CN110861791A - 旋转目标超近程相对导航地面闭环测试方法 - Google Patents

旋转目标超近程相对导航地面闭环测试方法 Download PDF

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王焕杰
张丽敏
刘礼城
张晓彤
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Abstract

本发明公开了旋转目标超近程相对导航地面闭环测试方法，包括如下步骤：步骤1，在实时仿真系统上建立目标星和任务星的动力学模型，并输出两星的位置、姿态信息；步骤2，对两星的运动状态进行模拟，具体包含：步骤2.1，将目标星模拟器和任务星模拟器安装在双六自由度运动模拟系统上；步骤2.2，将安装有目标星模拟器和任务星模拟器的双六自由度运动模拟系统置于微波暗室中，微波暗室设有太阳模拟器，用于模拟太阳光对目标星的不同照射条件；步骤2.3，以步骤1输出的两星的位置、姿态信息驱动双六自由度运动模拟系统同时产生目标星模拟器和任务星模拟器的平动运动和转动运动，实现对两星运动状态的模拟；步骤3，对导航性能进行评估。

Description

旋转目标超近程相对导航地面闭环测试方法
技术领域
本发明涉及卫星相对导航技术领域，具体涉及一种旋转目标超近程相对导航地面闭环测试方法。
背景技术
航天器的相对导航与控制技术一直是人类探索外层空间、开发利用空间资源的有力工具，该技术主要使航天器能够安全、有效地抵近空间任务目标，并在目标附近建立并维持稳定的相对运动状态，为开展各项空间应用操作提供有力的支撑与保障。
随着航天实践活动的不断拓展，航天器在导航、通信、对地观测等领域发挥了巨大的作用，需要对这些资产进行定期的检测与维护，以及对于具有潜在威胁的空间目标进行侦查、监视与干预。
空间服务是卫星发展的新兴前沿领域，在该领域需要任务星具备对目标星在超近距离范围内(100m～1m)的相对姿态和相对位置测量功能，为任务星对目标星的服务提供测量信息。为保证该功能实现的正确性和有效性，需要在地面对该功能进行仿真测试。
发明内容
本发明的目的是提供旋转目标超近程相对导航地面闭环测试方法，该方法能够在地面对任务星的超近程相对导航性能进行有效验证，确保任务星在轨安全可靠地完成对旋转目标的服务。
为了达到上述目的，本发明提供了旋转目标超近程相对导航地面闭环测试方法，所述的旋转目标是指具有旋转能力的目标星，该方法包括如下的步骤：
步骤1，在实时仿真系统上建立目标星和任务星的动力学模型，并输出两星的位置、姿态信息；所述的两星为目标星和任务星；
步骤2，对两星的运动状态进行模拟，具体包含：
步骤2.1，将目标星模拟器和任务星模拟器安装在双六自由度运动模拟系统上，双六自由度运动模拟系统位于微波暗室中，微波暗室设有太阳模拟器，能够用于模拟太阳光对目标星的不同照射条件；
所述的目标星模拟器与目标星具有相同的外形结构、尺寸及表面材料；
所述的任务星模拟器包含：超近程相对导航敏感器和控制器；所述的超近程相对导航敏感器包含：双目视觉相机和激光成像雷达，用于测量目标星模拟器和任务星模拟器的相对位置和相对姿态；所述的控制器用于处理超近程相对导航敏感器的测量信息，进行导航解算，确定目标星模拟器和任务星模拟器的相对位置和相对姿态信息；
步骤2.2，以步骤1输出的两星的位置、姿态信息驱动双六自由度运动模拟系统同时产生目标星模拟器和任务星模拟器的平动运动和转动运动，实现对两星运动状态的模拟；
步骤3，对导航性能进行评估，具体包含：
步骤3.1，将步骤1输出的两星的位置、姿态信息作为标称基准数据；
步骤3.2，对目标星模拟器、双目视觉相机和激光成像雷达在双六自由度运动模拟系统上的安装误差进行标定，并将安装误差的标定结果注入所述的控制器，以修正测量信息；
步骤3.3，将步骤1输出的两星的位置、姿态信息作为参考基准，与所述控制器的导航算法输出的相对位置、相对速度信息进行对比，以评估导航性能。
较佳地，所述的实时仿真系统选择RTX、VxWorks或dSpace。
较佳地，所述的动力学模型包括姿态动力学模型和轨道动力学模型。
较佳地，所述的太阳模拟器通过改变在微波暗室中的放置位置，模拟太阳光对目标星的不同照射条件。
较佳地，步骤2.1中，所述的目标星模拟器安装在敷有黑色蒙皮的工装或支架上。
较佳地，所述的双六自由度运动模拟系统包含目标星平台和任务星平台两个六自由度运动平台，安装时通过设计的工装分别将目标星模拟器安装在目标星平台上、将任务星模拟器安装在任务星平台上。
较佳地，所述的控制器选择星上计算机。
有益效果：
本发明采用的方法，解决了在地面如何真实、有效地对太空中具有旋转特性的目标星、任务星的运行环境、运动特性进行半物理模拟的问题。该方法更加真实地模拟了应用场景，测试数据真实可信，能够更加真实地预示任务星超近程相对导航的实际应用性能。
附图说明
图1为本发明的旋转目标超近程相对导航地面闭环测试方法的流程图。
图2为旋转目标超近程相对导航地面闭环测试系统框图。
具体实施方式
以下结合附图和实施例对本发明的技术方案做进一步的说明。
本发明的任务星对空间旋转的目标星的超近程相对导航的地面闭环测试方法，包括两星运行环境和运动状态的模拟方法、目标星和任务星的模拟、导航性能评估方法等。
任务星导航功能的仿真测试系统需要对两星(任务星和目标星)的空间运行环境、运动状态、目标星的目标特性(外形尺寸、亮度等)等进行模拟。为了评估导航的性能指标，还需要定义测试基准，并对测试系统的误差进行标定。空间运行环境包括两星的动力学和运动学的模拟，运动状态包括两星在空间的平动(位置运动)和转动(姿态运动)两部分。
本发明的旋转目标超近程相对导航地面闭环测试方法是通过较逼真的模拟超近程相对导航的应用场景，尽可能真实地验证对旋转目标超近程相对导航的功能和性能的测试方法。该方法的设计流程如图1所示，通过对目标星和任务星在太空的运行环境、运动状态，目标星的目标特性和任务星的模拟设计，构成旋转目标超近程相对导航地面闭环测试系统，图2给出了测试系统的组成框图，测试系统各部件分别置于微波暗室和控制室中。请参阅图1和图2，具体方法如下：
一、设计两星在太空中运行环境的模拟方法(S1)
1.在实时仿真系统(如RTX、VxWorks、dSpace等)中，建立目标星和任务星的姿态动力学和轨道动力学模型，称为动力学仿真器；
2.两星姿态动力学主要考虑对太阳电池阵的挠性、重力梯度、太阳光压、剩磁等产生的干扰进行建模；
3.两星轨道动力学主要考虑对地球非球形、大气阻力、太阳光压、日月引力等产生的摄动进行建模。
二、设计对目标星的目标特性模拟方法(S2)
1.目标星模拟器的外形结构、尺寸、表面材料等与真实目标星一致；
2.目标星模拟器置于微波暗室中，模拟太空的暗黑环境及其对太阳光的传播特性；其中，目标星模拟器安装在敷有黑色蒙皮的工装或支架上，并固联在双自由度模拟系统上置于微波暗室中，对太空的反射、折射等环境进行模拟；
3.可设置任意(俯仰、方位)角度的太阳模拟器置于微波暗室中，通过改变放置位置，模拟太阳光对目标星的不同照射条件。
三、设计任务星模拟器的方法(S3)
1.任务星模拟器由超近程相对导航敏感器和控制器组成；
2.超近程相对导航敏感器包括双目视觉相机和激光成像雷达，用于测量两星(目标星模拟器和任务星模拟器)的相对位置和相对姿态：
3.星上计算机(GNC计算机)是任务星模拟器的控制器，用于处理超近程相对导航敏感器的测量信息，进行导航解算，确定两星的相对位置和相对姿态信息。
四、设计两星在太空运动状态的模拟方法(S4)
1.将目标星模拟器和任务星模拟器分别通过工装安装在双六自由度运动模拟系统上。双六自由度运动模拟系统包含目标星平台和任务星平台两个六自由度运动平台，两个平台分别可以进行三维平动和三维转动，安装时通过设计的工装分别将目标星模拟器安装在目标星平台上、将任务星模拟器安装在任务星平台上。
2.以动力学仿真器输出的两星位置、姿态信息驱动双六自由度运动模拟系统同时产生目标星模拟器和任务星模拟器的平动(三轴位置)和转动(三轴姿态)运动，实现对两星运动状态的模拟。
五、最后，采用导航性能评估系统，设计导航性能评估方法(S5)
1.以动力学仿真器输出的两星相对位置、相对姿态为标称基准数据；
2.对目标星模拟器、双目视觉相机和激光成像雷达在双六自由度运行模拟系统上的安装误差进行标定，并将安装误差的标定结果注入星上计算机，用于修正单机的测量数据。
3.导航性能评估系统将动力学数据中的相对位置、相对速度作为参考基准，与星上计算机导航算法输出的相对位置、相对速度信息进行对比，统计出任务星对旋转目标超近程相对导航的性能。
综上所述，本发明通过微波暗室和太阳光模拟系统对两星的运行的光学环境进行模拟，使用实时动力学仿真系统驱动双六自由度运动模拟系统分别对目标星和任务星的平动和转动运动特性进行模拟；通过任务星模拟器的超近程相对导航敏感器(双目视觉相机和激光成像雷达)测量两星相对位置、相对姿态信息，使用星上计算机处理超近程相对导航敏感器的测量信息，解算两星的相对位置、相对姿态，实现旋转目标超近程相对导航的地面测试。本发明通过对目标星和任务星的应用场景的逼真模拟，构成旋转目标超近程相对导航测试系统，使测试数据真实可信，能够更加真实地预示任务星超近程相对导航的实际应用性能。
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 (7)

1.旋转目标超近程相对导航地面闭环测试方法，其特征在于，所述的旋转目标是指具有旋转能力的目标星，该方法包括如下的步骤：
步骤1，在实时仿真系统上建立目标星和任务星的动力学模型，并输出两星的位置、姿态信息；所述的两星为目标星和任务星；
步骤2，对两星的运动状态进行模拟，具体包含：
步骤2.1，将目标星模拟器和任务星模拟器安装在双六自由度运动模拟系统上，双六自由度运动模拟系统位于微波暗室中，微波暗室设有太阳模拟器，能够用于模拟太阳光对目标星的不同照射条件；
所述的目标星模拟器与目标星具有相同的外形结构、尺寸及表面材料；
所述的任务星模拟器包含：超近程相对导航敏感器和控制器；所述的超近程相对导航敏感器包含：双目视觉相机和激光成像雷达，用于测量目标星模拟器和任务星模拟器的相对位置和相对姿态；所述的控制器用于处理超近程相对导航敏感器的测量信息，进行导航解算，确定目标星模拟器和任务星模拟器的相对位置和相对姿态信息；
步骤2.2，以步骤1输出的两星的位置、姿态信息驱动双六自由度运动模拟系统同时产生目标星模拟器和任务星模拟器的平动运动和转动运动，实现对两星运动状态的模拟；
步骤3，对导航性能进行评估，具体包含：
步骤3.1，将步骤1输出的两星的位置、姿态信息作为标称基准数据；
步骤3.2，对目标星模拟器、双目视觉相机和激光成像雷达在双六自由度运动模拟系统上的安装误差进行标定，并将安装误差的标定结果注入所述的控制器，以修正测量信息；
步骤3.3，将步骤1输出的两星的位置、姿态信息作为参考基准，与所述控制器的导航算法输出的相对位置、相对速度信息进行对比，以评估导航性能。
2.根据权利要求1所述的旋转目标超近程相对导航地面闭环测试方法，其特征在于，所述的实时仿真系统选择RTX、VxWorks或dSpace。
3.根据权利要求1所述的旋转目标超近程相对导航地面闭环测试方法，其特征在于，所述的动力学模型包括姿态动力学模型和轨道动力学模型。
4.根据权利要求1所述的旋转目标超近程相对导航地面闭环测试方法，其特征在于，所述的太阳模拟器通过改变在微波暗室中的放置位置，模拟太阳光对目标星的不同照射条件。
5.根据权利要求1所述的旋转目标超近程相对导航地面闭环测试方法，其特征在于，步骤2.1中，所述的目标星模拟器安装在敷有黑色蒙皮的工装或支架上。
6.根据权利要求1所述的旋转目标超近程相对导航地面闭环测试方法，其特征在于，所述的双六自由度运动模拟系统包含目标星平台和任务星平台两个六自由度运动平台，安装时通过设计的工装分别将目标星模拟器安装在目标星平台上、将任务星模拟器安装在任务星平台上。
7.根据权利要求1所述的旋转目标超近程相对导航地面闭环测试方法，其特征在于，所述的控制器选择星上计算机。
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