【技术实现步骤摘要】
一种高轨航天器GNC软件快速集成测试动力学库构建方法
[0001]本专利技术涉及一种高轨航天器GNC软件快速集成测试动力学库构建方法，特别涉及用于高轨航天器GNC软件长期功能集成测试的动力学库构建方法，属于航天器GNC软件测试
技术介绍
[0002]依据软件研制流程，通过软件集成测试(Software Integration Testing)对航天器GNC软件进行测试验证是保证软件实现正确性的必备环节。航天器集成测试环境由航天器动力学库软件与被测GNC软件组成。航天器动力学库软件的功能是根据航天器姿态动力学、轨道动力学、敏感器及执行器的数学模型，对航天器的姿态、轨道、敏感器及执行器的功能进行软件化模拟，在地面实现对航天器GNC软件进行集成测试的目的。
[0003]然而，目前对于航天器GNC软件的大量集成测试表明：每个控制周期中航天器动力学库软件的计算平均耗时超过90％，而星上被测GNC软件运行的平均耗时不到10％。因此，航天器动力学库软件的计算复杂度是制约软件集成测试效率提升的主要因素。特别是对于高轨航天器GNC软件长期功能的集成测试，测试效率低、耗时长的问题更加突出。
[0004]因此，如何减少航天器动力学库软件的计算耗时，提升高轨航天器GNC软件，特别是高轨航天器GNC软件长期功能的集成测试效率，是本领域技术人员亟待解决的痛点问题。
技术实现思路
[0005]本专利技术的技术解决问题是：克服现有技术的不足之处，提供一种高轨航天器GNC软件快速集成测试动力学库构建方法。
【技术保护点】
【技术特征摘要】
1.一种高轨航天器GNC软件快速集成测试动力学库构建方法，其特征在于：包括：设计航天器动力学库的功能模块；编程实现得到航天器动力学库软件；根据被测GNC软件功能，确定航天器动力学库的轨道动力学模块、执行器模块、敏感器模块的优化配置；根据被测GNC软件功能，确定航天器动力学库的姿态动力学模块、数值求解模块的初始配置；采用当前配置的航天器动力学库软件与被测GNC软件闭环组成集成测试环境，通过测试确定航天器动力学库姿态动力学模块的优化配置；采用当前配置的航天器动力学库软件与被测GNC软件闭环组成集成测试环境，通过测试确定航天器动力学库数值求解模块的优化配置。2.根据权利要求1所述的一种高轨航天器GNC软件快速集成测试动力学库构建方法，其特征在于：所述航天器动力学库的功能模块，涉及的坐标系：J2000地心惯性坐标系，简称惯性系；轨道坐标系，简称轨道系；航天器本体坐标系，简称本体系；地球固连坐标系，简称地固系；涉及坐标系之间的四种转换矩阵：惯性系到本体系的转换矩阵C
BI
、轨道系到本体系的转换矩阵C
BO
、惯性系到地固系的转换矩阵C
FI
，惯性系到轨道系的转换矩阵C
OI
。3.根据权利要求2所述的一种高轨航天器GNC软件快速集成测试动力学库构建方法，其特征在于：航天器动力学库的功能模块设计步骤具体包括：3.1轨道动力学模块设计，具体包括：(3.11)轨道时间轨道时间t＝t0+t
SIM
，其中t0为轨道初始时刻UTC，t
SIM
为轨道动力学的当前仿真时间，且要求t0不早于基准时间起点T0，根据需求配置；要求配置基准时间起点T0不早于UTC时2000年1月1日12时0分0秒；(3.12)轨道动力学方程在地球中心引力和外部摄动作用下航天器在惯性系下轨道动力学方程为其中，P＝[x,y,z]
T
和V＝[v
x
,v
y
,v
z
]
T
分别为惯性系下位置和速度；r＝||P||为航天器地心距，μ
E
＝398600.4415km3/s2为地球引力常数；a
E
＝[a
ex
,a
ey
,a
ez
]
T
为地球引力摄动、a
S
＝[a
sx
,a
sy
,a
sz
]
T
为太阳引力摄动、a
L
＝[a
lx
,a
ly
,a
lz
]
T
为月球引力摄动、a
SP
＝[a
spx
,a
spy
,a
spz
]
T
为太阳光压摄动、a
JET
＝[a
jetx
,a
jety
,a
jetz
]
T
为轨控喷气摄动；所述轨道动力学模块包括五种摄动项，分别为：地球引力摄动仅考虑二阶地球引力摄动的位函数，即其中λ＝arctan(y
E
/x
E
)是航天器地心经度，φ＝arcsin(z
E
/r)是航天器地心纬度，P
E
＝[x
E
,y
E
,z
E
]
T
分别为航天器在地固
系下的位置分量，即P
E
＝C
FI
P，R
E
＝6378.1450km是地球平均赤道半径，二阶带谐项系数J2＝0.00108263，二阶田谐项系数J
22
＝1.81222
×
10
‑6，二阶田谐项主轴的地理经度λ
22
＝
‑
14.545deg；太阳引力摄动其中μ
S
＝1.32712440018
×
10
11
km3/s2为太阳引力常数，r
SS
＝r
ES
‑
P表示航天器到太阳的矢量且模值为r
SS
；r
ES
表示地球到太阳的矢量且模值为r
ES
，其中r
ES
由星历表给出；月球引力摄动其中μ
L
＝4902.801056km3/s2为月球引力常数，r
SL
＝r
EL
‑
P表示航天器到月球的矢量且模值为r
SL
；r
EL
表示地球到月球的矢量且模值为r
EL
，其中r
EL
由星历表给出；太阳光压摄动a
SP
＝
‑
0.001εC
R
pk
SM
r
SS
/r
SS
，其中ε为受晒因子，ε＝0表示在地影区，ε＝1表示在光照区，C
R
为航天器表面反射系数，太阳光压强度p＝4.65
×
10
‑6，k
SM
为太阳光压面质比，根据航天器构型和材料特性装订；轨控喷气摄动其中轨控发动机在本体的推力矢量为F
OT
＝[F
OTx
,F
OTy
,F
OTz
]
T
，模值为F
OT
＝||F
OT
||，M
S
(t)为整星实时的质量，且t＝t0+kT
S
，k＝1,2,...，M
S
(t0)为整星初始质量，t
LkOT
表示轨控发动机在第k个控制周期的喷气脉冲宽度，由被测GNC软件确定；而I
SPATi
表示第i个姿控推力器的比冲，I
SPOT
表示轨控发动机的比冲，g＝9.80665表示地球表面重力加速度；(3.13)轨道动力学模块配置参数，包括：控制周期T
S
，要求T
S
≥0.016s；轨道初始时刻t0，要求配置不早于T0；基准时间起点T0，要求配置不早于UTC时2000年1月1日12时0分0秒；基准时间偏移t
BAIS
表示基准时间起点T0相对于UTC时2000年1月1日12时0分0秒的间隔秒数，要求配置t
BAIS
≥0；受晒因子ε在地影区取ε＝0，在光照区取ε＝1；航天器表面反射系数；太阳光压面质比k
SM
；航天器初始质量M
S
(t0)；轨控发动机在本体系的推力矢量F
OT
＝[F
OTx
,F
OTy
,F
OTz
]
T
；轨控发动机的比冲I
SPOT
；惯性系初始位置P(t0)，惯性系初始速度V(t0)；轨道动力学模块存数周期N
OS
T
S
，N
OS
为正整数；惯性系位置容许误差限Δ
PE
＞0，惯性系速度容许误差限Δ
VE
＞0；(3.14)轨道动力学模块记录的变量，包括：轨道时间的存数t
k
＝t0+kN
OS
T
S
，其中k＝1,2,...；惯性系位置的存数P(t
k
)，惯性系速度的存数V(t
k
)；3.2姿态动力学模块设计，具体包括：(3.21)姿态运动学方程I
‑
J
‑
K转序下，其中I，J和K取值为1,2,3但都不相同，航天器姿态运动学方程为：其中，分别表示航天器本体系相对轨道系的滚动角、俯仰角和偏航角，而ω
BO
为航天器相对轨道系的瞬时转速在本体系的分量表示，表示欧拉角速率与ω
BO
的关系矩阵；其中ω
BO
＝ω
BI
‑
C
BO
ω
OI
，ω
BI
表示本体相对惯性系的旋转速度
在本体系表示，表示轨道系相对惯性系转速在轨道系表示，其中地球引力常数μ
E
＝398600.4415km3/s2，a＝1/(2/||P(t0)||
‑
||V(t0)||2/μ
E
)为航天器轨道半长轴，表示轨道系到本体系的转换矩阵，而表示欧拉角在I
‑
J
‑
K转序下对应的姿态矩阵；(3.22)姿态动力学方程挠性航天器动力学有2种可配置类型，如下：(i)动量轮控制挠性航天器姿态动力学其中，I
S
为整星惯量矩阵；C
RW
为动量轮组的安装矩阵，3
×
N
RW
；J
RW
＝diag{J
RWi
}，i＝1,...,N
RW
为动量轮组的转动惯量矩阵，其中N
RW
为动量轮个数，其中J
RWi
为第i个动量轮的转动惯量；为动量轮组的转速矢量，其中Ω
RWi
为第i个动量轮的转速；F
L
和F
R
为左、右太阳帆板振动对航天器转动的柔性耦合系数矩阵，3
×
N
M
，其中N
M
为模态阶数；η
L
和η
R
为左、右太阳帆板的模态坐标矢量；Ω
L
和Ω
R
为左、右太阳帆板模态频率对角矩阵；ζ
L
和ζ
R
为左、右太阳帆板模态阻尼系数对角矩阵，对角元素取0.005；T
WC
＝
‑
C
RW
(T
RW
+n
TRW
‑
sign(Ω
RW
)M
F
‑
k
F
Ω
RW
)表示轮控姿控力矩；T
RW
为动量轮组的驱动力矩矢量；为动量轮组驱动力矩噪声，其中n
TRWi
表示均值为0方差为的噪声，单位Nm；sign(Ω
RW
)＝diag{sign(Ω
RWi
)}为动量轮组转速方向的对角矩阵，N
RW
×
N
RW
；为动量轮组的动摩擦力矩装订值；k
F
＞0为动量轮的阻尼摩擦系数；动量轮组的标称转速矢量为Ω
NOM
；动量轮组的工作转速矢量范围为[
‑
Ω
LIM
,Ω
LIM
]，其中Ω
LIMi
＞0；T
D
＝T
DSP
+T
DOT
表示外部干扰力矩，其中T
DSP
＝[T
DSPx
,T
DSPy
,T
DSPz
]
T
为太阳光压力矩在本体系的三轴表示，T
DSPi
＝a
0i
+a
1i
cos(ω0t)+b
1i
sin(ω0t)，而a
0i
，a
1i
和b
1i
，i＝x,y,z为光压力矩系数，与航天器的几何形状和质量分布特性有关；T
DOT
＝[T
DOTx
,T
DOTy
,T
DOTz
]
T
为轨控干扰力矩在本体系的表示，为装订值；(ii)喷气控制挠性航天器姿态动力学其中，第i个姿控推力器的力臂矢量R
ATi
＝[x
ATi
,y
ATi
,z
ATi
]
T
，在本体系三轴的推力矢量F
ATi
＝F
ATi
[cos(α
ATi
),cos(β
ATi
),cos(γ
ATi
)]
T
，δ
ATi
(t)表示第i个姿控推力器的喷气脉冲序
列，定义为由被测GNC软件的姿控推力器指令分配逻辑确定，表示第i个姿控推力器在第k个控制周期的喷气脉冲宽度，k＝0,1,2,...；(3.23)姿态动力学模块配置参数，包括：转序I
‑
J
‑
K，共包括6种转序：1
‑2‑
3，2
‑3‑
1，3
‑1‑
2，1
‑3‑
2，3
‑2‑
1，2
‑1‑
3；整星惯量矩阵I
S
，3
×
3；左、右太阳帆板振动对中心刚体转动的柔性耦合系数矩阵F
L
和F
R
，3
×
N
M
；模态阶数N
M
∈{2,3,4,5,6}；左、右太阳帆板的模态频率Ω
L
和Ω
R
；左、右太阳帆板模态阻尼系数对角矩阵ζ
L
和ζ
R
，对角元素取0.005；动量轮个数N
RW
≥4；动量轮的转动惯量J
RWi
，i＝1,...,N
RW
；动量轮组的转动惯量矩阵J
RW
＝diag{J
RWi
}，i＝1,...,N
RW
；动量轮组的安装矩阵C
RW
，维数3
×
N
RW
；动量轮组驱动力矩噪声动量轮组测速噪声动量轮组的动摩擦力矩装订值动量轮的阻尼摩擦系数k
F
＞0；姿控推力器个数N
AT
≥6；姿控推力器喷管安装位置R
ATi
＝[x
ATi
,y
ATi
,z
ATi
]
T
，i＝1,...,N
AT
；姿控推力器喷管矢量角度[α
ATi
,β
ATi
,γ
ATi
]，i＝1,...,N
AT
；姿控推力器标称力F
ATi
，i＝1,...,N
AT
；第i个姿控推力器的比冲I
SPATi
，i＝1,...,N
AT
；初始姿态角初始姿态角速度ω
BI
(t0)＝[ω
BI1
(t0),ω
BI2
(t0),ω
BI3
(t0)]
T
；姿态动力学模块存数周期N
AS
T
S
，N
AS
为正整数，姿态角容许误差限Δ
AE
＞0；姿态角速度容许误差限Δ
RAE
＞0；(3.24)姿态动力学模块记录的变量，包括：三轴姿态角的存数其中t
k
＝t0+kN
AS
T
S
，其中k＝1,2,...；三轴姿态角速度的存数ω
BI
(t
k
)＝[ω
BI1
(t
k
),ω
BI2
(t
k
),ω
BI3
(t
k
)]
T
；姿态动力学模块优化测试的总次数n
AD
；3.3执行器模块设计，具体包括：(3.31)动量轮设计：根据计算出N
RW
个动量轮组成的动量轮组的转速Ω
RW
，则得到N
RW
个动量轮的测量转速30Ω
RW
/π+n
MRW
，输出给被测GNC软件使用；其中为动量轮组测速噪声，n
MRWi
是均值为0和方差为的噪声，i＝1,...,N
RW
；(3.32)姿态控制推力器设计：按照计算出当前控制周期作用在航天器本体系三轴的姿态控制力矩，再驱动航天器的姿态演化；(3.33)轨道控制发动机设计：按照计算出当前控制周期施加在航天器惯性系三轴方向的轨道控制力，再驱动航天器的轨道演化；3.4敏感器模块设计，具体包括：(3.41)星敏感器设计：对于星敏i，将姿态动力学模块输出三轴姿态角添加三轴姿态等效测量噪声n
STi
＝[n
STXi
,n
STYi
,n
STZi
]
T
，得到按照I
‑
J
‑
K转序得到本体系相对轨道系的姿态矩阵C
BO
，再按照C
SIi
＝C
SBi
C
BO
C
OI
计算得到星敏i测量的航天器姿态
矩阵C
SIi
，转换成对应的四元数q
SIi
，则得到星敏i测量的航天器姿态四元数q
SIi
；其中n
STXi
，n
STYi
和n
STZi
是均值为0和方差为的噪声，C
SBi
表示星敏i的安装矩阵，星敏数量N
ST
≥1，i＝1,...,N
ST
；(3.42)陀螺设计：按照(V
【专利技术属性】
技术研发人员：陈志华，周中泽，解永春，索旭华，李光旭，王裙，杨璐畅，顾正旭，吴培亚，万丽景，李振松，王建花，曹志威，周艳丽，李川，
申请(专利权)人：北京控制工程研究所，
类型：发明
国别省市：
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