本發(fā)明關(guān)于一種衛(wèi)星半物理快速仿真方法，具體是指一種基于狀態(tài)平穩(wěn)切換的半物理快速仿真方法，涉及到半物理仿真系統(tǒng)中動力學(xué)需要從一種實時仿真狀態(tài)切換至另一個新的實時仿真狀態(tài)，并在新的狀態(tài)下繼續(xù)運(yùn)行，而且在這兩種仿真狀態(tài)之間切換將不會引起整個半物理仿真系統(tǒng)的狀態(tài)的非預(yù)期突變。

背景技術(shù)：

對于某些傾斜軌道，太陽高度角變化范圍可以從-90度至90度。在太陽高度角處于不同的角度區(qū)間內(nèi)，衛(wèi)星控制方案也是不同的，為了考核衛(wèi)星在各個太陽高度角區(qū)間的控制方案以及控制方案切換過程是否正確，需要用半物理仿真的方式對設(shè)計方案進(jìn)行驗證，而且試驗期間不能影響試驗流程及狀態(tài)。如果按照傳統(tǒng)的半物理仿真方式，并且太陽高度角需要從-90度變化至90度，在達(dá)到上述條件的情況下，整個仿真過程一般需要幾個月的時間，這在時間和人力成本上是不可接受的，而且也是沒有必要的。

現(xiàn)有技術(shù)中，進(jìn)行快速仿真的方式有兩種：一種是超實時仿真，通過加快仿真速度實現(xiàn)快速仿真；另外一種是狀態(tài)切換仿真，在特定的點，需要改變切換模式時，將仿真狀態(tài)切換至需要的狀態(tài)，實現(xiàn)快速仿真。

對于半物理系統(tǒng)，各種星上單機(jī)的時序需要嚴(yán)格的實時環(huán)境，這就決定了通過超實時仿真的方式實現(xiàn)半物理系統(tǒng)快速仿真是不現(xiàn)實的，因此僅能選擇通過狀態(tài)切換方式實現(xiàn)半物理系統(tǒng)的快速仿真，從而達(dá)到半物理快速仿真的目的。

技術(shù)實現(xiàn)要素：

本發(fā)明的目的在于提供一種基于狀態(tài)平穩(wěn)切換的半物理快速仿真方法，在半物理仿真切換過程中實現(xiàn)實時/超實時無縫連接，保證動力學(xué)的連續(xù)性，使得切換前后的兩個狀態(tài)平穩(wěn)過渡。

為了達(dá)到上述目的，本發(fā)明提供一種基于狀態(tài)平穩(wěn)切換的半物理快速仿真方法，包含以下步驟：

S1、根據(jù)仿真驗證的目的，選定需要待修改的物理量；

S2、判斷待修改的物理量是否為動力學(xué)積分量；如是，則繼續(xù)S4；如否，則繼續(xù)S3；

S3、將待修改的物理量轉(zhuǎn)換為對應(yīng)的動力學(xué)積分量；

S4、在一定時間范圍內(nèi)通過開關(guān)控制以修改動力學(xué)積分量，完成半物理仿真過程中的狀態(tài)平穩(wěn)切換。

進(jìn)一步，本發(fā)明所述的基于狀態(tài)平穩(wěn)切換的半物理快速仿真方法，適用于根據(jù)太陽高度角來進(jìn)行狀態(tài)切換的半物理快速仿真試驗，并需要在1s時間內(nèi)完成以保證連續(xù)性和平穩(wěn)性。

所述的S1中，選定需要待修改的物理量為衛(wèi)星軌道升交點，其是半物理快速仿真試驗中的軌道六要素之一。

所述的S2中，判斷得到所述的衛(wèi)星軌道升交點并非為動力學(xué)積分量。

所述的S3中，需將衛(wèi)星軌道升交點轉(zhuǎn)換為對應(yīng)的軌道位置速度，具體包含以下步驟：

S31、需要進(jìn)行狀態(tài)切換時，設(shè)置衛(wèi)星軌道升交點的赤經(jīng)目標(biāo)值；

S32、切換第一激勵信號，使該衛(wèi)星軌道升交點的赤經(jīng)目標(biāo)值作為理想值輸出；

S33、將S32中獲取的衛(wèi)星軌道升交點的赤經(jīng)理想值與實時計算得到的其他軌道五要素組合，形成新的軌道六要素；

S34、切換第二激勵信號，利用新的軌道六要素計算得到新的軌道位置速度。

所述的衛(wèi)星軌道升交點的赤經(jīng)目標(biāo)值、第一激勵信號以及第二激勵信號，通過手動操作控制，或者通過程控方式操作控制。

所述的S4中，具體包含以下步驟：

S41、切換第三激勵信號，以S34中獲取的新的軌道位置速度作為新的積分初值并在此基礎(chǔ)上繼續(xù)積分，實現(xiàn)半物理快速仿真試驗的狀態(tài)切換；

S42、依次再次切換第三激勵信號、第一激勵信號和第二激勵信號，使半物理快速仿真試驗在狀態(tài)切換之后繼續(xù)進(jìn)行。

所述的第三激勵信號，通過手動操作控制，或者通過程控方式操作控制。

綜上所述，本發(fā)明提供的本發(fā)明提供的基于狀態(tài)平穩(wěn)切換的半物理快速仿真方法，在半物理仿真切換過程中實現(xiàn)實時/超實時無縫連接，與現(xiàn)有技術(shù)相比，具有以下有益效果：

1、保留了傳統(tǒng)的半物理仿真功能，可以用于衛(wèi)星穩(wěn)態(tài)控制方案的系統(tǒng)閉環(huán)試驗驗證；

2、可根據(jù)需要，模擬衛(wèi)星控制方案切換的邊界條件，用于驗證衛(wèi)星控制方案切換過程的正確性；

3、可在切換后的新狀態(tài)下，對新的控制方案能否長期穩(wěn)定工作進(jìn)行試驗驗證；

4、在試驗期間，姿軌控星載軟件和星載單機(jī)均不需要進(jìn)行關(guān)機(jī)等特殊動作，保證試驗過程與真實在軌狀態(tài)一致；

5、半物理仿真過程中，狀態(tài)切換的時機(jī)具有可操縱性，可以根據(jù)需要選擇是否進(jìn)行快速仿真。

附圖說明

圖1為本發(fā)明中衛(wèi)星姿軌控系統(tǒng)的半物理仿真試驗系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)示意圖；

圖2為本發(fā)明中基于狀態(tài)平穩(wěn)切換的半物理快速仿真方法的流程圖；

圖3為本發(fā)明中獲取衛(wèi)星軌道升交點的赤經(jīng)目標(biāo)值的模型示意圖；

圖4為本發(fā)明中獲取新的軌道位置速度的模型示意圖；

圖5為本發(fā)明中用于動力學(xué)軌道狀態(tài)切換的積分模型示意圖。

具體實施方式

以下結(jié)合圖1～圖5，詳細(xì)說明本發(fā)明的一個優(yōu)選實施例。

如圖1所示，為本發(fā)明中衛(wèi)星姿軌控系統(tǒng)的半物理仿真試驗系統(tǒng)，其包含：動力學(xué)目標(biāo)機(jī)，與動力學(xué)目標(biāo)機(jī)連接的動力學(xué)轉(zhuǎn)發(fā)機(jī)，通過環(huán)境模擬設(shè)備（簡稱環(huán)模設(shè)備）與動力學(xué)轉(zhuǎn)發(fā)機(jī)連接的多個星上敏感器，與星上敏感器連接的數(shù)管計算機(jī)，分別與動力學(xué)轉(zhuǎn)發(fā)機(jī)、星上敏感器以及數(shù)管計算機(jī)連接的衛(wèi)星姿軌控計算機(jī)，分別與動力學(xué)目標(biāo)機(jī)以及衛(wèi)星姿軌控計算機(jī)連接的星上執(zhí)行器，與動力學(xué)目標(biāo)機(jī)連接的遠(yuǎn)程控制機(jī)。

其中，所述的動力學(xué)目標(biāo)機(jī)一般是嵌入式實時仿真平臺，將動力學(xué)模型加載至此動力學(xué)目標(biāo)機(jī)后運(yùn)行，用于接收星上執(zhí)行器向其發(fā)送的單機(jī)地測口信息，并結(jié)合當(dāng)前動力學(xué)狀態(tài)，將動力學(xué)狀態(tài)遞推，在運(yùn)行過程中將有用的數(shù)據(jù)組包形成數(shù)據(jù)包并發(fā)送給動力學(xué)轉(zhuǎn)發(fā)機(jī)；所述的動力學(xué)轉(zhuǎn)發(fā)機(jī)接收由動力學(xué)目標(biāo)機(jī)發(fā)送的數(shù)據(jù)包，經(jīng)中轉(zhuǎn)后將數(shù)據(jù)包發(fā)送至環(huán)模設(shè)備；每個所述的星上敏感器分別與環(huán)模設(shè)備物理對接后受其激勵，產(chǎn)生相應(yīng)的數(shù)據(jù)信號并形成數(shù)據(jù)包，通過星上接口發(fā)送至數(shù)管計算機(jī)或衛(wèi)星姿軌控計算機(jī)；所述的數(shù)管計算機(jī)是衛(wèi)星上負(fù)責(zé)數(shù)據(jù)接收及處理的計算機(jī)，其將接收到的數(shù)據(jù)包通過初步處理后，發(fā)送給衛(wèi)星姿軌控計算機(jī)；所述的衛(wèi)星姿軌控計算機(jī)是衛(wèi)星上負(fù)責(zé)姿態(tài)及軌道控制的計算機(jī)，其不僅接收由數(shù)管計算機(jī)向其發(fā)送的數(shù)據(jù)，同時也負(fù)責(zé)接收部分由星上敏感器發(fā)送的數(shù)據(jù)，以及由動力學(xué)轉(zhuǎn)發(fā)機(jī)發(fā)送的數(shù)據(jù)，并根據(jù)接收到的數(shù)據(jù)生成衛(wèi)星執(zhí)行指令，是衛(wèi)星控制系統(tǒng)的核心；所述的星上執(zhí)行器接收衛(wèi)星姿軌控計算機(jī)發(fā)送的衛(wèi)星執(zhí)行指令并執(zhí)行，同時向衛(wèi)星姿軌控計算機(jī)反饋星上執(zhí)行器在執(zhí)行指令過程中的信息，并通過地測口向動力學(xué)目標(biāo)機(jī)傳輸單機(jī)地測口信息；所述的遠(yuǎn)程控制機(jī)是負(fù)責(zé)對動力學(xué)目標(biāo)機(jī)進(jìn)行控制的計算機(jī)，為其提供初始參數(shù)及修改參數(shù)，是操作人員與動力學(xué)目標(biāo)機(jī)交互的媒介。

所述的衛(wèi)星姿軌控系統(tǒng)的半物理仿真試驗系統(tǒng)中，星上敏感器、數(shù)管計算機(jī)、衛(wèi)星姿軌控計算機(jī)以及星上執(zhí)行器應(yīng)該是設(shè)置在衛(wèi)星上的真實單機(jī)，在進(jìn)行半物理仿真試驗時，除了衛(wèi)星姿軌控計算機(jī)外，一般可以根據(jù)實際需要，用模擬設(shè)備進(jìn)行替代。

而實現(xiàn)本發(fā)明的核心點在于“動力學(xué)目標(biāo)機(jī)”這一環(huán)節(jié)。通過狀態(tài)切換方式實現(xiàn)快速仿真，在動力學(xué)上來講，本質(zhì)上就是通過一瞬間修改動力學(xué)相關(guān)物理量的積分初值，從而達(dá)到狀態(tài)改變的目的。而需要修改積分初值的物理量，會根據(jù)不同的半物理試驗系統(tǒng)有不同的要求。因此，本發(fā)明的核心技術(shù)是：如何在半物理仿真正在進(jìn)行時，修改動力學(xué)相關(guān)物理量的積分初值，并且不會影響整個動力學(xué)系統(tǒng)的穩(wěn)定性，即各種環(huán)境模擬設(shè)備受到動力學(xué)的操縱，但不會影響整個半物理仿真試驗方案的驗證。

對于半物理仿真試驗系統(tǒng)而言，仿真驗證的目的不同，其需要在線修改的動力學(xué)物理量也不一樣。一般而言，在能滿足半物理仿真試驗要求的前提下，會以盡量少改變物理量為目標(biāo)，一方面可以在原理上突顯物理量切換的物理意義，另一方面有利于半物理仿真試驗的當(dāng)前狀態(tài)最大程度上保證連續(xù)性。

值得注意的問題是，如果待修改的物理量并不是動力學(xué)用于積分的物理量本身，即使在一個節(jié)拍進(jìn)行了修改，到下一節(jié)拍又會被原來遞推的值覆蓋掉，所以修改是沒有意義的。因此，必須如圖2所示，需要先相應(yīng)地將這個待修改物理量轉(zhuǎn)換為其它相關(guān)的、用于動力學(xué)積分的物理量，再對其進(jìn)行修改，以進(jìn)行動力學(xué)物理量狀態(tài)的平穩(wěn)切換。

不失一般性，仍以本發(fā)明背景技術(shù)中提到的太陽高度角狀態(tài)切換來進(jìn)行說明，經(jīng)分析，僅需要修改衛(wèi)星軌道升交點的赤經(jīng)就可以實現(xiàn)太陽高度角的狀態(tài)切換，所以，選定待修改的物理量為衛(wèi)星軌道升交點，具體切換步驟如下：

S1、根據(jù)選定的待修改的物理量為衛(wèi)星軌道升交點，確定待修改的動力學(xué)積分量；

具體的，由于需要根據(jù)太陽高度角切換狀態(tài)，因此確定待修改的物理量為衛(wèi)星軌道升交點，其是經(jīng)典的軌道六要素之一，是從軌道位置速度信息轉(zhuǎn)換得到的。而所述的軌道位置速度就是動力學(xué)積分量。因此，如圖2所示，確定需要先將衛(wèi)星軌道升交點轉(zhuǎn)換為動力學(xué)的軌道位置速度。

S2、獲取衛(wèi)星軌道升交點的赤經(jīng)目標(biāo)值；

如圖3所示，該模型用于實現(xiàn)衛(wèi)星軌道升交點的赤經(jīng)理想值Ω的獲取。其中Ω_realtime是正常的動力學(xué)運(yùn)行得到的衛(wèi)星軌道升交點的赤經(jīng)，Ω_input是外部輸入的衛(wèi)星軌道升交點的赤經(jīng)目標(biāo)值；通過改變Ω_NewInitial這個激勵信號來切換所獲取的衛(wèi)星軌道升交點的赤經(jīng)的不同來源，從而得到衛(wèi)星軌道升交點的赤經(jīng)理想值Ω。所述的Ω為中間參數(shù)，用于后續(xù)進(jìn)一步計算新的軌道位置速度。

本實施例中，在正常的動力學(xué)運(yùn)行情況下，激勵信號Ω_NewInitial=0，衛(wèi)星軌道升交點的赤經(jīng)理想值Ω選擇正常遞推得到的Ω_realtime。當(dāng)需要進(jìn)行狀態(tài)切換仿真時，需要注入衛(wèi)星軌道升交點的赤經(jīng)目標(biāo)值時，因此設(shè)置激勵信號Ω_NewInitial=1，此時衛(wèi)星軌道升交點的赤經(jīng)理想值Ω選擇外部輸入的目標(biāo)值Ω_input。

在具體的應(yīng)用過程中，Ω_NewInitial和Ω_input可以通過手動操作控制，也可以通過程控方式進(jìn)行操作控制。

S3、新的軌道位置速度的生成

如圖4所示，該模型用于實現(xiàn)新的軌道位置速度RV_new的獲取。其中，將S2中獲取的衛(wèi)星軌道升交點的赤經(jīng)目標(biāo)值Ω_input與實時計算得到的其他軌道五要素組合，形成新的軌道六要素Orbit_new。通過改變RV_NewInitial這個激勵信號來切換所獲取的軌道六要素的不同來源，并根據(jù)對應(yīng)獲取的軌道六要素計算得到新的軌道位置速度RV_new。所述的RV_new為中間參數(shù)，作為后續(xù)修改動力學(xué)軌道位置速度切換的目標(biāo)值。

本實施例中，在正常的動力學(xué)運(yùn)行情況下，激勵信號RV_NewInitial=0，衛(wèi)星的軌道位置速度是根據(jù)仿真得到的軌道六要素Orbit_realtime進(jìn)行轉(zhuǎn)換，并且是連續(xù)變化的。當(dāng)需要進(jìn)行狀態(tài)切換仿真時，設(shè)置激勵信號RV_NewInitial=1，此時選擇包含S2中獲取的衛(wèi)星軌道升交點的赤經(jīng)目標(biāo)值Ω_input的新的軌道六要素Orbit_new，將其轉(zhuǎn)換生成新的軌道位置速度，并維持不變，直到下次將激勵信號RV_NewInitial重新設(shè)置為0。

在具體的應(yīng)用過程中，RV_NewInitial可以通過手動操作控制，也可以通過程控方式進(jìn)行操作控制。

需要注意的是，將激勵信號RV_NewInitial設(shè)置為1的維持時間不宜過長，否則將會出現(xiàn)動力學(xué)軌道其他參數(shù)的小幅波動，導(dǎo)致狀態(tài)切換不平穩(wěn)。所以，進(jìn)行此步驟后，需要在盡量短的時間內(nèi)進(jìn)行后續(xù)步驟的操作。

S4、動力學(xué)軌道的狀態(tài)切換

如圖5所示，該模型用于在激勵信號RV_change的驅(qū)動下，將S3中獲取的新的軌道位置速度RV_new作為新的積分初值并在此基礎(chǔ)上繼續(xù)積分，實現(xiàn)動力學(xué)軌道的狀態(tài)切換。

圖5中所述的模型包含兩個積分模塊，均為“使能”積分模塊，3個輸入信號分別是待積分量，激勵信號和積分初始值。只要當(dāng)激勵信號為非0時，就用積分初始值將原積分值覆蓋，并在新的積分初始值基礎(chǔ)上進(jìn)行積分。

本實施例中，在正常的動力學(xué)運(yùn)行情況下，激勵信號RV_change=0，動力學(xué)軌道的參數(shù)通過積分進(jìn)行正常的軌道遞推。當(dāng)獲取新的軌道位置速度RV_new后，切換激勵信號RV_change=1，積分模塊獲取新的軌道位置速度RV_new覆蓋原來的積分初始值V Delay和R Delay，并在此基礎(chǔ)上繼續(xù)進(jìn)行積分，從而完成動力學(xué)軌道的狀態(tài)切換。

在具體的應(yīng)用過程中，RV_change可以通過手動操作控制，也可以通過程控方式進(jìn)行操作控制。

需要注意的是，為了保證動力學(xué)的連續(xù)性，將激勵信號RV_change設(shè)置為1的維持時間不宜過長，否則將會導(dǎo)致狀態(tài)切換不平穩(wěn)。所以，進(jìn)行此步驟后，需要在盡量短的時間內(nèi)進(jìn)行后續(xù)步驟的操作。

S5、切換狀態(tài)后繼續(xù)半物理仿真試驗

需要依次將激勵信號RV_change、Ω_NewInitial以及RV_NewInitial設(shè)置為0，使動力學(xué)軌道在狀態(tài)切換之后，盡快繼續(xù)進(jìn)行連續(xù)的動力學(xué)仿真試驗。

綜上所述，在半物理快速仿真過程中，進(jìn)行狀態(tài)平穩(wěn)切換的步驟，主要包括以下幾個激勵信號的切換：

1、設(shè)置衛(wèi)星軌道升交點的赤經(jīng)目標(biāo)值Ω_input；

2、切換激勵信號Ω_NewInitial=1；

3、切換激勵信號RV_NewInitial=1（盡快進(jìn)行）；

4、切換激勵信號RV_change=1（盡快進(jìn)行）；

5、切換激勵信號RV_change=0（盡快進(jìn)行）；

6、切換激勵信號Ω_NewInitial=0（盡快進(jìn)行）；

7、切換激勵信號RV_NewInitial=0；

可以看出，如果對動力學(xué)連續(xù)性要求較高，需要保證在第3步～第6步要求操作盡快進(jìn)行，否則會對半物理仿真試驗的連續(xù)性有一定程度的影響，導(dǎo)致狀態(tài)切換的不平穩(wěn)。因此，為了盡量降低手動操作延時帶來的影響，可以進(jìn)一步將第2～第7步進(jìn)行程序控制，實現(xiàn)分步進(jìn)行，即每個計算周期執(zhí)行其中1步，直至7步全部完成。

對于一般半物理仿真系統(tǒng)，每個計算周期約為2ms。因此，本實施例中，需要控制在10ms以內(nèi)，完成上述7個步驟，則幾乎對半物理仿真試驗的連續(xù)性沒有影響。而對于適用于根據(jù)太陽高度角來進(jìn)行狀態(tài)切換的半物理快速仿真試驗，則整個仿真試驗需要在1s時間內(nèi)完成以保證連續(xù)性和平穩(wěn)性。

與現(xiàn)有技術(shù)相比，本發(fā)明提供的基于狀態(tài)平穩(wěn)切換的半物理快速仿真方法，在半物理仿真切換過程中實現(xiàn)實時/超實時無縫連接，與現(xiàn)有技術(shù)相比，具有以下有益效果：

1、保留了傳統(tǒng)的半物理仿真功能，可以用于衛(wèi)星穩(wěn)態(tài)控制方案的系統(tǒng)閉環(huán)試驗驗證；

2、可根據(jù)需要，模擬衛(wèi)星控制方案切換的邊界條件，用于驗證衛(wèi)星控制方案切換過程的正確性；

3、可在切換后的新狀態(tài)下，對新的控制方案能否長期穩(wěn)定工作進(jìn)行試驗驗證；

4、在試驗期間，姿軌控星載軟件和星載單機(jī)均不需要進(jìn)行關(guān)機(jī)等特殊動作，保證試驗過程與真實在軌狀態(tài)一致；

5、半物理仿真過程中，狀態(tài)切換的時機(jī)具有可操縱性，可以根據(jù)需要選擇是否進(jìn)行快速仿真。

盡管本發(fā)明的內(nèi)容已經(jīng)通過上述優(yōu)選實施例作了詳細(xì)介紹，但應(yīng)當(dāng)認(rèn)識到上述的描述不應(yīng)被認(rèn)為是對本發(fā)明的限制。在本領(lǐng)域技術(shù)人員閱讀了上述內(nèi)容后，對于本發(fā)明的多種修改和替代都將是顯而易見的。因此，本發(fā)明的保護(hù)范圍應(yīng)由所附的權(quán)利要求來限定。