CN111367313A - 一种基于柔性切换的双星编队全周期运行控制方法及系统 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种基于柔性切换的双星编队全周期运行控制方法及系统，该方法包括如下步骤：预设第一仿真测试系统的第一它星轨道数字模型的初始输入，预设第二仿真测试系统的第二它星轨道数字模型的初始输入；判断第一仿真测试系统和第二仿真测试系统的双系统通讯是否正常；仿真测试系统自主将双星编队仿真模式由动力学模型+它星轨道数字模型的模式换至动力学模型+轨道切换补偿模块的模式；第一轨道切换补偿模块和第二轨道切换补偿模块对由双系统通讯时差造成的轨道误差进行补偿；第一仿真测试系统和第二仿真测试系统根据主辅星标志自主切换相对轨道。本发明完成了编队功能的半物理仿真测试。
Description
技术领域
本发明属于卫星编队测试系统设计技术领域，尤其涉及一种基于柔性切换的双星编队全周期运行控制方法及系统。
背景技术
单颗卫星的半物理仿真测试技术已经比较成熟，仿真模型内各模块基本固定，可以实现工程实践各阶段需求，在工程研制过程中，双星产品很难同时齐套，如果太依赖于硬件的绝对配套，则在仅具备一颗卫星的情况下，不能完成编队功能的半物理仿真测试。
发明内容
本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供了一种基于柔性切换的双星编队全周期运行控制方法及系统，完成了编队功能的半物理仿真测试。
本发明目的通过以下技术方案予以实现：一种基于柔性切换的双星编队全周期运行控制方法，所述方法包括如下步骤：步骤一：预设第一仿真测试系统的第一它星轨道数字模型的初始输入，预设第二仿真测试系统的第二它星轨道数字模型的初始输入，第一仿真测试系统的第一它星轨道数字模型的初始输入为第二仿真测试系统的第二动力学模型的初始条件，第二仿真测试系统的第二它星轨道数字模型的初始输入为第一仿真测试系统的第一动力学模型的初始条件；其中，第一仿真测试系统的双星编队仿真模式为第一动力学模型+第一它星轨道数字模型的模式，第二仿真测试系统的双星编队仿真模式为第二动力学模型+第二它星轨道数字模型的模式；步骤二：如果需要进行双真实卫星的半物理编队仿真测试，则分别通过UDP接口远控发送双机柜通讯指令至第一仿真测试系统和第二仿真测试系统，判断第一仿真测试系统和第二仿真测试系统的双系统通讯是否正常；步骤三：若第一仿真测试系统和第二仿真测试系统的双系统通讯正常，第一仿真测试系统自主将双星编队仿真模式由第一动力学模型+第一它星轨道数字模型的模式换至第一动力学模型+第一轨道切换补偿模块的模式；第二仿真测试系统自主将双星编队仿真模式由第二动力学模型+第二它星轨道数字模型的模式换至第二动力学模型+第二轨道切换补偿模块的模式；步骤四：第一轨道切换补偿模块和第二轨道切换补偿模块对由双系统通讯时差造成的轨道误差进行补偿；步骤五：第一仿真测试系统运行在主星即第一卫星模式，第二仿真测试系统运行在辅星即第二卫星模式，如果进行主辅星切换，则第一仿真测试系统和第二仿真测试系统根据主辅星标志自主切换相对轨道。
上述基于柔性切换的双星编队全周期运行控制方法中，在步骤一中，第一仿真测试系统的第一动力学模型的初始条件包括J2000坐标系下第一卫星的初始位置、速度、姿态；第二仿真测试系统的第二动力学模型的初始条件包括J2000坐标系下第二卫星的初始位置、速度、姿态。
上述基于柔性切换的双星编队全周期运行控制方法中，在步骤二中，判断第一仿真测试系统和第二仿真测试系统的双系统通讯是否正常的判断依据为：
a)判断接收到的它系统使能标志字，置1则为正常；
b)判断他星绝对轨道数据的正确性：
P1≤||r||≤P2，V1≤||v||≤V2，
其中，P1、P2别为卫星轨道位置的最小值和最大值，V1、V2分别为卫星轨道速度的最小值和最大值，x,y,z为地固系下卫星三轴位置实时数据，vx、vy、vz为卫星地固系下三轴速度实时数据；
c)同时满足条件a)和条件b)则置双系统通讯正常标志。
上述基于柔性切换的双星编队全周期运行控制方法中，在步骤四中，所述补偿的步骤包括：
(41)计算双系统的通讯时差：
△t＝t1-t2，其中，t1为仿真测试系统的仿真时间，t2为接收到的它星轨道实时数据时间；
(42)计算修正量：
n＝fix(abs(△t/ts))，其中，ts为常值，表示一次轨道修正量对应的时间长度；n为需要的修正次数；
(43)使用龙格库塔法对轨道进行n次修正。
上述基于柔性切换的双星编队全周期运行控制方法中，在步骤五中，第一仿真测试系统和第二仿真测试系统根据主辅星标志自主切换相对轨道包括如下步骤：
(51)第一仿真测试系统运行在主星模式，第二仿真测试系统运行在辅星模式，相对轨道计算为：
(52)发生主辅星切换，即第一仿真测试系统运行在辅星模式，第二仿真测试系统运行在主星模式，相对轨道计算为：
一种基于柔性切换的双星编队全周期运行控制系统，包括：第一模块，用于预设第一仿真测试系统的第一它星轨道数字模型的初始输入，预设第二仿真测试系统的第二它星轨道数字模型的初始输入，第一仿真测试系统的第一它星轨道数字模型的初始输入为第二仿真测试系统的第二动力学模型的初始条件，第二仿真测试系统的第二它星轨道数字模型的初始输入为第一仿真测试系统的第一动力学模型的初始条件；其中，第一仿真测试系统的双星编队仿真模式为第一动力学模型+第一它星轨道数字模型的模式，第二仿真测试系统的双星编队仿真模式为第二动力学模型+第二它星轨道数字模型的模式；第二模块，用于如果需要进行双真实卫星的半物理编队仿真测试，则分别通过UDP接口远控发送双机柜通讯指令至第一仿真测试系统和第二仿真测试系统，判断第一仿真测试系统和第二仿真测试系统的双系统通讯是否正常；第三模块，用于若第一仿真测试系统和第二仿真测试系统的双系统通讯正常，第一仿真测试系统自主将双星编队仿真模式由第一动力学模型+第一它星轨道数字模型的模式换至第一动力学模型+第一轨道切换补偿模块的模式；第二仿真测试系统自主将双星编队仿真模式由第二动力学模型+第二它星轨道数字模型的模式换至第二动力学模型+第二轨道切换补偿模块的模式；第四模块，用于第一轨道切换补偿模块和第二轨道切换补偿模块对由双系统通讯时差造成的轨道误差进行补偿；第五模块，用于第一仿真测试系统运行在主星即第一卫星模式，第二仿真测试系统运行在辅星即第二卫星模式，如果进行主辅星切换，则第一仿真测试系统和第二仿真测试系统根据主辅星标志自主切换相对轨道。
上述基于柔性切换的双星编队全周期运行控制系统中，第一仿真测试系统的第一动力学模型的初始条件包括J2000坐标系下第一卫星的初始位置、速度、姿态；第二仿真测试系统的第二动力学模型的初始条件包括J2000坐标系下第二卫星的初始位置、速度、姿态。
上述基于柔性切换的双星编队全周期运行控制系统中，判断第一仿真测试系统和第二仿真测试系统的双系统通讯是否正常的判断依据为：
a)判断接收到的它系统使能标志字，置1则为正常；
b)判断他星绝对轨道数据的正确性：
P1≤||r||≤P2，V1≤||v||≤V2，
其中，P1、P2别为卫星轨道位置的最小值和最大值，V1、V2分别为卫星轨道速度的最小值和最大值，x,y,z为地固系下卫星三轴位置实时数据，vx、vy、vz为卫星地固系下三轴速度实时数据；
c)同时满足条件a)和条件b)则置双系统通讯正常标志。
上述基于柔性切换的双星编队全周期运行控制系统中，所述补偿的步骤包括：
(41)计算双系统的通讯时差：
△t＝t1-t2，其中，t1为仿真测试系统的仿真时间，t2为接收到的它星轨道实时数据时间；
(42)计算修正量：
n＝fix(abs(△t/ts))，其中，ts为常值，表示一次轨道修正量对应的时间长度；n为需要的修正次数；
(43)使用龙格库塔法对轨道进行n次修正。
上述基于柔性切换的双星编队全周期运行控制系统中，第一仿真测试系统和第二仿真测试系统根据主辅星标志自主切换相对轨道包括如下步骤：
(51)第一仿真测试系统运行在主星模式，第二仿真测试系统运行在辅星模式，相对轨道计算为：
(52)发生主辅星切换，即第一仿真测试系统运行在辅星模式，第二仿真测试系统运行在主星模式，相对轨道计算为：
本发明与现有技术相比具有如下有益效果：
(1)本发明完成编队功能的半物理仿真测试；
(2)本发明实现连续、稳定的仿真模型切换，以适应编队飞行各种试验场合的需求；
(3)本发明集成了双星编队测试仿真模块，达到了真实星、真实星+虚拟星、真实星+真实星的单星、双星各种功能测试，并可自由切换。
附图说明
通过阅读下文优选实施方式的详细描述，各种其他的优点和益处对于本领域普通技术人员将变得清楚明了。附图仅用于示出优选实施方式的目的，而并不认为是对本发明的限制。而且在整个附图中，用相同的参考符号表示相同的部件。在附图中：
图1是本发明实施例提供的第一仿真测试系统和第二仿真测试系统的连接示意图；
图2是本发明实施例提供的轨道切换补偿模块的连接示意图。
具体实施方式
下面将参照附图更详细地描述本公开的示例性实施例。虽然附图中显示了本公开的示例性实施例，然而应当理解，可以以各种形式实现本公开而不应被这里阐述的实施例所限制。相反，提供这些实施例是为了能够更透彻地理解本公开，并且能够将本公开的范围完整的传达给本领域的技术人员。需要说明的是，在不冲突的情况下，本发明中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。下面将参考附图并结合实施例来详细说明本发明。
本实施例提供了一种基于柔性切换的双星编队全周期运行控制方法，该方法包括如下步骤：
步骤一：预设第一仿真测试系统的第一它星轨道数字模型的初始输入，预设第二仿真测试系统的第二它星轨道数字模型的初始输入，第一仿真测试系统的第一它星轨道数字模型的初始输入为第二仿真测试系统的第二动力学模型的初始条件，第二仿真测试系统的第二它星轨道数字模型的初始输入为第一仿真测试系统的第一动力学模型的初始条件；其中，第一仿真测试系统的双星编队仿真模式为第一动力学模型+第一它星轨道数字模型的模式，第二仿真测试系统的双星编队仿真模式为第二动力学模型+第二它星轨道数字模型的模式；
步骤二：如果需要进行双真实卫星的半物理编队仿真测试，则分别通过UDP接口远控发送双机柜通讯指令至第一仿真测试系统和第二仿真测试系统，判断第一仿真测试系统和第二仿真测试系统的双系统通讯是否正常；
步骤三：若第一仿真测试系统和第二仿真测试系统的双系统通讯正常，第一仿真测试系统自主将双星编队仿真模式由第一动力学模型+第一它星轨道数字模型的模式换至第一动力学模型+第一轨道切换补偿模块的模式；第二仿真测试系统自主将双星编队仿真模式由第二动力学模型+第二它星轨道数字模型的模式换至第二动力学模型+第二轨道切换补偿模块的模式；
步骤四：第一轨道切换补偿模块和第二轨道切换补偿模块对由双系统通讯时差造成的轨道误差进行补偿；
步骤五：第一仿真测试系统运行在主星即第一卫星模式，第二仿真测试系统运行在辅星即第二卫星模式，如果进行主辅星切换，则第一仿真测试系统和第二仿真测试系统根据主辅星标志自主切换相对轨道。
具体的，步骤一：远程设置第一仿真测试系统和第二仿真测试系统的初始条件，初始条件包含J2000坐标系下第一卫星(对应第一仿真测试系统的动力学模型)的初始位置、速度、姿态和第二卫星(对应第二仿真测试系统的动力学模型)的初始位置、速度、姿态。需要说明的是第一仿真测试系统内的它星轨道数字模型的初始输入为第二卫星的初始条件，第二仿真测试系统内的它星轨道数字模型的初始输入为第一卫星的初始条件，如图1所示。
初始条件设置后，两个仿真测试系统分别独立运行在本机的动力学模型+他星轨道数字模型的测试模式。
步骤二：如果需要进行双真实卫星的半物理编队仿真测试，则在步骤一的基础上，分别通过UDP接口远控发送双机柜通讯指令至第一仿真测试系统和第二仿真测试系统，判断第一仿真测试系统和第二仿真测试系统的双系统通讯是否正常；
第一仿真测试系统和第二仿真测试系统分别判断双系统通讯的正常性，判断依据为：
a)判断接收到的它系统使能标志字，置1则为正常；
b)判断他星绝对轨道数据的正确性：
P1≤||r||≤P2，V1≤||v||≤V2，
其中，P1、P2别为卫星轨道位置的最小值和最大值，V1、V2分别为卫星轨道速度的最小值和最大值，x,y,z为地固系下卫星三轴位置实时数据，vx、vy、vz为卫星地固系下三轴速度实时数据；
c)同时满足条件a)和条件b)则置双系统通讯正常标志。
步骤三：双系统通讯状态建立后，仿真测试系统自主将双星编队仿真模式由本机动力学模型+他星轨道数字模型的测试模式切换至本机动力学模型+轨道切换补偿模块的模式。
其中，轨道切换补偿模块通过双系统通讯得到它星实时半物理仿真数据，两套测试系统的处理方式和逻辑一致，如图2所示。
步骤四：轨道切换补偿模块对由双系统通讯时差造成的轨道误差进行补偿。
补偿的过程为：
(41)计算双系统的通讯时差：
△t＝t1-t2，其中，t1为仿真测试系统的仿真时间，t2为接收到的它星轨道实时数据时间；
(42)计算修正量：
n＝fix(abs(△t/ts))，其中，ts为常值，表示一次轨道修正量对应的时间长度；n为需要的修正次数；
(43)使用龙格库塔法对轨道进行n次修正。
步骤五：主辅星切换(主星指的是希尔坐标系下编队参考卫星；辅星指的是编队控制卫星，其相对参考卫星运动)。如果两颗卫星发生主辅星状态切换，则仿真系统可根据主辅星标志自主切换相对轨道的计算方式：
(51)第一仿真测试系统运行在主星模式，第二仿真测试系统运行在辅星模式，相对轨道计算为：
(52)发生主辅星切换，即第一仿真测试系统运行在辅星模式，第二仿真测试系统运行在主星模式，相对轨道计算为：
根据以上步骤和方法，仿真测试系统可根据测试系统的状态或测试需求，在线实时切换测试模式，适应双星编队测试工况需求。
本实施例还提供了一种基于柔性切换的双星编队全周期运行控制系统，包括：第一模块，用于预设第一仿真测试系统的第一它星轨道数字模型的初始输入，预设第二仿真测试系统的第二它星轨道数字模型的初始输入，第一仿真测试系统的第一它星轨道数字模型的初始输入为第二仿真测试系统的第二动力学模型的初始条件，第二仿真测试系统的第二它星轨道数字模型的初始输入为第一仿真测试系统的第一动力学模型的初始条件；其中，第一仿真测试系统的双星编队仿真模式为第一动力学模型+第一它星轨道数字模型的模式，第二仿真测试系统的双星编队仿真模式为第二动力学模型+第二它星轨道数字模型的模式；第二模块，用于如果需要进行双真实卫星的半物理编队仿真测试，则分别通过UDP接口远控发送双机柜通讯指令至第一仿真测试系统和第二仿真测试系统，判断第一仿真测试系统和第二仿真测试系统的双系统通讯是否正常；第三模块，用于若第一仿真测试系统和第二仿真测试系统的双系统通讯正常，第一仿真测试系统自主将双星编队仿真模式由第一动力学模型+第一它星轨道数字模型的模式换至第一动力学模型+第一轨道切换补偿模块的模式；第二仿真测试系统自主将双星编队仿真模式由第二动力学模型+第二它星轨道数字模型的模式换至第二动力学模型+第二轨道切换补偿模块的模式；第四模块，用于第一轨道切换补偿模块和第二轨道切换补偿模块对由双系统通讯时差造成的轨道误差进行补偿；第五模块，用于第一仿真测试系统运行在主星即第一卫星模式，第二仿真测试系统运行在辅星即第二卫星模式，如果进行主辅星切换，则第一仿真测试系统和第二仿真测试系统根据主辅星标志自主切换相对轨道。
本发明实现连续、稳定的仿真模型切换，以适应编队飞行各种试验场合的需求；本发明集成了双星编队测试仿真模块，达到了真实星、真实星+虚拟星、真实星+真实星的单星、双星各种功能测试，并可自由切换。
本发明虽然已以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本发明，任何本领域技术人员在不脱离本发明的精神和范围内，都可以利用上述揭示的方法和技术内容对本发明技术方案做出可能的变动和修改，因此，凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化及修饰，均属于本发明技术方案的保护范围。
Claims (10)
1.一种基于柔性切换的双星编队全周期运行控制方法，其特征在于，所述方法包括如下步骤：
步骤一：预设第一仿真测试系统的第一它星轨道数字模型的初始输入，预设第二仿真测试系统的第二它星轨道数字模型的初始输入，第一仿真测试系统的第一它星轨道数字模型的初始输入为第二仿真测试系统的第二动力学模型的初始条件，第二仿真测试系统的第二它星轨道数字模型的初始输入为第一仿真测试系统的第一动力学模型的初始条件；其中，第一仿真测试系统的双星编队仿真模式为第一动力学模型+第一它星轨道数字模型的模式，第二仿真测试系统的双星编队仿真模式为第二动力学模型+第二它星轨道数字模型的模式；
步骤二：如果需要进行双真实卫星的半物理编队仿真测试，则分别通过UDP接口远控发送双机柜通讯指令至第一仿真测试系统和第二仿真测试系统，判断第一仿真测试系统和第二仿真测试系统的双系统通讯是否正常；
步骤三：若第一仿真测试系统和第二仿真测试系统的双系统通讯正常，第一仿真测试系统自主将双星编队仿真模式由第一动力学模型+第一它星轨道数字模型的模式换至第一动力学模型+第一轨道切换补偿模块的模式；第二仿真测试系统自主将双星编队仿真模式由第二动力学模型+第二它星轨道数字模型的模式换至第二动力学模型+第二轨道切换补偿模块的模式；
步骤四：第一轨道切换补偿模块和第二轨道切换补偿模块对由双系统通讯时差造成的轨道误差进行补偿；
步骤五：第一仿真测试系统运行在主星即第一卫星模式，第二仿真测试系统运行在辅星即第二卫星模式，如果进行主辅星切换，则第一仿真测试系统和第二仿真测试系统根据主辅星标志自主切换相对轨道。
2.根据权利要求1所述的基于柔性切换的双星编队全周期运行控制方法，其特征在于：在步骤一中，第一仿真测试系统的第一动力学模型的初始条件包括J2000坐标系下第一卫星的初始位置、速度、姿态；
第二仿真测试系统的第二动力学模型的初始条件包括J2000坐标系下第二卫星的初始位置、速度、姿态。
3.根据权利要求1所述的基于柔性切换的双星编队全周期运行控制方法，其特征在于：在步骤二中，判断第一仿真测试系统和第二仿真测试系统的双系统通讯是否正常的判断依据为：
a)判断接收到的它系统使能标志字，置1则为正常；
b)判断他星绝对轨道数据的正确性：
P1≤||r||≤P2，V1≤||v||≤V2，
其中，P1、P2别为卫星轨道位置的最小值和最大值，V1、V2分别为卫星轨道速度的最小值和最大值，x,y,z为地固系下卫星三轴位置实时数据，vx、vy、vz为卫星地固系下三轴速度实时数据；
c)同时满足条件a)和条件b)则置双系统通讯正常标志。
4.根据权利要求1所述的基于柔性切换的双星编队全周期运行控制方法，其特征在于：在步骤四中，所述补偿的步骤包括：
(41)计算双系统的通讯时差：
△t＝t1-t2，其中，t1为仿真测试系统的仿真时间，t2为接收到的它星轨道实时数据时间；
(42)计算修正量：
n＝fix(abs(△t/ts))，其中，ts为常值，表示一次轨道修正量对应的时间长度；n为需要的修正次数；
(43)使用龙格库塔法对轨道进行n次修正。
5.根据权利要求1所述的基于柔性切换的双星编队全周期运行控制方法，其特征在于：在步骤五中，第一仿真测试系统和第二仿真测试系统根据主辅星标志自主切换相对轨道包括如下步骤：
(51)第一仿真测试系统运行在主星模式，第二仿真测试系统运行在辅星模式，相对轨道计算为：
(52)发生主辅星切换，即第一仿真测试系统运行在辅星模式，第二仿真测试系统运行在主星模式，相对轨道计算为：
6.一种基于柔性切换的双星编队全周期运行控制系统，其特征在于包括：
第一模块，用于预设第一仿真测试系统的第一它星轨道数字模型的初始输入，预设第二仿真测试系统的第二它星轨道数字模型的初始输入，第一仿真测试系统的第一它星轨道数字模型的初始输入为第二仿真测试系统的第二动力学模型的初始条件，第二仿真测试系统的第二它星轨道数字模型的初始输入为第一仿真测试系统的第一动力学模型的初始条件；其中，第一仿真测试系统的双星编队仿真模式为第一动力学模型+第一它星轨道数字模型的模式，第二仿真测试系统的双星编队仿真模式为第二动力学模型+第二它星轨道数字模型的模式；
第二模块，用于如果需要进行双真实卫星的半物理编队仿真测试，则分别通过UDP接口远控发送双机柜通讯指令至第一仿真测试系统和第二仿真测试系统，判断第一仿真测试系统和第二仿真测试系统的双系统通讯是否正常；
第三模块，用于若第一仿真测试系统和第二仿真测试系统的双系统通讯正常，第一仿真测试系统自主将双星编队仿真模式由第一动力学模型+第一它星轨道数字模型的模式换至第一动力学模型+第一轨道切换补偿模块的模式；第二仿真测试系统自主将双星编队仿真模式由第二动力学模型+第二它星轨道数字模型的模式换至第二动力学模型+第二轨道切换补偿模块的模式；
第四模块，用于第一轨道切换补偿模块和第二轨道切换补偿模块对由双系统通讯时差造成的轨道误差进行补偿；
第五模块，用于第一仿真测试系统运行在主星即第一卫星模式，第二仿真测试系统运行在辅星即第二卫星模式，如果进行主辅星切换，则第一仿真测试系统和第二仿真测试系统根据主辅星标志自主切换相对轨道。
7.根据权利要求6所述的基于柔性切换的双星编队全周期运行控制系统，其特征在于：第一仿真测试系统的第一动力学模型的初始条件包括J2000坐标系下第一卫星的初始位置、速度、姿态；
第二仿真测试系统的第二动力学模型的初始条件包括J2000坐标系下第二卫星的初始位置、速度、姿态。
8.根据权利要求6所述的基于柔性切换的双星编队全周期运行控制系统，其特征在于：判断第一仿真测试系统和第二仿真测试系统的双系统通讯是否正常的判断依据为：
a)判断接收到的它系统使能标志字，置1则为正常；
b)判断他星绝对轨道数据的正确性：
P1≤||r||≤P2，V1≤||v||≤V2，
其中，P1、P2别为卫星轨道位置的最小值和最大值，V1、V2分别为卫星轨道速度的最小值和最大值，x,y,z为地固系下卫星三轴位置实时数据，vx、vy、vz为卫星地固系下三轴速度实时数据；
c)同时满足条件a)和条件b)则置双系统通讯正常标志。
9.根据权利要求6所述的基于柔性切换的双星编队全周期运行控制系统，其特征在于：所述补偿的步骤包括：
(41)计算双系统的通讯时差：
△t＝t1-t2，其中，t1为仿真测试系统的仿真时间，t2为接收到的它星轨道实时数据时间；
(42)计算修正量：
n＝fix(abs(△t/ts))，其中，ts为常值，表示一次轨道修正量对应的时间长度；n为需要的修正次数；
(43)使用龙格库塔法对轨道进行n次修正。
10.根据权利要求6所述的基于柔性切换的双星编队全周期运行控制系统，其特征在于：第一仿真测试系统和第二仿真测试系统根据主辅星标志自主切换相对轨道包括如下步骤：
(51)第一仿真测试系统运行在主星模式，第二仿真测试系统运行在辅星模式，相对轨道计算为：
(52)发生主辅星切换，即第一仿真测试系统运行在辅星模式，第二仿真测试系统运行在主星模式，相对轨道计算为：
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