CN102411313A - 基于部件模拟器的卫星飞行控制闭环仿真*** - Google Patents
基于部件模拟器的卫星飞行控制闭环仿真*** Download PDFInfo
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Abstract
本发明提供一种基于部件模拟器的卫星飞行控制闭环仿真***，应用于包括动力学仿真服务器、敏感器模拟器、执行器模拟器和星载计算机的***中，其中，敏感器模拟器向星载计算机输出的数据格式与实际敏感器向星载计算机输出的数据格式相同，而且，执行器模拟器接收的来自星载计算机数据的格式，即执行器输入的数据格式与实际执行器输入的数据格式相同，所以能有效提高卫星飞行控制闭环仿真***的仿真可信度，又由于所采用的为部件模拟器，而不是采用的真实物理器件，所以又具有仿真***成本低、复杂度低的优点，同时还具有通用性强、灵活性强、自动化程度高的特点，因此，能有效缩短卫星的研制周期，减少卫星的研制成本。
Description
技术领域
本发明属于卫星仿真测试技术领域，具体涉及一种基于部件模拟器的卫星飞行控制闭环仿真***。
背景技术
在航天工程领域，由于卫星的研制费用较高，并且卫星的运行环境十分复杂恶劣，所以，一般都需要对卫星的飞行控制***进行仿真，从而验证卫星的飞行控制***的方案设计的正确性，以及检验卫星的飞行控制***的功能和性能。
通常，卫星的飞行控制仿真***可采用半物理仿真和全物理仿真。其中，全物理仿真***中，由于将各种真实物理器件直接接入仿真回路，所以这些真实物理器件对仿真控制***性能的影响能直观而有效地反映在仿真试验的结果中，从而具有仿真可信度较高的优点，但使用各种真实物理器件直接增加了仿真***的成本和复杂度，从而限制了全物理仿真***的应用范围。半物理仿真***中，硬件参与仿真回路中，同时部分硬件又采用数学仿真的方式，即：半物理仿真***结合了数学仿真和物理仿真，因此，半物理仿真***具有成本低、操作简单、且仿真可信度高等优点，在卫星控制仿真***中使用广泛。
现有的半物理仿真***中，敏感器或执行器有以下两种接入卫星控制仿真***的方式：(1)采用数学仿真的方式接入卫星控制仿真***，即：利用计算机根据对应的数学模拟对敏感器或执行器进行仿真，但该方法仿真输出的敏感器或执行器数据格式与敏感器或执行器真实物理器件输出的数据格式不同，即：该方法没有实现按真实物理器件的工作模式进行仿真的效果，从而影响了仿真结果的可信度。(2)采用实物的方式接入卫星控制仿真***，即：将真实的敏感器或执行器直接接入卫星控制仿真***中，由于采用真实物理器件，从而增加了仿真***的成本和复杂度。
因此，寻找一种能够有效增加敏感器或执行器在卫星控制仿真***中的可信度，同时又不增加仿真***的成本和复杂度的方法，具有重要现实意义。
发明内容
针对现有技术存在的缺陷，本发明提供一种基于部件模拟器的卫星飞行控制闭环仿真***，由于所采用的部件模拟器输出或输入的数据格式与对应的真实物理部件的输入或输出的数据格式相同，能够有效模拟对应真实物理部件的功能，所以能有效提高卫星飞行控制闭环仿真***的仿真可信度，又由于所采用的为部件模拟器，而不是采用的真实物理器件，所以又具有仿真***成本低、复杂度低的优点，同时还具有通用性强、灵活性强、自动化程度高的特点，因此，能有效缩短卫星的研制周期，减少卫星的研制成本。
本发明所采用的技术方案如下：
本发明提供一种基于部件模拟器的卫星飞行控制闭环仿真***，应用于包括动力学仿真服务器、敏感器模拟器、执行器模拟器和星载计算机的***中，包括以下步骤：
(1)所述动力学仿真服务器根据预存的卫星动力学数学模型以及初始控制力信息和初始控制力矩信息计算得到当前卫星的轨道参数信息和姿态四元数信息，并将该轨道参数信息和姿态四元数信息发送给所述敏感器模拟器；
(2)所述敏感器模拟器接收所述轨道参数信息和姿态四元数信息，并结合与所述敏感器模拟器对应的敏感器数学模型进行仿真计算，得到所述敏感器的模拟测量值，并将该模拟测量值的数据格式转化为真实测量值的数据格式，得到真实格式模拟测量值，并将该真实格式模拟测量值发送给所述星载计算机；其中，所述真实格式模拟测量值的数据格式为实际敏感器在实际卫星控制***中实际输出的数据格式；
(3)所述星载计算机接收所述真实格式模拟测量值，并根据预存的卫星目标姿态信息和/或卫星目标轨道信息以及控制算法进行计算，得到控制指令，并将该控制指令发送给所述执行器模拟器；其中，所述控制指令的数据格式为实际执行器在实际卫星控制***中实际接收到的数据格式；
(4)所述执行器模拟器接收所述控制指令，并将该控制指令的数据格式转化为模拟控制指令的数据格式，得到所述模拟控制指令，然后根据所述模拟控制指令和预存的与所述执行器模拟器对应的执行器的数学模型进行仿真计算，得到新的控制力信息和新的控制力矩信息，并将该新的控制力信息和新的控制力矩信息发送给所述动力学仿真服务器；
(5)所述动力学仿真服务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，然后重复执行步骤(1)-(5)，直到达到预设仿真时间，结束上述流程。
优选的，步骤(1)中所述卫星动力学数学模型包括卫星姿态动力学模型和卫星轨道动力学模型。
优选的，步骤(2)中所述模拟测量值的数据格式为符合以太网协议的数据格式；所述真实格式模拟测量值的数据格式为符合CAN协议的数据格式；步骤(3)中所述控制指令的数据格式为符合CAN协议的数据格式，步骤(4)中所述模拟控制指令的数据格式为符合以太网协议的数据格式。
优选的，所述敏感器模拟器包括：星敏感器模拟器、太阳敏感器模拟器、磁强计模拟器、光纤陀螺模拟器、GPS模拟器中的一种或几种；
所述执行器模拟器包括：飞轮模拟器、磁力矩器模拟器、推力器模拟器中的一种或几种。
优选的，所述敏感器模拟器包括：敏感器仿真服务器和敏感器数据接口转换器；
所述敏感器仿真服务器用于：将接收到的来自所述动力学仿真服务器的所述轨道参数信息和姿态四元数信息结合预存的与所述敏感器模拟器对应的敏感器的数学模型进行仿真计算，得到所述敏感器的模拟测量值，并将该模拟测量值发送给所述敏感器数据接口转换器；
所述敏感器数据接口转换器用于将接收到的所述模拟测量值转化为真实格式模拟测量值，并将该真实格式模拟测量值发送给所述星载计算机。
优选的，所述敏感器数据接口转换器为单个或多个；每一个敏感器数据接口转换器用于将属于同一类敏感器的模拟测量值的数据格式转化为真实格式模拟测量值的数据格式和/或每一个敏感器数据接口转换器用于将属于不同类敏感器的模拟测量值的数据格式转化为真实格式模拟测量值的数据格式。
优选的，所述执行器模拟器包括：执行器仿真服务器和执行器数据接口转换器；
所述执行器数据接口转换器用于接收来自所述星载计算机的控制指令，并将该控制指令的数据格式转化为模拟控制指令的数据格式，得到所述模拟控制指令，然后将该模拟控制指令发送给所述执行器仿真服务器；
所述执行器仿真服务器用于接收来自所述执行器数据接口转换器的模拟控制指令，然后根据所述模拟控制指令和预存的所述执行器的数学模型进行仿真计算，得到新的控制力信息和新的控制力矩信息，并将该新的控制力信息和新的控制力矩信息发送给所述动力学仿真服务器。
优选的，所述执行器数据接口转换器为单个或多个；每一个执行器数据接口转换器用于将属于同一类执行器的控制指令的数据格式转化为模拟控制指令的数据格式和/或每一个执行器数据接口转换器用于将属于不同类执行器的控制指令的数据格式转化为模拟控制指令的数据格式。
优选的，还包括：数据存储服务器，所述数据存储服务器与所述星载计算机相连，所述星载计算机将接收到的所述真实格式模拟测量值以及计算得到的所述控制指令发送给所述数据存储服务器，由所述数据存储器进行存储。
优选的，还包括：地面站模拟器，所述地面站模拟器接收该卫星飞行控制闭环仿真***发送的当前卫星的轨道参数信息和姿态四元数信息，然后，绘制并显示所接收到的所述当前卫星的运动参数随时间的变化曲线；和/或所述地面站模拟器接收该卫星飞行控制闭环仿真***发送的当前卫星的轨道参数信息和姿态四元数信息，然后，存储并显示所述执行器模拟器输出给所述仿真服务器的信息；和/或所述地面站模拟器接收该卫星飞行控制闭环仿真***发送的当前卫星的轨道参数信息和姿态四元数信息，然后，存储并显示所述敏感器模拟器输出给所述星载计算机的信息。
本发明的有益效果如下：本发明提供的基于部件模拟器的卫星飞行控制闭环仿真***，所采用的部件模拟器为敏感器模拟器和执行器模拟器，由于敏感器模拟器向星载计算机输出的数据格式与实际敏感器向星载计算机输出的数据格式相同，而且，执行器模拟器接收的来自星载计算机的数据格式，即执行器输入的数据格式与实际执行器输入的数据格式相同，所以能有效提高卫星飞行控制闭环仿真***的仿真可信度，又由于所采用的为部件模拟器，而不是采用的真实物理器件，所以又具有仿真***成本低、复杂度低的优点，同时还具有通用性强、灵活性强、自动化程度高的特点，因此，能有效缩短卫星的研制周期，减少卫星的研制成本。
附图说明
图1为本发明实施例一提供的一种仿真***进行闭环仿真的流程示意图；
图2为本发明实施例一提供的星载计算机中CPU板的电路模块图；
图3为本发明实施例二提供的基于部件模拟器的卫星飞行控制闭环仿真***的结构示意图。
具体实施方式
以下结合附图对本发明的具体的实施方式进行说明。
实施例一
本发明实施例提供一种基于部件模拟器的卫星飞行控制闭环仿真***，应用于包括动力学仿真服务器、敏感器模拟器、执行器模拟器和星载计算机的***中，如图1所示，为本发明实施例提供的一种仿真***进行闭环仿真的流程示意图，包括以下步骤：
步骤101：所述动力学仿真服务器根据预存的卫星动力学数学模型以及初始控制力信息和初始控制力矩信息计算得到当前卫星的轨道参数信息和姿态四元数信息，并将该轨道参数信息和姿态四元数信息发送给所述敏感器模拟器。
其中，所述卫星动力学数学模型包括卫星姿态动力学模型和卫星轨道动力学模型。
敏感器模拟器包括：星敏感器模拟器、太阳敏感器模拟器、磁强计模拟器、光纤陀螺模拟器、GPS模拟器中的一种或几种。
在实际仿真应用中，动力学仿真服务器可以采用工作站构成，其上分别安装有Windows XP x64版本以上操作***、Visual Studio 6.0以上等软件开发环境。
步骤102：所述敏感器模拟器根据接收到的所述轨道参数信息和姿态四元数信息和预存的与所述敏感器模拟器对应的敏感器的数学模型进行仿真计算，得到所述敏感器的模拟测量值，并将该模拟测量值的数据格式转化为真实测量值的数据格式，得到所述真实格式模拟测量值，并将该真实格式模拟测量值发送给所述星载计算机；其中，所述真实格式模拟测量值的数据格式为实际敏感器在实际卫星控制***中实际输出的数据格式。
本步骤中，由于敏感器模拟器进行仿真计算后，得到的敏感器的模拟测量值的数据格式与实际卫星***中敏感器真实器件输出的数据格式不同，所以，为了提高仿真可信度，根据不同敏感器真实器件输出的数据格式的类型，本发明将模拟测量值的数据格式转化为真实测量值的数据格式。例如：现有真实卫星***中，星上设备间是通过CAN(Controller Area Network，控制器局域网)总线进行数据通讯的，也就是说，星上敏感器输出的数据格式为符合CAN协议的数据格式类型，而仿真***中，敏感器模拟器输出的数据格式常为以太网数据格式，因此，可以通过设置以太网/CAN接口转换器来实现模拟测量值和真实测量值间数据格式的转换。在敏感器模拟器和星载计算机间设置以太网/CAN接口转换器的具体***参见实施例二，在此不再赘述。
另外，本步骤中，敏感器模拟器的输出数据直接上传给星载计算机，与实际卫星控制***中敏感器真实器件的输出直接上传给星载计算机相同，从而提高了仿真可信度。
步骤103：所述星载计算机接收所述真实格式模拟测量值，并根据预存的卫星目标姿态信息和/或卫星目标轨道信息以及控制算法进行计算，得到控制指令，并将该控制指令发送给所述执行器模拟器；其中，所述控制指令的数据格式为实际执行器在实际卫星控制***中实际接收到的数据格式。
其中，所述执行器模拟器包括：动量轮模拟器、磁力矩器模拟器、推力器模拟器中的一种或几种。
本步骤中，星载计算机直接将控制指令输出给执行器模拟器，从而直接控制执行器模拟器的动作，这与实际卫星控制***中装置间驱动关系相同，而现有技术中，星载计算机输出的控制指令需要首先传输给仿真计算机，再通过仿真计算机控制执行器模拟器的动作。因此，本发明中，通过星载计算机直接驱动执行器模拟器，从而提高了仿真可信度。
另外，本步骤中，星载计算机向执行器模拟器输出的控制指令的数据格式与实际执行器在实际卫星控制***中实际接收到的数据格式相同，从而也提高了仿真可信度。
在实际仿真应用中，星载计算机可以由国防科大六院开发的采用基于ARM(Advanced RISC Machines)处理器的双CAN总线结构并且运行Linux操作***的计算机。星载计算机由电源仲裁板、通信背板、机箱与接口、CPU板组成。电源仲裁板提供星载计算平台所需的各种电源电压，例如：5V、3.3V、1.8V、1.5V等，并含有一个双机温备控制模块，用来接受主从机的心跳信号，并根据两个CPU板的状态分别发送中断信号、重启信号和主机标志信号；通信背板用于各板之间信号的连通，包括CPU板与CPU板、CPU板与电源仲裁板之间的通信，背板上有一块双口RAM(Random Access Memory，随机存取存储器)，主要负责双机通讯，确保采集到的数据不会因为主机故障而丢失；CPU板是一个完整的单板计算机，如图2所示，为本实施例提供的星载计算机中CPU板的电路模块图，主要特征如下：CPU型号为AT91RM9200，200MIPS180MHz；PROM(Programmable Read-Only Memory，可编程只读存储器)为32KB；SRAM(StaticRandom Access Memory，静态随机存取存储器)为6MB；FLASH为16MB；包括各种接口，接口主要用于星载计算机平台与其他控制平台的连接，具体包括：RS232接口、TAG接口、网口、与外部设备通信的双CAN总线接口等，该CPU板中还对关键器件进行了抗SEL保护；星载计算机还包括：机箱，机箱用于固定并安装星载计算平台，规格为：体积：长*宽*高为186×134×194mm3，重量为1.9kg。在星载计算机上运行的程序模块主要包括：卫星轨道控制算法模块、卫星姿态控制算法模块、遥测和通信程序模块、LINUX操作***和CAN接口程序模块。
步骤104：所述执行器模拟器接收所述控制指令，并将该控制指令的数据格式转化为模拟控制指令的数据格式，得到所述模拟控制指令，然后根据所述模拟控制指令和预存的与所述执行器模拟器对应的执行器的数学模型进行仿真计算，得到新的控制力信息和新的控制力矩信息，并将该新的控制力信息和新的控制力矩信息发送给所述动力学仿真服务器。
步骤105：所述动力学仿真服务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，然后重复执行步骤101-105，直到达到预设仿真时间，结束上述流程。
需要说明的是，本实施例提供的卫星飞行控制闭环仿真***在进行仿真时，仿真***可以在任意时间判断是否达到预设仿真时间，如果没有达到，则重复执行仿真过程；如果达到，则结束流程。
另外，本实施例提供的卫星飞行控制闭环仿真***还包括：数据存储服务器，所述数据存储服务器与所述星载计算机相连，所述星载计算机将接收到的所述真实测量值以及计算得到的所述控制指令发送给所述数据存储服务器，由所述数据存储器进行存储。
具体的，数据存储服务器采用PC机构造，其操作***为Windows XPProfessional。数据存储服务器通过直通RS232串口线、交叉以太网线与星载计算机相连接。在数据存储服务器上建立一个超级终端，启动超级终端，给星载计算机上电启动之后，星载计算机的运行状态会在数据存储服务器的超级终端上显示出来。在数据存储服务器机上安装一个虚拟机软件，虚拟机的操作***为Red Hat9，启动数据存储服务器机上的虚拟机，把开发好的卫星飞行控制程序复制到虚拟机上，在虚拟机上编译链接飞行控制程序生成一个执行程序，把该执行程序复制到数据存储服务器机上，启动数据存储服务器机上的tftp(Trivial FileTransfer Protocol，简单文件传输协议)，采用tftp将执行程序下载到星载计算机的flash模块上。
还包括：地面站模拟器，所述地面站模拟器接收该卫星飞行控制闭环仿真***发送的当前卫星的轨道参数信息和姿态四元数信息，然后，绘制并显示所接收到的所述当前卫星的运动参数随时间的变化曲线；和/或所述地面站模拟器接收该卫星飞行控制闭环仿真***发送的当前卫星的轨道参数信息和姿态四元数信息，然后，存储并显示所述执行器模拟器输出给所述仿真服务器的信息；和/或所述地面站模拟器接收该卫星飞行控制闭环仿真***发送的当前卫星的轨道参数信息和姿态四元数信息，然后，存储并显示所述敏感器模拟器输出给所述星载计算机的信息。
具体的，地面站模拟器通过串口线与一个无线网络收发器建立连接，从无线网络收发器读取数据。另外，在地面站模拟器上安装了LabView软件，使用该软件来开发一个图形化的界面，将各种参数随时间变化的曲线绘制出来。
本实施例提供的仿真***还包括：CAN转以太网设备，CAN转以太网设备具体为TNode-232，主要实现CAN网和以太网数据通信的接口转换工作。该设备的主要工作是完成接口配置。
还包括：无线网络收发器。具体的，在闭环仿真回路中可以使用两个无线网络收发器，即：第一无线网络收发器和第二无线网络收发器。其中，第一无线网络收发器用于接收CAN总线上需要传给地面站模拟器的数据，然后通过无线网络发送给地面站模拟器；第二无线网络收发器用于接收来自第一无线网络收发器传输过来的数据，并将该数据传输给地面站模拟器。
还包括：高速交换机。具体的，可以采用100M Cisco可配置交换机，用于实现各路数据的快速交换。
还包括：多组输出直流电源。该电源可以输出不同幅值的电压，用于给星载计算机、CAN转以太网设备、以太网交换机、无线网络收发器供电。
本实施例中，一方面，敏感器模拟器直接将仿真计算得到的测量值发送给星载计算机，而星载计算机直接将计算得到的控制指令发送给执行器模拟器，这种设备间通信方式与实际卫星控制***相同，从而提高了仿真可信度；另一方面，敏感器模拟器向星载计算机输出的真实测量值的数据格式与实际敏感器在实际卫星控制***中实际输出的数据格式相同，并且，星载计算机向执行器模拟器输出的控制指令的数据格式与实际执行器在实际卫星控制***中实际接收到的数据格式相同，从而进一步增加了仿真可信度。
实施例二
本实施例和实施例一的不同在于，本实施例提供的基于部件模拟器的卫星飞行控制闭环仿真***中，敏感器模拟器包括：敏感器仿真服务器和敏感器数据接口转换器，通过敏感器数据接口转换器连接敏感器仿真服务器和星载计算机，敏感器数据接口转换器用于转换敏感器仿真服务器和星载计算机间通信的数据格式；而执行器模拟器包括：执行器仿真服务器和执行器数据接口转换器，通过执行器数据接口转换器连接执行器仿真服务器和星载计算机，执行器数据接口转换器用于转换执行器仿真服务器和星载计算机间通信的数据格式。
进一步的，由于现有实际卫星***中，星上设备间是通过CAN总线进行数据通讯的，也就是说，星上敏感器向星载计算机输出的数据格式为符合CAN协议的数据格式类型，而星载计算机向星上执行器实际输出的数据格式为符合CAN协议的数据格式类型，因此，本实施例提供的基于部件模拟器的卫星飞行控制闭环仿真***中，部件模拟器输出或输入的数据格式以符合CAN协议的数据格式为例进行说明。但需要说明的是，本发明并不局限于此，当星上设备间采用其他数据格式，例如：A类数据格式进行通讯时，本发明提供的仿真***中，部件模拟器输出或输入的数据格式也可以进行相应的变化，凡是符合该种构想的情况均在本发明保护范围之内。
具体的，本实施例提供的基于部件模拟器的卫星飞行控制闭环仿真***，应用于包括动力学仿真服务器、敏感器模拟器、执行器模拟器和星载计算机的***中，其中，敏感器模拟器包括：敏感器仿真服务器和敏感器数据接口转换器；执行器模拟器包括：执行器仿真服务器和执行器数据接口转换器，又由于现有实际卫星***中，星上设备间是通过CAN总线进行数据通讯的，因此，本实施例中，以敏感器数据接口转换器为敏感器以太网/CAN数据接口转换器，执行器数据接口转换器为执行器以太网/CAN数据接口转换器为例进行说明，如图3所示，为本发明实施例二提供的基于部件模拟器的卫星飞行控制闭环仿真***的结构示意图，具体包括以下步骤：
步骤201，动力学仿真服务器根据预存的卫星动力学数学模型以及初始控制力信息和初始控制力矩信息计算得到当前卫星的轨道参数信息和姿态四元数信息，并将该轨道参数信息和姿态四元数信息发送给所述敏感器模拟器。
本发明中，敏感器模拟器包括：敏感器仿真服务器和敏感器数据接口转换器，所以，本步骤中，动力学仿真服务器是将轨道参数信息和姿态四元数信息发送给敏感器模拟器中的敏感器仿真服务器。
步骤202，敏感器仿真服务器根据接收到的所述轨道参数信息和姿态四元数信息和预存的与所述敏感器模拟器对应的敏感器的数学模型进行仿真计算，得到所述敏感器的模拟测量值，并将该模拟测量值发送给敏感器以太网/CAN数据接口转换器。
其中，在卫星仿真***中，模拟测量值的数据格式为符合以太网协议的数据格式；而真实测量值的数据格式为符合CAN协议的数据格式，因此，敏感器以太网/CAN数据接口转换器用于将符合以太网协议的数据格式转化为符合CAN协议的数据格式。
另外，由于在实际卫星***中，敏感器可以为多类，例如：星敏感器、太阳敏感器、磁强计、光纤陀螺、GPS中的一种或几种，因此，本步骤中，敏感器仿真服务器基于不同的敏感器的数学模型，可以计算得到不同敏感器的模拟测量值，例如：星敏感器模拟测量值、太阳敏感器模拟测量值、磁强计模拟测量值、光纤陀螺模拟测量值、GPS模拟测量值等，然后将这些不同类的模拟测量值可以发送给同一个敏感器以太网/CAN数据接口转换器，也可以分别发送给对应的敏感器以太网/CAN数据接口转换器。也就是说，本发明提供的敏感器以太网/CAN数据接口转换器既可以将属于同一类敏感器的符合以太网协议的数据格式转化为符合CAN协议的数据格式，也可以将属于不同类敏感器的符合以太网协议的数据格式转化为符合CAN协议的数据格式。为方便说明，下面将符合以太网协议的数据格式的数据简称为以太网数据，将符合CAN协议的数据格式的数据简单为CAN数据。
例如：敏感器仿真服务器基于预存的太阳敏感器的数学模型进行仿真计算，得到太阳敏感器的以太网数据，基于预存的星敏感器的数学模型进行仿真计算，得到星敏感器的以太网数据，则太阳敏感器的以太网数据和星敏感器的以太网数据可以通过以下两种方式进行发送：(一)只设置一个敏感器以太网/CAN数据接口转换器，则太阳敏感器的以太网数据和星敏感器的以太网数据均发送给该敏感器以太网/CAN数据接口转换器，该敏感器以太网/CAN数据接口转换器既将太阳敏感器的以太网数据转化为CAN数据，同时也将星敏感器的以太网数据转化为CAN数据。(二)分别设置太阳敏感器以太网/CAN数据接口转换器和星敏感器以太网/CAN数据接口转换器，由太阳敏感器以太网/CAN数据接口转换器将太阳敏感器的以太网数据转化为CAN数据，由星敏感器以太网/CAN数据接口转换器将星敏感器的以太网数据转化为CAN数据，但需要说明的是，太阳敏感器以太网/CAN数据接口转换器和星敏感器以太网/CAN数据接口转换器的硬件相同，区别仅在于传输内容的不同。
步骤203：敏感器以太网/CAN数据接口转换器将接收到的所述模拟测量值转化为真实格式模拟测量值，并将该真实格式模拟测量值发送给所述星载计算机。
具体的，敏感器以太网/CAN数据接口转换器将接收到的以太网数据转化为CAN数据，然后将该CAN数据发送给星载计算机。
因此，敏感器以太网/CAN数据接口转换器发送给星载计算机的数据为CAN数据，与实际卫星***中，敏感器向星载计算机输出的数据格式相同，从而提高了仿真可信度。
步骤204：星载计算机接收所述真实格式模拟测量值，并根据预存的卫星目标姿态信息和卫星目标轨道信息以及控制算法进行计算，得到控制指令，并将该控制指令发送给执行器以太网/CAN数据接口转换器。
其中，星载计算机仿真计算，得到的控制指令为符合CAN协议的控制指令，以下简称CAN控制指令。也就是说，执行器以太网/CAN数据接口转换器接收到的来自星载计算机的控制指令为CAN控制指令，与实际执行器在实际卫星控制***中实际接收到的数据格式的类型相同，从而提高仿真可信度。
与敏感器以太网/CAN数据接口转换器可以为一个或多个相同，本实施例提供的执行器以太网/CAN数据接口转换器也可以为一个或多个。
具体的，由于在实际卫星***中，执行器可以为多类，例如：动量轮、磁力矩器、推力器等，因此，本步骤中，星载计算机根据要控制的执行器的类别的不同，得到对不同类执行器的控制指令后，可以发送给同一个执行器以太网/CAN数据接口转换器，也可以发送给对应的执行器以太网/CAN数据接口转换器。也就是说，本发明提供的执行器以太网/CAN数据接口转换器既可以将属于同一类执行器的CAN控制指令转化为以太网控制指令，也可以将属于不同类执行器的CAN控制指令转化为以太网控制指令，其中，以太网控制指令代表符合以太网协议的控制指令。
例如：星载计算机根据要控制的执行器的类别，得到对磁力矩器的CAN控制指令和对推力器的CAN控制指令，则对磁力矩器的CAN控制指令和对推力器的CAN控制指令可以通过以下两种方式进行发送：(一)只设置一个执行器以太网/CAN数据接口转换器，则对磁力矩器的CAN控制指令和对推力器的CAN控制指令均发送给该执行器以太网/CAN数据接口转换器，由该执行器以太网/CAN数据接口转换器既将对磁力矩器的CAN控制指令转化为以太网控制指令，同时也将对推力器的CAN控制指令转化为以太网控制指令。(二)分别设置磁力矩器以太网/CAN数据接口转换器和推力器以太网/CAN数据接口转换器，由磁力矩器以太网/CAN数据接口转换器将对磁力矩器的CAN控制指令转化为以太网控制指令，由推力器以太网/CAN数据接口转换器将对推力器的CAN控制指令转化为以太网控制指令，但需要说明的是，磁力矩器以太网/CAN数据接口转换器和推力器以太网/CAN数据接口转换器的硬件相同，区别仅在于传输内容的不同。进一步的，本实施例提供的执行器以太网/CAN数据接口转换器和敏感器以太网/CAN数据接口转换器可以为同一个硬件设备，也可以为不同的硬件设备。
步骤205：执行器以太网/CAN数据接口转换器接收来自星载计算机的CAN控制指令，并将CAN控制指令转化为以太网控制指令，然后根据所述以太网控制指令和预存的所述执行器的数学模型进行仿真计算，得到新的控制力信息和新的控制力矩信息，并将该新的控制力信息和新的控制力矩信息发送给所述动力学仿真服务器。
步骤206：所述动力学仿真服务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，然后重复执行步骤201-205，直到达到预设仿真时间，结束上述流程。
因此，本实施例提供的基于部件模拟器的卫星飞行控制闭环仿真***中，敏感器模拟器包括：敏感器仿真服务器和敏感器数据接口转换器，其中，敏感器数据接口转换器为敏感器以太网/CAN数据接口转换器，用于将来自敏感器仿真服务器的以太网数据转化为CAN数据，并将该CAN数据上传给星载计算机；而执行器模拟器包括：执行器仿真服务器和执行器数据接口转换器，其中，执行器数据接口转换器为执行器以太网/CAN数据接口转换器，用于将来自星载计算机的CAN控制指令转化为以太网控制指令，并将该以太网控制指令上传给执行器仿真服务器。因此，本实施例实现了敏感器模拟器向星载计算机输出的数据格式与实际卫星***中敏感器输出的数据格式相同，而执行器模拟器接收的来自星载计算机的数据格式与实际卫星***中执行器输入的数据格式相同，从而提高了仿真可信度。
Claims (10)
1.一种基于部件模拟器的卫星飞行控制闭环仿真***，其特征在于，应用于包括动力学仿真服务器、敏感器模拟器、执行器模拟器和星载计算机的***中，包括以下步骤：
(1)所述动力学仿真服务器根据预存的卫星动力学数学模型以及初始控制力信息和初始控制力矩信息计算得到当前卫星的轨道参数信息和姿态四元数信息，并将该轨道参数信息和姿态四元数信息发送给所述敏感器模拟器；
(2)所述敏感器模拟器接收所述轨道参数信息和姿态四元数信息，并结合与所述敏感器模拟器对应的敏感器数学模型进行仿真计算，得到所述敏感器的模拟测量值，并将该模拟测量值的数据格式转化为真实测量值的数据格式，得到真实格式模拟测量值，并将该真实格式模拟测量值发送给所述星载计算机；其中，所述真实格式模拟测量值的数据格式为实际敏感器在实际卫星控制***中实际输出的数据格式；
(3)所述星载计算机接收所述真实格式模拟测量值，并根据预存的卫星目标姿态信息和/或卫星目标轨道信息以及控制算法进行计算，得到控制指令，并将该控制指令发送给所述执行器模拟器；其中，所述控制指令的数据格式为实际执行器在实际卫星控制***中实际接收到的数据格式；
(4)所述执行器模拟器接收所述控制指令，并将该控制指令的数据格式转化为模拟控制指令的数据格式，得到所述模拟控制指令，然后根据所述模拟控制指令和预存的与所述执行器模拟器对应的执行器的数学模型进行仿真计算，得到新的控制力信息和新的控制力矩信息，并将该新的控制力信息和新的控制力矩信息发送给所述动力学仿真服务器；
(5)所述动力学仿真服务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，然后重复执行步骤(1)-(5)，直到达到预设仿真时间，结束上述流程。
2.根据权利要求1所述的***，其特征在于，步骤(1)中所述卫星动力学数学模型包括卫星姿态动力学模型和卫星轨道动力学模型。
3.根据权利要求1所述的***，其特征在于，步骤(2)中所述模拟测量值的数据格式为符合以太网协议的数据格式；所述真实格式模拟测量值的数据格式为符合CAN协议的数据格式；步骤(3)中所述控制指令的数据格式为符合CAN协议的数据格式，步骤(4)中所述模拟控制指令的数据格式为符合以太网协议的数据格式。
4.根据权利要求1所述的***，其特征在于，所述敏感器模拟器包括：星敏感器模拟器、太阳敏感器模拟器、磁强计模拟器、光纤陀螺模拟器、GPS模拟器中的一种或几种；
所述执行器模拟器包括：飞轮模拟器、磁力矩器模拟器、推力器模拟器中的一种或几种。
5.根据权利要求1所述的***，其特征在于，所述敏感器模拟器包括：敏感器仿真服务器和敏感器数据接口转换器；
所述敏感器仿真服务器用于：将接收到的来自所述动力学仿真服务器的所述轨道参数信息和姿态四元数信息结合预存的与所述敏感器模拟器对应的敏感器的数学模型进行仿真计算，得到所述敏感器的模拟测量值，并将该模拟测量值发送给所述敏感器数据接口转换器；
所述敏感器数据接口转换器用于将接收到的所述模拟测量值转化为真实格式模拟测量值，并将该真实格式模拟测量值发送给所述星载计算机。
6.根据权利要求5所述的***，其特征在于，所述敏感器数据接口转换器为单个或多个；每一个敏感器数据接口转换器用于将属于同一类敏感器的模拟测量值的数据格式转化为真实格式模拟测量值的数据格式和/或每一个敏感器数据接口转换器用于将属于不同类敏感器的模拟测量值的数据格式转化为真实格式模拟测量值的数据格式。
7.根据权利要求1所述的***，其特征在于，所述执行器模拟器包括：执行器仿真服务器和执行器数据接口转换器；
所述执行器数据接口转换器用于接收来自所述星载计算机的控制指令，并将该控制指令的数据格式转化为模拟控制指令的数据格式，得到所述模拟控制指令，然后将该模拟控制指令发送给所述执行器仿真服务器；
所述执行器仿真服务器用于接收来自所述执行器数据接口转换器的模拟控制指令，然后根据所述模拟控制指令和预存的所述执行器的数学模型进行仿真计算，得到新的控制力信息和新的控制力矩信息，并将该新的控制力信息和新的控制力矩信息发送给所述动力学仿真服务器。
8.根据权利要求7所述的***，其特征在于，所述执行器数据接口转换器为单个或多个；每一个执行器数据接口转换器用于将属于同一类执行器的控制指令的数据格式转化为模拟控制指令的数据格式和/或每一个执行器数据接口转换器用于将属于不同类执行器的控制指令的数据格式转化为模拟控制指令的数据格式。
9.根据权利要求1-8任一项所述的***，其特征在于，还包括：数据存储服务器，所述数据存储服务器与所述星载计算机相连，所述星载计算机将接收到的所述真实格式模拟测量值以及计算得到的所述控制指令发送给所述数据存储服务器，由所述数据存储器进行存储。
10.根据权利要求1-8任一项所述的***，其特征在于，还包括：地面站模拟器，所述地面站模拟器接收该卫星飞行控制闭环仿真***发送的当前卫星的轨道参数信息和姿态四元数信息，然后，绘制并显示所接收到的所述当前卫星的运动参数随时间的变化曲线；和/或所述地面站模拟器接收该卫星飞行控制闭环仿真***发送的当前卫星的轨道参数信息和姿态四元数信息，然后，存储并显示所述执行器模拟器输出给所述仿真服务器的信息；和/或所述地面站模拟器接收该卫星飞行控制闭环仿真***发送的当前卫星的轨道参数信息和姿态四元数信息，然后，存储并显示所述敏感器模拟器输出给所述星载计算机的信息。
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