一种小卫星地面动力学仿真测试方法及系统技术方案

一种小卫星地面动力学仿真测试方法及系统，首先设置一套小卫星动力学仿真计算与测试应用软件的通用接口形式。小卫星动力学仿真计算与测试应用软件之间以动态库接口函数的形式实现，即将小卫星动力学计算软件生成动态链接库文件，测试应用软件完成动力学计算动态库加载之后，根据实际动力学计算软件配置测试应用软件的接口参数。根据动力学仿真动态库设置动力学仿真初始参数信息、轨道信息、在轨干扰参数，设置完毕后，开始动力学仿真测试。本方法解决了小卫星姿轨控分系统研制中使用动力学仿真计算模型与整星下测试使用的动力学模型的一致性问题，避免了为保证一致性进行的动力学修改或设备运输、运输后自检，提高整星下姿轨控分系统的测试效率。

【技术实现步骤摘要】
一种小卫星地面动力学仿真测试方法及系统
本专利技术涉及一种小卫星地面动力学仿真测试方法及系统，用于实现小卫星整星下姿轨控系统的动力学仿真测试，属于卫星姿轨控系统的仿真测试领域。
技术介绍
小卫星技术近年来得到快速发展，小卫星星座及星群技术开始逐步应用，对小卫星整星的综合测试提出更高要求。小卫星姿轨控分系统通常要完成分系统的研制及测试、整星下姿轨控分系统测试。小卫星姿轨控系统的地面测试主要采用动力学仿真的方式，目前，小卫星姿轨控系统在系统研制及分系统测试中，设计师会根据实际情况配置合理的地面动力学仿真计算软件，而在整星下测试时，通常又需要根据实际情况对整星地检设备进行动力学的重新修正或设计，造成了分系统下和整星下地检设备动力学仿真调试的重复工作，需要花费大量精力确保整星及分系统下的动力学仿真一致性，难以适应小卫星快速发展的要求。。
技术实现思路
本专利技术解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供了一种小卫星地面动力学仿真测试方法及系统，在整星测试中不需要再针对每颗卫星的特性进行姿轨控地检动力学仿真模型的修改和调试，直接加载姿轨控分系统研制及分系统下的地面动力学仿真模型即可，解决人力成本，保证分系统下和整星下的测试一致性。本专利技术的技术解决方案是：一种小卫星地面动力学仿真测试方法，步骤如下：(1)根据小卫星动力学仿真模型生成动态链接库函数，设置相应的输入输出接口函数，将动态链接库函数文件放到测试系统中；(2)加载所选取的动力学仿真动态链接库函数；(3)根据动力学仿真模型的输入输出接口函数的参数格式，配置相应的接口参数表，配置完成后加载配置文件；(4)设置动力学仿真计算的初始条件，包括初始姿态、初始角速度、轨道参数、在轨干扰模拟参数、仿真时间；(5)调用动态链接库干扰参数输入函数，轨道位置、速度信息输入函数，星时和初始姿态信息输入函数，完成注入设置好的初始条件参数；(6)调用动态链接库动力学仿真开始函数，进行动力学仿真计算；(7)调用动态链接库星时和初始姿态信息输入函数，调整动力学仿真时间与卫星时间一致；(8)仿真完成后，卫星复位回主动段，调用动态链接库动力学仿真中止函数，结束动力学仿真测试。所述步骤(1)中动力学仿真计算模型生成动态链接库函数的输入输出接口函数包括：动力学仿真敏感器信号输出函数、动力学仿真执行机构采集信息输入函数、动力学仿真计算参数输出函数、动力学仿真计算干扰参数输入函数、动力学仿真计算轨道信息输入函数、动力学仿真星时和初始姿态信息输入函数、动力学仿真开始函数、动力学仿真中止函数。所述的动力学仿真敏感器信号输出函数的参数配置按照星敏感器仿真参数、陀螺激励源仿真参数、陀螺数据仿真参数、数字太阳仿真参数、模拟太阳仿真参数依次设置，参数类型为32位浮点数。所述的动力学仿真执行机构采集信息输入函数的参数配置按照动量轮参数、推进器参数、磁力矩器参数、帆板驱动机构参数依次设置，参数类型为32位浮点数。所述的动力学仿真计算参数输出函数的参数配置按照动力学星时参数、轨道位置参数、轨道速度参数、姿态四元数参数、当前姿态欧拉角参数、估计姿态欧拉角参数、当前角速度参数、估计角速度参数、估计动量轮力矩参数、估计动量轮转速参数、估计数字太阳参数、估计模拟太阳参数、估计磁力矩器参数、估计星敏感器参数依次设置，参数类型为64位浮点数。所述的动力学仿真计算干扰参数输入函数参数设置按照光压参数、重力梯度参数、轨道阻尼参数依次设置，参数类型为32位浮点数。所述的动力学仿真计算轨道信息输入函数参数设置按照轨道半长轴、轨道偏心率、轨道倾角、升交点赤经、近地点幅角、真近点角依次设置，参数类型为32位浮点数。所述的动力学仿真星时和初始姿态信息输入函数参数按照年、月、日、时、分、秒、毫秒、初始姿态四元数、初始姿态欧拉角、初始姿态角速度设置，参数类型为32为浮点数。所述的动力学仿真开始函数、动力学仿真中止函数为无参函数，不需要配置参数。所述步骤(2)中配置相应的接口参数表的方法为：(21)分别为所述的动力学仿真接口函数建立相应数据类型的数组，并设置相应的接口参数配置表；(22)调取动力学函数接口函数格式编辑功能，按照加载的动力学仿真动态链接库的接口函数参数定义，配置接口数组与动态链接库接口函数定义一致；(23)接口数组内部每个参数分别配置参数名称、参数类型、参数序号；(24)保存配置文件名称与接口函数名称一致，应用时直接加载。一种小卫星地面动力学仿真测试系统，包括人机交互上位机、RT实时系统下位机和连接电缆，人机交互上位机与RT实时系统下位机通过连接电缆连接，人机交互上位机基于windows操作系统运行测控软件，完成操作输入和数据显示，与RT实时系统下位机进行数据交互；RT实时系统下位机运行NIReal-TimePharLap系统完成动力学仿真动态链接库函数调用和运行、外部卫星数据实时采集和输出，接收人机交互上位机的操作指令，调用动态链接库函数完成相应的操作，并将动力学仿真计算的参数发送给人机交互上位机；RT实时系统下位机和外部卫星通过电缆连接。本专利技术与现有技术相比的优点在于：本专利技术采用动态链接库函数的形式作为小卫星动力学仿真计算的承载形式，测试时通过将小卫星动力学仿真计算模型生成动态链库，并设置相应的输入输出接口函数，通过配置接口函数的参数，完成动力学仿真计算模型的移植。本专利技术的采用动态链接库的形式，按照本专利技术的步骤能够快速完成小卫星动力学仿真计算模型的完全移植，搭建起小卫星的动力学仿真测试平台，配置过程中不涉及对硬件的操作。本专利技术提供了小卫星的姿轨控系统测试地检的动力学仿真模型兼容应用方法，动力学仿真计算模型采用动态链接库的形式，可以支持跨软件平台的动力学模型，很好地支持整星下沿用分系统研制的成熟的动力学模型，确保了整星下姿轨控测试动力学模型与分系统阶段的一致性，保证了整星下的测试有效性，同时本专利技术方法应用简单，通用性好，避免了设备搬运带来的额外工作，可以提升整星下姿轨控系统的测试效率，节约人力成本。附图说明图1为本专利技术应用流程图；图2为本专利技术动力学仿真模型接口表；图3为本专利技术动力学仿真原理图。具体实施方式下面结合附图和具体实施例对本专利技术作进一步的描述。本专利技术测试方法用于小卫星姿轨控系统在整星下的测试，由于卫星的姿轨控分系统研制的整个周期涉及到姿轨控分系统下的测试及整星环境下姿轨控分系统的测试，两个阶段的测试通常是在不同的测试环境下进行，通常在测试前要针对姿轨控地面仿真测试的动力学进行适应性修改，以满足实际仿真测试的需求，在姿轨控分系统环境下完成的适应性修改工作，到整星阶段测试中需要重复进行，占用较多的人时，而且还存在修改不到位的隐患，而每次测试都搬运地检设备，同样会面临地检设备重复自检、设备展开等问题。本专利技术方法就是在将卫星姿轨控动力学仿真计算模块进行移植的基础上实现兼容多种动力学模型的测试方法，极大地节约人力成本，提高工作效率。具体实施步骤如图1所示，包括以下步骤：(1)将不同的小卫星动力学仿真模型生成动态链接库函数，设置相应的输入输出接口函数。动态链接库具备跨软件平台的通用性，具备良好的兼容性，设置的动态链接库输入输出接口函数如图2所示。(2)动力学仿真测试应用软件加载所选取的动力学仿真计算模型。卫星动力学仿真计算模型为动态本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种小卫星地面动力学仿真测试方法，其特征在于步骤如下：(1)根据小卫星动力学仿真模型生成动态链接库函数，设置相应的输入输出接口函数；(2)根据动力学仿真模型的输入输出接口函数的参数格式，配置相应的接口参数表，配置完成后加载配置文件；(3)设置动力学仿真计算的初始条件参数；调用动态链接库干扰参数输入函数，轨道位置、速度信息输入函数，星时和初始姿态信息输入函数，并注入设置好的初始条件参数；(4)调用动态链接库动力学仿真开始函数，进行动力学仿真计算；(5)调用动态链接库星时和初始姿态信息输入函数，调整动力学仿真时间与卫星时间一致；(6)卫星复位回主动段，调用动态链接库动力学仿真中止函数，结束动力学仿真测试。

【技术特征摘要】
1.一种小卫星地面动力学仿真测试方法，其特征在于步骤如下：(1)根据小卫星动力学仿真模型生成动态链接库函数，设置相应的输入输出接口函数；(2)根据动力学仿真模型的输入输出接口函数的参数格式，配置相应的接口参数表，配置完成后加载配置文件；(3)设置动力学仿真计算的初始条件参数；调用动态链接库干扰参数输入函数，轨道位置、速度信息输入函数，星时和初始姿态信息输入函数，并注入设置好的初始条件参数；(4)调用动态链接库动力学仿真开始函数，进行动力学仿真计算；(5)调用动态链接库星时和初始姿态信息输入函数，调整动力学仿真时间与卫星时间一致；(6)卫星复位回主动段，调用动态链接库动力学仿真中止函数，结束动力学仿真测试。2.根据权利要求1所述的一种小卫星地面动力学仿真测试方法，其特征在于：所述步骤(1)中动力学仿真计算模型生成动态链接库函数的输入输出接口函数包括：动力学仿真敏感器信号输出函数、动力学仿真执行机构采集信息输入函数、动力学仿真计算参数输出函数、动力学仿真计算干扰参数输入函数、动力学仿真计算轨道信息输入函数、动力学仿真星时和初始姿态信息输入函数、动力学仿真开始函数、动力学仿真中止函数。3.根据权利要求2所述的一种小卫星地面动力学仿真测试方法，其特征在于：所述的动力学仿真敏感器信号输出函数的参数配置按照星敏感器仿真参数、陀螺激励源仿真参数、陀螺数据仿真参数、数字太阳仿真参数、模拟太阳仿真参数依次设置，参数类型为32位浮点数。4.根据权利要求2所述的一种小卫星地面动力学仿真测试方法，其特征在于：所述的动力学仿真执行机构采集信息输入函数的参数配置按照动量轮参数、推进器参数、磁力矩器参数、帆板驱动机构参数依次设置，参数类型为32位浮点数。5.根据权利要求2所述的一种小卫星地面动力学仿真测试方法，其特征在于：所述的动力学仿真计算参数输出函数的参数配置按照动力学星时参数、轨道位置参数、轨道速度参数、姿态四元数参数、当前姿态欧拉角参数、估计姿态欧拉角参数、当前角速度参数、估计角速度参数、估计动量轮力矩参数、估计动量轮转速参数、估计数字太阳参数、估计模拟太阳参数、估计磁力矩器参数、估计星敏感器参数依次设置，参数...

【专利技术属性】
技术研发人员：张少坡，陆文高，齐晶，赵川，阎梅芝，韩冬，
申请(专利权)人：航天东方红卫星有限公司，
类型：发明
国别省市：北京,11