專利名稱：一種分布式航天器地面仿真系統(tǒng)及其實(shí)現(xiàn)方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及分布式航天器系統(tǒng)仿真技術(shù)，尤其涉及一種多航天器應(yīng)用的， 可根據(jù)航天器任務(wù)、通過配置不同的實(shí)物硬件或模擬器實(shí)現(xiàn)地面模擬多航天 器系統(tǒng)及其實(shí)現(xiàn)方法，屬于航天航空領(lǐng)域。
背景技術(shù)：
從各國(guó)分布式航天器系統(tǒng)發(fā)展來看，在眾多已進(jìn)入在軌試驗(yàn)驗(yàn)證階段或 研究中的分布式航天器系統(tǒng)均非常重視關(guān)鍵技術(shù)的地面驗(yàn)證工作，特別是系 統(tǒng)的地面物理仿真系統(tǒng)的開發(fā)，建立了不同形式、不同仿真目的的全物理/半 物理仿真系統(tǒng)，廣泛用于分布式航天器系統(tǒng)相對(duì)軌道和相對(duì)姿態(tài)控制策略和 算法以及控制硬件驗(yàn)證和相關(guān)軟件的開發(fā)，以降低系統(tǒng)研制風(fēng)險(xiǎn)和研制成本，
如斯坦福大學(xué)的FFTB等。
由于國(guó)內(nèi)分布式航天器系統(tǒng)的研究尚處于起步階段，同時(shí)物理仿真實(shí)驗(yàn) 存在仿真模擬設(shè)備復(fù)雜、開發(fā)資金過高等原因，國(guó)內(nèi)分布式航天器系統(tǒng)仿真 關(guān)鍵技術(shù)驗(yàn)證大都采用數(shù)學(xué)仿真或半物理仿真方式進(jìn)行(譬如哈爾濱工業(yè)大 學(xué)在"十五"末期建立了基于"微型核"信息電子系統(tǒng)的分布式航天器系統(tǒng) 半物理仿真系統(tǒng))，在開發(fā)建立分布式航天器系統(tǒng)物理仿真系統(tǒng)方面所作的工 作較少。目前僅哈爾濱工業(yè)大學(xué)與裝備指揮技術(shù)學(xué)院引進(jìn)、開發(fā)和建立了兩 套基于五自由度微小衛(wèi)星物理仿真平臺(tái)(MicroSini仿真平臺(tái))，對(duì)分布式航天 器系統(tǒng)控制算法的定性仿真驗(yàn)證起到了積極的促進(jìn)作用。然而，由于MicroSim 仿真平臺(tái)配置固化存在的局限性在一定程度上制約了其進(jìn)一步應(yīng)用(如高精 度相對(duì)狀態(tài)確定、高精度相對(duì)控制等定量分析)，為此需要設(shè)計(jì)和建設(shè)具有開 放性和可擴(kuò)展性的適應(yīng)不同任務(wù)的分布式航天器系統(tǒng)地面物理仿真實(shí)驗(yàn)系 統(tǒng)。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明的目的是解決現(xiàn)有的分布式航天器仿真平臺(tái)配置固化，可擴(kuò)展性 差的問題，提供了一種分布式航天器地面仿真系統(tǒng)及其實(shí)現(xiàn)方法。 本發(fā)明一種分布式航天器地面仿真系統(tǒng)由以下幾部分組成
基礎(chǔ)平臺(tái)單元，包括拋光鑄鐵平臺(tái)和n個(gè)氣浮航天器仿真平臺(tái)，n個(gè)氣浮 航天器仿真平臺(tái)接收地面控制單元的控制指令后自主進(jìn)行控制策略規(guī)劃，并 在拋光鑄鐵平臺(tái)上完成兩維平動(dòng)和垂直于臺(tái)面單軸轉(zhuǎn)動(dòng)，n個(gè)氣浮航天器仿真 平臺(tái)進(jìn)行航天器間信息交互、航天器間姿態(tài)協(xié)同控制、分布式航天器系統(tǒng)空 間構(gòu)形的維持控制以及自主碰撞規(guī)避控制的驗(yàn)證，n^2;
局域GPS定位系統(tǒng)，包括每個(gè)氣浮航天器仿真平臺(tái)上安裝兩個(gè)局域GPS 敏感器和配置于地面的m個(gè)局域GPS發(fā)射裝置，用于實(shí)現(xiàn)各氣浮航天器仿真 平臺(tái)的高精度相對(duì)位置確定和初始姿態(tài)標(biāo)定，m^2;
地面控制單元，包括地面控制計(jì)算機(jī)和地面數(shù)據(jù)庫(kù)，用于完成對(duì)n個(gè)氣 浮航天器仿真平臺(tái)下達(dá)指令以及從n個(gè)氣浮航天器仿真平臺(tái)下載數(shù)據(jù)的功能， 地面數(shù)據(jù)庫(kù)用于存儲(chǔ)所述下載數(shù)據(jù)。
基于上述一種分布式航天器地面仿真系統(tǒng)的實(shí)現(xiàn)方法包括以下步驟
步驟一、進(jìn)行仿真驗(yàn)證平臺(tái)系統(tǒng)通訊的測(cè)試，確保n個(gè)氣浮航天器仿真 平臺(tái)之間通訊鏈路及每個(gè)氣浮航天器仿真平臺(tái)與地面控制單元之間的星地鏈 路的正常運(yùn)行；對(duì)局域GPS定位系統(tǒng)進(jìn)行測(cè)試，確保其運(yùn)行在正常狀態(tài)；
步驟二、確認(rèn)系統(tǒng)各部分功能正常后，利用局域GPS定位系統(tǒng)對(duì)n個(gè)氣 浮航天器仿真平臺(tái)的初始位置和初始姿態(tài)進(jìn)行標(biāo)定；
步驟三、依據(jù)任務(wù)需求，通過地面控制單元將控制程序傳送到各氣浮航 天器仿真平臺(tái)中，同時(shí)使各氣浮航天器仿真平臺(tái)處于氣浮狀態(tài)；
步驟四、由地面控制單元的地面控制計(jì)算機(jī)發(fā)出控制指令，各氣浮航天 器仿真平臺(tái)實(shí)現(xiàn)航天器間信息交互、航天器間姿態(tài)協(xié)同控制、分布式航天器 系統(tǒng)空間構(gòu)形的維持控制以及自主碰撞規(guī)避控制的驗(yàn)證；
步驟五、進(jìn)行地面曲線顯示和地面動(dòng)態(tài)顯示地面曲線顯示，由曲線顯示模塊完成仿真系統(tǒng)在試驗(yàn)過程中的狀態(tài)變量 的監(jiān)測(cè)、仿真結(jié)果的顯示，包括指令的上/下行、各氣浮航天器仿真平臺(tái)的 姿態(tài)、位置以及n個(gè)氣浮航天器仿真平臺(tái)間實(shí)時(shí)的相對(duì)姿態(tài)、相對(duì)位置以及 系統(tǒng)各種設(shè)備的工作狀態(tài)；
地面動(dòng)態(tài)顯示，由動(dòng)態(tài)顯示模塊完成仿真系統(tǒng)傳輸至地面數(shù)據(jù)庫(kù)的實(shí)時(shí) 動(dòng)態(tài)姿態(tài)、相對(duì)姿態(tài)、位置及相對(duì)位置的動(dòng)態(tài)三維顯示以及誤差特性的等效 空間環(huán)境顯示。
本發(fā)明的優(yōu)點(diǎn)是本發(fā)明采用氣浮平臺(tái)技術(shù)實(shí)現(xiàn)了分布式航天器地面仿 真系統(tǒng)，可對(duì)多航天器系統(tǒng)關(guān)鍵技術(shù)的進(jìn)行地面演示驗(yàn)證。系統(tǒng)具備良好的 可配置能力和擴(kuò)展性。既保證了系統(tǒng)算法和功能性的可展示度，也可在采用 實(shí)物配置的情況下進(jìn)行系統(tǒng)功能的指標(biāo)考核，使得系統(tǒng)兼具了教學(xué)和科研的 不同需求。


圖1是本發(fā)明結(jié)構(gòu)示意圖，圖2是氣浮航天器仿真平臺(tái)的結(jié)構(gòu)示意圖， 圖3是實(shí)施方式四的結(jié)構(gòu)示意圖，圖4是本發(fā)明實(shí)現(xiàn)方法的流程圖。
具體實(shí)施例方式
具體實(shí)施方式
一下面結(jié)合圖l、圖2說明本實(shí)施方式，本實(shí)施方式由以 下幾部分組成
基礎(chǔ)平臺(tái)單元，包括拋光鑄鐵平臺(tái)1和n個(gè)氣浮航天器仿真平臺(tái)2， n個(gè) 氣浮航天器仿真平臺(tái)2接收地面控制單元的控制指令后自主進(jìn)行控制策略規(guī) 劃，并在拋光鑄鐵平臺(tái)1上完成兩維平動(dòng)和垂直于臺(tái)面單軸轉(zhuǎn)動(dòng)，n個(gè)氣浮航 天器仿真平臺(tái)2進(jìn)行航天器間信息交互、航天器間姿態(tài)協(xié)同控制、分布式航 天器系統(tǒng)空間構(gòu)形的維持控制以及自主碰撞規(guī)避控制的驗(yàn)證，n^2;
局域GPS定位系統(tǒng)，包括每個(gè)氣浮航天器仿真平臺(tái)2上安裝兩個(gè)局域GPS 敏感器8和配置于地面的m個(gè)局域GPS發(fā)射裝置7，用于實(shí)現(xiàn)各氣浮航天器仿 真平臺(tái)2的高精度相對(duì)位置確定和初始姿態(tài)標(biāo)定，m^2;
地面控制單元，包括地面控制計(jì)算機(jī)3和地面數(shù)據(jù)庫(kù)4，用于完成對(duì)n個(gè)氣浮航天器仿真平臺(tái)2下達(dá)指令以及從n個(gè)氣浮航天器仿真平臺(tái)2下載數(shù)據(jù) 的功能，地面數(shù)據(jù)庫(kù)4用于存儲(chǔ)所述下載數(shù)據(jù)。
本發(fā)明的分布式航天器地面仿真系統(tǒng)主要用于分布式/分散式航天器系 統(tǒng)關(guān)鍵技術(shù)的地面仿真，亦可改造后用于交會(huì)對(duì)接、在軌服務(wù)等技術(shù)的演示 驗(yàn)證。主要由三部分構(gòu)成基礎(chǔ)平臺(tái)單元、局域GPS定位系統(tǒng)以及地面控制 單元。
本實(shí)施方式拋光鑄鐵平臺(tái)1選用6mX6m，保證氣浮航天器仿真平臺(tái)2在 6mX6m的范圍內(nèi)實(shí)現(xiàn)模擬零重力運(yùn)動(dòng)；設(shè)定n二3，即選用3個(gè)氣浮航天器仿 真平臺(tái)2;相應(yīng)的局域GPS定位系統(tǒng)包括地面配置四臺(tái)局域GPS發(fā)射裝置7， 即111=4，每個(gè)氣浮航天器仿真平臺(tái)2配置兩個(gè)局域GPS敏感器8，共計(jì)六個(gè)局 域GPS敏感器8， 3個(gè)氣浮航天器仿真平臺(tái)2運(yùn)行于拋光鑄鐵平臺(tái)1上，可提 供平面的兩自由度平動(dòng)與垂直于平面的單自由度轉(zhuǎn)動(dòng)的微擾環(huán)境。
高精度的局域GPS定位系統(tǒng)用于完成在規(guī)定范圍之內(nèi)，各氣浮航天器 仿真平臺(tái)2的初始姿態(tài)角的標(biāo)定和在運(yùn)動(dòng)過程中實(shí)時(shí)的位置和相對(duì)位置的高 精度確定，為系統(tǒng)的關(guān)鍵設(shè)備之一。位置測(cè)量精度為0.25mm，姿態(tài)測(cè)量精度 為3radsec。本實(shí)施方式中采用四臺(tái)局域GPS發(fā)射裝置7可以覆蓋35mX35m 的平面范圍。每臺(tái)氣浮航天器仿真平臺(tái)過臺(tái)面中心安裝兩臺(tái)局域GPS敏感器8， 接收四臺(tái)局域GPS發(fā)射裝置7發(fā)射的信號(hào)。經(jīng)過處理，每臺(tái)局域GPS敏感器8 均可確定一個(gè)位置，以此為基礎(chǔ)確定氣浮航天器仿真平臺(tái)2臺(tái)面中心的位置 為其在動(dòng)態(tài)仿真中的實(shí)時(shí)位置；因兩臺(tái)局域GPS敏感器8在過同一點(diǎn)的平面 內(nèi)，兩臺(tái)局域GPS敏感器8所處的兩點(diǎn)成一直線，定義兩點(diǎn)測(cè)量中X軸或Y 軸坐標(biāo)相同為系統(tǒng)零位狀態(tài)，通過任意時(shí)刻兩點(diǎn)測(cè)量值與系統(tǒng)零位狀態(tài)作比， 以此實(shí)現(xiàn)對(duì)初始時(shí)刻氣浮航天器仿真平臺(tái)2的角度標(biāo)定，在此基礎(chǔ)上融合其 它測(cè)量信息，以mN級(jí)的冷氣推力器2-3實(shí)現(xiàn)編隊(duì)的控制。
地面控制計(jì)算機(jī)3:實(shí)現(xiàn)對(duì)氣浮航天器仿真平臺(tái)2的星載計(jì)算機(jī)2-9的數(shù) 據(jù)下載和狀態(tài)監(jiān)測(cè)、以及整個(gè)仿真過程中對(duì)系統(tǒng)的控制指令上/下行和系統(tǒng)的 狀態(tài)監(jiān)測(cè)。地面數(shù)據(jù)庫(kù)4:主要用于存儲(chǔ)在整個(gè)仿真試驗(yàn)過程中系統(tǒng)產(chǎn)生的指令，從 氣浮航天器仿真平臺(tái)2下載的狀態(tài)監(jiān)測(cè)以及測(cè)量、控制效果等產(chǎn)生的數(shù)據(jù)， 用于事后分析或?qū)崟r(shí)的動(dòng)態(tài)顯示。
具體實(shí)施方式
二下面結(jié)合圖2說明本實(shí)施方式，本實(shí)施方式與實(shí)施方 式一的不同之處在于，氣浮航天器仿真平臺(tái)2包括敏感器X軸加速度計(jì)2-1、
Y軸加速度計(jì)2-2和光纖陀螺2-8;執(zhí)行機(jī)構(gòu)冷氣推力器2-3和反作用飛輪 2-7;控制器PC104仿真計(jì)算機(jī)2-10;和n個(gè)藍(lán)牙模塊2-11，
X軸加速度計(jì)2-1、 Y軸加速度計(jì)2-2、冷氣推力器2-3、反作用飛輪2-7、 光纖陀螺2-8和PC104仿真計(jì)算機(jī)2-10均與CAN總線相連，通過CAN總線實(shí) 現(xiàn)數(shù)據(jù)采集和控制命令的傳送，n個(gè)藍(lán)牙模塊2-11分別與PC104仿真計(jì)算機(jī) 2-10相連，n個(gè)藍(lán)牙模塊2-11分別實(shí)現(xiàn)與其它n-l個(gè)氣浮航天器仿真平臺(tái)2 及地面控制單元的信息交互，n>2，其它組成及連接方式與實(shí)施方式一相同。
基礎(chǔ)平臺(tái)單元是分布式航天器地面仿真系統(tǒng)的核心部分，臺(tái)上配置有高 精度光纖陀螺2-8、 X軸加速度計(jì)2-1和Y軸加速度計(jì)2-2測(cè)量敏感器；反作 用飛輪2-7以及mN級(jí)冷氣推力器2-3等執(zhí)行機(jī)構(gòu)；所述星載計(jì)算機(jī)2-9可實(shí) 現(xiàn)全系統(tǒng)過程管理、控制策略規(guī)劃、控制指令傳輸、相互間信息交互以及與 地面控制臺(tái)的信息交互。光纖陀螺2-8用于測(cè)量氣浮航天器仿真平臺(tái)2的旋 轉(zhuǎn)角速度。
冷氣推力器2-3工作，噴出冷氣產(chǎn)生推力，使得氣浮航天器仿真平臺(tái)2 在拋光鑄鐵平臺(tái)1上發(fā)生兩維平動(dòng)或垂直于臺(tái)面單軸轉(zhuǎn)動(dòng)，大角度機(jī)動(dòng)時(shí)， 反作用飛輪2-7與冷氣推力器2-3配合使用，由反作用飛輪2-7實(shí)現(xiàn)連續(xù)控 制，提高了氣浮航天器仿真平臺(tái)2進(jìn)行兩維平動(dòng)或垂直于臺(tái)面單軸轉(zhuǎn)動(dòng)的控 制精度。
分布式航天器地面仿真系統(tǒng)基于氣浮平臺(tái)實(shí)現(xiàn)了多航天器系統(tǒng)關(guān)鍵技術(shù) 的地面演示驗(yàn)證。由于系統(tǒng)良好的承載能力和標(biāo)準(zhǔn)的CAN接口形式，使得系 統(tǒng)具備了良好的可配置能力和擴(kuò)展性。既保證了系統(tǒng)算法和功能性的可展示 度，有可在采用實(shí)物配置的情況下進(jìn)行系統(tǒng)功能的指標(biāo)考核，使得系統(tǒng)兼具
9了教學(xué)和科研的不同需求。
具體實(shí)施方式
三本實(shí)施方式與實(shí)施方式二的不同之處在于，氣浮航天
器仿真平臺(tái)2還包括激光測(cè)距儀2-4、視覺相機(jī)2-5和視覺處理計(jì)算機(jī)2-6， 激光測(cè)距儀2-4和視覺處理計(jì)算機(jī)2-6分別與CAN總線相連，視覺相機(jī)2-5 與視覺處理計(jì)算機(jī)2-6相連，其它組成及連接方式與實(shí)施方式二相同。
亦可配置視覺相機(jī)2-5和激光測(cè)距儀2-4實(shí)現(xiàn)氣浮航天器間的相對(duì)位置 的確定，進(jìn)行空間交會(huì)對(duì)接技術(shù)的地面仿真驗(yàn)證等。這樣配置使得確定相對(duì) 位置的精度增加。
具體實(shí)施方式
四下面結(jié)合圖3說明本實(shí)施方式，本實(shí)施方式與實(shí)施方 式一的不同之處在于，氣浮航天器仿真平臺(tái)2包括敏感器X軸加速度計(jì)2-l、 Y軸加速度計(jì)2-2和光纖陀螺2-8;執(zhí)行機(jī)構(gòu)冷氣推力器2-3和反作用飛輪 2-7;控制器星載計(jì)算機(jī)2-9、 PC104仿真計(jì)算機(jī)2-10;和藍(lán)牙模塊2-11，
X軸加速度計(jì)2-1、 Y軸加速度計(jì)2-2、冷氣推力器2-3、反作用飛輪2-7、 光纖陀螺2-8和星載計(jì)算機(jī)2-9均與CAN總線相連，通過CAN總線實(shí)現(xiàn)數(shù)據(jù) 采集和控制命令的傳送，藍(lán)牙模塊2-11與星載計(jì)算機(jī)2-9相連，藍(lán)牙模塊2-11 實(shí)現(xiàn)與地面控制單元的信息交互，PC104仿真計(jì)算機(jī)2-10的輸入輸出端與星 載計(jì)算機(jī)2-9的輸入輸出端相連，n》2，其它組成及連接方式與實(shí)施方式一 相同。
圖2和圖3為單個(gè)氣浮航天器仿真平臺(tái)的系統(tǒng)配置圖。依據(jù)圖2和圖3 所示，PC104仿真計(jì)算機(jī)2-10、 n個(gè)藍(lán)牙模塊2-11以及兩個(gè)局域GPS敏感器 8為基本設(shè)備。由于單個(gè)氣浮航天器仿真平臺(tái)2的承載能力達(dá)到了 100kg，其 余設(shè)備均可按照所完成關(guān)鍵技術(shù)地面驗(yàn)證的不同進(jìn)行配置，且不局限于功能 性產(chǎn)品的配置，在必要情況下可以采用航天器實(shí)物設(shè)備替代仿真平臺(tái)中相應(yīng) 的功能模塊。譬如在航天器間信息交互地面驗(yàn)證中，采用具有航天器間信 息交互能力的星載計(jì)算機(jī)2-9代替一般仿真中實(shí)現(xiàn)信息交互的n-l個(gè)藍(lán)牙模 塊2-11，只保留與地面控制單元通訊的藍(lán)牙模塊2-11;依據(jù)不同的航天器等 效縮比，配置不同型號(hào)的反作用飛輪2-7。亦可配置視覺相機(jī)2-5和激光測(cè)距儀2-4實(shí)現(xiàn)氣浮航天器間的相對(duì)位置的確定，進(jìn)行空間交會(huì)對(duì)接技術(shù)的地面 仿真驗(yàn)證等。可擴(kuò)展性非常強(qiáng)。
具體實(shí)施方式
五本實(shí)施方式與實(shí)施方式四的不同之處在于，氣浮航天
器仿真平臺(tái)2還包括激光測(cè)距儀2-4、視覺相機(jī)2-5和視覺處理計(jì)算機(jī)2-6， 激光測(cè)距儀2-4和視覺處理計(jì)算機(jī)2-6分別與CAN總線相連，視覺相機(jī)2-5 與視覺處理計(jì)算機(jī)2-6相連，其它組成及連接方式與實(shí)施方式四相同。
具體實(shí)施方式
六本實(shí)施方式與實(shí)施方式一的不同之處在于，地面控制 單元還包括曲線顯示模塊5和動(dòng)態(tài)顯示模塊6，地面控制計(jì)算機(jī)3的第一輸出 端與曲線顯示模塊5的輸入端相連，地面控制計(jì)算機(jī)3的第二輸出端與動(dòng)態(tài) 顯示模塊6的輸入端相連，其它組成及連接方式與實(shí)施方式一相同。
地面曲線顯示，由曲線顯示模塊5完成仿真系統(tǒng)在試驗(yàn)過程中的狀態(tài)變 量的監(jiān)測(cè)、仿真結(jié)果的顯示，包括控制指令的上/下行、各氣浮航天器仿真 平臺(tái)2的姿態(tài)、位置以及n個(gè)氣浮航天器仿真平臺(tái)2間實(shí)時(shí)的相對(duì)姿態(tài)、相 對(duì)位置以及系統(tǒng)各種設(shè)備的工作狀態(tài)；
地面動(dòng)態(tài)顯示，由動(dòng)態(tài)顯示模塊6完成仿真系統(tǒng)傳輸至地面數(shù)據(jù)庫(kù)4的 實(shí)時(shí)動(dòng)態(tài)姿態(tài)、相對(duì)姿態(tài)、位置及相對(duì)位置的動(dòng)態(tài)三維顯示以及誤差特性的 等效空間環(huán)境顯示。
曲線顯示模塊5和動(dòng)態(tài)顯示模塊6可以采用單獨(dú)的計(jì)算機(jī)來實(shí)現(xiàn)功能， 靈活性高，擴(kuò)展性強(qiáng)。
具體實(shí)施方式
七下面結(jié)合圖4說明本實(shí)施方式，基于實(shí)施方式一所述 的一種分布式航天器地面仿真系統(tǒng)的實(shí)現(xiàn)方法，該方法包括以下步驟
步驟一、進(jìn)行仿真驗(yàn)證平臺(tái)系統(tǒng)通訊的測(cè)試，確保n個(gè)氣浮航天器仿真 平臺(tái)2之間通訊鏈路及每個(gè)氣浮航天器仿真平臺(tái)2與地面控制單元之間的星 地鏈路的正常運(yùn)行；對(duì)局域GPS定位系統(tǒng)進(jìn)行測(cè)試，確保其運(yùn)行在正常狀態(tài);
步驟二、確認(rèn)系統(tǒng)各部分功能正常后，利用局域GPS定位系統(tǒng)對(duì)n個(gè)氣 浮航天器仿真平臺(tái)2的初始位置和初始姿態(tài)進(jìn)行標(biāo)定；
步驟三、依據(jù)任務(wù)需求，通過地面控制單元將控制程序傳送到各氣浮航
ii天器仿真平臺(tái)2中，同時(shí)使各氣浮航天器仿真平臺(tái)2處于氣浮狀態(tài)；
步驟四、由地面控制單元的地面控制計(jì)算機(jī)3發(fā)出控制指令，各氣浮航 天器仿真平臺(tái)2實(shí)現(xiàn)航天器間信息交互、航天器間姿態(tài)協(xié)同控制、分布式航 天器系統(tǒng)空間構(gòu)形的維持控制以及自主碰撞規(guī)避控制的驗(yàn)證； 步驟五、進(jìn)行地面曲線顯示和地面動(dòng)態(tài)顯示
地面曲線顯示，由曲線顯示模塊5完成仿真系統(tǒng)在試驗(yàn)過程中的狀態(tài)變 量的監(jiān)測(cè)、仿真結(jié)果的顯示，包括控制指令的上/下行、各氣浮航天器仿真 平臺(tái)2的姿態(tài)、位置以及n個(gè)氣浮航天器仿真平臺(tái)2間實(shí)時(shí)的相對(duì)姿態(tài)、相 對(duì)位置以及系統(tǒng)各種設(shè)備的工作狀態(tài)；
地面動(dòng)態(tài)顯示，由動(dòng)態(tài)顯示模塊6完成仿真系統(tǒng)傳輸至地面數(shù)據(jù)庫(kù)4的 實(shí)時(shí)動(dòng)態(tài)姿態(tài)、相對(duì)姿態(tài)、位置及相對(duì)位置的動(dòng)態(tài)三維顯示以及誤差特性的 等效空間環(huán)境顯示。
權(quán)利要求
1、一種分布式航天器地面仿真系統(tǒng)，其特征在于它由以下幾部分組成基礎(chǔ)平臺(tái)單元，包括拋光鑄鐵平臺(tái)(1)和n個(gè)氣浮航天器仿真平臺(tái)(2)，n個(gè)氣浮航天器仿真平臺(tái)(2)接收地面控制單元的控制指令后自主進(jìn)行控制策略規(guī)劃，并在拋光鑄鐵平臺(tái)(1)上完成兩維平動(dòng)和垂直于臺(tái)面單軸轉(zhuǎn)動(dòng)，n個(gè)氣浮航天器仿真平臺(tái)(2)進(jìn)行航天器間信息交互、航天器間姿態(tài)協(xié)同控制、分布式航天器系統(tǒng)空間構(gòu)形的維持控制以及自主碰撞規(guī)避控制的驗(yàn)證，n≥2；局域GPS定位系統(tǒng)，包括每個(gè)氣浮航天器仿真平臺(tái)(2)上安裝兩個(gè)局域GPS敏感器(8)和配置于地面的m個(gè)局域GPS發(fā)射裝置(7)，用于實(shí)現(xiàn)各氣浮航天器仿真平臺(tái)(2)的高精度相對(duì)位置確定和初始姿態(tài)標(biāo)定，m≥2；地面控制單元，包括地面控制計(jì)算機(jī)(3)和地面數(shù)據(jù)庫(kù)(4)，用于完成對(duì)n個(gè)氣浮航天器仿真平臺(tái)(2)下達(dá)指令以及從n個(gè)氣浮航天器仿真平臺(tái)(2)下載數(shù)據(jù)的功能，地面數(shù)據(jù)庫(kù)(4)用于存儲(chǔ)所述下載數(shù)據(jù)。
2、 根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種分布式航天器地面仿真系統(tǒng)，其特征在于， 氣浮航天器仿真平臺(tái)(2)包括敏感器X軸加速度計(jì)(2-1) 、 Y軸加速度計(jì)(2-2) 和光纖陀螺(2-8);執(zhí)行機(jī)構(gòu)冷氣推力器(2-3)和反作用飛輪(2-7);控制器PC104仿真計(jì)算機(jī)(2-10);和n個(gè)藍(lán)牙模塊(2-11)，X軸加速度計(jì)(2-1)、 Y軸加速度計(jì)(2-2)、冷氣推力器(2-3)、反作用飛 輪(2-7)、光纖陀螺(2-8)和PC104仿真計(jì)算機(jī)(2-IO)均與CAN總線相連，通 過C認(rèn)總線實(shí)現(xiàn)數(shù)據(jù)采集和控制命令的傳送，n個(gè)藍(lán)牙模塊(2-ll)分別與 PC104仿真計(jì)算機(jī)(2-IO)相連，n個(gè)藍(lán)牙模塊(2-ll)分別實(shí)現(xiàn)與其它n-l個(gè)氣 浮航天器仿真平臺(tái)(2)及地面控制單元的信息交互，n》2。
3、 根據(jù)權(quán)利要求2所述的一種分布式航天器地面仿真系統(tǒng)，其特征在于 氣浮航天器仿真平臺(tái)(2)還包括激光測(cè)距儀(2-4)、視覺相機(jī)(2-5)和視覺處理 計(jì)算機(jī)(2-6)，激光測(cè)距儀(2-4)和視覺處理計(jì)算機(jī)(2-6)分別與CAN總線相連， 視覺相機(jī)(2-5)與視覺處理計(jì)算機(jī)(2-6)相連。
4、 根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種分布式航天器地面仿真系統(tǒng)，其特征在于，氣浮航天器仿真平臺(tái)(2)包括敏感器X軸加速度計(jì)(2-1) 、 Y軸加速度計(jì)(2-2)和光纖陀螺(2-8);執(zhí)行機(jī)構(gòu)冷氣推力器(2-3)和反作用飛輪(2-7);控制器星載計(jì)算機(jī)(2-9)、 PC104仿真計(jì)算機(jī)(2-10);和藍(lán)牙模塊(2-11)，X軸加速度計(jì)(2-l)、 Y軸加速度計(jì)(2-2)、冷氣推力器(2-3)、反作用飛 輪(2-7)、光纖陀螺(2-8)和星載計(jì)算機(jī)(2-9)均與CAN總線相連，通過C認(rèn)總 線實(shí)現(xiàn)數(shù)據(jù)采集和控制指令的傳送，藍(lán)牙模塊(2-ll)與星載計(jì)算機(jī)(2-9)相 連，藍(lán)牙模塊(2-ll)實(shí)現(xiàn)與地面控制單元的信息交互，PC104仿真計(jì)算機(jī)(2-10) 的輸入輸出端與星載計(jì)算機(jī)(2-9)的輸入輸出端相連，n》2。
5、 根據(jù)權(quán)利要求4所述的一種分布式航天器地面仿真系統(tǒng)，其特征在于 氣浮航天器仿真平臺(tái)(2)還包括激光測(cè)距儀(2-4)、視覺相機(jī)(2-5)和視覺處理 計(jì)算機(jī)(2-6)，激光測(cè)距儀(2-4)和視覺處理計(jì)算機(jī)(2-6)分別與CAN總線相連， 視覺相機(jī)(2-5)與視覺處理計(jì)算機(jī)(2-6)相連。
6、 根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種分布式航天器地面仿真系統(tǒng)，其特征在于 地面控制單元還包括曲線顯示模塊(5)和動(dòng)態(tài)顯示模塊(6)，地面控制計(jì)算機(jī) (3)的第一輸出端與曲線顯示模塊(5)的輸入端相連，地面控制計(jì)算機(jī)(3)的第 二輸出端與動(dòng)態(tài)顯示模塊(6)的輸入端相連。
7、 基于權(quán)利要求1所述的一種分布式航天器地面仿真系統(tǒng)的實(shí)現(xiàn)方法， 其特征在于，該方法包括以下步驟步驟一、進(jìn)行仿真驗(yàn)證平臺(tái)系統(tǒng)通訊的測(cè)試，確保n個(gè)氣浮航天器仿真 平臺(tái)(2)之間通訊鏈路及每個(gè)氣浮航天器仿真平臺(tái)(2)與地面控制單元之間的 星地鏈路的正常運(yùn)行；對(duì)局域GPS定位系統(tǒng)進(jìn)行測(cè)試，確保其運(yùn)行在正常狀 態(tài)；步驟二、確認(rèn)系統(tǒng)各部分功能正常后，利用局域GPS定位系統(tǒng)對(duì)n個(gè)氣 浮航天器仿真平臺(tái)(2)的初始位置和初始姿態(tài)進(jìn)行標(biāo)定；步驟三、依據(jù)任務(wù)需求，通過地面控制單元將控制程序傳送到各氣浮航 天器仿真平臺(tái)(2)中，同時(shí)使各氣浮航天器仿真平臺(tái)(2)處于氣浮狀態(tài)；步驟四、由地面控制單元的地面控制計(jì)算機(jī)(3)發(fā)出控制指令，各氣浮航天器仿真平臺(tái)(2)實(shí)現(xiàn)航天器間信息交互、航天器間姿態(tài)協(xié)同控制、分布式航 天器系統(tǒng)空間構(gòu)形的維持控制以及自主碰撞規(guī)避控制的驗(yàn)證； 步驟五、進(jìn)行地面曲線顯示和地面動(dòng)態(tài)顯示地面曲線顯示，由曲線顯示模塊(5)完成仿真系統(tǒng)在試驗(yàn)過程中的狀態(tài)變 量的監(jiān)測(cè)、仿真結(jié)果的顯示，包括指令的上/下行、各氣浮航天器仿真平臺(tái)(2)的姿態(tài)、位置以及n個(gè)氣浮航天器仿真平臺(tái)(2)間實(shí)時(shí)的相對(duì)姿態(tài)、相對(duì) 位置以及系統(tǒng)各種設(shè)備的工作狀態(tài)；地面動(dòng)態(tài)顯示，由動(dòng)態(tài)顯示模塊(6)完成仿真系統(tǒng)傳輸至地面數(shù)據(jù)庫(kù)(4) 的實(shí)時(shí)動(dòng)態(tài)姿態(tài)、相對(duì)姿態(tài)、位置及相對(duì)位置的動(dòng)態(tài)三維顯示以及誤差特性 的等效空間環(huán)境顯示。
全文摘要
一種分布式航天器地面仿真系統(tǒng)及其實(shí)現(xiàn)方法，屬于航天航空領(lǐng)域。本發(fā)明的目的是解決現(xiàn)有的分布式航天器仿真平臺(tái)配置固化，可擴(kuò)展性差的問題。本發(fā)明采用基于平面兩維平動(dòng)和垂直于平動(dòng)平面一維轉(zhuǎn)動(dòng)的基礎(chǔ)氣浮平臺(tái)。通過配置冷氣推力器和反作用飛輪作為執(zhí)行機(jī)構(gòu)，高精度的光纖陀螺、X軸加速度計(jì)和Y軸加速度計(jì)作為敏感部件，以高精度局域GPS定位系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)高精度相對(duì)位置確定和初始姿態(tài)的標(biāo)定，可依據(jù)任務(wù)不同配置其它硬件系統(tǒng)，從而形成多航天器地面仿真系統(tǒng)。本發(fā)明可根據(jù)航天器任務(wù)、通過配置不同的實(shí)物硬件或模擬器實(shí)現(xiàn)地面模擬多航天器系統(tǒng)，因而具有很強(qiáng)的擴(kuò)展能力和適用性。
文檔編號(hào)G06F17/50GK101503116SQ20091007141
公開日2009年8月12日 申請(qǐng)日期2009年2月17日 優(yōu)先權(quán)日2009年2月17日
發(fā)明者蘭盛昌, 東 葉, 張錦繡, 曹喜濱, 楊正賢, 峰 王, 王繼河, 董曉光 申請(qǐng)人:哈爾濱工業(yè)大學(xué)