空间飞行器导航制导技术地面仿真方法技术

本发明专利技术公开了一种空间飞行器导航制导技术地面仿真方法。方法在于通过替换不同的动力学模型，即可完成不同航天任务的地面仿真实验；通过给出的缩比确定准则，综合实际运动模拟器的参数以及空间飞行器的运行参数和测量系统的精度要求，最终确定系统的缩比。通过运动模拟器、GNC/动力学仿真系统、测量系统和地面监控综合系统的联合运行，可对空间飞行器的导航制导算法、飞行器的敏感器工作状态、空间飞行器的导航伴飞任务、交会对接任务等进行地面仿真实验。其模块化的设计思想可以简化系统建设的周期、降低试验成本。本发明专利技术具有很好的可扩展性和可重用性，特别适用于两飞行器相对运动的地面仿真实验。

【技术实现步骤摘要】
【专利摘要】本专利技术公开了一种。方法在于通过替换不同的动力学模型，即可完成不同航天任务的地面仿真实验；通过给出的缩比确定准则，综合实际运动模拟器的参数以及空间飞行器的运行参数和测量系统的精度要求，最终确定系统的缩比。通过运动模拟器、GNC/动力学仿真系统、测量系统和地面监控综合系统的联合运行，可对空间飞行器的导航制导算法、飞行器的敏感器工作状态、空间飞行器的导航伴飞任务、交会对接任务等进行地面仿真实验。其模块化的设计思想可以简化系统建设的周期、降低试验成本。本专利技术具有很好的可扩展性和可重用性，特别适用于两飞行器相对运动的地面仿真实验。【专利说明】
本专利技术涉及仿真方法，具体说涉及一种。
技术介绍
目前，针对越来越复杂的航天任务，单个飞行器已不能满足该任务完成的需要，世 界各航天大国都在探索多飞行器协同完成航天任务。多飞行器系统的导航制导控制、轨道 交会、近距离自主跟踪、编队飞行等方向，近年来逐渐成为学术界和工程界的研究热点。针 对这些实际需求，对空间飞行器的导航制导任务进行地面仿真实验，对于提高飞行器的可 靠性，降低风险和成本具有重要的实际应用价值。 空间飞行器导航制导地面仿真的一个核心问题是，在已有的半物理仿真系统的基 础上，如何进行仿真实验，使其满足航天任务的要求。地面仿真的目的可以分为两类：验证 导航制导算法的有效性和验证敏感器的有效性。为验证这两个主要目的，需要设计合理的 仿真方案，使地面仿真实验顺利有效的进行，能够为实际飞行器的设计制造提供可靠的实 验数据。 经检索文献发现，目前对于空间飞行器地面仿真方法，可分为三类：（1)数学/计 算机软件仿真；（2)半物理仿真；（2)全物理仿真。半物理仿真以其接近实际系统，成本低， 精度高等特点，目前已成为主流的仿真系统。本专利技术是基于半物理仿真系统的。但目前已 有的研究大多是针对仿真系统本身是如何设计而展开的，对于如何进行仿真实验，所进行 的研究还不够深入。 中国专利技术专利号：200910071411. 9,为：一种分布式航天器地面仿真系 统及其实现方法，该专利采用基于平面两维平动和垂直于平动平面一维转动的基础气浮平 台，可根据航天器任务、通过配置不同的实物硬件或模拟器实现地面模拟多航天器系统。但 其只能提供三个自由度，且采用气浮的方式，成本高，控制难度大，因此应用场合受限，且未 提供具体的仿真方法。 中国专利技术专利号：200610086608. 6,为：基于星上网的卫星姿态控制地 面仿真测试系统及其测试方法，该专利提供了基于星上网的卫星姿态控制地面仿真测试系 统及测试方法,包括部件级仿真测试、系统级数字仿真测试和系统级半物理仿真测试。但其 只是对具体卫星的实现进行地面仿真测试，不能对各种导航制导算法，卫星闭环控制系统 进行仿真验证，因此其可扩展性不高。 北京控制工程研究所的张新邦，刘良栋，刘慎钊等提出了采用运动模拟器进行航 天器交会对接仿真试验的方案。其采用3+6式构成一个9自由度的运动模拟器，利用该运 动模拟器进行交会对接地面仿真实验。但其未涉及到远距离的缩比问题，且只是针对交会 对接这一种航天任务，其可扩展性不高。 上述几种仿真方法，或者设计到具体仿真系统的设计方案，或者只是针对某一个 航天任务提出了地面仿真方法。
技术实现思路
基于以上不足之处，本专利技术利用已有的半物理仿真平台，提出了一种空间飞行器 导航制导地面仿真方法，当需要进行不同的航天仿真任务时，只需要替换其中的动力学仿 真模块，重新计算系统缩比和坐标系变换问题，即可在原有的半物理仿真系统上进行仿真 实验。 本专利技术所采用的技术如下： 一种： (1)飞行器的轨道姿态地面仿真系统包括：导航制导与控制计算机GNC、动力学 仿真机、地面综合监控系统、测量系统和多自由度运动模拟器，其中导航制导与控制计算机 GNC负责飞行器的导航制导与控制计算，并将控制指令输出给动力学仿真机，动力学仿真机 根据控制指令计算系统的动力学输出，并将位姿变化输出给多自由度运动模拟器，多自由 度运动模拟器上安装测量系统，同时根据指令实现飞行器的位姿状态，测量系统测量出多 自由度运动模拟器的实时位姿，同时将数据输出给导航制导与控制计算机GNC，地面综合监 控系统接收动力学仿真机、多自由度运动模拟器、测量系统的数据并实现显示、存储、回放 的功能； (2)飞行器动力学基于Labview RT平台构建，其中飞行器的动力学模型和控制算 法以动态链接库的形式封装； (3)该地面仿真系统的地面监控终端基于Labview构建； (4)基于具体的航天任务，选用相应的数学模型和控制算法，通过Matlab/ Simulink将动力学仿真模型生成供Labview调用的动态链接库的形式，替换原系统的动力 学模型； (5)根据具体的航天任务进行数学仿真，并根据仿真结果确定空间飞行器运行的 最大平动位置、转动角度和速度值，然后基于缩比准则确定缩比值K，K需要满足的约束条 件如下： 【权利要求】1. 一种，其特征在于，方法如下： (1) 飞行器的轨道姿态地面仿真系统包括：导航制导与控制计算机GNC、动力学仿真 机、地面综合监控系统、测量系统和多自由度运动模拟器，其中导航制导与控制计算机GNC 负责飞行器的导航制导与控制计算，并将控制指令输出给动力学仿真机，动力学仿真机根 据控制指令计算系统的动力学输出，并将位姿变化输出给多自由度运动模拟器，多自由度 运动模拟器上安装测量系统，同时根据指令实现飞行器的位姿状态，测量系统测量出多自 由度运动模拟器的实时位姿，同时将数据输出给导航制导与控制计算机GNC，地面综合监控 系统接收动力学仿真机、多自由度运动模拟器、测量系统的数据并实现显示、存储、回放的 功能； (2) 飞行器动力学基于Labview RT平台构建，其中飞行器的动力学模型和控制算法以 动态链接库的形式封装； (3) 该地面仿真系统的地面监控终端基于Labview构建； ⑷基于具体的航天任务，选用相应的数学模型和控制算法，通过Matlab/Simulink将 动力学仿真模型生成供Labview调用的动态链接库的形式，替换原系统的动力学模型； (5) 根据具体的航天任务进行数学仿真，并根据仿真结果确定空间飞行器运行的最大 平动位置、转动角度和速度值，然后基于缩比准则确定缩比值K，K需要满足的约束条件如 下： xf yf zf ,/max ,/min 况f 其中xs、ys、zs分别表示实际卫星的运动参数，xf、y f、zf分别表示运动模拟器的运动参 数，ls_，lsmin表示实际飞行器测量系统的测量范围的最大值和最小值，lf_，l fmin表示仿真 系统的测量范围的最大值和最小值，Sls表示实际飞行器测量系统的误差，δ ^表示仿真 系统的测量误差，max (...)表示取其最大值； (6) 需要进行超实时仿真，则需要首先确定系统允许的最大仿真加速比η，η的确定方 法如下： β^) ? vxf 其中，Vxs、Vys、Vzs分别表示实际卫星的三自由度运动速度参数，Vrf、Vyf、V zf分别表示运 动模拟器的三自由度运动速度参数，axs、ays本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种空间飞行器导航制导技术地面仿真方法，其特征在于，方法如下：(1)飞行器的轨道姿态地面仿真系统包括：导航制导与控制计算机GNC、动力学仿真机、地面综合监控系统、测量系统和多自由度运动模拟器，其中导航制导与控制计算机GNC负责飞行器的导航制导与控制计算，并将控制指令输出给动力学仿真机，动力学仿真机根据控制指令计算系统的动力学输出，并将位姿变化输出给多自由度运动模拟器，多自由度运动模拟器上安装测量系统，同时根据指令实现飞行器的位姿状态，测量系统测量出多自由度运动模拟器的实时位姿，同时将数据输出给导航制导与控制计算机GNC，地面综合监控系统接收动力学仿真机、多自由度运动模拟器、测量系统的数据并实现显示、存储、回放的功能；(2)飞行器动力学基于Labview RT平台构建，其中飞行器的动力学模型和控制算法以动态链接库的形式封装；(3)该地面仿真系统的地面监控终端基于Labview构建；(4)基于具体的航天任务，选用相应的数学模型和控制算法，通过Matlab/Simulink将动力学仿真模型生成供Labview调用的动态链接库的形式，替换原系统的动力学模型；(5)根据具体的航天任务进行数学仿真，并根据仿真结果确定空间飞行器运行的最大平动位置、转动角度和速度值，然后基于缩比准则确定缩比值K，K需要满足的约束条件如下：K≥max(xsxf,ysyf,zszf)]]>lsmaxlfmax≤K≤lsminlfmin]]>K≤δlsδlf]]>其中xs、ys、zs分别表示实际卫星的运动参数，xf、yf、zf分别表示运动模拟器的运动参数，lsmax，lsmin表示实际飞行器测量系统的测量范围的最大值和最小值，lfmax，lfmin表示仿真系统的测量范围的最大值和最小值，δls表示实际飞行器测量系统的误差，δlf表示仿真系统的测量误差，max(...)表示取其最大值；(6)需要进行超实时仿真，则需要首先确定系统允许的最大仿真加速比n，n的确定方法如下：n≤K×min(vxsvxf,vxsvxf,vxsvxf,axsaxf,aysayf,azsazf)]]>其中，vxs、vys、vzs分别表示实际卫星的三自由度运动速度参数，vxf、vyf、vzf分别表示运动模拟器的三自由度运动速度参数，axs、ays、azs分别表示实际卫星的三自由度运动加速度参数，axf、ayf、azf分别表示运动模拟器的三自由度运动加速度参数。...

【技术特征摘要】

【专利技术属性】
技术研发人员：夏红伟，王艳敏，马广程，王常虹，何朝斌，温奇咏，
申请(专利权)人：哈尔滨工业大学，
类型：发明
国别省市：黑龙江;23