合作目标航天器交会对接地面试验系统及方法

技术领域

本发明涉及空间交会对接地面试验领域，特别涉及一种合作目标航天器交会对接地面试验系统及方法。

背景技术

空间交会对接是指两个飞行器在空间轨道上按预定时间和预定位置会合并在机械结构上连接成一个整体的技术。随着我国空间站逐步完成建设和在轨服务技术的不断发展，空间交会对接技术作为一项关键技术的稳定性显得越来越重要。交会对接技术的导航敏感器通常采用合作目标测量技术，即在目标航天器上事先布置了标志点，以供可见光相机或者激光雷达等导航敏感器进行识别与测量。

由于交会对接技术十分复杂，在研制过程中，地面仿真验证是一个非常重要的环节。目前地面仿真验证主要有三种手段，第一是以气浮台为基础的全物理仿真，第二是以多自由度运动模拟器为基础的半物理仿真，第三种为数学仿真技术，三种技术各有优劣互为补充。在地面试验验证中，一方面是要验证导航敏感器的测量性能，另一方面考验控制分系统的导航与控制算法的有效性以及鲁棒性。

飞行器对合作目标交会对接的过程中需要将交会对接单机相对位置、相对姿态、视线距、视线角引入控制系统的闭环中。交会对接单机需要测量真实合作靶标才能输出测量数据，但是GNC半物理仿真系统无法提供单机与靶标的准确相对运动，而一般采用数字仿真来模拟单机测量数据进行GNC系统导航与控制算法的验证，采用图像模拟器来验证单机测量算法的功能。数字仿真模型无法完全模拟单机的测量误差，且图像模拟器只能验证单机的电子学及算法部分，无法验证光学部分及探测器性能。

发明内容

针对现有技术的不足，本发明提供一种合作目标航天器交会对接地面试验系统及方法，可以将交会对接单机测量合作靶标的实测数据实时接入控制系统的闭环测试。

本发明的一个技术方案在于提供一种合作目标航天器交会对接地面试验系统，其包含：交会对接跟瞄单机、合作靶标、目标星运动模拟系统、追踪星运动模拟系统、数据中转下位机、星载GNC计算机、动力学仿真机；

所述动力学仿真机用于模拟飞行器的轨道动力学和姿态动力学，将飞行器与合作目标的相对位置和相对姿态信息发送给数据中转下位机；

在所述数据中转下位机输出数据的驱动下，所述目标星运动模拟系统和追踪星运动模拟系统用于模拟两星在空间中的相对位置和姿态运动；

所述交会对接跟瞄单机安装在追踪星运动模拟系统上；所述合作靶标安装在目标星运动模拟系统上；所述交会对接跟瞄单机用于获取合作靶标的图像数据，并将对图像数据解算得到的测量数据发送给数据中转下位机；

所述动力学仿真机还用于将数据中转下位机转发的测量数据，传输给星载GNC计算机；所述星载GNC计算机运行导航制导与控制算法，根据收到的测量数据生成控制量并发送给动力学仿真机，形成合作目标航天器交会对接工况的控制闭环。

可选地，所述交会对接跟瞄单机包括光学相机和激光雷达；

所述合作靶标包括光学相机标志灯和激光雷达靶标，分别作为所述光学相机和激光雷达的测量目标。

可选地，所述目标星运动模拟系统和追踪星运动模拟系统，由两个六自由度运动模拟系统组合形成。

可选地，根据飞行器上光学相机和激光雷达的实际安装位置，将本试验系统的光学相机和激光雷达通过第一工装安装到所述追踪星运动模拟系统的转盘上；根据目标星上合作靶标的实际安装位置，将本试验系统的合作标靶通过第二工装安装到目标星运动模拟系统的转盘上。

可选地，所述数据中转下位机的反射内存卡，和所述动力学仿真机的反射内存卡通过双模光纤互相连接，用于数据收发。

可选地，所述数据中转下位机将收到的测量数据，通过反射内存卡写入固定内存地址，供所述动力学仿真机的反射内存卡读取；

所述动力学仿真机对交会对接工况的飞行器绝对及相对位置、姿态进行建模，并通过反射内存卡将相对位置和姿态写入固定内存地址，供所述数据中转下位机的反射内存卡读取。

可选地，所述数据中转下位机设有与光学相机和激光雷达分别连接的RS422接口，用于向光学相机和激光雷达转发由所述星载GNC计算机输出的遥测查询指令，和接收光学相机和激光雷达输出的测量数据；

所述数据中转下位机设有连接所述目标星运动模拟系统和追踪星运动模拟系统的RS422接口，用于向所述目标星运动模拟系统和追踪星运动模拟系统发送驱动用的数据；

所述动力学仿真机设有连接所述星载GNC计算机的RS422接口，用于接收所述星载GNC计算机输出的控制量。

可选地，所述光学相机和激光雷达输出的测量数据包含相对于合作靶标的相对位置、相对姿态、视线距、方位角、俯仰角信息。

可选地，所述的一种合作目标航天器交会对接地面试验系统，还包含模拟数管计算机、数据库；所述模拟数管计算机用于发送遥控指令，使所述星载GNC计算机进入交会对接流程；所述数据库用于接收动力学仿真机发送的轨道和姿态动力学真值，和所述模拟数管计算机发送的遥测数据。

本发明的另一个技术方案在于提供一种合作目标航天器交会对接地面试验方法，其包含以下步骤：

S1、搭建上述任意一项合作目标航天器交会对接地面试验系统；

S2、动力学仿真机建立飞行器与合作目标的轨道动力学和姿态动力学，产生飞行器与合作标靶的相对位置和相对姿态数据发给数据中转下位机，用于驱动目标星运动模拟系统和追踪星运动模拟系统；

S3、数据中转下位机获得交会对接跟瞄单机发出的测量数据，通过动力学仿真机传输给星载GNC计算机；

S4、星载GNC计算机根据测量数据解算得到的控制量，传输给动力学仿真机作用于轨道动力学和姿态动力学；

重复步骤S2-S4的过程形成控制闭环，完成交会对接工况全过程。

可选地，步骤S4的对接完成后，进一步进行步骤S5；

所述步骤S5包含分析遥测数据，评估航天器交会对接末端控制精度；其中，以动力学仿真机输出的对接口坐标系下的飞行器与目标的相对姿态、相对位置和相对速度为真值；将星载GNC计算机输出的基于目标姿态确定的相对姿态，基于相对导航输出的相对位置和相对速度与真值比较，评价交会对接过程中目标姿态确定的精度和相对导航的精度，并评价对接末端的控制精度。

可选地，所述步骤S5还包含评估交会对接单机的测量性能；其中，将目标星和追踪星运动模拟系统输出的第一工装安装端面到第二工装安装端面的相对位置和相对姿态转换到交会对接单机测量系下作为真值；将交会对接单机输出的单机测量系的对靶标的相对位置、相对姿态与真值作比较，评价单机测量精度。

本发明的一种合作目标航天器交会对接地面试验系统及方法中，将交会对接跟瞄单机、合作靶标分别安装到目标星和追踪星运动模拟系统上；数据中转下位机使用动力学仿真机生成的目标星与追踪星的相对位置、相对姿态数据来驱动运动模拟系统，合作靶标和交会对接跟瞄单机产生相对位置、姿态运动；交会对接跟瞄单机测量合作靶标，输出与目标的视线角、视线距、相对位置、相对姿态等数据给数据中转下位机；数据中转下位机将RS422接口收到的数据通过反射内存卡传输给动力学仿真机；动力学仿真机将反射内存卡收到的数据转换成RS422接口传输给星载GNC计算机；星载GNC计算机根据收到的相对位置、姿态信息生成控制指令给动力学仿真机形成合作目标航天器交会对接工况的控制闭环；在对接完成后，评估航天器交会对接末端控制精度和交会对接单机的测量性能。

现有技术大致存在三个问题：现有GNC半物理仿真系统采用数字仿真单机模型无法完全模拟单机的测量误差，使得半物理仿真不够真实，使得GNC分系统导航与控制算法的性能验证不充分；跟瞄单机需要测量合作靶标才能输出测量数据，一般半物理仿真中无法提供相对运动试验条件，无法验证交会对接单机真实测量性能；运动模拟系统与半物理系统空间位置间隔较远，用RS422接口无法进行远距离数据传输。

本发明可以将双六自由度运动模拟装置与GNC半物理试验系统结合。与现有技术相比，本发明的有益效果在于：利用目标星和追踪星运动模拟系统实现跟瞄单机与合作靶标的空间相对运动，对单机的测量性能进行有效的验证；将单机真实测量数据接入控制系统闭环，对交会对接工况下导航与控制算法的性能及鲁棒性进行充分的测试，提高了半物理仿真的真实度；同时通过数据中转下位机将RS422接口转换成反射内存接口，利用双模光纤实现了数据的远距离、低延时传输。本发明可用于合作目标航天器交会对接控制的地面半物理闭环试验，为在轨交会对接地面验证提供技术支撑。

附图说明

图1为本发明的合作目标航天器交会对接地面试验系统示意图；

图2为本发明的合作目标航天器交会对接地面试验方法流程图。

具体实施方式

为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，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。

如图1所示，本发明提供一种合作目标航天器交会对接地面试验系统，包含交会对接跟瞄单机、合作靶标、目标星和追踪星运动模拟系统、数据中转下位机、星载GNC计算机、动力学仿真机、遥测显示终端计算机、数据库及电源。

交会对接跟瞄单机包括可对合作目标进行测量的光学相机和激光雷达各一台；工作时，通过光学相机和激光雷达各自的光学探测器，对合作靶标进行成像，经由光学相机和激光雷达各自的电子学部分，对获得的图像数据进行解算，得到相对于合作靶标的相对位置、相对姿态、视线距、视线角等测量数据，通过数据中转下位机、动力学仿真机的转发，最终将测量数据传输给星载GNC计算机。在该试验系统中，交会对接跟瞄单机通过第一工装安装于追踪星运动模拟系统的转盘上，该第一工装按照飞行器上光学相机和激光雷达的实际安装孔位设计，使得两台产品的安装位置与飞行器上一致。

合作靶标包括光学相机标志灯和激光雷达靶标，分别作为光学相机和激光雷达的测量目标。在该试验系统中，合作靶标通过第二工装安装于目标星运动模拟系统的转盘上；该第二工装按照合作靶标在目标星上的实际安装孔位设计。

目标星和追踪星运动模拟系统由两个六自由度运动模拟系统组合，能受数据中转下位机的数据驱动，来模拟两星在空间中的相对位置和姿态运动。

数据中转下位机包含反射内存卡和RS422串口卡。本例的数据中转下位机有三路RS422接口，分别与光学相机、激光雷达、目标星和追踪星运动模拟系统相连接。数据中转下位机向光学相机和激光雷达转发星载GNC计算机的遥测查询指令，接收光学相机和激光雷达的测量数据。数据中转下位机还向目标星和追踪星运动模拟系统发送特定格式的驱动数据。

动力学仿真机与数据中转下位机通过反射内存卡连接，动力学仿真机向数据中转下位机传输用于驱动运动模拟系统的两星相对位置和姿态数据和遥测查询指令，数据中转下位机向动力学仿真机传输交会对接跟瞄单机的测量数据。示例地，数据中转下位机和动力学仿真机的反射内存卡通过一条双模光纤互相连接，实现数据的远距离收发。

数据中转下位机用反射内存卡，将从RS422接口收到的相机和雷达输出的测量数据写入固定内存地址，使得动力学仿真机能在固定内存地址读取相关数据，实现两种接口的相互转换。数据中转下位机通过反射内存卡读取固定内存地址得到动力学仿真机写入的两星相对位置和相对速度信息，以通过RS422接口驱动目标星和追踪星运动模拟系统。

动力学仿真机通过RS422接口与星载GNC计算机连接，接收查询指令并发送交会对接跟瞄单机输出的相对位置和相对姿态数据，使星载GNC计算机能够进行相对导航及控制的计算。

具体地，动力学仿真机模拟飞行器轨道和姿态动力学，受到星载GNC计算机输出的控制量驱动，可以将反射内存卡收到的数据转换成RS422接口传输给星载GNC计算机，同时将飞行器与合作目标的相对位置和相对姿态信息发给数据中转下位机，将轨道和姿态动力学真值传送给数据库。遥测显示终端计算机可以基于TCP/IP局域网连接数据库。

星载GNC计算机运行导航制导与控制算法，根据收到的单机测量的相对位置、相对姿态、视线距、视线角信息生成控制指令给动力学仿真机，形成合作目标航天器交会对接工况的控制闭环。

根据上述的合作目标航天器交会对接地面试验系统，如图2所示，本发明还提供一种合作目标航天器交会对接地面试验方法，包括如下步骤：

S1、搭建合作目标航天器交会对接地面试验系统。

交会对接跟瞄单机通过第一工装安装于追踪星运动模拟系统的转盘上，合作靶标通过第二工装安装于目标星运动模拟系统的转盘上。将交会对接跟瞄单机的两台产品以及目标星和追踪星的运动模拟系统的RS422通信接口，分别与数据中转下位机连接。将数据中转下位机的反射内存卡通过一根双模光纤与动力学仿真机的反射内存卡连接。星载GNC计算机、动力学仿真机、模拟数管计算机、遥测显示终端计算机及数据库之间常规连接。此外通过电源对所有单机产品及地面设备进行供电。

S2、建立飞行器与合作目标的轨道动力学和姿态动力学，产生相对位置和姿态来驱动目标星和追踪星运动模拟系统。

确定交会对接工况的动力学初值并运行动力学仿真机，产生飞行器与合作靶标的相对位置和相对姿态数据，并转换到运动模拟系统坐标系下，用来驱动运动模拟系统运行。

S3、数据中转下位机获得交会对接跟瞄单机的测量数据，通过动力学仿真机传输给星载GNC计算机。

星载GNC计算机上电启动运行，利用模拟数管计算机发送遥控指令，使星载GNC计算机进入交会对接流程。星载GNC计算机向动力学仿真机传输查询指令，动力学仿真机将查询指令转发给数据中转下位机。数据中转下位机将查询指令传输给单机，单机反馈测量数据。星载GNC计算机通过动力学仿真机接收数据中转下位机转发的交会对接跟瞄单机测量数据。

S4、星载GNC计算机解算得到控制量，并传输给动力学仿真机作用于轨道动力学和姿态动力学。

星载GNC计算机启动导航与控制算法，利用交会对接跟瞄单机作为测量基准进行目标姿态解算和相对导航解算，并将目标姿态确定及相对导航解算的结果作为输入，进行姿态和轨道控制策略的计算，输出控制量计算结果给动力学仿真机形成闭环。

步骤S4时，如果对接未完成，返回执行步骤S2，重复步骤S2-S4的过程形成控制闭环，直到完成交会对接工况全过程。如果对接完成，则继续进行步骤S5。

S5、对接完成后分析遥测数据，评估航天器交会对接末端控制精度和交会对接单机的测量性能。

以动力学仿真机输出的对接口坐标系下的飞行器与目标的相对姿态、相对位置和相对速度为真值。将星载GNC计算机输出的目标姿态确定的相对姿态，相对导航输出的相对位置和相对速度与真值比较，评价交会对接过程中目标姿态确定的精度和相对导航的精度，并评价对接末端的控制精度。

所述评估交会对接单机的测量性能中，将目标星和追踪星运动模拟系统输出的第一工装安装端面到第二工装安装端面的相对位置和相对姿态转换到交会对接单机测量系下作为真值。将交会对接单机输出的单机测量系的对靶标的相对位置、相对姿态与真值作比较，评价单机测量精度。

综上所述，本发明提供的一种合作目标航天器交会对接地面试验系统及方法，利用目标星和追踪星运动模拟系统，能够验证单机对合作靶标的搜索捕获跟踪的功能；同时将单机数据接入GNC半物理系统进行控制系统闭环，在地面进行了交会对接工况下控制系统的性能；使用数据中转下位机将反射内存与RS422接口互相转换的方法，能够实现较远距离低延时的数据传输。本发明用于合作目标航天器交会对接控制的地面半物理闭环试验，为在轨交会对接工况提供技术支撑。可应用于交会对接任务地面半物理闭环测试，试验系统简单、测试方法流程清晰，易于实践且可以进行性能的定量评估，具有一定的推广价值。

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。