[发明专利]一种卫星仿真系统和方法

摘要

本发明提供一种卫星仿真系统和方法，涉及卫星仿真领域，该系统操作灵活、便于改进、易于优化，该系统包括仿真控制子系统、环境模拟子系统、视景轨道仿真子系统和卫星模拟子系统，其中，该仿真控制子系统分别与该环境模拟子系统、该视景轨道仿真子系统和该卫星模拟子系统连接，该环境模拟子系统与该视景轨道仿真子系统连接，本发明实施例用于卫星仿真。

主权项

一种卫星仿真系统，其特征在于，包括：仿真控制子系统、环境模拟子系统、视景轨道仿真子系统和卫星模拟子系统，其中，所述仿真控制子系统分别与所述环境模拟子系统、所述视景轨道仿真子系统和所述卫星模拟子系统连接，所述环境模拟子系统与所述视景轨道仿真子系统连接，所述仿真控制子系统，用于生成模拟卫星，并获取当前时刻所述模拟卫星对应的磁场信息和轨道信息，并将所述磁场信息和所述轨道信息发送至与所述磁场信息和轨道信息对应的所述卫星模拟子系统；所述卫星模拟子系统，用于接收所述仿真控制子系统发送的所述磁场信息和所述轨道信息，并根据所述磁场信息和所述轨道信息以及配置的力矩得到控制信息，并将所述控制信息发送至所述仿真控制子系统；所述仿真控制子系统，还用于根据所述卫星模拟子系统发送的控制信息得到所述模拟卫星在下一时刻的姿态信息，并根据所述下一时刻的姿态信息调整所述模拟卫星的姿态；所述环境模拟子系统，用于获取所述模拟卫星的磁场信息，并将所述磁场信息发送至所述仿真控制子系统；所述视景轨道仿真子系统，用于获取所述模拟卫星的轨道信息，并将所述轨道信息发送至所述仿真控制子系统；所述视景轨道仿真子系统还用于，展示所述模拟卫星的姿态和对应的轨道信息，并将所述轨道信息发送至所述环境模拟子系统；所述环境模拟子系统具体用于，根据所述轨道信息得到磁场信息；所述环境模拟子系统还用于，将所述磁场信息发送至所述视景轨道仿真子系统；所述视景轨道仿真子系统还用于，展示所述环境模拟子系统发送的磁场信息；所述仿真控制子系统具体用于，根据所述控制信息得到所述模拟卫星当前时刻的横滚角、俯仰角和偏航角，并根据所述模拟卫星当前时刻的横滚角、俯仰角和偏航角得到所述模拟卫星下一时刻的横滚角、俯仰角和偏航角，并根据所述下一时刻的横滚角、俯仰角和偏航角调整所述模拟卫星的姿态；所述仿真控制子系统具体用于，根据所述当前时刻的横滚角、所述俯仰角和所述偏航角通过公式：Q=q0q1q2q3]]>得到所述模拟卫星当前时刻的姿态四元数；其中，Q为所述模拟卫星当前时刻的姿态四元数，为所述模拟卫星当前时刻的横滚角，θ为所述模拟卫星当前时刻的俯仰角，ψ为所述模拟卫星当前时刻的偏航角；所述仿真控制子系统具体用于，根据所述姿态四元数通过公式：Rob=q02+q12-q22-q322(q1q2+q0q3)2(q1q3-q0q2)2(q1q2-q0q3)q02+q22-q12-q322(q2q3+q0q1)2(q1q3+q0q2)2(q2q3-q0q1)q02+q32-q12-q22]]>得到所述模拟卫星从轨道坐标系到本体坐标系的姿态旋转矩阵；其中，为所述姿态旋转矩阵；所述仿真控制子系统具体用于，根据所述控制信息得到配置的力矩和所述模拟卫星的转动惯量以及所述模拟卫星在当前时刻所述本体坐标系相对于惯性坐标系的角速度，并根据所述力矩和所述转动惯量以及所述旋转矩阵通过公式：得到下一时刻所述本体坐标系相对于惯性坐标系的角速度在本体坐标系中的投影的微分表达式，其中，为下一时刻所述模拟卫星在本体坐标系相对于惯性坐标系的角速度在本体坐标系中的投影的微分表达式，I为所述模拟卫星的转动惯量，为当前时刻所述本体坐标系相对于惯性坐标系的角速度在本体坐标系中的投影，Tb为所述力矩在本体坐标系中的投影；所述仿真控制子系统具体用于，对所述下一时刻所述模拟卫星在本体坐标系相对于惯性坐标系的角速度在本体坐标系中的投影的微分表达式积分得到所述下一时刻所述模拟卫星在本体坐标系相对于惯性坐标系的角速度，并根据所述控制信息得到轨道坐标系相对于惯性坐标系的旋转矩阵，并根据所述下一时刻所述模拟卫星在本体坐标系相对于惯性坐标系的角速度和所述轨道坐标系相对于惯性坐标系的旋转矩阵通过公式：ωobb=ωibnb-Rob·ωioo]]>得到下一时刻所述模拟卫星在本体坐标系相对于轨道坐标系的角速度在本体坐标系中的投影；其中，为下一时刻所述模拟卫星在本体坐标系相对于轨道坐标系的角速度在本体坐标系中的投影，为所述姿态旋转矩阵,为下一时刻所述模拟卫星在本体坐标系相对于惯性坐标系的角速度在本体坐标系中投影，为所述模拟卫星在轨道坐标系相对于惯性坐标系的角速度在所述轨道坐标系中的投影，ωo为所述模拟卫星的轨道角速度；所述仿真控制子系统具体用于，根据所述下一时刻所述模拟卫星在本体坐标系相对于惯性坐标系的角速度在本体坐标系中的投影和所述模拟卫星的转动惯量通过方程：q·0=-12q→T·ωobbq→·=12[q0·I+S(q→)]·ωobb]]>得到q0的微分表达式和的微分表达式，并对所述q0的微分表达式和的微分表达式分别积分得到所述模拟卫星下一时刻的姿态四元数，并根据所述模拟卫星下一时刻的姿态四元数得到所述模拟卫星下一时刻的横滚角、俯仰角和偏航角；其中，为q0的微分表达式，为的微分表达式，为下一时刻所述模拟卫星在本体坐标系相对于轨道坐标系的角速度在本体坐标系中的投影，I为所述模拟卫星的转动惯量。