CN110851232B - 一种基于异形屏的航天任务演示装置 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种基于异形屏的航天任务演示装置，属于航天任务模拟技术领域。该航天任务演示装置包括基于异形屏的中心天体模拟系统，姿轨模拟系统，任务调度系统；该装置具有数据交换和处理功能、任务调度功能、星下点演示功能、星载相机成像演示功能和星地通信任务演示功能。本发明首次采用异形屏技术设计航天任务演示装置，不仅能模拟中心天体的形状和外貌，而且能通过改变显示内容模拟航天任务的执行环境，更直观地演示航天器在轨任务执行场景，使得姿态、轨道和传感器数据在内的仿真数据更直观，可用于科学研究和教学。

Description

一种基于异形屏的航天任务演示装置

技术领域

本发明涉及一种基于异形屏的航天任务演示装置，属于航天任务模拟技术领域。

背景技术

航天器发射后，不仅预设轨道难以更改，而且星载敏感器难以替换，一旦预设轨道适用性不理想或星载敏感器不满足任务要求，将影响航天任务执行效果。因此，对航天任务进行地面仿真和演示尤为重要。此外，在地面对航天任务进行演示，不仅能够服务于科研，而且能用于教学演示，更直观地展示航天任务的执行过程。

针对地面航天任务演示装置，部分研究者针对仿真环境进行设计。王利河设计了一种航天演示系统，通过利用电磁件的磁性使得航天任务演示模拟器能够悬浮起来，从而模拟太空中的飞行效果(公开号：CN201810136455.4)。哈尔滨工业大学基于磁悬浮技术设计了一种航天器十二自由度全物理模拟装置，通过气浮技术模拟太空微干扰力矩环境(公开号：CN201611038085.8)。此外，哈尔滨工业大学还设计了一种基于增强现实的航天器地面模拟仿真方法，采用分布式地面全物理模拟系统并采用AR（增强现实）设备展示航天器的运行场景，数据准确性更好(公开号：CN201611037572.2)。

此外，有研究者针对航天器轨道或姿态模拟设计演示装置。中国科学院上海光学精密机械研究所设计了一种卫星轨道模拟系统，基于万向转台模拟卫星轨道的俯仰角和方位角，主要用于模拟低轨、中轨和低轨的轨道(公开号：CN200410016349.0)。上海卫星工程研究所一种变速率卫星轨道模拟装置，基于三轴气浮台能够模拟低轨、中轨、大椭圆轨道和地球静止卫星轨道(公开号：CN201611030980.5)。内蒙古自治区包头市第二十中学设计了一种天体轨道演示仪，基于在地面创造的万有引力场的完井，对天体或卫星的轨道进行演示(公开号：CN87208544)。南京航空航天大学设计了一种地球卫星轨道演示装置，基于电机和传动皮带模拟卫星轨道，但该装置仅限于模拟地球卫星的轨道，不能同时实现姿态模拟以及卫星与中心天体的实时互动(公开号：CN108766177A)。南京南大天尊电子有限公司设计了一种月球探测卫星轨道演示模型，由光纤和LED灯模拟求探测卫星从地球到月球的轨道路径和运行过程(公开号：CN205230473U)。西北工业大学设计了一种航天器姿态地面等效模拟方法，采用喷水口模拟航天器表面均布的太阳光压力，并对喷水速度和航天器姿态进行实时反馈(公开号：CN201810163174.8)。北京空间机电研究所设计了一种月面起飞初始姿态模拟装置，能够模拟一定角度范围内的月面起飞姿态角(公开号：CN201810579332.8)。北京控制工程研究所设计了一种两级姿态控制模拟系统，用于演示航天超高精度指向、超高稳定度控制和超敏捷技术(公开号：CN201810714038.3)。

此外，还有研究者对针对具体的航天任务设计演示装置。南京航空航天大学设计了一种航天器交会对接地面演示验证系统，采用Kinect（动力学）传感器采集机动航天器模型和目标航天器模型的图像信息等，实现航天器交会对接地面演示(公开号：CN201410001864.5)。上海宇航系统工程研究所设计了一种十二自由度的航天器对接性能试验模拟装置，具有两平面平动自由度(公开号：CN201710826967.9)。中国人民解放军科学技术大学设计了一种航天器结构模拟系统，基于多功能结构单元和地面设备等构造模拟卫星，可实现多功能结构单元的演示与验证(公开号：CN201710220847.4)。

显然，上述航天任务演示系统或单一地用于任务环境模拟、姿态或轨道模拟，或针对具体某一航天任务，目前尚未有航天任务装置同时考虑中心天体模拟、轨道模拟、姿态模拟和任务执行过程模拟，且未采用异形屏技术设计航天任务演示系统，不能真实地演示航天器在轨运行状态和任务执行过程。

发明内容

本发明提出了一种基于异形屏的航天任务演示装置，同时考虑航天任务中的中心天体模拟、航天器轨道模拟、航天器姿态模拟及任务执行过程模拟，更直观地模拟航天任务执行场景，使得包括姿态、轨道和传感器数据在内的仿真数据更真实可靠。

本发明为解决其技术问题采用如下技术方案：

一种基于异形屏的航天任务演示装置，包括基于异形屏的中心天体模拟系统，姿轨模拟系统和任务调度系统，其中基于异形屏的中心天体模拟系统通过任务调度系统与姿轨模拟系统连接。

所述基于异形屏的中心天体模块包括基于异形屏技术的中心天体及其支架。

所述基于异形屏技术的中心天体为采用异形屏技术模拟航天器绕飞的中心天体。

所述姿轨模拟系统包括顺序连接轨道模拟模块和姿态模拟模块。

所述轨道模拟模块包括轨道及轨道支架。

所述姿态模拟模块包括航天器模型、三维云台、星载相机模型和天线模型，所述航天器模型安装在三维云台，三维云台安装于轨道，星载相机模型和天线模型安装在航天器模型上。

本发明的有益效果如下：

本发明首次采用异形屏设计航天任务演示系统，采用异形屏不仅能模拟中心天体的形状和外貌，而且能通过改变显示内容模拟航天任务的执行环境；此外，对航天器轨道运行和姿态机动进行物理仿真，并演示航天器成像和星地通信任务的执行过程，使该演示系统直观性更强，可用于科学研究的物理仿真及教学。

附图说明

图1为本发明的结构图。

图2的(a)为基于异形屏技术的中心天体及其支架图，图2的(b)为显示星下点轨迹的中心天体图，图2的(c)为显示气象的中心天体图，图2的(d)为显示光照区和阴影区的中心天体图。

图3的(a)为本发明的姿轨模拟系统图，图3的(b)为航天器模型三自由度旋转图。

图4为本发明的数据交换与处理图。

图5为本发明的工作流程图。

其中：1、基于异形屏技术的中心天体；2、支架；3、轨道；4、轨道支架；5、航天器模型；6、三维云台；7、星载相机模型；8、天线模型。

具体实施方式

下面结合附图对本发明作进一步说明。

如图1所示，本发明的组成包括：基于异形屏的中心天体模拟系统，姿轨模拟系统，任务调度系统；该装置具有数据交换和处理功能、任务调度功能、星下点演示功能、星载相机成像演示功能和星地通信任务演示功能。

如图1所示，基于异形屏的中心天体模拟系统包括：基于异形屏技术的中心天体1及其支架2；基于异形屏技术的中心天体1采用异形屏技术模拟航天器绕飞的中心天体，所模拟的中心天体包括但不仅限于太阳、地球和小行星；基于异形屏技术的中心天体1能对所模拟的中心天体进行形状模拟，自转模拟，外观特征模拟。

如图2所示，基于异形屏的中心天体模拟系统的形状模拟功能为：构造中心天体的异形屏的形状由所模拟的中心天体决定，并按比例缩放，其形状包括但不仅限于球形、椭球型和哑铃状；其自转模拟功能为：基于异形屏技术的中心天体1能够按一定角速度进行自转，自转角速度由所模拟的中心天体的自转角速度经过缩放后确定；外观特征模拟功能为：模拟中心天体的异形屏具有多种动态显示模式，为航天任务提供相应的环境和数据源，包括但不仅限于：中心天体典型外观、中心天体光照区和阴影区、气象模式、遥感模式、星下点轨迹，测控站、任务执行状态。

如图1所示，轨道模拟模块包括轨道3和多个轨道支架4：轨道3由按比例缩放的导轨模拟，并采用轨道支架4支撑，轨道3的形状和位置满足任务要求。

如图3所示，轨道模拟模块中，轨道3的大小和形状根据远地点a、偏心率e和轨道角动量h按比例缩小制作，轨道3的位置按轨道倾角i、升交点赤经Ω、近地点幅角ω设置。

如图1和3所示，姿态模拟模块包括航天器模型5、三维云台6、星载相机模型7、天线 模型8，航天器模型5安装在三维云台6，三维云台6安装于轨道3，航天器模型5在轨道3上运 动模拟航天任务中航天器的在轨运行状态。三维云台6在轨道3上的位置和滑行速度即为航 天器模型5在轨道3上的位置和运行速度；航天器模型5和三维云台6在轨道3上的位置根据 与真近点角θ相关，在轨道3上的运行方向根据轨道倾角i设置，三维云台6由电机带动在轨 道3上运行，运行速度由轨道角速度决定。

如图3所示，航天器模型5可绕三维云台6进行三自由度旋转，模拟航天器姿态机动，如姿态保持、对中心天体定向等，并验证航天器姿态控制算法的有效性，航天器模型5绕三维云台6的旋转角度由航天器姿态控制器控制。

如图4所示，数据交换和处理功能包括数据交换和数据处理；数据交换为：航天器模型5向基于异形屏技术的中心天体1发送轨道信息、姿态信息、相机视场角信息、天线模型指向信息等，基于异形屏显示技术的中心天体1向航天器模型5发送包括晨昏线位置、测控站位置等目标的位置信息；数据处理为：基于异形屏技术的中心天体1根据接收的信息，计算得到航天器模型5的星下点轨迹、星载相机模型7拍摄的图像和录像等任务数据和任务执行状态；任务调度功能为：根据任务要求对航天器模型5与基于异形屏技术的中心天体1上的观测目标的相对位置进行判别，对航天器模型5姿态进行控制；并根据任务要求控制是否在基于异形屏技术的中心天体1上显示航天器模型5的星下点轨迹、任务数据和任务执行状态。

如图5所示，航天任务演示系统的工作流程如下：

步骤1：设置演示系统的基础参数，包括航天器姿态参数、星载相机视场角、天线位置信息、任务信息、基于异形屏技术的中心天体1的自转角速度和屏显内容，启动基于异形屏技术的中心天体1和航天器模型5；

步骤2：航天器模型5向基于异形屏技术的中心天体1传输星载相机视场角、天线位置信息，并实时传输姿轨信息，基于异形屏技术的中心天体1向航天器模型5传输目标位置信息；

步骤3：基于异形屏技术的中心天体1和航天器模型5分别进行数据处理：基于异形屏技术的中心天体1根据航天器模型5的实时姿轨信息计算航天器模型5的星下点，航天器模型5计算其与基于异形屏技术的中心天体1上的目标的相对位置；

步骤4：假如航天器模型5与基于异形屏技术的中心天体1上的目标的相对位置满足观测或星地通信任务的执行条件，则进入步骤5，否则，航天器模型5继续绕轨运行，直至满足任务执行条件；

步骤5：航天器模型5进行姿态机动，使星载相机模型7指向基于异形屏技术的中心天体1上显示额观测目标，或天线模型8指向基于异形屏技术的中心天体1上显示的测控站；

步骤6：基于异形屏技术的中心天体1上进行数据处理，根据航天器模型5的实时姿轨信息和星载相机视场角或天线模型8的位置，计算得到星载相机模型7拍摄的图像信息和录像信息，或天线模型8指向信息；

步骤7：根据实际需求选择是否在基于异形屏技术的中心天体1上显示航天器模型5的星下点轨迹和任务执行状态；

步骤8：假如任务演示未完成，进入步骤2，否则，进入步骤9；

步骤9：结束。

Claims (2)

1.一种基于异形屏的航天任务演示装置，其特征在于：包括基于异形屏的中心天体模拟系统，姿轨模拟系统和任务调度系统，所述姿轨模拟系统包括顺序连接的轨道模拟模块和姿态模拟模块，所述轨道模拟模块包括轨道(3)及轨道支架(4)，所述姿态模拟模块包括航天器模型(5)、三维云台(6)、星载相机模型(7)和天线模型(8)，所述航天器模型(5)安装在三维云台(6)，三维云台(6)安装于轨道(3)，星载相机模型(7)和天线模型(8)安装在航天器模型(5)上；所述基于异形屏的中心天体模拟系统，包括采用异形屏技术模拟航天器绕飞的中心天体（1）及其支架（2）；

航天器模型向基于异形屏的中心天体发送轨道信息、姿态信息、相机视场角信息、天线模型指向信息，基于异形屏的中心天体向航天器模型发送包括晨昏线位置、测控站位置目标的位置信息，同时根据接收的信息，计算得到航天器模型的星下点轨迹、星载相机模型拍摄的图像和录像的任务数据和任务执行状态；

其中，基于异形屏的中心天体模拟系统通过任务调度系统与姿轨模拟系统连接，根据任务要求对航天器模型与基于异形屏的中心天体上的观测目标的相对位置进行判别，对航天器模型姿态进行控制；并根据任务要求控制是否在基于异形屏的中心天体上显示航天器模型的星下点轨迹、任务数据和任务执行状态。

2.一种权利要求1所述的基于异形屏的航天任务演示装置的工作方法，其特征在于：步骤流程如下：

步骤1：设置演示系统的基础参数，包括航天器姿态参数、星载相机视场角、天线位置信息、任务信息、基于异形屏技术的中心天体的自转角速度和屏显内容，启动基于异形屏技术的中心天体和航天器模型；

步骤2：航天器模型向基于异形屏技术的中心天体传输星载相机视场角、天线位置信息，并实时传输姿轨信息，基于异形屏技术的中心天体向航天器模型传输目标位置信息；

步骤3：基于异形屏技术的中心天体和航天器模型分别进行数据处理：基于异形屏技术的中心天体根据航天器模型的实时姿轨信息计算航天器模型的星下点轨迹，航天器模型计算其与基于异形屏技术的中心天体上的目标的相对位置；

步骤4：假如航天器模型与基于异形屏技术的中心天体上的目标的相对位置满足观测或星地通信任务的执行条件，则进入步骤5，否则，航天器模型继续绕轨运行，直至满足任务执行条件；

步骤5：航天器模型进行姿态机动，使星载相机模型指向基于异形屏技术的中心天体上显示额观测目标，或天线模型指向基于异形屏技术的中心天体上显示的测控站；

步骤6：基于异形屏技术的中心天体上进行数据处理，根据航天器模型的实时姿轨信息和星载相机视场角或天线模型的位置，计算得到星载相机模型拍摄的图像信息和录像信息，或天线模型指向信息；

步骤7：根据实际需求选择是否在基于异形屏技术的中心天体上显示航天器模型的星下点轨迹和任务执行状态；

步骤8：假如任务演示未完成，进入步骤2，否则，进入步骤9；

步骤9：结束。