CN114967496B - 用于卫星星座的姿轨控半物理仿真方法和系统 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种用于卫星星座的姿轨控半物理仿真方法和仿真系统。所述卫星星座包括多颗卫星，每颗所述卫星包括至少一个姿态敏感器和至少一个执行机构，该仿真方法包括：建立对应于每颗所述卫星的姿轨控动力学数学模型，所述姿轨控动力学数学模型和所述卫星一一对应；建立一接口模块，所述接口模块用于从每颗所述卫星获得执行机构指令，并将所述执行机构指令发送给每颗所述卫星对应的所述姿轨控动力学数学模型；以及所述姿轨控动力学数学模型根据所述执行机构指令计算所述卫星的敏感器数据和执行机构数据，并通过所述接口模块将所述敏感器数据和执行机构数据发送至对应的所述卫星。

Description

用于卫星星座的姿轨控半物理仿真方法和系统

技术领域

本发明主要涉及卫星星座半物理仿真试验的技术领域，尤其涉及一种用于卫星星座的姿轨控半物理仿真方法和系统。

背景技术

随着全球航天产业的快速发展，商业航天产业迎来爆发式增长，“批量化、低成本化”生产、制造卫星成为新方向。卫星星座是发射入轨能正常工作的卫星的集合，在商业航天产业中占据重要的一席。

对卫星星座的地面测试主要是采用姿轨控系统平台来执行。传统卫星在姿轨控半物理仿真试验中，每一颗卫星都需要配备一套姿轨控动力学仿真系统，因此无论在研制成本还是人力上都需要大量的投入。

发明内容

本发明要解决的技术问题是提供一种仅需一套姿轨控动力学仿真系统实现卫星星座中的多颗卫星的地面测试的仿真方法和仿真系统。

为解决上述技术问题，本发明提供了一种用于卫星星座的姿轨控半物理仿真方法，所述卫星星座包括多颗卫星，每颗所述卫星包括至少一个姿态敏感器和至少一个执行机构，其特征在于，包括：建立对应于每颗所述卫星的姿轨控动力学数学模型，所述姿轨控动力学数学模型和所述卫星一一对应；建立一接口模块，所述接口模块用于从每颗所述卫星获得执行机构指令，并将所述执行机构指令发送给每颗所述卫星对应的所述姿轨控动力学数学模型；以及所述姿轨控动力学数学模型根据所述执行机构指令计算所述卫星的敏感器数据和执行机构数据，并通过所述接口模块将所述敏感器数据和执行机构数据发送至对应的所述卫星。

在本申请的一实施例中，建立对应于每颗所述卫星的姿轨控动力学数学模型的步骤包括：为每颗所述卫星预设对应的姿轨参数；根据所述姿轨参数建立mdl格式动力学模型；将所述mdl格式动力学模型转换为实时的dll格式动力学模型，将所述dll格式动力学模型作为所述姿轨控动力学数学模型。

在本申请的一实施例中，所述接口模块包括姿态敏感器接口模块和执行机构接口模块，所述执行机构接口模块用于从每颗所述卫星获得所述执行机构指令，并将所述执行机构指令发送给所述卫星对应的所述姿轨控动力学数学模型，所述执行机构接口模块还用于从所述姿轨控动力学数学模型获得所述卫星的所述执行机构数据，并将所述执行机构数据发送至对应的所述卫星；所述姿态敏感器接口模块用于从所述姿轨控动力学数学模型获得所述卫星的敏感器数据，并将所述敏感器数据发送至对应的所述卫星。

在本申请的一实施例中，所述执行机构接口模块包括多个第一子接口模块，每个所述第一子接口模块用于从全部所述卫星获得属于同一类型的执行机构的执行机构指令，并将所述执行机构指令发送给具有所述类型的执行机构的卫星对应的所述姿轨控动力学数学模型。

在本申请的一实施例中，所述执行机构的类型包括反作用轮、磁力矩器和电推进。

在本申请的一实施例中，所述姿态敏感器接口模块包括多个第二子接口模块，每个所述第二子接口模块用于从每个所述姿轨控动力学数学模型获得属于同一类型的姿态敏感器的敏感器数据，并将所述敏感器数据发送给所述姿轨控动力学数学模型对应的卫星。

在本申请的一实施例中，所述姿态敏感器的类型包括星敏感器、光纤陀螺、太阳敏感器和磁强计。

在本申请的一实施例中，所述接口模块包括仿真机内部接口模块和仿真机外部接口模块，所述仿真机外部接口模块用于从每颗所述卫星获得所述执行机构指令，并将所述执行机构指令发送给所述仿真机内部接口模块，所述仿真机内部接口模块用于将所述执行机构指令发送给每颗所述卫星对应的所述姿轨控动力学数学模型；所述仿真机内部接口模块还用于从所述姿轨控动力学数学模型获得所述卫星的敏感器数据，并将所述敏感器数据发送至所述仿真机外部接口模块，所述仿真机外部接口模块还用于将所述敏感器数据发送至所述姿轨控动力学数学模型对应的卫星。

本申请为解决上述技术问题还提出一种用于卫星星座的姿轨控半物理仿真系统，所述卫星星座包括多颗卫星，每颗卫星包括至少一个姿态敏感器和至少一个执行机构，其特征在于，包括：卫星星座姿轨控仿真机，所述卫星星座姿轨控仿真机包括接口模块和多个姿轨控动力学数学模型，所述姿轨控动力学数学模型和所述卫星一一对应，所述姿轨控动力学数学模型用于根据执行机构指令计算所述卫星的敏感器数据；所述接口模块用于从每颗所述卫星获得所述执行机构指令，并将所述执行机构指令发送给所述卫星对应的所述姿轨控动力学数学模型，所述接口模块还用于从所述姿轨控动力学数学模型获得所述卫星的敏感器数据，并将所述敏感器数据发送至对应的所述卫星。

在本申请的一实施例中，所述接口模块包括姿态敏感器接口模块和执行机构接口模块，所述执行机构接口模块用于从每颗所述卫星获得所述执行机构指令，并将所述执行机构指令发送给所述卫星对应的所述姿轨控动力学数学模型；所述姿态敏感器接口模块用于从所述姿轨控动力学数学模型获得所述卫星的敏感器数据，并将所述敏感器数据发送至对应的所述卫星。

在本申请的一实施例中，所述执行机构接口模块包括多个第一子接口模块，每个所述第一子接口模块用于从全部所述卫星获得属于同一类型的执行机构的执行机构指令，并将所述执行机构指令发送给具有所述类型的执行机构的卫星对应的所述姿轨控动力学数学模型。

在本申请的一实施例中，所述姿态敏感器接口模块包括多个第二子接口模块，每个所述第二子接口模块用于从每个所述姿轨控动力学数学模型获得属于同一类型的姿态敏感器的敏感器数据，并将所述敏感器数据发送给所述姿轨控动力学数学模型对应的卫星。

在本申请的一实施例中，还包括对应于每颗所述卫星的星载计算机，每颗所述卫星的星载计算机用于从所述姿态敏感器接口接收所述敏感器数据，并且用于将所述执行机构指令发送至所述执行机构接口。

在本申请的一实施例中，所述接口模块包括仿真机内部接口模块和仿真机外部接口模块，所述仿真机外部接口模块用于从每颗所述卫星获得所述执行机构指令，并将所述执行机构指令发送给所述仿真机内部接口模块，所述仿真机内部接口模块用于将所述执行机构指令发送给每颗所述卫星对应的所述姿轨控动力学数学模型；所述仿真机内部接口模块还用于从所述姿轨控动力学数学模型获得所述卫星的敏感器数据，并将所述敏感器数据发送至所述仿真机外部接口模块，所述仿真机外部接口模块还用于将所述敏感器数据发送至所述姿轨控动力学数学模型对应的卫星。

在本申请的一实施例中，所述仿真机外部接口模块包括CAN总线接口和/或RS422接口。

在本申请的一实施例中，所述仿真机外部接口模块包括RS422接口，每个所述RS422接口具有对应的串口逻辑选择器，所述串口逻辑选择器用于使一个所述RS422接口可选择地与多颗卫星建立连接。

在本申请的一实施例中，所述串口逻辑选择器包括单刀多掷模拟开关。

在本申请的一实施例中，还包括卫星姿轨控上位机，用于将dll格式动力学模型部署至所述卫星星座姿轨控仿真机。

在本申请的一实施例中，每颗所述卫星的姿态敏感器包括星敏感器、光纤陀螺、太阳敏感器和磁强计中的一个或任意个的组合。

在本申请的一实施例中，每颗所述卫星的执行机构包括反作用轮、磁力矩器和电推进中的一个或任意个的组合。

本申请的仿真方法和仿真系统通过对应于各个单机的接口调用对应的姿轨控动力学数学模型，实现了使用一台卫星星座姿轨控仿真机同时运行多颗卫星的姿轨控动力学数学模型，每个姿轨控动力学数学模型独立运行，独立与接口模块进行数据交互，节省了研制成本和开发时间。与传统的仿真方法相比，采用本申请的仿真方法和仿真系统能够实现多主控制，通信速度快，通信距离远，多节点之间相互通信。

附图说明

包括附图是为提供对本申请进一步的理解，它们被收录并构成本申请的一部分，附图示出了本申请的实施例，并与本说明书一起起到解释本发明原理的作用。附图中：

图1是本申请一实施例的用于卫星星座的姿轨控半物理仿真方法的示例性流程图；

图2是本申请一实施例的仿真方法的应用环境示意图；

图3是本申请一实施例的仿真方法中的仿真机的模块框图；

图4是本申请一实施例的用于卫星星座的姿轨控半物理仿真系统的模块框图；

图5是图4中所示的模拟单机接口模块460中的CAN-bus接口461、463的结构示意图；

图6是图4中所示的模拟单机接口模块460中的RS422串口逻辑选择器462、464的结构示意图。

具体实施方式

为了更清楚地说明本申请的实施例的技术方案，下面将对实施例描述中所需要使用的附图作简单的介绍。显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本申请的一些示例或实施例，对于本领域的普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图将本申请应用于其他类似情景。除非从语言环境中显而易见或另做说明，图中相同标号代表相同结构或操作。

如本申请和权利要求书中所示，除非上下文明确提示例外情形，“一”、“一个”、“一种”和/或“该”等词并非特指单数，也可包括复数。一般说来，术语“包括”与“包含”仅提示包括已明确标识的步骤和元素，而这些步骤和元素不构成一个排它性的罗列，方法或者设备也可能包含其他的步骤或元素。

除非另外具体说明，否则在这些实施例中阐述的部件和步骤的相对布置、数字表达式和数值不限制本申请的范围。同时，应当明白，为了便于描述，附图中所示出的各个部分的尺寸并不是按照实际的比例关系绘制的。对于相关领域普通技术人员已知的技术、方法和设备可能不作详细讨论，但在适当情况下，所述技术、方法和设备应当被视为授权说明书的一部分。在这里示出和讨论的所有示例中，任何具体值应被解释为仅仅是示例性的，而不是作为限制。因此，示例性实施例的其它示例可以具有不同的值。应注意到：相似的标号和字母在下面的附图中表示类似项，因此，一旦某一项在一个附图中被定义，则在随后的附图中不需要对其进行进一步讨论。

在本申请的描述中，需要理解的是，方位词如“前、后、上、下、左、右”、“横向、竖向、垂直、水平”和“顶、底”等所指示的方位或位置关系通常是基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本申请和简化描述，在未作相反说明的情况下，这些方位词并不指示和暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位或者以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本申请保护范围的限制；方位词“内、外”是指相对于各部件本身的轮廓的内外。

为了便于描述，在这里可以使用空间相对术语，如“在……之上”、“在……上方”、“在……上表面”、“上面的”等，用来描述如在图中所示的一个器件或特征与其他器件或特征的空间位置关系。应当理解的是，空间相对术语旨在包含除了器件在图中所描述的方位之外的在使用或操作中的不同方位。例如，如果附图中的器件被倒置，则描述为“在其他器件或构造上方”或“在其他器件或构造之上”的器件之后将被定位为“在其他器件或构造下方”或“在其他器件或构造之下”。因而，示例性术语“在……上方”可以包括“在……上方”和“在……下方”两种方位。该器件也可以其他不同方式定位(旋转90度或处于其他方位)，并且对这里所使用的空间相对描述作出相应解释。

此外，需要说明的是，使用“第一”、“第二”等词语来限定零部件，仅仅是为了便于对相应零部件进行区别，如没有另行声明，上述词语并没有特殊含义，因此不能理解为对本申请保护范围的限制。此外，尽管本申请中所使用的术语是从公知公用的术语中选择的，但是本申请说明书中所提及的一些术语可能是申请人按他或她的判断来选择的，其详细含义在本文的描述的相关部分中说明。此外，要求不仅仅通过所使用的实际术语，而是还要通过每个术语所蕴含的意义来理解本申请。

本申请中使用了流程图用来说明根据本申请的实施例的系统所执行的操作。应当理解的是，前面或下面操作不一定按照顺序来精确地执行。相反，可以按照倒序或同时处理各种步骤。同时，或将其他操作添加到这些过程中，或从这些过程移除某一步或数步操作。

本申请的用于卫星星座的姿轨控半物理仿真方法中所涉及的卫星星座包括多颗卫星，每颗卫星包括至少一个姿态敏感器和至少一个执行机构，每个姿态敏感器和执行机构又被称为卫星上的“单机”。该仿真方法采用一个单套仿真系统和多颗卫星连接，实现对每颗卫星的集成化控制，在保证卫星测试质量和效率的同时大大降低了卫星研制成本，有利于卫星星座的测试应用。

图1是本申请一实施例的用于卫星星座的姿轨控半物理仿真方法的示例性流程图。参考图1所示，该实施例的姿轨控半物理仿真方法(以下简称为“仿真方法”)包括以下步骤：

步骤S110：建立对应于每颗卫星的姿轨控动力学数学模型，姿轨控动力学数学模型和卫星一一对应；

步骤S120：建立一接口模块，接口模块用于从每颗卫星获得执行机构指令，并将执行机构指令发送给每颗卫星对应的姿轨控动力学数学模型；

步骤S130：姿轨控动力学数学模型根据执行机构指令计算卫星的敏感器数据和执行机构数据，并通过接口模块将敏感器数据和执行机构数据发送至对应的卫星。

以下结合附图对上述步骤进行说明。

图2是本申请一实施例的仿真方法的应用环境示意图。参考图2所示，其中包括卫星星座中的多颗卫星01星、02星、…、N星。每颗卫星通过星上电缆和地面测试电缆210与地面设备进行通信，地面设备包括卫星星座姿轨控仿真机220和卫星姿轨控上位机230。

上述的步骤S110可以由卫星星座姿轨控仿真机220执行，卫星星座姿轨控仿真机220建立对应于每颗卫星的姿轨控动力学数学模型。

在一些实施例中，步骤S110中的建立对应于每颗卫星的姿轨控动力学数学模型的步骤包括：

步骤S111：为每颗卫星预设对应的姿轨参数；

步骤S112：根据姿轨参数建立mdl格式动力学模型；

步骤S113：将mdl格式动力学模型转换为实时的dll格式动力学模型，将dll格式动力学模型作为姿轨控动力学数学模型。

在步骤S111中，根据所需仿真的卫星星座预设相应的姿轨参数。该姿轨参数包括但不限于轨道、初始角速度、初始角度、卫星惯量等。

在步骤S112，根据所预设的姿轨参数建立每颗卫星的mdl格式动力学模型。该mdl格式动力学模型是一种非实时的模型。

在步骤S113，可以利用MATLAB/RTW自动代码生成工具和NIVeriStand.tlc编译控制文件生成可在NI LabVIEW Real-Time实时系统中运行的实时的dll格式动力学模型，并将该dll格式动力学模型作为步骤S110中所要建立的姿轨控动力学数学模型。卫星星座中的每颗卫星具有对应的一个姿轨控动力学数学模型。

在一些实施例中，由卫星姿轨控上位机230或其他计算设备建立姿轨控动力学数学模型，再由卫星姿轨控上位机230将每个姿轨控动力学数学模型部署至卫星星座姿轨控仿真机220中，使姿轨控动力学数学模型在卫星星座姿轨控仿真机220中执行仿真计算步骤。

在一些实施例中，卫星姿轨控上位机230包括显示单元和存储单元，卫星姿轨控上位机230还用于数据监测和数据库保存。

在步骤S120，可以由卫星星座姿轨控仿真机220建立一接口模块。该接口模块可以通过星上电缆和地面测试电缆210从每颗卫星获得执行机构指令，并将执行机构指令发送给卫星星座姿轨控仿真机220中所建立的每个姿轨控动力学数学模型。

在采用dll格式动力学模型作为姿轨控动力学数学模型的实施例中，每颗卫星的姿轨控动力学数学模型在卫星星座姿轨控仿真机220中独立运行，独立与接口模块进行数据交互。

图3是本申请一实施例的仿真方法中的仿真机的模块框图。参考图3所示，卫星星座姿轨控仿真机220中包括数学模型模块310和接口模块320。数学模型模块310中包括多个姿轨控动力学数学模型，如其中所示出的01星姿轨控动力学数学模型311、02星姿轨控动力学数学模型312、…N星姿轨控动力学数学模型313。接口模块320则包括针对不同单机、不同用途的接口，例如卫星给敏感器信号接口321是用于模拟传输敏感器信号的接口，卫星敏感器通信协议接口322是用于模拟传输卫星敏感器通信协议的接口，卫星执行机构信号接口323是用于模拟传输执行机构信号的接口，卫星执行机构通信协议接口324是用于模拟传输卫星执行机构通信协议的接口，卫星故障模拟接口325是用于模拟传输卫星故障信息的接口。

图3所示仅为示例，不用于限制接口模块320中所包括的具体内容。

参考图3所示，每个姿轨控动力学数学模型都可以与接口模块320中的任意接口进行数据交互，具体的接口取决于该姿轨控动力学数学模型所对应的卫星的实际需求。

对于每颗卫星来说，每个单机都具有真实的单机接口，卫星通过各个真实的单机接口与地面设备进行通信。具体地，卫星的各个单机通过各自的单机接口与卫星星座姿轨控仿真机220中的接口模块进行通信，实现数据信息交互。本申请通过建立接口模块320来模拟与每个卫星的真实单机接口之间的通信。

在步骤S130，卫星星座姿轨控仿真机220中的每个姿轨控动力学数学模型根据所得到的执行机构指令计算该姿轨控动力学数学模型对应的卫星姿态，也就是敏感器数据，并通过接口模块320把敏感器数据发送给对应的卫星。同时，每个姿轨控动力学数学模型还根据所得到的执行机构指令计算对应的卫星的执行机构数据，并通过接口模块320把执行机构数据发送给对应的卫星。

参考图2所示，卫星星座姿轨控仿真机220还可以进一步地包括信号处理设备221和动力学仿真机222。其中，信号处理设备221用于模拟真实单机的接口，对电信号进行隔离保护，保证与星载计算机硬件接口的匹配和对接测试部件的安全性。信号处理设备221从星上电缆和地面测试电缆210接收直接来自卫星的数据，并将该数据发送给动力学仿真机222。

图4是本申请一实施例的用于卫星星座的姿轨控半物理仿真系统的模块框图。该姿轨控半物理仿真系统(简称为“仿真系统”)可以用于实现本申请的用于卫星星座的姿轨控半物理仿真方法，以下说明内容可以用于说明本申请的仿真方法和仿真系统。以下结合仿真系统说明本申请的仿真方法。

参考图4所示，该姿轨控半物理仿真系统包括卫星星座姿轨控仿真机410，卫星星座姿轨控仿真机410包括接口模块420和多个姿轨控动力学数学模型431-433，姿轨控动力学数学模型431-433和卫星一一对应，姿轨控动力学数学模型431-433用于根据执行机构指令计算卫星的敏感器数据和执行机构数据；接口模块420用于从每颗卫星获得执行机构指令，并将执行机构指令发送给卫星对应的姿轨控动力学数学模型431-433，接口模块420还用于从姿轨控动力学数学模型431-433获得卫星的敏感器数据和执行机构数据，并将敏感器数据和执行机构数据发送至对应的卫星。

参考图4所示，其中示出了多个卫星的星载计算机451、452、453，分别对应于01星、02星、N星。需要说明，姿轨控动力学数学模型431-433仅作为示例，其中，姿轨控动力学数学模型431、432、433分别对应于01星、02星、N星，不用于限制卫星的数量。

在上述的实施例中，接口模块420设置在每个姿轨控动力学数学模型431、432、433和每个星载计算机451、452、453之间，接口模块420用于实现姿轨控动力学数学模型和星载计算机之间的数据交互。接口模块420从卫星的星载计算机接收执行机构指令，并将敏感器数据和执行机构数据发送至对应卫星的星载计算机。

图4中用箭头方向表示数据传输的方向，如图4所示，姿轨控动力学数学模型还用于向卫星的执行机构发送执行机构数据包，执行机构根据所接收的执行机构数据包判断执行机构在下一控制周期中的动作。因此，姿轨控动力学数学模型和执行机构接口模块之间的连线具有双向箭头。

在一些实施例中，每颗卫星上的每个单机具有唯一识别ID，卫星与图4中的卫星星座姿轨控仿真机410之间的交互数据中都带有该唯一识别ID，可以通过识别该唯一识别ID来判断数据的来源是哪颗卫星的哪个单机。接口模块420通过识别该唯一识别ID来判断将执行机构指令发送给对应的姿轨控动力学数学模型，并将敏感器数据和执行机构数据发送至对应卫星的星载计算机。

在一些实施例中，卫星中可能包括多个相同类型的单机，每个单机都具有唯一识别ID。相同类型的单机也作为独立的单机。例如某一卫星中包括星敏感器A和星敏感器B，该2个星敏感器分别对应于各自的接口模块。

参考图4，在一些实施例中，接口模块420包括姿态敏感器接口模块421和执行机构接口模块422，执行机构接口模块422用于从每颗卫星获得执行机构指令，并将执行机构指令发送给卫星对应的姿轨控动力学数学模型，执行机构接口模块422还用于从姿轨控动力学数学模型获得卫星的执行机构数据，并将执行机构数据发送至对应的卫星；姿态敏感器接口模块421用于从姿轨控动力学数学模型获得卫星的敏感器数据，并将敏感器数据发送至对应的卫星。该些实施例按照接口模块所对应的单机类型的不同，将接口模块分为姿态敏感器接口模块421和执行机构接口模块422，可以理解，姿态敏感器接口模块421对应的单机为姿态敏感器，执行机构接口模块422对应的单机为执行机构。

在一些实施例中，执行机构接口模块422包括多个第一子接口模块，每个第一子接口模块用于从全部卫星获得属于同一类型的执行机构的执行机构指令，并将执行机构指令发送给具有类型的执行机构的卫星对应的姿轨控动力学数学模型，并且，每个第一子接口模块还用于从全部姿轨控动力学数学模型获得属于同一类型的执行机构的执行机构数据，并将执行机构数据发送给对应的卫星。

在一些实施例中，姿态敏感器接口模块421包括多个第二子接口模块，每个第二子接口模块用于从每个姿轨控动力学数学模型获得属于同一类型的姿态敏感器的敏感器数据，并将敏感器数据发送给姿轨控动力学数学模型对应的卫星。

如图4所示，其中的执行机构接口模块422包括2个第一子接口模块，分别是执行机构1接口模块和执行机构2接口模块；其中的姿态敏感器接口模块421包括2个第二子接口模块，分别是敏感器1接口模块和敏感器2接口模块。图4中采用2个敏感器和2个执行机构作为示例，不用于限制本申请的仿真方法和仿真系统中的第一子接口模块和第二子接口模块的具体数量。

在一些实施例中，执行机构的类型包括反作用轮、磁力矩器和电推进。

在一些实施例中，姿态敏感器的类型包括星敏感器、光纤陀螺、太阳敏感器和磁强计。

举例说明，例如，执行机构1为反作用轮，图4中的执行机构接口模块422中的执行机构1接口模块对应于反作用轮，假设卫星星座中的01星到N星中的部分或全部具有反作用轮，则执行机构1接口模块从01星到N星中的部分或全部中获得其反作用轮的执行机构指令，并将该执行机构指令分别发送给01星姿轨控动力学数学模型431、02星姿轨控动力学数学模型432等直到N星姿轨控动力学数学模型433中的部分或全部，该部分或全部数学模型分别根据所接收到的对应卫星的执行机构指令计算该卫星的敏感器数据和执行机构数据。

延续上面的例子，例如，敏感器1为星敏感器，图4中的姿态敏感器接口模块421中的敏感器1接口模块对应于星敏感器，假设卫星星座中的01星到N星中的部分或全部中具有星敏感器，则敏感器1接口模块从01星姿轨控动力学数学模型431、02星姿轨控动力学数学模型432等直到N星姿轨控动力学数学模型433中的部分或全部获得卫星的星敏感器数据，并将该星敏感器数据发送至对应的卫星。

在一些实施例中，每颗卫星的姿态敏感器包括星敏感器、光纤陀螺、太阳敏感器和磁强计中的一个或任意个的组合。每颗卫星的执行机构包括反作用轮、磁力矩器和电推进中的一个或任意个的组合。

在一些实施例中，接口模块包括仿真机内部接口模块和仿真机外部接口模块440，仿真机外部接口模块440用于从每颗卫星获得执行机构指令，并将执行机构指令发送给仿真机内部接口模块，仿真机内部接口模块用于将执行机构指令发送给每颗卫星对应的姿轨控动力学数学模型431、432、433；仿真机内部接口模块还用于从姿轨控动力学数学模型431、432、433获得卫星的敏感器数据和执行机构数据，并将敏感器数据和执行机构数据发送至仿真机外部接口模块440，仿真机外部接口模块440还用于将敏感器数据和执行机构数据发送至姿轨控动力学数学模型431、432、433对应的卫星。在这些实施例中，接口模块除了包括前文所述的位于卫星星座姿轨控仿真机410内部的姿态敏感器接口模块421和执行机构接口模块422之外，还包括位于卫星星座姿轨控仿真机410外部的仿真机外部接口模块440。结合图2所示，仿真机外部接口模块440可以位于图2中的信号处理设备221中，仿真机内部接口模块则位于图2中的动力学仿真机222中。图4中的仿真机410对应于图2中的动力学仿真机222。

在一些实施例中，仿真机外部接口模块440包括CAN总线接口和/或RS422接口。参考图4，仿真机外部接口模块440中包括4个子模块，其中2个子模块采用CAN总线接口，即图4中所示的敏感器2仿真外部通信CAN接口443和执行机构2仿真外部通信CAN接口441；另外2个子模块采用RS422接口，即图4中所示的敏感器1仿真外部通信RS422接口444和执行机构1仿真外部通信RS422接口442。

图4所示仅为示例，在一些实施例中，仿真机外部接口模块440中包括多个子模块，每个子模块对应于一种类型的执行机构或一种类型的敏感器，每个子模块的通信方式可以采用CAN总线接口或RS422接口。

图4中还示出了模拟单机接口模块460，其中包括两种类型的接口模块，一种是CAN-bus类型，如CAN-bus接口461、463，另一种是RS422类型，如RS422串口逻辑选择器462、464。模拟单机接口模块460与每个卫星的星载计算机451、452、453相连接，可以实现星载计算机451、452、453与仿真机外部接口模块440之间的通信。

图5是图4中所示的模拟单机接口模块460中的CAN-bus接口461、463的结构示意图。参考图5所示，该CAN-bus接口的一端是CAN通信口511，另一端包括N个CAN节点口521-523，每个CAN节点口对应于一个卫星及其星载计算机，在CAN-bus接口的内部包括CAN控制器和CAN收发器。结合图4，以CAN-bus接口461为例，其一端的CAN通信口511与仿真机外部接口模块440中的执行机构2仿真外部通信CAN接口441相连接，其另一端分别与N个卫星的星载计算机451-453相连接。

在一些实施例中，针对RS422类型的通信接口，本申请的仿真方法和仿真系统提供一种串口逻辑选择器，如图4中的模拟单机接口模块460中的RS422串口逻辑选择器462、464，每个串口逻辑选择器用于使一个RS422接口可选择地与多颗卫星建立连接。

在一些实施例中，串口逻辑选择器中包括单刀多掷模拟开关。

图6是图4中所示的模拟单机接口模块460中的RS422串口逻辑选择器462、464的结构示意图。参考图6所示，该串口逻辑选择器的一端为信息传输Com口611，其中包括接收端RX和发送端TX；该串口逻辑选择器的另一端包括N个Com口621-623，每个Com口621-623对应于一个卫星及其星载计算机。在该串口逻辑选择器的内部设置由2个单刀多掷模拟开关601、602，其中，单刀多掷模拟开关601与接收端RX相连接，用于可选择地使接收端RX与N个Com口621-623中的任意个相连接；单刀多掷模拟开关602与发送端TX相连接，用于可选择地使发送端TX与N个Com口621-623中的任意个相连接。图6中还示出了开关控制Com口630，用于对单刀多掷模拟开关601、602进行控制。结合图4，以RS422串口逻辑选择器462为例，其一端的信息传输Com口611与仿真机外部接口模块440中的执行机构1仿真外部通信RS422接口442相连接，其另一端分别与N个卫星的星载计算机451-453相连接。

在一些实施例中，本申请的姿轨控半物理仿真系统中还包括卫星姿轨控上位机，用于将dll格式动力学模型部署至卫星星座姿轨控仿真机，如图2中所示的卫星姿轨控上位机230。

本申请的仿真系统在一个卫星星座姿轨控仿真机中设置对应于每颗卫星的姿轨控动力学数学模型，是一种从卫星星座姿轨控系统从静态闭路仿真到接入卫星的星载计算机的闭环联试全过程的实时快速原型仿真系统。

根据本申请的仿真方法和仿真系统，通过对应于各个单机的接口调用对应的姿轨控动力学数学模型，实现了使用一台卫星星座姿轨控仿真机同时运行多颗卫星的姿轨控动力学数学模型，每个姿轨控动力学数学模型独立运行，独立与接口模块进行数据交互，节省了研制成本和开发时间。与传统的仿真方法相比，采用本申请的仿真方法和仿真系统能够实现多主控制，通信速度快，通信距离远，多节点之间相互通信。

上文已对基本概念做了描述，显然，对于本领域技术人员来说，上述发明披露仅仅作为示例，而并不构成对本申请的限定。虽然此处并没有明确说明，本领域技术人员可能会对本申请进行各种修改、改进和修正。该类修改、改进和修正在本申请中被建议，所以该类修改、改进、修正仍属于本申请示范实施例的精神和范围。

同时，本申请使用了特定词语来描述本申请的实施例。如“一个实施例”、“一实施例”、和/或“一些实施例”意指与本申请至少一个实施例相关的某一特征、结构或特点。因此，应强调并注意的是，本说明书中在不同位置两次或多次提及的“一实施例”或“一个实施例”或“一替代性实施例”并不一定是指同一实施例。此外，本申请的一个或多个实施例中的某些特征、结构或特点可以进行适当的组合。

本申请的一些方面可以完全由硬件执行、可以完全由软件(包括固件、常驻软件、微码等)执行、也可以由硬件和软件组合执行。以上硬件或软件均可被称为“数据块”、“模块”、“引擎”、“单元”、“组件”或“系统”。处理器可以是一个或多个专用集成电路(ASIC)、数字信号处理器(DSP)、数字信号处理器件(DAPD)、可编程逻辑器件(PLD)、现场可编程门阵列(FPGA)、处理器、控制器、微控制器、微处理器或者其组合。此外，本申请的各方面可能表现为位于一个或多个计算机可读介质中的计算机产品，该产品包括计算机可读程序编码。例如，计算机可读介质可包括，但不限于，磁性存储设备(例如，硬盘、软盘、磁带……)、光盘(例如，压缩盘CD、数字多功能盘DVD……)、智能卡以及闪存设备(例如，卡、棒、键驱动器……)。

计算机可读介质可能包含一个内含有计算机程序编码的传播数据信号，例如在基带上或作为载波的一部分。该传播信号可能有多种表现形式，包括电磁形式、光形式等等、或合适的组合形式。计算机可读介质可以是除计算机可读存储介质之外的任何计算机可读介质，该介质可以通过连接至一个指令执行系统、装置或设备以实现通讯、传播或传输供使用的程序。位于计算机可读介质上的程序编码可以通过任何合适的介质进行传播，包括无线电、电缆、光纤电缆、射频信号、或类似介质、或任何上述介质的组合。

同理，应当注意的是，为了简化本申请披露的表述，从而帮助对一个或多个发明实施例的理解，前文对本申请实施例的描述中，有时会将多种特征归并至一个实施例、附图或对其的描述中。但是，这种披露方法并不意味着本申请对象所需要的特征比权利要求中提及的特征多。实际上，实施例的特征要少于上述披露的单个实施例的全部特征。

一些实施例中使用了描述成分、属性数量的数字，应当理解的是，此类用于实施例描述的数字，在一些示例中使用了修饰词“大约”、“近似”或“大体上”来修饰。除非另外说明，“大约”、“近似”或“大体上”表明所述数字允许有±20％的变化。相应地，在一些实施例中，说明书和权利要求中使用的数值参数均为近似值，该近似值根据个别实施例所需特点可以发生改变。在一些实施例中，数值参数应考虑规定的有效数位并采用一般位数保留的方法。尽管本申请一些实施例中用于确认其范围广度的数值域和参数为近似值，在具体实施例中，此类数值的设定在可行范围内尽可能精确。

Claims (15)

1.一种用于卫星星座的姿轨控半物理仿真方法，所述卫星星座包括多颗卫星，每颗所述卫星包括至少一个姿态敏感器和至少一个执行机构，其特征在于，包括：

建立对应于每颗所述卫星的姿轨控动力学数学模型，所述姿轨控动力学数学模型和所述卫星一一对应；

建立一接口模块，所述接口模块包括姿态敏感器接口模块和执行机构接口模块，所述执行机构接口模块包括多个第一子接口模块，每个所述第一子接口模块用于从全部所述卫星获得属于同一类型的执行机构的执行机构指令，并将所述执行机构指令发送给具有所述类型的执行机构的卫星对应的所述姿轨控动力学数学模型，所述执行机构接口模块还用于从所述姿轨控动力学数学模型获得所述卫星的所述执行机构数据，并将所述执行机构数据发送至对应的所述卫星；所述姿态敏感器接口模块用于从所述姿轨控动力学数学模型获得所述卫星的敏感器数据，并将所述敏感器数据发送至对应的所述卫星；以及

所述姿轨控动力学数学模型根据所述执行机构指令计算所述卫星的敏感器数据和执行机构数据，并通过所述接口模块将所述敏感器数据和执行机构数据发送至对应的所述卫星；

其中，建立对应于每颗所述卫星的姿轨控动力学数学模型的步骤包括：

为每颗所述卫星预设对应的姿轨参数；

根据所述姿轨参数建立mdl格式动力学模型；

将所述mdl格式动力学模型转换为实时的dll格式动力学模型，将所述dll格式动力学模型作为所述姿轨控动力学数学模型。

2.如权利要求1所述的姿轨控半物理仿真方法，其特征在于，所述执行机构的类型包括反作用轮、磁力矩器和电推进。

3.如权利要求1所述的姿轨控半物理仿真方法，其特征在于，所述姿态敏感器接口模块包括多个第二子接口模块，每个所述第二子接口模块用于从每个所述姿轨控动力学数学模型获得属于同一类型的姿态敏感器的敏感器数据，并将所述敏感器数据发送给所述姿轨控动力学数学模型对应的卫星。

4.如权利要求3所述的姿轨控半物理仿真方法，其特征在于，所述姿态敏感器的类型包括星敏感器、光纤陀螺、太阳敏感器和磁强计。

5.如权利要求1所述的姿轨控半物理仿真方法，其特征在于，所述接口模块包括仿真机内部接口模块和仿真机外部接口模块，所述仿真机外部接口模块用于从每颗所述卫星获得所述执行机构指令，并将所述执行机构指令发送给所述仿真机内部接口模块，所述仿真机内部接口模块用于将所述执行机构指令发送给每颗所述卫星对应的所述姿轨控动力学数学模型；所述仿真机内部接口模块还用于从所述姿轨控动力学数学模型获得所述卫星的敏感器数据，并将所述敏感器数据发送至所述仿真机外部接口模块，所述仿真机外部接口模块还用于将所述敏感器数据发送至所述姿轨控动力学数学模型对应的卫星。

6.一种用于卫星星座的姿轨控半物理仿真系统，所述卫星星座包括多颗卫星，每颗卫星包括至少一个姿态敏感器和至少一个执行机构，其特征在于，包括：卫星星座姿轨控仿真机，所述卫星星座姿轨控仿真机包括接口模块和多个姿轨控动力学数学模型，所述姿轨控动力学数学模型和所述卫星一一对应，所述姿轨控动力学数学模型用于根据执行机构指令计算所述卫星的敏感器数据，并通过所述接口模块将所述敏感器数据和执行机构数据发送至对应的所述卫星；所述接口模块包括姿态敏感器接口模块和执行机构接口模块，所述执行机构接口模块包括多个第一子接口模块，每个所述第一子接口模块用于从全部所述卫星获得属于同一类型的执行机构的执行机构指令，并将所述执行机构指令发送给具有所述类型的执行机构的卫星对应的所述姿轨控动力学数学模型，所述执行机构接口模块还用于从所述姿轨控动力学数学模型获得所述卫星的所述执行机构数据，并将所述执行机构数据发送至对应的所述卫星；所述姿态敏感器接口模块用于从所述姿轨控动力学数学模型获得所述卫星的敏感器数据，并将所述敏感器数据发送至对应的所述卫星；其中，所述姿轨控动力学数学模型是采用下面的步骤建立：

为每颗所述卫星预设对应的姿轨参数；

根据所述姿轨参数建立mdl格式动力学模型；

将所述mdl格式动力学模型转换为实时的dll格式动力学模型，将所述dll格式动力学模型作为所述姿轨控动力学数学模型。

7.如权利要求6所述的姿轨控半物理仿真系统，其特征在于，所述姿态敏感器接口模块包括多个第二子接口模块，每个所述第二子接口模块用于从每个所述姿轨控动力学数学模型获得属于同一类型的姿态敏感器的敏感器数据，并将所述敏感器数据发送给所述姿轨控动力学数学模型对应的卫星。

8.如权利要求6所述的姿轨控半物理仿真系统，其特征在于，还包括对应于每颗所述卫星的星载计算机，每颗所述卫星的星载计算机用于从所述姿态敏感器接口接收所述敏感器数据，并且用于将所述执行机构指令发送至所述执行机构接口。

9.如权利要求6所述的姿轨控半物理仿真系统，其特征在于，所述接口模块包括仿真机内部接口模块和仿真机外部接口模块，所述仿真机外部接口模块用于从每颗所述卫星获得所述执行机构指令，并将所述执行机构指令发送给所述仿真机内部接口模块，所述仿真机内部接口模块用于将所述执行机构指令发送给每颗所述卫星对应的所述姿轨控动力学数学模型；所述仿真机内部接口模块还用于从所述姿轨控动力学数学模型获得所述卫星的敏感器数据，并将所述敏感器数据发送至所述仿真机外部接口模块，所述仿真机外部接口模块还用于将所述敏感器数据发送至所述姿轨控动力学数学模型对应的卫星。

10.如权利要求9所述的姿轨控半物理仿真系统，其特征在于，所述仿真机外部接口模块包括CAN总线接口和/或RS422接口。

11.如权利要求9所述的姿轨控半物理仿真系统，其特征在于，所述仿真机外部接口模块包括RS422接口，每个所述RS422接口具有对应的串口逻辑选择器，所述串口逻辑选择器用于使一个所述RS422接口可选择地与多颗卫星建立连接。

12.如权利要求11所述的姿轨控半物理仿真系统，其特征在于，所述串口逻辑选择器包括单刀多掷模拟开关。

13.如权利要求6所述的姿轨控半物理仿真系统，其特征在于，还包括卫星姿轨控上位机，用于将dll格式动力学模型部署至所述卫星星座姿轨控仿真机。

14.如权利要求6所述的姿轨控半物理仿真系统，其特征在于，每颗所述卫星的姿态敏感器包括星敏感器、光纤陀螺、太阳敏感器和磁强计中的一个或任意个的组合。

15.如权利要求6所述的姿轨控半物理仿真系统，其特征在于，每颗所述卫星的执行机构包括反作用轮、磁力矩器和电推进中的一个或任意个的组合。

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