CN114167751B - 星座半物理仿真系统及仿真方法 - Google Patents

Abstract

本发明属于卫星星座设计与仿真技术领域，具体公开了一种星座半物理仿真系统及仿真方法，该系统包括用于完成星座构型、星间链路及地面覆盖仿真的星座数字仿真模块，与星座数字仿真模块的轨道信息输出端连接的卫星姿轨动力学模拟器、供配电模拟器、热控模拟器、可星载卫星电控设备和卫星测控模拟器，供配电模拟器的输入端与星座数字仿真模块的光照条件信息输出端连接，热控模拟器的输入端与星座数字仿真模块的轨道太阳角信息输出端连接，可星载卫星电控设备接收卫星敏感器信息、卫星供电信息和卫星设备温度信息。采用本技术方案，利用半物理仿真系统结合卫星真实单机与模拟设备产生物理信号，与星座数字仿真模块进行信息交互，提高仿真置信度。

Description

星座半物理仿真系统及仿真方法

技术领域

本发明属于卫星星座设计与仿真技术领域，涉及一种星座半物理仿真系统及仿真方法。

背景技术

卫星星座(简称“星座”)是指由多颗卫星组成，卫星轨道形成稳定的空间几何构型，卫星之间保持固定的时空关系，用于完成特定航天任务的卫星系统。卫星星座构成的航天系统称为卫星星座系统。

纵观卫星技术几十年来的发展历程，单颗卫星的性能不断提高，有效载荷种类不断丰富，载荷技术和能力不断提高。同时，航天任务将不再仅由单颗卫星来完成，多颗卫星合作已成为卫星应用的主流形式，卫星之间的联系越来越密切。对于空间全球通信应用系统，单颗卫星难以有效完成任务目标，完成这类任务需要在相同及不同轨道面上布置多颗卫星，因此卫星星座系统应运而生。

随着铱星系统、OneWeb系统、星链计划的有效部署，利用大型低地球轨道卫星星座，从太空提供全球宽带接入的想法逐渐成为现实。星座系统的建设，是一项非常复杂的系统工程，卫星数目众多，成本高昂，建设周期长，运行管理复杂，其设计、建设、管理均存在较大难度，为星座系统的实际应用带来巨大挑战。

因此，为了减少建设成本，提前识别技术风险，提高系统运行维护能力，开展星座系统仿真工作就显得尤为重要。通过较为完备的仿真试验手段，在关键技术攻关、试验卫星系统、组网建设等各个阶段，合理地规划、管理全过程的技术工作，充分验证系统体制的可行性，提前识别并控制系统的不确定因素及问题，从而以最少的时间和成本代价实现系统建设的总目标。

半物理仿真是在仿真系统组成基础上，将部分或全部硬件接入仿真系统中，但部分模块(如星座构型、轨道、空间环境)仍用数学模型代替。目前主流的星座仿真方法均为数学仿真，虽然数学仿真可以对星座构型、覆盖性、星间链路等进行仿真，而半物理仿真比数学仿真具有更高的置信度，可有效为星座系统建设和运行维护提供测试评估与分析验证的支持，因此搭建星座半物理仿真系统至关重要。

发明内容

本发明的目的在于提供一种星座半物理仿真系统及仿真方法，可有效反映卫星物理特性，提高仿真置信度。

为了达到上述目的，本发明的基础方案为：一种星座半物理仿真系统，包括星座数字仿真模块、卫星姿轨动力学模拟器、供配电模拟器、热控模拟器、可星载卫星电控设备和卫星测控模拟器；

所述星座数字仿真模块，用于完成星座构型、星间链路及地面覆盖仿真，设置基准卫星，并获取基准卫星的轨道信息、光照条件信息和轨道太阳角信息；

所述卫星姿轨动力学模拟器的输入端与星座数字仿真模块的轨道信息输出端连接，卫星姿轨动力学模拟器接收星座数字仿真模块基准卫星的初始轨道，将系统运行过程中计算得到的实时轨道发送给星座数字仿真模块基准卫星，卫星姿轨动力学模拟器输出敏感器模拟器信息，敏感器模拟器模拟卫星姿态敏感器，可用于模拟测量卫星三轴姿态；

所述供配电模拟器的输入端与星座数字仿真模块的光照条件信息输出端连接，供配电模拟器模拟卫星太阳电池阵列，实现供电电压和电流解算，输出对应的卫星供电信息；

所述热控模拟器的输入端与星座数字仿真模块的轨道太阳角信息输出端连接，热控模拟器模拟卫星热敏电阻，输出卫星设备温度信息；

所述可星载卫星电控设备接收卫星敏感器信息，卫星供电信息和卫星设备温度信息，完成卫星姿态与轨道控制、卫星热控制以及卫星遥测遥控管理；可星载卫星电控设备将卫星姿态与轨道控制发送给卫星姿轨动力学模拟器，获取卫星实时轨道；可星载卫星电控设备与卫星测控模拟器连接，可接收卫星测控模拟器所发遥控指令并完成指令的解析、存储、执行操作，同时可将采集到的各设备遥测信息按约定格式进行组帧并下发至卫星测控模拟器进行遥测参数的可视化显示；

所述卫星测控模拟器的输入端接收可星载卫星电控设备的卫星遥测信息，模拟卫星地面测控站，实现对星地测控链路数据上下行处理，并将卫星运控信息发送给星座数字仿真模块。

本基础方案的工作原理和有益效果在于：本方案利用半物理仿真系统结合卫星真实单机与模拟设备产生物理信号，仿真系统将卫星真实单机及半物理仿真硬件设备接入回路，可有效反映卫星物理特性，提高仿真置信度。该系统支持选择星座中的任意一颗卫星作为基准星，通过对基准星的运控，实现星座系统运控仿真，为巨型低轨星座卫星运控提供了一种仿真方法和借鉴方案，节约运控人力和时间。

利用半物理仿真，可提供真实环境和干扰(如温度变化、电磁干扰)，可通过实验测试环境和干扰对系统的影响，改善仿真系统性能。对于可能存在的极性设置问题、设备连接问题、信号串扰问题，可在半物理仿真中发现并纠正。

进一步，所述卫星姿轨动力学模拟器包括动力学模拟器、敏感器模拟器和执行机构模拟器，所述动力学模拟器接收星座数字仿真模块基准卫星的初始轨道信息，根据卫星所受内外力矩计算三轴姿态；

敏感器模拟器利用与卫星本体的安装矩阵，反算出敏感器信息，并将该信息发送给可星载卫星电控设备用于姿态解算；

可星载卫星电控设备将解算得到的卫星姿态与期望姿态进行比对，如果产生姿态偏差，则向执行机构模拟器发送控制指令，由执行机构模拟器生成控制力矩，发送给动力学模拟器；

动力学模拟器根据动力学原理，结合质量特性和空间环境力矩计算出卫星姿态、轨道动力学信息，将计算得到的实时轨道发送给星座数字仿真模块基准卫星。

卫星姿轨动力学模拟器结构简单，便于使用。

进一步，所述热控模拟器包括热控处理控制器、可编程电阻和加热器，热控处理控制器根据轨道太阳角信息进行外热流分析，得到温度数据并将温度数据发送给可编程电阻板卡，由可编程电阻板卡模拟热敏电阻温度；

可编程电阻板卡将模拟的设备温度发送给可星载卫星电控设备，可星载卫星电控设备将接收到的温度值与初始阈值进行比较，如果温度值不处于阈值范围内，则可星载卫星电控设备通过发送开关指令控制热控模拟器内的加热器工作，完成设备热控，可星载卫星电控设备发送开关指令至热控模拟器内的加热器。

热控模拟器属于半物理仿真设备，对系统进行热控模拟，操作简单，利于使用。

进一步，供配电模拟器包括工控机、卫星太阳电池阵列模拟器和供电模拟器，工控机接收星座数字仿真模块的光照参数，将光照参数发送给太阳电池阵列模拟器，提供供电电压和电流解算，供电模拟器作为恒压源输出，根据负载的阻抗变化，实时调整输出电流，为可星载卫星电控设备供电，适配其各种工作模式。

卫星供配电模拟器为一工控机设备，保证系统用电，使仿真系统顺利运行。

进一步，所述轨道信息包括星上时间、卫星轨道位置及卫星轨道速度信息。

提取所需轨道信息，利于后续仿真。

进一步，所述光照条件信息包括星上时间，光照标志位，太阳矢量与卫星本体Y轴的夹角，以及太阳矢量与卫星本体XOY面的夹角；

所述本体XOY面为本体X轴与Y轴构成的平面，当卫星三轴稳态对地无姿态偏差时，X轴与卫星在轨飞行方向一致，Z轴指向地心方向，Y轴、X轴和Z轴构成右手直角坐标系。

利用全面的光照条件信息，便于供配电模拟器进行模拟供电。

进一步，所述轨道太阳角信息包括星上时间、太阳矢量与卫星轨道平面夹角，所述轨道平面为轨道标称运行平面。

获取所需的轨道太阳角信息，以便热控模拟器完成相应温度模拟。

进一步，所述卫星运控信息包括轨道信息、控制模式、姿态信息、能源状态和热控状态信息。

星座数字仿真模块获取相应的卫星运控信息，一方面可通过对基准星的运控实现星座运控，对星座构型、覆盖性、星间链路等星座性能进行仿真分析；另一方面对可能存在的极性设置问题、设备连接问题、信号串扰问题，可在半物理仿真中发现并纠正。

进一步，所述星座数字仿真模块通过LAN口和网线，分别与卫星姿轨动力学模拟器、热控模拟器和卫星测控模拟器连接。

连接结构简单，利于安装、使用。

本发明还提供一种基于本发明所述系统的星座半物理仿真方法，包括如下步骤：

运行星座数字仿真模块，对星座构型、星间链路及星地覆盖特性进行设置，并选择初始基准卫星；

设置卫星工作轨道高度、整星质量特性、整星力学特性和单机工作指标特性，启动卫星姿轨动力学模拟器；

对太阳翼驱动机构工作模式及整星电压/电流特性进行设置，启动供配电模拟器；

设置阻值/温度特性，启动热控模拟器；

启动卫星测控模拟器，在卫星测控模拟器的工作界面上设置工作频率和上下行信号衰减值；

以系统启动或切换基准星时的仿真时间为t₀，t₀时刻星座数字仿真模块向卫星姿轨动力学模拟器发送基准卫星t₀时刻的星上时间、卫星轨道位置、卫星轨道速度信息，t₀+1时刻后由卫星姿轨动力学模拟器向星座数字仿真模块更新卫星轨道位置、卫星轨道速度瞬时信息，直至系统关闭或切换基准星。

本方案支持选择星座中的任意一颗卫星作为基准星，通过对基准星的运控，实现星座系统运控仿真，为巨型低轨星座卫星运控提供了一种仿真方法和借鉴方案，节约运控人力和时间。

附图说明

图1是本发明星座半物理仿真系统的流程示意图。

具体实施方式

下面详细描述本发明的实施例，所述实施例的示例在附图中示出，其中自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，仅用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。

在本发明的描述中，需要理解的是，术语“纵向”、“横向”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。

在本发明的描述中，除非另有规定和限定，需要说明的是，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是机械连接或电连接，也可以是两个元件内部的连通，可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语的具体含义。

目前主流的星座数字仿真系统存在如下局限性：

(1)一个实际系统，其结构相当复杂，数学模型很难精确地概括全部细节，有时某些细节的局部误差有可能使系统性能发生质的变化；

(2)某些环境或干扰对部件性能的影响很难建立准确的数学模型；

(3)研制过程中因粗心大意而造成的错误是不能用数学仿真发现的。

如图1所示，根据卫星星座系统的设计要求，本发明公开了一种星座半物理仿真系统，用于解决上述技术问题。本方案适用于星座系统设计、星座性能指标分析以及卫星批产前的仿真验证。该系统包括星座数字仿真模块、卫星姿轨动力学模拟器、供配电模拟器、热控模拟器、可星载卫星电控设备和卫星测控模拟器。这样半物理仿真系统结合卫星真实单机与模拟设备产生物理信号，与星座数字仿真软件进行信息交互，将卫星真实单机及半物理仿真硬件设备接入回路，可有效反映卫星物理特性，提高仿真置信度。

星座数字仿真模块(即图1中的星座数字仿真软件)，用于完成星座构型、星间链路及地面覆盖仿真，设置基准卫星，并获取基准卫星的轨道信息、光照条件信息和轨道太阳角信息。轨道信息包括星上时间、卫星轨道位置及卫星轨道速度信息。光照条件信息包括星上时间，光照标志位，太阳矢量与卫星本体Y轴的夹角，以及太阳矢量与卫星本体XOY面的夹角。本体XOY面为本体X轴与Y轴构成的平面，当卫星三轴稳态对地无姿态偏差时，X轴与卫星在轨飞行方向一致，Z轴指向地心方向，Y轴、X轴和Z轴构成右手直角坐标系。轨道太阳角信息包括星上时间、太阳矢量与卫星轨道平面夹角，所述轨道平面为轨道标称运行平面。

卫星姿轨动力学模拟器属于半物理仿真设备，卫星姿轨动力学模拟器的输入端与星座数字仿真模块的轨道信息输出端电性连接。卫星姿轨动力学模拟器接收星座数字仿真模块基准卫星的初始轨道，将系统运行过程中计算得到的实时轨道发送给星座数字仿真模块基准卫星，卫星姿轨动力学模拟器输出敏感器模拟器信息，模拟器敏感器模拟卫星姿态敏感器，用于模拟测量卫星三轴姿态。卫星姿态敏感器属于卫星姿态测量部件，在本方案中用半物理仿真方式实现，卫星敏感器用于测量卫星姿态信息,包括星敏感器，太阳敏感器，陀螺等。

优选，卫星姿轨动力学模拟器利用工控机实现卫星姿轨动力学解算、模拟卫星姿态敏感器以及模拟卫星执行机构，卫星姿轨动力学模拟器包括动力学模拟器、敏感器模拟器和执行机构模拟器，动力学模拟器接收星座数字仿真模块基准卫星的初始轨道信息，根据卫星所受内外力矩计算三轴姿态。敏感器模拟器利用与卫星本体的安装矩阵，反算出敏感器信息，并将该信息发送给可星载卫星电控设备用于姿态解算，具体姿态解算可采用现有的卫星姿态确定方法。可星载卫星电控设备将解算得到的卫星姿态与期望姿态进行比对，如果产生姿态偏差，则向执行机构模拟器发送控制指令，由执行机构模拟器生成控制力矩，发送给动力学模拟器；动力学模拟器根据动力学原理，结合质量特性和空间环境力矩计算出卫星姿态、轨道动力学信息，具体计算方法可采用现有方法，将计算得到的实时轨道发送给星座数字仿真模块基准卫星。姿轨分为姿态和轨道，姿态由姿态动力学-敏感器-计算机-执行机构-动力学形成控制闭环。轨道由初始轨道进行递推计算，更新轨道信息。

供配电模拟器属于半物理仿真设备，供配电模拟器的输入端与星座数字仿真模块的光照条件信息输出端电性连接，供配电模拟器利于工控机模拟卫星太阳电池阵列，实现供电电压和电流解算，输出对应的卫星供电信息。供电模拟器作为恒压源输出，根据负载的阻抗变化，实时调整输出电流，为可星载卫星电控设备供电，适配其各种工作模式。卫星供配电模拟器包括工控机、卫星太阳电池阵列模拟器和供电模拟器，工控机接收星座数字仿真模块的光照参数，将光照参数发送给太阳电池阵列模拟器，太阳电池阵列模拟器用于提供供电电压和电流解算，供电模拟器实时控制电压和电流状态，为可星载卫星电控设备供电。

热控模拟器属于半物理仿真设备，热控模拟器的输入端与星座数字仿真模块的轨道太阳角信息输出端电性连接，热控模拟器利用工控机模拟卫星热敏电阻，输出卫星设备温度信息。

优选，热控模拟器包括热控处理控制器、可编程电阻和加热器，热控处理控制器根据轨道太阳角信息进行外热流分析，得到温度数据并将温度数据发送给可编程电阻板卡，由可编程电阻板卡模拟热敏电阻温度。可编程电阻板卡将模拟的设备温度发送给可星载卫星电控设备，可星载卫星电控设备将接收到的温度值与初始阈值进行比较，如果温度值不处于阈值范围内，则可星载卫星电控设备通过发送开关指令控制热控模拟器内的加热器工作，完成设备热控，可星载卫星电控设备发送开关指令至热控模拟器内的加热器。

可星载卫星电控设备属于卫星真实电控设备，可星载卫星电控设备接收卫星敏感器信息，卫星供电信息和卫星设备温度信息，完成卫星姿态与轨道控制、卫星热控制以及卫星遥测遥控管理。可星载卫星电控设备将卫星姿态与轨道控制发送给卫星姿轨动力学模拟器，获取卫星实时轨道。可星载卫星电控设备通过射频线缆与卫星测控模拟器连接，可接收卫星测控模拟器所发遥控指令并完成指令的解析、存储、执行操作，同时可将采集到的各设备遥测信息按约定格式进行组帧并下发至卫星测控模拟器进行遥测参数的可视化显示。卫星测控模拟器的输入端接收可星载卫星电控设备的卫星遥测信息，模拟卫星地面测控站，实现对星地测控链路数据上下行处理，并将卫星运控信息发送给星座数字仿真模块。卫星运控信息包括轨道信息、控制模式、姿态信息、能源状态和热控状态信息。

优选，星座数字仿真模块通过LAN口和网线，分别与卫星姿轨动力学模拟器、热控模拟器和卫星测控模拟器电性连接。

本发明还提供一种基于本发明所述系统的星座半物理仿真方法，包括如下步骤：

运行星座数字仿真模块，星座数字仿真模块可在PC(personal computer，个人计算机)机中运行，系统启动时对星座构型、星间链路及星地覆盖特性进行设置，并选择初始基准卫星；

星座构型设置卫星数、轨道面数、相位因子、基准卫星轨道位置/速度信息；

星间链路设置需要建链路的两颗卫星；

星地覆盖特性需要设置卫星通信载荷的波束角；

基准卫星轨道速度/位置信息为基准轨道位置和轨道速度；

系统运行后，可点击任意一颗卫星作为基准星进行监视和控制；

设置卫星工作轨道高度、整星质量特性、整星力学特性和单机工作指标特性，启动卫星姿轨动力学模拟器；

对太阳翼驱动机构工作模式及整星电压/电流特性进行设置，启动供配电模拟器；

设置阻值/温度特性，启动热控模拟器；

系统中可星载卫星电控设备为星载真实电控设备，在进行半物理仿真时，可使用电性件或鉴定件参加试验，可星载卫星电控设备通过供配电模拟器供电，通过测控模拟器发送遥控信号开关机；

启动卫星测控模拟器，在卫星测控模拟器的工作界面上设置工作频率和上下行信号衰减值；

以系统启动或切换基准星时的仿真时间为t₀，t₀时刻星座数字仿真模块向卫星姿轨动力学模拟器发送基准卫星t₀时刻的星上时间、卫星轨道位置、卫星轨道速度信息，t₀+1时刻后由卫星姿轨动力学模拟器向星座数字仿真模块更新卫星轨道位置、卫星轨道速度瞬时信息，直至系统关闭或切换基准星。

在本说明书的描述中，参考术语“一个实施例”、“一些实施例”、“示例”、“具体示例”、或“一些示例”等的描述意指结合该实施例或示例描述的具体特征、结构、材料或者特点包含于本发明的至少一个实施例或示例中。在本说明书中，对上述术语的示意性表述不一定指的是相同的实施例或示例。而且，描述的具体特征、结构、材料或者特点可以在任何的一个或多个实施例或示例中以合适的方式结合。

尽管已经示出和描述了本发明的实施例，本领域的普通技术人员可以理解：在不脱离本发明的原理和宗旨的情况下可以对这些实施例进行多种变化、修改、替换和变型，本发明的范围由权利要求及其等同物限定。

Claims (9)

1.一种星座半物理仿真系统，其特征在于，包括星座数字仿真模块、卫星姿轨动力学模拟器、供配电模拟器、热控模拟器、可星载卫星电控设备和卫星测控模拟器；

所述星座数字仿真模块，用于完成星座构型、星间链路及地面覆盖仿真，设置基准卫星，并获取基准卫星的轨道信息、光照条件信息和轨道太阳角信息；

所述卫星姿轨动力学模拟器的输入端与星座数字仿真模块的轨道信息输出端连接，卫星姿轨动力学模拟器接收星座数字仿真模块基准卫星的初始轨道，将系统运行过程中计算得到的实时轨道发送给星座数字仿真模块基准卫星，卫星姿轨动力学模拟器输出敏感器模拟器信息，敏感器模拟器模拟卫星姿态敏感器，用于模拟测量卫星三轴姿态；

所述供配电模拟器的输入端与星座数字仿真模块的光照条件信息输出端连接，供配电模拟器模拟卫星太阳电池阵列，实现供电电压和电流解算，输出对应的卫星供电信息；

所述热控模拟器的输入端与星座数字仿真模块的轨道太阳角信息输出端连接，热控模拟器模拟卫星热敏电阻，输出卫星设备温度信息；

所述可星载卫星电控设备接收卫星敏感器信息，卫星供电信息和卫星设备温度信息，完成卫星姿态与轨道控制、卫星热控制以及卫星遥测遥控管理；可星载卫星电控设备将卫星姿态与轨道控制发送给卫星姿轨动力学模拟器，获取卫星实时轨道；可星载卫星电控设备与卫星测控模拟器连接，可接收卫星测控模拟器所发遥控指令并完成指令的解析、存储、执行操作，同时可将采集到的各设备遥测信息按约定格式进行组帧并下发至卫星测控模拟器进行遥测参数的可视化显示；

所述卫星测控模拟器的输入端接收可星载卫星电控设备的卫星遥测信息，模拟卫星地面测控站，实现对星地测控链路数据上下行处理，并将卫星运控信息发送给星座数字仿真模块；

所述卫星姿轨动力学模拟器包括动力学模拟器、敏感器模拟器和执行机构模拟器，所述动力学模拟器接收星座数字仿真模块基准卫星的初始轨道信息，根据卫星所受内外力矩计算三轴姿态；

敏感器模拟器利用与卫星本体的安装矩阵，反算出敏感器信息，并将该信息发送给可星载卫星电控设备用于姿态解算；

可星载卫星电控设备将解算得到的卫星姿态与期望姿态进行比对，如果产生姿态偏差，则向执行机构模拟器发送控制指令，由执行机构模拟器生成控制力矩，发送给动力学模拟器；

动力学模拟器根据动力学原理，结合质量特性和空间环境力矩计算出卫星姿态、轨道动力学信息，将计算得到的实时轨道发送给星座数字仿真模块基准卫星。

2.如权利要求1所述的星座半物理仿真系统，其特征在于，所述热控模拟器包括热控处理控制器、可编程电阻和加热器，热控处理控制器根据轨道太阳角信息进行外热流分析，得到温度数据并将温度数据发送给可编程电阻板卡，由可编程电阻板卡模拟热敏电阻温度；

可编程电阻板卡将模拟的设备温度发送给可星载卫星电控设备，可星载卫星电控设备将接收到的温度值与初始阈值进行比较，如果温度值不处于阈值范围内，则可星载卫星电控设备通过发送开关指令控制热控模拟器内的加热器工作，完成设备热控，可星载卫星电控设备发送开关指令至热控模拟器内的加热器。

3.如权利要求1所述的星座半物理仿真系统，其特征在于，供配电模拟器包括工控机、卫星太阳电池阵列模拟器和供电模拟器，工控机接收星座数字仿真模块的光照参数，将光照参数发送给太阳电池阵列模拟器，提供供电电压和电流解算，供电模拟器作为恒压源输出，根据负载的阻抗变化，实时调整输出电流，为可星载卫星电控设备供电，适配其各种工作模式。

4.如权利要求1所述的星座半物理仿真系统，其特征在于，所述轨道信息包括星上时间、卫星轨道位置及卫星轨道速度信息。

5.如权利要求1所述的星座半物理仿真系统，其特征在于，所述光照条件信息包括星上时间，光照标志位，太阳矢量与卫星本体Y轴的夹角，以及太阳矢量与卫星本体XOY面的夹角；

所述本体XOY面为本体X轴与Y轴构成的平面，当卫星三轴稳态对地无姿态偏差时，X轴与卫星在轨飞行方向一致，Z轴指向地心方向，Y轴、X轴和Z轴构成右手直角坐标系。

6.如权利要求1所述的星座半物理仿真系统，其特征在于，所述轨道太阳角信息包括星上时间、太阳矢量与卫星轨道平面夹角，所述轨道平面为轨道标称运行平面。

7.如权利要求1所述的星座半物理仿真系统，其特征在于，所述卫星运控信息包括轨道信息、控制模式、姿态信息、能源状态和热控状态信息。

8.如权利要求1所述的星座半物理仿真系统，其特征在于，所述星座数字仿真模块通过LAN口和网线，分别与卫星姿轨动力学模拟器、热控模拟器和卫星测控模拟器连接。

9.一种基于权利要求1-8之一所述系统的星座半物理仿真方法，其特征在于，包括如下步骤：

运行星座数字仿真模块，对星座构型、星间链路及星地覆盖特性进行设置，并选择初始基准卫星；

设置卫星工作轨道高度、整星质量特性、整星力学特性和单机工作指标特性，启动卫星姿轨动力学模拟器；

对太阳翼驱动机构工作模式及整星电压/电流特性进行设置，启动供配电模拟器；

设置阻值/温度特性，启动热控模拟器；

启动卫星测控模拟器，在卫星测控模拟器的工作界面上设置工作频率和上下行信号衰减值；

以系统启动或切换基准星时的仿真时间为t₀，t₀时刻星座数字仿真模块向卫星姿轨动力学模拟器发送基准卫星t₀时刻的星上时间、卫星轨道位置、卫星轨道速度信息，t₀+1时刻后由卫星姿轨动力学模拟器向星座数字仿真模块更新卫星轨道位置、卫星轨道速度瞬时信息，直至系统关闭或切换基准星。