CN117806287A - 一种航天器运动仿真系统及相关产品 - Google Patents

Abstract

本申请提供了一种航天器运动仿真系统，系统包括飞控模块、时间模块、空间环境模块、卫星模块、传感器模块、执行器模块、星载计算机、变轨控制模块、协议转换模块和显示模块；时间模块连接空间环境模块，空间环境模块连接飞控模块，卫星模块分别连接传感器模块和执行器模块；接传感器模块和执行器模块分别连接星载计算机；飞控模块、时间模块、空间环境模块、卫星模块、变轨控制模块、星载计算机均与协议转换模块连接；协议转换模块和显示模块连接。这样，通过将不同类型和来源的数据、模型、算法、软件等集成到一个统一的环境中，实现数据、模型、算法、软件之间的互操作和协同。

Description

一种航天器运动仿真系统及相关产品

技术领域

本申请涉及仿真技术领域，尤其涉及一种航天器运动仿真系统及相关产品。

背景技术

在航天工程中，仿真是一项至关重要的任务，它可以预测和评估航天器在各种情况下的表现。然而，传统的航天器仿真系统存在一些挑战。首先，为了实现各种功能，这些系统通常需要使用多种不同的软件工具，如MATLAB/Simulink、Python等。这样做的缺点是增加了系统的复杂性和不一致性，因为每种软件都有其独特的编程语言和工作流程。其次，由于这些软件的特点和限制，设计人员经常需要花费大量时间和精力来解决学习不同的软件，增加了开发和维护的成本，还可能导致系统的错误和故障。

综上所述，尽管传统的航天器仿真系统在过去发挥了重要作用，但其复杂的结构、不一致的操作和低下的效率已经成为了阻碍进一步发展的主要障碍。因此，如何实现一种统一高效的航天器仿真系统已经成为了当前亟待解决的问题。

发明内容

有鉴于此，本申请提供了一种航天器运动仿真系统，旨在将不同类型和来源的数据、模型、算法、软件等集成到一个统一的环境中，实现数据、模型、算法和软件之间的交互和协同。

第一方面，本申请实施例提供了一种航天器运动仿真系统，所述系统包括飞控模块、时间模块、空间环境模块、卫星模块、传感器模块、执行器模块、星载计算机、变轨控制模块、协议转换模块和显示模块；所述时间模块连接所述空间环境模块，所述空间环境模块连接所述飞控模块，所述卫星模块分别连接所述传感器模块和所述执行器模块；所述接所述传感器模块和所述执行器模块分别连接所述星载计算机；所述飞控模块、时间模块、空间环境模块、卫星模块、变轨控制模块、星载计算机均与所述协议转换模块连接；

所述时间模块上运行有各时区的时间模型，所述各时区的时间模型用于模拟航天器在运动过程中的时间变化，并将所述时间变化输出至协议转换模块；

所述空间环境模块上运行有日月模型，所述日月模型用于获取所述时间模块上的时间变化模拟空间环境中各天体的场景，并将所述各天体的场景输出至协议转换模块；

所述传感器控制模块用于获取航天器的姿态信息和轨道信息，并将所述姿态信息和轨道信息传送至星载计算机；

所述星载计算机用于根据所述姿态信息和轨道信息确定所述航天器的姿态变化信息和轨道变化信息，并将所述姿态变化信息和轨道变化信息传输至所述执行器模块；

所述执行器模块用于根据所述航天器的姿态变化信息和轨道变化信息控制所述卫星模块中的航天器在运动过程中的姿态和轨道；

所述卫星模块上运行有卫星动力学模型，所述卫星动力学模型用于模拟航天器在运动过程中的姿态和轨道，并将所述姿态和轨道传输至所述变轨控制模块；

所述变轨控制模块上运行有变轨策略模型，所述变轨策略模型用于将所述姿态和轨道传输至协议转换模块；

所述飞控模块包括多个飞行工况控制函数，用于响应仿真系统的调用指令，读取空间环境中各天体的场景，基于所述空间环境中各天体的场景，输出空间环境信息给协议转换模块；

所述协议转换模块用于接收各模块发送的时间变化、各天体的场景、空间环境信息、姿态和轨道转换为统一的协议的仿真结果发送到所述显示模块，以使所述显示模块可视化的显示所述航天器的运动过程。

可选地，所述系统还包括航天器附件模块，所述航天器附件模块分别与所述飞控模块、所述卫星模块和所述星载计算机连接；所述航天器附件模块用于响应于飞控模块发送的附件控制指令模拟与所述航天器连接的附件的动作。

可选地，所述航天器附件模块包括天线模块，所述天线模块分别与所述飞控模块、所述卫星模块和所述星载计算机连接；所述天线模块用于响应于飞控模块发送的天线控制指令模拟与所述航天器连接的天线的动作。

可选地，所述航天器附件模块包括太阳翼模块，所述太阳翼模块分别与所述飞控模块、所述卫星模块和所述星载计算机连接；所述太阳翼模块运行有太阳翼模型，所述太阳翼模型用于响应于飞控模块发送的太阳翼控制指令模拟与所述航天器连接的太阳翼的动作。

可选地，所述显示模块包括二维面板模块；所述二维面板模块包括所述传感器模块的多个控制接口，所述多个控制接口用于在所述二维面板模块向所述传感器模块输入航天器运动控制指令，以使所述传感器模块响应于所述航天器运动控制指令获取航天器的姿态信息和轨道信息。

可选地，所述航天器控制指令包括故障注入指令；所述二维面板模块包括故障注入界面，所述故障注入界面包括至少两个故障注入接口，所述两个故障注入接口以可操作视图组件的形式显示在所述二维操作界面的故障注入界面上，响应于点击所述可操作视图组件的操作，将所述故障注入指令输入到所述传感器模块。

可选地，所述二维面板模块还用于显示所述航天器在运动过程中的参数信息。

可选地，所述显示模块包括三维视景模块；

所述三维视景模块用于将所述仿真结果通过三维视景显示。

可选地，所述三维视景模块还包括与所述飞控模块、时间模块、空间环境模块、卫星模块、传感器模块、执行器模块、星载计算机和变轨控制模块连接的多个控制接口；响应于在所述三维视景模块的任一控制接口触发控制指令的操作，将所述控制指令发送到所述控制指令对应的模块，以使所述控制指令对应的模块执行所述控制指令对应的操作。

可选地，所述多个控制接口利用图标组件集成在所述三维实景模块，当所述三维视景模块通过三维视景展示所述仿真结果时，响应于触发所述组件的操作，打开所述多个控制接口页面。

第二方面，本申请提供了一种航天器运动仿真设备，所述设备包括存储器和处理器，所述存储器用于存储指令或代码，所述处理器用于执行所述指令或代码，以使所述设备运行前述第一方面实施方式中所介绍的航天器运动仿真系统。

第三方面，本申请提供了一种计算机存储介质，所述计算机存储介质中存储有代码，当所述代码被运行时，运行所述代码的设备实现前述第一方面实施方式中所介绍的航天器运动仿真系统。

本申请提供了一种航天器运动仿真系统，所述系统包括飞控模块、时间模块、空间环境模块、卫星模块、传感器模块、执行器模块、星载计算机、变轨控制模块、协议转换模块和显示模块；所述时间模块连接所述空间环境模块，所述空间环境模块连接所述飞控模块，所述卫星模块分别连接所述传感器模块和所述执行器模块；所述接所述传感器模块和所述执行器模块分别连接所述星载计算机；所述飞控模块、时间模块、空间环境模块、卫星模块、变轨控制模块、星载计算机均与所述协议转换模块连接；所述协议转换模块和所述显示模块连接。这样，通过将不同类型和来源的数据、模型、算法、软件等集成到一个统一的环境中，实现数据、模型、算法、软件之间的交互操作和协同。

附图说明

为更清楚地说明本实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本申请的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为本申请实施例提供的一种航天器运动仿真系统的结构示意图；

图2为本申请实施例提供的一种基于Python代码实现的北京时间计算模型的接口示意图；

图3为本申请实施例提供的一种基于Python代码实现的空间环境模型接口示意图；

图4为本申请实施例提供的一种基于Python代码实现的传感器模型接口示意图；

图5为本申请实施例提供的一种基于Matlab\Simulink实现的星载控制模型的接口示意图；

图6为本申请实施例提供的一种基于Matlab\Simulink实现的星载控制模型的接口示意图；

图7为本申请实施例提供的一种基于Matlab\Simulink实现的帆板展开数据模型的接口示意图；

图8为本申请实施例提供的二维面板界面显示姿态轨道状态检测的界面示意图；

图9为本申请实施例提供的一种在二维面板控制帆板的页面示意图；

图10为本申请实施例提供的一种二维面板上实现故障注入界面的界面示意图；

图11为本申请实施例提供的基于姿态敏感器断电故障的曲线示意图；

图12为本申请实施例提供的基于姿态敏感器误差信号的曲线示意图；

图13为本申请实施例提供的帆板关闭状态的三维视景示意图；

图14为本申请实施例提供的帆板打开状态的三维视景示意图；

图15为本申请实施例提供的一种三维视景模块“远景视图”标签页的示意图；

图16为本申请实施例提供的一种三维视景模块“近景视图”标签页的示意图；

图17为本申请实施例提供的一种三维视景模块中的图标组件示意图。

具体实施方式

正如前文所述，为了实现各种功能，这些系统通常需要使用多种不同的软件工具，如MATLAB/Simulink、Python等。这样做的缺点是增加了系统的复杂性和不一致性，因为每种软件都有其独特的编程语言和工作流程。其次，由于这些软件的特点和限制，设计人员经常需要花费大量时间和精力来解决集成问题，比如数据转换、接口匹配等。这不仅增加了开发和维护的成本，还可能导致系统的错误和故障。再者，使用多种软件工具也会降低系统的效率和可靠性。例如，当需要对系统进行大规模仿真时，由于不同软件的性能差异，可能会导致部分仿真过程变得非常缓慢，甚至无法完成。最后，这种基于多种软件工具的仿真系统往往难以满足日益增长的需求，比如更高的仿真精度、更快的仿真速度、更强的扩展性等。综上所述，尽管传统的航天器仿真系统在过去发挥了重要作用，但其复杂的结构、不一致的操作和低下的效率已经成为了阻碍进一步发展的主要障碍。

有鉴于此，本申请实施例提供了一种航天器运动仿真系统，所述系统包括飞控模块、时间模块、空间环境模块、卫星模块、传感器模块、执行器模块、星载计算机、变轨控制模块、协议转换模块和显示模块；所述时间模块连接所述空间环境模块，所述空间环境模块连接所述飞控模块，所述卫星模块分别连接所述传感器模块和所述执行器模块；所述接所述传感器模块和所述执行器模块分别连接所述星载计算机；所述飞控模块、时间模块、空间环境模块、卫星模块、变轨控制模块、星载计算机均与所述协议转换模块连接；所述协议转换模块和所述显示模块连接。

这样，通过将不同类型和来源的数据、模型、算法、软件等集成到一个统一的环境中，实现数据、模型、算法、软件之间的互操作和协同。

需要说明的是，本申请实施例不限定航天器运动仿真系统的执行主体，例如，本申请实施例的航天器运动仿真系统可以应用于终端设备或服务器等数据处理设备。其中，终端设备可以为智能手机、计算机、个人数字助理(Personal Digital Assistant，PDA)或平板电脑等。服务器可以为独立服务器、集群服务器或云服务器。

为了能够更加详尽地了解本公开实施例的特点与技术内容，下面结合附图对本公开实施例的实现进行详细阐述，所附附图仅供参考说明之用，并非用来限定本公开实施例。在以下的技术描述中，为方便解释起见，通过多个细节以提供对所披露实施例的充分理解。然而，在没有这些细节的情况下，一个或多个实施例仍然可以实施。在其它情况下，为简化附图，熟知的结构和装置可以简化展示。显然，所描述的实施例仅是本申请一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本申请中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本申请保护的范围。

参见图1，图1为本申请实施例提供的一种航天器运动仿真系统的结构示意图。结合图1所示，航天器运动仿真系统包括时间模块1、空间环境模块2、飞控模块3、卫星模块4、传感器模块5、执行器模块6、星载计算机7、变轨控制模块8、协议转换模块9和显示模块10；时间模块1连接空间环境模块2，空间环境模块2连接飞控模块3，卫星模块4分别连接传感器模块5和执行器模块6；传感器模块5和执行器模块6分别连接星载计算机7；飞控模块3、时间模块1、空间环境模块2、卫星模块4、变轨控制模块8、星载计算机7均与协议转换模块9连接；协议转换模块9和显示模块连接10；

时间模块1上运行有各时区的时间模型，各时区的时间模型用于模拟航天器在运动过程中的时间变化，并将时间变化输出至协议转换模块。

具体地，在航天器运动仿真系统中，模拟不同时区时间变化可以更好的仿真航天器在运行过程中的运动状态，因此可以在时间模块上运行有各时区的时间模型，这意味着在航天器系统中有一个专门负责模拟不同时区时间变化的模块。这个模块可能会考虑到世界各地不同的时区，以便准确地模拟航天器在不同地区的时间变化。各时区的时间模型用于模拟航天器在运动过程中的时间变化。也就是说，时间模型能够考虑航天器在移动过程中所处的不同时区，以及运动速度对时间的影响，从而准确地模拟航天器的运动过程中时间的变化。最后，时间模型将时间变化输出至协议转换模块。这说明时间模型会将模拟得到的时间变化数据传送给协议转换模块，以便协议转换模块可以使用这些数据进行进一步的处理和传输。

例如，假设有一个名为"TimeModule"的时间模块，它在航天器系统中负责模拟不同时区的时间变化。此模块中包含了各个时区的时间模型，并能够根据航天器的运动情况来模拟时间的变化。比如，当航天器从一个时区飞行到另一个时区时，这个模块能够准确地模拟航天器所处位置的时间变化。具体地，图2为本申请实施例提供的一种基于Python代码实现的北京时间计算模型的接口示意图，具体可以包括简化儒略日、年月日时分秒等初始参数。当航天器飞行到北京时区，时间模块将使用Python代码来计算当前的北京时间。首先，代码导入了datetime和pytz库，这些库用于处理时间和时区信息。然后，代码定义了一个名为get_beijing_time的函数。在这个函数中，首先获取当前的UTC时间，然后设置时区为北京时区。最后，将UTC时间转换为北京时间，并返回这个北京时间。在航天器系统中，这样的代码模块可以被用来模拟航天器飞行到北京时区时的时间变化。航天器的时间模块可以调用这个函数来获得准确的北京时间，并将其输出到协议转换模块，以便进一步处理和传输。

空间环境模块2上运行有日月模型，日月模型用于获取时间模块上的时间变化模拟空间环境中各天体的场景，并将各天体的场景输出至协议转换模块。

具体地，在航天器系统中，有一个专门的模块用于模拟日月的运动和位置。这个模型可能会考虑到地球、太阳和月球之间的相互作用，以准确地模拟空间环境中日月的位置和运动情况。所述日月模型具体用于获取所述时间模块上的时间变化，根据时间模块提供的时间变化数据，来计算和模拟日月在不同时刻的位置和运动状态。最后，日月模型会将模拟得到的日月位置和运动状态等场景信息输出给协议转换模块，以便协议转换模块可以将这些信息进一步处理并传输。

例如，假设有一个名为"SpaceEnvironmentModule"的空间环境模块，包含一个日月模型，用于模拟日月在空间环境中的位置和运动。图3为本申请实施例提供的一种基于Python代码实现的空间环境模型接口示意图，具体可以包括简化儒略日、太阳位置信息和月亮位置信息等。这个模型根据时间模块提供的时间变化数据来计算日月的位置和状态，并将这些信息输出到协议转换模块，以便进一步处理和传输。接下来结合地球和太阳的Python代码来说明这个日月模型的作用。通过一个名为calculate_sun_earth_position的函数。在函数中，我们假设有另外两个函数calculate_earth_position和calculate_sun_position用于计算地球和太阳在空间中的位置。然后，我们使用这些位置信息来计算地球和太阳之间的距离。在航天器系统中，这样的函数可以被用于日月模型中，根据时间的变化来计算地球和太阳之间的距离。这个距离信息可以用于模拟日月在空间环境中的位置和运动状态，然后将其输出到协议转换模块，以便进行进一步的处理和传输。需要说明的是，在本实施例仅给出了通过Python实现日月模型的一种示例性方法，在实际的应用过程中，除了太阳、地球和月亮还可以是空间环境中存在的其他天体，例如彗星和火星等。

所述传感器控制模块5用于获取航天器的姿态信息和轨道信息，并将所述姿态信息和轨道信息传送至星载计算机。

传感器控制模块是一个用于获取卫星动力学模块上航天器的姿态信息和轨道信息的设备或系统。这个模块可能包括各种类型的传感器，例如陀螺仪、加速度计、星敏感器等，用于测量航天器的姿态、位置和速度等参数。一旦传感器控制模块获取到姿态信息和轨道信息，它会将这些数据传送至星载计算机。星载计算机是安装在航天器上的计算设备，用于处理和分析航天器的各种数据，包括姿态和轨道信息。传感器控制模块的作用是确保航天器在空间中能够准确地获取并传输姿态和轨道信息，以便星载计算机和地面控制中心能够实时监测和控制航天器的运行状态。这些数据对于航天器的安全性、稳定性和任务执行都至关重要。

在本实施例中，传感器控制模块将会包括仿真传感器，这些传感器将模拟真实传感器的功能，用来模拟航天器获取姿态和轨道信息的过程。图4为本申请实施例提供的一种基于Python代码实现的传感器(敏感器)模型接口示意图，具体可以包括信号输入接口和信号输出等。通过仿真传感器模块，可以模拟从卫星模块中获取航天器的运行状态，并且可以将姿态信息和轨道信息传送到仿真的星载计算机，以便进行进一步的模拟和分析。这样的仿真模块对于测试航天器的控制系统、导航系统和任务执行系统非常有用。通过模拟传感器的数据输出，可以验证航天器的各种控制算法和系统在不同情况下的性能，而无需实际进行航天器的飞行测试。

所述星载计算机7用于根据所述姿态信息和轨道信息确定所述航天器的姿态变化信息和轨道变化信息，并将所述姿态变化信息和轨道变化信息传输至所述执行器模块。

具体地，仿真的星载计算机在接收到姿态信息和轨道信息后，通常会执行多种任务。例如，星载计算机会使用接收到的姿态信息来模拟航天器的姿态控制系统。根据接收到的数据来计算航天器的姿态变化，并模拟姿态控制系统的输出，以评估航天器的稳定性和控制性能。星载计算机会利用接收到的轨道信息来模拟航天器的轨道调整和控制。通过计算轨道变化，可以模拟不同的轨道调整算法和控制策略，并评估航天器对各种轨道变化的响应。

图5为本申请实施例提供的一种基于Matlab\Simulink实现的星载控制模型的接口示意图，具体可以包括控制模型、当前姿态四元数、惯性系下目标姿态四元数、轨道系下目标姿态四元数、轨道六根数和本体系欧拉角速度等输入接口，所述控制力矩和姿态推理器点火信号等输出接口以及多个相关控制参数。当航天器在太空中运行时，星载计算机根据传感器控制模块获取航天器当前的姿态信息(包括方向、角度等)和轨道信息(包括位置、速度等)，通过内置的算法和传感器数据确定航天器的姿态变化信息和轨道变化信息。然后星载计算机会根据这些数据计算出航天器需要调整的姿态和轨道变化的相关数据。一旦星载计算机计算出姿态变化信息和轨道变化信息，这些信息将会传输至执行器模块。其中，Matlab\Simulink是MATLAB中的一种可视化仿真工具，是一种基于MATLAB的框图设计环境，是实现动态系统建模、仿真和分析的一个软件包，被广泛应用于线性系统、非线性系统、数字控制及数字信号处理的建模和仿真中。

所述执行器模块6用于根据所述航天器的姿态变化信息和轨道变化信息控制所述卫星模块中的航天器在运动过程中的姿态和轨道。

在本实施例中，执行器模块使用从星载计算机传输过来的航天器姿态变化信息和轨道变化信息，来控制卫星模块中的航天器在运动过程中的姿态和轨道。换句话说，执行器模块根据这些信息调整航天器的姿态和轨道，以确保航天器在运动中能够处于预期的姿态和轨道状态。

所述卫星模块4上运行有卫星动力学模型，所述卫星动力学模型用于模拟航天器在运动过程中的姿态和轨道，并将所述姿态和轨道传输至所述变轨控制模块。

在本实施例中，卫星模块包括多种航天器模型，例如各种太空舱模型和各种卫星模型等。为了实现航天器运行的仿真，该卫星模块4上运行有卫星动力学模型，具体来说，卫星动力学模型是一个数学模型，它使用航天器的动力学方程和运动方程，结合航天器的质量、推进器信息以及环境因素等，来模拟航天器在运动过程中的姿态和轨道变化。通过该模型，可以计算出航天器在未来的时间段内的姿态和轨道状态。

举个例子，假设我们有一个卫星模块上的卫星动力学模型，用于模拟一个地球观测卫星在轨道上的姿态和轨道变化。这个模型考虑了地球引力、大气阻力以及其他影响卫星运动的因素，以及卫星上的推进器和姿态控制系统。利用这些信息，卫星动力学模型可以预测卫星在未来的时间内的姿态(例如，姿态的方向、角度等)和轨道(例如，位置、速度等)的变化情况。一旦卫星动力学模型计算出姿态和轨道信息，这些信息将会被传输至变轨控制模块。变轨控制模块会根据收到的姿态和轨道信息，来调整卫星上的推进器或者其他控制系统，以实现卫星轨道的调整或者姿态的变化。

在一个可选的实施例中，卫星动力学模型可以包括航天器轨道动力学模型和航天器姿态动力学模型。图6为本申请实施例提供的一种基于Matlab\Simulink实现的星载控制模型的接口示意图。选择航天器姿态轨道动力学仿真工具，在不同的FMU模型中，设置仿真参数，如仿真时间、仿真步长、初始姿态、初始轨道等，并启动仿真。

在本实施例中，选择航天器姿态轨道动力学仿真工具，在不同的FMU模型中，设置仿真参数，如仿真时间、仿真步长、初始姿态、初始轨道等，并启动仿真。仿真过程中，可以实时查看航天器姿态轨道动力学仿真结果，如姿态角、角速度、轨道根数、轨道速度等。

所述变轨控制模块8上运行有变轨策略模型，所述变轨策略模型用于将所述姿态和轨道传输至协议转换模块。

具体地，变轨策略模型是一个用于处理和解释姿态和轨道信息的模型。它可能基于航天器的任务需求、燃料消耗、环境因素以及其他限制条件，制定出一套合理的变轨策略。这些策略可能包括姿态调整、轨道修正、或者其他航天器运动相关的决策。

举例来说，假设有一个变轨控制模块上运行的变轨策略模型，它负责处理来自卫星动力学模型的姿态和轨道信息。这个模型可能会根据航天器当前的轨道状态和目标轨道要求，制定出一套最优的变轨策略，以确保航天器能够按照预期的方式进行轨道调整。一旦变轨策略模型制定出变轨策略，并处理好姿态和轨道信息，这些信息将会被传输至协议转换模块。协议转换模块会将这些信息格式化和编码，然后传输到其他系统。

在一个可选的实施例中，由于相关技术中仅是模拟航天器本身的运动，缺乏对航天器附件运动行为的仿真，因此本实施提供一中模拟航天器附件的模块。故，所述系统还包括航天器附件模块，所述航天器附件模块分别与所述飞控模块、所述卫星模块和所述星载计算机连接；所述航天器附件模块用于响应于飞控模块发送的附件控制指令模拟与所述航天器连接的附件的动作。

在一个可选的实施例中，参见图1所示，所述航天器附件模块包括天线模块11，所述天线模块分别与所述飞控模块、所述卫星模块和所述星载计算机连接；所述天线模块用于响应于飞控模块发送的天线控制指令模拟与所述航天器连接的天线的动作。

在一个可选的实施例中，参见图1所示，所述航天器附件模块包括太阳翼模块12，所述太阳翼模块分别与所述飞控模块、所述卫星模块和所述星载计算机连接；所述太阳翼模块运行有太阳翼模型，所述太阳翼模型用于响应于飞控模块发送的太阳翼控制指令模拟与所述航天器连接的太阳翼的动作。图7为本申请实施例提供的一种基于Matlab\Simulink实现的帆板展开数据模型的接口示意图，可以包括控制指令输入接口和驱动转角输出接口以及最大转角、初始角速度和初始转角等参数。可以理解的是，上述天线模块对应的天线展开模型也可以通过以上模式建立。

在上述实施例中，将所实例化的部件模型按照航天器结构和功能的要求进行连接，形成航天器系统模型。通过选择航天器附件展开动作仿真工具，设置展开动作的触发条件，如时间、姿态角、轨道根数等，并启动仿真。仿真过程中，可以实时查看航天器附件展开动作仿真结果，如展开状态、展开角度、展开长度、姿态变化、质心变化等。

所述飞控模块3包括多个飞行工况控制函数，用于响应仿真系统的调用指令，读取空间环境中各天体的场景，基于所述空间环境中各天体的场景，输出空间环境信息给协议转换模块。可选的，当所述系统包括附件模块时，该飞控模块还用于通过相关飞行工况控制函数控制附件对应的模型运动。

所述协议转换模块9用于接收各模块发送的时间变化、各天体的场景、空间环境信息、姿态和轨道转换为统一的协议的仿真结果发送到所述显示模块，以使所述显示模块可视化的显示所述航天器的运动过程。

具体来说，协议转换模块的主要任务是将来自不同模块的数据进行格式化和编码，以便在显示模块中进行可视化显示。这可能涉及将不同模块的数据统一为特定的协议格式，以便显示模块能够正确解析和显示这些信息。

举例来说，假设卫星模块提供了关于航天器姿态和轨道的数据，星载计算机提供了时间变化和空间环境信息，而变轨控制模块提供了航天器运动过程中的仿真结果。协议转换模块的任务就是接收并整合这些数据，然后将其转换为一种统一的协议格式。这种格式可能是一种标准的数据交换格式，比如JSON、XML或者其他特定的数据格式。然后，协议转换模块将转换后的仿真结果发送到显示模块。

一旦显示模块接收到转换后的仿真结果，它可以解析并可视化地显示航天器的运动过程。这包括显示航天器的姿态变化、轨道情况以及其他相关的空间环境信息，让用户可以直观地了解航天器的运动状态。

综上所述，协议转换模块的主要作用是将来自各模块的数据转换为统一的协议格式，并将其发送到显示模块，以便显示模块可以可视化地显示航天器的运动过程。

在一个可选的实施例中，本申请实施例为了更加清楚的监控航天器在仿真过程中的相关运动参数。所述显示模块可以包括二维显示面板和三维视景模块。

在一个可选的实施例中，所述二维面板模块用于显示所述航天器在运动过程中的参数信息。

图8为本申请实施例提供的二维面板界面显示姿态轨道状态检测的界面示意图。结合图8所示，所述二维面板可以显示卫星姿态信息，具体包括姿态四元数，以及卫星轨道信息，具体包括轨道六根数和位置速度。进一步，还可以通过曲线的形式进行相关参数的监测。

在一个可选的实施例中，为了更加便捷的实现对航天器的控制，所述二维面板模块包括所述传感器模块的多个控制接口，所述多个控制接口用于在所述二维面板模块向所述传感器模块输入航天器运动控制指令，以使所述传感器模块响应于所述航天器运动控制指令获取航天器的姿态信息和轨道信息。

例如，图9为本申请实施例提供的一种在二维面板控制帆板的页面示意图。结合图9所示，可以通过二维面板中集成控制帆板的相关接口函数，将该函数封装成一个可以控制的组件按钮，通过“帆板关闭”，“帆板打开”按钮控制帆板的关闭和打开状态，同时可通过Yt曲线观测帆板的打开角度。需要说明的是，上述图中的给出的“帆板关闭”，“帆板打开”图例仅做示例，在实际的应用过程中，该组件可以通过多种方式实现。

在一个可选的实施例中，相关技术中对于故障注入操作往往需要修改原始代码中的相关数据或者需要通过特定的接口，改变相关参数。本申请实施例为了简化故障注入的相关操作，在二维面板上实现了通过组件控制故障注入操作。具体地，所述航天器控制指令包括故障注入指令；所述二维面板模块包括故障注入界面，所述故障注入界面包括至少两个故障注入接口，所述两个故障注入接口以可操作视图组件的形式显示在所述二维操作界面的故障注入界面上，响应于点击所述可操作视图组件的操作，将所述故障注入指令输入到所述传感器模块。

图10为本申请实施例提供的一种二维面板上实现故障注入界面的界面示意图。结合图10所示，包括姿态敏感断电故障按钮和姿态敏感误差信号按钮。本仿真工程可以通过上述按钮实现故障注入操控，具体地，打开二维视图“故障注入界面”，确保当前页面在不可编辑状态；右击“姿态敏感器断电故障”按钮，此时按钮状态为ON；观测二维姿态曲线以及3D近景视图，发现航天器姿态失控；左击“姿态敏感器断电故障”按钮，此时按钮状态为OFF；观测发现航天器姿态逐渐恢复正常，曲线结果如图11所示；右击“姿态敏感器误差信号”按钮，此时按钮状态为ON；观测二维姿态曲线以及3D近景视图，发现航天器姿态出现抖动；左击“姿态敏感器误差信号”按钮，此时按钮状态为OFF；观测发现航天器姿态逐渐恢复正常，曲线结果如图12所示。需要说明的是，图11和图12均在二维面板中进行显示。需要说明的是，本申请实施例仅示例性的给出了部分在二维面板实现控制接口的方式，在实际的应用过程中，还可以在二维面板中实现其他接口。

在一个可选的实施例中，所述三维视景模块用于将所述仿真结果通过三维视景显示。

在本实施例中，三维视景模块具体可以是GCSpace航天视景模块。通过与GCSpace航天视景模块联合使用的接口，将所得到的航天器姿态轨道动力学仿真结果和展开动作仿真结果传输到GCSpace航天视景模块中，并在GCSpace航天视景模块中选择合适的视角和视域，观看对航天器运行情况的直观和实时的可视化展示。

具体地，例如基于图9所述的“帆板关闭”和“帆板打开”操作，分别在三维视景模块分别可以展示如图13和图14所示的“帆板关闭”和“帆板打开”状态。

在一个可选的实施例中，为了进一步优化仿真过程中的相关操作，可以在三维实景模块集成多个控制接口，以便直接先三维视景模块直接调用相关接口，改变航天器在运动过程中的相关场景等。故，所述三维视景模块还包括与所述飞控模块、时间模块、空间环境模块、卫星模块、传感器模块、执行器模块、星载计算机和变轨控制模块连接的多个控制接口；响应于在所述三维视景模块的任一控制接口触发控制指令的操作，将所述控制指令发送到所述控制指令对应的模块，以使所述控制指令对应的模块执行所述控制指令对应的操作。

在本实施例中，为了实现不同角度对航天器运动过程中的仿真控制，可以根据接口的分类，将多个控制接口设置在不同的标签页。图15为本申请实施例提供的一种三维视景模块“远景视图”标签页的示意图。在该标签页面中，可以在航天器列表中，勾选航天器名称左侧的勾选框，配置此航天器为“可见”状态；航天器坐标轴、天体坐标轴、星下点视图、测站显示、太阳方向、对地方向等可以按照需求配置是否显示；配置完成后，点击应用按钮，将按照配置显示远景视图场景。

同理，图16为本申请实施例提供的一种三维视景模块“近景视图”标签页的示意图。在该标签页面中，可以选择航天器：在航天器选择中点击右侧“+”，选择“AessetBundle”，在弹出的对话框中选择默认模型中的联盟飞船，并点击保存；航天器坐标轴、太阳方向、对地方向、相对方向可以按需要配置是否显示；配置完成后，点击应用按钮，将按照配置显示近景视图场景。

在一个可选的实施例中，上述多个模块上运行的模型是多个独立的模型，这些模型可能来自不同的来源，比如不同的制造商、研究机构或者开发团队。这些模型会被集成在一个统一的航天器运动仿真系统中，具体例如GCAir中。一旦这些模型被集成在统一的航天器运动仿真系统中，就可以被导出为FMU。FMU是一种独立的、可移植的仿真模型，它包含了模型的描述和相关的参数。通过FMU，可以将模型集成到不同的仿真环境中，并且可以通过修改不同的FMU参数来进行参数的调整和修改。

举例来说，假设上述航天器运动仿真系统包括卫星动力学模型和日月模型的仿真工程。卫星动力学模型和日月模型可能来自不同的供应商或者团队，它们会被集成在一个航天器运动仿真系统中。然后，通过将这些模型导出为FMU，可以将它们集成到其他仿真环境中，比如用于显示模块的软件中。在这个过程中，可以通过修改不同的FMU参数来进行参数的调整和修改，以适应不同的仿真需求。

在一可选的实施例中，若多个标签页面都展示在三维视景模块，会影响三维视景的展示效果，有鉴于此，所述多个控制接口利用图标组件集成在所述三维视景模块，当所述三维视景模块通过三维视景展示所述仿真结果时，响应于触发所述组件的操作，打开所述多个控制接口页面。

图17为本申请实施例提供的一种三维视景模块中的图标组件示意图。结合图17所示，点击三维视景模块左上角的“G”图标，可以进入多个控制接口对应的标签页。

在上述实施例中，该航天器运动仿真系统将多来源模型集成在同一个仿真系统中，实现数据、模型、算法和软件之间的交互和协同。

本申请实施例还提供了对应的设备以及计算机存储介质，用于实现本申请实施例提供的方案。

其中，所述设备包括存储器和处理器，所述存储器用于存储指令或代码，所述处理器用于执行所述指令或代码，以使所述设备实现本申请任一实施例所述的航天器运动仿真系统。

所述计算机存储介质中存储有代码，当所述代码被运行时，运行所述代码的设备实现本申请任一实施例所述的航天器运动仿真系统。

本申请实施例中提到的“第一”、“第二”(若存在)等名称中的“第一”、“第二”只是用来做名字标识，并不代表顺序上的第一、第二。

通过以上的实施方式的描述可知，本领域的技术人员可以清楚地了解到上述实施例方法中的全部或部分步骤可借助软件加通用硬件平台的方式来实现。基于这样的理解，本申请的技术方案可以以软件产品的形式体现出来，该计算机软件产品可以存储在存储介质中，如只读存储器(英文：read-only memory，ROM)/RAM、磁碟、光盘等，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，或者诸如路由器等网络通信设备)执行本申请各个实施例或者实施例的某些部分所述的方法。

本说明书中的各个实施例均采用递进的方式描述，各个实施例之间相同相似的部分互相参见即可，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处。尤其，对于装置实施例而言，由于其基本相似于方法实施例，所以描述得比较简单，相关之处参见方法实施例的部分说明即可。可以根据实际的需要选择其中的部分或者全部模块来实现本实施例方案的目的。本领域普通技术人员在不付出创造性劳动的情况下，即可以理解并实施。

以上所述仅是本申请示例性的实施方式，并非用于限定本申请的保护范围。

Claims (10)

1.一种航天器运动仿真系统，其特征在于，所述系统包括飞控模块、时间模块、空间环境模块、卫星模块、传感器模块、执行器模块、星载计算机、变轨控制模块、协议转换模块和显示模块；所述时间模块连接所述空间环境模块，所述空间环境模块连接所述飞控模块，所述卫星模块分别连接所述传感器模块和所述执行器模块；所述接所述传感器模块和所述执行器模块分别连接所述星载计算机；所述飞控模块、时间模块、空间环境模块、卫星模块、变轨控制模块、星载计算机均与所述协议转换模块连接；所述协议转换模块和所述显示模块连接；

所述时间模块上运行有各时区的时间模型，所述各时区的时间模型用于模拟航天器在运动过程中的时间变化，并将所述时间变化输出至协议转换模块；

所述空间环境模块上运行有日月模型，所述日月模型用于获取所述时间模块上的时间变化模拟空间环境中各天体的场景，并将所述各天体的场景输出至协议转换模块；

所述传感器控制模块用于获取航天器的姿态信息和轨道信息，并将所述姿态信息和轨道信息传送至星载计算机；

所述星载计算机用于根据所述姿态信息和轨道信息确定所述航天器的姿态变化信息和轨道变化信息，并将所述姿态变化信息和轨道变化信息传输至所述执行器模块；

所述执行器模块用于根据所述航天器的姿态变化信息和轨道变化信息控制所述卫星模块中的航天器在运动过程中的姿态和轨道；

所述卫星模块上运行有卫星动力学模型，所述卫星动力学模型用于模拟航天器在运动过程中的姿态和轨道，并将所述姿态和轨道传输至所述变轨控制模块；

所述变轨控制模块上运行有变轨策略模型，所述变轨策略模型用于将所述姿态和轨道传输至协议转换模块；

所述飞控模块包括多个飞行工况控制函数，用于响应仿真系统的调用指令，读取空间环境中各天体的场景，基于所述空间环境中各天体的场景，输出空间环境信息给协议转换模块；

所述协议转换模块用于接收各模块发送的时间变化、各天体的场景、空间环境信息、姿态和轨道转换为统一的协议的仿真结果发送到所述显示模块，以使所述显示模块可视化的显示所述航天器的运动过程。

2.根据权利要求1所述的航天器运动仿真系统，其特征在于，所述系统还包括航天器附件模块，所述航天器附件模块分别与所述飞控模块、所述卫星模块和所述星载计算机连接；所述航天器附件模块用于响应于飞控模块发送的附件控制指令模拟与所述航天器连接的附件的动作。

3.根据权利要求2所述的航天器运动仿真系统，其特征在于，所述航天器附件模块包括天线模块，所述天线模块分别与所述飞控模块、所述卫星模块和所述星载计算机连接；所述天线模块用于响应于飞控模块发送的天线控制指令模拟与所述航天器连接的天线的动作。

4.根据权利要求2所述的航天器运动仿真系统，其特征在于，所述航天器附件模块包括太阳翼模块，所述太阳翼模块分别与所述飞控模块、所述卫星模块和所述星载计算机连接；所述太阳翼模块运行有太阳翼模型，所述太阳翼模型用于响应于飞控模块发送的太阳翼控制指令模拟与所述航天器连接的太阳翼的动作。

5.根据权利要求1所述的航天器运动仿真系统，其特征在于，所述显示模块包括二维面板模块；所述二维面板模块包括所述传感器模块的多个控制接口，所述多个控制接口用于在所述二维面板模块向所述传感器模块输入航天器运动控制指令，以使所述传感器模块响应于所述航天器运动控制指令获取航天器的姿态信息和轨道信息。

6.根据权利要求5所述的航天器运动仿真系统，其特征在于，所述航天器控制指令包括故障注入指令；所述二维面板模块包括故障注入界面，所述故障注入界面包括至少两个故障注入接口，所述两个故障注入接口以可操作视图组件的形式显示在所述二维操作界面的故障注入界面上，响应于点击所述可操作视图组件的操作，将所述故障注入指令输入到所述传感器模块。

7.根据权利要求1所述的航天器运动仿真系统，其特征在于，所述二维面板模块用于显示所述航天器在运动过程中的参数信息。

8.根据权利要求1所述的航天器运动仿真系统，其特征在于，所述显示模块包括三维视景模块；

所述三维视景模块用于将所述仿真结果通过三维视景显示。

9.根据权利要求8所述的航天器运动仿真系统，其特征在于，所述三维视景模块还包括与所述飞控模块、时间模块、空间环境模块、卫星模块、传感器模块、执行器模块、星载计算机和变轨控制模块连接的多个控制接口；响应于在所述三维视景模块的任一控制接口触发控制指令的操作，将所述控制指令发送到所述控制指令对应的模块，以使所述控制指令对应的模块执行所述控制指令对应的操作。

10.根据权利要求9所述的航天器运动仿真系统，其特征在于，所述多个控制接口利用图标组件集成在所述三维实景模块，当所述三维视景模块通过三维视景展示所述仿真结果时，响应于触发所述组件的操作，打开所述多个控制接口页面。