本发明专利技术涉及一种X射线脉冲星导航地面试验系统，X射线脉冲星导航地面试验系统，包括：信号控制子系统、轨道数据生成子系统、导航数据库子系统、脉冲轮廓提取子系统、导航参数估计子系统、大尺度动态效应子系统、X射线脉冲星信号模拟子系统、探测器子系统、导航演示分系统，其中，轨道数据生成子系统包括Walker星座卫星轨道模块、月球探测模块和火星探测轨道模块；大尺度动态效应子系统包括有：大尺度空间效应模拟模块、在轨动态效应模拟模块；X射线脉冲星信号模拟子系统包括X射线发生器和真空通道。该系统通过逼真模拟大尺度动态环境下脉冲星X射线光子信号辐射特征，闭环测试脉冲星导航探测器性能，考查脉冲星导航算法以及验证脉冲星导航系统方案设计可行性。
【技术实现步骤摘要】
本专利技术属于X射线脉冲星的航天器自主导航
，涉及一种X射线脉冲星导航地面试验系统。
技术介绍
脉冲星在X射线频段的辐射主要集中于O. fl5keV，但由于地球大气中对该频段的X射线有强吸收作用，在地面上无法接收到脉冲星辐射的X射线信号；因此必需突破脉冲星模拟源，大尺度时空基准、高稳定度脉冲波形调制和时间保持等关键技术，构建地面分布式、全通路、半物理、闭环测试验证系统，满足脉冲星导航系统关键技术地面试验验证和方案设计可行性定量论证的需求，为脉冲星导航技术空间飞行试验奠定基础。因此研制地面试验验证系统是开展X射线脉冲星导航技术研究的核心内容。但是目前尚未检索到有关X射线脉冲星导航地面分布式、全通路、半物理、闭环测试验证系统完整设计方案。因此，本专利技术从实际工程应用角度，提出一套完整的用于X射线脉冲星导航地面分布式、全通路、半物理、闭环测试验证系统设计方案，以满足利用X射线脉冲星自主导航的地面试验验证的应用需求。国防科技大学郑伟等人专利技术了 “ X射线脉冲星导航半物理仿真系统”(CN201010022035. 7)。该系统利用轨道发生终端生成标称轨迹数据，输出给信号模拟系统模拟脉冲星X射线信号，探测器接受X射线信号记录光子到达时间，输出给导航计算机终端完成导航计算，输出到演示验证和评估处理器并结合标称轨迹数据实现系统的演示验证。这种方案简单易行，但存在以下四个不足其一是缺少脉冲轮廓提取分系统，不能实现对光子到达时间高精度转换，脉冲轮廓折叠和脉冲轮廓的比对等技术的验证；其二是缺少脉冲星导航数据库，不能实现对导航脉冲星的更新和调用的验证；其三缺少大尺度动态效应分系统，不能在地面系统中实现对大尺度空间效应和航天器在轨动态效应的模拟，从而导致不能达到光子探测过程闭环试验验证的目的，其四缺少一个高精度时钟作为外部时钟模拟脉冲星钟，不能实现在地面对星上时间系统保持技术进行试验验证。同时，现有的关于脉冲星仿真试验系统，“一种X射线脉冲星探测器等效器的航天器导航系统”(CN201010022035. 7)，并没有实现地面半物理仿真；“基于半导体激光器的X射线脉冲星导航嵌入式模拟系统”(CN200910023357. O)和“一种用于X射线脉冲星导航的地面模拟方案及装置” (CN201010140837. 8)都欠缺脉冲轮廓提取、大尺度动态和外部高精度时钟等模块，没有一套完整的用于脉冲星导航地面试验验证系统。本专利技术克服了以上的不足，可以实现在地面对脉冲星导航诸多关键技术实现闭环测试验证。
技术实现思路
本专利技术的目的就在于克服地面不能接收脉冲星辐射的X射线信号的问题和困难，提供一种地面分布式、全通路、半物理、闭环测试验证系统，该系统通过逼真模拟大尺度动态环境下脉冲星X射线光子信号辐射特征，闭环测试脉冲星导航探测器性能，考查脉冲星导航算法以及验证脉冲星导航系统方案设计可行性。本专利技术的技术解决方案X射线脉冲星导航地面试验系统，包括信号控制子系统、轨道数据生成子系统、导航数据库子系统、脉冲轮廓提取子系统、导航参数估计子系统、大尺度动态效应子系统、X射线脉冲星信号模拟子系统、探测器子系统、导航演示分系统，其中，轨道数据生成子系统包括Walker星座卫星轨道模块、月球探测模块和火星探测轨道模块；大尺度动态效应子系统包括有大尺度空间效应模拟模块、在轨动态效应模拟模块；X射线脉冲星信号模拟子系统包括X射线发生器模块、标校模块和真空通道；此外，探测器子系统中独立放置一个铷原子钟模拟星载时钟，同时通过锁相环路模块将星载时钟同步到外部时钟。整个系统工作流程的具体步骤如下步骤一，启动X射线脉冲星导航试验验证系统，由信号控制子系统对整个系统进行初始化，和自动检测并监控各子系统是否在可以正常运行，同时实时监控各个子系统的运行状态，并对系统中的其他子系统进行时间同步控制；信号控制子系统将初始化仿真参数发送到轨道数据生成子系统，接受其输出的理论导航参数；其中整个地面系统中利用一个高精度的铯原子钟作为整个地面系统的外部时钟模拟脉冲星钟，而探测器子系统中独立放置一个铷原子钟模拟星载时钟，同时通过锁相环路模块将星载时钟同步到外部时钟，从而可实现星载时钟时间保持技术的地面验证。步骤二，轨道数据生成子系统每次根据任务不同，分别调用Walker星座卫星轨道模块、月球探测模块、火星探测轨道模块其中的一个；如果任务要求对Walker星座卫星进行导航，则仿真Walker星座卫星轨道数据，调用Walker星座卫星轨道模块，如果任务要求对月球探测航天器进行导航，则仿真月球探测轨道数据，调用月球探测模块，如果任务要求对火星探测航天器进行导航，则仿真火星探测轨道数据，就调用火星探测轨道模块；并分别输出相应的理论导航参数(位置、速度、姿态和时间)到大尺度动态效应子系统的大尺度空间效应模拟模块和在轨动态效应模拟模块，并接步骤三，以及信号控制分系统的评估验证模块，接步骤九。步骤三，大尺度动态效应子系统，利用导航数据库子系统中的脉冲星角位置参数和太阳系行星参数与轨道数据生成子系统输入实时理论导航参数(时间、位置、速度)，调用大尺度空间延迟模块生成大尺度时间延迟量；利用导航数据库子系统中的脉冲星周期参数与轨道数据生成子系统输入实时航天器理论速度参数，调用在轨动态效应模块生成多普勒频移量；利用导航数据库子系统中的脉冲星角位置参数与轨道数据生成子系统输入实时航天器理论姿态参数调用航天器姿态模拟模块生成角位置变化量；分别将这三个参数导入到信号控制子系统，从而实现实验室有限空间尺度模拟无限的宇宙空间尺度，利用静态安置试验环境模拟航天器高动态在轨运动和姿态变化。步骤四，信号控制子系统接收到大尺度时间延迟量、多普勒频移参数和脉冲星特征参数；调用导航数据库子系统中的脉冲星特征参数数据和标准脉冲轮廓数据，生成标准电脉冲轮廓模拟信号；通过导航数据库子系统中的脉冲星计时模型，可以标注脉冲轮廓中每个X射线脉冲信号到达太阳系质心SBB的时间；同时，利用步骤三中得到的大尺度时间延迟量、多普勒频移和角位置变化量，将其加载到标准电脉冲轮廓信号中进行调制，得到航天器接收到的电脉冲轮廓信号，将其转换成电压控制信号，输出到脉冲星信号模拟子系统；步骤五，脉冲星信号模拟子系统接收到步骤四的电压控制信号，利用收到的电压控制信号对X射线发生器进行控制，从而实现对脉冲轮廓进行调制，对调制后的脉冲X射线信号进行标校，最后通过真空通道传输到X射线光子探测器子系统；步骤六，X射线光子探测器子系统，将X射线信号发生模块输入的脉冲X射线信号转换为光电子脉冲信号，然后对光电子脉冲信号进行时间标注，输出X射线光子达到时间数据矩阵给脉冲轮廓提取子系统。步骤七，脉冲轮廓提取子系统利用从X射线光子探测器子系统输入光子达到时间数据矩阵，然后，调用光子到达时间转换模块将输出光子达到时间矩阵转换为该信号到达太阳系质心的坐标时下的光子达到时间矩阵，并形成若干太阳系质心的光子到达时间序列；然后利用导航数据库子系统中脉冲星的周期参数，调用脉冲轮廓折叠模块将太阳系质心的光子到达时间序列进行周期折叠，从而提高脉冲轮廓的信噪比，通过相应的信号处理和数据拟合，提取测量脉冲轮廓；最后利用导航数据库子系统中脉冲星的标准轮廓数据，调用脉冲轮廓互相关模块，将测量脉冲轮廓数本文档来自技高网...
【技术保护点】
一种X射线脉冲星导航地面试验系统，其特征在于：X射线脉冲星导航地面试验系统（1），包括：信号控制子系统（2）、轨道数据生成子系统（6）、导航数据库子系统（7）、脉冲轮廓提取子系统（8）、导航参数估计子系统（9）、大尺度动态效应子系统（10）、X射线脉冲星信号模拟子系统（11）、探测器子系统（12）、导航演示分系统（5），其中，轨道数据生成子系统（6）主要包括Wa?l?ker星座卫星轨道模块、月球探测模块和火星探测轨道模块；大尺度动态效应子系统（10）主要包括有：大尺度空间效应模拟模块、在轨动态效应模拟模块；X射线脉冲星信号模拟子系统（11）主要包括X射线发生器和真空通道,脉冲轮廓提取子系统（8）主要包括有：调用光子到达时间转换模块、脉冲轮廓折叠模块以及脉冲模块互相关模块；步骤一，启动X射线脉冲星导航试验验证系统，由信号控制子系统(2)对整个系统进行初始化，和自动检测并监控各子系统是否在可以正常运行，同时实时监控各个子系统的运行状态，并对系统中的其他子系统进行时间同步控制；信号控制子系统(2)将初始化仿真参数发送到轨道数据生成子系统(6)，接受其输出的理论导航参数；其中整个地面系统中利用一个高精度的铯原子钟作为整个地面系统的外部时钟模拟脉冲星钟，而探测器子系统中独立放置一个铷原子钟模拟星载时钟，同时通过锁相环路模块将星载时钟同步到外部时钟，从而可实现星载时钟时间保持技术的地面验证；步骤二，轨道数据生成子系统(6)每次根据任务不同，分别调用Walker星座卫星轨道模块、月球探测模块、火星探测轨道模块其中的一个；如果任务要求对Walker星座卫星进行导航，则仿真Walker星座卫星轨道数据，调用Walker星座卫星轨道模块，如果任务要求对月球探测航天器进行导航，则仿真月球探测轨道数据，调用月球探测模块，如果任务要求对火星探测航天器进行导航，则仿真火星探测轨道数据，就调用火星探测轨道模块；并分别输出相应的理论导航参数到大尺度动态效应子系统(10)的大尺度空间效应模拟模块和在轨动态 效应模拟模块，并接步骤三，以及信号控制分系统(2)的评估验证模块，接步骤九；步骤三，大尺度动态效应子系统(10)，利用导航数据库子系统(7)中的脉冲星角位置参数和太阳系行星参数与轨道数据生成子系统(6)输入实时理论导航参数，调用大尺度空间延迟模块生成大尺度时间延迟量；利用导航数据库子系统(7)中的脉冲星周期参数与轨道数据生成子系统(6)输入实时航天器理论速度参数，调用在轨动态效应模块生成多普勒频移量；利用导航数据库子系统(7)中的脉冲星角位置参数与轨道数据生成子系统(6)输入实时航天器理论姿态参数调用航天器姿态模拟模块生成角位置变化量；分别将这三个参数导入到信号控制子系统(2)，从而实现实验室有限空间尺度模拟无限的宇宙空间尺度，利用静态安置试验环境模拟航天器高动态在轨运动和姿态变化；步骤四，信号控制子系统(2)接收到大尺度时间延迟量、多普勒频移参数和脉冲星特征参数；调用导航数据库子系统(7)中的脉冲星特征参数数据和标准脉冲轮廓数据，生成标准电脉冲轮廓模拟信号；通过导航数据库子系统(7)中的脉冲星计时模型，可以标注脉冲轮廓中每个X射线脉冲信号到达太阳系质心SBB的时间；同时，利用步骤三中得到的大尺度时间延迟量、多普勒频移和角位置变化量，将其加载到标准电脉冲轮廓信号中进行调制，得到航天器接收到的电脉冲轮廓信号，将其转换成电压控制信号，输出到脉冲星信号模拟子系统(11)；步骤五，脉冲星信号模拟子系统(11)接收到步骤四的电压控制信号，利用收到的电压控制信号对X射线发生器进行控制，从而实现对脉冲轮廓进行调制，对调制后的脉冲X射线信号进行标校，最后通过真空通道传输到X射线光子探测器子系统(12)；步骤六，X射线光子探测器子系统(12)，将X射线信号发生模块输入的脉冲X射线信号转换为光电子脉冲信号，然后对光电子脉冲信号进行时间标注，输出X射线光子达到时间数据矩阵给脉冲轮廓提取子系统(8)；步骤七，脉冲轮廓提取子系统(8)利用从X射线光子探测器子系统(12)输入光子达到时间数据矩阵，然后，调用光子到达时间转换模块将输出光子达到时间矩阵转换为该信号到达太阳系质心的坐标时下的光子达到时间矩阵，并形成若干太阳系质心的光子到达时间序列；然后利用导航数据库子系统(7)中脉冲星的周期参数，调用脉冲轮廓折叠模块将太阳系质心的光子到达时间序列进行周期折叠，从而提高脉冲轮廓的信噪比，通过相应的信号处理和数据拟合，提取测量脉冲轮廓；最后利用导航数据库子系统(7)中脉冲星的标准轮廓数据，调用...
【技术特征摘要】
1.一种X射线脉冲星导航地面试验系统，其特征在于x射线脉冲星导航地面试验系统(1)，包括信号控制子系统(2)、轨道数据生成子系统(6)、导航数据库子系统(7)、脉冲轮廓提取子系统(8)、导航参数估计子系统(9)、大尺度动态效应子系统(10)、X射线脉冲星信号模拟子系统(11)、探测器子系统(12)、导航演示分系统(5)，其中，轨道数据生成子系统(6)主要包括Wa I ker星座卫星轨道模块、月球探测模块和火星探测轨道模块；大尺度动态效应子系统(10)主要包括有大尺度空间效应模拟模块、在轨动态效应模拟模块；X射线脉冲星信号模拟子系统(11)主要包括X射线发生器和真空通道，脉冲轮廓提取子系统(8)主要包括有调用光子到达时间转换模块、脉冲轮廓折叠模块以及脉冲模块互相关模块；步骤一，启动X射线脉冲星导航试验验证系统，由信号控制子系统(2)对整个系统进行初始化，和自动检测并监控各子系统是否在可以正常运行，同时实时监控各个子系统的运行状态，并对系统中的其他子系统进行时间同步控制；信号控制子系统(2)将初始化仿真参数发送到轨道数据生成子系统￠)，接受其输出的理论导航参数；其中整个地面系统中利用一个高精度的铯原子钟作为整个地面系统的外部时钟模拟脉冲星钟，而探测器子系统中独立放置一个铷原子钟模拟星载时钟，同时通过锁相环路模块将星载时钟同步到外部时钟，从而可实现星载时钟时间保持技术的地面验证； 步骤二，轨道数据生成子系统(6)每次根据任务不同，分别调用Walker星座卫星轨道模块、月球探测模块、火星探测轨道模块其中的一个；如果任务要求对Walker星座卫星进行导航，则仿真Walker星座卫星轨道数据，调用Walker星座卫星轨道模块，如果任务要求对月球探测航天器进行导航，则仿真月球探测轨道数据，调用月球探测模块，如果任务要求对火星探测航天器进行导航，则仿真火星探测轨道数据，就调用火星探测轨道模块；并分别输出相应的理论导航参数到大尺度动态效应子系统(10)的大尺度空间效应模拟模块和在轨动态效应模拟模块，并接步骤三，以及信号控制分系统(2)的评估验证模块，接步骤九；步骤三，大尺度动态效应子系统(10)，利用导航数据库子系统(7)中的脉冲星角位置参数和太阳系行星参数与轨道数据生成子系统(6)输入实时理论导航参数，调用大尺度空间延迟模块生成大尺度时间延迟量；利用导航数据库子系统(7)中的脉冲星周期参数与轨道数据生成子系统(6)输入实时航天器理论速度参数，调用在轨动态效应模块生成多普勒频移量；利用导航数据库子系统(7)中的脉冲星角位置参数与轨道数据生成子系统(6)输入实时航天器理论姿态参数调用航天器姿态模拟模块...
【专利技术属性】
技术研发人员：贝晓敏，徐立宏，帅平，吴耀军，
申请(专利权)人：中国空间技术研究院，
类型：发明
国别省市：
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