CN110060552B - 一种卫星星座轨道物理仿真实验平台 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种卫星星座轨道物理仿真实验平台，两颗模拟卫星分别由伸缩杆和可三轴移动的悬吊臂支撑，通过控制伸缩杆的旋转与伸缩以及悬吊臂的三轴移动，模拟卫星在太空中绕轨运行的过程。本发明可以实现对卫星星座轨道运行效果的直接展示，填补了国内对于卫星星座轨道物理仿真的空白，突破了当前卫星轨道仿真仅停留在数值计算与软件仿真的局限。

Description

一种卫星星座轨道物理仿真实验平台

技术领域

本发明属于卫星导航技术领域，特别涉及了一种卫星轨道仿真实验平台。

背景技术

当今社会是一个信息社会，而人造卫星是极其重要的空间信息基础设施，是当今人们准确实时全面获取信息的重要手段，卫星的各项应用已经成为信息社会发展的强大动力。然而人造卫星从设计到发射到轨道维护，是一个高投入、高风险、长周期的活动，仿真技术由于其可控制、可重复、经济且高效，可以显著地减少研究成本。

由于轨道研究的特殊性，物理仿真的成本和条件要求较高，目前国际上对于卫星轨道的仿真主要依赖于软件，如最常见的STK软件等。但是一些主流的轨道仿真软件价格昂贵，甚至不对中国销售，而中国自身的仿真软件发展缓慢。除此之外，软件模拟中卫星参数和深空环境参数取决于人为设置，对实际情况的模拟具有很大的局限性。事实上，在物理仿真中，各元器件的真实误差比软件仿真要更加贴合实际情况。

发明内容

为了解决上述背景技术提出的技术问题，本发明提出了一种卫星星座轨道物理仿真实验平台。

为了实现上述技术目的，本发明的技术方案为：

一种卫星星座轨道物理仿真实验平台，包括第一模拟卫星、第二模拟卫星、使第一模拟卫星按设定轨道运行的第一支撑装置、使第二模拟卫星按设定轨道运行的第二支撑装置、控制器和显示器；所述第一支撑装置包括伸缩杆、伸缩电机和旋转电机，第一模拟卫星连接在伸缩杆的一端，伸缩电机、旋转电机的输出轴与伸缩杆连接，控制器向旋转电机发送控制指令，旋转电机根据控制指令带动伸缩杆绕模拟地心旋转，从而带动第一模拟卫星模拟在轨运行状态，同时控制器向伸缩电机发送控制指令，伸缩电机根据控制指令驱动伸缩杆伸缩，实现对椭圆轨道卫星矢径变化的模拟；所述第二支撑装置包括三轴独立移动的悬吊臂及其三轴电机，第二模拟卫星悬吊于悬吊臂上，三轴电机的输出轴分别对应连接悬吊臂的三轴，控制器向三轴电机发送控制指令，三轴电机根据控制指令驱动悬吊臂的三轴移动，实现卫星在轨运行的模拟；显示器用于实时显示卫星的轨道数据和控制信号。

进一步地，所述伸缩杆分为两节，分别为导轨节和伸缩节，导轨节上设置导轨并安装驱动轮，伸缩节上安装从动轮，驱动轮的控制端与伸缩电机的输出轴连接，驱动轮带动伸缩节沿导轨移动，从而实现整个伸缩杆的伸缩。

进一步地，确定原点和空间三维坐标轴方向，建立空间坐标系；所述三轴独立移动的悬吊臂包括底座、垂直杆和水平杆；底座下端设有平行于空间坐标系x轴的移动导轨，能够实现沿x轴方向的移动；垂直杆安装在底座上，且平行于空间坐标系z轴，该垂直杆为伸缩结构，能够实现沿z轴方向的伸缩；平行杆安装在垂直杆上，且平行于空间坐标系y轴，该水平杆为伸缩结构，能够实现沿y轴方向的伸缩。

进一步地，控制器与各电机之间采用闭环控制，控制器向各电机输入控制信号，同时将各电机的旋转角度作为反馈信号。

进一步地，第一模拟卫星的仿真过程如下：

(1)初始时刻，按照要仿真的真实轨道的空间位置调整伸缩杆的角度和长度；

(2)t_k时刻，伸缩杆反馈回真实的真近点角和矢径长度，计算真实的真近点角与其理论值θ_k的误差Δθ，计算真实的矢径长度与其理论值r_k的误差Δr；

(3)取一时间段Δt，记t_k+1＝t_k+Δt，计算t_k+1时刻的平近点角M_k+1：

上式中，T为真实轨道的周期；

(4)根据下式解算t_k+1时刻的理论真近点角θ_k+1：

M_k+1＝E_k+1-e·sin(E_k+1)

上式中，E_k+1为t_k+1时刻的偏近点角，e为轨道离心率；

(5)根据θ_k+1计算理论矢径长度r_k+1：

上式中，h为轨道角动量，μ为地球引力参数，λ为仿真轨道对于真实轨道的缩小比例；

(6)计算Δt时间内的平均角速度

控制器控制旋转电机在Δt时间内按照

的角速度运行；计算Δt时间内平均的伸缩杆伸缩速度

控制器控制伸缩电机带动伸缩杆在Δt时间内按照

的速度伸缩变化；

(7)令k＝k+1，重复步骤(2)-(7)。

进一步地，第二模拟卫星的仿真过程如下：

(A)以模拟地心为原点的J坐标系作为模拟坐标系，悬吊臂的三轴移动方向分别与J坐标系的三轴平行，当第二模拟卫星处于原点时，悬吊臂的三轴位移量记为0；

(B)初始时刻，根据真实卫星状态调整好悬吊臂的初始位置；

(C)由真实卫星的星历通过插值法得到一个周期内每隔Δt时间的卫星轨道根数；

(D)由t_k和t_k+1时刻的轨道根数，计算出真实卫星在J₂₀₀₀坐标系下的坐标X_k和X_k+1，通过比例转化得到第二模拟卫星在J坐标系下的理论位置坐标

和

(E)悬吊臂反馈t_k时刻第二模拟卫星在J坐标系下真实的位置坐标，计算出真实坐标与理论坐标值之间的偏差量ΔX；

(F)计算t_k到t_k+1之间悬吊臂三轴移动的平均速度：

控制器按照

控制三轴电机；

(G)令k＝k+1，重复步骤(D)-(G)。

采用上述技术方案带来的有益效果：

本发明设计的卫星星座轨道物理仿真实验平台能够实现卫星自主定轨过程中星间测距星间测角的全物理仿真，平台所用轨道以真实轨道按比例缩小得到，卫星的运行完全按照真实情况设计和控制，星间测距和测角从设备到原理都完全模拟真实情况，填补了国内对于导航卫星自主定轨实验物理仿真的空白，突破了当前卫星轨道仿真仅停留在数值计算与软件仿真的局限。

附图说明

图1是本发明的整体简要示意图；

图2是本发明中伸缩杆的结构示意图。

具体实施方式

以下将结合附图，对本发明的技术方案进行详细说明。

一种卫星星座轨道物理仿真实验平台，如图1所示。该平台包括第一模拟卫星、第二模拟卫星、使第一模拟卫星按设定轨道运行的第一支撑装置、使第二模拟卫星按设定轨道运行的第二支撑装置、控制器和显示器。所述第一支撑装置包括伸缩杆、伸缩电机和旋转电机，第一模拟卫星连接在伸缩杆的一端，伸缩电机、旋转电机的输出轴与伸缩杆连接，控制器向旋转电机发送控制指令，旋转电机根据控制指令带动伸缩杆绕模拟地心旋转，从而带动第一模拟卫星模拟在轨运行状态，同时控制器向伸缩电机发送控制指令，伸缩电机根据控制指令驱动伸缩杆伸缩，实现对椭圆轨道卫星矢径变化的模拟。所述第二支撑装置包括三轴独立移动的悬吊臂及其三轴电机，第二模拟卫星悬吊于悬吊臂上，三轴电机的输出轴分别对应连接悬吊臂的三轴，控制器向三轴电机发送控制指令，三轴电机根据控制指令驱动悬吊臂的三轴移动，实现卫星在轨运行的模拟。显示器用于实时显示卫星的轨道数据和控制信号。轨道半长轴按照一定比例缩小，其他的轨道参数与真实值保持一致。

基于上述技术方案的一种优选方案，如图2所示，伸缩杆分为两节，分别为导轨节和伸缩节，导轨节上设置导轨、安装驱动轮，伸缩节上安装从动轮，驱动轮的控制端与伸缩电机的输出轴连接，驱动轮带动伸缩节沿导轨移动，从而实现整个伸缩杆的伸缩。伸缩杆的旋转角速度等于卫星矢径的旋转角速度，伸缩杆的伸缩速度等于卫星矢径的变化速度。

基于上述技术方案的一种优选方案，确定原点和空间三维坐标轴方向，建立空间坐标系；所述三轴独立移动的悬吊臂包括底座、垂直杆和水平杆；底座下端设有平行于空间坐标系x轴的移动导轨，能够实现沿x轴方向的移动；垂直杆安装在底座上，且平行于空间坐标系z轴，该垂直杆为伸缩结构，能够实现沿z轴方向的伸缩；平行杆安装在垂直杆上，且平行于空间坐标系y轴，该水平杆为伸缩结构，能够实现沿y轴方向的伸缩。

基于上述技术方案的一种优选方案，平台中的所涉及的电机均为步进电机，步进电机由控制器输入的脉冲频率调节，并将旋转角度作为反馈信号，使系统实现闭环控制。

基于上述技术方案的一种优选方案，第一模拟卫星的仿真过程如下：

步骤1：初始时刻，按照要仿真的真实轨道的空间位置调整伸缩杆的角度和长度；

步骤2：t_k时刻，伸缩杆反馈回真实的真近点角和矢径长度，计算真实的真近点角与其理论值θk的误差Δθ，计算真实的矢径长度与其理论值r_k的误差Δr；

步骤3：取一较短时间段Δt，记t_k+1＝t_k+Δt，计算t_k+1时刻的平近点角M_k+1：

上式中，T为真实轨道的周期；

步骤4：根据下式解算t_k+1时刻的理论真近点角θ_k+1：

M_k+1＝E_k+1-e·sin(E_k+1)

上式中，E_k+1为t_k+1时刻的偏近点角，e为轨道离心率；

步骤5：根据θ_k+1计算理论矢径长度r_k+1：

上式中，h为轨道角动量，μ为地球引力参数，λ为仿真轨道对于真实轨道的缩小比例；

步骤6：计算Δt时间内的平均角速度

控制器控制旋转电机在Δt时间内按照

的角速度运行；计算Δt时间内平均的伸缩杆伸缩速度

控制器控制伸缩电机带动伸缩杆在Δt时间内按照

的速度伸缩变化；

步骤7：令k＝k+1，重复步骤2-7。

基于上述技术方案的一种优选方案，第二模拟卫星的仿真过程如下：

步骤1：卫星在太空中常用的的坐标系一般为J₂₀₀₀坐标系，在物理仿真实验平台上，利用以模拟地心为原点的固定坐标系J代替。悬吊臂的三轴移动方向分别与J坐标系的三轴平行，悬吊卫星处在原点时，悬吊臂三轴位移量记作0可用悬吊臂的三轴位移量表示模拟卫星在J坐标系下的坐标；

步骤2：初始时刻，根据真实卫星状态调整好悬吊臂的初始位置；

步骤3：由真实卫星的星历通过插值法得到一个周期内每隔Δt时间的卫星轨道根数；

步骤4：由t_k和t_k+1时刻的轨道根数，计算出真实卫星在J₂₀₀₀坐标系下的坐标X_k和X_k+1，通过比例转化得到第二模拟卫星在J坐标系下的理论位置坐标

和

步骤5：悬吊臂反馈t_k时刻第二模拟卫星在J坐标系下真实的位置坐标，计算出真实坐标与理论坐标值之间的偏差量ΔX；

步骤6：计算t_k到t_k+1之间悬吊臂三轴移动的平均速度：

控制器按照

控制三轴电机；

步骤7：令k＝k+1，重复步骤4-7。

为了增加在线运行的速度，步骤4所需的数据可以全部离线计算并存储在控制器内部，需要时直接读取相应的数据即可。

实施例仅为说明本发明的技术思想，不能以此限定本发明的保护范围，凡是按照本发明提出的技术思想，在技术方案基础上所做的任何改动，均落入本发明保护范围之内。

Claims (5)

1.一种卫星星座轨道物理仿真实验平台，其特征在于：包括第一模拟卫星、第二模拟卫星、使第一模拟卫星按设定轨道运行的第一支撑装置、使第二模拟卫星按设定轨道运行的第二支撑装置、控制器和显示器；所述第一支撑装置包括伸缩杆、伸缩电机和旋转电机，第一模拟卫星连接在伸缩杆的一端，伸缩电机、旋转电机的输出轴与伸缩杆连接，控制器向旋转电机发送控制指令，旋转电机根据控制指令带动伸缩杆绕模拟地心旋转，从而带动第一模拟卫星模拟在轨运行状态，同时控制器向伸缩电机发送控制指令，伸缩电机根据控制指令驱动伸缩杆伸缩，实现对椭圆轨道卫星矢径变化的模拟；所述第二支撑装置包括三轴独立移动的悬吊臂及其三轴电机，第二模拟卫星悬吊于悬吊臂上，三轴电机的输出轴分别对应连接悬吊臂的三轴，控制器向三轴电机发送控制指令，三轴电机根据控制指令驱动悬吊臂的三轴移动，实现卫星在轨运行的模拟；显示器用于实时显示模拟卫星的轨道数据和控制信号；

第一模拟卫星的仿真过程如下：

(1)初始时刻，按照要仿真的真实轨道的空间位置调整伸缩杆的角度和长度；

(2)t_k时刻，伸缩杆反馈回真实的真近点角和矢径长度，计算真实的真近点角与其理论值θ_k的误差Δθ，计算真实的矢径长度与其理论值r_k的误差Δr；

(3)取一时间段Δt，记t_k+1＝t_k+Δt，计算t_k+1时刻的平近点角M_k+1：

上式中，T为真实轨道的周期；

(4)根据下式解算t_k+1时刻的理论真近点角θ_k+1：

M_k+1＝E_k+1-e·sin(E_k+1)

上式中，E_k+1为t_k+1时刻的偏近点角，e为轨道离心率；

(5)根据θ_k+1计算理论矢径长度r_k+1：

上式中，h为轨道角动量，μ为地球引力参数，λ为仿真轨道对于真实轨道的缩小比例；

(6)计算Δt时间内的平均角速度

控制器控制旋转电机在Δt时间内按照

的角速度运行；计算Δt时间内平均的伸缩杆伸缩速度

控制器控制伸缩电机带动伸缩杆在Δt时间内按照

的速度伸缩变化；

(7)令k＝k+1，重复步骤(2)-(7)。

2.根据权利要求1所述卫星星座轨道物理仿真实验平台，其特征在于：所述伸缩杆分为两节，分别为导轨节和伸缩节，导轨节上设置导轨并安装驱动轮，伸缩节上安装从动轮，驱动轮的控制端与伸缩电机的输出轴连接，驱动轮带动伸缩节沿导轨移动，从而实现整个伸缩杆的伸缩。

3.根据权利要求1所述卫星星座轨道物理仿真实验平台，其特征在于：确定原点和空间三维坐标轴方向，建立空间坐标系；所述三轴独立移动的悬吊臂包括底座、垂直杆和水平杆；底座下端设有平行于空间坐标系x轴的移动导轨，能够实现沿x轴方向的移动；垂直杆安装在底座上，且平行于空间坐标系z轴，该垂直杆为伸缩结构，能够实现沿z轴方向的伸缩；平行杆安装在垂直杆上，且平行于空间坐标系y轴，该水平杆为伸缩结构，能够实现沿y轴方向的伸缩。

4.根据权利要求1所述卫星星座轨道物理仿真实验平台，其特征在于：控制器与各电机之间采用闭环控制，控制器向各电机输入控制信号，同时将各电机的旋转角度作为反馈信号。

5.根据权利要求1所述卫星星座轨道物理仿真实验平台，其特征在于：第二模拟卫星的仿真过程如下：

(A)以模拟地心为原点的J坐标系作为模拟坐标系，悬吊臂的三轴移动方向分别与J坐标系的三轴平行，当第二模拟卫星处于原点时，悬吊臂的三轴位移量记为0；

(B)初始时刻，根据真实卫星状态调整好悬吊臂的初始位置；

(C)由真实卫星的星历通过插值法得到一个周期内每隔Δt时间的卫星轨道根数；

(D)由t_k和t_k+1时刻的轨道根数，计算出真实卫星在J₂₀₀₀坐标系下的坐标X_k和X_k+1，通过比例转化得到第二模拟卫星在J坐标系下的理论位置坐标

和

(E)悬吊臂反馈t_k时刻第二模拟卫星在J坐标系下真实的位置坐标，计算出真实坐标与理论坐标值之间的偏差量ΔX；

(F)计算t_k到t_k+1之间悬吊臂三轴移动的平均速度：

控制器按照

控制三轴电机；

(G)令k＝k+1，重复步骤(D)-(G)。

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