块1、启动模块2、第一计算模块3、第二计算模块4、误差确定模块5和校正模块6。

所述实现卫星半物理仿真试验星地时间同步的系统包括设置模块、启动模块、第一计

算模块、第二计算模块、误差确定模块和校正模块；

设置模块1用于在星务计算机和姿轨控动力学仿真机上设置卫星初始状态仿真试验参数。

具体地，设置模块1在星务计算机上设置仿真试验的星箭分离时刻轨道参数，在姿轨控动力学仿真机上设置仿真星箭分离初始时刻、轨道参数、仿真星箭分离初始角速度和角度。

启动模块2用于启动姿轨控半物理仿真设备，使得姿轨控动力学仿真机开始运行，同时通过遥控遥测分系统向星务计算机发送星箭分离指令，进入星箭分离状态仿真。

具体地，启动模块2启动卫星半物理仿真时，通过遥控遥测分系统发送星箭分离指令，同时姿轨控动力学仿真机开始运行，卫星进入星箭分离状态仿真。

第一计算模块3用于将硬件接口RT实时仿真机接收的地面综合测试平台网络广播转发的星务计算机星上时的整秒值以作为计算的星上时的整秒值，同时以第一设定阈值为周期检测星务计算机PPS秒脉冲信号；当检测到星务计算机PPS秒脉冲信号，将计算的星上时整秒值加1，毫秒值清零；否则将计算的星上时毫秒值以第一设定阈值为周期累加计数。

第一设定阈值为0.05ms、0.1ms、0.2ms、0.25ms或0.5ms。优选地，采用0.5ms。

具体地，硬件接口RT实时仿真机接收星务计算机地测口的星上时数据UTC_aocs，该星上时包括整秒值UTC_aocs.second和毫秒值UTC_aocs.ms。其中，整秒值UTC_aocs.second作为RT实时系统计算的星上时UTC_RT的整秒值UTC_RT.second；同时以0.5ms为周期检测星务计算机PPS秒脉冲信号；当检测到星务计算机PPS秒脉冲信号，将硬件接口RT实时仿真机计算的星上时整秒值加1，毫秒值清零；否则将硬件接口RT实时仿真机计算的星上时毫秒值以0.5ms为周期累加计数，即每次累加0.5ms。

第二计算模块4用于将计算的星上时整秒值与毫秒值之和作为计算星上时，并与姿轨控动力学仿真机上的姿轨控动力学数学模型的理论星上时值作比较，计算出理论星上时与计算星上时之间的星地星上时的不同步误差。

具体地，姿轨控动力学仿真设备的硬件接口RT实时仿真机将计算的星上时的整秒值UTC_RT.second与毫秒值UTC_RT.ms之和作为星上时参考值UTC_RT，并将UTC_RT与姿轨控动力学数学模型的理论星上时值UTC_math作比较，将理论星上时与计算星上时的差值作为星地星上时的不同步误差Δt。

误差确定模块5用于根据多次获取的星地星上时的不同步误差，确定最终的星地星上时的不同步误差。

在实际试验过程中，由于星上时传输时延或跳秒等情况，计算出来的星地星上时不同步误差可能会发生跳变。为了得到更加准确的星地星上值的不同步误差，可采用以下方式确定最终的星地星上值的不同步误差：

1)将多次获取的星地星上时不同步误差值从小到大排序，取中间若干拍的平均值作为最终的星地星上值的不同步误差Δt。

例如，将最近10获取的星地星上时不同步误差值从小到大排序，取中间6拍的平均值作为最终的星地星上值的不同步误差Δt.

2)采用最近多次获取的星上时不同步误差值，根据数据统计规律，剔去可能跳秒值，确定实际的星地星上时的不同步误差值Δt的区间。

例如，记录最近的10拍的星上时不同步误差值，根据数据统计规律，剔去可能跳秒值，确定实际的星地星上时的不同步误差值Δt。

经过多次半物理仿真模飞试验，结果表明，上述两种方法所获取的星地星上时不同步误差不超过5ms。

校正模块6用于判断星地星上时不同步误差是否超过设定阈值，若超过第二设定阈值，通过遥控遥测分系统发送遥控指令至星务计算机以校正星务计算机的星地星上时不同步误差。

具体地，由遥控遥测分系统给星务计算机发送星务校时遥控指令来校正误差。

优选地，第二设定阈值的范围为20ms-100ms。当Δt>0时，表明星务计算机星上时滞后姿轨控动力学数学模型星上时，需遥控指令跳快星上时|Δt|毫秒；当Δt<0时表明星务计算机星上时超前姿轨控动力学数学模型星上时，需遥控指令跳慢星上时|Δt|毫秒。

在本发明中，遥控指令可校时精确到ms级，可保证星地时间同步精度达到5ms以内。至此，通过上述实现卫星半物理仿真试验星地时间同步的方法，即可实现姿轨控动力学模型星上时与星务计算机星上时的同步。

还包括循环检测模块，该循环检测模块用于以第一设定阈值为周期实时检测星地星上时的不同步误差，判断是否发送遥控指令校正星务计算机星地星上时不同步误差。

综上所述，本发明的实现卫星半物理仿真试验星地时间同步的方法及系统只需要检测星务计算机PPS秒脉冲信号和网络接收地面综合测试平台转发的地测口的星上时遥测数据，成本低、精度高；实现了卫星半物理仿真平台中姿轨控动力学轨道模型与星务计算机之间的时间同步，可广泛应用于多种型号的卫星，有效克服了现有技术中的种种缺点而具高度产业利用价值。

上述实施例仅例示性说明本发明的原理及其功效，而非用于限制本发明。任何熟悉此技术的人士皆可在不违背本发明的精神及范畴下，对上述实施例进行修饰或改变。因此，举凡所属技术领域中具有通常知识者在未脱离本发明所揭示的精神与技术思想下所完成的一切等效修饰或改变，仍应由本发明的权利要求所涵盖。

Claims (10)

1.一种实现卫星半物理仿真试验星地时间同步的方法，其特征在于：应用于卫星半物理仿真试验系统中，所述卫星半物理仿真试验系统包括星务计算机、姿轨控半物理仿真设备、地面综合测试平台和遥控遥测分系统，所述姿轨控半物理仿真设备包括姿轨控动力学仿真机和硬件接口RT实时仿真机；

所述实现卫星半物理仿真试验星地时间同步的方法包括以下步骤：

在星务计算机和姿轨控动力学仿真机上设置卫星初始状态仿真试验参数；

启动姿轨控半物理仿真设备，使得姿轨控动力学仿真机开始运行，同时通过遥控遥测分系统向星务计算机发送星箭分离指令，进入星箭分离状态仿真；

地面综合测试平台实时接收并网络广播转发星务计算机地测口的星上时数据；硬件接口RT实时仿真机通过综合测试网络接收星上时数据，提取所述星上时数据的整秒值作为计算的星上时的整秒值，同时以第一设定阈值为周期检测星务计算机PPS秒脉冲信号；当检测到星务计算机PPS秒脉冲信号，硬件接口RT实时仿真机将计算的星上时整秒值加1，毫秒值清零；否则将计算的星上时毫秒值以第一设定阈值为周期累加计数；

硬件接口RT实时仿真机将计算的星上时整秒值与毫秒值之和作为计算星上时，并与姿轨控动力学仿真机上的姿轨控动力学数学模型的理论星上时值作比较，计算出理论星上时与计算星上时之间的星地星上时的不同步误差；

根据多次获取的星地星上时的不同步误差，确定最终的星地星上时的不同步误差；

判断星地星上时不同步误差是否超过第二设定阈值，若超过设定阈值，通过遥控遥测分系统发送遥控指令至星务计算机以校正星务计算机的星地星上时不同步误差。

2.根据权利要求1所述的实现卫星半物理仿真试验星地时间同步的方法，其特征在于：在星务计算机和姿轨控动力学仿真机上设置卫星初始状态仿真试验参数的实现方式为：在星务计算机上设置星箭分离仿真试验的初始轨道参数，在姿轨控动力学仿真机上设置仿真星箭分离初始时刻、轨道参数、仿真星箭分离初始角速度和角度。

3.根据权利要求1所述的实现卫星半物理仿真试验星地时间同步的方法，其特征在于：根据多次获取的星地星上时的不同步误差，确定最终的星地星上时的不同步误差的实现方式为：将多次获取的星地星上时不同步误差值从小到大排序，取中间若干拍的平均值作为最终的星地星上值的不同步误差。

4.根据权利要求1所述的实现卫星半物理仿真试验星地时间同步的方法，其特征在于：还包括步骤：以所述第一设定阈值为周期实时检测星地星上时的不同步误差，判断是否发送遥控指令校正星务计算机星地星上时不同步误差。

5.根据权利要求1所述的实现卫星半物理仿真试验星地时间同步的方法，其特征在于：所述第一设定阈值为0.05ms、0.1ms、0.2ms、0.25ms或0.5ms；所述第二设定阈值的范围为20ms-100ms。

6.一种实现卫星半物理仿真试验星地时间同步的系统，其特征在于：应用于卫星半物理仿真试验系统中，所述卫星半物理仿真试验系统包括星务计算机、姿轨控半物理仿真设备、地面综合测试平台和遥控遥测分系统，所述姿轨控半物理仿真设备包括姿轨控动力学仿真机和硬件接口RT实时仿真机；

所述实现卫星半物理仿真试验星地时间同步的系统包括设置模块、启动模块、第一计算模块、第二计算模块、误差确定模块和校正模块；

所述设置模块用于在星务计算机和姿轨控动力学仿真机上设置卫星初始状态仿真试验参数；

所述启动模块用于启动姿轨控半物理仿真设备，使得姿轨控动力学仿真机开始运行，同时通过遥控遥测分系统向星务计算机发送星箭分离指令，进入星箭分离状态仿真；

所述第一计算模块用于将硬件接口RT实时仿真机接收的地面综合测试平台网络广播转发的星务计算机星上时的整秒值以作为计算的星上时的整秒值，同时以第一设定阈值为周期检测星务计算机PPS秒脉冲信号；当检测到星务计算机PPS秒脉冲信号，将计算的星上时整秒值加1，毫秒值清零；否则将计算的星上时毫秒值以第一设定阈值为周期累加计数；

所述第二计算模块用于将计算的星上时整秒值与毫秒值之和作为计算星上时，并与姿轨控动力学仿真机上的姿轨控动力学数学模型的理论星上时值作比较，计算出理论星上时与计算星上时之间的星地星上时的不同步误差；

所述误差确定模块用于根据多次获取的星地星上时的不同步误差，确定最终的星地星上时的不同步误差；

所述校正模块用于判断星地星上时不同步误差是否超过第二设定阈值，若超过设定阈值，通过遥控遥测分系统发送遥控指令至星务计算机以校正星务计算机的星地星上时不同步误差。

7.根据权利要求6所述的实现卫星半物理仿真试验星地时间同步的系统，其特征在于：所述设定模块中，在星务计算机上设置星箭分离仿真试验的初始轨道参数；在姿轨控动力学仿真机上设置仿真星箭分离初始时刻、轨道参数、仿真星箭分离初始角速度和角度。

8.根据权利要求6所述的实现卫星半物理仿真试验星地时间同步的系统，其特征在于：所述误差确定模块中，将多次获取的星地星上时不同步误差值从小到大排序，取中间若干拍的平均值作为最终的星地星上值的不同步误差。

9.根据权利要求6所述的实现卫星半物理仿真试验星地时间同步的系统，其特征在于：还包括循环检测模块，所述循检测环模块用于以第一设定阈值为周期实时检测星地星上时的不同步误差，判断是否发送遥控指令校正星务计算机星地星上时的不同步误差。

10.根据权利要求6所述的实现卫星半物理仿真试验星地时间同步的系统，其特征在于：所述第一设定阈值为0.05ms、0.1ms、0.2ms、0.25ms或0.5ms；所述第二设定阈值的范围为20ms-100ms。