CN115356947A - 一种交互式航天器快速任务规划仿真***和方法 - Google Patents
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Abstract
一种交互式航天器快速任务规划仿真***和方法，***包括以下模块：航天器模型库，用于存储航天器模型资源；任务时间筛选模块，用于根据用户规划的任务时间段、任务关键事件和每个关键事件中航天器的轨道参数，计算任务中各关键事件的可选时间段；任务场景配置模块，用于根据用户选择的航天器模型、每个关键事件对应的时间段、以及航天器模型的轨道参数、姿态参数、动作参数、视场参数和链路参数，生成规划任务；仿真模块，用于根据任务时间和任务中每个关键事件对应的航天器模型的轨道参数、姿态参数、动作参数、视场参数和链路参数对所述规划任务进行可视化仿真。
Description
技术领域
本发明涉及航天器任务规划技术领域，尤其涉及一种交互式航天器快速任务规划仿真***和方法。
背景技术
目前航天器任务规划需要分为五个基本步骤：(1)给定任务场景的初始状态、初始时间；(2)推演计算、分析任务执行依赖的外部条件，包括：空间环境条件(如光照地影区、太阳角等)、测控通信条件、任务目标相对距离和方位关系等，寻找备选时间窗口；(3)根据航天器的任务能力参数和工作模式约束条件初步筛选备选时间窗口；(4)估算推进剂、电源等资源消耗情况；(5)演示验证复核设计结果，必要时进行迭代优化设计。
实现一次任务规划流程较为繁琐，首先外部条件依赖于工具软件或用户自研算法生成多类数据文件，筛选时间窗口工作复杂；其次约束条件检查困难，约束规则变化多，人工检查困难、出错率高；最后，实际任务设计需要根据情况频繁调整，更加大了工作难度。
发明内容
鉴于上述的分析，本发明实施例旨在提供一种交互式航天器快速任务规划仿真***和方法，用以解决现有航天器规划***流程繁琐效率低的问题。
一方面，本发明实施例提供了一种交互式航天器快速任务规划仿真***，包括以下模块：
航天器模型库，用于存储航天器模型资源；
任务时间筛选模块，用于根据用户规划的任务时间段、任务关键事件和每个关键事件中航天器的轨道参数，计算任务中各关键事件的可选时间段；
任务场景配置模块，用于根据用户选择的航天器模型、每个关键事件对应的时间段、以及航天器模型的轨道参数、姿态参数、动作参数、视场参数和链路参数，生成规划任务；
仿真模块，用于根据任务时间和任务中每个关键事件对应的航天器模型的轨道参数、姿态参数、动作参数、视场参数和链路参数对所述规划任务进行可视化仿真。
进一步地，所述任务时间筛选模块，包括：
第一可见性计算模块，用于根据任务航天器的轨道参数计算任务时间段内每一仿真时刻任务航天器的光照可见性；
第二可见性计算模块，用于根据任务航天器的轨道参数计算任务时间段内每一仿真时刻任务航天器和目标间的相对可见性；
第三可见性计算模块，用于根据任务航天器的轨道参数计算任务时间段内每一仿真时刻任务航天器与地面站间的相对可见性；
约束条件计算模块，用于根据任务航天器的轨道参数计算任务时间段内每一仿真时刻任务航天器是否处于月影区、目标对任务航天器的目标高度角、太阳对任务航天器的太阳高度角、方位角和任务航天器和目标间的距离。
进一步地，所述第一可见性计算模块采用以下步骤计算任务时间段内每一仿真时刻任务航天器的光照可见性：
根据星历数据计算J2000坐标系下当前仿真时刻太阳位置矢量Rs；根据任务航天器的轨道参数计算J2000坐标系下当前仿真时刻任务航天器的位置矢量Ra；
计算太阳位置矢量和任务航天位置矢量间的夹角；若所述夹角小于太阳位置矢量到地表的切线与太阳位置矢量的夹角，则当前仿真时刻为光照可见时刻；
否则，计算地心到太阳位置和任务航天器位置的连接线的垂直距离，若所述垂直距离大于地球半径，则当前仿真时刻为光照可见时刻；否则当前时刻为光照不可见时刻。
进一步地，所述第三可见性计算模块根据任务航天器的轨道参数计算任务时间段内每一仿真时刻任务航天器与地面站间的相对可见性，包括：
根据任务航天器的轨道参数计算J2000坐标系下当前仿真时刻任务航天器的位置矢量Ra；将任务航天器的位置矢量转化为地固系下的位置矢量R0；
根据地面站的经度、纬度和高度，计算地面站在地固坐标系下的位置矢量Rg；
计算地面目标指向任务航天器的相对矢量，并将所述相对矢量转换为以地面站为原点的北天东坐标系下；
计算相对矢量的高度角参数，若所述高度角参数大于阈值，则当前时刻为相对可见时刻，否则，当前时刻为相对不可见时刻。
进一步地，所述约束条件计算模块包括：
月影区计算模块，用于根据地球J2000坐标系下太阳、任务航天器和月球的几何位置关系计算每一仿真时刻任务航天器是否处于月影区；
相对位置计算模块，用于基于任务航天器VVLH坐标系下任务航天器指向目标的相对矢量计算每一仿真时刻目标相对于任务航天器的高度角、方位角和距离；
太阳高度角计算模块，用于根据任务航天器VVLH坐标系下的太阳位置矢量计算每一仿真时刻的太阳高度角。
进一步地，所述月影区计算模块采用以下方式计算每一仿真时刻任务航天器是否处于月影区：
根据星历数据计算J2000坐标系下当前仿真时刻太阳位置矢量Rs和月球位置矢量Rm；根据任务航天器的轨道参数计算J2000坐标系下当前仿真时刻任务航天器在位置矢量Ra；
将太阳位置矢量和航天器位置矢量转换到月心惯性坐标系下；
在月心惯性坐标系下根据太阳、任务航天器和月心的位置关系计算当前时刻任务航天器是否处于月影区。
进一步地，相对位置计算模块采用以下方式计算每一仿真时刻目标相对于任务航天器的高度角、方位角和距离：
建立当前仿真时刻的任务航天器VVLH坐标系；
将任务航天器指向目标的相对矢量转换到任务航天器VVLH坐标系下；
基于任务航天器VVLH坐标系下任务航天器指向目标的相对矢量计目标相对于任务航天器的高度角、方位角和距离。
进一步地，所述航天器模型动作包括动画动作和状态动作；
若用户选择的为状态动作，则所述动作参数包括动作开始时间、动作节点，节点状态；仿真模块根据任务时间和任务中每个关键事件对应的航天器模型的轨道参数、姿态参数、动作参数、视场参数和链路参数对所述规划任务进行可视化仿真，包括：
根据所述动作开始时间、动作节点，节点状态计算每个仿真时刻所述动作节点的状态；
若用户选择的动作为动画动作，则所述动作参数包括动作初始值、动作结束值，动作时长，动作开始时间、动作结束时间、动作节点；仿真模块根据任务时间和任务中每个关键事件对应的航天器模型的轨道参数、姿态参数、动作参数、视场参数和链路参数对所述规划任务进行可视化仿真，包括：
根据所述动作初始值、动作结束值、动作时长、动作节点、动作开始时间和动作结束时间，采用线性插值法计算动作时长中每个时刻所述动作节点的坐标数据。
一方面，本发明实施例提供了一种交互式航天器快速任务规划仿真方法，包括以下步骤：
根据用户规划的任务时间段、任务关键事件和每个关键事件中航天器的轨道参数，计算任务中各关键事件的可选时间段；
根据用户选择的航天器模型、每个关键事件对应的时间段、以及航天器模型的轨道参数、姿态参数、动作参数、视场参数和链路参数，生成规划任务；
根据任务时间和任务中每个关键事件对应的航天器模型的轨道参数、姿态参数、动作参数、视场参数和链路参数对所述规划任务进行可视化仿真。
进一步地，所述根据用户规划的任务时间段、任务关键事件和每个关键事件中航天器的轨道参数，计算任务中各关键事件的可选时间段，包括：
根据任务航天器的轨道参数计算任务时间段内每一仿真时刻任务航天器的光照可见性；
根据任务航天器的轨道参数计算任务时间段内每一仿真时刻任务航天器和目标间的相对可见性；
根据任务航天器的轨道参数计算任务时间段内每一仿真时刻任务航天器与地面站间的相对可见性；
根据任务航天器的轨道参数计算任务时间段内每一仿真时刻任务航天器是否处于月影区、目标对任务航天器的目标高度角、太阳对任务航天器的太阳高度角、方位角和任务航天器和目标间的距离；
关键事件的可见性条件和约束条件计算各关键事件的可选时间段。
与现有技术相比，本发明通过采用航天器模型库为***提供航天器模型资源，通过时间筛选模块自动计算任务中各关键事件的可选时间段，通过任务场景配置模块方便快捷的进任务场景的编排配置，从而生成规划任务，通过仿真模块可快速的进行可视化仿真，当任务规划需要调整时，可快速对时间或场景参数进行调整，从而简化规划过程，提高工作效率。
本发明中，上述各技术方案之间还可以相互组合，以实现更多的优选组合方案。本发明的其他特征和优点将在随后的说明书中阐述，并且，部分优点可从说明书中变得显而易见，或者通过实施本发明而了解。本发明的目的和其他优点可通过说明书以及附图中所特别指出的内容中来实现和获得。
附图说明
附图仅用于示出具体实施例的目的，而并不认为是对本发明的限制，在整个附图中，相同的参考符号表示相同的部件。
图1为本发明实施例的交互式航天器快速任务规划仿真***的框图；
图2为本发明实施例的交互式航天器快速任务规划仿真方法的流程图；
具体实施方式
下面结合附图来具体描述本发明的优选实施例，其中，附图构成本申请一部分，并与本发明的实施例一起用于阐释本发明的原理，并非用于限定本发明的范围。
本发明的一个具体实施例，公开了一种交互式航天器快速任务规划仿真***，包括以下模块：
航天器模型库，用于存储航天器模型资源；
任务时间筛选模块，用于根据用户规划的任务时间段、任务关键事件和每个关键事件中航天器的轨道参数，计算任务中各关键事件的可选时间段；
任务场景配置模块，用于根据用户选择的航天器模型、每个关键事件对应的时间段、以及航天器模型的轨道参数、姿态参数、动作参数、视场参数和链路参数，生成规划任务；
仿真模块，用于根据任务时间和任务中每个关键事件对应的航天器模型的轨道参数、姿态参数、动作参数、视场参数和链路参数对所述规划任务进行可视化仿真。
通过采用航天器模型库为***提供航天器模型资源，通过时间筛选模块自动计算任务中各关键事件的可选时间段，通过任务场景配置模块方便快捷的进任务场景的编排配置，从而生成规划任务，通过仿真模块可快速的进行可视化仿真，当任务规划需要调整时，可快速对时间或场景参数进行调整，从而简化规划过程，提高工作效率。
实施时，航天器模型库中存储航天器基本信息和对应的三维航天器模型，用户在使用***时，可从模型库中选择感兴趣的航天器模型进行任务规划。需要说明的是，航天器包括任务航天器、目标航天器和中继卫星，用户可根据任务需要选择不同的航天器进行任务规划。
实施时，可首先获取用户规划的任务时间段、任务中包含的关键事件和每个关键事件中航天器的轨道参数，进而计算任务中每个关键事件的可选时间段。
例如规划的任务为对地成像任务；任务中的关键事件包括：对日定向充电、对目标定向、拍照成像、对日定向充电、数据回传。
其中目标可为航天器目标或地面目标。
根据用户选择的航天器及其在每个关键事件中对应的轨道参数，可计算任务中各关键事件的可选时间段。
具体的，所述任务时间筛选模块，包括：
第一可见性计算模块，用于根据任务航天器的轨道参数计算任务时间段内每一仿真时刻任务航天器的光照可见性；
第二可见性计算模块，用于根据任务航天器的轨道参数计算任务时间段内每一仿真时刻任务航天器和目标间的相对可见性；
第三可见性计算模块，用于根据任务航天器的轨道参数计算任务时间段内每一仿真时刻任务航天器与地面站间的相对可见性；
约束条件计算模块，用于根据任务航天器的轨道参数计算任务时间段内每一仿真时刻目标对任务航天器的目标高度角、太阳对任务航天器的太阳高度角、方位角和任务航天器和目标间的距离。
根据用户设置的关键事件中航天器的工作模式和约束条件，对上述各模块计算出的时间段进行组合筛选，得到可选时间段。例如光学类有效载荷对目标摆成成像，筛选条件为光照可见，且对成像目标相对可见，且约束条件为目标对任务航天器的高度角不大于航天器最大侧摆能力以及太阳对目标高度角在设计范围内；再例如太阳翼对日定向充电工作模式为光照可见，且约束条件为太阳对任务航天器的高度角大于指定的最小值。
具体的，第一可见性计算模块采用以下步骤计算任务时间段内每一仿真时刻任务航天器的光照可见性：
S11、根据星历数据计算J2000坐标系下当前仿真时刻太阳位置矢量Rs；根据任务航天器的轨道参数计算J2000坐标系下当前仿真时刻任务航天器的位置矢量Ra；
实施时，从用户规划的任务起始时刻开始到任务结束时刻为止，根据仿真步长，计算每一仿真时刻任务航天器的光照可见性。
实施时，星历数据可采用DE405星历表，根据星历表插即计算出当前仿真时刻太阳、地球在ICRF坐标系下的位置矢量：Rs_icrf，Rs_icrf。
采用以下公式将太阳从ICRF坐标系转换到地球J2000坐标系下：
Rs＝Rs_icrf-Re_icrf
根据任务航天器轨道参数或轨道参数数据文件，计算任务航天器在地球J2000坐标系下的位置矢量Ra。
航天器的轨道参数包括历元时刻Te、半长轴a、偏心率e、轨道倾角i、升交点赤经Ω、近地点幅角w、平近点角Mepoch。实施时可根据轨道参数采用体轨道预报算法计算任务航天器的位置矢量Ra和速度Va。轨道参数也可直接为理论数据文件，直接读取理论数据文件中的时序数据，插值计算出当前仿真时刻的任务航天器的位置矢量Ra和速度Va。
S12、计算太阳位置矢量和任务航天位置矢量间的夹角；若所述夹角小于太阳位置矢量到地表的切线与太阳位置矢量的夹角，则当前仿真时刻为光照可见时刻。
具体的，根据太阳、任务航天器和地球三者几何关系计算当前时刻任务航天器处于光照区或地影区，即任务航天器的光照可见性。
S121、计算太阳Rs、任务航天器Ra、地心O组成的三角形边长：
a＝||Rs||
b＝||Ra||
c＝||Rs-Ra||
S122、计算太阳位置矢量和任务航天位置矢量间的夹角β
β＝arccos((a2+b2-c2)/2ab
S123、太阳位置矢量到地表的切线与太阳位置矢量的夹角ang
S124、若所述夹角β小于太阳位置矢量到地表的切线与太阳位置矢量的夹角ang，则当前仿真时刻为光照可见时刻。
S13、否则，计算地心到太阳位置和任务航天器位置的连接线的垂直距离，若所述垂直距离大于地球半径，则当前仿真时刻为光照可见时刻；否则当前时刻为光照不可见时刻。
具体的，首先采用海伦公式求三角形面积得到地心到太阳位置矢量和任务航天器的连线的垂直距离：
半周长p＝(a+b+c)/2
面积
垂直距离h＝2s/c
考虑地球为椭球体，采用三点平面方程计算与所述太阳位置和任务航天器位置的连接线平行的地表切线的切点所在纬度phi：
A＝Rs[1]*Ra[2]-Rs[2]*Ra[1]
B＝Ra[0]*Rs[2]-Rs[0]*Ra[2]
C＝Rs[0]*Ra[1]-Ra[0]*Rs[1]
因此，切点的地球半径
其中，Re为地球赤道半径，取值6378137.0，Rp为地球两极半径，取值6356755.0。
Ra[0]、Ra[1]和Ra[2]分别表示Ra在地球J2000坐标系下三个坐标轴的值。Rs[0]、Rs[1]和Rs[2]分别表示Rs在地球J2000坐标系下三个坐标轴的值。
若h大于R，则判断当前时刻为光照可见时刻，即任务航天器处于光照区，否则当前为光照不可见时刻，即任务航天器处于地影区。
计算每个仿真时刻任务航天器的光照可见性后，为了进一步提高计算精度，若相邻两个仿真时刻的可见性发生变化，则在该相连两个仿真时刻的时间范围内，采用更小的仿真步长按照上述S11-S13的步骤计算每个时刻的光照可见性，从而提高计算精度。
任务航天器对目标执行任务，因此需要计算任务航天器和目标间的相对可见性。
对于航天器目标，可根据其轨道参数，采用步骤S11中计算任务航天器的位置矢量的方式计算目标航天器在地球J2000坐标系下的位置矢量Ra2。
采用步骤S121-S124中同样的方式计算任务航天器与目标航天器的相对可见性，将其中的太阳替换为目标航天器。
即计算目标航天器Ra2、任务航天器Ra、地心O组成的三角形边长；根据三角形变成计算目标航天器位置矢量和任务航天位置矢量间的夹角；若该夹角小于目标航天器到地表的切线与目标航天器位置矢量的夹角，则当前时刻任务航天器与目标航天器相对可见，否则，当前时刻任务航天器和目标航天器相对不可见。
对于地面目标，可采用任务航天器与地面站间的相对可见性的计算过程来计算。
具体的，第三可见性计算模块根据任务航天器的轨道参数计算任务时间段内每一仿真时刻任务航天器与地面站间的相对可见性，包括：
S31、根据任务航天器的轨道参数计算J2000坐标系下当前仿真时刻任务航天器的位置矢量Ra；将任务航天器的位置矢量转化为地固系下的位置矢量R0；
J2000坐标系下当前仿真时刻任务航天器位置矢量Ra可按照步骤S11中的方式计算。
根据地球J2000坐标系到地固坐标系的转换矩阵M将任务航天器的位置矢量转化为地固系下的位置矢量R0＝M*Ra。
S32、根据地面站的经度、纬度和高度，计算地面站在地固坐标系下的位置矢量Rg；
根据纬度计算地球WGS84参考椭球体椭球面卯酉圈的曲率半径
根据公式
计算地面站在地固坐标系下的位置矢量Rg，其中，att表示地面站的高度，lat表示地面站的纬度，lon表示地面站的经度，e2表示地球WGS84参考椭球体第一偏心率的平方。
S33、计算地面目标指向任务航天器的相对矢量，并将所述相对矢量转换为以地面站为原点的北天东坐标系下；
地固坐标系下地面目标指向任务航天器的相对矢量为Rg-Ra。
根据地面站经度、纬度计算地固坐标系与以地面站为原点的北天东坐标系转换矩阵MNUE：
以地面站为原点的北天东坐标系下地面目标指向任务航天器的相对矢量Rga＝MNUE*(Rg-Ra)。
S34、计算相对矢量的高度角参数，若所述高度角参数大于阈值，则当前时刻为相对可见时刻，否则，当前时刻为相对不可见时刻。
高度角参数
Rga[0]、Rga[1]和Rga[2]分别表示Rga北天东坐标系下三个坐标轴的值。
判定高度角是否满足可见条件，例如阈值为5°，若elevation大于阈值，则当前时刻任务航天器和地面站相对可见，否则相对不可见。
在规划某些航天器任务时，还需要考虑约束条件，具体的，约束条件包括是否处在月影区、目标对任务航天器的目标高度角、太阳对任务航天器的太阳高度角、方位角和任务航天器和目标间的距离。
具体的，约束条件计算模块包括：
月影区计算模块，用于根据地球J2000坐标系下太阳、任务航天器和月球的几何位置关系计算每一仿真时刻任务航天器是否处于月影区；
相对位置计算模块，用于基于任务航天器VVLH坐标系下任务航天器指向目标的相对矢量计算每一仿真时刻目标相对于任务航天器的高度角、方位角和距离；
太阳高度角计算模块，用于根据任务航天器VVLH坐标系下的太阳位置矢量计算每一仿真时刻的太阳高度角。
具体的，月影区计算模块采用以下步骤计算每一仿真时刻任务航天器是否处于月影区：
S411、根据星历数据计算J2000坐标系下当前仿真时刻太阳位置矢量Rs和月球位置矢量Rm；根据任务航天器的轨道参数计算J2000坐标系下当前仿真时刻任务航天器的位置矢量Ra。
实施时，可采用步骤S11的方式根据星历数据插值计算出当前仿真时刻太阳、月球、地球在ICRF坐标系下的位置矢量：Rs_icrf，Rm_icrf，Re_icrf。
采用以下公式将太阳、月球位置矢量从ICRF坐标系转换到地球J2000坐标系下：
Rs＝Rs_icrf-Re_icrf
Rm＝Rm_icrf-Re_icrf
可采用步骤S11的方式计算任务航天器的位置矢量Ra。
S412、将太阳位置矢量和航天器位置矢量转换到月心惯性坐标系下
Rs′＝Rs-Rm
Ra′＝Ra-Rm
S413、在月心惯性坐标系下根据太阳、任务航天器和月心的位置关系计算当前时刻任务航天器是否处于月影区。
具体的，计算太阳、任务航天器和月心组成的三角形边长。
a′＝||Rs′||
b′＝||Ra′||
c′＝||Rs′-Ra′||
计算太阳位置矢量和任务航天位置矢量间的夹角β′
β′＝arccos((a′2+b′2-c′2)/2a′b′
计算太阳位置矢量到月表的切线与太阳位置矢量的夹角ang′
其中，Rme表示月球半径。
计算月心到太阳位置和任务航天器位置的连接线的垂直距离h′
半周长p′＝(a′+b′+c′)/2
面积
垂直距离h′＝2s′/c′
若β′＞ang′并且h′＜Rme则当前时刻任务航天器在月影区，否在当前时刻航天器不在月影区。
相对位置计算模块采用以下方式计算每一仿真时刻目标相对于任务航天器的高度角、方位角和距离：
S421、建立当前仿真时刻的任务航天器VVLH坐标系
将当前仿真时刻任务航天器的位置矢量和速度矢量转换为单位向量，建立任务航天器VVLH坐标系
任务航天器VVLH坐标系表示为：
axisZ＝-IRa
axisY＝IVa×IRa
axisX＝axisY×axisZ
其中，×表示向量的叉乘。
S422、将任务航天器指向目标的相对矢量转换到任务航天器VVLH坐标系下
计算当前时刻地球J2000坐标系到任务航天器VVLH坐标系的转换矩阵
若为航天器目标，则转换后的相对矢量Raa′＝MV*(Ra2-Ra)，若为地面目标，则转换后的相对矢量Rga′＝MV*((M-1*Rg)-Ra)。其中，M表示地球J2000坐标系到地固坐标系的转换矩阵。
S423、基于任务航天器VVLH坐标系下任务航天器指向目标的相对矢量计目标相对于任务航天器的高度角、方位角和距离
若目标为航天器目标，则：
高度角
方位角
距离azmuith1＝||Raa′||
若目标为地面目标，则：
高度角
方位角
距离azmuith2＝||Rga′||
太阳高度角计算模块采用以下方式计算每一仿真时刻的太阳高度角：
根据当前时刻地球J2000坐标系到任务航天器VVLH坐标系的转换矩阵MV将任务航天器指向太阳的相对矢量转到任务航天器VVLH坐标系Rsa＝Mv*(Rs-Ra)；
太阳高度角
计算每个时刻的任务航天器的光照可见性、任务航天器与目标的相对可见性、任务航天器与地面站的相对可见性以及约束条件后，根据用户设置的关键事件中航天器的工作模式和约束条件，对上述各模块计算出的时间段进行组合筛选，得到可选时间段。例如光学类有效载荷对目标摆成成像，筛选条件为光照可见，且对成像目标相对可见，且约束条件为目标对任务航天器的高度角不大于航天器最大侧摆能力以及太阳对目标高度角在设计范围内；再例如太阳翼对日定向充电工作模式为光照可见，且约束条件为太阳对任务航天器的高度角大于指定的最小值。从而可以方便快速的进行不同关键事件的时间筛选，并且计算结果准确，减少了出错率，当需要调整规划的各个关键事件的时间时也可快速进行调整选择，从而提高了工作效率。
用户确定了任务规划中每个关键事件对应的时间后，可对任务场景进行配置，即配置每个关键事件中航天器的对应的姿态参数、动作参数、时长参数和链路参数，根据用户配置的场景参数生成对应的规划任务。
姿态参数根据不同的姿态类型而不同：
若为固定姿态类型则参数包括姿态四元数和/或欧拉角；实施时，将欧拉角转为姿态四元数。
若为跟随坐标姿态可为包括为跟随地球J2000、航天器VVLH坐标系或航天器LVLH坐标系；计算跟随的坐标系到地固坐标系的转换矩阵Matt，例如地球J2000到地固系的转换矩阵为Matt＝M，将转换矩阵折算为姿态四元数。
根据姿态参数可计算每一仿真时刻任务航天器模型或目标航天器模型的姿态四元数。
所述航天器模型动作包括动画动作和状态动作。
若用户选择的为状态动作，则所述动作参数包括动作开始时间、动作节点，节点状态；仿真模块根据任务时间和任务中每个关键事件对应的航天器模型的轨道参数、姿态参数、动作参数、视场参数和链路参数对所述规划任务进行可视化仿真，包括：
根据所述动作开始时间、动作节点，节点状态计算每个仿真时刻所述动作节点的状态；
状态动作即航天器模型某个状态的开关，例如发动机点火的开关状态，对于此类动作，对应的动作参数包括动作开始事件、动作对应的动作节点、节点状态，节点状态包括节点的可见状态或不可见状态。根据动作参数可计算出每个仿真时刻动作节点的状态。
若用户选择的动作为动画动作，则所述动作参数包括动作初始值、动作结束值，动作时长，动作开始时间、动作结束时间、动作节点；仿真模块根据任务时间和任务中每个关键事件对应的航天器模型的轨道参数、姿态参数、动作参数、视场参数和链路参数对所述规划任务进行可视化仿真，包括：
根据所述动作初始值、动作结束值、动作时长、动作节点、动作开始时间和动作结束时间，采用线性插值法计算动作时长中每个时刻所述动作节点的坐标数据；
动画动作例如航天器太阳翼转动、火箭抛整流罩、航天器太阳翼展开、航天器天线跟踪机构展开等。
动画动作分为一次性动画动作和重复性动画动作，若为一次性动画动作，则根据动作初始值、动作结束值、动作时长和动作节点，采用线性插值方法得到整个播放过程中动作节点的坐标数据，然后根据动作开始时间将动作节点的坐标数据对应到任务仿真时间中，得到每一仿真时刻动作节点的坐标数据。
若为重复性动画动作，则根据动作初始值、动作结束值、动作时长和动作节点，采用线性插值方法得到一次播放过程中动作节点的坐标数据，然后根据动作开始时间、动作结束时间将动作节点的坐标数据对应到任务仿真时间中，得到每一仿真时刻动作节点的坐标数据。
其中，动作的初始值、结束值可为动作节点的相对于其装配坐标的某个轴的旋转、平移和缩放的数值。
需要说明的是，动作节点指的是航天器模型中的发生动作的节点。
视场参数包括视场开始时间、视场结束时间、视场形状。
链路参数包括链路开始时间、链路结束时间。
根据任务中每个关键事件的时间、每个关键事件中航天器模型的轨道参数、姿态参数、动作参数、视场参数和链路参数，从而得到每一时刻航天器模型的位置、姿态、动作、视场和链路状态数据，从而生成规划任务。通过仿真模块对任务进行可视化仿真可可视化的显示规划的任务效果，便于用户查看规划是否合理。
实施时，将每一时刻航天器模型的位置、姿态、动作、视场和链路状态数据发送至仿真模块进行可视化仿真，例如可采用Cesium引擎进行仿真显示。实施时，可将仿真数据采用JSON文件可是进行仿真数据的传输。
本发明的一个具体实施例，公开了一种交互式航天器快速任务规划仿真方法，包括以下步骤：
根据用户规划的任务时间段、任务关键事件和每个关键事件中航天器的轨道参数，计算任务中各关键事件的可选时间段；
根据用户选择的航天器模型、每个关键事件对应的时间段、以及航天器模型的轨道参数、姿态参数、动作参数、视场参数和链路参数，生成规划任务；
根据任务时间和任务中每个关键事件对应的航天器模型的轨道参数、姿态参数、动作参数、视场参数和链路参数对所述规划任务进行可视化仿真。
优选的，所述根据用户规划的任务时间段、任务关键事件和每个关键事件中航天器的轨道参数，计算任务中各关键事件的可选时间段，包括：
根据任务航天器的轨道参数计算任务时间段内每一仿真时刻任务航天器的光照可见性；
根据任务航天器的轨道参数计算任务时间段内每一仿真时刻任务航天器和目标间的相对可见性；
根据任务航天器的轨道参数计算任务时间段内每一仿真时刻任务航天器与地面站间的相对可见性；
根据任务航天器的轨道参数计算任务时间段内每一仿真时刻任务航天器是否处于月影区、目标对任务航天器的目标高度角、太阳对任务航天器的太阳高度角、方位角和任务航天器和目标间的距离；
关键事件的可见性条件和约束条件计算各关键事件的可选时间段。
上述方法实施例和***实施例，基于相同的原理，其相关之处可相互借鉴，且能达到相同的技术效果。具体实施过程参见前述实施例，此处不再赘述。
本领域技术人员可以理解，实现上述实施例方法的全部或部分流程，可以通过计算机程序来指令相关的硬件来完成，所述的程序可存储于计算机可读存储介质中。其中，所述计算机可读存储介质为磁盘、光盘、只读存储记忆体或随机存储记忆体等。
以上所述，仅为本发明较佳的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。
Claims (10)
1.一种交互式航天器快速任务规划仿真***，其特征在于，包括以下模块：
航天器模型库，用于存储航天器模型资源；
任务时间筛选模块，用于根据用户规划的任务时间段、任务关键事件和每个关键事件中航天器的轨道参数，计算任务中各关键事件的可选时间段；
任务场景配置模块，用于根据用户选择的航天器模型、每个关键事件对应的时间段、以及航天器模型的轨道参数、姿态参数、动作参数、视场参数和链路参数，生成规划任务；
仿真模块，用于根据任务时间和任务中每个关键事件对应的航天器模型的轨道参数、姿态参数、动作参数、视场参数和链路参数对所述规划任务进行可视化仿真。
2.根据权利要求1所述的交互式航天器快速成像任务规划仿真***，其特征在于，所述任务时间筛选模块，包括：
第一可见性计算模块，用于根据任务航天器的轨道参数计算任务时间段内每一仿真时刻任务航天器的光照可见性；
第二可见性计算模块，用于根据任务航天器的轨道参数计算任务时间段内每一仿真时刻任务航天器和目标间的相对可见性；
第三可见性计算模块，用于根据任务航天器的轨道参数计算任务时间段内每一仿真时刻任务航天器与地面站间的相对可见性；
约束条件计算模块，用于根据任务航天器的轨道参数计算任务时间段内每一仿真时刻任务航天器是否处于月影区、目标对任务航天器的目标高度角、太阳对任务航天器的太阳高度角、方位角和任务航天器和目标间的距离。
3.根据权利要求2所述的交互式航天器快速任务规划仿真***，其特征在于，所述第一可见性计算模块采用以下步骤计算任务时间段内每一仿真时刻任务航天器的光照可见性：
根据星历数据计算J2000坐标系下当前仿真时刻太阳位置矢量Rs；根据任务航天器的轨道参数计算J2000坐标系下当前仿真时刻任务航天器的位置矢量Ra；
计算太阳位置矢量和任务航天位置矢量间的夹角；若所述夹角小于太阳位置矢量到地表的切线与太阳位置矢量的夹角，则当前仿真时刻为光照可见时刻；
否则，计算地心到太阳位置和任务航天器位置的连接线的垂直距离，若所述垂直距离大于地球半径，则当前仿真时刻为光照可见时刻；否则当前时刻为光照不可见时刻。
4.根据权利要求2所述的交互式航天器快速任务规划仿真***，其特征在于，所述第三可见性计算模块根据任务航天器的轨道参数计算任务时间段内每一仿真时刻任务航天器与地面站间的相对可见性，包括：
根据任务航天器的轨道参数计算J2000坐标系下当前仿真时刻任务航天器的位置矢量Ra；将任务航天器的位置矢量转化为地固系下的位置矢量R0；
根据地面站的经度、纬度和高度，计算地面站在地固坐标系下的位置矢量Rg；
计算地面目标指向任务航天器的相对矢量，并将所述相对矢量转换为以地面站为原点的北天东坐标系下；
计算相对矢量的高度角参数，若所述高度角参数大于阈值，则当前时刻为相对可见时刻，否则，当前时刻为相对不可见时刻。
5.根据权利要求2所述的交互式航天器快速任务规划仿真***，其特征在于，所述约束条件计算模块包括：
月影区计算模块，用于根据地球J2000坐标系下太阳、任务航天器和月球的几何位置关系计算每一仿真时刻任务航天器是否处于月影区；
相对位置计算模块，用于基于任务航天器VVLH坐标系下任务航天器指向目标的相对矢量计算每一仿真时刻目标相对于任务航天器的高度角、方位角和距离；
太阳高度角计算模块，用于根据任务航天器VVLH坐标系下的太阳位置矢量计算每一仿真时刻的太阳高度角。
6.根据权利要求5所述的交互式航天器快速任务规划仿真***，其特征在于，所述月影区计算模块采用以下方式计算每一仿真时刻任务航天器是否处于月影区：
根据星历数据计算J2000坐标系下当前仿真时刻太阳位置矢量Rs和月球位置矢量Rm；根据任务航天器的轨道参数计算J2000坐标系下当前仿真时刻任务航天器在位置矢量Ra；
将太阳位置矢量和航天器位置矢量转换到月心惯性坐标系下；
在月心惯性坐标系下根据太阳、任务航天器和月心的位置关系计算当前时刻任务航天器是否处于月影区。
7.根据权利要求5所述的交互式航天器快速任务规划仿真***，其特征在于，相对位置计算模块采用以下方式计算每一仿真时刻目标相对于任务航天器的高度角、方位角和距离：
建立当前仿真时刻的任务航天器VVLH坐标系；
将任务航天器指向目标的相对矢量转换到任务航天器VVLH坐标系下；
基于任务航天器VVLH坐标系下任务航天器指向目标的相对矢量计目标相对于任务航天器的高度角、方位角和距离。
8.根据权利要求1所述的交互式航天器快速任务规划仿真***，其特征在于，所述航天器模型动作包括动画动作和状态动作；
若用户选择的为状态动作，则所述动作参数包括动作开始时间、动作节点，节点状态；仿真模块根据任务时间和任务中每个关键事件对应的航天器模型的轨道参数、姿态参数、动作参数、视场参数和链路参数对所述规划任务进行可视化仿真，包括：
根据所述动作开始时间、动作节点，节点状态计算每个仿真时刻所述动作节点的状态；
若用户选择的动作为动画动作，则所述动作参数包括动作初始值、动作结束值，动作时长，动作开始时间、动作结束时间、动作节点；仿真模块根据任务时间和任务中每个关键事件对应的航天器模型的轨道参数、姿态参数、动作参数、视场参数和链路参数对所述规划任务进行可视化仿真，包括：
根据所述动作初始值、动作结束值、动作时长、动作节点、动作开始时间和动作结束时间，采用线性插值法计算动作时长中每个时刻所述动作节点的坐标数据。
9.一种交互式航天器快速任务规划仿真方法，其特征在于，包括以下步骤：
根据用户规划的任务时间段、任务关键事件和每个关键事件中航天器的轨道参数，计算任务中各关键事件的可选时间段；
根据用户选择的航天器模型、每个关键事件对应的时间段、以及航天器模型的轨道参数、姿态参数、动作参数、视场参数和链路参数，生成规划任务；
根据任务时间和任务中每个关键事件对应的航天器模型的轨道参数、姿态参数、动作参数、视场参数和链路参数对所述规划任务进行可视化仿真。
10.根据权利要求9所述的交互式航天器快速任务规划仿真方法，其特征在于，所述根据用户规划的任务时间段、任务关键事件和每个关键事件中航天器的轨道参数，计算任务中各关键事件的可选时间段，包括：
根据任务航天器的轨道参数计算任务时间段内每一仿真时刻任务航天器的光照可见性；
根据任务航天器的轨道参数计算任务时间段内每一仿真时刻任务航天器和目标间的相对可见性；
根据任务航天器的轨道参数计算任务时间段内每一仿真时刻任务航天器与地面站间的相对可见性；
根据任务航天器的轨道参数计算任务时间段内每一仿真时刻任务航天器是否处于月影区、目标对任务航天器的目标高度角、太阳对任务航天器的太阳高度角、方位角和任务航天器和目标间的距离；
关键事件的可见性条件和约束条件计算各关键事件的可选时间段。
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