跨平台的自旋稳定卫星飞行仿真系统的制作方法
【专利摘要】本发明涉及一种跨平台的自旋稳定卫星飞行仿真系统，主要包括飞行仿真控制系统和动力学仿真系统。其中飞行仿真控制系统包括运行控制、数据发送、数据接收、遥控处理、遥测处理、监视显示和实时记盘模块；动力学仿真系统主要包括数据输入模块、四级发动机点火模拟、燃料量/贮箱压力及发动机推力计算、加速度计章动测量值计算、自主章动控制计算、章控/姿控的选择、控制力及力矩计算、姿态运动动力学、控制总冲累加计算和轨道量测量计算。本系统具有较强的通用性，可以与自旋稳定卫模平台、载人航天卫模平台、探索卫模平台进行数据交互和模拟演练，完成卫星自主章控、转速控制、时延测量、姿态控制、应急章控、应急起旋等状态的模拟仿真。
【专利说明】
跨平台的自旋稳定卫星飞行仿真系统
技术领域
[0001 ]本发明涉及一种跨平台的自旋稳定卫星模拟验证系统，特别是一种跨平台的自旋 稳定卫星飞行仿真系统。卫模仿真软件运行于测控系统仿真计算机上，充分模拟卫星飞行 时的各种技术状态，完成卫星自主章控、转速控制、时延测量、姿态控制、应急章控、应急起 旋等状态的模拟仿真。
【背景技术】
[0002] 自旋稳定卫星测控任务准备过程中，需要使用卫星测控模拟器与船载测控系统协 同工作，完成星地大回路演练，检验、验证测控系统的软硬件技术状态的正确性和协调性。
[0003] 卫星测控模拟器正常情况下完成自星箭分离至同步定点各飞行段的卫星运行过 程遥测、外测和遥控仿真，主要包括:控制系统敏感器输出的姿态脉冲的动态仿真;卫星各 飞行段的姿态(含章动)和转速变化过程仿真，包括星箭分离、转移轨道、准同步轨道、定点 后，及地面参与控制(姿态机动、章动控制、轨道控制）时卫星姿态的实时变化过程;完成以 上卫星飞行段和变轨段的轨道动力学仿真，并实时输出卫星轨道信息；完成星箭分离至四 级发动机分离前卫星章动加速度测量和自主章控回路的仿真;仿真卫星推进系统遥测参数 (肼瓶压力与温度、催床温度等)随轨道、姿态控制的实时变化。异常情况下完成卫星不起旋 或起旋不正常的仿真;卫星自主章控失效的仿真。
[0004] 目前测控系统尚未有一套成熟的仿真软件系统，具备与各套卫模平台（自旋稳定 卫模平台、探索卫模平台、载人航天卫模平台）进行数据交换、遥测遥控数据仿真和动力学 仿真的能力，不同型号试验任务必须单独研发相应的模拟器仿真软件，造成了仿真软件配 置项多，技术状态多，管理困难等问题。因此，研制一种跨平台的自旋稳定卫星飞行仿真系 统具有重要意义。
【发明内容】
[0005] 本发明所要解决的技术问题是针对上述现有技术提供一种跨平台的自旋稳定卫 星飞行仿真系统，采用高级抽象通用化的数据接口设计，解决了卫星飞行仿真系统与各套 卫模平台之间进行数据交换、模拟仿真的问题，可以作为一种通用性较强的自旋稳定卫星 飞行仿真系统。
[0006] 本发明解决上述问题所采用的技术方案为:一种跨平台的自旋稳定卫星飞行仿真 系统，该系统主要包括飞行仿真控制系统和动力学仿真系统两部分，其中飞行仿真控制系 统由仿真控制模块、数据发送模块、数据接收模块、遥控处理模块、遥测处理模块、监视显示 模块和记盘处理模块组成;动力学仿真系统由数据输入模块、四级发动机点火模拟模块、燃 料量/压力/推力计算模块、日/月星历计算模块、章控阀值确定模块、加速度计章动测量值 计算模块、自主章动控制计算模块、平均推力系数确定模块、章控/姿控选择模块、控制力及 力矩计算模块、星体质量特性计算模块、姿态运动动力学计算模块、姿态脉冲时刻计算模 块、控制总冲累加计算模块、轨道量测量计算模块、轨道运动动力学计算模块、遥测帧中断 服务模块、遥控指令接收模块和时统中断服务模块组成，其中，
[0007] 仿真控制模块用于接收并处理人机界面命令标识，负责初始化、启动相关功能模 块、创建各功能事件、生成系统参数描述表和加载动力学仿真系统，并在系统退出时结束系 统的运行；
[0008] 数据发送模块用于发送数据接收模块输出的信息，并将数据信息送监视显示模块 进行显示处理和实时记盘模块进行记盘处理；
[0009] 数据接收模块用于接收管道数据，进行正确性检查和判断，并放入相应的缓冲区， 处理后通知遥控处理模块、遥测处理模块、监视显示模块和实时记盘模块，或转发给动力学 仿真系统；
[0010] 遥控处理模块用于实时接收和处理遥控数据帧、执行脉宽和控制参数，将相关遥 控数据帧、执行脉宽和控制参数发送至动力学仿真系统，由动力学仿真系统模拟卫星的姿 态变化过程;并将所有遥控指令、执行脉宽进行编码遥测反演计算，通过遥测信号模拟卫星 各系统随遥控指令的变化过程；
[0011]遥测处理模块用于接收动力学仿真系统仿真的卫星编码遥测、模拟遥测信息以及 遥控处理功能模块仿真的编码遥测信息，组装卫星编码遥测和模拟遥测信息帧，形成网发 信息送数据发送模块；
[0012] 监视显示模块用于监视显示本机软、硬件工作状态；
[0013] 实时记盘模块用于完成任务执行过程中的收发数据记盘工作；
[0014] 数据输入模块用于在每个仿真周期的开始时，向系统注入发动机工作脉冲信息， 四级发动机点火模拟模块用于根据收到的四级脉冲，计算四级点火起始时刻和终止时刻； 燃料量/压力/推力计算模块用于计算发动机系统的剩余燃料量、贮箱压力以及相应发动机 推力；日/月星历计算模块用于根据经典的日、月星历的计算公式计算太阳、月亮位置;章控 阀值确定模块用于根据遥控指令章控阀值，确定阀值;加速度计章动测量值计算模块用于 模拟加速度计测量值经主动章控回路的带通滤波器后的输出，同时组装形成编码遥测信 息；自主章动控制计算模块用于进行粗、精控判断，形成控制脉冲前后沿，提供遥测输出及 状态字设置;发动机平均推力系数确定模块用于计算发动机平均推力系数;章控/姿控选择 模块用于根据遥控指令进行章控和姿控的选择设置;控制力及力矩计算模块用于根据发动 机的推力，计算力矩和力矩在惯性系投影，并计算本次工作周期的力冲量的累加值;星体质 量特性计算模块用于计算四级点火过程、二次分离后卫星的质量及惯量，计算二次分离后 的惯量比和章动频率;姿态运动动力学计算模块用于计算卫星角速度及姿态角;姿态脉冲 时刻计算模块用于根据卫星实时姿态、太阳星历和卫星轨道位置，计算姿态脉冲出现的时 亥IJ，并按格式组装成模拟遥测数据;控制总冲累加计算模块用于本工作周期内的控制总冲 的累加计算，提供给燃料量/压力/推力计算模块进行控制总冲累加值计算;轨道量测量计 算模块用于测量船的位置及速度以及轨道量测量计算;轨道运动动力学计算模块用于计算 地心距、地球半张角以及卫星轨道位置的赤经赤炜值;遥测帧中断服务模块用于向主程序 输送遥测参数，并负责每秒显示刷新;遥控指令接收模块用于接收遥控指令，并存储、显示； 时统中断服务模块用于接收时统中断板发送的定时中断信号，并向相应模块发出中断消 息。
[0015] 优选地，所述数据接收模块负责接收自旋稳定卫模平台、载人航天卫模平台、探索 卫模平台的接口数据，转换为内部自定义格式的遥控数据，送遥控处理模块进行处理。
[0016] 优选地，所述数据接收模块根据网收数据源地址，按信息分类在以下情况分别进 行相应处理:在计算机演练模式下，对接收到的遥测遥控处理机数据，首先进行三判二处 理，成功后，根据信息组装相应的返回信息帧和回答信息帧，并把信息交给遥控处理模块处 理，同时将处理信息转发动力学仿真系统;在星地大回路演练模式下，收到卫星测控模拟平 台帧中断时刻信息时，立即转发给动力学仿真系统;收到通用卫星测控模拟平台的应答机 遥测数据信息时，交给遥测处理模块处理;其他数据信息立即交给遥控处理模块处理，数据 接收模块利用管道技术，接收动力学仿真系统的数据，按以下情况处理:在计算机演练模式 下，将收到的全帧编码遥测数据，实时发送遥测通知事件，交给遥测处理模块处理;将收到 的全帧模拟遥测数据、返回的同控参数、姿章联控/应急章控、非同步控制单脉冲、非同步控 制脉冲串等信息转发数据发送模块处理;在星地大回路演练模式下，将收到的编码遥测数 据包，实时发送遥测通知事件，交给遥测处理功能模块处理;将收到的模拟遥测数据包，将 遥测时间增加一工作周期后，转发数据发送模块处理。
[0017] 与现有技术相比，本发明的优点在于：
[0018] 1、本卫星飞行仿真系统具备与自旋稳定卫模平台、载人航天卫模平台、探索卫模 平台数据交互的能力，满足了一套卫星飞行仿真系统适应三套卫模平台的仿真需求。
[0019] 2、本卫星飞行仿真系统满足了大回路模式和计算机模式两种仿真模式下的卫星 飞行仿真需求。
[0020] 3、本卫星飞行仿真系统满足了自旋稳定卫星自主章控、转速控制、时延测量、姿态 控制、应急章控、应急起旋等状态的模拟仿真。
【附图说明】
[0021] 图1为飞行仿真控制系统与动力学仿真系统的数据流图。
[0022] 图2为动力学仿真系统流程图。
[0023]图3为运行控制模块流程图。
[0024]图4为数据发送模块流程图。
[0025]图5为数据接收模块流程图。
[0026]图6为遥控处理模块流程图。
[0027]图7为遥测处理模块流程图。
[0028]图8为监视显示模块流程图。
[0029]图9为实时记盘模块流程图。
【具体实施方式】
[0030]以下结合附图实施例对本发明作进一步详细描述。
[0031]本发明涉及一种跨平台的自旋稳定卫星飞行仿真系统，该系统主要包括飞行仿真 控制系统和动力学仿真系统两部分。其中飞行仿真控制系统由仿真控制模块11、数据发送 模块12、数据接收模块13、遥控处理模块14、遥测处理模块15、监视显示模块16和记盘处理 模块17组成;动力学仿真系统2由数据输入模块201、四级发动机点火模拟模块202、燃料量/ 压力/推力计算模块203、日/月星历计算模块204、章控阀值确定模块205、加速度计章动测 量值计算模块206、自主章动控制计算模块207、平均推力系数确定模块208、章控/姿控选择 模块209、控制力及力矩计算模块210、星体质量特性计算模块211、姿态运动动力学计算模 块212、姿态脉冲时刻计算模块213、控制总冲累加计算模块214、轨道量测量计算模块215、 轨道运动动力学计算模块216、遥测帧中断服务模块217、遥控指令接收模块218和时统中断 服务模块219组成。
[0032]卫星模拟器通用测控平台通过网络接口将星上6个发动机工作执行脉冲及四级点 火脉冲及各种遥控指令，传送给飞行仿真系统。嵌在飞行仿真系统内的动力学仿真和控制 软件接收到这些信息后，模拟卫星的姿态(包括章动)及轨道动力学，将接收的发动机工作 参数，变换成相应的控制力及力矩，作用于姿态及轨道动力学方程，改变卫星的姿态(包括 章动）、转速及轨道。并根据太阳、地球、卫星的实时位置及卫星姿态计算出姿态敏感器6个 姿态脉冲时刻，根据卫星章动运动计算出加速度计测量信息以及自主章控回路有关参数， 与控制有关的肼瓶压力等参数，传送给飞行仿真系统，由它转发给测控平台。测控平台将这 些参数经相应变化后送到地面测控站。
[0033]如图3所示，仿真控制模块11接收处理人机界面交互命令，获取初始化配置文件完 成系统的初始化工作，将资源句柄、同步事件送内存共享缓冲区；将监视显示信息送监视显 示模块16显示处理;将控制信息数据发送模块12和数据接收模块13处理;将数据实时记盘 控制信息送记盘处理模块17处理。
[0034]如图4所示，数据发送模块12从管道读取网发数据，对数据进行核检、判断网发管 道标志进行网发处理，并对错误信息进行出错处理;查网发通讯信息描述表，按照各自的信 宿标识，获取网发目的组地址及网发帧数据长度，实施网络发送。处理发送遥测处理模块15 产生的编码编遥和模拟遥测数据模遥;处理发送动力学仿真系统2返回的同控参数、姿章联 控/应急章控、非同步控制单脉冲、非同步控制脉冲串等信息以及动力学仿真软件仿真的轨 道参数;处理发送遥控处理模块14产生的小环结果;并将处理发送的相关数据送监视显示 模块16和实时记盘模块17进行显示处理和记盘处理。
[0035]如图5所示，数据接收模块13利用SOCKET接收网络数据，根据网收数据源地址，按 信息分类在以下情况分别进行相应处理:在计算机一一计算机演练模式下，对接收到的遥 测遥控处理机数据，首先进行3判2处理，成功后，根据信息组装相应的返回信息帧和回答信 息帧，并把信息交给遥控处理模块14处理，同时将同控器控制命令、同控参数、姿章联控/应 急章控、非同步控制单脉冲、非同步控制脉冲串等信息转发动力学仿真系统2。在星一一地 大回路演练模式下，收到卫星测控模拟平台帧中断时刻(256ms包中断)信息时，立即转发给 动力学仿真系统2;收到通用卫星测控模拟平台的应答机遥测数据信息时，交给遥测处理模 块15处理;其他数据信息，立即交给遥控处理模块14处理。
[0036]数据接收模块13利用管道技术，接收动力学仿真系统2的数据，按以下情况处理： 在计算机一一计算机演练模式下，将收到的全帧编码遥测数据，实时发送遥测通知事件，交 给遥测处理模块15处理;将收到的全帧模拟遥测数据、返回的同控参数、姿章联控/应急章 控、非同步控制单脉冲、非同步控制脉冲串等信息转发数据发送模块12处理;在星一一地大 回路演练模式下，将收到的编码遥测数据包，实时发送遥测通知事件，交给遥测处理模块15 处理;将收到的模拟遥测数据包，将遥测时间增加一工作周期后，转发数据发送模块12处 理。
[0037]如图6所示，遥控处理模块14负责实时接收和处理遥控数据帧、执行脉宽和控制参 数，将相关遥控数据帧、执行脉宽和控制参数发送至动力学仿真系统2,由动力学仿真系统2 模拟卫星的姿态变化过程;并将所有遥控指令、执行脉宽进行编码遥测反演计算，通过遥测 信号模拟卫星各系统随遥控指令的变化过程。可分为下列两种情况：
[0038]在星一一地大回路演练模式中，遥控功能模块14实时接收卫星测控模拟平台发送 的遥控数据帧、执行脉冲等信息；收到遥控数据帧后，将其转换为指令代号。将与动力学仿 真系统2有关的遥控指令代号、执行脉冲实时转发给动力学仿真系统2,并将遥控指令代号 和执行脉冲分类加工处理，按要求反演成编码遥测相应参数，发送给遥测处理模块15处理。 [00 39]在计算机一计算机仿真模式下，遥控处理模块14实时接收遥测遥控处理机发送出 的遥控指令代号、执行脉冲；当收到遥控代号时，实时组装小环比对结果送遥测遥控处理 机;将与动力学仿真系统2有关的指令代号、执行脉冲等信息实时转发给动力学仿真系统2， 并将遥控指令代号以及执行脉冲分类加工处理，按要求反演成编码遥测相应参数，发送给 遥测处理模块15处理。
[0040] 如图7所示，遥测处理模块15主要负责接收动力学仿真系统2仿真的卫星编码遥 测、模拟遥测信息以及遥控处理功能模块仿真的编码遥测信息。在星一一地大回路演练模 式下，按卫星测控模拟平台的要求组装卫星编码遥测、模拟遥测信息帧，形成网发信息送数 据发送模块12;在计算机一一计算机演练模式下，按卫星遥测地面传输格式组装卫星编码 遥测、模拟遥测信息，形成网发信息送数据发送能模块12。
[0041] 如图8所示，监视显示模块16负责监视本机软、硬件工作状态，并实时显示各模块 发送的数据帧。完成数据发送模块12的数据发送信息显示处理;完成数据接收模块13的数 据接收信息显示处理;完成遥控处理模块14的遥控类信息显示处理;完成遥测处理模块15 的遥测类信息显示处理。
[0042]如图9所示，记盘处理模块17完成仿真过程中的收发数据记盘处理，负责处理数据 发送模块12和数据接收模块13产生的记盘数据。
[0043] 数据输入模块:在每个仿真周期的开始，向飞行动力学仿真与控制软件注入发动 机工作脉冲信息。根据收到的发动机脉冲的起始时刻t b、收到的发动机脉冲的终止时刻L， 工作周期起始时刻t0 (可由时统约定给出），发动机脉冲类别特征数Inw= (1，0，-1)和发动机 脉冲数N。计算发动机类别特征数If(N)，N=1……7。1?在一般情况下(长脉冲序列和星上自 主章控粗控)置1，其它情况下根据需要置0或-1。可通过人机界面进行注入。发动机类别特 征数IKN)如下表所示。
[0044]
[0045] 若IF(i) = l，表明发动机i工作;若IF(i)=0,表明发动机i不工作。实际上传来的是 表示发动机类别的标志码，通过计算机变成便于运算的特征数IKN)。
[0046] 四级发动机点火模拟模块:在收到四级脉冲后IF(7)置l，te被传给仿真软件，计算 出四级点火起、终时刻t7b和t7e，为了提高精度，将四级发动机推力F (7)的计算放在控制力 及力矩计算模块中。
[0047] 燃料量、压力及推力计算模块：当星上自主章控回路工作时，无论是粗控还是精 控，将采用分别累计A、B两发动机系统的发动机工作累积冲量Sa、Sb的方法。假设发动机的比 冲为常值，贝U可由累积冲量求出燃料消耗量ΔΜα、ΔΜβ。从而计算出剩余燃料量Ma、Mb。再利 用气态方程求出贮箱压力Pa、Pb。最后利用贮箱压力与推力关系求出发动机推力，按长脉冲 序工作状态(N> 100)且脉宽为150ms，Inw= 1计算。
[0048] 日、月星历计算模块:根据经典的日，月星历的计算公式计算太阳、月亮位置。根据 aE表示地球赤道半径。计算相对于历元时平春分点的太阳直角坐标|5、取义，春分点平移角 0^轨道坐标系的太阳直角坐标乂 5上、25，太阳方向赤经、赤炜角€[5义，月亮直角坐标15、11 5、 ζs、χs、γs、zs。算法或流程:先计算太阳轨道半长轴、偏心率、倾角、升交点赤经、近地点辐角 以及平近点角，然后通过解开普勒方程给出输出数据。
[0049] 章控阀值确定模块:根据遥控指令章控阀值A、B、C、D，确定阀值。当没有新遥控指 令时，开、关阀值保持不变。输入遥控指令所确定的章控阀值，粗、精控门限值a 1A、a3A;a1B、 a3B; aic、a3c; aiD、a3D，输出关阀值a2。算法或流程：关阀值a2 = ai_滞环宽。
[0050] 加速度计章动测量值计算模块:模拟加速度计测量值经主动章控回路的带通滤波 器后的输出，同时，形成编码遥测信息传送出去。Im、I NB表示章控回路工作状态标志，由控 制章控回路A、B工作的遥控指令确定，fc(I)、ya(I)、h a(I)表示加速度计安装量;计算出加 速度测量值A(I)，遥测加速度测量值Am(I)。算法或流程:仅当A路(或B路)章控回路工作时， 加速度计章动测量值才产生，并经遥测传送地面;章控回路不工作时，则不计算也不下传。 在编程中用数组A(I)来区别A，B路。1 = 1时为A路，1 = 2时为B路。考虑到经带通滤波后的放 大及相移以及加速度计测量的饱和，加速度测量值可按如下计算：
[0052] Amx约为5.25米/秒2。引入Ina、Inb描述A、B路工作状态(工作时为1，不工作为0)，由 遥控指令K165~K170的状态码确定。计算出的加速度章动测量值将通过编码遥测传到地 面，每帧传送12个数值，间隔为44ms，记以〗，K)为遥测值采样时间在一帧内的相对时间，其 中I = 1，2代表A，Β路，Κ = 1，……12表12个采样点。遥测加速度测量值按下式计算：
[0053] Am(I，K)=Ca[A(I)-(A(I)-Ab(I)) · (tz_ta(I，K)/At)
[0054] 其中Ab( I)为前一点加速度值，Ca为遥测因子。
[0055]加速度计输出峰值按下式计算：
[0056] 加峰值=惯量比X (2 -惯量比）X 0 · 929 X ω z2 X tan(章动角）；
[0057] 自主章动控制计算模块进行粗、精控判断，形成控制脉冲前后沿，提供遥测输出及 状态字设置。Ab(I)、A(I)表示前次及本次加速度计测量值。N1、N2、N3表示相位钟参数。输出 正过零时刻T GQ、负过零时刻TG和双脉冲起终了时刻TNI、TN2、TN3、TN4。算法或流程:该模块 首先确定过零检测及双脉冲的起始和终了时刻。然后进行章动的粗、精控或不控的判断，这 里引入了控制特征数，值为1表示控，为0表不控。随后，由粗、精控判断结果确定本步是否形 成控制，当本步有控制时将控制特征数置为1，否则为零。
[0058] 发动机平均推力系数确定模块计算发动机平均推力系数。输入发动机工作脉冲起 终了时刻tb、te，发动机脉冲推力时延Tpw，计算步长A t，本步起始时刻t。输出平均推力系数 Kf〇
[0059] 算法或流程:发动机平均推力系数是指发动机实际工作时间与计算步长的比，用 平均推力在全步长积分，这样控制总量是精确的，保证了控制精度。
[0060] 章控、姿控选择模块根据章控或姿控遥控指令进行章控和姿控的选择设置。In表 示卫星处于章控或姿控状态的标志。
[0061] 算法或流程图：引入表示卫星是处于章控还是姿控的特征数In，由遥控指令章控 转姿控(K171)和姿控转章控(K172)决定。当In为1时表示章控状态，当In为0时表示姿控状 ??τ 〇
[0062] 控制力及力矩计算模块:根据四级发动机推力（当其工作时），以及6个发动机的推 力，确定力矩，给出力在惯性系投影，并计算本次工作周期的力冲量的累加值。根据参数Xf (N)、Yf(N)、Zf(N) (N= 1~6)表示6个发动机的安装点坐标，iF(N)、jF(N)、kF(N)表示喷管推力 单位方向在本体系上的投影，〇1^0)、〇1^0)、〇1^0)表示单位推力下的力矩。计算输出1^、 Ly、Lz表不力矩在本体系上的投影量，Fx、Fy、Fz表不力在本体系上的投影量，SFxi、SFyi、SFzi表 示一次工作周期内的力冲量累加。
[0063] 算法或流程：已知了各发动机推力以及发动机在星体上的安装点及角度方向（给 定常值），则可以确定力矩，作为这步姿态动力学积分的力函数项。还要把每次计算步长内 的力冲量进行累加，直至一个工作周期计算完成，获得的力的冲量累加输入到轨道动力学 方程。
[0064] 星体质量特性计算模块:计算四级点火过程、二次分离后卫星的质量及惯量，计算 二次分离后的惯量比和章动频率。根据输入参数：Δ JX、Δ JY、Δ JZ表示四级点火前后卫星转 动惯量的变化量，AMs表示四级点火前后卫星质量的变化量。计算输出：Jx、Jy、Jz表示四级 点火过程、二次分离后卫星的转动惯量，Ms表示四级点火过程、二次分离后卫星的质量，μ表 示二次分离后卫星的惯量比，Ω表示章动频率。
[0065]姿态运动动力学模块:采用龙格一一库塔法解姿态运动动力学方程。根据输入参 数:τ表示章动发散时间常数，ρ 1表示过渡轨道段发散时间常数，ρ2表示准同步轨道段阻尼 时间常数，Cx、Cy、Cz表示变质量动力学阻尼系数，仅当四级点火时考虑。计算输出卫星角速 度及姿态角ωχ、ωγ、ωζ、Φ、Θ、Φ。
[0066] 姿态脉冲时刻计算模块:根据卫星实时姿态（欧拉角），太阳星历，卫星轨道位置。 计算姿态脉冲出现的时刻（包括标志码），按照包含全部6个脉冲(太1、太2、南中、南出、北 中、北出）的统一格式传送出去。输入参数：Φ、 Θ、_Φ_表不卫星实时欧拉角，ls、ns、Gs、Xs、Ys、Zs 表示太阳星历位置，卫星轨道位置。计算输出姿态脉冲出现时刻。
[0067] 红外脉冲时刻计算流程:南红外地平仪探头方向与自旋轴夹角95°，北红外地平仪 探头方向与自旋轴夹角85°。卫星自旋时，红外探头扫到地球时产生一个扫地脉冲，经线路 处理后得到扫入和扫出脉冲，再经取中线路处理得到地中脉冲，地中及地出脉冲经遥测传 到地面。则南、北红外地平仪扫过地球时，将产生北中、北出、南中、南出四个红外脉冲，仿真 软件将给出这些脉冲时刻，传送给飞行仿真主程序。
[0068] 地中脉冲产生：由上一自旋周期出脉冲与入脉冲相减取半产生半弦宽并存储，到 本自旋周期入脉冲出现后加上半弦宽形成地中脉冲。
[0069] 控制总冲累加计算模块:计算本工作周期内的控制总冲的累加量。根据输入参数 控制冲量Af(N)，计算输出控制总冲累加值S 1A、S1B。算法或流程：
[0070] S1A=S1A+Af(N) · At，A系统控制总冲累加。
[0071] S1b = S1b+Af(N) · At，B系统控制总冲累加。
[0072] 轨道量测量计算模块:计算测量船的位置、速度以及轨道量测量。根据输入参数测 控站炜度Φ(υ、测控站经度A(i)、测控站高度h(i)和格林威治恒星时S。计算输出测量船位 置Rx(i)、RY(i)、Rz(i)和测控船速度⑴、元⑴以及轨道量测量P、3、A、E。
[0073] 轨道运动动力学模块:采用COWELL方法直角坐标形式的动力学方程，其优点是计 算简单。动力学积分采用龙格一库塔方法。在积分给出卫星位置后，计算地心距、地球半张 角以及卫星轨道位置的赤经赤炜值。
[0074]遥测帧中断服务模块217
[0075]遥测帧中断服务模块217向主程序输送遥测参数，并负责秒显示刷新。算法或流 程:在一次工作周期计算完成之后，计算机将全部待输出的数据存贮单元内的数据，等到 512ms帧中断信号时送出。每两次中断刷新一次屏幕显示。
[0076]遥控指令接收模块218
[0077]遥控指令接收模块218接收遥控指令，并存储、显示。算法或流程:每个控制周期都 要进行遥控指令的接收和处理。先从飞行仿真主程序接收指令(消息），各指令位的意义。然 后，读到的指令数据放在相应的内存中。
[0078] 时统中断服务219
[0079] 接收时统中断板来的定时中断信号，向相应模块发出中断消息。
[0080] 除上述实施例外，本发明还包括有其他实施方式，凡采用等同变换或者等效替换 方式形成的技术方案，均应落入本发明权利要求的保护范围之内。
【主权项】
1. 一种跨平台的自旋稳定卫星飞行仿真系统，其特征在于:该系统主要包括飞行仿真 控制系统（1)和动力学仿真系统（2)两部分，其中飞行仿真控制系统由仿真控制模块（11)、 数据发送模块（12)、数据接收模块（13)、遥控处理模块（14)、遥测处理模块（15)、监视显示 模块（16)和记盘处理模块（17)组成;动力学仿真系统(2)由数据输入模块(201)、四级发动 机点火模拟模块(202)、燃料量/压力/推力计算模块(203)、日/月星历计算模块(204)、章控 阀值确定模块(205)、加速度计章动测量值计算模块(206)、自主章动控制计算模块(207)、 平均推力系数确定模块(208)、章控/姿控选择模块(209)、控制力及力矩计算模块(210)、星 体质量特性计算模块（211)、姿态运动动力学计算模块（212)、姿态脉冲时刻计算模块 (213)、控制总冲累加计算模块(214)、轨道量测量计算模块(215)、轨道运动动力学计算模 块(216 )、遥测帧中断服务模块(217 )、遥控指令接收模块(218 )和时统中断服务模块(219 ) 组成，其中， 仿真控制模块（11)用于接收并处理人机界面命令标识，负责初始化、启动相关功能模 块、创建各功能事件、生成系统参数描述表和加载动力学仿真系统（2)，并在系统退出时结 束系统的运行； 数据发送模块（12)用于发送数据接收模块（13)输出的信息，并将数据信息送监视显示 模块(16)进行显示处理和实时记盘模块(17)进行记盘处理； 数据接收模块（13)用于接收管道数据，进行正确性检查和判断，并放入相应的缓冲区， 处理后通知遥控处理模块（14)、遥测处理模块（15)、监视显示模块（16)和实时记盘模块 (17)，或转发给动力学仿真系统(2); 遥控处理模块（14)用于实时接收和处理遥控数据帧、执行脉宽和控制参数，将相关遥 控数据帧、执行脉宽和控制参数发送至动力学仿真系统（2)，由动力学仿真系统(2)模拟卫 星的姿态变化过程;并将所有遥控指令、执行脉宽进行编码遥测反演计算，通过遥测信号模 拟卫星各系统随遥控指令的变化过程； 遥测处理模块（15)用于接收动力学仿真系统（2)仿真的卫星编码遥测、模拟遥测信息 以及遥控处理功能模块仿真的编码遥测信息，组装卫星编码遥测和模拟遥测信息帧，形成 网发信息送数据发送模块(12); 监视显示模块（16)用于监视显示本机软、硬件工作状态； 实时记盘模块(17)用于完成任务执行过程中的收发数据记盘工作； 数据输入模块(201)用于在每个仿真周期的开始时，向系统注入发动机工作脉冲信息， 四级发动机点火模拟模块(202)用于根据收到的四级脉冲，计算四级点火起始时刻和终止 时刻;燃料量/压力/推力计算模块(203)用于计算发动机系统的剩余燃料量、贮箱压力以及 相应发动机推力；日/月星历计算模块(204)用于根据经典的日、月星历的计算公式计算太 阳、月亮位置;章控阀值确定模块(205)用于根据遥控指令章控阀值，确定阀值;加速度计章 动测量值计算模块(206)用于模拟加速度计测量值经主动章控回路的带通滤波器后的输 出，同时组装形成编码遥测信息；自主章动控制计算模块(207)用于进行粗、精控判断，形成 控制脉冲前后沿，提供遥测输出及状态字设置;发动机平均推力系数确定模块(208)用于计 算发动机平均推力系数;章控/姿控选择模块(209)用于根据遥控指令进行章控和姿控的选 择设置;控制力及力矩计算模块(210)用于根据发动机的推力，计算力矩和力矩在惯性系投 影，并计算本次工作周期的力冲量的累加值;星体质量特性计算模块(211)用于计算四级点 火过程、二次分离后卫星的质量及惯量，计算二次分离后的惯量比和章动频率;姿态运动动 力学计算模块(212)用于计算卫星角速度及姿态角;姿态脉冲时刻计算模块(213)用于根据 卫星实时姿态、太阳星历和卫星轨道位置，计算姿态脉冲出现的时刻，并按格式组装成模拟 遥测数据;控制总冲累加计算模块(214)用于本工作周期内的控制总冲的累加计算，提供给 燃料量/压力/推力计算模块(203)进行控制总冲累加值计算;轨道量测量计算模块(215)用 于测量船的位置及速度以及轨道量测量计算;轨道运动动力学计算模块（216)用于计算地 心距、地球半张角以及卫星轨道位置的赤经赤炜值;遥测帧中断服务模块(217)用于向主程 序输送遥测参数，并负责每秒显示刷新;遥控指令接收模块(218)用于接收遥控指令，并存 储、显示;时统中断服务模块(219)用于接收时统中断板发送的定时中断信号，并向相应模 块发出中断消息。2. 根据权利要求1所述的一种跨平台的自旋稳定卫星飞行仿真系统，其特征在于:所述 数据接收模块（13)负责接收自旋稳定卫模平台、载人航天卫模平台、探索卫模平台的接口 数据，转换为内部自定义格式的遥控数据，送遥控处理模块(14)进行处理。3. 根据权利要求1所述的一种跨平台的自旋稳定卫星飞行仿真系统，其特征在于:所述 数据接收模块（13)根据网收数据源地址，按信息分类在以下情况分别进行相应处理:在计 算机演练模式下，对接收到的遥测遥控处理机数据，首先进行三判二处理，成功后，根据信 息组装相应的返回信息帧和回答信息帧，并把信息交给遥控处理模块（14)处理，同时将处 理信息转发动力学仿真系统(2);在星地大回路演练模式下，收到卫星测控模拟平台帧中断 时刻信息时，立即转发给动力学仿真系统(2);收到通用卫星测控模拟平台的应答机遥测数 据信息时，交给遥测处理模块（15)处理;其他数据信息立即交给遥控处理模块（14)处理，数 据接收模块（13)利用管道技术，接收动力学仿真系统（2)的数据，按以下情况处理:在计算 机演练模式下，将收到的全帧编码遥测数据，实时发送遥测通知事件，交给遥测处理模块 (15)处理;将收到的全帧模拟遥测数据、返回的同控参数、姿章联控/应急章控、非同步控制 单脉冲、非同步控制脉冲串等信息转发数据发送模块(12)处理;在星地大回路演练模式下， 将收到的编码遥测数据包，实时发送遥测通知事件，交给遥测处理功能模块(15)处理;将收 到的模拟遥测数据包，将遥测时间增加一工作周期后，转发数据发送模块(12)处理。
【文档编号】G05B17/02GK105867167SQ201610228224
【公开日】2016年8月17日
【申请日】2016年4月13日
【发明人】李永刚, 郭力兵, 周锦标, 王恒, 汪毅, 顾晓霞, 房新兵, 饶爱水, 张龙, 伊瑞海
【申请人】中国人民解放军63680部队