專利名稱：基于部件模擬器的衛(wèi)星飛行控制閉環(huán)仿真系統(tǒng)的制作方法
技術領域：
本發(fā)明屬于衛(wèi)星仿真測試技術領域，具體涉及一種基于部件模擬器的衛(wèi)星飛行控制閉環(huán)仿真系統(tǒng)。
背景技術：
在航天工程領域，由于衛(wèi)星的研制費用較高，并且衛(wèi)星的運行環(huán)境十分復雜惡劣， 所以，一般都需要對衛(wèi)星的飛行控制系統(tǒng)進行仿真，從而驗證衛(wèi)星的飛行控制系統(tǒng)的方案設計的正確性，以及檢驗衛(wèi)星的飛行控制系統(tǒng)的功能和性能。通常，衛(wèi)星的飛行控制仿真系統(tǒng)可采用半物理仿真和全物理仿真。其中，全物理仿真系統(tǒng)中，由于將各種真實物理器件直接接入仿真回路，所以這些真實物理器件對仿真控制系統(tǒng)性能的影響能直觀而有效地反映在仿真試驗的結果中，從而具有仿真可信度較高的優(yōu)點，但使用各種真實物理器件直接增加了仿真系統(tǒng)的成本和復雜度，從而限制了全物理仿真系統(tǒng)的應用范圍。半物理仿真系統(tǒng)中，硬件參與仿真回路中，同時部分硬件又采用數(shù)學仿真的方式，即半物理仿真系統(tǒng)結合了數(shù)學仿真和物理仿真，因此，半物理仿真系統(tǒng)具有成本低、操作簡單、且仿真可信度高等優(yōu)點，在衛(wèi)星控制仿真系統(tǒng)中使用廣泛。現(xiàn)有的半物理仿真系統(tǒng)中，敏感器或執(zhí)行器有以下兩種接入衛(wèi)星控制仿真系統(tǒng)的方式(1)采用數(shù)學仿真的方式接入衛(wèi)星控制仿真系統(tǒng)，即利用計算機根據(jù)對應的數(shù)學模擬對敏感器或執(zhí)行器進行仿真，但該方法仿真輸出的敏感器或執(zhí)行器數(shù)據(jù)格式與敏感器或執(zhí)行器真實物理器件輸出的數(shù)據(jù)格式不同，即該方法沒有實現(xiàn)按真實物理器件的工作模式進行仿真的效果，從而影響了仿真結果的可信度。( 采用實物的方式接入衛(wèi)星控制仿真系統(tǒng)，即將真實的敏感器或執(zhí)行器直接接入衛(wèi)星控制仿真系統(tǒng)中，由于采用真實物理器件，從而增加了仿真系統(tǒng)的成本和復雜度。因此，尋找一種能夠有效增加敏感器或執(zhí)行器在衛(wèi)星控制仿真系統(tǒng)中的可信度， 同時又不增加仿真系統(tǒng)的成本和復雜度的方法，具有重要現(xiàn)實意義。

發(fā)明內(nèi)容
針對現(xiàn)有技術存在的缺陷，本發(fā)明提供一種基于部件模擬器的衛(wèi)星飛行控制閉環(huán)仿真系統(tǒng)，由于所采用的部件模擬器輸出或輸入的數(shù)據(jù)格式與對應的真實物理部件的輸入或輸出的數(shù)據(jù)格式相同，能夠有效模擬對應真實物理部件的功能，所以能有效提高衛(wèi)星飛行控制閉環(huán)仿真系統(tǒng)的仿真可信度，又由于所采用的為部件模擬器，而不是采用的真實物理器件，所以又具有仿真系統(tǒng)成本低、復雜度低的優(yōu)點，同時還具有通用性強、靈活性強、自動化程度高的特點，因此，能有效縮短衛(wèi)星的研制周期，減少衛(wèi)星的研制成本。本發(fā)明所采用的技術方案如下本發(fā)明提供一種基于部件模擬器的衛(wèi)星飛行控制閉環(huán)仿真系統(tǒng)，應用于包括動力學仿真服務器、敏感器模擬器、執(zhí)行器模擬器和星載計算機的系統(tǒng)中，包括以下步驟(1)所述動力學仿真服務器根據(jù)預存的衛(wèi)星動力學數(shù)學模型以及初始控制力信息和初始控制力矩信息計算得到當前衛(wèi)星的軌道參數(shù)信息和姿態(tài)四元數(shù)信息，并將該軌道參數(shù)信息和姿態(tài)四元數(shù)信息發(fā)送給所述敏感器模擬器；(2)所述敏感器模擬器接收所述軌道參數(shù)信息和姿態(tài)四元數(shù)信息，并結合與所述敏感器模擬器對應的敏感器數(shù)學模型進行仿真計算，得到所述敏感器的模擬測量值，并將該模擬測量值的數(shù)據(jù)格式轉化為真實測量值的數(shù)據(jù)格式，得到真實格式模擬測量值，并將該真實格式模擬測量值發(fā)送給所述星載計算機；其中，所述真實格式模擬測量值的數(shù)據(jù)格式為實際敏感器在實際衛(wèi)星控制系統(tǒng)中實際輸出的數(shù)據(jù)格式；(3)所述星載計算機接收所述真實格式模擬測量值，并根據(jù)預存的衛(wèi)星目標姿態(tài)信息和/或衛(wèi)星目標軌道信息以及控制算法進行計算，得到控制指令，并將該控制指令發(fā)送給所述執(zhí)行器模擬器；其中，所述控制指令的數(shù)據(jù)格式為實際執(zhí)行器在實際衛(wèi)星控制系統(tǒng)中實際接收到的數(shù)據(jù)格式；(4)所述執(zhí)行器模擬器接收所述控制指令，并將該控制指令的數(shù)據(jù)格式轉化為模擬控制指令的數(shù)據(jù)格式，得到所述模擬控制指令，然后根據(jù)所述模擬控制指令和預存的與所述執(zhí)行器模擬器對應的執(zhí)行器的數(shù)學模型進行仿真計算，得到新的控制力信息和新的控制力矩信息，并將該新的控制力信息和新的控制力矩信息發(fā)送給所述動力學仿真服務器；(5)所述動力學仿真服務器用接收到的所述新的控制力信息和新的控制力矩信息更新所述初始控制力信息和初始控制力矩信息，然后重復執(zhí)行步驟(1)-(5)，直到達到預設仿真時間，結束上述流程。優(yōu)選的，步驟(1)中所述衛(wèi)星動力學數(shù)學模型包括衛(wèi)星姿態(tài)動力學模型和衛(wèi)星軌道動力學模型。優(yōu)選的，步驟O)中所述模擬測量值的數(shù)據(jù)格式為符合以太網(wǎng)協(xié)議的數(shù)據(jù)格式； 所述真實格式模擬測量值的數(shù)據(jù)格式為符合CAN協(xié)議的數(shù)據(jù)格式；步驟(3)中所述控制指令的數(shù)據(jù)格式為符合CAN協(xié)議的數(shù)據(jù)格式，步驟中所述模擬控制指令的數(shù)據(jù)格式為符合以太網(wǎng)協(xié)議的數(shù)據(jù)格式。優(yōu)選的，所述敏感器模擬器包括星敏感器模擬器、太陽敏感器模擬器、磁強計模擬器、光纖陀螺模擬器、GPS模擬器中的一種或幾種；所述執(zhí)行器模擬器包括飛輪模擬器、磁力矩器模擬器、推力器模擬器中的一種或幾種。優(yōu)選的，所述敏感器模擬器包括敏感器仿真服務器和敏感器數(shù)據(jù)接口轉換器；所述敏感器仿真服務器用于將接收到的來自所述動力學仿真服務器的所述軌道參數(shù)信息和姿態(tài)四元數(shù)信息結合預存的與所述敏感器模擬器對應的敏感器的數(shù)學模型進行仿真計算，得到所述敏感器的模擬測量值，并將該模擬測量值發(fā)送給所述敏感器數(shù)據(jù)接口轉換器；所述敏感器數(shù)據(jù)接口轉換器用于將接收到的所述模擬測量值轉化為真實格式模擬測量值，并將該真實格式模擬測量值發(fā)送給所述星載計算機。優(yōu)選的，所述敏感器數(shù)據(jù)接口轉換器為單個或多個；每一個敏感器數(shù)據(jù)接口轉換器用于將屬于同一類敏感器的模擬測量值的數(shù)據(jù)格式轉化為真實格式模擬測量值的數(shù)據(jù)格式和/或每一個敏感器數(shù)據(jù)接口轉換器用于將屬于不同類敏感器的模擬測量值的數(shù)據(jù)格式轉化為真實格式模擬測量值的數(shù)據(jù)格式。
優(yōu)選的，所述執(zhí)行器模擬器包括執(zhí)行器仿真服務器和執(zhí)行器數(shù)據(jù)接口轉換器；所述執(zhí)行器數(shù)據(jù)接口轉換器用于接收來自所述星載計算機的控制指令，并將該控制指令的數(shù)據(jù)格式轉化為模擬控制指令的數(shù)據(jù)格式，得到所述模擬控制指令，然后將該模擬控制指令發(fā)送給所述執(zhí)行器仿真服務器；所述執(zhí)行器仿真服務器用于接收來自所述執(zhí)行器數(shù)據(jù)接口轉換器的模擬控制指令，然后根據(jù)所述模擬控制指令和預存的所述執(zhí)行器的數(shù)學模型進行仿真計算，得到新的控制力信息和新的控制力矩信息，并將該新的控制力信息和新的控制力矩信息發(fā)送給所述動力學仿真服務器。優(yōu)選的，所述執(zhí)行器數(shù)據(jù)接口轉換器為單個或多個；每一個執(zhí)行器數(shù)據(jù)接口轉換器用于將屬于同一類執(zhí)行器的控制指令的數(shù)據(jù)格式轉化為模擬控制指令的數(shù)據(jù)格式和/ 或每一個執(zhí)行器數(shù)據(jù)接口轉換器用于將屬于不同類執(zhí)行器的控制指令的數(shù)據(jù)格式轉化為模擬控制指令的數(shù)據(jù)格式。優(yōu)選的，還包括數(shù)據(jù)存儲服務器，所述數(shù)據(jù)存儲服務器與所述星載計算機相連， 所述星載計算機將接收到的所述真實格式模擬測量值以及計算得到的所述控制指令發(fā)送給所述數(shù)據(jù)存儲服務器，由所述數(shù)據(jù)存儲器進行存儲。優(yōu)選的，還包括地面站模擬器，所述地面站模擬器接收該衛(wèi)星飛行控制閉環(huán)仿真系統(tǒng)發(fā)送的當前衛(wèi)星的軌道參數(shù)信息和姿態(tài)四元數(shù)信息，然后，繪制并顯示所接收到的所述當前衛(wèi)星的運動參數(shù)隨時間的變化曲線；和/或所述地面站模擬器接收該衛(wèi)星飛行控制閉環(huán)仿真系統(tǒng)發(fā)送的當前衛(wèi)星的軌道參數(shù)信息和姿態(tài)四元數(shù)信息，然后，存儲并顯示所述執(zhí)行器模擬器輸出給所述仿真服務器的信息；和/或所述地面站模擬器接收該衛(wèi)星飛行控制閉環(huán)仿真系統(tǒng)發(fā)送的當前衛(wèi)星的軌道參數(shù)信息和姿態(tài)四元數(shù)信息，然后，存儲并顯示所述敏感器模擬器輸出給所述星載計算機的信息。本發(fā)明的有益效果如下本發(fā)明提供的基于部件模擬器的衛(wèi)星飛行控制閉環(huán)仿真系統(tǒng)，所采用的部件模擬器為敏感器模擬器和執(zhí)行器模擬器，由于敏感器模擬器向星載計算機輸出的數(shù)據(jù)格式與實際敏感器向星載計算機輸出的數(shù)據(jù)格式相同，而且，執(zhí)行器模擬器接收的來自星載計算機的數(shù)據(jù)格式，即執(zhí)行器輸入的數(shù)據(jù)格式與實際執(zhí)行器輸入的數(shù)據(jù)格式相同，所以能有效提高衛(wèi)星飛行控制閉環(huán)仿真系統(tǒng)的仿真可信度，又由于所采用的為部件模擬器，而不是采用的真實物理器件，所以又具有仿真系統(tǒng)成本低、復雜度低的優(yōu)點， 同時還具有通用性強、靈活性強、自動化程度高的特點，因此，能有效縮短衛(wèi)星的研制周期， 減少衛(wèi)星的研制成本。


圖1為本發(fā)明實施例一提供的一種仿真系統(tǒng)進行閉環(huán)仿真的流程示意圖；圖2為本發(fā)明實施例一提供的星載計算機中CPU板的電路模塊圖；圖3為本發(fā)明實施例二提供的基于部件模擬器的衛(wèi)星飛行控制閉環(huán)仿真系統(tǒng)的結構示意圖。
具體實施例方式以下結合附圖對本發(fā)明的具體的實施方式進行說明。
實施例一本發(fā)明實施例提供一種基于部件模擬器的衛(wèi)星飛行控制閉環(huán)仿真系統(tǒng)，應用于包括動力學仿真服務器、敏感器模擬器、執(zhí)行器模擬器和星載計算機的系統(tǒng)中，如圖1所示， 為本發(fā)明實施例提供的一種仿真系統(tǒng)進行閉環(huán)仿真的流程示意圖，包括以下步驟步驟101 所述動力學仿真服務器根據(jù)預存的衛(wèi)星動力學數(shù)學模型以及初始控制力信息和初始控制力矩信息計算得到當前衛(wèi)星的軌道參數(shù)信息和姿態(tài)四元數(shù)信息，并將該軌道參數(shù)信息和姿態(tài)四元數(shù)信息發(fā)送給所述敏感器模擬器。其中，所述衛(wèi)星動力學數(shù)學模型包括衛(wèi)星姿態(tài)動力學模型和衛(wèi)星軌道動力學模型。敏感器模擬器包括星敏感器模擬器、太陽敏感器模擬器、磁強計模擬器、光纖陀螺模擬器、GPS模擬器中的一種或幾種。在實際仿真應用中，動力學仿真服務器可以采用工作站構成，其上分別安裝有 Windows XP x64版本以上操作系統(tǒng)、Visual Studio 6. 0以上等軟件開發(fā)環(huán)境。步驟102 所述敏感器模擬器根據(jù)接收到的所述軌道參數(shù)信息和姿態(tài)四元數(shù)信息和預存的與所述敏感器模擬器對應的敏感器的數(shù)學模型進行仿真計算，得到所述敏感器的模擬測量值，并將該模擬測量值的數(shù)據(jù)格式轉化為真實測量值的數(shù)據(jù)格式，得到所述真實格式模擬測量值，并將該真實格式模擬測量值發(fā)送給所述星載計算機；其中，所述真實格式模擬測量值的數(shù)據(jù)格式為實際敏感器在實際衛(wèi)星控制系統(tǒng)中實際輸出的數(shù)據(jù)格式。本步驟中，由于敏感器模擬器進行仿真計算后，得到的敏感器的模擬測量值的數(shù)據(jù)格式與實際衛(wèi)星系統(tǒng)中敏感器真實器件輸出的數(shù)據(jù)格式不同，所以，為了提高仿真可信度，根據(jù)不同敏感器真實器件輸出的數(shù)據(jù)格式的類型，本發(fā)明將模擬測量值的數(shù)據(jù)格式轉化為真實測量值的數(shù)據(jù)格式。例如現(xiàn)有真實衛(wèi)星系統(tǒng)中，星上設備間是通過 CAN(ControIler Area Network，控制器局域網(wǎng))總線進行數(shù)據(jù)通訊的，也就是說，星上敏感器輸出的數(shù)據(jù)格式為符合CAN協(xié)議的數(shù)據(jù)格式類型，而仿真系統(tǒng)中，敏感器模擬器輸出的數(shù)據(jù)格式常為以太網(wǎng)數(shù)據(jù)格式，因此，可以通過設置以太網(wǎng)/CAN接口轉換器來實現(xiàn)模擬測量值和真實測量值間數(shù)據(jù)格式的轉換。在敏感器模擬器和星載計算機間設置以太網(wǎng)/CAN 接口轉換器的具體系統(tǒng)參見實施例二，在此不再贅述。另外，本步驟中，敏感器模擬器的輸出數(shù)據(jù)直接上傳給星載計算機，與實際衛(wèi)星控制系統(tǒng)中敏感器真實器件的輸出直接上傳給星載計算機相同，從而提高了仿真可信度。步驟103 所述星載計算機接收所述真實格式模擬測量值，并根據(jù)預存的衛(wèi)星目標姿態(tài)信息和/或衛(wèi)星目標軌道信息以及控制算法進行計算，得到控制指令，并將該控制指令發(fā)送給所述執(zhí)行器模擬器；其中，所述控制指令的數(shù)據(jù)格式為實際執(zhí)行器在實際衛(wèi)星控制系統(tǒng)中實際接收到的數(shù)據(jù)格式。其中，所述執(zhí)行器模擬器包括動量輪模擬器、磁力矩器模擬器、推力器模擬器中的一種或幾種。本步驟中，星載計算機直接將控制指令輸出給執(zhí)行器模擬器，從而直接控制執(zhí)行器模擬器的動作，這與實際衛(wèi)星控制系統(tǒng)中裝置間驅動關系相同，而現(xiàn)有技術中，星載計算機輸出的控制指令需要首先傳輸給仿真計算機，再通過仿真計算機控制執(zhí)行器模擬器的動作。因此，本發(fā)明中，通過星載計算機直接驅動執(zhí)行器模擬器，從而提高了仿真可信度。
另外，本步驟中，星載計算機向執(zhí)行器模擬器輸出的控制指令的數(shù)據(jù)格式與實際執(zhí)行器在實際衛(wèi)星控制系統(tǒng)中實際接收到的數(shù)據(jù)格式相同，從而也提高了仿真可信度。在實際仿真應用中，星載計算機可以由國防科大六院開發(fā)的采用基于 ARM (Advanced RISC Machines)處理器的雙CAN總線結構并且運行Linux操作系統(tǒng)的計算機。星載計算機由電源仲裁板、通信背板、機箱與接口、CPU板組成。電源仲裁板提供星載計算平臺所需的各種電源電壓，例如5V、3. 3V、1.8V、1.5V等，并含有一個雙機溫備控制模塊，用來接受主從機的心跳信號，并根據(jù)兩個CPU板的狀態(tài)分別發(fā)送中斷信號、重啟信號和主機標志信號；通信背板用于各板之間信號的連通，包括CPU板與CPU板、CPU板與電源仲裁板之間的通信，背板上有一塊雙口 RAM (Random Access Memory,隨機存取存儲器)，主要負責雙機通訊，確保采集到的數(shù)據(jù)不會因為主機故障而丟失；CPU板是一個完整的單板計算機，如圖2所示，為本實施例提供的星載計算機中CPU板的電路模塊圖，主要特征如下 CPU 型號為 AT91RM9200，200MIPS@180MHz ；PROM (Programmable Read-Only Memory，可編程只讀存儲器)為32KB ；SRAM(StaticRandom Access Memory，靜態(tài)隨機存取存儲器)為6MB ； FLASH為16MB ；包括各種接口，接口主要用于星載計算機平臺與其他控制平臺的連接，具體包括RS232接口、TAG接口、網(wǎng)口、與外部設備通信的雙CAN總線接口等，該CPU板中還對關鍵器件進行了抗SEL保護；星載計算機還包括機箱，機箱用于固定并安裝星載計算平臺， 規(guī)格為體積長*寬*高為186 X 134X 194mm3，重量為1. 9kgo在星載計算機上運行的程序模塊主要包括衛(wèi)星軌道控制算法模塊、衛(wèi)星姿態(tài)控制算法模塊、遙測和通信程序模塊、 LINUX操作系統(tǒng)和CAN接口程序模塊。步驟104 所述執(zhí)行器模擬器接收所述控制指令，并將該控制指令的數(shù)據(jù)格式轉化為模擬控制指令的數(shù)據(jù)格式，得到所述模擬控制指令，然后根據(jù)所述模擬控制指令和預存的與所述執(zhí)行器模擬器對應的執(zhí)行器的數(shù)學模型進行仿真計算，得到新的控制力信息和新的控制力矩信息，并將該新的控制力信息和新的控制力矩信息發(fā)送給所述動力學仿真服務器。步驟105 所述動力學仿真服務器用接收到的所述新的控制力信息和新的控制力矩信息更新所述初始控制力信息和初始控制力矩信息，然后重復執(zhí)行步驟101-105，直到達到預設仿真時間，結束上述流程。需要說明的是，本實施例提供的衛(wèi)星飛行控制閉環(huán)仿真系統(tǒng)在進行仿真時，仿真系統(tǒng)可以在任意時間判斷是否達到預設仿真時間，如果沒有達到，則重復執(zhí)行仿真過程；如果達到，則結束流程。另外，本實施例提供的衛(wèi)星飛行控制閉環(huán)仿真系統(tǒng)還包括數(shù)據(jù)存儲服務器，所述數(shù)據(jù)存儲服務器與所述星載計算機相連，所述星載計算機將接收到的所述真實測量值以及計算得到的所述控制指令發(fā)送給所述數(shù)據(jù)存儲服務器，由所述數(shù)據(jù)存儲器進行存儲。具體的，數(shù)據(jù)存儲服務器采用PC機構造，其操作系統(tǒng)為Windows XPftOfessional。數(shù)據(jù)存儲服務器通過直通RS232串口線、交叉以太網(wǎng)線與星載計算機相連接。在數(shù)據(jù)存儲服務器上建立一個超級終端，啟動超級終端，給星載計算機上電啟動之后，星載計算機的運行狀態(tài)會在數(shù)據(jù)存儲服務器的超級終端上顯示出來。在數(shù)據(jù)存儲服務器機上安裝一個虛擬機軟件，虛擬機的操作系統(tǒng)為Red Hat9，啟動數(shù)據(jù)存儲服務器機上的虛擬機，把開發(fā)好的衛(wèi)星飛行控制程序復制到虛擬機上，在虛擬機上編譯鏈接飛行控制程序生成一個執(zhí)行程序，把該執(zhí)行程序復制到數(shù)據(jù)存儲服務器機上，啟動數(shù)據(jù)存儲服務器機上的tftp (Trivial FileTransfer Protocol，簡單文件傳輸協(xié)議)，采用tftp將執(zhí)行程序下載到星載計算機的flash模塊上。還包括地面站模擬器，所述地面站模擬器接收該衛(wèi)星飛行控制閉環(huán)仿真系統(tǒng)發(fā)送的當前衛(wèi)星的軌道參數(shù)信息和姿態(tài)四元數(shù)信息，然后，繪制并顯示所接收到的所述當前衛(wèi)星的運動參數(shù)隨時間的變化曲線；和/或所述地面站模擬器接收該衛(wèi)星飛行控制閉環(huán)仿真系統(tǒng)發(fā)送的當前衛(wèi)星的軌道參數(shù)信息和姿態(tài)四元數(shù)信息，然后，存儲并顯示所述執(zhí)行器模擬器輸出給所述仿真服務器的信息；和/或所述地面站模擬器接收該衛(wèi)星飛行控制閉環(huán)仿真系統(tǒng)發(fā)送的當前衛(wèi)星的軌道參數(shù)信息和姿態(tài)四元數(shù)信息，然后，存儲并顯示所述敏感器模擬器輸出給所述星載計算機的信息。具體的，地面站模擬器通過串口線與一個無線網(wǎng)絡收發(fā)器建立連接，從無線網(wǎng)絡收發(fā)器讀取數(shù)據(jù)。另外，在地面站模擬器上安裝了 LabView軟件，使用該軟件來開發(fā)一個圖形化的界面，將各種參數(shù)隨時間變化的曲線繪制出來。本實施例提供的仿真系統(tǒng)還包括CAN轉以太網(wǎng)設備，CAN轉以太網(wǎng)設備具體為 TNode-232，主要實現(xiàn)CAN網(wǎng)和以太網(wǎng)數(shù)據(jù)通信的接口轉換工作。該設備的主要工作是完成接口配置。還包括無線網(wǎng)絡收發(fā)器。具體的，在閉環(huán)仿真回路中可以使用兩個無線網(wǎng)絡收發(fā)器，即第一無線網(wǎng)絡收發(fā)器和第二無線網(wǎng)絡收發(fā)器。其中，第一無線網(wǎng)絡收發(fā)器用于接收CAN總線上需要傳給地面站模擬器的數(shù)據(jù)，然后通過無線網(wǎng)絡發(fā)送給地面站模擬器；第二無線網(wǎng)絡收發(fā)器用于接收來自第一無線網(wǎng)絡收發(fā)器傳輸過來的數(shù)據(jù)，并將該數(shù)據(jù)傳輸給地面站模擬器。還包括高速交換機。具體的，可以采用100M Cisco可配置交換機，用于實現(xiàn)各路數(shù)據(jù)的快速交換。還包括多組輸出直流電源。該電源可以輸出不同幅值的電壓，用于給星載計算機、CAN轉以太網(wǎng)設備、以太網(wǎng)交換機、無線網(wǎng)絡收發(fā)器供電。本實施例中，一方面，敏感器模擬器直接將仿真計算得到的測量值發(fā)送給星載計算機，而星載計算機直接將計算得到的控制指令發(fā)送給執(zhí)行器模擬器，這種設備間通信方式與實際衛(wèi)星控制系統(tǒng)相同，從而提高了仿真可信度；另一方面，敏感器模擬器向星載計算機輸出的真實測量值的數(shù)據(jù)格式與實際敏感器在實際衛(wèi)星控制系統(tǒng)中實際輸出的數(shù)據(jù)格式相同，并且，星載計算機向執(zhí)行器模擬器輸出的控制指令的數(shù)據(jù)格式與實際執(zhí)行器在實際衛(wèi)星控制系統(tǒng)中實際接收到的數(shù)據(jù)格式相同，從而進一步增加了仿真可信度。實施例二本實施例和實施例一的不同在于，本實施例提供的基于部件模擬器的衛(wèi)星飛行控制閉環(huán)仿真系統(tǒng)中，敏感器模擬器包括敏感器仿真服務器和敏感器數(shù)據(jù)接口轉換器，通過敏感器數(shù)據(jù)接口轉換器連接敏感器仿真服務器和星載計算機，敏感器數(shù)據(jù)接口轉換器用于轉換敏感器仿真服務器和星載計算機間通信的數(shù)據(jù)格式；而執(zhí)行器模擬器包括執(zhí)行器仿真服務器和執(zhí)行器數(shù)據(jù)接口轉換器，通過執(zhí)行器數(shù)據(jù)接口轉換器連接執(zhí)行器仿真服務器和星載計算機，執(zhí)行器數(shù)據(jù)接口轉換器用于轉換執(zhí)行器仿真服務器和星載計算機間通信的數(shù)據(jù)格式。
進一步的，由于現(xiàn)有實際衛(wèi)星系統(tǒng)中，星上設備間是通過CAN總線進行數(shù)據(jù)通訊的，也就是說，星上敏感器向星載計算機輸出的數(shù)據(jù)格式為符合CAN協(xié)議的數(shù)據(jù)格式類型， 而星載計算機向星上執(zhí)行器實際輸出的數(shù)據(jù)格式為符合CAN協(xié)議的數(shù)據(jù)格式類型，因此， 本實施例提供的基于部件模擬器的衛(wèi)星飛行控制閉環(huán)仿真系統(tǒng)中，部件模擬器輸出或輸入的數(shù)據(jù)格式以符合CAN協(xié)議的數(shù)據(jù)格式為例進行說明。但需要說明的是，本發(fā)明并不局限于此，當星上設備間采用其他數(shù)據(jù)格式，例如A類數(shù)據(jù)格式進行通訊時，本發(fā)明提供的仿真系統(tǒng)中，部件模擬器輸出或輸入的數(shù)據(jù)格式也可以進行相應的變化，凡是符合該種構想的情況均在本發(fā)明保護范圍之內(nèi)。具體的，本實施例提供的基于部件模擬器的衛(wèi)星飛行控制閉環(huán)仿真系統(tǒng)，應用于包括動力學仿真服務器、敏感器模擬器、執(zhí)行器模擬器和星載計算機的系統(tǒng)中，其中，敏感器模擬器包括敏感器仿真服務器和敏感器數(shù)據(jù)接口轉換器；執(zhí)行器模擬器包括執(zhí)行器仿真服務器和執(zhí)行器數(shù)據(jù)接口轉換器，又由于現(xiàn)有實際衛(wèi)星系統(tǒng)中，星上設備間是通過CAN 總線進行數(shù)據(jù)通訊的，因此，本實施例中，以敏感器數(shù)據(jù)接口轉換器為敏感器以太網(wǎng)/CAN 數(shù)據(jù)接口轉換器，執(zhí)行器數(shù)據(jù)接口轉換器為執(zhí)行器以太網(wǎng)/CAN數(shù)據(jù)接口轉換器為例進行說明，如圖3所示，為本發(fā)明實施例二提供的基于部件模擬器的衛(wèi)星飛行控制閉環(huán)仿真系統(tǒng)的結構示意圖，具體包括以下步驟步驟201，動力學仿真服務器根據(jù)預存的衛(wèi)星動力學數(shù)學模型以及初始控制力信息和初始控制力矩信息計算得到當前衛(wèi)星的軌道參數(shù)信息和姿態(tài)四元數(shù)信息，并將該軌道參數(shù)信息和姿態(tài)四元數(shù)信息發(fā)送給所述敏感器模擬器。本發(fā)明中，敏感器模擬器包括敏感器仿真服務器和敏感器數(shù)據(jù)接口轉換器，所以，本步驟中，動力學仿真服務器是將軌道參數(shù)信息和姿態(tài)四元數(shù)信息發(fā)送給敏感器模擬器中的敏感器仿真服務器。步驟202，敏感器仿真服務器根據(jù)接收到的所述軌道參數(shù)信息和姿態(tài)四元數(shù)信息和預存的與所述敏感器模擬器對應的敏感器的數(shù)學模型進行仿真計算，得到所述敏感器的模擬測量值，并將該模擬測量值發(fā)送給敏感器以太網(wǎng)/CAN數(shù)據(jù)接口轉換器。其中，在衛(wèi)星仿真系統(tǒng)中，模擬測量值的數(shù)據(jù)格式為符合以太網(wǎng)協(xié)議的數(shù)據(jù)格式； 而真實測量值的數(shù)據(jù)格式為符合CAN協(xié)議的數(shù)據(jù)格式，因此，敏感器以太網(wǎng)/CAN數(shù)據(jù)接口轉換器用于將符合以太網(wǎng)協(xié)議的數(shù)據(jù)格式轉化為符合CAN協(xié)議的數(shù)據(jù)格式。另外，由于在實際衛(wèi)星系統(tǒng)中，敏感器可以為多類，例如星敏感器、太陽敏感器、 磁強計、光纖陀螺、GPS中的一種或幾種，因此，本步驟中，敏感器仿真服務器基于不同的敏感器的數(shù)學模型，可以計算得到不同敏感器的模擬測量值，例如星敏感器模擬測量值、太陽敏感器模擬測量值、磁強計模擬測量值、光纖陀螺模擬測量值、GPS模擬測量值等，然后將這些不同類的模擬測量值可以發(fā)送給同一個敏感器以太網(wǎng)/CAN數(shù)據(jù)接口轉換器，也可以分別發(fā)送給對應的敏感器以太網(wǎng)/CAN數(shù)據(jù)接口轉換器。也就是說，本發(fā)明提供的敏感器以太網(wǎng)/CAN數(shù)據(jù)接口轉換器既可以將屬于同一類敏感器的符合以太網(wǎng)協(xié)議的數(shù)據(jù)格式轉化為符合CAN協(xié)議的數(shù)據(jù)格式，也可以將屬于不同類敏感器的符合以太網(wǎng)協(xié)議的數(shù)據(jù)格式轉化為符合CAN協(xié)議的數(shù)據(jù)格式。為方便說明，下面將符合以太網(wǎng)協(xié)議的數(shù)據(jù)格式的數(shù)據(jù)簡稱為以太網(wǎng)數(shù)據(jù)，將符合CAN協(xié)議的數(shù)據(jù)格式的數(shù)據(jù)簡單為CAN數(shù)據(jù)。例如敏感器仿真服務器基于預存的太陽敏感器的數(shù)學模型進行仿真計算，得到太陽敏感器的以太網(wǎng)數(shù)據(jù)，基于預存的星敏感器的數(shù)學模型進行仿真計算，得到星敏感器的以太網(wǎng)數(shù)據(jù)，則太陽敏感器的以太網(wǎng)數(shù)據(jù)和星敏感器的以太網(wǎng)數(shù)據(jù)可以通過以下兩種方式進行發(fā)送(一)只設置一個敏感器以太網(wǎng)/CAN數(shù)據(jù)接口轉換器，則太陽敏感器的以太網(wǎng)數(shù)據(jù)和星敏感器的以太網(wǎng)數(shù)據(jù)均發(fā)送給該敏感器以太網(wǎng)/CAN數(shù)據(jù)接口轉換器，該敏感器以太網(wǎng)/CAN數(shù)據(jù)接口轉換器既將太陽敏感器的以太網(wǎng)數(shù)據(jù)轉化為CAN數(shù)據(jù)，同時也將星敏感器的以太網(wǎng)數(shù)據(jù)轉化為CAN數(shù)據(jù)。(二)分別設置太陽敏感器以太網(wǎng)/CAN數(shù)據(jù)接口轉換器和星敏感器以太網(wǎng)/CAN數(shù)據(jù)接口轉換器，由太陽敏感器以太網(wǎng)/CAN數(shù)據(jù)接口轉換器將太陽敏感器的以太網(wǎng)數(shù)據(jù)轉化為CAN數(shù)據(jù)，由星敏感器以太網(wǎng)/CAN數(shù)據(jù)接口轉換器將星敏感器的以太網(wǎng)數(shù)據(jù)轉化為CAN數(shù)據(jù)，但需要說明的是，太陽敏感器以太網(wǎng)/CAN數(shù)據(jù)接口轉換器和星敏感器以太網(wǎng)/CAN數(shù)據(jù)接口轉換器的硬件相同，區(qū)別僅在于傳輸內(nèi)容的不同。步驟203 敏感器以太網(wǎng)/CAN數(shù)據(jù)接口轉換器將接收到的所述模擬測量值轉化為真實格式模擬測量值，并將該真實格式模擬測量值發(fā)送給所述星載計算機。具體的，敏感器以太網(wǎng)/CAN數(shù)據(jù)接口轉換器將接收到的以太網(wǎng)數(shù)據(jù)轉化為CAN數(shù)據(jù)，然后將該CAN數(shù)據(jù)發(fā)送給星載計算機。因此，敏感器以太網(wǎng)/CAN數(shù)據(jù)接口轉換器發(fā)送給星載計算機的數(shù)據(jù)為CAN數(shù)據(jù)， 與實際衛(wèi)星系統(tǒng)中，敏感器向星載計算機輸出的數(shù)據(jù)格式相同，從而提高了仿真可信度。步驟204:星載計算機接收所述真實格式模擬測量值，并根據(jù)預存的衛(wèi)星目標姿態(tài)信息和衛(wèi)星目標軌道信息以及控制算法進行計算，得到控制指令，并將該控制指令發(fā)送給執(zhí)行器以太網(wǎng)/CAN數(shù)據(jù)接口轉換器。其中，星載計算機仿真計算，得到的控制指令為符合CAN協(xié)議的控制指令，以下簡稱CAN控制指令。也就是說，執(zhí)行器以太網(wǎng)/CAN數(shù)據(jù)接口轉換器接收到的來自星載計算機的控制指令為CAN控制指令，與實際執(zhí)行器在實際衛(wèi)星控制系統(tǒng)中實際接收到的數(shù)據(jù)格式的類型相同，從而提高仿真可信度。與敏感器以太網(wǎng)/CAN數(shù)據(jù)接口轉換器可以為一個或多個相同，本實施例提供的執(zhí)行器以太網(wǎng)/CAN數(shù)據(jù)接口轉換器也可以為一個或多個。具體的，由于在實際衛(wèi)星系統(tǒng)中，執(zhí)行器可以為多類，例如動量輪、磁力矩器、推力器等，因此，本步驟中，星載計算機根據(jù)要控制的執(zhí)行器的類別的不同，得到對不同類執(zhí)行器的控制指令后，可以發(fā)送給同一個執(zhí)行器以太網(wǎng)/CAN數(shù)據(jù)接口轉換器，也可以發(fā)送給對應的執(zhí)行器以太網(wǎng)/CAN數(shù)據(jù)接口轉換器。也就是說，本發(fā)明提供的執(zhí)行器以太網(wǎng)/CAN 數(shù)據(jù)接口轉換器既可以將屬于同一類執(zhí)行器的CAN控制指令轉化為以太網(wǎng)控制指令，也可以將屬于不同類執(zhí)行器的CAN控制指令轉化為以太網(wǎng)控制指令，其中，以太網(wǎng)控制指令代表符合以太網(wǎng)協(xié)議的控制指令。例如星載計算機根據(jù)要控制的執(zhí)行器的類別，得到對磁力矩器的CAN控制指令和對推力器的CAN控制指令，則對磁力矩器的CAN控制指令和對推力器的CAN控制指令可以通過以下兩種方式進行發(fā)送(一)只設置一個執(zhí)行器以太網(wǎng)/CAN數(shù)據(jù)接口轉換器，則對磁力矩器的CAN控制指令和對推力器的CAN控制指令均發(fā)送給該執(zhí)行器以太網(wǎng)/CAN數(shù)據(jù)接口轉換器，由該執(zhí)行器以太網(wǎng)/CAN數(shù)據(jù)接口轉換器既將對磁力矩器的CAN控制指令轉化為以太網(wǎng)控制指令，同時也將對推力器的CAN控制指令轉化為以太網(wǎng)控制指令。(二)分別設置磁力矩器以太網(wǎng)/CAN數(shù)據(jù)接口轉換器和推力器以太網(wǎng)/CAN數(shù)據(jù)接口轉換器，由磁力矩器以太網(wǎng)/CAN數(shù)據(jù)接口轉換器將對磁力矩器的CAN控制指令轉化為以太網(wǎng)控制指令， 由推力器以太網(wǎng)/CAN數(shù)據(jù)接口轉換器將對推力器的CAN控制指令轉化為以太網(wǎng)控制指令， 但需要說明的是，磁力矩器以太網(wǎng)/CAN數(shù)據(jù)接口轉換器和推力器以太網(wǎng)/CAN數(shù)據(jù)接口轉換器的硬件相同，區(qū)別僅在于傳輸內(nèi)容的不同。進一步的，本實施例提供的執(zhí)行器以太網(wǎng)/ CAN數(shù)據(jù)接口轉換器和敏感器以太網(wǎng)/CAN數(shù)據(jù)接口轉換器可以為同一個硬件設備，也可以為不同的硬件設備。步驟205 執(zhí)行器以太網(wǎng)/CAN數(shù)據(jù)接口轉換器接收來自星載計算機的CAN控制指令，并將CAN控制指令轉化為以太網(wǎng)控制指令，然后根據(jù)所述以太網(wǎng)控制指令和預存的所述執(zhí)行器的數(shù)學模型進行仿真計算，得到新的控制力信息和新的控制力矩信息，并將該新的控制力信息和新的控制力矩信息發(fā)送給所述動力學仿真服務器。步驟206 所述動力學仿真服務器用接收到的所述新的控制力信息和新的控制力矩信息更新所述初始控制力信息和初始控制力矩信息，然后重復執(zhí)行步驟201-205，直到達到預設仿真時間，結束上述流程。因此，本實施例提供的基于部件模擬器的衛(wèi)星飛行控制閉環(huán)仿真系統(tǒng)中，敏感器模擬器包括敏感器仿真服務器和敏感器數(shù)據(jù)接口轉換器，其中，敏感器數(shù)據(jù)接口轉換器為敏感器以太網(wǎng)/CAN數(shù)據(jù)接口轉換器，用于將來自敏感器仿真服務器的以太網(wǎng)數(shù)據(jù)轉化為 CAN數(shù)據(jù)，并將該CAN數(shù)據(jù)上傳給星載計算機；而執(zhí)行器模擬器包括執(zhí)行器仿真服務器和執(zhí)行器數(shù)據(jù)接口轉換器，其中，執(zhí)行器數(shù)據(jù)接口轉換器為執(zhí)行器以太網(wǎng)/CAN數(shù)據(jù)接口轉換器，用于將來自星載計算機的CAN控制指令轉化為以太網(wǎng)控制指令，并將該以太網(wǎng)控制指令上傳給執(zhí)行器仿真服務器。因此，本實施例實現(xiàn)了敏感器模擬器向星載計算機輸出的數(shù)據(jù)格式與實際衛(wèi)星系統(tǒng)中敏感器輸出的數(shù)據(jù)格式相同，而執(zhí)行器模擬器接收的來自星載計算機的數(shù)據(jù)格式與實際衛(wèi)星系統(tǒng)中執(zhí)行器輸入的數(shù)據(jù)格式相同，從而提高了仿真可信度。
權利要求
1.一種基于部件模擬器的衛(wèi)星飛行控制閉環(huán)仿真系統(tǒng)，其特征在于，應用于包括動力學仿真服務器、敏感器模擬器、執(zhí)行器模擬器和星載計算機的系統(tǒng)中，包括以下步驟(1)所述動力學仿真服務器根據(jù)預存的衛(wèi)星動力學數(shù)學模型以及初始控制力信息和初始控制力矩信息計算得到當前衛(wèi)星的軌道參數(shù)信息和姿態(tài)四元數(shù)信息，并將該軌道參數(shù)信息和姿態(tài)四元數(shù)信息發(fā)送給所述敏感器模擬器；(2)所述敏感器模擬器接收所述軌道參數(shù)信息和姿態(tài)四元數(shù)信息，并結合與所述敏感器模擬器對應的敏感器數(shù)學模型進行仿真計算，得到所述敏感器的模擬測量值，并將該模擬測量值的數(shù)據(jù)格式轉化為真實測量值的數(shù)據(jù)格式，得到真實格式模擬測量值，并將該真實格式模擬測量值發(fā)送給所述星載計算機；其中，所述真實格式模擬測量值的數(shù)據(jù)格式為實際敏感器在實際衛(wèi)星控制系統(tǒng)中實際輸出的數(shù)據(jù)格式；(3)所述星載計算機接收所述真實格式模擬測量值，并根據(jù)預存的衛(wèi)星目標姿態(tài)信息和/或衛(wèi)星目標軌道信息以及控制算法進行計算，得到控制指令，并將該控制指令發(fā)送給所述執(zhí)行器模擬器；其中，所述控制指令的數(shù)據(jù)格式為實際執(zhí)行器在實際衛(wèi)星控制系統(tǒng)中實際接收到的數(shù)據(jù)格式；(4)所述執(zhí)行器模擬器接收所述控制指令，并將該控制指令的數(shù)據(jù)格式轉化為模擬控制指令的數(shù)據(jù)格式，得到所述模擬控制指令，然后根據(jù)所述模擬控制指令和預存的與所述執(zhí)行器模擬器對應的執(zhí)行器的數(shù)學模型進行仿真計算，得到新的控制力信息和新的控制力矩信息，并將該新的控制力信息和新的控制力矩信息發(fā)送給所述動力學仿真服務器；(5)所述動力學仿真服務器用接收到的所述新的控制力信息和新的控制力矩信息更新所述初始控制力信息和初始控制力矩信息，然后重復執(zhí)行步驟(1)-(5)，直到達到預設仿真時間，結束上述流程。
2.根據(jù)權利要求1所述的系統(tǒng)，其特征在于，步驟(1)中所述衛(wèi)星動力學數(shù)學模型包括衛(wèi)星姿態(tài)動力學模型和衛(wèi)星軌道動力學模型。
3.根據(jù)權利要求1所述的系統(tǒng)，其特征在于，步驟(2)中所述模擬測量值的數(shù)據(jù)格式為符合以太網(wǎng)協(xié)議的數(shù)據(jù)格式；所述真實格式模擬測量值的數(shù)據(jù)格式為符合CAN協(xié)議的數(shù)據(jù)格式；步驟C3)中所述控制指令的數(shù)據(jù)格式為符合CAN協(xié)議的數(shù)據(jù)格式，步驟(4)中所述模擬控制指令的數(shù)據(jù)格式為符合以太網(wǎng)協(xié)議的數(shù)據(jù)格式。
4.根據(jù)權利要求1所述的系統(tǒng)，其特征在于，所述敏感器模擬器包括星敏感器模擬器、太陽敏感器模擬器、磁強計模擬器、光纖陀螺模擬器、GPS模擬器中的一種或幾種；所述執(zhí)行器模擬器包括飛輪模擬器、磁力矩器模擬器、推力器模擬器中的一種或幾種。
5.根據(jù)權利要求1所述的系統(tǒng)，其特征在于，所述敏感器模擬器包括敏感器仿真服務器和敏感器數(shù)據(jù)接口轉換器；所述敏感器仿真服務器用于將接收到的來自所述動力學仿真服務器的所述軌道參數(shù)信息和姿態(tài)四元數(shù)信息結合預存的與所述敏感器模擬器對應的敏感器的數(shù)學模型進行仿真計算，得到所述敏感器的模擬測量值，并將該模擬測量值發(fā)送給所述敏感器數(shù)據(jù)接口轉換器；所述敏感器數(shù)據(jù)接口轉換器用于將接收到的所述模擬測量值轉化為真實格式模擬測量值，并將該真實格式模擬測量值發(fā)送給所述星載計算機。
6.根據(jù)權利要求5所述的系統(tǒng)，其特征在于，所述敏感器數(shù)據(jù)接口轉換器為單個或多個；每一個敏感器數(shù)據(jù)接口轉換器用于將屬于同一類敏感器的模擬測量值的數(shù)據(jù)格式轉化為真實格式模擬測量值的數(shù)據(jù)格式和/或每一個敏感器數(shù)據(jù)接口轉換器用于將屬于不同類敏感器的模擬測量值的數(shù)據(jù)格式轉化為真實格式模擬測量值的數(shù)據(jù)格式。
7.根據(jù)權利要求1所述的系統(tǒng)，其特征在于，所述執(zhí)行器模擬器包括執(zhí)行器仿真服務器和執(zhí)行器數(shù)據(jù)接口轉換器；所述執(zhí)行器數(shù)據(jù)接口轉換器用于接收來自所述星載計算機的控制指令，并將該控制指令的數(shù)據(jù)格式轉化為模擬控制指令的數(shù)據(jù)格式，得到所述模擬控制指令，然后將該模擬控制指令發(fā)送給所述執(zhí)行器仿真服務器；所述執(zhí)行器仿真服務器用于接收來自所述執(zhí)行器數(shù)據(jù)接口轉換器的模擬控制指令，然后根據(jù)所述模擬控制指令和預存的所述執(zhí)行器的數(shù)學模型進行仿真計算，得到新的控制力信息和新的控制力矩信息，并將該新的控制力信息和新的控制力矩信息發(fā)送給所述動力學仿真服務器。
8.根據(jù)權利要求7所述的系統(tǒng)，其特征在于，所述執(zhí)行器數(shù)據(jù)接口轉換器為單個或多個；每一個執(zhí)行器數(shù)據(jù)接口轉換器用于將屬于同一類執(zhí)行器的控制指令的數(shù)據(jù)格式轉化為模擬控制指令的數(shù)據(jù)格式和/或每一個執(zhí)行器數(shù)據(jù)接口轉換器用于將屬于不同類執(zhí)行器的控制指令的數(shù)據(jù)格式轉化為模擬控制指令的數(shù)據(jù)格式。
9.根據(jù)權利要求1-8任一項所述的系統(tǒng)，其特征在于，還包括數(shù)據(jù)存儲服務器，所述數(shù)據(jù)存儲服務器與所述星載計算機相連，所述星載計算機將接收到的所述真實格式模擬測量值以及計算得到的所述控制指令發(fā)送給所述數(shù)據(jù)存儲服務器，由所述數(shù)據(jù)存儲器進行存儲。
10.根據(jù)權利要求1-8任一項所述的系統(tǒng)，其特征在于，還包括地面站模擬器，所述地面站模擬器接收該衛(wèi)星飛行控制閉環(huán)仿真系統(tǒng)發(fā)送的當前衛(wèi)星的軌道參數(shù)信息和姿態(tài)四元數(shù)信息，然后，繪制并顯示所接收到的所述當前衛(wèi)星的運動參數(shù)隨時間的變化曲線；和/ 或所述地面站模擬器接收該衛(wèi)星飛行控制閉環(huán)仿真系統(tǒng)發(fā)送的當前衛(wèi)星的軌道參數(shù)信息和姿態(tài)四元數(shù)信息，然后，存儲并顯示所述執(zhí)行器模擬器輸出給所述仿真服務器的信息；和 /或所述地面站模擬器接收該衛(wèi)星飛行控制閉環(huán)仿真系統(tǒng)發(fā)送的當前衛(wèi)星的軌道參數(shù)信息和姿態(tài)四元數(shù)信息，然后，存儲并顯示所述敏感器模擬器輸出給所述星載計算機的信息。
全文摘要
本發(fā)明提供一種基于部件模擬器的衛(wèi)星飛行控制閉環(huán)仿真系統(tǒng)，應用于包括動力學仿真服務器、敏感器模擬器、執(zhí)行器模擬器和星載計算機的系統(tǒng)中，其中，敏感器模擬器向星載計算機輸出的數(shù)據(jù)格式與實際敏感器向星載計算機輸出的數(shù)據(jù)格式相同，而且，執(zhí)行器模擬器接收的來自星載計算機數(shù)據(jù)的格式，即執(zhí)行器輸入的數(shù)據(jù)格式與實際執(zhí)行器輸入的數(shù)據(jù)格式相同，所以能有效提高衛(wèi)星飛行控制閉環(huán)仿真系統(tǒng)的仿真可信度，又由于所采用的為部件模擬器，而不是采用的真實物理器件，所以又具有仿真系統(tǒng)成本低、復雜度低的優(yōu)點，同時還具有通用性強、靈活性強、自動化程度高的特點，因此，能有效縮短衛(wèi)星的研制周期，減少衛(wèi)星的研制成本。
文檔編號G05B17/02GK102411313SQ20111036321
公開日2012年4月11日 申請日期2011年11月16日 優(yōu)先權日2011年11月16日
發(fā)明者黨朝輝, 安梅巖, 張育林, 楊雪榕, 王兆魁, 范麗, 項軍華 申請人:清華大學