【技术实现步骤摘要】
一种基于数字孪生航天器飞控支持系统
[0001]本专利技术涉及一种基于数字孪生航天器飞控支持系统，属于航天器仿真系统设计领域
。
技术介绍
[0002]受航天器高可靠性
、
高安全性以及高可维护性等问题的驱动，航天器故障诊断及飞行控制研究引起国内外学者的广泛关注，且诸多航天器飞控支持方法相继被提出
。
[0003]传统的航天器飞控主要基于航天器下行的遥测数据，通过对数据的分析来判断航天器状态，然而航天器遥测数据受测控弧段，中继资源等条件限制，无法保证全天时可用，同时数据实时性也无法保证
。
当航天器在轨出现故障时，传统的方法存在故障发现时延大
、
飞控方案验证手段不足等风险，即传统的基于数据分析的故障诊断和飞控方案没有经过某种验证手段而直接作用于航天器，如果设计精准性和实施效果上无法得到充分验证，很可能对高价值的航天器资产造成不可挽回的损害
。
技术实现思路
[0004]本专利技术所解决的技术问题是，克服现有技术的不足，提出了一种基于数字孪生航天器飞控支持系统，实现在轨航天器在数字空间的精准映射，对航天器的在轨故障进行地面复现，以及对飞控实施后的效果进行预测，提升航天器飞控方案的准确性，进而提升航天器在轨运行的可靠性和安全性
。
[0005]本专利技术所解决的技术问题是：一种基于数字孪生航天器飞控支持系统，该系统包括在轨状态映射模块
、
模型演化模块
、
仿真引擎模块；
【技术保护点】
【技术特征摘要】
1.
一种基于数字孪生航天器飞控支持系统，其特征在于包括在轨状态映射模块
、
模型演化模块
、
仿真引擎模块；在轨状态映射模块，包括数字孪生航天器模型和运行环境模拟模型；数字孪生航天器模型，根据遥控指令
、
航天器姿态和轨道信息，构建数字孪生航天器，用于模拟在轨航天器特性，实现航天器在轨状态映射，输出遥测数据
、
执行机构的控制力和力矩信息至运行环境模拟模型；运行环境模拟模型，根据执行机构控制力和力矩信息，模拟航天器动力学特性，得到航天器姿态及轨道信息，模拟航天器的测控站，接收遥测信号，发送遥控指令，接收并处理数字孪生航天器模型发送的遥测数据；模型演化模块，对比数字孪生航天器遥测数据和在轨航天器遥测数据，如果遥测数据的偏差超过预设阈值，则对在轨状态映射模块进行修正，使数字孪生航天器与在轨航天器运行状态一致；飞控方案验证模块，建立数字孪生航天器的运行场景，按照地面制定的飞控方案部署在轨状态映射模块实施飞控，根据数字孪生航天器运行状态评估地面制定的飞控方案的可行性，所述运行场景包括数字孪生航天器的初始轨道
、
任务时间
、
星历
、
在轨状态映射模块的运行频率和运行步长
。2.
根据权利要求1所述的一种基于数字孪生航天器飞控支持系统，其特征在于所述数字孪生航天器模型包括姿轨控分系统模型
、
数管分系统模型
、
测控分系统模型
、
电源分系统模型
、
载荷分系统模型；姿轨控分系统模型，根据姿轨控程控指令
、
姿轨控遥控指令
、
姿态及轨道信息，模拟在轨航天器姿轨控分系统在所有任务阶段的控制逻辑，在轨航天器飞行控制算法，得到执行机构的控制力及力矩
、
姿轨控分系统遥测信息，将执行机构的控制力及力矩发送给运行环境模拟模型，将姿轨控分系统遥测信息发送给数管分系统模型；数管分系统模型，根据数管遥控指令，模拟在轨航天器数管分系统的飞行程序管理
、
数管时维护功能，输出姿轨控程控指令
、
电源程控指令
、
测控程控指令
、
载荷程控指令；将姿轨控分系统模型
、
电源分系统模型
、
载荷分系统模型的遥测数据，打包发送给测控分系统模型；测控分系统模型，解析运行环境模拟模型发送的遥控指令，将姿轨控遥控指令发送给姿轨控分系统模型，将数管遥控指令发送给数管分系统模型，将电源分系统遥控指令发送给电源分系统模型，将载荷遥控指令发送给载荷分系统模型；将数管分系统模型打包的遥测数据转发出去；电源分系统模型，模拟在轨电源分系统收到程控指令或者遥控指令后的执行效果，输出电源遥测数据至数管分系统模型；载荷分系统模型，模拟有效载荷收到程控指令或者遥控指令的执行效果，输出载荷遥测数据至数管分系统模型
。3.
根据权利要求2所述的一种基于数字孪生航天器飞控支持系统，其特征在于所述姿轨控分系统模型包括控制器模型
、
执行机构模型
、
敏感器模型；控制器模型，根据姿轨控程控指令
、
姿轨控遥控指令，姿态及轨道测量数据，模拟在轨航天器姿轨控分系统的所有任务阶段的控制逻辑，在轨航天器飞行控制算法，输出控制指令至执行机构模型；
执行机构模型，对在轨航天器执行机构的标称推力或力矩进行描述，模拟在轨航天器执行机构在收到控制指令之后输出的控制力和理论力矩，采用神经网络的方法模拟执行机构干扰力矩补偿项，将理论力矩与干扰力矩叠加，得到执行机构的输出力矩，最后将输出的控制力和力矩发送给运行环境模拟模型，所述执行机构包括姿控执行机构和轨控执行机构；敏感器模型，对在轨航天器的敏感器测量数据进行描述，接收航天器姿态和轨道信息，模拟敏感器对航天器姿态和轨道的测量，输出姿态及轨道测量数据至控制器模型；所述敏感器模型包括姿态敏感器模型和轨道敏感器模型
。4.
根据权利要求3所述的一种基于数字孪生航天器飞控支持系系统，其特征在于运行环境模拟模型包括动力学模型
、
测控站模型；动力学模型，包括姿态动力学模型和轨道动力学模型；姿态动力学模型根据航天器质量特性
、
姿态敏感器安装参数以及姿控执行机构安装参数，建立姿态递推运算数学表达式，实时接收姿控执行机构模型输出的控制力及力矩，采用姿态递推运算数学表达式，计算得到姿态测量数据输出至姿态敏感器模型；轨道动力学模型根据，将航天器质量特性
、
轨道敏感器安装参数以及轨控执行机构安装参数，建立轨道递推运算数学表达式，实时接收轨控执行机构模型输出的控制力及力矩，采用轨道递推运算数学表达式，计算得到理论轨道测量数据，采用神经网络模拟轨道动力学模型误差补偿项，将理论轨道测量数据轨道动力学模型误差补偿项叠加得到轨道测量数据输出至轨道敏感器模型；测控站模型，模拟航天器的测控站，接收数字孪生航天...
【专利技术属性】
技术研发人员：张鹏，陈斌，王娟，丰平，陈欢欢，蔺玥，彭洲，丛丽，杨南基，朱勃帆，
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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