一种地面动力学软件和星上软件联合快速仿真测试方法
阅读：785发布：2020-05-23
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1.一种地面动力学软件和星上软件联合快速仿真测试方法，其特征在于步骤如下：
(1)按照预先设定的地面动力学软件初始化参数，对地面动力学软件进行初始化；
(2)按照预先设定的星上软件初始化参数，对星上软件进行初始化；
(3)根据仿真周期ΔT，更新初始化后的仿真开始时间T；
(4)读取更新后的T时间对应的星历；
(5)判断是否进入星上软件计算周期，若是，则更新星上软件的时间Ts，进行步骤(6)；
否则，进行步骤(10)；
(6)根据测试需求，更改星上软件参数；
(7)输出当前星上敏感器的状态、星上执行机构的状态，当前卫星的位置、速度、姿态；
(8)根据步骤(7)当前星上敏感器的状态、星上执行机构的状态，当前卫星的位置、速度、姿态，计算着陆器的控制力和力矩
(9)将着陆器的控制力和力矩形成控制指令，送至星上执行机构和地面执行机构；
(10)判断是否进入过星上软件计算周期，若是，根据步骤(9)输出的星上执行机构的控制指令，更新地面的执行机构的状态，否则，根据初始化的星上执行机构的控制指令，更新地面的执行机构的状态；
根据更新的地面执行机构的状态，更新地面模拟的卫星的姿态、位置、速度；根据更新的地面模拟的卫星的姿态、位置、速度，更新地面敏感器的状态；
(11)根据步骤(10)更新后的地面敏感器的状态，更新星上敏感器的状态；
(12)输出地面敏感器的状态、地面执行机构的状态、地面模拟的卫星的姿态、位置、速度；
(13)根据测试需求，判断是否结束，若结束，则将步骤(12)输出的地面敏感器的状态、地面执行机构的状态、地面模拟的卫星的姿态、位置、速度，分别与测试要求的地面执行机构的状态、地面敏感器的状态、地面模拟的卫星的姿态、位置、速度比较，若一致，则判定输出的地面敏感器的状态、地面执行机构的状态、地面模拟的卫星的姿态、位置、速度正确，否则判定地面输出不正确；判断步骤(7)输出的当前星上敏感器的状态、星上执行机构的状态，当前卫星的位置、速度、姿态，分别与测试要求的星上执行机构的状态、星上敏感器的状态、卫星的姿态、位置、速度比较；若一致，则判定输出的星上敏感器的状态、星上执行机构的状态、卫星的姿态、位置、速度正确，否则判定星上输出不正确；否未结束，返回步骤(3)。
2.根据权利要求1所述的一种地面动力学软件和星上软件联合快速仿真测试方法，其特征在于：步骤(1)地面动力学软件进行初始化，具体如下：卫星参数的初始化、地面动力学软件的仿真开始时间T的初始化，仿真周期是ΔT。
3.根据权利要求1或2所述的一种地面动力学软件和星上软件联合快速仿真测试方法，其特征在于：卫星参数的初始化，具体为：地面敏感器的参数初始化，地面执行机构的参数初始化，地面软件模拟的卫星的位置、速度、姿态的初始化。
4.根据权利要求1所述的一种地面动力学软件和星上软件联合快速仿真测试方法，其特征在于：步骤(2)对星上软件进行初始化，具体为：星上卫星参数的初始化、初始化星上软件的时间Ts、设置星上控制周期ΔTs、星上执行机构的控制指令初始化。
5.根据权利要求1或4所述的一种地面动力学软件和星上软件联合快速仿真测试方法，其特征在于：星上卫星参数的初始化，具体为：初始化卫星的位置、速度、姿态参数、星上敏感器的参数初始化，星上执行机构的参数初始化。
6.根据权利要求1所述的一种地面动力学软件和星上软件联合快速仿真测试方法，其特征在于：读取星历，是指：读取T时刻的地球、月球、太阳在惯性系下的位置、速度。
7.根据权利要求1所述的一种地面动力学软件和星上软件联合快速仿真测试方法，其特征在于：测试需求，包括：测试要求的地面执行机构的状态、地面敏感器的状态、地面模拟的卫星的姿态、位置、速度；以及测试要求的星上执行机构的状态、星上敏感器的状态、卫星的姿态、位置、速度。
8.根据权利要求1所述的一种地面动力学软件和星上软件联合快速仿真测试方法，其特征在于：用于飞行器飞行以及着陆过程中快速仿真测试。
9.根据权利要求1所述的一种地面动力学软件和星上软件联合快速仿真测试方法，其特征在于：更改星上软件参数，具体为更改星上敏感器的参数，星上执行机构的参数，卫星的位置、速度、姿态参数。
10.根据权利要求1所述的一种地面动力学软件和星上软件联合快速仿真测试方法，其特征在于：更新星上软件的时间Ts，具体为用初始化星上软件的时间Ts加上星上控制周期ΔTs的值赋给星上软件的时间Ts。
一种地面动力学软件和星上软件联合快速仿真测试方法
技术领域
[0001] 本发明涉及一种地面动力学软件和星上软件联合快速仿真测试方法，特别适用于在月球着陆器在轨飞行以及着陆过程中快速仿真测试，属于飞行以及着陆过程中快速仿真测试技术领域。
背景技术
[0002] 目前一般航天器控制系统测试中需要经历数学仿真、星上软件软平台仿真和半物理实时仿真，其中数学仿真主要为了验证方案设计和算法，算法实现时不需要考虑星上硬件运行环境，因此采用一套地面动力学软件以及根据方案编写的算法实现软件；星上软件软平台仿真主要是为了验证星上软件而非星上硬件，采用真实星上软件以及数学仿真使用的地面动力学软件；半物理实时仿真是为了验证星上硬件和星上软件联合使用情况，因此采用考虑硬件接口的地面动力学软件(与数学仿真的地面动力学软件不同)以及真实星上软件。
[0003] 但是，在实施半物理实时仿真中可能遇到地面动力学软件与星上软件不匹配问题，而这个问题在数学仿真和星上软件软平台仿真中均不能发现或解决，容易导致问题定位错误而引起研发进度拖延。并且，由于半物理实时仿真使用硬件产品，导致调试过程更加复杂，需要更长的问题定位和调试时间。
发明内容
[0004] 本发明解决的技术问题为：克服现有技术不足，提供一种地面动力学软件和星上软件联合快速仿真测试方法，解决了半物理仿真中问题难以定位、调试过程过于复杂问题，提高了调试效率。
[0005] 本发明解决的技术方案为：一种地面动力学软件和星上软件联合快速仿真测试方法，步骤如下：
[0006] (1)按照预先设定的地面动力学软件初始化参数，对地面动力学软件进行初始化；
[0007] (2)按照预先设定的星上软件初始化参数，对星上软件进行初始化；
[0008] (3)根据仿真周期ΔT，更新初始化后的仿真开始时间T；
[0009] (4)读取更新后的T时间对应的星历；
[0010] (5)判断是否进入星上软件计算周期，若是，则更新星上软件的时间Ts，进行步骤(6)；(即用初始化星上软件的时间Ts加上星上控制周期ΔTs的的值赋给星上软件的时间Ts，进行步骤(6)，表示为Ts＝Ts+ΔTs，)，否则，进行步骤(10)
[0012] (7)输出当前星上敏感器的状态、星上执行机构的状态，当前卫星的位置、速度、姿态；
[0013] (8)根据步骤(7)当前星上敏感器的状态、星上执行机构的状态，当前卫星的位置、速度、姿态，计算着陆器的控制力和力矩；
[0014] (9)将着陆器的控制力和力矩形成控制指令，送至星上执行机构和地面执行机构；
[0015] (10)判断是否进入过星上软件计算周期，若是，根据步骤(9)的星上执行机构的控制指令，更新地面的执行机构的状态，否则，根据初始化的星上执行机构的控制指令，更新地面的执行机构的状态；
[0016] 根据更新的地面执行机构的状态，更新地面模拟的卫星的姿态、位置、速度；根据更新的地面模拟的卫星的姿态、位置、速度，更新地面敏感器的状态；
[0017] (11)根据步骤(10)更新后的地面敏感器的状态，更新星上敏感器的状态；
[0018] (12)输出地面敏感器的状态、地面执行机构的状态、地面模拟的卫星的姿态、位置、速度；
[0019] (13)根据测试需求，判断是否结束，若结束，则将步骤(12)输出的地面敏感器的状态、地面执行机构的状态、地面模拟的卫星的姿态、位置、速度，分别与测试要求的地面执行机构的状态、地面敏感器的状态、地面模拟的卫星的姿态、位置、速度比较，若一致，则判定输出的地面敏感器的状态、地面执行机构的状态、地面模拟的卫星的姿态、位置、速度正确，否则判定地面输出不正确；判断步骤(7)输出的当前星上敏感器的状态、星上执行机构的状态，当前卫星的位置、速度、姿态，分别与测试要求的星上执行机构的状态、星上敏感器的状态、卫星的姿态、位置、速度比较；若一致，则判定输出的星上敏感器的状态、星上执行机构的状态、卫星的姿态、位置、速度正确，否则判定星上输出不正确；否未结束，返回步骤(3)。
[0020] 步骤(1)地面动力学软件进行初始化，具体如下：卫星参数的初始化、地面动力学软件的仿真开始时间T的初始化，仿真周期是ΔT。
[0021] 卫星参数的初始化，具体为：地面敏感器的参数初始化，地面执行机构的参数初始化，地面软件模拟的卫星的位置、速度、姿态的初始化。
[0022] 步骤(2)对星上软件进行初始化，具体为：星上卫星参数的初始化、初始化星上软件的时间Ts、设置星上控制周期ΔTs、星上执行机构的控制指令初始化。
[0023] 星上卫星参数的初始化，具体为：初始化卫星的位置、速度、姿态参数、星上敏感器的参数初始化，星上执行机构的参数初始化。
[0024] 读取星历，是指：读取T时刻的地球、月球、太阳在惯性系下的位置、速度。
[0025] 测试需求，包括：测试要求的地面执行机构的状态、地面敏感器的状态、地面模拟的卫星的姿态、位置、速度；以及测试要求的星上执行机构的状态、星上敏感器的状态、卫星的姿态、位置、速度。
[0027] 更改星上软件参数，具体为更改星上敏感器的参数，星上执行机构的参数，卫星的位置、速度、姿态参数。
[0028] 更新星上软件的时间Ts，具体为用初始化星上软件的时间Ts加上星上控制周期ΔTs的的值赋给星上软件的时间Ts，表示为Ts＝Ts+ΔTs。
[0029] 本发明与现有技术相比的优点在于：
[0030] (1)本发明通过结合半物理实时仿真中使用的地面动力学软件和星上软件联合仿真测试，解决了数学仿真和星上软件软平台仿真中不能验证考虑硬件端口的地面动力学软件问题，解决了半物理实时仿真中地面动力学软件和星上软件接口不匹配时难以定位问题，提高了调试开发效率。
[0031] (2)本发明通过使用纯软件运行环境，不依赖星上硬件，解决了半物理实时仿真中硬件和软件耦合难以定位问题，解决了硬件环境通用性不强问题，提高了测试的通用性以及调试开发效率。
[0032] (3)本发明通过合理设计测试执行步骤，解决了地面动力学软件运行周期与星上软件控制任务周期不一致问题、状态更新不同步问题、时序冲突问题，提高了测试环境鲁棒性。
[0033] (4)本发明通过增加“输出地面状态”和“输出星上状态”功能，将地面动力学运行状态和星上状态打印到文件形式，解决了半物理实时仿真中入库更新时间不及时以及星上遥测限制问题，提高了测试结果判读全面性，避免了漏判可能性。
[0035] 图1为本发明的联合快速仿真流程图。
具体实施方式
[0036] 下面结合附图和具体实施例对本发明做进一步详细描述。
[0037] 本发明一种地面动力学软件和星上软件联合快速仿真测试方法，按照预先设定的地面动力学软件初始化参数，对地面动力学软件进行初始化；根据将硬件和软件解耦开发调试设计思路，结合半物理实时仿真中的地面动力学软件和星上软件，将半物理实时仿真中硬件接口部分用软件替代而形成联合快速仿真测试方法，判断输出的星上敏感器的状态、星上执行机构的状态、卫星的姿态、位置、速度的正确性，解决了半物理仿真中问题难以定位、调试过程过于复杂、测试结果判读不够全面问题，提高了测试结果判读全面性、调试效率和软件开发效率。
[0038] 本发明的测试方法适用于航天器控制系统测试和调试中，测试结果可以复现半物理实时仿真中由于地面动力学软件和星上软件问题出现的异常现象，便于分析和定位问题来源，提高测试开发效率。
[0039] 真实航天器飞行过程中，星上计算机采集星上敏感器(包括星敏感器、惯性测量单元、测距测速敏感器等)状态和星上执行机构(包括推力器、动量轮等)状态，星上软件根据采集的状态计算得到航天器位置姿态速度等信息并给出相应控制指令，然后星上执行机构根据控制指令控制航天器以改变航天器姿态位置速度。
[0040] 在本发明中，地面动力学软件和星上软件联合运行在地面测试计算机中，无需地面测试板卡，地面动力学软件和星上软件能够直接通信，地面动力学软件和星上软件采用相同的编程语言，通过地面测试计算机中的编译器编译；地面动力学软件运行在地面测试计算机中，地面动力学软件包括航天器姿态位置速度模拟、地面敏感器、地面执行机构等部分。地面动力学软件根据星上计算机给出的控制指令，更新地面动力学软件中航天器姿态位置速度、敏感器、执行机构等信息，将敏感器和执行机构信息再传输给星上软件。地面敏感器根据地面动力学模拟的航天器姿态位置速度通过计算模拟星上敏感器状态。地面执行机构读取星上软件的控制指令，通过计算模拟星上执行机构状态。星上软件根据相关敏感器和执行机构信息通过计算给出相应控制指令，传输给地面动力学软件。如图1所示，本发明的一种地面动力学软件和星上软件联合快速仿真测试方法，优选的方案步骤如下：
[0041] (1)按照预先设定的地面动力学软件初始化参数，对地面动力学软件进行初始化，具体为：
[0042] 地面动力学软件根据当前航天器姿态位置速度、地面执行机构的状态(地面执行机构读取星上计算机的控制指令，通过计算模拟星上执行机构状态)计算得出航天器受到的力和力矩、运动学方程、动力学方程；根据当前航天器姿态位置速度、地面敏感器状态、地面执行机构状态，通过数值积分计算得到下一个仿真周期的航天器姿态位置速度、地面敏感器状态、执行机构状态，模拟航天器真实在轨运行状态。为了使得地面动力学软件计算运行，地面初始化参数设置数值积分初始时刻T的航天器姿态位置速度、地面执行机构状态、地面敏感器状态、数值积分终止时刻Tf、仿真周期ΔT信息。
[0043] (2)按照预先设定的星上软件初始化参数，对星上软件进行初始化；具体为：星上软件根据星上敏感器状态、星上执行机构状态，通过计算给出星上执行机构指令。为了使得星上软件正常运行，星上初始化参数设置星上敏感器状态、星上执行机构状态、星上姿态位置速度、星上时间Ts、控制周期ΔTs信息。
[0044] (3)根据仿真周期ΔT，更新初始化后的仿真开始时间T，优选将T+ΔT赋值给T；
[0045] (4)读取更新后的T时间对应的星历；
[0046] (5)判断是否进入星上软件计算周期，若是，则更新星上软件的时间Ts；(即用初始化星上软件的时间Ts加上星上控制周期ΔTs的的值赋给星上软件的时间Ts，进行步骤(6)，表示为Ts＝Ts+ΔTs，否则，进行步骤(10)
[0047] (6)根据测试需求，更改星上软件参数，优选更改星上敏感器的参数，星上执行机构的参数，卫星的位置、速度、姿态参数；
[0048] (7)输出当前星上敏感器的状态、星上执行机构的状态，当前卫星的位置、速度、姿态；
[0050] (8)根据步骤(7)当前星上敏感器的状态、星上执行机构的状态，当前卫星的位置、速度、姿态，计算着陆器的控制力和力矩(即控制指令中包括着陆器的控制力和力矩)[0051] 优选方案为：当执行机构为推力器时，控制指令包括推力器开关指令、喷气时长；当执行机构为动量轮时，控制指令包括动量轮开关指令、动量轮电压。
[0052] (9)将着陆器的控制力和力矩形成控制指令，送至星上执行机构和地面执行机构；
[0053] (10)判断是否进入过星上软件计算周期，若是根据步骤(9)输出的星上执行机构的控制指令，更新地面的执行机构的状态，否则，根据初始化的星上执行机构的控制指令，更新地面的执行机构的状态；
[0054] 根据更新的地面执行机构的状态，更新地面模拟的卫星的姿态、位置、速度；根据更新的地面模拟的卫星的姿态、位置、速度，更新地面敏感器的状态。
[0055] 地面敏感器状态包括地面敏感器输出、测量时刻、有效性状态等；地面执行机构状态包括地面执行机构运行状态、开关状态等。
[0056] (11)根据步骤(10)更新后的地面敏感器的状态，更新星上敏感器的状态；
[0057] (12)输出地面敏感器的状态、地面执行机构的状态、地面模拟的卫星的姿态、位置、速度；
[0058] (13)根据测试需求，判断是否结束，若结束，则将步骤(12)输出的地面敏感器的状态、地面执行机构的状态、地面模拟的卫星的姿态、位置、速度，分别与测试要求的地面执行机构的状态、地面敏感器的状态、地面模拟的卫星的姿态、位置、速度比较，若一致，则判定输出的地面敏感器的状态、地面执行机构的状态、地面模拟的卫星的姿态、位置、速度正确，否则判定地面输出不正确；判断步骤(7)输出的当前星上敏感器的状态、星上执行机构的状态，当前卫星的位置、速度、姿态，分别与测试要求的星上执行机构的状态、星上敏感器的状态、卫星的姿态、位置、速度比较；若一致，则判定输出的星上敏感器的状态、星上执行机构的状态、卫星的姿态、位置、速度正确，否则判定星上输出不正确；否未结束，返回步骤(3)；
[0059] 根据仿真时间T是否达到Tf判断是否结束仿真，也可以按照测试需要，将其它条件作为仿真结束判断依据。
[0060] 本发明进一步的优选的方案为：减小仿真周期ΔT，可以实现提高仿真精度；增加仿真周期ΔT，可以实现减少仿真运行时间。但是需要注意ΔTs应为ΔT整数倍。
[0061] 本发明进一步的优选的方案为：通过设置星上参数，可以方便测试敏感器故障、执行机构故障情况，解决了半物理实时仿真中难以及时设置故障问题。在步骤(6)中设置星上惯性测量单元输出为常值，星上软件根据常值故障下的惯性测量单元输出给出控制力和力矩。在此情况下，测试航天器能否正常工作。
[0062] 本发明进一步的优选的方案为：将步骤(7)中星上位置速度输出与步骤(12)中地面位置速度输出做差，得到每个控制周期的两者之间偏差。将每个控制周期的位置速度偏差存储后，统计其均值和方差。均值绝对值和方差大小作为指标以判定星上软件中导航功能误差(星上软件导航功能，即航天器根据敏感器输出自主计算得到航天器位置速度功能)。如认为均值绝对值应在0附近，方差应小于敏感器测量方差。如果均值绝对值或方差较大，那么星上软件中导航功能部分需要改进。更进一步，可以在步骤(6)中增大测距敏感器和测速敏感器噪声方差，接着测试星上位置速度与地面位置速度偏差的均值和方差，直至均值和方差超过星上导航功能指标要求。此时测距敏感器和测速敏感器噪声方差作为判定测距敏感器和测速敏感器可用的最低要求。综上，此优选方案可以针对星上软件中导航功能进行针对性测试。
[0063] 本发明进一步的优选方案为：测试某月球着陆器控制系统动力下降过程测试工况下(即测试着陆器动力下降过程中测距敏感器输出常值1km)，着陆器是否可以正常着陆，正常着陆的指标为着陆器触地时三轴姿态小于0.1°、角速度小于0.1°/s、速度小于1m/s。在测试某月球着陆器控制系统动力下降过程测试工况时，月球着陆器并未实际发射；
[0064] 着陆器控制系统中的敏感器包括：星敏感器、惯性测量单元、测距敏感器、测速敏感器、触地敏感器。星上软件模拟的敏感器(即星上敏感器)包括：星上星敏感器、星上惯性测量单元、星上测距敏感器、星上测速敏感器、星上触地敏感器；地面动力学软件模拟的敏感器(即地面敏感器)包括：包括：地面星敏感器、地面惯性测量单元、地面测距敏感器、地面测速敏感器、地面触地敏感器；
[0066] 着陆器控制系统执行机构包括：7500N变推力发动机、10N推力器、150N推力器。7500N变推力发动机为着陆器控制系统动力下降过程中提供动力；10N推力器为着陆器控制系统的姿态稳定提供较小的控制力矩；150N推力器为着陆器控制系统的姿态稳定提供较大的控制力矩；
[0067] 星上软件中的控制指令，包括：7500N变推力发动机的步数、10N推力器开关时间、150N推力器开关时间；地面动力学软件，能够根据7500N变推力发动机的步数、10N推力器开关时间、150N推力器开关时间，计算着陆器受到的力和力矩；
[0069] 在测试月球着陆器控制系统动力下降过程测试工况下(即测试着陆器动力下降过程中测距敏感器输出常值1km)，着陆器是否可以正常着陆时，需要地面计算机，地面计算机运行地面动力学软件；
[0070] 采用本发明将星上软件与地面动力学软件均放置在一台测试计算机上运行，进行地面动力学软件和星上软件联合快速仿真测试，测试某月球着陆器控制系统动力下降过程测试工况下(即测试着陆器动力下降过程中测距敏感器输出常值1km)，着陆器是否可以正常着陆，具体测试步骤如下：
[0071] (1)按照预先设定的地面动力学软件初始化参数，对地面动力学软件进行初始化；地面动力学软件初始化参数，包括：(地面动力学软件)仿真初始时刻、仿真周期、仿真终止时刻、地面姿态四元数(即地面模拟的航天器本体系相对于惯性系的姿态四元数)、地面惯性系位置(即地面模拟的航天器的质心在月球惯性系下的位置)、地面惯性系速度(即地面模拟的航天器的质心在月球惯性系下的速度)、地面推力器状态、地面敏感器状态(地面星敏感器、地面惯性测量单元、地面测距敏感器、地面测速敏感器、地面触地敏感器；)[0072] 设置仿真初始时刻T＝0，仿真周期ΔT＝0.032，仿真终止时刻Tf＝1800，地面姿态四元数为[0 ,0 ,0 ,1]，地面惯性系位置[-852.8134514114611900,-
1087.0547978180543000,-1079.4805410498211000]，地面惯性系速度
[0.3611776761510810,1.0185350112402050,-1.2982481828682906]，地面推力器初始状态均设为关闭，地面敏感器中触地敏感器设为无效(触地为有效，否则无效)，其余地面敏感其初始状态均设为开启；
1087.0547978180543000,-1079.4805410498211000]，地面惯性系速度
[0.3611776761510810,1.0185350112402050,-1.2982481828682906]，地面推力器初始状态均设为关闭，地面敏感器中触地敏感器设为无效(触地为有效，否则无效)，其余地面敏感其初始状态均设为开启；
[0073] (2)按照预先设定的星上软件初始化参数，对星上软件进行初始化；星上软件初始化参数，包括：星时、控制任务周期、星上姿态四元数、星上惯性系位置、星上惯性系速度、星上推力器状态、星上敏感器状态、星上触地敏感器状态；
[0074] 设置星时Ts＝0，控制任务周期ΔTs＝0.128，星上姿态四元数为[0,0,0,1]，星上惯性系位置[-852.8134514114611900,-1087.0547978180543000,-1079.4805410498211000]，星上惯性系速度[0.3611776761510810,1.0185350112402050,-
1.2982481828682906]，星上推力器均初始状态设为关闭，星上敏感器中触地敏感器设为无效，其余星上敏感器初始状态均设为开启。
1.2982481828682906]，星上推力器均初始状态设为关闭，星上敏感器中触地敏感器设为无效，其余星上敏感器初始状态均设为开启。
[0075] (3)根据仿真周期ΔT，更新初始化后的仿真开始时间T，即更新地面时间T，优选方案为：
[0076] 将T+ΔT的值赋给T，ΔT为地面动力学软件的仿真周期；
[0077] (4)读取更新后的T时间对应的星历；得到月球和太阳在惯性系位置。
[0078] (5)判断是否进入星上软件计算周期；优选的判据为：若T为ΔTs整数倍，则进入星上软件计算周期，将Ts+ΔTs的值赋给Ts，进行步骤(6)；否则不进入并转入步骤(10)。
[0079] (6)更改星上软件参数(优选设置星上的测距敏感器输出为常值1km；)[0080] (7)输出星上状态，包括星上敏感器的状态、星上执行机构的状态，当前卫星的位置、速度、姿态；具体为：
[0081] 将当前周期的星上敏感器状态、执行机构状态、姿态位置速度等信息输出到表格文件。
[0082] (8)星上软件根据敏感器状态、执行机构状态、姿态位置速度信息，计算对着陆器的控制力和力矩，完成星上工作模式计算；
[0083] (9)将着陆器的控制力和力矩形成控制指令，送至星上执行机构；
[0084] 将控制力和力矩转为地面执行机构可识别的控制指令，控制指令中包括星上7500N变推力发动机运动步数、星上10N推力器开关时间、星上150N推力器开关时间。
[0085] (10)判断是否进入过星上软件计算周期，若是根据步骤(9)输出的星上执行机构的控制指令，更新地面的执行机构的状态，否则，根据初始化的星上执行机构的控制指令，更新地面的执行机构的状态；
[0086] 根据更新的地面执行机构的状态，更新地面模拟的卫星的姿态、位置、速度；根据更新的地面模拟的卫星的姿态、位置、速度，更新地面敏感器的状态，具体为：
[0087] 若进入过星上运算周期，根据步骤(9)形成的控制指令，更改地面执行机构状态，即将形成的控制指令中的7500N变推力步数、星上10N开关时间、星上150N开关时间送给地面执行机构；
[0088] 地面执行机构根据控制指令，确定着陆器受到的力和力矩；星上执行机构收到的控制指令中的7500N变推力步数赋值给7500N变推力发动机；若星上10N开关时间大于0，则将10N推力器设为开，否则设为关；若星上150N开关时间大于0，则将150N推力器设为开，否则设为关。着陆器受到的力和力矩，根据7500N变推力发动机、10N推力器和150N推力器确定；
[0089] 若没有进入过星上运算周期，根据初始化的星上执行机构的控制指令，设置地面的执行机构状态为关闭。
[0090] 继而，根据地面执行机构状态，确定得到航天器受到的力和力矩；根据当前周期航天器姿态位置速度、更新后的T时间对应的星历(即包括月球和太阳的位置)、运动学和动力学微分方程，积分计算下一个仿真周期的地面姿态四元数、地面惯性系位置、地面惯性系速度。接着，根据该地面姿态四元数、地面惯性系位置、地面惯性系速度，计算地面的星敏感器状态、地面惯性测量单元状态、地面测距测速敏感器状态、触地敏感器状态。最后，将10N推力器开时间从控制指令中星上10N开关时间中减去ΔT的值再赋给星上10N开关时间、150N推力器开时间从控制指令中星上150N开关时间减去ΔT的值再赋给星上150N开关时间，更新步骤(9)的控制指令；
[0091] (11)根据步骤(10)更新后的地面敏感器的状态，更新星上敏感器的状态；
[0092] 将步骤(10)更新后的地面敏感器状态(包括地面的星敏感器状态、地面惯性测量单元状态、地面测距测速敏感器状态、触地敏感器状态)，赋给星上敏感器，使得星上软件可以调用计算着陆器控制的力和力矩；(地面敏感器的状态包括其输出和有效性)。
[0093] (12)输出地面敏感器的状态、地面执行机构的状态、地面模拟的卫星的姿态、位置、速度，优选方案为：
[0094] 将当前周期的地面敏感器状态、执行机构状态、姿态位置速度等信息输出到表格文件。
[0095] (13)根据测试需求，判断是否结束，若结束，则将步骤(12)输出的地面敏感器的状态、地面执行机构的状态、地面模拟的卫星的姿态、位置、速度(即地面姿态四元数、地面惯性系位置、地面惯性系速度)，分别与测试要求的地面执行机构的状态、地面敏感器的状态、地面模拟的卫星的姿态、位置、速度比较(若测试要求中不包含地面执行机构的状态、地面敏感器的状态，则默认为一致)，若一致，则判定输出的地面敏感器的状态、地面执行机构的状态、地面模拟的卫星的姿态、位置、速度正确，否则判定地面输出不正确；判断步骤(7)输出的当前星上敏感器的状态、星上执行机构的状态，当前卫星的位置、速度、姿态，分别与测试要求的星上执行机构的状态、星上敏感器的状态、卫星的姿态、位置、速度比较(若测试要求中不包含星上执行机构的状态、星上敏感器的状态，则默认为一致)；若一致，则判定输出的星上敏感器的状态、星上执行机构的状态、卫星的姿态、位置、速度正确，否则判定星上输出不正确；否未结束，返回步骤(3)；
[0096] 判断是否结束的优选条件为：若仿真时间T>Tf，则结束；或者星上触地敏感器有效，则结束。
[0097] 若仿真结束时地面航天器姿态、角速度、速度满足指标要求，并且星上航天器姿态、角速度、速度满足指标要求，那么认为测试通过。否则认为测试不通过。
[0098] 目前半物理实时仿真测试此工况需要大约1小时时间，而本发明的快速仿真仅需要大约5分钟时间。
[0099] 本发明通过结合半物理实时仿真中使用的地面动力学软件和星上软件联合仿真测试，解决了数学仿真和星上软件软平台仿真中不能验证考虑硬件端口的地面动力学软件问题，解决了半物理实时仿真中地面动力学软件和星上软件接口不匹配时难以定位问题，提高了调试开发效率，通过使用纯软件运行环境，不依赖星上硬件，解决了半物理实时仿真中硬件和软件耦合难以定位问题，解决了硬件环境通用性不强问题，提高了测试的通用性以及调试开发效率。
[0100] 本发明通过合理设计测试执行步骤，解决了地面动力学软件运行周期与星上软件控制任务周期不一致问题、状态更新不同步问题、时序冲突问题，提高了测试环境鲁棒性；通过增加“输出地面状态”和“输出星上状态”功能，将地面动力学运行状态和星上状态打印到文件形式，解决了半物理实时仿真中入库更新时间不及时以及星上遥测限制问题，提高了测试结果判读全面性，避免了漏判可能性；本发明通过增加“设置星上参数”功能，解决了半物理实时仿真中难以及时设置星上状态问题，可以按照设计条件及时设置星上参数，提高了问题定位效率和测试开发效率。
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