空间飞行器导航制导技术地面仿真方法

摘要

本发明公开了一种空间飞行器导航制导技术地面仿真方法。方法在于通过替换不同的动力学模型，即可完成不同航天任务的地面仿真实验；通过给出的缩比确定准则，综合实际运动模拟器的参数以及空间飞行器的运行参数和测量系统的精度要求，最终确定系统的缩比。通过运动模拟器、GNC/动力学仿真系统、测量系统和地面监控综合系统的联合运行，可对空间飞行器的导航制导算法、飞行器的敏感器工作状态、空间飞行器的导航伴飞任务、交会对接任务等进行地面仿真实验。其模块化的设计思想可以简化系统建设的周期、降低试验成本。本发明具有很好的可扩展性和可重用性，特别适用于两飞行器相对运动的地面仿真实验。

主权项

一种空间飞行器导航制导技术地面仿真方法，其特征在于，方法如下：(1)飞行器的轨道姿态地面仿真系统包括：导航制导与控制计算机GNC、动力学仿真机、地面综合监控系统、测量系统和多自由度运动模拟器，其中导航制导与控制计算机GNC负责飞行器的导航制导与控制计算，并将控制指令输出给动力学仿真机，动力学仿真机根据控制指令计算系统的动力学输出，并将位姿变化输出给多自由度运动模拟器，多自由度运动模拟器上安装测量系统，同时根据指令实现飞行器的位姿状态，测量系统测量出多自由度运动模拟器的实时位姿，同时将数据输出给导航制导与控制计算机GNC，地面综合监控系统接收动力学仿真机、多自由度运动模拟器、测量系统的数据并实现显示、存储、回放的功能；(2)飞行器动力学基于Labview RT平台构建，其中飞行器的动力学模型和控制算法以动态链接库的形式封装；(3)该地面仿真系统的地面监控终端基于Labview构建；(4)基于具体的航天任务，选用相应的数学模型和控制算法，通过Matlab/Simulink将动力学仿真模型生成供Labview调用的动态链接库的形式，替换原系统的动力学模型；(5)根据具体的航天任务进行数学仿真，并根据仿真结果确定空间飞行器运行的最大平动位置、转动角度和速度值，然后基于缩比准则确定缩比值K，K需要满足的约束条件如下：$K\ge \max (\frac{x_s}{x_f},\frac{y_s}{y_f},\frac{z_s}{z_f})$$\frac{l_{s\max }}{l_{f\max }}\le K\le \frac{l_{s\min }}{l_{f\min }}$$K\le \frac{{\mathrm{\delta l}}_s}{{\mathrm{\delta l}}_f}$其中x_s、y_s、z_s分别表示实际卫星的运动参数，x_f、y_f、z_f分别表示运动模拟器的运动参数，l_smax，l_smin表示实际飞行器测量系统的测量范围的最大值和最小值，l_fmax，l_fmin表示仿真系统的测量范围的最大值和最小值，δl_s表示实际飞行器测量系统的误差，δl_f表示仿真系统的测量误差，max(...)表示取其最大值；(6)需要进行超实时仿真，则需要首先确定系统允许的最大仿真加速比n，n的确定方法如下：$n\le K\times \min (\frac{v_{\mathrm{xs}}}{v_{\mathrm{xf}}},\frac{v_{\mathrm{xs}}}{v_{\mathrm{xf}}},\frac{v_{\mathrm{xs}}}{v_{\mathrm{xf}}},\sqrt{\frac{a_{\mathrm{xs}}}{a_{\mathrm{xf}}},}\sqrt{\frac{a_{\mathrm{ys}}}{a_{\mathrm{yf}}},}\sqrt{\frac{a_{\mathrm{zs}}}{a_{\mathrm{zf}}}})$其中，v_xs、v_ys、v_zs分别表示实际卫星的三自由度运动速度参数，v_xf、v_yf、v_zf分别表示运动模拟器的三自由度运动速度参数，a_xs、a_ys、a_zs分别表示实际卫星的三自由度运动加速度参数，a_xf、a_yf、a_zf分别表示运动模拟器的三自由度运动加速度参数。