CN104063537B - 基于分布式时间触发的多体动力学参数确定***及其方法 - Google Patents

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Abstract

基于分布式时间触发的多体动力学参数确定***及其方法，首先建立基于时间触发数据总线的***架构模型，并将所有飞行器***仿真节点连接在该总线上；每个飞行器***仿真节点都包含多个仿真模块，通过其中的动力学仿真模块主导***动力学参数的计算，再通过***内部数据收发模块进行单飞行器***内部闭环仿真过程，通过外部数据收发模块与其它飞行器***仿真节点进行数据交换；再经过微分方程或线性化公式的推算，得到下一时刻的***动力学参数，并达到分布式***多体动力学参数同步的效果。

Description

基于分布式时间触发的多体动力学参数确定***及其方法
技术领域
本发明涉及基于分布式时间触发的多体动力学参数确定***及其方法，属于航天器地面仿真试验领域。
背景技术
根据载人航天工程的总体规划，载人空间站通过在轨组装建造构成，空间站由多个独立舱段分别发射至太空，再通过相互之间的交会对接最终组成空间站，期间还有部分载人飞船和货运飞船于空间站进行对接并停靠。
在GNC(GNC为制导导航与控制)分***的仿真试验和测试验证过程中，需要面对多个飞行器在空间同时工作的情况，因此需要解决多飞行器联合仿真和验证的技术问题。在载人航天二期工程的相关工作中，为了完成两飞行器交会对接试验验证的任务，在两飞行器进行联合测试时，使用一台设备作为主控机，该主控机负责同时计算目标器和追踪器两者的动力学，并将计算结果转化为激励数据发送给平台敏感器模拟器和交会对接敏感器模拟器。在二期工作中，由追踪器的测试设备担任主控机，而目标器的测试设备作为从属设备，在目标设备中计算的动力学数据并没有引入闭环验证***，因此整个试验过程并不算是真正的联合试验，而是由追踪器相关设备和***主导的单舱段试验验证。
在空间站联合试验的规划中，可能会有至多5飞行器联合仿真的任务(3个舱段+货运飞船+载人飞船)，若再使用二期的主控机模式，则会面临2个无法解决的问题：
a)计算资源不足：单CPU无法在仿真周期内完成多个飞行器的动力学参数计算；
b)***级任务同步困难，使用传统体系结构无法做到大***数据高速同步和共享。
因此需要设计一种分布式的动力学联合仿真试验***，用于空间站多舱段联合试验验证。
发明内容
本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提出基于分布式时间触发的多体动力学参数确定***及其方法，通过基于时间触发的***体系结构，配合经过线性化的***动力学参数确定方法，解决了大型分布式***的多体动力学分布计算和参数确定问题；通过分布式***的多仿真节点的联合计算方法，提高了***级运算能力，解决了单CPU计算资源不足的问题；通过时间触发数据总线的***级数据交换功能，解决了***级任务同步问题。
本发明的技术解决方案是：基于分布式时间触发的多体动力学参数确定***，包括多个飞行器***仿真节点和时间触发***总线，多个飞行器仿真节点通过时间触发***总线相互连接，每个飞行器仿真节点包括飞行器***控制仿真模型、***内部数据收发模块、动力学仿真模块、数据预处理模块、***外部数据收发模块；飞行器***控制仿真模型包括GNC控制器、GNC***内控制总线、执行机构、执行机构监视模块、GNC敏感器、敏感器激励模拟器；
数据预处理模块将设定的动力学仿真模块初始状态包括***运行初始时间、***初始轨道位置、***初始姿态送至动力学仿真模块；
动力学仿真模块根据数据预处理模块设定的***的初始动力学参数包括运行初始拍时间、***初始轨道位置、***初始姿态进行轨道和姿态推算得到当前拍的***运行时间、***轨道位置和***姿态分别送至***内部数据收发模块和***外部数据收发模块；
***内部数据收发模块根据敏感器模型将当前拍***的动力学参数包括***运行时间、***轨道位置和***姿态转化成敏感器测量激励数据送至敏感器激励模拟器；敏感器激励模拟器根据敏感器测量激励数据对GNC敏感器进行光学激励或微波激励或热激励这些物理激励，使GNC敏感器形成敏感器测量信号，GNC敏感器将形成的敏感器测量信号通过GNC***内控制总线送至GNC控制器；
GNC控制器根据敏感器测量信号形成制导控制率，根据制导控制率形成控制指令，将控制指令通过GNC***内控制总线送至执行机构，执行机构根据收到的控制指令改变飞轮或发动机喷管的状态，同时将控制指令送至执行机构监视模块，执行机构监视模块监视执行机构送来的控制指令，同时将执行机构送来的控制指令发送给***内部数据收发模块，***内部数据收发模块将控制指令根据执行机构的额定控制参数转化为***控制力和***控制力矩，将***控制力和***控制力矩发送给动力学仿真模块；
***外部数据收发模块将从动力学仿真模块接收的当前拍***的动力学参数包括***运行时间、***轨道位置和***姿态通过时间触发***总线发送给其它飞行器***仿真节点，同时***外部数据收发模块接收其它飞行器***仿真节点的当前拍***的动力学参数包括***运行时间、***轨道位置和***姿态，以实现***内各飞行器***仿真节点间的动力学参数同步。
基于分布式时间触发的多体动力学参数确定方法，其特征在于：利用了分布式***的特点，使用时间触发数据总线在***内进行时间确定的数据交换，并最终达到***级动力学参数确定和同步的效果，方法的具体步骤如下：
(1)数据预处理模块将设定的动力学仿真模块初始状态包括***运行初始时间、***初始轨道位置、***初始姿态送至动力学仿真模块；
(2)动力学仿真模块根据数据预处理模块设定的***的初始动力学参数包括运行初始拍时间、***初始轨道位置、***初始姿态进行轨道和姿态推算得到当前拍的***运行时间、***轨道位置和***姿态分别送至***内部数据收发模块和***外部数据收发模块；
(3)***内部数据收发模块根据敏感器模型将当前拍***的动力学参数包括***运行时间、***轨道位置和***姿态转化成敏感器测量激励数据送至敏感器激励模拟器；
(4)敏感器激励模拟器根据敏感器测量激励数据对GNC敏感器进行光学激励或微波激励或热激励这些物理激励，使GNC敏感器形成敏感器测量信号，GNC敏感器将形成的敏感器测量信号通过GNC***内控制总线送至GNC控制器；
(5)GNC控制器根据敏感器测量信号形成制导控制率，根据制导控制率形成控制指令，将控制指令通过GNC***内控制总线送至执行机构；
(6)执行机构根据收到的控制指令改变飞轮或发动机喷管的状态，同时将控制指令送至执行机构监视模块；
(7)执行机构监视模块监视执行机构送来的控制指令，同时将执行机构送来的控制指令发送给***内部数据收发模块；
(8)***内部数据收发模块将控制指令根据执行机构的额定控制参数转化为***控制力Fc和***控制力矩Tc，将***控制力和***控制力矩发送给动力学仿真模块；
(9)***外部数据收发模块将从动力学仿真模块接收的当前拍***的动力学参数包括***运行时间、***轨道位置和***姿态发送到时间触发***总线，并从时间触发***总线上提取其它飞行器***仿真节点的***动力学参数；
(10)动力学仿真模块根据步骤(2)中当前拍的***运行时间、***轨道位置和***姿态计算当前拍的地球引力Fg、地球重力梯度力矩Tg和非预期的干扰力Fw和非预期干扰力矩Tw；
(11)动力学仿真模块根据步骤(8)中当前拍的***控制力Fc和步骤(10)中当前拍的地球引力Fg和非预期的干扰力Fw，再根据经典牛顿定律的轨道动力学微分方程计算出当前拍轨道动力学参数的二阶导数在根据当前拍轨道动力学参数的二阶导数推算出下一拍的***的动力学参数r，所述经典牛顿定律的轨道动力学微分方程为：
式中，代表惯性系下加速度(ax,ay,az)’,(r代表飞行器在地心惯性系下的位置(x,y,z)’,代表飞行器在地心惯性系下的速度(dx,dy,dz)’)，F代表飞行器受到的所有外力(包括惯性力)，其中Fg代表地球引力，FC代表执行机构控制力，Fw代表非预期的干扰力，m代表飞行器本体质量；
(12)动力学仿真模块根据步骤(8)中的***控制力矩Tc，和步骤(10)中的地球重力梯度力矩Tg和非预期干扰力矩Tw得到飞行器收到的合外力矩在本体系下投影T，再根据经典牛顿定律的姿态动力学微分方程计算出当前拍姿态动力学参数的二阶导数并推算出下一拍的姿态动力学参数ω，所述姿态动力学微分方程为：
式中ω是飞行器惯性系下角速度在本体系下的投影，是ω的斜对称矩阵，I是***转动惯量在本体系下投影，H是飞行器转动惯量在本体系下投影，T是飞行器收到的合外力矩在本体系下投影，TC是执行机构控制力矩，Tg地球重力梯度力矩，Tw是非预期干扰力矩；
(13)根据步骤(9)中的其它飞行器***动力学参数、步骤11中的轨道动力学微分方程和步骤(12)中姿态动力学微分方程，将轨道动力学微分方程和姿态动力学微分方程进行线性化得到公式(3)：
其中X代表轨道动力学参数或姿态动力学参数，t1代表目标仿真时间(一般是一个控制周期)，A代表经过线性化的***状态矩阵，B代表控制力到***状态的传递参数，FC代表执行机构控制力，Fw代表非预期的干扰力；
(14)根据步骤(13)中的公式(3)计算其它飞行器***动力学参数，完成本周期***中所有飞行器节点的动力学参数的确定。
本发明与现有技术相比的优点在于：
(1)本发明解决了分布式***的多体动力学参数交换和参数确定的问题，给出了一种基于时间触发分布式技术的***解决方案；
(2)传统的动力学计算都基于集中式的***体系结构，所有计算都集中在一台主控机上完成，其优点是非常容易实现，缺点是无法解决日益复杂的大***高精度环境动力学计算量问题，且无法利用分布式***的计算优势，因此必须找到一条解决该问题的技术途径；
(3)本发明的核心思想在于单飞行器***节点负责仿真完整的单飞行器动力学，其它动力学采用经过推导的简化公式进行递推，且周期性进行***级参数校正，保证终端对其它飞行器的递推参数不产生累积误差；
(4)本发明利用了***级分布式计算的特点，提高了***级仿真计算能力，也保证了***内所有终端的动力学精度指标满足要求。
附图说明
图1为本发明的***工作方法的流程图；
图2为本发明的***架构示意图；
图3为本发明的单飞行器***仿真节点工作时序图。
具体实施方式
本发明的基本思路是：首先建立以时间触发数据总线为基础的分布式***体系结构，在***中的每个飞行器***仿真节点负责完成本飞行器的闭环仿真过程，同时与其它飞行器***仿真节点交换动力学参数，再通过线性化的公式进行动力学参数推算，完成***动力学参数的确定和同步过程。
下面结合附图对本发明进行详细说明，分布式***组成如图2所示，***由5个飞行器***仿真节点组成，每个节点代表一个航天飞行器***，具备单航天器的所有特征；每个节点都可以独立运行，在独立运行状态下，相当于单飞行器的闭环仿真过程。在单航天器状态下，***主要由飞行器***控制仿真模型、***内部数据收发模块、动力学仿真模块、数据预处理模块、***外部数据收发模块组成。
分布式***中所有单飞行器***仿真节点都连接在一条时间触发数据总线上，并由单飞行器***中的***外部数据收发模块控制。时间触发***总线(Time TriggeredData Bus)不同于传统的如1553B总线和CAN总线，该总线上没有明确的主从关系，所有节点优先级相同，并按照事先约定好的流程分时、交替在总线上发送数据，这类数据总线的代表是FlexRay总线、TTP总线和TTEthernet总线。使用时间触发数据总线的优势在于***的运行不依赖于任何一个独立的节点，且***的可重构性更强，可以挂接2～10个不等的***节点。
飞行器***控制仿真模型是航天器的GNC***模型，该模型可以是GNC***实际产品，也可以是模拟GNC***功能的等效器。该模型由5个子模块组成：GNC控制器、GNC***内控制总线、执行机构、执行机构监视模块、GNC敏感器、敏感器激励模拟器。其中GNC控制器是该模型的核心模块，负责从GNC***内总线上采集各个敏感器的测量信息，并通过导航、制导率计算飞行器的控制指令，再通过GNC***内总线发送给执行机构；GNC敏感器负责GNC***的外部信息测量，再将测量信息发送给GNC控制器；敏感器激励模拟器是在地面配合敏感器模块工作的地面设备，模拟器首先从动力学仿真模块获得动力学参数，再将参数转化为不同敏感器所需的激励信号，比如星敏感器模拟器首先接收到动力学转换为敏感器测量数据的信号，再将该信号根据实际太空星座构型生成星敏感器在该状态下应该采集到的星空图像，再将该星空图像激励给星敏感器，使星敏感器真实输出动力学转化后的测量数据信号，达到地面仿真模拟的效果；执行机构是GNC***的执行模块，接收GNC控制器发送的控制指令并转化为执行机构的动作，如发动机喷管开机或飞轮加速转动等；执行机构监视模块专用于监视执行机构收到的指令和当前的运行状态，再转换为实际动力学控制力FC和控制力矩TC反馈给动力学，形成***闭环仿真。
动力学仿真模块主要负责计算本飞行器***动力学参数，并推算其它飞行器动力学参数，动力学参数确定分为两个主要内容：轨道动力学参数和姿态动力学参数。
(1)轨道动力学计算公式
环境动力学的仿真可以分为两个主要部分，一是轨道动力学仿真，二是姿态动力学仿真。轨道动力学的基础是二体引理定律，有：
F＝grad(U)
其中F是飞行器受到的引力，考虑飞行器受到的摄动，则有
其中R是摄动力位函数，有
grad(R)＝Frur+Ftut+Fnun
在飞行器轨道动力学中，地球引力是最大项，飞行器的控制力相对于地球引力是3阶小量，而摄动力相对于地球引力是6阶小量，因此在传统的轨道动力学微分方程中，在短时间内，可以将方程简化为线性(时间短)定常(外力影响小)微分方程，因此该微分方程应该有通解：
其中FW和FC分别是摄动力和控制力，地球引力与飞行器本体特性相关，在矩阵A中以常数体现。按照每160ms交换一次数据，则
t1-t0＝0.16
则使用该简化方程与真实环境动力学计算的偏差来自于FW和FC的不确定度，根据实际情况，FC的取值范围为(-300N～+300N)，FW的取值范围为(-5N～+5N)，飞行器物理特性为圆柱形，质量记为10吨，则微分方程通解的在0.16秒时间内的偏差不确定度为7mm。每160ms内的轨道动力学递推算法在惯性系下的位置不确定度在1cm以下，且不存在累积误差，满足航天器地面仿真试验的要求。
(2)姿态动力学计算公式
姿态动力学以姿态四元数为基础的表达形式为：
展开式为：
由于航天器在实际运行过程中的角速度很小，||ω||<0.005，因此在每个交换周期得到一次再使用该配合一阶龙哥库塔法计算下每个仿真周期的姿态四元数，有：
使用简化后的一阶龙哥库塔法进行姿态动力学计算的不确定度主要来自于TW(摄动力矩)和TC(控制力矩)的不确定性，TC的取值范围为(-250Nm～+250Nm)，TW的取值范围为(-3Nm～+3Nm)，飞行器惯量主轴取为105kg.m.m，则每160ms内的姿态动力学递推算法计算四元数结果转化到惯性系下姿态角度的不确定度为(-0.047度～+0.047度)。
由此确定了***体系结构、***信息流、单飞行器***仿真节点功能组成和***动力学参数确定方法，下面将描述如图1所示的基于分布式时间触发的多体动力学参数确定方法的具体实施步骤：
(1)数据预处理模块将设定的动力学仿真模块初始状态包括***运行初始时间、***初始轨道位置、***初始姿态送至动力学仿真模块；
(2)动力学仿真模块根据数据预处理模块设定的***的初始动力学参数包括运行初始拍时间、***初始轨道位置、***初始姿态进行轨道和姿态推算得到当前拍的***运行时间、***轨道位置和***姿态分别送至***内部数据收发模块和***外部数据收发模块；
(3)***内部数据收发模块根据敏感器模型将当前拍***的动力学参数包括***运行时间、***轨道位置和***姿态转化成敏感器测量激励数据送至敏感器激励模拟器；
(4)敏感器激励模拟器根据敏感器测量激励数据对GNC敏感器进行光学激励或微波激励或热激励这些物理激励，使GNC敏感器形成敏感器测量信号，GNC敏感器将形成的敏感器测量信号通过GNC***内控制总线送至GNC控制器；
(5)GNC控制器根据敏感器测量信号形成制导控制率，根据制导控制率形成控制指令，如在轨对地三轴控制情况下，GNC控制器根据星敏感器得到的测量数据，转化为当前飞行器的姿态信息，并根据PID控制器计算控制率，再根据发动机喷管，最终将控制指令通过GNC***内控制总线送至执行机构；
(6)执行机构根据收到的控制指令改变飞轮或发动机喷管的状态，同时将控制指令送至执行机构监视模块；
(7)执行机构监视模块监视执行机构送来的控制指令，同时将执行机构送来的控制指令发送给***内部数据收发模块；
(8)***内部数据收发模块将控制指令根据执行机构的额定控制参数转化为***控制力Fc和***控制力矩Tc，将***控制力和***控制力矩发送给动力学仿真模块；
(9)***外部数据收发模块将从动力学仿真模块接收的当前拍***的动力学参数包括***运行时间、***轨道位置和***姿态发送到时间触发***总线，并从时间触发***总线上提取其它飞行器***仿真节点的***动力学参数；以3个飞行器***仿真节点(A、B和C)为例，节点A将本节点中动力学仿真模块的本飞行器***动力学参数通过***外部数据收发模块发送到时间触发***总线上，同时从时间触发***总线上获取节点B和节点C发送的***动力学参数，这样以节点A来看，就获得了包括A、B和C在内的***中所有节点的动力学参数，同理节点B和节点C也可以获得***中所有节点的动力学参数；
(10)动力学仿真模块根据步骤(2)中当前拍的***运行时间、***轨道位置和***姿态计算当前拍的地球引力Fg、地球重力梯度力矩Tg和非预期的干扰力Fw和非预期干扰力矩Tw；
(11)动力学仿真模块根据步骤(8)中当前拍的***控制力Fc和步骤(10)中当前拍的地球引力Fg和非预期的干扰力Tg，再根据经典牛顿定律的轨道动力学微分方程计算出当前拍轨道动力学参数的二阶导数在根据当前拍轨道动力学参数的二阶导数推算出下一拍的***的动力学参数r，所述经典牛顿定律的轨道动力学微分方程为：
式中，代表惯性系下加速度(ax,ay,az)’,(r代表飞行器在地心惯性系下的位置(x,y,z)’,代表飞行器在地心惯性系下的速度(dx,dy,dz)’)，F代表飞行器受到的所有外力(包括惯性力)，其中Fg代表地球引力，FC代表执行机构控制力，FW代表非预期的干扰力，m代表飞行器本体质量；
(12)动力学仿真模块根据步骤(8)中的***控制力矩Tc，和步骤(10)中的地球重力梯度力矩Tg和非预期干扰力矩Tw得到飞行器收到的合外力矩在本体系下投影T，再根据经典牛顿定律的姿态动力学微分方程计算出当前拍姿态动力学参数的二阶导数，并推算出下一拍的姿态动力学参数ω，所述姿态动力学微分方程为：
式中ω是飞行器惯性系下角速度在本体系下的投影，是ω的斜对称矩阵，I是***转动惯量在本体系下投影，H是飞行器转动惯量在本体系下投影，T是飞行器收到的合外力矩在本体系下投影，TC是执行机构控制力矩，Tg地球重力梯度力矩，Tw是非预期干扰力矩；
(13)根据步骤(9)中的其它飞行器***动力学参数、步骤11中的轨道动力学微分方程和步骤(12)中姿态动力学微分方程，将轨道动力学微分方程和姿态动力学微分方程进行线性化得到公式(3)：
其中X代表轨道动力学参数或姿态动力学参数，t1代表目标仿真时间(一般是一个控制周期)，A代表经过线性化的***状态矩阵，B代表控制力到***状态的传递参数，FC代表执行机构控制力，Fw代表非预期的干扰力；
(14)根据步骤(13)中的公式(3)计算其它飞行器***动力学参数，完成本周期***中所有飞行器节点的动力学参数的确定；
(15)如图3所示，描述了在一种典型工况下，***中的单飞行器***仿真节点的工作时序，***的仿真周期为10ms，***的控制周期为160ms，时间触发***总线数据交换周期为160ms；其中A1～A8代表GNC控制器的工作时序，A1代表GNC控制器从GNC***内控制总线上获取GNC敏感器数据的任务时间，A2代表GNC控制器内部数据比对任务时间，A3代表导航计算任务时间，A4代表制导率计算任务时间，A5代表GNC控制器内部数据比对任务时间，A6代表GNC控制器向执行机构发送控制指令任务的时间，A7代表遥测数据处理任务时间，A8代表容错决策任务时间。D1～D10代表在1个控制器仿真周期内的动力学仿真模块的典型工作时序，D1代表与其它飞行器动力学参数交换过程，D2代表其它飞行器动力学参数更新过程，D3～D7代表***中不同单飞行器***仿真节点向时间触发***总线上发送该飞行器***动力学参数的任务时间，D10代表动力学仿真模块接收执行机构监视模块发送的执行机构控制指令，并加入***闭环仿真的任务时间；Q1～Q5代表在1个仿真周期内，动力学仿真模块的工作时序，Q1代表控制指令查询和更新任务时间，Q2代表执行机构模型仿真任务时间，Q3代表***轨道和姿态动力学模型计算任务时间，Q4代表外接口数据更新任务时间，Q5代表时钟和数据同步任务时间。在该典型工况下，***按照如图3所示的工作时序运行，则可以达到预期的***仿真和控制效果。
本发明中的环境动力学数据滤波算法是在基本轨道和姿态动力学的基础上，通过对航天器动力学特性的分析，将非线性微分方程在短时间内简化为定常线性微分方程，在满足仿真精度要求的同时简化了计算，并实现了分布式***动力学仿真的方法，为未来大***多航天器联合仿真提供了一条有效的技术实现途径。
本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。

Claims (2)

1.基于分布式时间触发的多体动力学参数确定***，其特征在于：包括多个飞行器***仿真节点和时间触发***总线，多个飞行器仿真节点通过时间触发***总线相互连接，每个飞行器仿真节点包括飞行器***控制仿真模型、***内部数据收发模块、动力学仿真模块、数据预处理模块、***外部数据收发模块；飞行器***控制仿真模型包括GNC控制器、GNC***内控制总线、执行机构、执行机构监视模块、GNC敏感器、敏感器激励模拟器；
数据预处理模块将设定的动力学仿真模块初始状态包括***运行初始时间、***初始轨道位置、***初始姿态送至动力学仿真模块；
动力学仿真模块根据数据预处理模块设定的***的初始动力学参数包括运行初始拍时间、***初始轨道位置、***初始姿态进行轨道和姿态推算得到当前拍的***运行时间、***轨道位置和***姿态分别送至***内部数据收发模块和***外部数据收发模块；
***内部数据收发模块根据敏感器模型将当前拍***的动力学参数包括***运行时间、***轨道位置和***姿态转化成敏感器测量激励数据送至敏感器激励模拟器；敏感器激励模拟器根据敏感器测量激励数据对GNC敏感器进行光学激励或微波激励或热激励这些物理激励，使GNC敏感器形成敏感器测量信号，GNC敏感器将形成的敏感器测量信号通过GNC***内控制总线送至GNC控制器；
GNC控制器根据敏感器测量信号形成制导控制率，根据制导控制率形成控制指令，将控制指令通过GNC***内控制总线送至执行机构，执行机构根据收到的控制指令改变飞轮或发动机喷管的状态，同时将控制指令送至执行机构监视模块，执行机构监视模块监视执行机构送来的控制指令，同时将执行机构送来的控制指令发送给***内部数据收发模块，***内部数据收发模块将控制指令根据执行机构的额定控制参数转化为***控制力和***控制力矩，将***控制力和***控制力矩发送给动力学仿真模块；
***外部数据收发模块将从动力学仿真模块接收的当前拍***的动力学参数包括***运行时间、***轨道位置和***姿态通过时间触发***总线发送给其它飞行器***仿真节点，同时***外部数据收发模块接收其它飞行器***仿真节点的当前拍***的动力学参数包括***运行时间、***轨道位置和***姿态，以实现***内各飞行器***仿真节点间的动力学参数同步。
2.基于分布式时间触发的多体动力学参数确定方法，其特征在于：具体步骤如下：
(1)数据预处理模块将设定的动力学仿真模块初始状态包括***运行初始时间、***初始轨道位置、***初始姿态送至动力学仿真模块；
(2)动力学仿真模块根据数据预处理模块设定的***的初始动力学参数包括运行初始拍时间、***初始轨道位置、***初始姿态进行轨道和姿态推算得到当前拍的***运行时间、***轨道位置和***姿态分别送至***内部数据收发模块和***外部数据收发模块；
(3)***内部数据收发模块根据敏感器模型将当前拍***的动力学参数包括***运行时间、***轨道位置和***姿态转化成敏感器测量激励数据送至敏感器激励模拟器；
(4)敏感器激励模拟器根据敏感器测量激励数据对GNC敏感器进行光学激励或微波激励或热激励这些物理激励，使GNC敏感器形成敏感器测量信号，GNC敏感器将形成的敏感器测量信号通过GNC***内控制总线送至GNC控制器；
(5)GNC控制器根据敏感器测量信号形成制导控制率，根据制导控制率形成控制指令，将控制指令通过GNC***内控制总线送至执行机构；
(6)执行机构根据收到的控制指令改变飞轮或发动机喷管的状态，同时将控制指令送至执行机构监视模块；
(7)执行机构监视模块监视执行机构送来的控制指令，同时将执行机构送来的控制指令发送给***内部数据收发模块；
(8)***内部数据收发模块将控制指令根据执行机构的额定控制参数转化为***控制力Fc和***控制力矩Tc，将***控制力和***控制力矩发送给动力学仿真模块；
(9)***外部数据收发模块将从动力学仿真模块接收的当前拍***的动力学参数包括***运行时间、***轨道位置和***姿态发送到时间触发***总线，并从时间触发***总线上提取其它飞行器***仿真节点的***动力学参数；
(10)动力学仿真模块根据步骤(2)中当前拍的***运行时间、***轨道位置和***姿态计算当前拍的地球引力Fg、地球重力梯度力矩Tg和非预期的干扰力Fw和非预期干扰力矩Tw；
(11)动力学仿真模块根据步骤(8)中当前拍的***控制力Fc和步骤(10)中当前拍的地球引力Fg和非预期的干扰力Fw，再根据经典牛顿定律的轨道动力学微分方程计算出当前拍轨道动力学参数的二阶导数再根据当前拍轨道动力学参数的二阶导数推算出下一拍的***的动力学参数r，所述经典牛顿定律的轨道动力学微分方程为：
r &CenterDot;&CenterDot; = F m = F g + F c + F w m - - - ( 1 )
式中代表惯性系下加速度(ax,ay,az)’，F代表飞行器受到的所有外力，其中Fg代表地球引力，Fc代表***控制力，Fw代表非预期的干扰力，m代表飞行器本体质量；
(12)动力学仿真模块根据步骤(8)中的***控制力矩Tc，和步骤(10)中的地球重力梯度力矩Tg和非预期干扰力矩Tw得到飞行器收到的合外力矩在本体系下投影T，再根据经典牛顿定律的姿态动力学微分方程计算出当前拍姿态动力学参数的导数并推算出下一拍的姿态动力学参数ω，所述姿态动力学微分方程为：
I &omega; &CenterDot; + &omega; ~ * H = T = T C + T g + T w - - - ( 2 )
式中ω是飞行器惯性系下角速度在本体系下的投影，是ω的斜对称矩阵，I是***转动惯量在本体系下投影，H是飞行器转动惯量在本体系下投影，T是飞行器收到的合外力矩在本体系下投影，TC是***控制力矩，Tg地球重力梯度力矩，Tw是非预期干扰力矩；
(13)根据步骤(9)中的其它飞行器***动力学参数、步骤(11)中的轨道动力学微分方程和步骤(12)中姿态动力学微分方程，将轨道动力学微分方程和姿态动力学微分方程进行线性化得到公式(3)：
X t 1 = e At 1 + &Integral; t 0 t 1 e A ( t 1 - &tau; ) B ( F w + F C ) d &tau; - - - ( 3 )
其中，X代表轨道动力学参数或姿态动力学参数，t1代表目标仿真时间，A代表经过线性化的***状态矩阵，B代表控制力到***状态的传递参数，FC代表***控制力，Fw代表非预期的干扰力；
(14)根据步骤(13)中的公式(3)计算其它飞行器***动力学参数，完成本周期***中所有飞行器节点的动力学参数的确定。
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