CN112214902B - 一种卫星姿轨控和单机通信的实时仿真系统 - Google Patents

一种卫星姿轨控和单机通信的实时仿真系统 Download PDF

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Abstract

一种卫星姿轨控和单机通信的实时仿真系统，解决了现有卫星功能仿真单一的问题，属于卫星技术仿真领域。本发明是基于LabView Real Time模块联合PXI机箱实现仿真，包括：轨道仿真模块实时接收单机原理仿真模块的单机数据进行轨道仿真，得到轨道参数及卫星在轨道上的惯性系下的加速度及各个仿真时刻的速度和位置；姿态仿真模块实时接收单机原理仿真模块发送的单机数据，进行姿态仿真，得到各个仿真时刻卫星的姿态角和角速度；单机原理仿真模块实时接收轨道仿真模块和姿态仿真模块得到的数据，获取单机数据；单机数据通信模块，用于选择及模拟单机通信协议，获取对单机原理仿真模块的控制指令及传递单机数据到星上计算机。

Description

一种卫星姿轨控和单机通信的实时仿真系统
技术领域
本发明属于卫星技术仿真领域。
背景技术
随着信息技术和空间技术的迅猛发展，卫星的复杂程度和新技术含量不断提高，研制周期进一步缩短，在轨寿命和可靠性要求更高，造成卫星研制工作难度不断加大，而且目前我国的国民经济建设和国防建设都对卫星的研制工作提出了更高的要求。为满足国家和用户对空间技术的需求，支持国民经济建设，支持国防加速向信息化转变，我国航天工业部门面临时间紧、任务重、技术复杂的挑战。因此必须采用更加先进的技术，提高技术和管理能力，快、好、省地完成卫星的研制工作，最大程度地满足用户的要求。在这种背景下，利用日益成熟系统仿真技术，将在卫星的概念研究、方案论证、设计研发、集成测试和在轨维护等各方面，提升工作效率和准确率。
现有的仿真技术都是针对卫星的单一功能进行仿真，比如对卫星轨道和姿态进行仿真，但是现有技术无法在进行轨道和姿态仿真的同时进行其它功能的测试。
发明内容
针对现有卫星功能仿真单一的问题，本发明提供一种卫星姿轨控和单机通信的实时仿真系统。
本发明的一种卫星姿轨控和单机通信的实时仿真系统，所述系统是基于LabViewReal Time模块联合PXI机箱实现仿真，所述仿真系统包括轨道和姿态动力学仿真模块、单机原理仿真模块和单机数据通信模块，其中，轨道和姿态动力学仿真模块包括轨道仿真模块和姿态仿真模块；
轨道仿真模块，与单机原理仿真模块连接，用于实时接收单机原理仿真模块发送的单机数据进行轨道仿真，得到轨道参数及卫星在轨道上的惯性系下的加速度及各个仿真时刻的速度和位置；
姿态仿真模块，与单机原理仿真模块连接，用于实时接收单机原理仿真模块发送的单机数据，进行姿态仿真，到各个仿真时刻卫星的姿态角和角速度；
单机原理仿真模块，用于实时接收所述轨道参数、所述加速度、所述各个仿真时刻的速度和位置及所述各个仿真时刻卫星的姿态角和角速度，并进行单机模拟，获取单机数据；
单机数据通信模块，与单机原理仿真模块连接，用于选择单机通信协议，并进行模拟，还用于对CAN总线设备识别，进而获取通过PXI机箱提供的串口通信模块和CAN总线通信模块对单机原理仿真模块的控制指令及传递单机原理仿真模块的单机数据到星上计算机。
作为优选，所述系统还包括单机电压采集模块，单机原理仿真模块包括推力器原理仿真模块和磁力矩器原理仿真模块；
单机电压采集模块，用于获取推力器触发电压和磁力矩器触发电压；
推力器原理仿真模块，与单机电压采集模块连接，用于判断单机电压采集模块获取的磁力矩器触发电压是否大于阈值，若是，根据卫星推力器的比冲，把推力器在时间T内的作用平均到T，得到一个平均加速度，并将平均加速度发送给轨道仿真模块；T表示单机电压采集模块的电压采集周期；还用于根据卫星各个推力器的安装矩阵，计算出由于推力器推力的产生的作用力矩，发送给姿态仿真模块；
平均加速度
Figure BDA0002731129890000021
其中，Tstep表示仿真步长，
Figure BDA0002731129890000022
表示推力器单位时间内消耗的质量，Isp表示卫星推力器的比冲；
磁力矩器原理仿真模块，与单机电压采集模块连接，用于当接收到磁力矩器触发电压，根据地球磁场模型的输出，获得卫星当前位置的磁场矢量，再结合磁力矩器的安装矩阵计算出磁力矩器开启时的力矩作用矢量，获得磁力矩器开启时产生的作用力矩发送给姿态仿真模块；
所述地球磁场模型设置在轨道仿真模块中，所述轨道参数包括地球磁场模型的输出；
轨道仿真模块，用于根据所述平均加速度更新卫星质量，进而更新卫星在轨道上的惯性系下的加速度；
姿态仿真模块，用于根据所述推力器产生的力矩，进行卫星的姿态角和角速度更新；还用于根据所述磁力矩器开启时产生的作用力矩，进行卫星的姿态角和角速度更新。
作为优选，所述单机原理仿真模块还包括飞轮原理仿真模块；
飞轮原理仿真模块，用于通过单机数据通信模块从CAN总线上读取飞轮的控制指令，获取指令转速，当前仿真循环中，计算飞轮当前转速和指令转速之差，如果转速差小于a*Tstep，则将飞轮转速输出为指令转速；否则，则在飞轮当前转速上加a*Tstep，a表示飞轮最大角加速度；当飞轮转速改变，获得角动量的改变值，根据角动量守恒原理，计算出卫星星体获得的角动量，将角动量的作用等效为飞轮恒值力矩在仿真步长时间内的作用，将飞轮恒值力矩输出给姿态仿真模块；
姿态仿真模块，用于根据所述飞轮恒值力矩，进行卫星的姿态角和角速度更新。
作为优选，所述单机原理仿真模块还包括磁强计原理仿真模块、星敏感器原理仿真模块、太阳敏感器原理仿真模块和/或陀螺原理仿真模块；
磁强计原理仿真模块，用于根据地球磁场模型的输出，外加磁强计自身的高斯噪声，模拟输出磁强计在当前卫星所在轨道位置测量得到的地球磁场矢量；星敏感器原理仿真模块，用于根据当前卫星的姿态角，结合星敏感器的电性测量信息，并加上设定的高斯噪声，模拟得到一个星敏感器的四元数输出；
太阳敏感器原理仿真模块，用于根据当前卫星的姿态角，结合太阳敏感器的电性测量信息，并加上设定的高斯噪声，模拟得到一个太阳敏感器的四元数输出；
陀螺原理仿真模块，根据卫星在轨道上的惯性系下的加速度，加上陀螺的高斯噪声漂移，得到一个模拟的陀螺测量加速度的输出。
作为优选，所述仿真系统设置了基于LabView控制的仿真循环结构和多个定时循环结构，将所述单机原理仿真模块和轨道和姿态仿真动力学模块放入LabView的控制仿真循环结构中，将CAN总线通信模块放入一个单独定时循环结构，将单机电压采集模块和串口通信模块放入不同的定时循环结构中；
仿真循环结构和多个定时循环结构并行运行，通过局部变量在同一个Vi下的不同循环中传递变量值。
作为优选，所述单机数据通信模块还用于对单机通信广播帧和数据帧的格式进行了固定，预先将不同的单机通信协议的通信模块编写到基于LabView的单机数据通信模块中，设置界面用于对不同单机通信协议之间的组合和切换，同时规定CAN总线数据库的名字和单机通信帧的名字不可以修改，为每个单机类型都预留了固定编号名称；
当预设的单机通信模块不足，可以手动添加单机通信模块，并且在不使用的时候进行单机通信模块的屏蔽；
在选择完单机通信协议后，只需修改XNET数据库，让XNET数据库与单机通信协议相对应，单机数据通信模块会根据协议里的字符串去XNET数据库中找到对应的帧，然后根据XNET数据库中设置的帧id信息从指定的CAN总线上读取数据。
作为优选，单机通信协议包括CAN总线通信协议和串口通信协议，
用LabView中的XNET模块来构建了CAN总通信协议，若一次循环时间内有多帧发送到CAN总线上，每次数据读只采集最近一次的值，同时利用LabView Visa模块构建了串口通信协议。
作为优选，当星上计算机发送广播帧时，所有单机数据原理仿真模块会向CAN总线上发送自己的识别申请帧，当星上计算机发送识别允许帧后，单机原理仿真模块能够从CAN总线上读取识别运行帧中星上计算机分发的NID，同时在之后的通信中将该NID自动填入数据包首帧，而且只有当单机数据原理仿真模块收到分发的NID，单机数据原理仿真模块才与星载计算机通过单机数据通信模块进行通信；如果星上计算机重新发送广播帧，各个单机数据原理仿真模块也会停止通信，然后开始发送识别申请帧，直到再一次收到识别允许帧后开始通信。
作为优选，所述单机原理仿真模块，还用于将轨道和姿态动力学仿真模块得到的轨道参数及卫星在轨道上的惯性系下的加速度及各个仿真时刻的速度和位置、各个仿真时刻卫星的姿态角和角速度输入Labview中的Shared Variable共享变量节点，然后基于Activex控件单独建立一个Vi来加载stk控件，再将共享变量节点数据传入stk控件，显示出卫星在轨动画。
作为优选，所述单机原理仿真模块，还用于利用LAbview常值控件对卫星的基本参数在仿真前进行设置，还用于在仿真时实时显示基本参数，获取模拟的单机的基本状态信息。
本发明的有益效果，本发明将卫星的轨道姿态仿真、卫星单机设备原理仿真以及卫星单机与星上机之间通信和指令模拟(包含磁力矩器和推力器的电压采样)，以及特定单机的电压输出结合起来，不仅模拟了卫星所处的空间环境，还将单机的数据产生进行了模拟，并且能发送给星上计算机，这样能够充分对姿轨控程序进行验证。同时基于LabViewReal Time模块，充分利用PXI机箱的实时性，提高技术速度和仿真效果，能达到每1ms进行一次仿真，性能优于现有的仿真技术。
附图说明
图1为本发明的原理示意图；
图2为本发明单机原理仿真模块中参数设置和监测界面示意图。
具体实施方式
下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动的前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
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。
下面结合附图和具体实施例对本发明作进一步说明，但不作为本发明的限定。
本实施方式的卫星姿轨控和单机通信的实时仿真系统，基于LabView Real Time模块联合PXI机箱实现仿真，利用Labview XNET、控制仿真模块、机器人模块等，对卫星轨道动力学、姿态动力学都进行了仿真。同时对卫星单机原理和通信都进行了模拟，如图1所示，本实施方式的仿真系统包括轨道和姿态动力学仿真模块、单机原理仿真模块和单机数据通信模块，其中，轨道和姿态动力学仿真模块包括轨道仿真模块和姿态仿真模块；
轨道仿真模块，与单机原理仿真模块连接，用于实时接收单机原理仿真模块发送的单机数据进行轨道仿真，得到轨道参数及卫星在轨道上的惯性系下的加速度及各个仿真时刻的速度和位置；
姿态仿真模块，与单机原理仿真模块连接，用于实时接收单机原理仿真模块发送的单机数据，进行姿态仿真，到各个仿真时刻卫星的姿态角和角速度；
单机原理仿真模块，用于实时接收所述轨道参数、所述加速度、所述各个仿真时刻的速度和位置及所述各个仿真时刻卫星的姿态角和角速度，并进行单机模拟，获取单机数据；
单机数据通信模块，与单机原理仿真模块连接，用于选择单机通信协议，并进行模拟，还用于对CAN总线设备识别，进而获取通过PXI机箱提供的串口通信模块和CAN总线通信模块对单机原理仿真模块的控制指令及传递单机原理仿真模块的单机数据到星上计算机。
本实施方式在轨道和姿态仿真中加入了卫星单机的模拟，将轨道和姿态仿真模块得到的轨道姿态数据进行处理。姿轨仿真模块相当于模拟了一个虚拟的在轨环境，然后通过模拟的单机模型，基本复现了单机在轨的工作状态。同时也建立了单机与星上计算机的通信，通过PXI机箱提供的串口和CAN总线通信接口，完成整个硬件闭环测试。
本实施方式的仿真系统能够很好地发挥了PXI机箱的实时性，同时省去了Veristand仿真配置的繁琐步骤，同时LabView中数据流清晰，思路明显，在修改时比较方便，可移植性很高，无需复杂设置，在短时间内可以配置好一台动力学PC；
本实施方式的轨道仿真模块主要考虑了地球非球型引力摄动，大气摄动，太阳光压摄动，采用了J2摄动模型，和标准大气模型以及太阳光压模型，得到卫星在轨道上的惯性系下的加速度，利用龙格库塔数值积分得到各个仿真时刻的速度和位置，在选择龙格库塔积分器时，需要选择定步长积分。因为变步长积分会导致计算时间上的波动，引起毛刺，进而影响整个仿真的实时性。
本实施方式的姿态仿真模块，主要考虑了地球磁场，太阳光压，大气阻尼，飞轮，磁力矩器对卫星产生的力矩作用，对于地球磁场、太阳光压和大气阻尼的建模都是采用经典模型来进行仿真。飞轮和磁力矩器模型是根据这两个单机真实的工作原理对它们进行模拟，最后将力矩输入龙格库塔积分器得到各个仿真时刻姿态角和角速度。本实施方式的仿真系统还包括单机电压采集模块，
单机原理仿真模块包括推力器原理仿真模块、磁力矩器原理仿真模块、飞轮原理仿真模块、磁强计原理仿真模块、星敏感器原理仿真模块、太阳敏感器原理仿真模块和陀螺原理仿真模块；
单机电压采集模块，用于获取推力器触发电压和磁力矩器触发电压；
推力器原理仿真模块，与单机电压采集模块连接，推力器原理仿真模块的输入是由单机电压采集模块采集的磁力矩器触发电压，判断磁力矩器触发电压是否大于阈值，电压采集周期为2ms，在每一次循环中，如果磁力矩器触发电压大于阈值，推力器处于开启状态，根据卫星推力器的比冲，把推力器在时间2ms内的作用平均到2ms，得到一个平均加速度，并将平均加速度发送给轨道仿真模块；还用于根据卫星各个推力器的安装矩阵，计算出由于推力器推力的产生的作用力矩，发送给姿态仿真模块；
平均加速度
Figure BDA0002731129890000061
其中，Tstep表示仿真步长，
Figure BDA0002731129890000062
表示推力器单位时间内消耗的质量，Isp表示卫星推力器的比冲；
本实施方式将仿真步长时间内消耗的质量所产生的冲量平均成一个在时间步长内均匀作用的力。
轨道仿真模块，用于根据所述平均加速度更新卫星质量，进而更新卫星在轨道上的惯性系下的加速度；由于推力器需要消耗工质，也将推力器的质量消耗进行更新，整星质量改变以后动力学模型中的卫星质量要随之变化，用于加速度计算的更新，但本实施方式不考虑燃料的质量消耗带来的转动惯量的改变。
姿态仿真模块，用于根据所述推力器产生的力矩，进行卫星的姿态角和角速度更新。
磁力矩器原理仿真模块，与单机电压采集模块连接，用于当接收到磁力矩器触发电压，根据地球磁场模型的输出，获得卫星当前位置的磁场矢量，常见的磁力矩器单机是接受星上计算机的电压信号作为开关指令，在本实施方式中采用LabView DAQMX结合TB4300模块来对卫星计算机磁力矩器接口的电压进行采集得到磁力矩器的开关状态。
磁力矩器原理仿真模块根据卫星当前位置的磁场矢量再结合磁力矩器的安装矩阵计算出磁力矩器开启时的力矩作用矢量，获得磁力矩器开启时产生的作用力矩发送给姿态仿真模块；姿态仿真模块，用于根据所述磁力矩器开启时产生的作用力矩，进行卫星的姿态角和角速度更新。
飞轮原理仿真模块，用于通过单机数据通信模块从CAN总线上读取飞轮的控制指令，获取指令转速，当前仿真循环中，计算飞轮当前转速和指令转速之差，如果转速差小于a*Tstep，则将飞轮转速输出为指令转速；否则，则在飞轮当前转速上加a*Tstep，a表示飞轮最大角加速度，Tstep表示仿真时间步长；当飞轮转速改变，获得角动量的改变值，根据角动量守恒原理，计算出卫星星体获得的角动量，将角动量的作用等效为飞轮恒值力矩在仿真步长时间内的作用，将飞轮恒值力矩输出给姿态仿真模块；
姿态仿真模块，用于根据所述飞轮恒值力矩，进行卫星的姿态角和角速度更新。
磁强计原理仿真模块，用于根据地球磁场模型的输出，外加磁强计自身的高斯噪声，模拟输出磁强计在当前卫星所在轨道位置测量得到的地球磁场矢量；
所述地球磁场模型设置在轨道仿真模块中，所述轨道参数包括地球磁场模型的输出；
星敏感器原理仿真模块，用于根据当前卫星的姿态角，结合星敏感器的电性测量信息，并加上设定的高斯噪声，模拟得到一个星敏感器的四元数输出；
太阳敏感器原理仿真模块，用于根据当前卫星的姿态角，结合太阳敏感器的电性测量信息，并加上设定的高斯噪声，模拟得到一个太阳敏感器的四元数输出；
陀螺原理仿真模块，根据卫星在轨道上的惯性系下的加速度，加上陀螺的高斯噪声漂移，得到一个模拟的陀螺测量加速度的输出。优选实施例中，本实施方式的仿真系统设置了基于LabView控制的仿真循环结构和多个定时循环结构，将所述单机原理仿真模块和轨道和姿态仿真动力学模块放入LabView的控制仿真循环结构中，将CAN总线通信模块放入一个单独定时循环结构，将单机电压采集模块和串口通信模块放入不同的定时循环结构中；
仿真循环结构和多个定时循环结构并行运行，通过局部变量在同一个Vi下的不同循环中传递变量值。
本实施方式用LabView控制仿真模块来建立整个动力学仿真模型，整个模型都包含在控制仿真循环中，进行一个定步长实时仿真。然后建立各个通信数据传输模块，比如CAN、串口等。每一个数据模块都用一个定时循环来运行。本实施方式确保了动力学仿真的实时性，同时充分利用Labview并行运行和PXI机箱多核并行运行的优点，确保模型与星上计算机的通信的实时性。本实施方式将数据产生与数据发送隔离开，确保数据的实时和可靠性，也便于问题的查找。
优选实施例中，本实施方式将轨道和姿态动力学仿真模块得到的轨道参数及卫星在轨道上的惯性系下的加速度及各个仿真时刻的速度和位置、各个仿真时刻卫星的姿态角和角速度输入Labview中的Shared Variable共享变量节点，然后基于Activex控件单独建立一个Vi来加载stk控件，再将共享变量节点数据传入stk控件，显示出卫星在轨动画。本实施方式将仿真结果可视化，可以更加直观的感受到卫星的姿轨控程序的效果，尤其是在卫星执行任务时进行检测。同时节约了数据处理的时间。
本实施方式的单机原理仿真模块将卫星仿真模型的参数设置进行了可视化编程，基于LabView控件的特点，利用LAbview常值控件对卫星的基本参数在仿真前进行设置，例如：仿真起始时间和轨道六根数，卫星各个单机的安装矩阵和高斯白噪声参数，推力器的比冲和飞轮的最大角加速度等。通过可视化的参数配置，能够使测试人员迅速熟练掌握测试技能，使得自动化测试平台使用更加便捷。同时，本实施方式也在界面中添加了仿真参数实时显示，可以获取模拟卫星在仿真时刻的基本状态信息，可以给测试人员提供初步的信息，用于错误诊断。参数设置和监测界面如图2所示；
优选实施例中，本实施方式的单机数据通信模块对单机通信广播帧和数据帧的格式进行了固定；在CAN总线上通信时，所有单机的广播帧都满足如下格式：
表1设备识别广播帧格式
Figure BDA0002731129890000081
表2设备识别申请帧
Figure BDA0002731129890000082
Figure BDA0002731129890000091
表3设备识别允许帧
Figure BDA0002731129890000092
同时，本实施方式对单机的数据帧也进行了规范处理：
表4数据传输首帧
Figure BDA0002731129890000093
Figure BDA0002731129890000101
表5数据传输中间帧
Figure BDA0002731129890000102
表6数据传输尾帧
Figure BDA0002731129890000103
通过对单机通信广播帧和数据帧的规定，能够简化每次修改通信协议的流程。因为格式固定了之后，LabView中对于相同数据内容的判定方式就不需要改变，但是，虽然每个单机通信方式都有相同的规定，但是不同单机在数据包数据的格式是根据单机类型和生产方不同来确定的。而且在姿轨控单机方面，经常会使用同一个型号的单机通信协议，此时如果每次测试都需要重新构建测试模块将十分地不便。因此，基于LabView灵活的编程特点，本实施方式还预先将不同的单机协议的通信模块编写到LabView通信仿真程序中，不同单机协议之间的组合和切换只需要在界面选择即可。本实施方式所说的单机通信协议选择指LabView中从CAN总线读取和发送数据的协议选择。为了最大程度实现自动化测试，本实施方式制定了通信协议修改规范，规定CAN数据库的名字和单机通信帧的名字不可以修改。本实施方式为每个单机类型都预留了固定了编号名称，例如星敏感器的数据接收帧第二包：StarTrackerAR2、StarTrackerBR2、StarTrackerCR2。预设的单机通信模块不足，可以手动添加单机通信模块，并且在不使用的时候进行单机通信模块的屏蔽。在通信模块中选择完单机协议后，只需修改XNET数据库，让数据库与通信协议相对应，各个单机的通信模块就会根据协议里的字符串去数据库中找到对应的帧，然后根据数据库中设置的帧id等信息从指定的CAN总线上读取数据。
优选实施例中，
单机通信协议包括CAN总线通信协议和串口通信协议，
基于LabView对于PXI硬件良好的兼容性和接口调用的便捷性，用LabView中的XNET模块，XNET模块是LabView中的一个函数模块，用于调用XNET数据库来构建了CAN总通信协议，采取单点读取法，若一次循环时间内有多帧发送到CAN总线上，每次数据读只采集最近一次的值，同时利用LabView Visa模块构建了串口通信协议。基于串口只能与一个设备通信的特点，本实施方式对每一个串口设备都单独编写了一个循环模块，用于与星载计算机的通信。
优选实施例中，当星上计算机发送广播帧时，所有单机数据原理仿真模块会向CAN总线上发送自己的识别申请帧，当星上计算机发送识别允许帧后，单机原理仿真模块能够从CAN总线上读取识别运行帧中星上计算机分发的NID，同时在之后的通信中将该NID自动填入数据包首帧，而且只有当单机数据原理仿真模块收到分发的NID，单机数据原理仿真模块才与星载计算机通过单机数据通信模块进行通信；如果星上计算机重新发送广播帧，各个单机数据原理仿真模块也会停止通信，然后开始发送识别申请帧，直到再一次收到识别允许帧后开始通信。
本实施方式模拟了CAN总线设备与卫星之间的设备识别过程，可以在Can总线自动获取NID，无需手动设置，更加真实的模拟了单机与星上计算机之间的通信过程，进一步验证星上的设备识别程序。
虽然在本文中参照了特定的实施方式来描述本发明，但是应该理解的是，这些实施例仅仅是本发明的原理和应用的示例。因此应该理解的是，可以对示例性的实施例进行许多修改，并且可以设计出其他的布置，只要不偏离所附权利要求所限定的本发明的精神和范围。应该理解的是，可以通过不同于原始权利要求所描述的方式来结合不同的从属权利要求和本文中所述的特征。还可以理解的是，结合单独实施例所描述的特征可以使用在其他所述实施例中。

Claims (9)

1.一种卫星姿轨控和单机通信的实时仿真系统，其特征在于，所述系统是基于LabViewReal Time模块联合PXI机箱实现仿真，所述仿真系统包括轨道和姿态动力学仿真模块、单机原理仿真模块和单机数据通信模块，其中，轨道和姿态动力学仿真模块包括轨道仿真模块和姿态仿真模块；
轨道仿真模块，与单机原理仿真模块连接，用于实时接收单机原理仿真模块发送的单机数据进行轨道仿真，得到轨道参数及卫星在轨道上的惯性系下的加速度及各个仿真时刻的速度和位置；
姿态仿真模块，与单机原理仿真模块连接，用于实时接收单机原理仿真模块发送的单机数据，进行姿态仿真，到各个仿真时刻卫星的姿态角和角速度；
单机原理仿真模块，用于实时接收所述轨道参数、所述加速度、所述各个仿真时刻的速度和位置及所述各个仿真时刻卫星的姿态角和角速度，并进行单机模拟，获取单机数据；
单机数据通信模块，与单机原理仿真模块连接，用于选择单机通信协议，并进行模拟，还用于对CAN总线设备识别，进而获取通过PXI机箱提供的串口通信模块和CAN总线通信模块对单机原理仿真模块的控制指令及传递单机原理仿真模块的单机数据到星上计算机；
所述系统还包括单机电压采集模块，单机原理仿真模块包括推力器原理仿真模块和磁力矩器原理仿真模块；
单机电压采集模块，用于获取推力器触发电压和磁力矩器触发电压；
推力器原理仿真模块，与单机电压采集模块连接，用于判断单机电压采集模块获取的磁力矩器触发电压是否大于阈值，若是，根据卫星推力器的比冲，把推力器在时间T内的作用平均到T，得到一个平均加速度，并将平均加速度发送给轨道仿真模块；T表示单机电压采集模块的电压采集周期；还用于根据卫星各个推力器的安装矩阵，计算出由于推力器推力的产生的作用力矩，发送给姿态仿真模块；
平均加速度
Figure FDA0003685927370000011
其中，Tstep表示仿真步长，
Figure FDA0003685927370000012
表示推力器单位时间内消耗的质量，Isp表示卫星推力器的比冲；
磁力矩器原理仿真模块，与单机电压采集模块连接，用于当接收到磁力矩器触发电压，根据地球磁场模型的输出，获得卫星当前位置的磁场矢量，再结合磁力矩器的安装矩阵计算出磁力矩器开启时的力矩作用矢量，获得磁力矩器开启时产生的作用力矩发送给姿态仿真模块；
所述地球磁场模型设置在轨道仿真模块中，所述轨道参数包括地球磁场模型的输出；
轨道仿真模块，用于根据所述平均加速度更新卫星质量，进而更新卫星在轨道上的惯性系下的加速度；
姿态仿真模块，用于根据所述推力器产生的力矩，进行卫星的姿态角和角速度更新；还用于根据所述磁力矩器开启时产生的作用力矩，进行卫星的姿态角和角速度更新。
2.根据权利要求1所述的卫星姿轨控和单机通信的实时仿真系统，其特征在于，所述单机原理仿真模块还包括飞轮原理仿真模块；
飞轮原理仿真模块，用于通过单机数据通信模块从CAN总线上读取飞轮的控制指令，获取指令转速，当前仿真循环中，计算飞轮当前转速和指令转速之差，如果转速差小于a*Tstep，则将飞轮转速输出为指令转速；否则，则在飞轮当前转速上加a*Tstep，a表示飞轮最大角加速度；当飞轮转速改变，获得角动量的改变值，根据角动量守恒原理，计算出卫星星体获得的角动量，将角动量的作用等效为飞轮恒值力矩在仿真步长时间内的作用，将飞轮恒值力矩输出给姿态仿真模块；
姿态仿真模块，用于根据所述飞轮恒值力矩，进行卫星的姿态角和角速度更新。
3.根据权利要求2所述的卫星姿轨控和单机通信的实时仿真系统，其特征在于，所述单机原理仿真模块还包括磁强计原理仿真模块、星敏感器原理仿真模块、太阳敏感器原理仿真模块和/或陀螺原理仿真模块；
磁强计原理仿真模块，用于根据地球磁场模型的输出，外加磁强计自身的高斯噪声，模拟输出磁强计在当前卫星所在轨道位置测量得到的地球磁场矢量；星敏感器原理仿真模块，用于根据当前卫星的姿态角，结合星敏感器的电性测量信息，并加上设定的高斯噪声，模拟得到一个星敏感器的四元数输出；
太阳敏感器原理仿真模块，用于根据当前卫星的姿态角，结合太阳敏感器的电性测量信息，并加上设定的高斯噪声，模拟得到一个太阳敏感器的四元数输出；
陀螺原理仿真模块，根据卫星在轨道上的惯性系下的加速度，加上陀螺的高斯噪声漂移，得到一个模拟的陀螺测量加速度的输出。
4.根据权利要求1所述的卫星姿轨控和单机通信的实时仿真系统，其特征在于，所述仿真系统设置了基于LabView控制的仿真循环结构和多个定时循环结构，将所述单机原理仿真模块和轨道和姿态仿真动力学模块放入LabView的控制仿真循环结构中，将CAN总线通信模块放入一个单独定时循环结构，将单机电压采集模块和串口通信模块放入不同的定时循环结构中；
仿真循环结构和多个定时循环结构并行运行，通过局部变量在同一个Vi下的不同循环中传递变量值。
5.根据权利要求4所述的卫星姿轨控和单机通信的实时仿真系统，其特征在于，所述单机数据通信模块还用于对单机通信广播帧和数据帧的格式进行了固定，预先将不同的单机通信协议的通信模块编写到基于LabView的单机数据通信模块中，设置界面用于对不同单机通信协议之间的组合和切换，同时规定CAN总线数据库的名字和单机通信帧的名字不可以修改，为每个单机类型都预留了固定编号名称；
当预设的单机通信模块不足，可以手动添加单机通信模块，并且在不使用的时候进行单机通信模块的屏蔽；
在选择完单机通信协议后，只需修改XNET数据库，让XNET数据库与单机通信协议相对应，单机数据通信模块会根据协议里的字符串去XNET数据库中找到对应的帧，然后根据XNET数据库中设置的帧id信息从指定的CAN总线上读取数据。
6.根据权利要求5所述的卫星姿轨控和单机通信的实时仿真系统，其特征在于，
单机通信协议包括CAN总线通信协议和串口通信协议，
用LabView中的XNET模块来构建了CAN总通信协议，若一次循环时间内有多帧发送到CAN总线上，每次数据读只采集最近一次的值，同时利用LabView Visa模块构建了串口通信协议。
7.根据权利要求6所述的卫星姿轨控和单机通信的实时仿真系统，其特征在于，当星上计算机发送广播帧时，所有单机数据原理仿真模块会向CAN总线上发送自己的识别申请帧，当星上计算机发送识别允许帧后，单机原理仿真模块能够从CAN总线上读取识别运行帧中星上计算机分发的NID，同时在之后的通信中将该NID自动填入数据包首帧，而且只有当单机数据原理仿真模块收到分发的NID，单机数据原理仿真模块才与星载计算机通过单机数据通信模块进行通信；如果星上计算机重新发送广播帧，各个单机数据原理仿真模块也会停止通信，然后开始发送识别申请帧，直到再一次收到识别允许帧后开始通信。
8.根据权利要求1所述的卫星姿轨控和单机通信的实时仿真系统，其特征在于，所述单机原理仿真模块，还用于将轨道和姿态动力学仿真模块得到的轨道参数及卫星在轨道上的惯性系下的加速度及各个仿真时刻的速度和位置、各个仿真时刻卫星的姿态角和角速度输入Labview中的Shared Variable共享变量节点，然后基于Activex控件单独建立一个Vi来加载stk控件，再将共享变量节点数据传入stk控件，显示出卫星在轨动画。
9.根据权利要求8所述的卫星姿轨控和单机通信的实时仿真系统，其特征在于，所述单机原理仿真模块，还用于利用LAbview常值控件对卫星的基本参数在仿真前进行设置，还用于在仿真时实时显示基本参数，获取模拟的单机的基本状态信息。
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