面向快速响应需求的卫星任务自主设计方法及系统与流程

本发明涉航天技术领域，尤其涉及一种面向快速响应需求的卫星任务的自主设计方法及系统。

背景技术：

卫星通常包括：卫星平台及卫星载荷；卫星载荷搭载在卫星平台上。在现有技术中卫星的研制周期长、效率低，且会因为研制周期长及效率低，导致研制成本高等问题。特别是对于具有快速响应需求的卫星而言，对卫星的研制周期有严格的要求，通过合理的任务设计方法，缩短卫星的设计周期，从而减少研制周期，降低研制成本，提高卫星的快速响应能力。

技术实现要素：

有鉴于此，本发明实施例期望提供一种面向快速响应需求的卫星的自主设计方法及系统，用于解决卫星任务设计周期长，卫星研制周期长的问题。

为达到上述目的，本发明的技术方案是这样实现的：

本发明实施例第一方面提供一种面向快速响应需求的卫星任务的自主设计方法，包括：

通过分析卫星任务的任务需求及指标参数，获得卫星平台的第一设计参数和卫星载荷的第二设计参数；

基于第一设计参数，从共用组件子系统中选择平台共用组件并由专用子系统提供平台专用组件；

组装所述平台共用组件及所述平台专用组件，并从平台软件库中选择平台构件加载到所述平台共用组件及所述平台专用组件中，形成所述卫星平台的平台模拟模型；

基于第二设计参数，从共用组件子系统中选择载荷共用组件并由专用子系统提供载荷专用组件；

组装所述载荷共用组件及所述载荷专用组件，并从载荷软件库中选择载荷构件加载到所述载荷共用组件及所述载荷专用组件中，组成形成所述卫星载荷的载荷模拟模型；

组合所述平台模拟模型及载荷模拟模型，生成卫星模拟模型；

对所述卫星模拟模型进行虚拟试验；

对通过所述虚拟试验的所述卫星模拟模型进行数字化测试，并评估所述卫星模拟模型的应用效能，以获得评估结果。

基于上述方案，所述方法还包括：

当所述卫星模拟模型未通过所述卫星虚拟试验时，分别所述载荷模型进行载荷虚拟试验及所述平台模型进行平台虚拟试验，确定导致所述虚拟试验未通过的异常模型，其中，所述异常模型为所述平台模型和/或所述载荷模型；

按照预设优先级依次调整异常模型的软件构件、专用组件及共用组件的至少之一。

基于上述方案，所述方法还包括：

将调整后的模型进行对应的虚拟试验；

将通过所述虚拟试验的模型组装成所述卫星虚拟平台；

对所述卫星虚拟平台重新进行所述卫星虚拟试验。

基于上述方案，所述按照预设优先级依次调整异常模型的软件构件、专用组件及共用组件的至少之一，包括：

以第一优先级调整所述软件构件；

以第二优先级调整所述专用组件；

以第三优先级调整所述共用组件；

其中，所述第一优先级高于第二优先级；

所述第二优先级高于所述第三优先级。

基于上述方案，所述方法还包括：

根据所述任务需求及指标参数，选择所述卫星的轨道方案；

判断所述轨道方案对应的轨道是否满足所述任务需求；

所述通过分析卫星任务的任务需求及指标参数，获得卫星平台的第一设计参数和卫星载荷的第二设计参数，包括：

分析所述任务需求、指标参数及所述轨道方案，获得所述第一设计参数及所述第二设计参数。

本发明实施例第二方面提供一种面向快速响应需求的卫星任务的自主设计系统，包括重构子系统、共用组件子系统、专用组件子系统、软件子系统、试验子系统及测试及评估子系统：

所述共用组件子系统，用于提供共用组件，其中，所述共用组件包括：用于卫星平台的平台共用组件及用于卫星载荷的载荷共用组件；

所述专用组件子系统，用于提供专用组件，其中，所述专用组件包括：用于所述卫星载荷的平台专用组件及用于所述卫星载荷的载荷专用组件；

软件子系统，用于提供软件构件，所述软件可包括：用于所述卫星载荷的载荷构件及用于所述卫星平台的平台构件；

重构子系统，用于通过分析卫星任务的任务需求及指标参数，获得卫星平台的第一设计参数和卫星载荷的第二设计参数；基于第一设计参数，从所述共用组件子系统中选择平台共用组件；组装所述平台共用组件及所述专用子系统提供的平台专用组件，并从所述软件子系统的平台软件库中选择平台构件加载到所述平台共用组件及所述平台专用组件中，形成所述卫星平台的平台模拟模型；基于第二设计参数，从所述共用组件子系统中选择载荷共用组件；组装所述载荷共用组件及所述载荷专用组件，并从所述软件子系统的载荷软件库中选择载荷构件加载到所述载荷共用组件及所述载荷专用组件中，组成形成所述卫星载荷的载荷模拟模型；组合所述平台模拟模型及载荷模拟模型，生成卫星模拟模型；

所述试验子系统，用于对所述卫星模拟模型进行虚拟试验；

所述测试及评估子系统，用于对通过所述虚拟试验的所述卫星模拟模型进行数字化测试，并评估所述卫星模拟模型的应用效能，以获得评估结果。

基于上述方案，所述试验子系统，还用于当所述卫星模拟模型未通过所述卫星虚拟试验时，分别所述载荷模型进行载荷虚拟试验及所述平台模型进行平台虚拟试验，确定导致所述虚拟试验未通过的异常模型，其中，所述异常模型为所述平台模型和/或所述载荷模型；

所述重构子系统，还用于按照预设优先级依次调整异常模型的软件构件、专用组件及共用组件的至少之一。

基于上述方案，所述试验子系统，还用于将调整后的模型进行对应的虚拟试验；

所述重构子系统，还用于将通过所述虚拟试验的模型组装成所述卫星虚拟平台；

所述试验子系统，还用于对所述卫星虚拟平台重新进行所述卫星虚拟试验。

基于上述方案，所述重构子系统，具体用于以第一优先级调整所述软件构件；以第二优先级调整所述专用组件；以第三优先级调整所述共用组件；其中，所述第一优先级高于第二优先级；所述第二优先级高于所述第三优先级。

基于上述方案，

所述重构子系统，还用于根据所述任务需求及指标参数，选择所述卫星的轨道方案；判断所述轨道方案对应的轨道是否满足所述任务需求；

所述重构子系统，具体用于分析所述任务需求、指标参数及所述轨道方案，获得所述第一设计参数及所述第二设计参数。

本发明实施例提供的快速响应卫星任务自主设计方法及系统，会统一对卫星任务的任务需求及指标参数进行解析，然后得到分别设计卫星平台及卫星载荷的设计参数，基于设计参数选择共用组件、设计专用软件并选择软件构件，组成卫星平台的平台模型及卫星载荷的载荷模型，并最终组装成卫星模型，并对卫星模型进行虚拟试验及数字化测试，从而得到满足虚拟试验及数字化测试的卫星模型，具有快速任务设计及研制周期短等特点。

附图说明

图1为本发明实施例提供的第一种面向快速响应需求的卫星任务的自主设计方法的流程示意图；

图2为本发明实施例提供的第二种面向快速响应需求的卫星任务的自主设计方法的流程示意图；

图3为本发明实施例提供的一种面向快速响应需求的卫星任务的自主设计系统的结构示意图；

图4为本发明实施例提供的第三种面向快速响应需求的卫星任务的自主设计系统的结构示意图。

具体实施方式

以下结合说明书附图及具体实施例对本发明的技术方案做进一步的详细阐述。

如图1所示，本实施例提供一种面向快速响应需求的卫星任务的自主设计方法，包括：

步骤s110：通过分析卫星任务的任务需求及指标参数，获得卫星平台的第一设计参数和卫星载荷的第二设计参数；

步骤s111：基于第一设计参数，从共用组件子系统中选择平台共用组件并由专用子系统提供平台专用组件；

步骤s121：组装所述平台共用组件及所述平台专用组件，并从平台软件库中选择平台构件加载到所述平台共用组件及所述平台专用组件中，形成所述卫星平台的平台模拟模型；

步骤s112：基于第二设计参数，从共用组件子系统中选择载荷共用组件并由专用子系统提供载荷专用组件；

步骤s122：组装所述载荷共用组件及所述载荷专用组件，并从载荷软件库中选择载荷构件加载到所述载荷共用组件及所述载荷专用组件中，组成形成所述卫星载荷的载荷模拟模型；

步骤s130：组合所述平台模拟模型及载荷模拟模型，生成卫星模拟模型；

步骤s140：对所述卫星模拟模型进行虚拟试验；

步骤s150：对通过所述虚拟试验的所述卫星模拟模型进行数字化测试，并评估所述卫星模拟模型的应用效能，以获得评估结果。

本实施例中提供一种面向快速响应需求的卫星任务的自主设计方法，可执行在快速响应的卫星任务的自主设计系统中。在该系统中包括重构子系统、共用组件子系统、专用组件子系统、软件子系统、试验子系统及测试及评估子系统。该系统在接收到所述卫星任务之后，系统内的各个子系统会自动分析所述卫星任务，执行所述卫星模型的自主设计。

所述共用组件子系统，可提供不同卫星都可能会用到的共用组件；所述专用组件子系统可用于按照不同卫星的个性需求，设计出满足个性需求的专用组件。软件子系统可包括：软件库，在软件库内存储了卫星中可能会是要到的各种功能预先编写好的软件构件。

所述重构子系统，用于将专用组件、共用组件组装成对应的卫星平台及卫星载荷，并将从软件库中选择出的软件构件加载到对应的组件中，完成卫星的模型的组装，获得卫星模型。

所述共用组件子系统可包括一个数据库，该数据库存储有各种共用组件的相关参数和描述信息。所述相关参数可包括：描述对应的共用组件的结构参数和描述对应共用组件可实现功能的功能参数。所述结构参数，可包括：物理尺寸参数、工作时所需提供的电压、电流等电参数等。所述功能参数可包括：可实现怎样的功能。通常所述共用组件对应的是一个个物理硬件，安装了基本软件，例如，操作系统，可提供后续实现特定功能的物理设备。

在本实施例中所述数据库中还存储有所述描述信息，该描述信息可包括：该共用组件在共用组件子系统中的专用标识信息，例如，组件编号、组件名称、组件用途描述等各种信息。

所述共用组件子系统提供检索界面，在该检索界面，可用于所述卫星的搭建者，根据当前卫星的任务需求或指标参数，通过关键字索引，查询到该共用组件，例如，所述共用组件子系统可以接收检索界面的输入关键字，以所述关键字查询所述数据库中的相关信息及所述描述信息等。

所述任务需求为指示对应的卫星任务需要卫星完成的工作任务、所述指标需求可为指示需要完成的工作任务的完成质量或完成度的参数。

在一些实施例中，所述卫星系统也可以为智能搭建系统，会自动搭建的卫星建立搭建任务，进行搭建任务拆分，自动基于任务拆分提取出关键词，由所述共用组件子系统自动进行检索，确定出当前所需的共用组件。选择用于本次卫星的共用组件可为一个或多个。

所述专用组件子系统，可用于为不同卫星的特定需求，提供专用组件的生成和搭建等操作，例如，重新根据当前需要完成的子任务，重新设计满足要求的电路或利用多个模组装置完成特定功能的专用组件。

在一些实施例中当一个专用组件的反复被使用的次数或频次达到阈值，则可以被封装成共用组件，形成对应的共用组件的相关信息，转而由所述共用组件子系统，配置成共用组件，以用于下一次卫星的搭建。在本实施例中所述共用组件子系统提供的共用组件可为：基于工作人员的输入预先配置的，也可以是在卫星搭建的过程中，根据共用组件生成策略自动生成的，具体如，所述共用组件子系统与所述专用组件子系统连接，将所述专用组件子系统生成的专用组件置为共用组件的备用组件，再根据实现相同功能的备用组件的出现次数和/或频次，自动生成所述共用组件。

在一些实施例中所述软件子系统，可包括标准化件构件库，该标准化件构件库，可用于提供各种已经编写好的软件和/或程序，这些软件和/或程序，可以在不修改的前提或，仅修改个别参数的情况下，可以直接应用于各种仅加载了基本的操作系统等提供了卫星的应用层面的构建安装环境的各种组件中。

例如，所述标准化件构件库中存储标准化构件，可为各种敏感器进行敏感参量检测的检测程序。所述检测程序已经编辑好，在进行当前的卫星搭建的时候，可以根据当前卫星的指标参数，向所述检测程序添加检测周期、检测信号强度等各种参量就可以直接加载到对应的敏感器中使用。这里的，敏感器可包括：星敏器、陀螺仪、磁强计、全球定位系统(gps)接收机及太阳敏感器可以检测卫星的姿态及轨道的仪器。所述姿态可包括：卫星的姿态角速率、姿态角等参数。所述轨道，可包括：卫星的飞行加速度，轨道等参数。

在本实施例中所述卫星系统还包括：重构子系统。这里的重构子系统140可为连接各个已选择出的共用组件，或专门搭建的专用组件的子系统。

在本实施例中，所述重构子系统包括：核心控制组件。这里的核心控制组件，可为一台或多台服务器，可作为所述卫星的主控设备。

在本实施例中，所述共用组件子系统提供的共用组件、专用子系统120提供的专用组件，都可以直接或间接连接到所述核心控制组件之上。这里的直接连接，可包括：与所述核心控制组件直接建立传输链路，这里的传输链路不经过其他中转组件中转，可包括：无线链路或有线链路。所述间接连接，包括：通过其他组件连接到所述核心控制组件的共用组件或专用组件。

在本实施例中重构子系统，在获得各个组件之后，根据卫星的结构信息及指标参数，连接各个组件，形成卫星的内部网络，同时为该内部网络配置外部通信接口，该外部通信接口，可用于该卫星作为一个整体与其他设备进行通信，例如，可用于与其他卫星通信，或与地面的卫星监控中心进行通信。

在本实施例中所述卫星的内部网络可以是基于控制器局域网络(controllerareanetwork，can)总线的网络。所述内部网络的拓扑结构，可为总线网络、星型网络等。为了提升内部网络的稳定性，所述内部网络可从逻辑层面或从物理层面，划分为主网络和备份网络。当所述卫星的主网络正常时，所述主网络用于各种数据及指令的传输，所述备份网络处于待命状态，当所述卫星的主网络出现异常时，所述备份网络的部分子网或所述备份网络整个切换到工作状态，提供内部网络的数据传输。在本实施例中，所述重构子系统还会根据当前搭建的内部网络，及预设网络维护策略信息，给出适用于当前内部网络的具体维护管理策略，以确保内部网络的有效性。

总之，在本实施例中所述卫星系统，通过上述几个子系统的划分，可以快速的根据当前需要搭建的卫星的任务需求及指标参数，搭建出卫星，具有搭建速率快、周期短及成本低等特点。

在一些实施例中，所述共用组件子系统，包括：共用组件库；所述共用组件库包括以下至少之一：

电路板，包括：标准化接口；

单机，包括标准化单机及非标准化单机；其中，所述标准化单机，包括：标准化接口；所述非标准化单机包括：非标准化接口；

通信组件，用于进行所述卫星的内部通信或所述外部通信；

电池组件，用于提供所述卫星所需电能；

所述重构子系统，具体用于基于所述卫星的内部接口，连接所述标准化接口，并通过接口适配器或通信协议转换，连接所述非标准化接口。

在本实施例中所述电路板可包括：各种集成电路板，例如，印刷电路板(pcb)等，这些电路板可以实现一定的功能，通常是未封装的裸板。例如，变压器的电路板，这里变压器，可以为卫星不同组件提供电压的变化。

所述单机通常可为封装到壳体内的单个设备。该单个设备包括壳体及位于壳体内可以联合完成特定操作的已组装的集成结构。

在本实施例中所述单机的外壳上可设置有与其他组件连接的接口，按照接口是否为预定类型的接口，可分为标准化接口和非标准化接口。在本实施例中所有标准化接口之间支持相同类型的接口协议，可以相互连接并正确通信。

在本实施例中所述非标准化接口，可能与所述标准化接口之间硬件结构不兼容，或执行的接口协议不兼容，故需要所述重构子系统140进行接口重构。在本实施例中所述接口重构，可包括：通过软件设置或接口适配器的引入，使得不同的非标准化接口之间的成功通信，或非标准化接口之间的成功通信。在本实施例中，所述接口重构，还可包括：向对应的组件加载非标准化接口到标准化接口的数据转换应用，或，在所述接口适配器加载数据转换应用等。

在本实施例中共用组件还包括其他组件，例如，通信组件，这里的通信组件可包括：用于外部网络和/或外部网络的天线等结构。天线通过无线信号的传输实现通信。

所述电源组件，可包括：蓄电池，可以进行电能存储，为卫星运行提供所需的电能。

所述电源组件还可包括：光伏模组，所述光伏组件，可用于将光能转换成电能。

在一些实施例中，所述电源组件还可包括：所述蓄电池与所述光伏模组的连接组件；所述光伏模组用于将光能转换成电能，并向所述蓄电池供电，所述蓄电池提供对外供电接口，通过该对外供电接口向其他组件供电。

所述光伏模组，具体可包括：太阳能帆板等组件。

在一些实施例中，所述核心控制组件，包括：用于处理器及测控应答机，所述处理器，用于所述卫星的星务管理、卫星的姿态及飞行轨道计算、卫星与地面之间的测控计算、卫星之间的测控计算；所述测控应答机，用于进行测控应答。

在本实施例中所述处理器可为各种具有计算能力的计算机，所述处理器主要用于各种数据的计算和处理，例如，进行卫星运行的各种事务管理。例如，控制卫星在预定时间，向地面的控制中心返回卫星采集的图像或视频等各种事务管理，还可包括：监控卫星的健康状况，向地面的监控中心返回健康状况信息等。

在本实施例中所述重构子系统，可用于根据所述任务需求及指标参数，确定出设计所述卫星平台的第一设计参数及设计所述卫星载荷的第二设计参数。

所述第一设计参数可包括：平台结构参数及平台功能参数；所述第二设计参数包括：载荷结构参数及载荷功能参数。

所述平台结构参数，可为描述所述卫星平台的物理尺寸、外部机械结构及内部机械结构、内部网络结构及外部通信接口等信息，可用于组成卫星平台的各个平台组件的选择及连接。

所述平台功能参数，可为描述卫星平台需要完成的功能的或功能组合参数。例如，通过不住s110的任务需求及指标参数的分解，确定出任务中卫星平台需要执行哪一些功能，功能之间的执行时序等参数。

所述卫星载荷的载荷结构参数可用于描述卫星载荷的物理尺寸、外部机械结构及内部机械结构、内部网络结构及外部通信接口等，可用于组成卫星载荷的各个组件的选择及连接。

所述载荷功能参数，可为描述卫星载荷需要完成的功能的或功能组合参数。例如，通过不住s110的任务需求及指标参数的分解，确定出任务中卫星载荷需要执行哪一些功能，功能之间的执行时序等参数。

但是所述第一设计参数及所述第二设计参数都不限于上述举例，例如，所述第二设计参数还可包括：载荷类型的类型参数等。

进行所述任务需求及所述指标参数的拆分时，可包括：将所述任务需求中各个子任务归属到卫星平台和/或卫星载荷，从而实现了任务需求的设计参数的确定，然后基于所述子任务的归属将对应的指标参数分解到卫星平台或卫星载荷，从而按成指标参数对应的设计参数的确定。

重构子系统在进行卫星平台及卫星载荷设计时，会根据所述第一设计参数及第二设计参数，确定出配置卫星平台及卫星字啊和的电路板清单、电路板参数、单机清单及单机参数。所述电路板清单记录有所需电路板，电路板参数则为电路板的性能参数和结构参数等。结构参数可包括：体积及重量。所述性能参数可包括：可支持多大的电压或电流等信号。

在完成卫星模型的组装之后，还会对卫星模型进行虚拟试验；这里的卫星虚拟试验可包括：虚拟力学试验、虚拟热平衡试验及虚拟噪声试验。所述虚拟力学试验可用于检验对应的卫星模型抗外力的强度等参数，判断该卫星模型是否满足力学要求。

所述虚拟热平衡试验，用于检验卫星模型模拟卫星工作时的热平衡，是否可以持续保持预定温度进行工作等，从而判断出该卫星模型是否满足对应的热平衡要求。

所所述虚拟噪声试验，用于检验对应的卫星模型模拟卫星工作时的抗噪能力，从而确定出该卫星模型是否满足抗噪声要求。

只有当前设计出的卫星模型满足了这些要求，后续基于该卫星模型制作的卫星才能满足上述各种要求。

在本实施例中所述数字化测试，主要是用于将一个虚拟任务加载给卫星模型，对卫星模型进行整体任务的仿真测试。例如，进行所述卫星模型的飞行反震及任务执行仿真。例如，在三维模型中，利用各所述卫星模型在轨道方案中确定的轨道上模拟绕地球飞行，从而进行飞行演示。再例如，在模拟在高空拍摄云图的任务，根据卫星模型的测试反映，得到数字化测试的测试结果。

在本实施例中还会及逆行应用效能评估，在本实施例中，所述测试效能评估可包括：任务满足度评估、任务扩展性评估及可靠性评估等。

在本实施例中所述任务满足度评估，可为卫星虚模型在一次或多次的数字化测试的结果，判断模拟任务的完成度，从而确定出所述任务满足度评估。

所述任务扩展性评估，在一些情况下，所述卫星的设计会考虑到任务的扩展性，会在当期的任务需求上，一定的程度的提升卫星的能力，故在本实施例中还可以通过极值测试等，确定出该卫星模型对应的卫星是否可以进行任务扩展及扩展度等参数的屏柜。

所述可靠性评估，可为卫星各个部分执行预定功能的稳定性的评估。

在本实施例中一方面通过共用子系统提供已经封装好的共用组件，只是由专用子系统进行专用组件的专门设计，由软件子系统从软件库中选择出预先编写好的各种软件构件，直接加载到对应的组件中即可，大大的简化了卫星的模型的确定周期，提升了卫星的模型的确定效率，提升了卫星的研制效率。

且另一方面，在本实施例中所述卫星的卫星平台和卫星载荷一同在系统中开始研制，在完成研制之后直接组装成卫星模型，进行虚拟试验及数字化测试及应用效能评估。一方面由同一个系统研制，减少有不同系统分别研制卫星载荷及卫星平台导致后续对接时的各种问题，从而也可以减少研制所需时间；另一方面在同一个系统中研制可以协调研制进度，一完成卫星平台和卫星载荷两部分的研制就组装进行对应的虚拟试验及数字化试验，显然也可以减少研制周期被延误的问题，且完成组装之后就进行了对应的试验和测验，而不用转到其他系统进行试验或测试，再次减少耗时，且能够在出现异常及时的调整。

本实施例提供得到的卫星模型输出之后得到包括模型参数的模型文件及效能评估的评估文件。所述模型文件可用于进行卫星的生产。所述评估文件可用于研发者确定该卫星的性能。

可选地，如图2所示，所述方法还包括：

步骤s160：当所述卫星模拟模型未通过所述卫星虚拟试验时，分别所述载荷模型进行载荷虚拟试验及所述平台模型进行平台虚拟试验，确定导致所述虚拟试验未通过的异常模型，其中，所述异常模型为所述平台模型和/或所述载荷模型；

步骤s170：按照预设优先级依次调整异常模型的软件构件、专用组件及共用组件的至少之一。

当不能够通过虚拟试验时，分别对载荷模型及平台模型进行对应的虚拟试验，从而定位出异常点，定位出不能通过虚拟试验是载荷模型，还是平台模型。从而方便对异常模型进行组件、组件之间的连接及软件构件的调整。

例如，所述方法还包括：

将调整后的模型进行对应的虚拟试验；

将通过所述虚拟试验的模型组装成所述卫星虚拟平台；

对所述卫星虚拟平台重新进行所述卫星虚拟试验。

对异常模型进行调整之后，需要重新进行虚拟试验，以确保再次组装到卫星模型上的载荷模型和/或平台模型是正常，从而减少虚拟试验的次数。

可选地，所述按照预设优先级依次调整异常模型的软件构件、专用组件及共用组件的至少之一，包括：

以第一优先级调整所述软件构件；

以第二优先级调整所述专用组件；

以第三优先级调整所述共用组件；

其中，所述第一优先级高于第二优先级；

所述第二优先级高于所述第三优先级。

调试软件可包括：调整标准化件构件的注入参数，更新标准化件构件的代码、更显标准化件构件的版本。

所述调整专用组件，包括：调整专用组件的硬件，重新设计专用组件、调整专用组件与其他组件的连接。

所述调整共用组件，可包括：替换共用组件、调整共用组件与其他组件的连接。

所述第一优先级高于第二优先级，所述第二优先级高于所述第三优先级。由于共用组件是基础组件，是被卫星使用的出错率较低的硬件结构，故导致测试不同的可能性较低，故可以最后调试。所述专用组件是专门设计的，相对于所述共用组件导致测试不通过的概率稍高，可以优于共用组件的调整。若可以通过软件的调整，即所述标准化构件的调整，就可以使得卫星满足期望的需求，具有调试成本低，故以最高优先级进行调整。

所述方法还包括：

根据所述任务需求及指标参数，选择所述卫星的轨道方案；

判断所述轨道方案对应的轨道是否满足所述任务需求；

所述步骤s110可包括：

分析所述任务需求、指标参数及所述轨道方案，获得所述第一设计参数及所述第二设计参数。

在本实施例中所述轨道方案可包括：卫星正常运行之后的轨道，以及如何达到轨道的参数。

每一个卫星可能都有特定的任务，在完成所述轨道方案的确定之后，需要验证轨道方案中提出的轨道是否能够满足卫星的任务需求，若能够满足则该轨道方案验收，若不能满足所述任务需求，则需要重新调整轨道方案。

一旦卫星的轨道方案确定了，则会直接影响卫星平台及卫星载荷的设计，故在本实施例的步骤s110中会基于所述任务需求、指标参数及所述轨道方案这三种信息，得到所述第一设计参数及所述第二设计参数。

在本实施例中所述任务需求为卫星的需要完成的任务的相关参数，所述指标参数可包括：指示需要完成的任务的质量的参数；所述指标参数还可包括：所述卫星自身需要满足哪一些性能要求的参数，所述性能要求，可包括抗外界撞击能力、抗噪声能力及热平衡能力的等一些能力参数。但是所述任务需求及所述指标参数都不限于上述举例。

如图3所示，本实施例提供一种面向快速响应需求的卫星任务自主设计系统，包括重构子系统110、共用组件子系统120、专用组件子系统130、软件子系统140及试验子系统150、测试及评估子系统160：

所述共用组件子系统120，用于提供共用组件，其中，所述共用组件包括：用于卫星平台的平台共用组件及用于卫星载荷的载荷共用组件；

所述专用组件子系统130，用于提供专用组件，其中，所述专用组件包括：用于所述卫星载荷的平台专用组件及用于所述卫星载荷的载荷专用组件；

软件子系统140，用于提供软件构件，所述软件可包括：用于所述卫星载荷的载荷构件及用于所述卫星平台的平台构件；

重构子系统110，用于通过分析卫星任务的任务需求及指标参数，获得卫星平台的第一设计参数和卫星载荷的第二设计参数；基于第一设计参数，从所述共用组件子系统中选择平台共用组件；组装所述平台共用组件及所述专用子系统提供的平台专用组件，并从所述软件子系统的平台软件库中选择平台构件加载到所述平台共用组件及所述平台专用组件中，形成所述卫星平台的平台模拟模型；基于第二设计参数，从所述共用组件子系统中选择载荷共用组件；组装所述载荷共用组件及所述载荷专用组件，并从所述软件子系统的载荷软件库中选择载荷构件加载到所述载荷共用组件及所述载荷专用组件中，组成形成所述卫星载荷的载荷模拟模型；组合所述平台模拟模型及载荷模拟模型，生成卫星模拟模型；

所述试验子系统150，用于对所述卫星模拟模型进行虚拟试验；

所述测试及评估子系统160，用于对通过所述虚拟试验的所述卫星模拟模型进行数字化测试，并评估所述卫星模拟模型的应用效能，，以获得评估结果。

可选地，所述试验子系统150，还用于当所述卫星模拟模型未通过所述卫星虚拟试验时，分别所述载荷模型进行载荷虚拟试验及所述平台模型进行平台虚拟试验，确定导致所述虚拟试验未通过的异常模型，其中，所述异常模型为所述平台模型和/或所述载荷模型；

所述重构子系统110，还用于按照预设优先级依次调整异常模型的软件构件、专用组件及共用组件的至少之一。

进一步地，所述试验子系统150，还用于将调整后的模型进行对应的虚拟试验；所述重构子系统110，还用于将通过所述虚拟试验的模型组装成所述卫星虚拟平台；所述试验子系统150，还用于对所述卫星虚拟平台重新进行所述卫星虚拟试验。

在一些实施例中，所述重构子系统110，具体用于以第一优先级调整所述软件构件；以第二优先级调整所述专用组件；以第三优先级调整所述共用组件；其中，所述第一优先级高于第二优先级；所述第二优先级高于所述第三优先级。

此外，所述重构子系统110，还用于根据所述任务需求及指标参数，选择所述卫星的轨道方案；判断所述轨道方案对应的轨道是否满足所述任务需求；所述重构子系统110，具体用于根据所述轨道方案、任务需求及指标参数，确定所述第一设计参数及所述第二设计参数。

以下结合上述任意一个实施例提供两个具体示例：

示例1：

本示例提供一种面向快速响应需求的卫星任务自主设计方法，包括：

第一步：从人机界面接收用户输入的任务需求及指标参数；

第二步：进行任务需求及指标参数分析，形成组件列表和组件参数送给共用组件子系统、专用组件子系统及软件子系统，从而选择出共用组件、专用组件及对应的软件构件；

第三步：组件组装及软件构件加载；

第四步：对组装好的卫星模型进行虚拟试验；

第五步：对通过虚拟试验的卫星模型进行数字化测试；

第六步：进行应用效能评估。

在第四步和第五步出现虚拟试验不通过或数字化测试不通过时，则由重构子系统重新进行卫星模型的调整。

示例2：

如图4所示，本示例提供一种面向快速响应需求的卫星任务的自主设计方法，包括：

步骤s1：任务需求及指标参数分析；

步骤s2：基于分析的结果，确定出轨道方案；

步骤s3：判断轨道方案对应的轨道是否满足任务要求，若否返回步骤s2，若是进入步骤s4：

步骤s4：确定卫星模型的设计参数；

步骤s5：基于设计参数选择组件；通过目标优化函数，选择出最优的共用组件及最合适的软件构件等。

步骤s6：基于设计参数设计专用组件；

步骤s7：进行虚拟试验，不通过则继续进行步骤s8，若通过则进行步骤s9：

步骤s8：判断是否重选共用组件，若是则返回步骤s5，若否则返回步骤s6；

步骤s9：进行数字化测试。

步骤s10：若通过数字化测试进行应用效能评估；

步骤s11：输出卫星模型的模型文件及应用效能评估的评估结果。

在本申请所提供的几个实施例中，应该理解到，所揭露的设备和方法，可以通过其它的方式实现。以上所描述的设备实施例仅仅是示意性的，例如，所述单元的划分，仅仅为一种逻辑功能划分，实际实现时可以有另外的划分方式，如：多个单元或组件可以结合，或可以集成到另一个系统，或一些特征可以忽略，或不执行。另外，所显示或讨论的各组成部分相互之间的耦合、或直接耦合、或通信连接可以是通过一些接口，设备或单元的间接耦合或通信连接，可以是电性的、机械的或其它形式的。

上述作为分离部件说明的单元可以是、或也可以不是物理上分开的，作为单元显示的部件可以是、或也可以不是物理单元，即可以位于一个地方，也可以分布到多个网络单元上；可以根据实际的需要选择其中的部分或全部单元来实现本实施例方案的目的。

另外，在本发明各实施例中的各功能单元可以全部集成在一个处理模块中，也可以是各单元分别单独作为一个单元，也可以两个或两个以上单元集成在一个单元中；上述集成的单元既可以采用硬件的形式实现，也可以采用硬件加软件功能单元的形式实现。

本领域普通技术人员可以理解：实现上述方法实施例的全部或部分步骤可以通过程序指令相关的硬件来完成，前述的程序可以存储于一计算机可读取存储介质中，该程序在执行时，执行包括上述方法实施例的步骤；而前述的存储介质包括：移动存储设备、只读存储器(rom，read-onlymemory)、随机存取存储器(ram，randomaccessmemory)、磁碟或者光盘等各种可以存储程序代码的介质。

以上所述，仅为本发明的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。