CN117669275A - 一种保辛的航天器动力学仿真积分方法、装置及设备 - Google Patents
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Abstract
本发明提供一种保辛的航天器动力学仿真积分方法、装置及设备，涉及航天器动力学仿真技术领域。所述方法包括：获取航天器的初始姿态、初始位置和初始速度；基于航天器的初始姿态、初始位置和初始速度，通过预设函数，构建航天器姿态变化的数学模型；基于所述数学模型，通过预设函数，确定航天器的位置变化参数和速度变化参数；根据航天器的位置变化参数和速度变化参数，通过预设方法，构造航天器动态行为的运动方程；基于数值积分算法，对航天器动态行为的运动方程进行时间积分，得到航天器的目标姿态信息、目标位置信息和目标速度信息。本发明的方案避免了在长时间积分时发生数值漂移，数值仿真效果更佳。
Description
技术领域
本发明涉及航天器动力学仿真技术领域，特别是指一种保辛的航天器动力学仿真积分方法、装置及设备。
背景技术
常用的航天器转动运动姿态角度表示方法有欧拉角、四元数、方向余弦矩阵等。其中欧拉角表示法较为直观，用三个角度衡量本体坐标和相对坐标之间的姿态转动，但是在俯仰角接近90度时会呈现较大的非线性，具有奇异点，不利于仿真计算，更适于向观测者表示姿态。在内部计算和程序实现中，通常使用四元数，没有奇异点的问题，能够性能一致的表示360度全方位的姿态，但在四元数描述的刚体运动学方程中，隐含着四元数模等于1的约束条件，这使得直接使用差分法进行数值积分会发生数值漂移，随着积分时间的增长，范数会逐渐偏离1，为此必须限制时间步长并进行修正，这严重的限制了四元数在刚体动力学仿真中的应用。
发明内容
本发明提供一种保辛的航天器动力学仿真积分方法、装置及设备，解决了现有航天器动力学仿真方法存在奇异点以及在长时间积分时容易发生数值漂移的问题。
为解决上述技术问题，本发明的技术方案如下：
本发明的实施例提出一种保辛的航天器动力学仿真积分方法，包括：
获取航天器的初始姿态、初始位置和初始速度；
基于航天器的初始姿态、初始位置和初始速度，通过预设函数，构建航天器姿态变化的数学模型；
基于所述数学模型，通过预设函数，确定航天器的位置变化参数和速度变化参数；
根据航天器的位置变化参数和速度变化参数，通过预设方法，构造航天器动态行为的运动方程；
基于数值积分算法，对航天器动态行为的运动方程进行时间积分，得到航天器的目标姿态信息、目标位置信息和目标速度信息。
可选的，获取航天器的初始姿态、初始位置和初始速度，包括：
确定参考坐标系；
根据所述参考坐标系，确定航天器在所述参考坐标系中的初始位置；
根据所述参考坐标系，确定航天器在参考坐标系中的初始速度以及速度的方向；
根据航天器在参考坐标系中的初始速度以及速度的方向，确定航天器在参考坐标系中的初始姿态。
可选的，基于航天器的初始姿态、初始位置和初始速度，通过预设函数，构建航天器姿态变化的数学模型，包括：
根据航天器的初始姿态、初始位置和初始速度，确定航天器的角速度信息；
根据航天器的角速度信息，确定姿态变化参数；
基于所述姿态变化参数和角速度信息，通过预设函数，确定航天器姿态变化的微分方程；
使用欧拉法求解所述微分方程，获取航天器姿态随时间的变化；
根据航天器姿态随时间的变化，确定航天器姿态变化的数学模型。
可选的，基于所述数学模型，通过预设函数，确定航天器的位置变化参数和速度变化参数，包括：
确定参考点或参考物体，建立相对坐标系；
通过预设函数和坐标转换矩阵，将航天器的位置和速度从绝对坐标系转换到相对坐标系；
在每个时间步长内，根据航天器的动力学模型和控制输入，更新航天器在相对坐标系中的位置和速度；
根据更新的航天器在相对坐标系中的位置和速度，确定航天器在相对坐标系中的位置变化参数和速度变化参数。
可选的，根据航天器的位置变化参数和速度变化参数，通过预设方法，构造航天器动态行为的运动方程，包括：
根据航天器的结构和动力学特性，确定离散化方案，确定质点和元件的划分方式；
根据航天器的质量和速度变化参数，获取每个质点的动能；
根据航天器的位置变化参数和所受重力，获取每个质点的势能；
获取影响航天器动态行为的所有外部作用力；
基于牛顿第二定律和预设方法，根据每个质点的动能、每个质点的势能以及所有外部作用力，构建航天器动态行为的运动方程。
可选的，基于数值积分算法，对航天器动态行为的运动方程进行时间积分，得到航天器的目标姿态信息、目标位置信息和目标速度信息，包括：
根据仿真需求和计算资源，确定数值积分算法；
根据仿真精度和计算效率的要求，确定时间步长；
从初始时刻开始，通过数值积分算法，按照确定的时间步长逐步对航天器动态行为的运动方程进行时间积分，得到航天器的姿态、位置和速度的变化量；
根据航天器的姿态、位置和速度的变化量更新航天器的状态，获取航天器的目标姿态信息、目标位置信息和目标速度信息。
可选的，所述保辛的航天器动力学仿真积分方法，还包括：
根据航天器的任务需求和性能要求，确定当前航天器的状态信息和目标状态；
根据当前航天器的状态信息和目标状态，计算用于改变航天器的运动状态的控制力或力矩。
本发明的实施例还提供一种保辛的航天器动力学仿真积分装置，包括：
获取模块，用于获取航天器的初始姿态、初始位置和初始速度；
处理模块，用于基于航天器的初始姿态、初始位置和初始速度，通过预设函数，构建航天器姿态变化的数学模型；基于所述数学模型，通过预设函数，确定航天器的位置变化参数和速度变化参数；根据航天器的位置变化参数和速度变化参数，通过预设方法，构造航天器动态行为的运动方程；基于数值积分算法，对航天器动态行为的运动方程进行时间积分，得到航天器的目标姿态信息、目标位置信息和目标速度信息。
本发明的实施例还提供一种计算设备，包括：处理器、存储有计算机程序的存储器，所述计算机程序被处理器运行时，执行上述的保辛的航天器动力学仿真积分方法。
本发明的实施例还提供一种计算机可读存储介质，包括：存储指令，当所述指令在计算机上运行时，使得计算机执行上述的保辛的航天器动力学仿真积分方法。
本发明的上述方案至少包括以下有益效果：
本发明的上述方案通过获取航天器的初始姿态、初始位置和初始速度；基于航天器的初始姿态、初始位置和初始速度，通过预设函数，构建航天器姿态变化的数学模型；基于所述数学模型，通过预设函数，确定航天器的位置变化参数和速度变化参数；根据航天器的位置变化参数和速度变化参数，通过预设方法，构造航天器动态行为的运动方程；基于数值积分算法，对航天器动态行为的运动方程进行时间积分，得到航天器的目标姿态信息、目标位置信息和目标速度信息。避免了航天器动力学仿真方法存在奇异点和在长时间积分时发生数值漂移，提高了仿真的精准度，同时具有数值仿真效果更佳的优点。
附图说明
图1是本发明的保辛的航天器动力学仿真积分方法的流程示意图；
图2是本发明的保辛的航天器动力学仿真积分装置的模块框示意图。
具体实施方式
下面将参照附图更详细地描述本发明的示例性实施例。虽然附图中显示了本发明的示例性实施例，然而应当理解，可以以各种形式实现本发明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发明，并且能够将本发明的范围完整的传达给本领域的技术人员。
如图1所示，本发明的实施例提供一种保辛的航天器动力学仿真积分方法，包括：
步骤11，获取航天器的初始姿态、初始位置和初始速度；
步骤12，基于航天器的初始姿态、初始位置和初始速度，通过预设函数，构建航天器姿态变化的数学模型；
步骤13，基于所述数学模型，通过预设函数，确定航天器的位置变化参数和速度变化参数；
步骤14，根据航天器的位置变化参数和速度变化参数，通过预设方法，构造航天器动态行为的运动方程；
步骤15，基于数值积分算法，对航天器动态行为的运动方程进行时间积分，得到航天器的目标姿态信息、目标位置信息和目标速度信息。
本实施例中，所述预设函数为四元数，预设方法为分析结构力学方法；通过四元数法描述刚体转动运动及相对坐标内的运动，运用分析结构力学的基本观念，进入离散系统来分析，保证离散积分作用点的约束条件严格满足，再在时间区段内，用时间有限元离散代替差分离散，运用作用量变分原理以代替微分方程，离散的时间步内积分就不再考虑约束，并可达到每步积分的自动保辛；通过四元数法，可以方便而准确地描述刚体的转动运动，包括旋转的角度和轴向；使用四元数法可以描述相对坐标内的运动，即在刚体转动的基础上，描述与刚体相对运动的对象的运动状态；分析结构力学是一种用于解决结构系统力学问题的方法，通过将这一方法应用于刚体转动和相对坐标内运动的问题，可以利用结构力学的基本观念和原理来得到准确的分析结果；将连续的刚体转动问题转化为离散系统，使用作用量代替微分方程进行分析，可以更好地处理离散积分作用点的约束条件，并保证在时间区段内的积分过程中约束条件的严格满足；使用时间有限元离散方法代替传统的差分离散方法，可以更准确地描述时间步内的积分过程，并达到每步积分的自动保辛，提高计算的精确度和稳定性；可以实现对刚体转动和相对坐标内运动的准确描述和分析，并保证约束条件的严格满足，从而得到更可靠的分析结果；基于四元数的多体动力学表示具有形式简单、未知量少的特点，避免了可能出现的奇异现象与超越方程迭代求解，适合数值仿真，可作为多体系统仿真分析的有力工具。
本发明的一个可选的实施例中，步骤11可以包括：
步骤111，确定参考坐标系；
步骤112，根据所述参考坐标系，确定航天器在所述参考坐标系中的初始位置；
步骤113，根据所述参考坐标系，确定航天器在参考坐标系中的初始速度以及速度的方向；
步骤114，根据航天器在参考坐标系中的初始速度以及速度的方向，确定航天器在参考坐标系中的初始姿态。
本实施例中，确定参考坐标系，具体包括，确定一个合适的点作为坐标系的原点，这个点是一个固定的点，如地球的中心或某个地面站的位置；定义坐标系的三个正交轴，在航天应用中，使用右手坐标系，其中X轴指向某个基准方向（如地球赤道上的某点），Z轴垂直于地球赤道面指向北极，Y轴则根据右手定则确定；根据仿真需求，可以选择不同类型的坐标系，如地心惯性坐标系（ECI）、地心固定坐标系（ECEF）或局部坐标系等；根据所述参考坐标系，确定航天器在所述参考坐标系中的初始位置，具体包括，航天器的位置通过三个坐标值（X， Y， Z）来表示，这些值描述了航天器相对于参考坐标系原点的位置；航天器的初始位置通过多种方式获取，如从地面控制中心接收的数据、通过星载导航系统计算得出或通过其他传感器测量得到；如果初始位置是在其他坐标系下获得的，则进行坐标转换，将其转换到所选择的参考坐标系下；根据所述参考坐标系，确定航天器在参考坐标系中的初始速度以及速度的方向，其中，航天器的速度是一个矢量，既有大小又有方向。它描述了航天器在参考坐标系中的运动快慢和方向，初始速度可以通过地面控制中心、星载导航系统或其他传感器获得，速度矢量可以分解为三个分量，分别对应于参考坐标系的三个轴，这些分量描述了航天器在各个方向上的速度大小，通过速度的三个分量，可以确定航天器速度的方向；根据航天器在参考坐标系中的初始速度以及速度的方向，确定航天器在参考坐标系中的初始姿态，具体可以为，将航天器在参考坐标系中的初始速度矢量分解为在三个轴上的分量（通常是X、Y、Z轴），从而了解航天器在参考坐标系中的运动方向，使用速度方向的信息，结合航天器的设计特征和预期的任务需求，可以初步估计航天器在参考坐标系中的初始姿态，例如，如果航天器的速度方向与某个轴（比如X轴）平行，那么可以推断航天器的初始姿态是朝向该轴的方向。
该实施例中，通过确定了参考坐标系，相当于给航天器设定了一个基准，基于这个坐标系确定了航天器的初始位置，可以知道在空间中的具体位置，而步骤113则确定了航天器的初始速度和方向，可以了解它的运动状态，能够精确控制航天器的运动，确保它能够按计划进行飞行或执行任务。
该实施例中，步骤111，确定参考坐标系，有助于建立一个统一的、稳定的参考框架，使得航天器的位置、速度和姿态等信息能够在该框架内进行准确的描述和测量，通过确定参考坐标系，可以消除由于坐标系选择不当而引入的误差，提高仿真的精度和稳定性，步骤112能够准确地确定航天器在仿真开始时的位置，为后续的位置和速度变化计算提供基础数据，同时，通过将航天器的位置与参考坐标系相关联，可以方便地进行位置信息的转换和处理，提高仿真的效率和准确性；步骤113能够准确地确定航天器在仿真开始时的速度和速度方向，为后续的速度和姿态变化计算提供基础数据，同时，通过将航天器的速度与参考坐标系相关联，可以方便地进行速度信息的转换和处理，提高仿真的效率和准确性。
本发明的一个可选的实施例中，步骤12可以包括：
步骤121，根据航天器的初始姿态、初始位置和初始速度，确定航天器的角速度信息；
步骤122，根据航天器的角速度信息，确定姿态变化参数；
步骤123，基于所述姿态变化参数和角速度信息，通过预设函数，确定航天器姿态变化的微分方程；
步骤124，使用欧拉法求解所述微分方程，获取航天器姿态随时间的变化；
步骤125，根据航天器姿态随时间的变化，确定航天器姿态变化的数学模型。
本实施例中，步骤121，具体步骤包括：首先，确定描述航天器运动的参考坐标系，在地球轨道上，坐标系是地心惯性坐标系（ECI）；航天器的初始姿态由其相对于参考坐标系的方向来表示，通过方向余弦矩阵、欧拉角或四元数来完成，例如，如果初始姿态以欧拉角给出，会有三个角度值：俯仰角、偏航角和滚转角；航天器的初始位置和速度也是在参考坐标系中给出的。这些值描述了航天器在轨道上的状态和轨迹；航天器的角速度可以通过其动力学方程来确定，在没有外力矩作用的情况下，航天器的角动量相对于惯性空间是守恒的，因此，可以通过航天器的转动惯量矩阵和角动量来计算角速度。如果已知航天器的转动惯量矩阵和作用于航天器上的外力矩，可以通过动力学方程求解出角速度。在简单情况下，如果没有外力矩，角速度可以直接通过角动量和转动惯量矩阵的逆来计算。例如，假设有一个在地球低轨道上运行的简单航天器，其初始姿态由欧拉角给出：俯仰角30°，偏航角45°，滚转角0°。航天器的初始位置是地球表面上空500km的某一点，初始速度是在轨道上稳定运行所需的速度；在这个案例中，首先需要将欧拉角转换为方向余弦矩阵或四元数，以便在后续计算中使用。接着，使用航天器的质量和其在轨道上的速度来计算角动量，由于航天器在轨道上稳定运行，可以假设没有外力矩作用。然后，需要知道航天器的转动惯量矩阵。这个矩阵描述了航天器对其质心旋转的抵抗程度，通常由航天器的质量分布决定。
本实施例中，步骤122，具体步骤包括：角速度是描述航天器绕其质心旋转的矢量，它有三个分量，分别对应航天器绕三个主轴（通常是互相垂直的）的旋转速度；航天器的姿态变化可以通过姿态动力学方程来描述，这些方程通常涉及航天器的角速度、角加速度、外力矩和转动惯量。在没有外力矩作用的情况下，航天器的角动量相对于惯性空间是守恒的，姿态变化主要由角速度决定；姿态变化参数可以是欧拉角的变化率（即欧拉角的导数），这些参数可以通过对航天器的角速度进行适当的姿态传播算法来获得；姿态传播算法是一种数值方法，用于根据已知的初始姿态和角速度信息计算航天器在未来时刻的姿态。例如，假设有一个在地球轨道上运行的航天器，其角速度矢量已知为ω = [0.01， 0.02， 0.03]rad/s，这表示航天器绕其三个主轴的旋转速度；在这个案例中，要确定航天器在未来10秒内的姿态变化参数，可以选择使用四元数来表示航天器的姿态，因为它避免了欧拉角的奇异位置问题，并且计算效率较高。
首先，航天器的初始姿态四元数（假设为q0 = [1， 0， 0， 0]，表示初始时航天器的某个轴与参考坐标系的某个轴对齐）。然后，使用角速度信息和姿态传播算法（如龙格-库塔法）来计算10秒后航天器的姿态四元数。
在这个过程中，将角速度矢量ω作为输入，结合初始姿态四元数q0和时间间隔（10秒），通过数值积分来求解姿态动力学方程。最终，将得到一个新的姿态四元数q1，它描述了航天器在10秒后的姿态。
本实施例中，步骤123，具体步骤包括：姿态动力学方程描述了航天器姿态变化与所受外力矩之间的关系。在没有外力矩作用的情况下，航天器的姿态变化主要由其角速度决定，以四元数表示为例，姿态动力学方程可以表示为四元数的时间导数（即姿态变化率）与航天器角速度之间的关系。
使用姿态变化参数（如欧拉角的变化率）和已知的角速度信息，结合姿态动力学方程，可以构建描述航天器姿态变化的微分方程。这个方程通常是一个一阶的常微分方程，它描述了航天器姿态随时间的变化率。
如果存在外力矩（如重力梯度力矩、气动力矩、磁力矩等），需要将这些力矩纳入微分方程中。这些外力矩会对航天器的姿态变化产生影响，因此在构建微分方程时需要加以考虑。同时，转动惯量矩阵也是微分方程中的重要参数。转动惯量矩阵描述了航天器对其质心旋转的抵抗程度，它与航天器的质量分布和几何形状有关。在构建微分方程时，需要将转动惯量矩阵纳入考虑，以更准确地描述航天器的姿态变化。
构建了描述航天器姿态变化的微分方程之后，通过欧拉法对其进行求解。通过求解微分方程，可以得到航天器在未来时刻的姿态变化参数，从而实现对航天器姿态的预测和控制。
例如，使用四元数来表示航天器的姿态，记作 (q = [q0， q1， q2， q3])。四元数的导数（即姿态变化参数）与角速度之间的关系可以通过以下微分方程来描述：
；其中，/>是四元数的导数，表示姿态的变化率；/>是航天器的角速度矢量；/>是一个由角速度构造的斜对称矩阵。
本实施例中，步骤124，具体步骤包括：确定微分方程的初始条件，包括航天器的初始姿态、初始时间以及时间步长。初始姿态是欧拉角的形式；对于一阶常微分方程，欧拉法的迭代公式可以表示为：
；
其中，是当前时刻的解，/>是下一个时刻的解，/>是时间步长，/>是微分方程中关于时间的函数；在航天器姿态动力学的背景下，微分方程是关于航天器姿态的微分方程。将航天器的姿态代入欧拉法的迭代公式中，逐步更新航天器的姿态。从初始时刻开始，使用欧拉法的迭代公式逐步计算每个时间步长后的航天器姿态。每次迭代都需要将上一步的姿态作为当前步的输入，并结合时间步长和微分方程中的函数来计算下一步的姿态。在每个时间步长后，记录计算得到的航天器姿态。这些姿态数据将描述航天器姿态随时间的变化情况。
例如，假设使用四元数来表示航天器的姿态，并且已经构建了描述航天器姿态变化的微分方程。初始时刻航天器的四元数为 (q0 = [1， 0， 0， 0])，时间步长设为 (h =0.1) 秒。使用欧拉法来求解这个微分方程，并获取航天器在未来一段时间内的姿态变化。在每个时间步长后，都会计算得到一个新的四元数，它描述了航天器在该时刻的姿态。
通过逐步迭代计算，可以得到一系列的四元数，它们描述了航天器姿态随时间的变化轨迹。最终，可以将这些四元数转换为欧拉角或方向余弦矩阵，以便更直观地展示航天器的姿态变化情况。
本实施例中，步骤125，具体步骤包括：收集航天器姿态随时间变化的数据，这些数据来自于之前使用欧拉法求解微分方程的结果，记录了航天器在不同时间点的姿态信息。对收集到的数据进行分析，观察航天器姿态随时间变化的趋势和规律，通过绘制姿态参数（如欧拉角）随时间变化的曲线图来完成。根据数据分析的结果，确定二项式拟合数学模型；使用收集到的数据来拟合二项式拟合数学模型的参数，即通过调整二项式拟合数学模型参数使得二项式拟合数学模型预测的姿态与实际观测的姿态之间的误差最小化。使用一部分独立的数据集来验证二项式拟合数学模型的准确性，比较二项式拟合数学模型预测的姿态与实际观测的姿态，计算误差指标来评估二项式拟合数学模型的性能。一旦二项式拟合数学模型被验证并且其准确性达到要求，就可以将其应用于实际场景中。通过输入未来的时间点，二项式拟合数学模型能够预测航天器在这些时间点的姿态。
例如，假设已经收集到了一组航天器姿态随时间变化的数据，并且决定使用二项式模型来描述这种变化，其形式为：
；
其中，表示航天器在某个姿态角（如俯仰角）上的值，/>是时间，/>、/>、/>是二项式拟合数学模型的参数。
接下来，使用最小二乘法来拟合这个二项式拟合数学模型的参数。通过最小化预测姿态角与实际观测姿态角之间的平方误差，可以得到最优的参数值。一旦模型参数被确定，就可以使用这个二项式拟合数学模型来预测航天器在未来任何时间点的姿态角，通过输入未来的时间点，二项式拟合数学模型会输出对应的姿态角预测值。
本发明的一个可选的实施例中，步骤13可以包括：
步骤131，确定参考点或参考物体，建立相对坐标系；
步骤132，通过预设函数和坐标转换矩阵，将航天器的位置和速度从绝对坐标系转换到相对坐标系；
步骤133，在每个时间步长内，根据航天器的动力学模型和控制输入，更新航天器在相对坐标系中的位置和速度；
步骤134，根据更新的航天器在相对坐标系中的位置和速度，确定航天器在相对坐标系中的位置变化参数和速度变化参数，具体为，重复操作，逐步推进仿真时间，以获得航天器在相对坐标系中的位置变化参数和速度变化参数。
本实施例中，确定一个参考点或参考物体作为建立相对坐标系的基准，可以是地球；通过使用四元数和坐标换矩阵，将航天器的位置和速度从绝对坐标系转换到相对坐标系，相对坐标系是以参考物体为中心建立的，可以更好地描述航天器相对于这参考物体的位置和速度；根据航天器的动力学模型和控制输入，在每个步长内更新航天器在相对坐标系中的位置和速度，这些更新考虑了航天器的推进力、重力、空气阻力等因素，以及控制器的输入，使得仿真结果更加真实和准确；通过这些步骤，可以获得航天器在相对坐标系中的完整位置和速度变化轨迹，轨迹可以用于分析和评估航天器的运动性能、轨道设计、姿态控制等方面，同时，建立相对坐标系可以使得航天器仿真更加准确、可靠，有助于提高航天器的设计和操作效率。
本发明的一个可选的实施例中，步骤14可以包括：
步骤141，根据航天器的结构和动力学特性，确定离散化方案，确定质点和元件的划分方式；
步骤142，根据航天器的质量和速度变化参数，获取每个质点的动能；
步骤143，根据航天器的位置变化参数和所受重力，获取每个质点的势能；
步骤143，通过识别并计算，获取影响航天器动态行为的所有外部作用力；
步骤144，基于牛顿第二定律和预设方法，根据每个质点的动能、每个质点的势能以及所有外部作用力，构建航天器动态行为的运动方程。
本实施例中，根据航天器的结构和动力学特性，确定离散化方案和质点的划分方式，离散化方案将连续的航天器系统离散成离散的质点和元件，以便进行仿真计算，质点划分方式决定了如何将航天器的质量和惯性分布到离散的质点上，以更准确地描述航天器的动力学行为；根据航天器的质量和速度，计算每个质点的动能，动能是航天器运动的能量表示，可以用来评估航天器的动态行为，根据航天器的位置和所受重力，计算每个质点的势能，势能是天器受重力作用的能量表示，可以用来评估航天器的位置和重力影响；识别并计算影响航天器动态行为的所有外部作用力，如推进力、空气阻力、引力等，外部作用力是航天器运动的驱动力和阻力，对航天器的运动轨迹和姿态产生重要影响；利用牛顿第二定律和预设方法，根据每个质点的动能、势能和所有外部作用力，建立描述航天器动态行为的运动方程，这些运动方程可以用来模拟和预测航天器在不同条件下的运动轨迹、姿态变化和动力学行为；通过这些步骤，可以建立描述航天器动态行为的运动方程，并进行仿真计算，这些运动方程可以用来分析航天器的运动特性、轨道设计、姿态控制等问题，同时，计算质点的动能和势能以及外部作用力的识别和计算，有助于评估航天器的能量变化和受力情况，提供仿真结果的准确性和可靠性。
本发明的一个可选的实施例中，步骤15可以包括：
步骤151，根据仿真需求和计算资源，确定数值积分算法；
步骤152，根据仿真精度和计算效率的要求，确定时间步长；
步骤153，从初始时刻开始，通过数值积分算法，按照确定的时间步长逐步对航天器动态行为的运动方程进行时间积分，得到航天器的姿态、位置和速度的变化量；
步骤154，根据航天器的姿态、位置和速度的变化量更新航天器的状态，获取航天器的目标姿态信息、目标位置信息和目标速度信息；具体为，在每个时间步长后，记录更新后的航天器姿态、位置和速度信息，并将更新后的航天器姿态、位置和速度信息输出到文件或图形界面进行分析，获取航天器的目标姿态信息、目标位置信息和目标速度信息。
本实施例中，根据仿真需求和计算资源的限制，选择适合的数值积分算法，不同的数值积分算法具有不同的精度和计算效率，选择合适的数值积分算法可以确保仿真结果的准确性和计算效率；在进行积分前还需要根据数值积分算法和航天器动态行为的运动方程，确定航天器的初始姿态、位置和速度，作为时间积分的起始条件；初始条件的选择对于仿真结果的准确性和稳定性非常重要；根据仿真精度和计算效率的要求，确定合适的时间步长，时间步长决定了仿真的时间分辨率，过大的时间步长可能导致仿真结果的精度下降，过小的时间步长可能导致计算效率低下；从初始时刻开始，按照确定的时间步长逐步进行数值积分计算，计算航天器的姿态、位置和速度的变化量，并更新航天器的状态，数值积分计算是根据运动方程和初始条件，通过数值方法逼近航天器的真实运动轨迹；在每个时间步长后，记录更新后的航天器姿态、位置和速度信息，并将其输出到文件或图形界面进行分析，这些数据可以用于评估航天器的运动性能、轨道设计、姿态控制等方面，并进行可视化展示和进一步的数据处理；通过这些步骤，可以进行航天器的数值仿真计算，并获得航天器在不同时间点的姿态、位置和速度信息，信息可以用于分析航天器的运动特性、轨道设计、姿态控制等问题，并评估航天器的性能和效果，同时，数据记录和分析可以提供对仿真结果的可视化展示和进一步的数据处理，以支持决策和优化设计。
本发明的一个可选的实施例中，所述的保辛的航天器动力学仿真积分方法，还包括：
步骤16，根据航天器的任务需求和性能要求，确定当前航天器的状态信息和目标状态；
步骤17，根据当前航天器的状态信息和目标状态，计算用于改变航天器的运动状态的控制力或力矩。
本实施例中，根据航天器的任务需求和性能要求，确定当前航天器所处的状态信息，如位置、速度、姿态等，并确定目标状态，即航天器期望达到的状态；根据当前航天器的状态信息和目标状态，进行控制力或力矩的计算，控制力或力矩是用于改变航天器的运动状态，使其逼近目标状态的外部作用力；通过这些步骤，可以实现对航天器运动状态的控制，根据航天器的任务需求和性能要求，确定航天器的当前状态和目标状态，然后计算用于改变航天器运动状态的控制力或力矩，将这些控制力或力矩应用于航天器系统中，可以使航天器的运动逐渐接近目标状态，从而实现航天器的任务要求和性能要求；例如，如果航天器需要在一定时间内到达某个特定位置，那么根据当前位置和目标位置，可以计算出用于改变航天器位置的控制力，同样地，如果航天器需要维持特定的姿态，可以根据当前姿态和目标姿态计算出用于改变航天器姿态的力矩；通过控制力或力矩的施加，航天器的运动状态可以被调整和控制，以满足任务需求和性能要求。
如图2所示，本发明提供的一种保辛的航天器动力学仿真积分装置20，包括：
获取模块21，用于获取航天器的初始姿态、初始位置和初始速度；
处理模块22，用于基于航天器的初始姿态、初始位置和初始速度，通过预设函数，构建航天器姿态变化的数学模型；基于所述数学模型，通过预设函数，确定航天器的位置变化参数和速度变化参数；根据航天器的位置变化参数和速度变化参数，通过预设方法，构造航天器动态行为的运动方程；基于数值积分算法，对航天器动态行为的运动方程进行时间积分，得到航天器的目标姿态信息、目标位置信息和目标速度信息。
可选的，获取航天器的初始姿态、初始位置和初始速度，包括：
确定参考坐标系；
根据所述参考坐标系，确定航天器在所述参考坐标系中的初始位置；
根据所述参考坐标系，确定航天器在参考坐标系中的初始速度以及速度的方向；
根据航天器在参考坐标系中的初始速度以及速度的方向，确定航天器在参考坐标系中的初始姿态。
可选的，基于航天器的初始姿态、初始位置和初始速度，通过预设函数，构建航天器姿态变化的数学模型，包括：
根据航天器的初始姿态、初始位置和初始速度，确定航天器的角速度信息；
根据航天器的角速度信息，确定姿态变化参数；
基于所述姿态变化参数和角速度信息，通过预设函数，确定航天器姿态变化的微分方程；
使用欧拉法求解所述微分方程，获取航天器姿态随时间的变化；
根据航天器姿态随时间的变化，确定航天器姿态变化的数学模型。
可选的，基于所述数学模型，通过预设函数，确定航天器的位置变化参数和速度变化参数，包括：
确定参考点或参考物体，建立相对坐标系；
通过预设函数和坐标转换矩阵，将航天器的位置和速度从绝对坐标系转换到相对坐标系；
在每个时间步长内，根据航天器的动力学模型和控制输入，更新航天器在相对坐标系中的位置和速度；
根据更新的航天器在相对坐标系中的位置和速度，确定航天器在相对坐标系中的位置变化参数和速度变化参数。
可选的，根据航天器的位置变化参数和速度变化参数，通过预设方法，构造航天器动态行为的运动方程，包括：
根据航天器的结构和动力学特性，确定离散化方案，确定质点和元件的划分方式；
根据航天器的质量和速度变化参数，获取每个质点的动能；
根据航天器的位置变化参数和所受重力，获取每个质点的势能；
获取影响航天器动态行为的所有外部作用力；
基于牛顿第二定律和预设方法，根据每个质点的动能、每个质点的势能以及所有外部作用力，构建航天器动态行为的运动方程。
可选的，基于数值积分算法，对航天器动态行为的运动方程进行时间积分，得到航天器的目标姿态信息、目标位置信息和目标速度信息，包括：
根据仿真需求和计算资源，确定数值积分算法；
根据仿真精度和计算效率的要求，确定时间步长；
从初始时刻开始，通过数值积分算法，按照确定的时间步长逐步对航天器动态行为的运动方程进行时间积分，得到航天器的姿态、位置和速度的变化量；
根据航天器的姿态、位置和速度的变化量更新航天器的状态，获取航天器的目标姿态信息、目标位置信息和目标速度信息。
可选的，所述保辛的航天器动力学仿真积分方法，还包括：
根据航天器的任务需求和性能要求，确定当前航天器的状态信息和目标状态；
根据当前航天器的状态信息和目标状态，计算用于改变航天器的运动状态的控制力或力矩。
需要说明的是，该装置是与上述保辛的航天器动力学仿真积分方法对应的装置，上述方法中所有实现方式均适用于该装置的实施例中，也能达到相同的技术效果。
本发明的实施例还提供一种计算设备，包括：处理器、存储有计算机程序的存储器，所述计算机程序被处理器运行时，执行上述的保辛的航天器动力学仿真积分方法。上述方法实施例中的所有实现方式均适用于该实施例中，也能达到相同的技术效果。
本发明的实施例还提供一种计算机可读存储介质，包括：存储指令，当所述指令在计算机上运行时，使得计算机执行上述的保辛的航天器动力学仿真积分方法。上述各方法实施例中的所有实现方式均适用于该实施例中，也能达到相同的技术效果。
本领域普通技术人员可以意识到，结合本文中所公开的实施例描述的各示例的单元及算法步骤，能够以电子硬件、或者计算机软件和电子硬件的结合来实现。这些功能究竟以硬件还是软件方式来执行，取决于技术方案的特定应用和设计约束条件。专业技术人员可以对每个特定的应用来使用不同方法来实现所描述的功能，但是这种实现不应认为超出本发明的范围。
所属领域的技术人员可以清楚地了解到，为描述的方便和简洁，上述描述的系统、装置和单元的具体工作过程，可以参考前述方法实施例中的对应过程，在此不再赘述。
在本发明所提供的实施例中，应该理解到，所揭露的装置和方法，可以通过其它的方式实现。例如，以上所描述的装置实施例仅仅是示意性的，例如，所述单元的划分，仅仅为一种逻辑功能划分，实际实现时可以有另外的划分方式，例如多个单元或组件可以结合或者可以集成到另一个系统，或一些特征可以忽略，或不执行。另一点，所显示或讨论的相互之间的耦合或直接耦合或通信连接可以是通过一些接口，装置或单元的间接耦合或通信连接，可以是电性，机械或其它的形式。
所述作为分离部件说明的单元可以是或者也可以不是物理上分开的，作为单元显示的部件可以是或者也可以不是物理单元，即可以位于一个地方，或者也可以分布到多个网络单元上。可以根据实际的需要选择其中的部分或者全部单元来实现本实施例方案的目的。
另外，在本发明各个实施例中的各功能单元可以集成在一个处理单元中，也可以是各个单元单独物理存在，也可以两个或两个以上单元集成在一个单元中。
所述功能如果以软件功能单元的形式实现并作为独立的产品销售或使用时，可以存储在一个计算机可读取存储介质中。基于这样的理解，本发明的技术方案本质上或者说对现有技术做出贡献的部分或者该技术方案的部分可以以软件产品的形式体现出来，该计算机软件产品存储在一个存储介质中，包括若干指令用以使得一台计算机设备(可以是个人计算机，服务器，或者网络设备等)执行本发明各个实施例所述方法的全部或部分步骤。而前述的存储介质包括：U盘、移动硬盘、ROM、RAM、磁碟或者光盘等各种可以存储程序代码的介质。
此外，需要指出的是，在本发明的装置和方法中，显然，各部件或各步骤是可以分解和/或重新组合的。这些分解和/或重新组合应视为本发明的等效方案。并且，执行上述系列处理的步骤可以自然地按照说明的顺序按时间顺序执行，但是并不需要一定按照时间顺序执行，某些步骤可以并行或彼此独立地执行。对本领域的普通技术人员而言，能够理解本发明的方法和装置的全部或者任何步骤或者部件，可以在任何计算装置（包括处理器、存储介质等）或者计算装置的网络中，以硬件、固件、软件或者它们的组合加以实现，这是本领域普通技术人员在阅读了本发明的说明的情况下运用他们的基本编程技能就能实现的。
因此，本发明的目的还可以通过在任何计算装置上运行一个程序或者一组程序来实现。所述计算装置可以是公知的通用装置。因此，本发明的目的也可 以仅仅通过提供包含实现所述方法或者装置的程序代码的程序产品来实现。也就是说，这样的程序产品也构成本发明，并且存储有这样的程序产品的存储介质也构成本发明。显然，所述存储介质可以是任何公知的存储介质或者将来所开发出来的任何存储介质。还需要指出的是，在本发明的装置和方法中，显然，各部件或各步骤是可以分解和/或重新组合的。这些分解和/或重新组合应视为本发明的等效方案。并且，执行上述系列处理的步骤可以自然地按照说明的顺序按时间顺序执行，但是并不需要一定按照时间顺序执行。某些步骤可以并行或彼此独立地执行。
以上所述是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明所述原理的前提下，还可以作出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。
Claims (10)
1.一种保辛的航天器动力学仿真积分方法，其特征在于，包括：
获取航天器的初始姿态、初始位置和初始速度；
基于航天器的初始姿态、初始位置和初始速度，通过预设函数，构建航天器姿态变化的数学模型；
基于所述数学模型，通过预设函数，确定航天器的位置变化参数和速度变化参数；
根据航天器的位置变化参数和速度变化参数，通过预设方法，构造航天器动态行为的运动方程；
基于数值积分算法，对航天器动态行为的运动方程进行时间积分，得到航天器的目标姿态信息、目标位置信息和目标速度信息。
2.根据权利要求1所述的保辛的航天器动力学仿真积分方法，其特征在于，获取航天器的初始姿态、初始位置和初始速度，包括：
确定参考坐标系；
根据所述参考坐标系，确定航天器在所述参考坐标系中的初始位置；
根据所述参考坐标系，确定航天器在参考坐标系中的初始速度以及速度的方向；
根据航天器在参考坐标系中的初始速度以及速度的方向，确定航天器在参考坐标系中的初始姿态。
3.根据权利要求1所述的保辛的航天器动力学仿真积分方法，其特征在于，基于航天器的初始姿态、初始位置和初始速度，通过预设函数，构建航天器姿态变化的数学模型，包括：
根据航天器的初始姿态、初始位置和初始速度，确定航天器的角速度信息；
根据航天器的角速度信息，确定姿态变化参数；
基于所述姿态变化参数和角速度信息，通过预设函数，确定航天器姿态变化的微分方程；
使用欧拉法求解所述微分方程，获取航天器姿态随时间的变化；
根据航天器姿态随时间的变化，确定航天器姿态变化的数学模型。
4.根据权利要求1所述的保辛的航天器动力学仿真积分方法，其特征在于，基于所述数学模型，通过预设函数，确定航天器的位置变化参数和速度变化参数，包括：
确定参考点或参考物体，建立相对坐标系；
通过预设函数和坐标转换矩阵，将航天器的位置和速度从绝对坐标系转换到相对坐标系；
在每个时间步长内，根据航天器的动力学模型和控制输入，更新航天器在相对坐标系中的位置和速度；
根据更新的航天器在相对坐标系中的位置和速度，确定航天器在相对坐标系中的位置变化参数和速度变化参数。
5.根据权利要求1所述的保辛的航天器动力学仿真积分方法，其特征在于，根据航天器的位置变化参数和速度变化参数，通过预设方法，构造航天器动态行为的运动方程，包括：
根据航天器的结构和动力学特性，确定离散化方案，确定质点和元件的划分方式；
根据航天器的质量和速度变化参数，获取每个质点的动能；
根据航天器的位置变化参数和所受重力，获取每个质点的势能；
获取影响航天器动态行为的所有外部作用力；
基于牛顿第二定律和预设方法，根据每个质点的动能、每个质点的势能以及所有外部作用力，构建航天器动态行为的运动方程。
6.根据权利要求1所述的保辛的航天器动力学仿真积分方法，其特征在于，基于数值积分算法，对航天器动态行为的运动方程进行时间积分，得到航天器的目标姿态信息、目标位置信息和目标速度信息，包括：
根据仿真需求和计算资源，确定数值积分算法；
根据仿真精度和计算效率的要求，确定时间步长；
从初始时刻开始，通过数值积分算法，按照确定的时间步长逐步对航天器动态行为的运动方程进行时间积分，得到航天器的姿态、位置和速度的变化量；
根据航天器的姿态、位置和速度的变化量更新航天器的状态，获取航天器的目标姿态信息、目标位置信息和目标速度信息。
7.根据权利要求1所述的保辛的航天器动力学仿真积分方法，其特征在于，还包括：
根据航天器的任务需求和性能要求，确定当前航天器的状态信息和目标状态；
根据当前航天器的状态信息和目标状态，计算用于改变航天器的运动状态的控制力或力矩。
8.一种保辛的航天器动力学仿真积分装置，其特征在于，包括：
获取模块，用于获取航天器的初始姿态、初始位置和初始速度；
处理模块，用于基于航天器的初始姿态、初始位置和初始速度，通过预设函数，构建航天器姿态变化的数学模型；基于所述数学模型，通过预设函数，确定航天器的位置变化参数和速度变化参数；根据航天器的位置变化参数和速度变化参数，通过预设方法，构造航天器动态行为的运动方程；基于数值积分算法，对航天器动态行为的运动方程进行时间积分，得到航天器的目标姿态信息、目标位置信息和目标速度信息。
9.一种计算设备，其特征在于，包括：处理器、存储有计算机程序的存储器，所述计算机程序被处理器运行时，执行如权利要求1至7任一项所述的方法。
10.一种计算机可读存储介质，其特征在于，包括：存储指令，当所述指令在计算机上运行时，使得计算机执行如权利要求1至7任一项所述的方法。
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