技术领域
[0001] 本
发明涉及航天
飞行器仿真技术领域，更具体的说是涉及一种人工智能程序员书写数字卫星力热耦合源程序的方法。
背景技术
[0002] 人造地球卫星具有造价昂贵、重复性低、可靠性要求高的特点，并且卫星运行的空间环境复杂，目前采用
航天器地面数字仿真技术以及半物理仿真技术来验证卫星设计合理性，同时为卫星实际在轨运行提供了保障和技术支持。
[0003] 不同型号的卫星携带不同数量、类型的部件，安装有不同的
姿态控制
软件和热控软件，只通过改变数字仿真程序输入参数难以满足不同卫星的力热耦合仿真。
[0004] 对此，本发明提供了一种人工智能程序员书写数字卫星力热耦合源程序的方法，针对不同种类的卫星，能够快速生成对应的仿真源代码，实现不同种类的卫星的力热耦合仿真，减少人的工作量，不仅更加省时省力更加智能，而且提高了工作效率和仿真结果的精确性。
发明内容
[0005] 有鉴于此，本发明提供了一种人工智能程序员书写数字卫星力热耦合源程序的方法，大大减少了人工书写代码的工作量，实现了智能书写数字卫星力热耦合源程序的方法，提高了工作效率和仿真结果的精确性，为卫星的仿真分析以及准确设计提供了保障。
[0006] 为了实现上述目的，本发明采用如下技术方案：
[0007] 一种人工智能程序员书写数字卫星力热耦合源程序的方法，包括如下步骤：
[0008] 1)构建数字卫星的部件模型代码库及
算法库；
[0009] 2)对数字卫星进行规范化描述并通过人工智能程序员书写代码；其中规范化描述包括定义数字卫星所包含的部件、数字卫星的飞行流程，并定义数字卫星的姿态轨道控制算法、数字卫星的热控算法；人工智能程序员书写的代码包括部件代码、飞行流程代码、姿态轨道控制算法代码、热控算法代码；
[0010] 3)根据步骤2)中定义的数字卫星的部件，在数字卫星部件模型代码库中选择对应的部件代码，并根据选择的数字卫星的部件对步骤2)中定义的数字卫星的飞行流程进行不同飞行流程代码的组合，同时根据步骤2)中设定的姿态轨道控制算法从算法库中选择算法并对算法进行组合形成
选定数字卫星的部件的姿态轨道控制算法代码，根据设定步骤2)中的热控算法从算法库中选择算法并对算法进行组合形成选定数字卫星的部件的热控算法代码；
[0011] 4)定义数字卫星的主承力结构参数，根据主承力结构参数，并通过
三维建模对数字卫星的主承力结构进行实体建模；
[0012] 5)对步骤4)中获取的实体建模的模型进行网格划分得到网格信息，并通过网格划分计算得出数字卫星的主承力结构耦合系数矩阵参数；
[0013] 6)设定数字卫星的仿真工况参数；
[0014] 7)根据步骤6)中设定的数字卫星的仿真参数，对数字卫星的运行环境、数字卫星的初始运动状态、数字卫星的
温度状态、数字卫星的部件工作状态进行初始化；
[0015] 8)根据步骤2)中姿态轨道控制算法代码、飞行流程代码、姿态轨道控制算法代码以及步骤7)中数字卫星的轨道运行环境参数计算结果计算数字卫星的姿态轨道控制的部件随时间的变化；
[0016] 9)根据步骤2)中人工智能程序员书写的热控算法代码以及步骤7)中数字卫星轨道运行环境参数计算结果计算数字卫星热控部件随时间的变化；
[0017] 10)根据步骤5)中得出的主承力结构耦合系数矩阵参数、步骤8)中得出的数字卫星姿态轨道控制的部件状态随时间的变化、以及步骤9)中得出的数字卫星热控部件随时间的变化，结合数字卫星力学方法、热学方法计算数字卫星的运动状态值及数字卫星的热量值变化；根据步骤8)和步骤9)的仿真周期环境进行环境状态的更新；
[0018] 11)重复步骤8)～步骤10)实现数字卫星力热耦合动态仿真。
[0019] 优选的，在上述人工智能程序员书写数字卫星力热耦合源程序的方法中，人工智能程序员为计算机按照人的思维逻辑书写源程序的方法进行代码书写的程序，智能程序员进行的代码书写包括但不限于基于模板的代码书写，基于规范的代码书写，基于有限选择的代码书写，基于逻辑推理的代码书写，基于
机器学习的代码书写，基于
数据挖掘的代码书写。
[0020] 优选的，在上述人工智能程序员书写数字卫星力热耦合源程序的方法中，数字卫星为运行在软件模拟出的空间环境中、并与真实卫星的模式与参数保持一致的数字卫星。通过对卫星的各个子系统及其部件进行动态模拟，展示卫
星系统的工作情况，揭示各系统的工作原理和相互间协作关系。
[0021] 优选的，在上述人工智能程序员书写数字卫星力热耦合源程序的方法中，步骤1)中部件模型代码库中的部件代码为模拟数字卫星的部件输入输出的数值仿真的模型代码，部件模型包括姿态轨道控制部件和热控部件；其中姿态轨道控制部件包括但不限于陀螺、地球敏感器、太阳敏感器、推力器、动量轮，热控部件包括但不限于测温
电阻、加热器、
热管；步骤1)中的算法库为数字卫星星上软件所用的算法，人工智能程序员在进行代码书写时从部件模型代码库、算法库中针对不同数字卫星调取不同的代码及算法，如果在书写数字卫星仿真源程序时遇到新的部件模型或算法首先对代码库和算法库进行更新。
[0022] 优选的，在上述人工智能程序员书写数字卫星力热耦合源程序的方法中，步骤2)中数字卫星的飞行流程为数字卫星在轨运行过程中控制计算机中数字卫星的控制流程，数字卫星通过控制卫星飞行流程中的控制算法，生成对数字卫星的控制指令，控制数字卫星完成在轨过程中的轨道、姿态等控制过程；数字卫星的飞行流程包括但不限于速度阻尼模式，太阳捕获模式、对日定向模式，三轴对地模式及不同模式的组合。
[0023] 优选的，在上述人工智能程序员书写数字卫星力热耦合源程序的方法中，步骤2)中数字卫星的姿态轨道控制算法为数字卫星在进行姿态轨道控制过程中，根据敏感器信息测量信息，经过计算得到数字卫星执行机构控制指令的算法；且姿态轨道控制算法包括但不限于剔野算法、滤波算法、PID控制算法、滑膜变结构控制算法及不同算法的组合。
[0024] 优选的，在上述人工智能程序员书写数字卫星力热耦合源程序的方法中，步骤2)中数字卫星的热控算法为数字卫星在进行热控制过程中，根据热敏感器测量温度信息，经过计算得到数字卫星热控部件指令的算法；其中热控算法包括但不限于主动热控算法。
[0025] 优选的，在上述人工智能程序员书写数字卫星力热耦合源程序的方法中，步骤4)中数字卫星主承力结构参数包括主承力结构的结构体的形状参数、
位置信息参数。
[0026] 定义数字卫星的主承力结构参数过程包括：对数字卫星的结构进行定义，比如中心承力筒式，箱式或板式，桁架式等；对数字卫星组成主结构的结构体进行定义，其中包括结构体的类型如立方体，圆柱，球体等；结构体相对于数字卫星本体系的安装坐标以及安装矩阵，结构体的材料定义等。
[0027] 优选的，在上述人工智能程序员书写数字卫星力热耦合源程序的方法中，步骤5)中通过网格划分输出数字卫星的主承力结构的体单元信息、面单元信息；其中面单元信息包括单元形状信息、以及单元在数字卫星本体系下指向信息。
[0028] 优选的，在上述人工智能程序员书写数字卫星力热耦合源程序的方法中，步骤5)中通过网格划分得出的体单元信息、面单元信息进一步得到数字卫星各个部件的
节点参数，并通过计算输出数字卫星主承力结构耦合系数矩阵参数。
[0029]
自动建模、网格划分、以及耦合系数矩阵计算包括：根据数字卫星的主承力结构体定义结果、部件安装位置、以及安装向量(部件看作固定大小的立方体)，利用建模软件的自动化执行命令建模；自动进行网格划分，输出划分好的体单元、面单元在本体系下的
顶点坐标、各个单元相邻单元编号、面单元的
角系数；利用有限元软件自动对建模结果进行耦合系数矩阵计算。
[0030] 自动建模、网格划分可应用ANSYS软件，但是并不限于此软件，本发明利用ANSYS执行APDL代码可实现数字卫星力热耦合的自动化仿真，依次进行以下步骤：对存入的部件信息、结构体信息在ANSYS中进行建模，对 ANSYS中建立的模型进行网格划分，ANSYS输出模型的面单元信息、体单元信息，其中面单元信息包括面单元在本体系下的各个顶点的坐标、内表面或外表面、面单元的法向指向，体单元信息包括体单元在本体系下各个顶点的坐标，体单元相邻体单元或面单元的编号。执行APDL代码得到卫星耦合系数矩阵。根据
数据库中已存信息得到可活动刚体对应的体单元及面单元。根据数据库已存信息得到体单元、面单元对应的
辐射率及热传导系数。
[0031] 优选的，在上述人工智能程序员书写数字卫星力热耦合源程序的方法中，步骤6)中仿真工况参数的设定包括，环境参数及数字卫星的参数；其中环境参数包括但不限于系统初始时间参数，时间参数以年-月-日-时-分-秒-毫秒-微秒的形式，时间为世界时(UTC)；天体环境参数包括地球模型参数、大气模型参数，是否进行日月引力计算，太阳光压系数等环境参数；数字卫星的参数包括力学参数即数字卫星初始时刻轨道六要素，轨道六要素为：
轨道半长轴(卫星轨道长轴的一半)，偏心率(卫星轨道两焦点间的距离和长轴长度)，轨道倾角(卫星轨道平面与赤道面间的夹角)，升交点赤经(卫星轨道的升交点与春分点之间的角距，升交点为卫星由南向北运行时，与地球赤道面的交点)，近地点幅角(近地点与升交点对地心的张角，沿着卫星运动方向从升交点量到近地点)，真近点角(天体从近地点起沿轨道运动时其向径扫过的角度)；数字卫星的参数还包括初始时刻数字卫星对应的姿态信息、
角速度，数字卫星的
质量、表面积信息、惯量信息，是否包含太阳帆板、太阳帆板安装姿态、尺寸信息、
转动惯量信息，以及是否包含天线、天线安装点、安装姿态、尺寸信息、转动惯量信息等卫星参数；数字卫星的热学参数包括步骤5)中的网格划分完的各个网格节点的初始温度信息。
[0032] 优选的，在上述人工智能程序员书写数字卫星力热耦合源程序的方法中，步骤7)中的初始化过程是根据步骤6)中设定的工况参数进行初始化，具体过程为根据设定的仿真时间信息进行太阳、月球、地球、卫星两两之间相对位置，相对姿态的初始化。根据步骤5)中网格划分结果的节点信息以及步骤 6)中设定的节点温度信息，对仿真程序中的各个网格节点的温度进行初始化，根据步骤5)中网格划分结果的节点信息以及步骤4)中各结构体的材料信息对仿真程序中各个热网格节点的表面发射率、吸收率、反射率、热传导系数、
比热容信息进行初始化。
[0033] 优选的，在上述人工智能程序员书写数字卫星力热耦合源程序的方法中，步骤8)中数字卫星姿态轨道控制部件状态变化计算过程包括将陀螺、地球敏感器类按照步骤2)中生成的力学敏感器部件代码结合力学计算代码生成力学敏感器部件代码，根据步骤7)中数字卫星与各个天体相对位置、姿态、速度、角速度等参数计算出力学敏感器测量值；还包括根据步骤2)中生成的飞行流程及姿态轨道控制算法计算执行机构控制指令的过程。如推力器、动量轮一类的步骤2)中生成的力学执行机构部件根据控制算法的指令计算输出力或力矩的过程。
[0034] 需要说明的是力学敏感器测量值例如陀螺的测量值为卫星的三轴角速度，卫星敏感器的测量值为卫星在惯性系下的姿态四元数。
[0035] 优选的，在上述人工智能程序员书写数字卫星力热耦合源程序的方法中，步骤9)中数字卫星热控部件变化计算过程包括对
热敏电阻类的部件按照步骤 2)中生成的热学敏感器部件代码，根据步骤7)中部件对应热节点的温度值计算出热学敏感器测量值的过程；以及对步骤2)中生成的热控算法根据热学敏感器测量值计算热学执行机构控制指令的过程。如加热器一类的按照步骤 2)中生成的热学执行机构部件根据热控算法输出指令计算热功率的过程。
[0036] 其中热血敏感器测量值比如温度
传感器的测量值为
接触部分温度。
[0037] 优选的，在上述人工智能程序员书写数字卫星力热耦合源程序的方法中，步骤10)中计算数字卫星的运动状态值的变化过程包括数字卫星的姿态轨道参数的计算，具体包括根据根据步骤7)中数字卫星及天体相对位置、步骤6) 中设定的环境参数以及天体动力学、
气动力学计算天体、大气等环境对卫星的摄动力和力矩，根据步骤8)中计算的数字卫星飞行流程中控制力和力矩得到数字卫星自身产生的控制力和力矩，并由两部分力和力矩合成数字卫星受到的合力和合力矩，根据龙格库塔法写出由受力按照时间步长积分得到的数字卫星每一时刻在惯性系下的速度和角速度、位置和姿态计算规律，按照时间步长对上述过程进行
迭代，得到实时的数字卫星惯性系下位置、姿态即运动状态的计算结果。
[0038] 优选的，在上述人工智能程序员书写数字卫星力热耦合源程序的方法中，步骤10)中数字卫星的附件运动包括数字卫星刚体附件的转动、数字卫星挠性附件的弹性体运动。
[0039] 根据数字卫星刚体运动学以及弹性体运动学进行数字卫星刚体附件及挠性体附件运动学定义与计算。定义过程包括，根据数字卫星太阳帆板、天线等刚体控制过程进行数字卫星太阳帆板、天线等刚体实时绕转动轴转动角速度解算，按照时间步长对转动角速度进行积分，得到刚体在数字卫星本体系下姿态(安装矩阵)的实时解算结果；根据弹性体运动，得到数字卫星弹性体运动实时解算；根据步骤5)中计算好的耦合系数矩阵，对数字卫星弹性体运动进行实时解算。
[0040] 根据数字卫星在惯性系下的位置、姿态，各刚体附件、各挠性体附件的实时解算对应到各个结构体所划分出的有限元单元上，得到有限元在空间的实时位置及对指向的实时计算。
[0041] 根据步骤7)中的天体运动学进行太阳、地球相对卫星实时位置解算，根据太阳在惯性系下位置变化公式得到太阳在惯性系下位置实时解算，由数字卫星在惯性系下的姿态将惯性系下地心相对卫星质心矢量以及太阳相对卫星质心矢量转换到卫星本体系下，得到卫星本体系下地心矢量以及太阳矢量计算结果，进而得到数字卫星外表面单元的太阳直接辐射，地球反射及红外辐射的角系数。
[0042] 根据
热力学进行卫星外热流、内热流及各个部件温度实时解算，根据太阳常数、地球表面的平均红外辐射
密度、地球表面对
太阳辐射的平均反射密度，数字卫星本体系下地心矢量、太阳矢量以及数字卫星外表面各面单元、角系数计算出外表面面单元的实时外热流，得到卫星外表面各个面单元实时热辐射换热计算；根据步骤9)中计算的数字卫星各个部件的实时热功率得到对应的节点的实时产热量，根据数字卫星内表面的面单元的位置、指向，计算两两面单元的可见性，结合两两面单元的角系数，计算数字卫星内表面面单元实时内热流热量，得到卫星内表面各个面单元实时热辐射换热计算代码，根据体单元相邻单元得到卫星结构体内部实时热传导计算代码，根据实时的外热流、内热流变化，按照热辐射、热传导计算结果，进而得到数字卫星和环境热平衡的仿真结果，根据热平衡方程计算出每个节点的温度变化，对应到相应部件得到卫星部件温度实时解算结果。
[0043] 优选的，在上述人工智能程序员书写数字卫星力热耦合源程序的方法中，步骤11)中的循环计算过程中的步骤8)、步骤9)、步骤10)中所需的输入量由原来的步骤7)中获取改为由步骤10)迭代计算后更新获取。
[0044] 本发明一方面通过构建数字卫星的部件模型代码以及算法库、对数字卫星进行规范化描述，并针对不同的数字卫星从部件模型和代码库中选取部件和代码进行合并得出算法代码，得出的部件模型和算法代码结合力学计算代码和热学计算代码组成仿真程序；另一方面对数字卫星进行结构建模，并通过网格划分得出网格信息，将初始工况配置以及网格信息输入仿真程序即可进行数字卫星的力热耦合仿真分析，并输出仿真结果。因此即便是在书写数字卫星仿真源程序时遇到新的部件模型或者算法时，仅需通过人工的规范化描述使人工智能程序员先对模型代码和算法库进行更新即可继续进行数字卫星的智能力热耦合仿真分析。
[0045] 本发明提供的一种人工智能程序员书写数字卫星力热耦合源程序的方法，减少了人工书写代码的工作量，实现了智能书写数字卫星力热耦合源程序的方法，提高了工作效率和仿真结果的精确性。
附图说明
[0046] 为了更清楚地说明本发明
实施例或
现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据提供的附图获得其他的附图。
[0047] 图1附图为本
发明人工智能程序员书写源程序及仿真过程的示意图。
具体实施方式
[0048] 下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
[0049] 本发明实施例公开了一种人工智能程序员书写数字卫星力热耦合源程序的方法，实现了针对不同卫星的计算机人工智能书写数字卫星力热耦合仿真源程序，加快了开发速度，降低了开发成本。
[0050] 请参阅本发明的
说明书附图，提供了一种人工智能程序员书写数字卫星力热耦合源程序的方法，包括如下步骤：
[0051] 1)构建数字卫星的部件模型代码库及算法库；
[0052] 2)对数字卫星进行规范化描述并通过人工智能程序员书写代码；其中规范化描述包括定义数字卫星所包含的部件、数字卫星的飞行流程，并定义数字卫星的姿态轨道控制算法、数字卫星的热控算法；人工智能程序员书写的代码包括部件代码、飞行流程代码、姿态轨道控制算法代码、热控算法代码；
[0053] 3)根据步骤2)中定义的数字卫星的部件，在数字卫星部件模型代码库中选择对应的部件代码，并根据选择的数字卫星的部件对步骤2)中定义的数字卫星的飞行流程进行不同飞行流程代码的组合，同时根据步骤2)中设定的姿态轨道控制算法从算法库中选择算法并对算法进行组合形成选定数字卫星的部件的姿态轨道控制算法代码，根据设定步骤2)中的热控算法从算法库中选择算法并对算法进行组合形成选定数字卫星的部件的热控算法代码；
[0054] 4)定义数字卫星的主承力结构参数，根据主承力结构参数，并通过三维建模对数字卫星的主承力结构进行实体建模；
[0055] 5)对步骤4)中获取的实体建模的模型进行网格划分得到网格信息，并通过网格划分计算得出数字卫星的主承力结构耦合系数矩阵参数；
[0056] 6)设定数字卫星的仿真工况参数；
[0057] 7)根据步骤6)中设定的数字卫星的仿真参数，对数字卫星的运行环境、数字卫星的初始运动状态、数字卫星的温度状态、数字卫星的部件工作状态进行初始化；
[0058] 8)根据步骤2)中姿态轨道控制算法代码、飞行流程代码、姿态轨道控制算法代码以及步骤7)中数字卫星的轨道运行环境参数计算结果计算数字卫星的姿态轨道控制的部件随时间的变化；
[0059] 9)根据步骤2)中人工智能程序员书写的热控算法代码以及步骤7)中数字卫星轨道运行环境参数计算结果计算数字卫星热控部件随时间的变化；
[0060] 10)根据步骤5)中得出的主承力结构耦合系数矩阵参数、步骤8)中得出的数字卫星姿态轨道控制的部件状态随时间的变化、以及步骤9)中得出的数字卫星热控部件随时间的变化，结合数字卫星力学方法、热学方法计算数字卫星的运动状态值及数字卫星的热量值变化；根据步骤8)和步骤9)的仿真周期环境进行环境状态的更新；
[0061] 11)重复步骤8)～步骤10)实现数字卫星力热耦合动态仿真。
[0062] 为了进一步优化上述技术方案，人工智能程序员为计算机按照人的思维逻辑书写源程序的方法进行代码书写的程序，智能程序员进行的代码书写包括但不限于基于模板的代码书写，基于规范的代码书写，基于有限选择的代码书写，基于逻辑推理的代码书写，基于机器学习的代码书写，基于数据挖掘的代码书写。
[0063] 为了进一步优化上述技术方案，数字卫星为运行在软件模拟出的空间环境中、并与真实卫星的模式与参数保持一致的数字卫星。通过对卫星的各个子系统及其部件进行动态模拟，展示卫星系统的工作情况，揭示各系统的工作原理和相互间协作关系。
[0064] 为了进一步优化上述技术方案，步骤1)中部件模型代码库中的部件代码为模拟数字卫星的部件输入输出的数值仿真的模型代码，部件模型包括姿态轨道控制部件和热控部件；其中姿态轨道控制部件包括但不限于陀螺、地球敏感器、太阳敏感器、推力器、动量轮，热控部件包括但不限于测温电阻、加热器、热管；步骤1)中的算法库为数字卫星星上软件所用的算法，人工智能程序员在进行代码书写时从部件模型代码库、算法库中针对不同数字卫星调取不同的代码及算法，如果在书写数字卫星仿真源程序时遇到新的部件模型或算法首先对代码库和算法库进行更新。
[0065] 为了进一步优化上述技术方案，步骤2)中数字卫星的飞行流程为数字卫星在轨运行过程中控制计算机中数字卫星的控制流程，数字卫星通过控制卫星飞行流程中的控制算法，生成对数字卫星的控制指令，控制数字卫星完成在轨过程中的轨道、姿态等控制过程；数字卫星的飞行流程包括但不限于速度阻尼模式，太阳捕获模式、对日定向模式，三轴对地模式及不同模式的组合。
[0066] 为了进一步优化上述技术方案，步骤2)中数字卫星的姿态轨道控制算法为数字卫星在进行姿态轨道控制过程中，根据敏感器信息测量信息，经过计算得到数字卫星执行机构控制指令的算法；且姿态轨道控制算法包括但不限于剔野算法、滤波算法、PID控制算法、滑膜变结构控制算法及不同算法的组合。
[0067] 为了进一步优化上述技术方案，步骤2)中数字卫星的热控算法为数字卫星在进行热控制过程中，根据热敏感器测量温度信息，经过计算得到数字卫星热控部件指令的算法；其中热控算法包括主动热控算法。
[0068] 为了进一步优化上述技术方案，步骤4)中数字卫星主承力结构参数包括主承力结构的结构体的形状参数、位置信息参数。
[0069] 定义数字卫星的主承力结构参数过程包括：对数字卫星的结构进行定义，比如中心承力筒式，箱式或板式，桁架式等；对数字卫星组成主结构的结构体进行定义，其中包括结构体的类型如立方体，圆柱，球体等；结构体相对于数字卫星本体系的安装坐标以及安装矩阵，结构体的材料定义等。
[0070] 为了进一步优化上述技术方案，步骤5)中通过网格划分输出数字卫星的主承力结构的体单元信息、面单元信息；其中面单元信息包括单元形状信息、以及单元在数字卫星本体系下指向信息。
[0071] 为了进一步优化上述技术方案，步骤5)中通过网格划分得出的体单元信息、面单元信息进一步得到数字卫星各个部件的节点参数，并通过计算输出数字卫星主承力结构耦合系数矩阵参数。
[0072] 自动建模、网格划分、以及耦合系数矩阵计算包括：根据数字卫星的主承力结构体定义结果、部件安装位置、以及安装向量(部件看作固定大小的立方体)，利用建模软件的自动化执行命令建模；自动进行网格划分，输出划分好的体单元、面单元在本体系下的顶点坐标、各个单元相邻单元编号、面单元的角系数；利用有限元软件自动对建模结果进行耦合系数矩阵计算。
[0073] 自动建模、网格划分可应用ANSYS软件，但是并不限于此软件，本发明利用ANSYS执行APDL代码可实现数字卫星力热耦合的自动化仿真，依次进行以下步骤：对存入的部件信息、结构体信息在ANSYS中进行建模，对 ANSYS中建立的模型进行网格划分，ANSYS输出模型的面单元信息、体单元信息，其中面单元信息包括面单元在本体系下的各个顶点的坐标、内表面或外表面、面单元的法向指向，体单元信息包括体单元在本体系下各个顶点的坐标，体单元相邻体单元或面单元的编号。执行APDL代码得到卫星耦合系数矩阵。根据数据库中已存信息得到可活动刚体对应的体单元及面单元。根据数据库已存信息得到体单元、面单元对应的辐射率及热传导系数。
[0074] 为了进一步优化上述技术方案，步骤6)中仿真工况参数的设定包括，环境参数及数字卫星的参数；其中环境参数包括但不限于系统初始时间参数，时间参数以年-月-日-时-分-秒-毫秒-微秒的形式，时间为世界时(UTC)；天体环境参数包括地球模型参数、大气模型参数，是否进行日月引力计算，太阳光压系数等环境参数；数字卫星的参数包括力学参数即数字卫星初始时刻轨道六要素，轨道六要素为：轨道半长轴(卫星轨道长轴的一半)，偏心率 (卫星轨道两焦点间的距离和长轴长度)，轨道倾角(卫星轨道平面与赤道面间的夹角)，升交点赤经(卫星轨道的升交点与春分点之间的角距，升交点为卫星由南向北运行时，与地球赤道面的交点)，近地点幅角(近地点与升交点对地心的张角，沿着卫星运动方向从升交点量到近地点)，真近点角 (天体从近地点起沿轨道运动时其向径扫过的角度)；数字卫星的参数还包括初始时刻数字卫星对应的姿态信息、角速度，数字卫星的质量、表面积信息、惯量信息，是否包含太阳帆板、太阳帆板安装姿态、尺寸信息、转动惯量信息，以及是否包含天线、天线安装点、安装姿态、尺寸信息、转动惯量信息等卫星参数；数字卫星的热学参数包括步骤5)中的网格划分完的各个网格节点的初始温度信息。
[0075] 为了进一步优化上述方案，步骤7)中的初始化过程是根据步骤6)中设定的工况参数进行初始化，具体过程为根据设定的仿真时间信息进行太阳、月球、地球、卫星两两之间相对位置，相对姿态的初始化。根据步骤5)中网格划分结果的节点信息以及步骤6)中设定的节点温度信息，对仿真程序中的各个网格节点的温度进行初始化，根据步骤5)中网格划分结果的节点信息以及步骤4)中各结构体的材料信息对仿真程序中各个热网格节点的表面发射率、吸收率、反射率、热传导系数、比
热容信息进行初始化。
[0076] 为了进一步优化上述方案，步骤8)中数字卫星姿态轨道控制部件状态变化计算过程包括将陀螺、地球敏感器类按照步骤2)中生成的力学敏感器部件代码结合力学计算代码生成力学敏感器部件代码，根据步骤7)中数字卫星与各个天体相对位置、姿态、速度、角速度等参数计算出力学敏感器测量值；还包括根据步骤2)中生成的飞行流程及姿态轨道控制算法计算执行机构控制指令的过程。如推力器、动量轮一类的步骤2)中生成的力学执行机构部件根据控制算法的指令计算输出力或力矩的过程。
[0077] 为了进一步优化上述方案，步骤9)中数字卫星热控部件变化计算过程包括对热敏电阻类的部件按照步骤2)中生成的热学敏感器部件代码，根据步骤 7)中部件对应热节点的温度值计算出热学敏感器测量值的过程；以及对步骤 2)中生成的热控算法根据热学敏感器测量值计算热学执行机构控制指令的过程。如加热器一类的按照步骤2)中生成的热学执行机构部件根据热控算法输出指令计算热功率的过程。
[0078] 为了进一步优化上述方案，步骤10)中计算数字卫星的运动状态值的变化过程包括数字卫星的姿态轨道参数的计算，具体包括根据根据步骤7)中数字卫星及天体相对位置、步骤6)中设定的环境参数以及天体动力学、气动力学计算天体、大气等环境对卫星的摄动力和力矩，根据步骤8)中计算的数字卫星飞行流程中控制力和力矩得到数字卫星自身产生的控制力和力矩，并由两部分力和力矩合成数字卫星受到的合力和合力矩，根据龙格库塔法写出由受力按照时间步长积分得到的数字卫星每一时刻在惯性系下的速度和角速度、位置和姿态计算规律，按照时间步长对上述过程进行迭代，得到实时的数字卫星惯性系下位置、姿态即运动状态的计算结果。
[0079] 为了进一步优化上述技术方案，步骤10)中数字卫星的附件运动包括数字卫星刚体附件的转动、数字卫星挠性附件的弹性体运动。
[0080] 根据数字卫星刚体运动学以及弹性体运动学进行数字卫星刚体附件及挠性体附件运动学定义与计算。定义过程包括，根据数字卫星太阳帆板、天线等刚体控制过程进行数字卫星太阳帆板、天线等刚体实时绕转动轴转动角速度解算，按照时间步长对转动角速度进行积分，得到刚体在数字卫星本体系下姿态(安装矩阵)的实时解算结果；根据弹性体运动，得到数字卫星弹性体运动实时解算；根据步骤5)中计算好的耦合系数矩阵，对数字卫星弹性体运动进行实时解算。
[0081] 根据数字卫星在惯性系下的位置、姿态，各刚体附件、各挠性体附件的实时解算对应到各个结构体所划分出的有限元单元上，得到有限元在空间的实时位置及对指向的实时计算。
[0082] 根据步骤7)中的天体运动学进行太阳、地球相对卫星实时位置解算，根据太阳在惯性系下位置变化公式得到太阳在惯性系下位置实时解算，由数字卫星在惯性系下的姿态将惯性系下地心相对卫星质心矢量以及太阳相对卫星质心矢量转换到卫星本体系下，得到卫星本体系下地心矢量以及太阳矢量计算结果，进而得到数字卫星外表面单元的太阳直接辐射，地球反射及红外辐射的角系数。
[0083] 根据热力学进行卫星外热流、内热流及各个部件温度实时解算，根据太阳常数、地球表面的平均红外辐射密度、地球表面对太阳辐射的平均反射密度，数字卫星本体系下地心矢量、太阳矢量以及数字卫星外表面各面单元、角系数计算出外表面面单元的实时外热流，得到卫星外表面各个面单元实时热辐射换热计算；根据步骤9)中计算的数字卫星各个部件的实时热功率得到对应的节点的实时产热量，根据数字卫星内表面的面单元的位置、指向，计算两两面单元的可见性，结合两两面单元的角系数，计算数字卫星内表面面单元实时内热流热量，得到卫星内表面各个面单元实时热辐射换热计算代码，根据体单元相邻单元得到卫星结构体内部实时热传导计算代码，根据实时的外热流、内热流变化，按照热辐射、热传导计算结果，进而得到数字卫星和环境热平衡的仿真结果，根据热平衡方程计算出每个节点的温度变化，对应到相应部件得到卫星部件温度实时解算结果。
[0084] 为了进一步优化上述方案，步骤11)中的循环计算过程中的步骤8)、步骤9)、步骤10)中所需的输入量由原来的步骤7)中获取改为由步骤10) 迭代计算后更新获取。
[0085] 本说明书中各个实施例采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似部分互相参见即可。对于实施例公开的装置而言，由于其与实施例公开的方法相对应，所以描述的比较简单，相关之处参见方法部分说明即可。
[0086] 对所公开的实施例的上述说明，使本领域专业技术人员能够实现或使用本发明。对这些实施例的多种
修改对本领域的专业技术人员来说将是显而易见的，本文中所定义的一般原理可以在不脱离本发明的精神或范围的情况下，在其它实施例中实现。因此，本发明将不会被限制于本文所示的这些实施例，而是要符合与本文所公开的原理和新颖特点相一致的最宽的范围。
