技术领域
[0001] 本
发明涉及卫星轨道导航与编队控制测试技术领域，具体涉及一种基于数字轨道模型的双星编队半实物测试系统与方法。
背景技术
[0002]
航天器编队飞行是20世纪80年代后期，伴随着微
小卫星的发展而出现的一种新的航天器空间运行模式。卫星编队飞行相比单个航天器具有非常突出的优势，从概念诞生伊始就得到世界各航天大国的青睐。
[0003] 为了保证编队构形控制的
质量，需要在地面就进行详细的功能、性能测试。由于我国卫星编队飞行技术起步较晚，在卫星编队控制工程实践上，并无成熟可靠的编队飞行测试方案供参考。卫星工程实践中，由于产品系统
接口的重要性，半物理仿真试验为必须的卫星工程研制过程。如果采用分布式多套半物理仿真试验系统，则无疑增大了研制过程人
力、设备的投入，因此卫星编队飞行测试应综合平衡考虑人力管理、经济性、测试
覆盖性、测试系统扩展性等因素，以适应工程研制的实际需求。
发明内容
[0004] 本发明提出了一种双星编队半实物测试系统与方法，适用于兼顾半物理仿真测试和编队飞行控制技术测试，亦可方便拓展为多星分布式半物理仿真测试系统，且采用闭环
迭代修正的方式极大提高双星编队半物理仿真测试
精度，方法易于实现，显著提高了经济效益。
[0005] 为了实现上述目的，本发明提供一种双星编队半实物测试系统，包括一套单星姿轨控半物理仿真闭环测试系统、一套数字卫星仿真系统以及一套控制策略
支撑系统；
[0006] 所述的单星姿轨半物理仿真系统包括半物理仿真测试设备和GNC计算机，所述的半物理仿真测试设备和所述的GNC计算机通信接连，所述的GNC计算机用于真实卫星的状态采集和控制；所述的半物理仿真测试设备用于根据真实卫星的轨道和
姿态信息，对星敏感器、地球敏感器、太阳敏感器、
加速度计组合、陀螺组合提供激励源，并通过GNC计算机采集反作用
飞轮、力矩陀螺、推力器的工作状态，所采集的工作状态数据再作用在半物理仿真测试设备的姿态轨道运动学和动力学模型上，从而形成闭环的单星姿轨半物理仿真系统；所述的单星姿轨半物理仿真系统用于输出真实卫星的绝对轨道
位置；
[0007] 所述的数字卫星仿真系统，是一套高精度的轨道动力学模
块，其与所述的半物理仿真测试设备连接，并与
半实物仿真测试设备进行信息交互，所述的数字卫星仿真系统输出虚拟卫星的绝对轨道位置，并计算双星编队飞行的仿真数据；
[0008] 所述的控制策略支撑系统，其分别与单星姿轨半物理仿真系统、数字卫星仿真系统连接，用于接收单星姿轨半物理仿真系统输出的真实卫星绝对轨道位置以及数字卫星仿真系统输出的虚拟卫星绝对轨道位置，生成双星编队的控制策略；所述的控制策略支撑系统将生成的控制策略发送给单星姿轨半物理仿真系统，并根据单星姿轨半物理仿真系统输出的控制结果与数字卫星仿真系统输出的双星编队飞行的仿真数据的对比结果修正控制策略。
[0009] 本发明还公开了一种利用一种双星编队半实物测试系统来进行双星编队半实物测试的方法，包括以下步骤：
[0010] S1、单星姿轨半物理仿真系统计算双星编队中辅星的绝对轨道位置，并将双星编队中主星的轨道信息发送给数字卫星仿真系统；
[0011] S2、数字卫星仿真系统计算双星编队中主星的绝对轨道位置，并根据双星编队中主星和辅星的轨道信息获得双星编队飞行的仿真数据；
[0012] S3、控制策略支撑系统根据主星、辅星的绝对轨道位置计算主星和辅星的相对轨道矢量，并生成双星编队的构形参数；
[0013] S4、控制策略支撑系统根据双星编队的构形参数生成双星编队控制策略；
[0014] S5、单星姿轨半物理仿真系统运行双星编队控制策略，控制策略支撑系统根据单星姿轨半物理仿真系统的控制结果修正双星编队控制策略，直至单星姿轨半物理仿真系统的控制结果与数字卫星仿真系统的仿真数据一致。
[0015] 优选地，步骤S3中，主星和辅星的相对轨道矢量ρ为：
[0016] ρ＝rc1-rc2，
[0017] 即：
[0018]
[0019] 式中，rc2为辅星的绝对轨道位置，rc1为主星的绝对轨道位置，μ为地球引力常数，Fc1为作用在主卫星上的控制力，Δfd为相对摄动加速度，mc1为主星的质量；
[0020] 与相对轨道矢量ρ计算时刻对应的相对位置和相对速度分别为：
[0021] [Dx Dy Dz]T和[Dvx Dvy Dvz]T；
[0022] 所述的主星和辅星相对轨道的双星编队构形参数为：
[0023]
[0024]
[0025] θFF＝u主平-arctan2(Dvx/n主平,-(Dx-Δap))
[0026] ψFF＝u主平-arctan2(Dz,Dvz/n主平)
[0027] l＝Dy-2Dvx/n主平
[0028]
[0029]
[0030] 式中，p表示双星编队面内尺寸，s表示双星编队面外尺寸，θFF表示双星编队面内
相位，ψFF表示双星编队面外相位，其中面内是指双星编队
坐标系下相对轨道平面的切线方向，面外是指双星编队坐标系下相对轨道平面的法线方向，l为主星轨道半长轴的切向漂移距离，a主平,i主平,u主平为相对轨道矢量计算时刻对应的主星绝对平根数。
[0031] 优选地，所述的步骤S4包括以下步骤：
[0032] S4.1计算双星平面内的编队喷气控制策略；
[0033] S4.2计算双星平面外的编队喷气控制策略；
[0034] 所述的步骤S4.1包括以下步骤：
[0035] S4.1.1、根据主星轨道半长轴以及双星编队构型参数，计算相对偏心率矢量变化量：
[0036]
[0037]
[0038] 式中，k为偏置值，其单位为度(°)；
[0039] S4.1.2、计算平面内实际双星间纬度幅
角控制量；
[0040] Δuc＝1.5(u1-u0)Δa/a1-δΔu
[0041] 式中，u1＝arctan(δΔey/δΔex)，δΔu为u0逆
时针旋转到u1的角度，δΔu
阈值范围为[0,2π]；
[0042] S4.1.3、计算平面内双星间相对半长轴调整量：
[0043] Δac＝-Δa；
[0044] S4.1.4、计算双星平面内的编队控制策略：
[0045]
[0046] 式中，Δvi为第i次控制速度增量，i＝1,2,3,···，
[0047] 双星平面内第1次喷气是在纬度幅角u1＝arctan(δΔey/δΔex)的时刻；第2次喷气是在纬度幅角为u2＝arctan(δΔey/δΔex)+π的时刻；第3次喷气是在纬度幅角为u3＝arctan(δΔey/δΔex)+2π的时刻；
[0048] 所述的步骤S4.2包括以下步骤：
[0049] S4.2.1、根据主星轨道半长轴以及双星编队构型参数计算相对倾角矢量变化量：
[0050]
[0051]
[0052] S4.2.2、计算平面外理论控制纬度幅角：
[0053] u＝arctanδΔiy/δΔix；
[0054] S4.2.3、计算双星平面外的编队控制策略：
[0055]
[0056] 式中，Δv为双星平面外编队控制速度增量，喷气是在纬度幅角的时刻。
[0057] 优选地，双星编队中的主星和辅星的角色可互换。
[0058] 本发明具有以下优势：
[0059] 本发明提供的一种双星编队半实物测试系统与方法，采用真实卫星和数字卫星结合的方式，兼顾了半物理仿真测试以及双星编队控制测试，节约了
硬件投入，在满足双星编队仿真测试精度的前提下，缩减了双星编队测试硬件资源投入，易于实现，提高经济效益。
附图说明
[0060] 图1为本发明
实施例提供的一种双星编队半实物测试系统的示意图；
[0061] 图2为本发明实施例提供的一种双星编队半实物测试方法的
流程图。
具体实施方式
[0062] 以下结合附图和具体实施例对本发明提出的一种双星编队半实物测试系统与方法作进一步详细说明。根据下面说明和
权利要求书，本发明的优点和特征将更清楚。需说明的是，附图均采用非常简化的形式且均使用非精准的比率，仅用以方便、明晰地辅助说明本发明实施例的目的。
[0063] 如图1所示，为本发明提供的一种双星编队半实物测试系统，包括一套单星姿轨控半物理仿真闭环测试系统、一套数字卫星仿真系统以及一套控制策略支撑系统。
[0064] 所述的单星姿轨半物理仿真系统包括半物理仿真测试设备和GNC计算机(星载(卫星搭载的)姿态轨道控制计算机)，所述的半物理仿真测试设备和所述的GNC计算机通信接连，所述的GNC计算机用于真实卫星的状态采集和控制；所述的半物理仿真测试设备用于根据真实卫星的轨道和姿态信息，对星敏感器、地球敏感器、太阳敏感器、加速度计组合、陀螺组合等提供激励源，并通过GNC计算机采集反作用飞轮、力矩陀螺、推力器等的工作状态，所采集的工作状态数据再作用在半物理仿真测试设备的姿态轨道运动学和动力学模型上，从而形成闭环的单星姿轨半物理仿真系统；所述的单星姿轨半物理仿真系统用于输出真实卫星的绝对轨道位置。
[0065] 所述的数字卫星仿真系统，是一套高精度的轨道动力学模块，其具有网络/串口等通用接口，数字卫星仿真系统通过接口与所述的半物理仿真测试设备连接，所述的数字卫星仿真系统用于模拟虚拟卫星在喷气状态下的轨道变化，并与半实物仿真测试设备进行轨道信息交互，计算双星的编队信息以及获得双星编队飞行的仿真数据；所述的数字卫星仿真系统输出虚拟卫星的绝对轨道位置。
[0066] 所述的控制策略支撑系统，其分别与单星姿轨半物理仿真系统、数字卫星仿真系统连接，用于接收单星姿轨半物理仿真系统输出的真实卫星绝对轨道位置以及数字卫星仿真系统输出的虚拟卫星绝对轨道位置，并计算两个卫星间的相对轨道数据，生成双星编队的控制策略，并将生成的控制策略发送给GNC计算机，根据单星姿轨半物理仿真系统输出的控制结果与数字卫星仿真系统输出的双星编队飞行的仿真数据的对比结果修正控制策略。
[0067] 所述的单星姿轨半物理仿真系统可用于测试双星编队中的主星或辅星，相应的，所述的数字卫星仿真系统用于仿真双星编队中的辅星或主星。具体的，实施例中，将接入单星姿轨半物理仿真系统的真实卫星作为辅星，将接入到数字卫星仿真系统的虚拟卫星作为主星。
[0068] 如图2所示，本发明提供的一种双星编队半实物测试方法，包括以下步骤：
[0069] S1、单星姿轨半物理仿真系统计算双星编队中辅星的绝对轨道位置，并将双星编队中主星的轨道信息发送给数字卫星仿真系统；
[0070] 采用通用的设计方法建立单星姿轨半物理仿真系统，待该测试系统运行正常后接入双星编队中的辅星，采用GNSS接收机获得辅星的绝对轨道位置rc2，并将主星的轨道信息发送给数字卫星仿真系统。
[0071] S2、数字卫星仿真系统计算双星编队中主星的绝对轨道位置，并根据双星编队中主星和辅星的轨道信息获得双星编队飞行的仿真数据；
[0072] 采用代数法建立数字卫星仿真系统，该仿真系统的输入信息为
选定惯性系下卫星的初始位置、初始速度、模拟卫星喷气时间和喷气长度，该仿真系统的输出数据为主星的绝对轨道位置rc1和速度信息。
[0073] 采用卫星的轨道动力学方程计算主星的绝对位置轨道信息。在选定的惯性坐标系中，记rc为卫星的绝对轨道位置矢量，卫星的轨道动力学方程为：
[0074]
[0075] 式中，μ为地球引力常数；fdc表示作用在卫星上的所有摄动加速度；Fc为作用在卫星上的控制力，Δfd为相对摄动加速度，mc为卫星质量。
[0076] 数字卫星仿真系统采用动力学仿真方法，其根据双星编队中主星和辅星的轨道信息，并利用轨道动力学方程积分双星编队飞行的仿真数据，该仿真数据即为双星编队中主星和辅星飞行的理想状态。
[0077] S3、控制策略支撑系统根据主星、辅星的绝对轨道位置信息计算主星和辅星的相对轨道矢量，并生成双星编队的构形参数；
[0078] 主星和辅星的相对轨道矢量ρ为：
[0079] ρ＝rc1-rc2，
[0080] 即：
[0081]
[0082] 与相对轨道矢量ρ计算时刻对应的相对位置和相对速度分别为：
[0083] [Dx Dy Dz]T和[Dvx Dvy Dvz]T。
[0084] 主星和辅星的绝对轨道矢量差分后，得到主星和辅星相对轨道的双星编队构形参数：
[0085]
[0086]
[0087] θFF＝u主平-arctan2(Dvx/n主平,-(Dx-Δap))
[0088] ψFF＝u主平-arctan2(Dz,Dvz/n主平)
[0089] l＝Dy-2Dvx/n主平
[0090]
[0091]
[0092] 式中，p表示双星编队面内尺寸，s表示双星编队面外尺寸，其中面内是指双星编队坐标系下相对轨道平面的切线方向，面外是指双星编队坐标系下相对轨道平面的法线方向，θFF表示双星编队面内相位，ψFF表示双星编队面外相位，l为主星轨道半长轴的切向漂移距离，a主平,i主平,u主平为相对轨道矢量计算时刻对应的主星绝对平根数。
[0093] S4、控制策略支撑系统根据双星编队的构形参数生成双星编队控制策略；
[0094] 所述的步骤S4包括以下步骤：
[0095] S4.1计算双星平面内的编队喷气控制策略；
[0096] S4.2计算双星平面外的编队喷气控制策略；
[0097] 所述的步骤S4.1包括以下步骤：
[0098] S4.1.1、根据主星轨道半长轴a1、u0、n1以及双星编队构型参数p、θFF、Δa、l，计算相对偏心率矢量变化量δΔex和δΔey：
[0099]
[0100]
[0101] 式中，k为偏置值，其单位为度(°)；
[0102] S4.1.2、计算平面内实际双星间纬度幅角控制量Δuc；
[0103] Δuc＝1.5(u1-u0)Δa/a1-δΔu
[0104] 式中，u1＝arctan(δΔey/δΔex)，δΔu为u0逆时针旋转到u1的角度，其阈值范围为[0,2π]；
[0105] S4.1.3、计算平面内双星间相对半长轴调整量Δac：
[0106] Δac＝-Δa；
[0107] S4.1.4、计算双星平面内的编队控制策略：
[0108]
[0109] 式中，Δvi为第i次控制速度增量，i＝1,2,3,···。
[0110] 由上式可知，双星平面内第1次喷气是在纬度幅角u1＝arctan(δΔey/δΔex)的时刻；第2次喷气是在纬度幅角为u2＝arctan(δΔey/δΔex)+π的时刻；第3次喷气是在纬度幅角为u3＝arctan(δΔey/δΔex)+2π的时刻。
[0111] 所述的步骤S4.2包括以下步骤：
[0112] S4.2.1、根据主星轨道半长轴a1、u0、n1以及双星编队构型参数s1、ψFF1计算相对倾角矢量变化量δΔix和δΔiy：
[0113]
[0114]
[0115] S4.2.2、计算平面外理论控制纬度幅角u：
[0116] u＝arctan(δΔiy/δΔix)；
[0117] S4.2.3、计算双星平面外的编队控制策略：
[0118]
[0119] 式中：Δv为双星平面外编队控制速度增量，喷气是在纬度幅角的时刻。
[0120] S5、单星姿轨半物理仿真系统运行双星编队控制策略，控制策略支撑系统根据单星姿轨半物理仿真系统的控制结果修正双星编队控制策略，直至单星姿轨半物理仿真系统的控制结果与数字卫星仿真系统的的仿真数据一致。
[0121] 将控制策略支撑系统生成的双星编队控制策略输入到GNC计算机中，单星姿轨半物理仿真系统运行该控制策略；控制策略支撑系统接收单星姿轨半物理仿真系统实际输出的控制结果，并将控制结果与数字卫星仿真系统的仿真数据对比；控制策略支撑系统再根据对比结果修正双星编队面内、面外的控制策略，对超差的参数进行单次或多次控制，直至控制结果与理论计算结果一致或者符合设计需求。
[0122] 本发明提供的一种双星编队半实物测试系统与方法，采用真实卫星和数字卫星结合的方式，兼顾了半物理仿真测试以及双星编队控制测试，节约了硬件投入，在满足双星编队仿真测试精度的前提下，缩减了双星编队测试硬件资源投入，本发明提供的双星编队半实物测试方法易于实现，可提高经济效益。
[0123] 尽管本发明的内容已经通过上述优选实施例作了详细介绍，但应当认识到上述的描述不应被认为是对本发明的限制。在本领域技术人员阅读了上述内容后，对于本发明的多种
修改和替代都将是显而易见的。因此，本发明的保护范围应由所附的权利要求来限定。
