非合作目标条件下闭环自主导航的试验系统

摘要

本发明提供了一种非合作目标条件下闭环自主导航的试验系统，包括地面测试系统，用于动态模拟出目标星和追踪星之间的相对距离和角度信息，及根据追踪星GNC系统输出的控制力矩或力计算出推力作用后的目标星和追踪星之间的相对距离和角度信息；非合作目标系统，用于根据相对距离和角度信息进行目标星与追踪星的相对距离和角度的模拟；追踪星的跟瞄系统，用于测量与目标星的相对距离和角度数据并输出到追踪星GNC系统；追踪星GNC系统，用于根据自主导航算法和与目标星的相对距离和角度数据向地面测试系统输出控制力矩或力。本发明能够保证数据的连续性，精确地完成闭环自主导航试验。

说明书

技术领域

本发明涉及卫星半物理试验策略及实现方法，特别是当目标为非合作性质的目标情况下，利用跟瞄系统作为星间相对位置测量敏感器使用时的闭环自主导航的试验系统。

背景技术

光电和雷达跟瞄是两种应用于空间针对非合作目标进行搜索、捕获、跟踪的跟瞄设备，连续测量星间相对角度和相对距离信息，提供给GNC分系统进行相对导航计算，是实现GNC分系统自主相对导航的基础。

在车辆、航海等方面，尤其是远程军事武器方面，自主导航技术已经得到广泛应用。但是对于追踪卫星与非合作目标卫星间，尤其对于低轨高速运动的卫星间的闭环自主导航技术尚属首例。

跟瞄系统的性能和与GNC系统协调配合导航能力需要在地面充分试验验证，这种有跟瞄设备参加的试验系统在国内是首次实现应用，试验策略也是首次尝试，目前没有发现其他能够满足非合作目标条件下闭环自主导航试验的系统，也没有发现同本发明类似技术的说明或报道，也尚未收集到国内外类似的资料。

发明内容

本发明的目的在于提供一种非合作目标条件下闭环自主导航的试验系统，能够在存在跟瞄系统及相匹配的目标模拟器的条件下，将跟瞄系统接入试验系统，从而精确地完成闭环自主导航试验。

为解决上述问题，本发明提供一种非合作目标条件下闭环自主导航的试验系统，包括：

构成闭环仿真的地面测试系统、非合作目标系统、追踪星的跟瞄系统以及追踪星GNC系统，

所述地面测试系统，用于通过动力学软件对非合作目标系统的飞行情况进行数学建模得到目标星和追踪星之间的相对距离和角度信息，并将所述相对距离和角度信息发送到非合作目标系统，及根据地面测试系统输出的控制力矩或力计算出推力作用后的目标星和追踪星之间的相对距离和角度信息，并将推力作用后的目标星和追踪星之间的相对距离和角度信息在下一个节拍继续输出至非合作目标系统；

所述非合作目标系统，用于根据所述相对距离和角度信息或进行与追踪星的相对距离和角度的模拟，所述非合作目标系统包括雷达目标模拟器、雷达目标模拟器控制计算机、光电目标模拟器、光电目标模拟器控制计算机、激光距离模拟器控制计算机和分别放置雷达跟瞄和光电跟瞄的雷达双轴转台和光电双轴转台、与雷达双轴转台和光电双轴转台连接的双轴转台控制计算机；

所述追踪星的跟瞄系统，用于测量与目标星的相对距离和角度数据并输出到追踪星GNC系统，包括雷达跟瞄和光电跟瞄；

所述追踪星GNC系统，即导航、制导与控制系统，用于提供自主导航算法、测量追踪星的绝对姿态信息和根据自主导航算法和从所述追踪星的跟瞄系统接收的与目标星的相对距离和角度数据向所述地面测试系统输出控制力矩或力，追踪星GNC系统包括负责自主导航算法的核心——星载计算机，负责测量追踪星的绝对姿态信息的测量敏感器群，负责输出控制力矩或力的执行机构群。

进一步的，在上述系统中，所述雷达跟瞄解算姿态的顺序是先俯仰角后方位角，光电跟瞄解算姿态的顺序是先方位角后俯仰角。

进一步的，在上述系统中，所述雷达跟瞄及雷达目标模拟器安置于微波暗室内，光电跟瞄及光电目标模拟器安置于光学暗室内。

进一步的，在上述系统中，所述地面测试系统，用于通过同一台动力学仿真机并在同一个Simulink程序环境下同时模拟非合作目标系统和追踪星的轨道动力学，并且两个动力学所描述的轨道运动相对独立，根据对非合作目标系统和追踪星的轨道模拟，解算出模拟目标星和追踪星之间的相对距离和角度信息。

进一步的，在上述系统中，所述地面测试系统，用于将目标星和追踪星之间的相对距离信息部分传输给雷达目标模拟器和光电目标模拟器；

所述雷达目标模拟器和光电目标模拟器，用于产生与相对距离信息相符的物理信号，其中，雷达目标模拟器产生微波信号，光电目标模拟器产生平行光源；

所述追踪星的跟瞄系统，用于接收所述与相对距离信息相符的物理信号并测量出所述追踪星GNC系统的自主导航算法能够使用的相对距离数据并发送给追踪星GNC系统

进一步的，在上述系统中，所述地面测试系统，用于将目标星和追踪星之间的相对角度信息部分传输给雷达双轴转台和光电双轴转台；

所述雷达双轴转台和光电双轴转台，用于根据从地面测试系统接收的目标星和追踪星之间的相对角度信息通过闭环令转台产生角度变化模拟目标星和追踪星之间的相对角度变化；

所述追踪星的跟瞄系统，用于测量出所述追踪星GNC系统的自主导航算法能够使用的相对角度数据并发送给追踪星GNC系统。

进一步的，在上述系统中，所述追踪星GNC系统和追踪星的跟瞄系统以卫星上实际电缆连接，追踪星GNC系统与地面测试系统以测试电缆连接，非合作目标系统与地面测试系统以RS422串口连接。

进一步的，在上述系统中，所述二维转台控制计算机通过RS422串口与雷达双轴转台和光电双轴转台通信，同时通过RS422串口从地面测试系统接收目标星和追踪星之间的相对角度信息。

进一步的，在上述系统中，所述雷达目标模拟器控制计算机通过CAN线与雷达目标模拟器通信，同时通过RS422串口接收从地面测试系统接收目标星和追踪星之间的相对距离信息。

与现有技术相比，本发明的优点和有益效果是：

1）使用光学暗室制造光电跟瞄在轨工作的暗背景，有效避免了地面实验环境光线对光电跟瞄产品工作性能的影响；用微波暗室制造雷达跟瞄在轨工作的暗背景，有效避免了地面实验环境中微波发射对雷达跟瞄产品工作性能的影响，高度模拟了在轨工作环境；

2）在原追踪星姿态轨道动力学模型的基础上，把非合作目标星的轨道动力学也作为动力学的一部分加入到模型里，设计模型的工具为Simulink软件，这么做能够使两颗星的解算方法一致，并且时序保持一致，便于解算出准确的相对位姿数据，提供了可靠的相对导航数据原值；

3）采用动力学模拟目标星位置，可以在任何时间、任何环境下设置试验所需要的目标星位置，也同样可以在保持目标星现有位置的情况下改变追踪星方位，这种方法经济、快速且有效，既有益于相对导航控制率的验证，同时又满足了模拟在轨故障试验的需求；

4）采用实时RS422通信串口，摒弃可能造成数据接收延迟的网络通信，这样提高了GNC系统、跟瞄系统和地面测试系统的时序一致性；

5）保证数据的连续性，精确完成闭环的相对导航试验；

6）控制雷达双轴转台采用特定的转轴解耦方法。双轴转台解算姿态的顺序是先俯仰角后方位角。光电跟瞄的解算姿态的顺序是先方位角后俯仰角，所以光电跟瞄所在转台只需要反向转过动力学角度即可；而雷达跟瞄解算姿态的顺序是先俯仰角后方位角，所以雷达跟瞄所在转台不能直接转过动力学角度，需要将动力学角度进行特别的解耦计算，才能按照计算后的角度旋转。这样做避免了雷达由于转序不同带来的测量误差。

附图说明

图1是本发明一实施例的非合作目标条件下闭环自主导航的试验系统的模块图。

具体实施方式

为使本发明的上述目的、特征和优点能够更加明显易懂，下面结合附图和具体实施方式对本发明作进一步详细的说明。

1.如图1所示，本发明提供一种非合作目标条件下闭环自主导航的试验系统，包括：构成闭环仿真的地面测试系统1、非合作目标系统2、追踪星的跟瞄系统3以及追踪星GNC（导航、制导与控制）系统4。

所述地面测试系统1，用于通过动力学软件对非合作目标系统的飞行情况进行数学建模得到目标星和追踪星之间的相对距离和角度信息，并将所述相对距离和角度信息发送到非合作目标系统，及根据地面测试系统输出的控制力矩或力计算出推力作用后的目标星和追踪星之间的相对距离和角度信息，并将推力作用后的目标星和追踪星之间的相对距离和角度信息在下一个节拍继续输出至非合作目标系统；

所述非合作目标系统2，用于根据所述相对距离和角度信息即数学建模得到目标星和追踪星之间的相对距离和角度信息或推力作用后的目标星和追踪星之间的相对距离和角度信息进行与追踪星的相对距离和角度的模拟，所述非合作目标系统包括雷达目标模拟器、雷达目标模拟器控制计算机、光电目标模拟器、光电目标模拟器控制计算机、激光距离模拟器控制计算机和分别放置雷达跟瞄和光电跟瞄的雷达双轴转台和光电双轴转台、与雷达双轴转台和光电双轴转台连接的双轴转台控制计算机，这两者不属于卫星实物，而是作为闭环试验必须的测试设备使用。具体的，所谓非合作目标是指目标体本身不会提供或发送自身的位姿信息，并且不受闭环自主导航系统任何干涉而按照目标本身的轨道运动。

所述追踪星的跟瞄系统3，用于测量与目标星的相对距离和角度数据并输出到追踪星GNC系统，包括雷达跟瞄和光电跟瞄，也采用卫星实物；

所述追踪星GNC系统4全部采用卫星实物，用于提供自主导航算法、测量追踪星的绝对姿态信息和根据自主导航算法和从所述追踪星的跟瞄系统接收的与目标星的相对距离和角度数据向所述地面测试系统输出控制力矩或力，追踪星GNC系统包括：负责自主导航算法的核心——星载计算机，负责测量追踪星的绝对姿态信息的测量敏感器群，负责输出控制力矩或力的执行机构群。

优选的，所述双轴转台解算姿态的顺序是先俯仰角后方位角。光电跟瞄解算姿态的顺序是先方位角后俯仰角，所以光电跟瞄所在转台只需要反向转过动力学角度即可；而雷达跟瞄解算姿态的顺序是先俯仰角后方位角，所以雷达跟瞄所在转台不能直接转过动力学角度，需要将动力学角度进行特别的解耦计算，才能按照计算后的角度旋转，这样做避免了雷达由于转序不同带来的测量误差。

本发明的关键点在于：第一，试验背景提出的目标是一种非合作性质的目标；第二，闭环自主导航试验必须同时利用与目标的相对距离信息和相对角度信息，同时要保证两组数据时序上的同步性。

2.非合作目标条件下闭环自主导航的试验系统的试验策略分为以下几个步骤：

1）设备安放以及特殊环境要求

追踪星GNC系统和地面测试系统置于清洁度10万级的实验室，分置在铁皮导通桌面和绝缘表面桌面上。

追踪星的跟瞄系统对于试验场地有特殊要求：雷达跟瞄及雷达目标模拟器安置于微波暗室内，光电跟瞄及光电目标模拟器安置于光学暗室内。使用光学暗室制造光电跟瞄在轨工作的暗背景，有效避免了地面实验环境光线对光电跟瞄产品工作性能的影响；用微波暗室制造雷达跟瞄在轨工作的暗背景，有效避免了地面实验环境中微波发射对雷达跟瞄产品工作性能的影响，高度模拟了在轨工作环境。

2）非合作目标系统的模拟方法及导航数据来源

地面测试系统，用于通过同一台动力学仿真机并在同一个Simulink程序环境下同时模拟非合作目标系统和追踪星的轨道动力学，并且两个动力学所描述的轨道运动相对独立，根据对非合作目标系统和追踪星的轨道模拟，解算出模拟目标星和追踪星之间的相对距离和角度信息，以此计算结果作为追踪星的跟瞄系统仿真目标数据的原值。具体的，这里在原追踪星姿态轨道动力学模型的基础上，把非合作目标星的轨道动力学也作为动力学的一部分加入到模型里，设计模型的工具为Simulink软件，这么做能够使两颗星的解算方法一致，并且时序保持一致，便于解算出准确的相对位姿数据，提供了可靠的相对导航数据原值。另外，采用动力学模拟目标星位置，可以在任何时间、任何环境下设置试验所需要的目标星位置，也同样可以在保持目标星现有位置的情况下改变追踪星方位，这种方法经济、快速且有效，既有益于相对导航控制率的验证，同时又满足了模拟在轨故障试验的需求。

3）动力学仿真数据引入GNC系统的策略

所述地面测试系统，用于将目标星和追踪星之间的相对距离信息部分传输给雷达目标模拟器和光电目标模拟器；

所述雷达目标模拟器和光电目标模拟器，用于产生与相对距离信息相符的物理信号，其中，雷达目标模拟器产生微波信号，光电目标模拟器产生平行光源；

所述追踪星的跟瞄系统，用于接收所述与相对距离信息相符的物理信号并测量出所述追踪星GNC系统的自主导航算法能够使用的相对距离数据并发送给追踪星GNC系统；

所述地面测试系统，用于将目标星和追踪星之间的相对角度信息部分传输给雷达双轴转台和光电双轴转台；

雷达跟瞄和光电跟瞄分别放置在其中一台双轴转台上，所述雷达双轴转台和光电双轴转台，用于根据从地面测试系统接收的目标星和追踪星之间的相对角度信息通过闭环令转台产生角度变化模拟目标星和追踪星之间的相对角度变化；

所述追踪星的跟瞄系统，用于测量出所述追踪星GNC系统的自主导航算法能够使用的相对角度数据并发送给追踪星GNC系统。

3.设备间的相互连通及工作方法：

1）追踪星GNC系统和追踪星的跟瞄系统以卫星上实际电缆连接，连接后的试验效果与真实卫星工作效果一样。

2）追踪星GNC系统与地面测试系统以测试电缆连接，地面测试系统的作用是将目标星和追踪星之间的相对距离和角度信息通过RS422串口传输给非合作目标系统，星载计算机根据从追踪星的跟瞄系统和测量敏感器群得到的测量数据向执行机构群发出的指令信号，执行机构群通过测试电缆将指令信号返回地面测试系统，从而形成一个完整的闭环控制。

3）目标系统具体实现方法：

双轴转台控制计算机通过RS422串口与雷达双轴转台和光电双轴转台通信，同时通过RS422串口从地面测试系统接收目标星和追踪星之间的相对角度信息即动力学仿真数据；

雷达目标模拟器控制计算机通过CAN线与雷达目标模拟器通信，同时通过RS422串口接收从地面测试系统接收目标星和追踪星之间的相对距离信息即动力学仿真数据；

4）工作方法

卫星闭环仿真开始后，星载计算机向追踪星的跟瞄系统发出搜索目标命令，雷达跟瞄和光电跟瞄分别开始搜索各自目标模拟器发出的信号；与此同时，雷达目标模拟器和光电目标模拟器实时不间断从所述地面测试系统接收到目标星和追踪星之间的相对距离信息，从而产生连续变化的与相对距离信息相符的物理信号，双轴转台根据从所述地面测试系统接收到目标星和追踪星之间的相对角度信息转动角度，从而等效地产生雷达目标模拟器和光电目标模拟器的俯仰角和方位角的变化数据；雷达和光电很快捕获目标星并跟踪目标星，跟踪的闭环控制方法取决于GNC系统的制导控制率算法，本试验采用CW制导控制算法。

本发明一实施例的非合作目标条件下闭环自主导航的试验系统进行试验的步骤如下：

步骤一、确定场地，安放设备

需要准备3个实验室：

一个清洁度10万级的实验室，摆放绝缘面试验台一排，安置地面测试系统，摆放接大地导通试验台一排，安置追踪星GNC系统的实物单机；

一个不小于3米×3米×3米的光学暗室，一侧放置光电双轴转台，光电双轴转台上固定住光电跟瞄，并保证光电双轴转台与光电跟瞄的转轴重合，在光电跟瞄的正前方1米内放置平行光管，使平行光方向与光电跟瞄的光轴重合；

一个不小于15米×3米×5米的微波暗室，暗室四壁布置吸波材料，暗室一侧放置雷达双轴转台，雷达双轴转台上固定住雷达跟瞄，并保证雷达双轴转台与雷达跟瞄的转轴重合，在雷达跟瞄的正前方10米处放置雷达目标模拟器并固定位置。

双轴转台控制计算机、激光距离模拟器控制计算机、雷达目标模拟器控制计算机放置在暗室外。

步骤二、设备间的相互连通及工作

追踪星GNC系统与追踪星的跟瞄系统之间以卫上星实际电缆连接，追踪星GNC系统与地面测试系统以测试电缆连接并通讯，非合作目标系统与地面测试系统以RS422串口连接。

整个试验系统正常上电，地面测试系统通过动力学软件对非合作目标系统的飞行情况进行数学建模得到目标星和追踪星之间的相对距离和角度信息，地面测试系统和追踪星GNC系统同时运行，当仿真进入稳态后并且满足相对导航试验的条件时，可以开始进行闭环自主相对导航试验。

地面测试系统的动力学计算出的相对导航原值数据即目标星和追踪星之间的相对距离和角度信息分为4组，分别通过RS422串口发送给雷达目标模拟器控制计算机、雷达双轴转台、激光距离模拟器控制计算机、光电双轴转台。非合作目标系统产生与动力学数据相符的目标模拟信号，追踪星的跟瞄系统测量得到目标星和追踪星之间的相对距离和角度数据，并将目标星和追踪星之间的相对距离和角度数据组合成测量数据包。

闭环自主导航试验开始后，每一个仿真节拍都经过如下过程：追踪星GNC系统接收追踪星的跟瞄系统的测量数据包，并转化成自主导航算法能够利用的格式，可以验证到此刻GNC利用的目标位置数据即为动力学原值（包含目标信号源产生过程中微小误差）。追踪星GNC系统作为控制核心，通过CW制导控制率算法得到当前时刻应输出推力大小，根据应输出推力大小输出控制指令到地面测试系统，地面测试系统根据控制指令计算推力作用后的目标星和追踪星之间的相对距离和角度信息，并将推力作用后的目标星和追踪星之间的相对距离和角度信息在下一个节拍继续输出至非合作目标系统，从而形成一个完整的闭环自主导航控制试验过程。

本发明的优点和有益效果是：

1）使用光学暗室制造光电跟瞄在轨工作的暗背景，有效避免了地面实验环境光线对光电跟瞄产品工作性能的影响；用微波暗室制造雷达跟瞄在轨工作的暗背景，有效避免了地面实验环境中微波发射对雷达跟瞄产品工作性能的影响，高度模拟了在轨工作环境；

2）在原追踪星姿态轨道动力学模型的基础上，把非合作目标星的轨道动力学也作为动力学的一部分加入到模型里，设计模型的工具为Simulink软件，这么做能够使两颗星的解算方法一致，并且时序保持一致，便于解算出准确的相对位姿数据，提供了可靠的相对导航数据原值；

3）采用动力学模拟目标星位置，可以在任何时间、任何环境下设置试验所需要的目标星位置，也同样可以在保持目标星现有位置的情况下改变追踪星方位，这种方法经济、快速且有效，既有益于相对导航控制率的验证，同时又满足了模拟在轨故障试验的需求；

4）采用实时RS422通信串口，摒弃可能造成数据接收延迟的网络通信，这样提高了GNC系统、跟瞄系统和地面测试系统的时序一致性；

5）保证了数据的连续性，实现了闭环的相对导航试验；

6）控制雷达双轴转台采用特定的转轴解耦方法。双轴转台解算姿态的顺序是先俯仰角后方位角。光电跟瞄的解算姿态的顺序是先方位角后俯仰角，所以光电跟瞄所在转台只需要反向转过动力学角度即可；而雷达跟瞄解算姿态的顺序是先俯仰角后方位角，所以雷达跟瞄所在转台不能直接转过动力学角度，需要将动力学角度进行特别的解耦计算，才能按照计算后的角度旋转。这样做避免了雷达由于转序不同带来的测量误差。

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。对于实施例公开的系统而言，由于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。

专业人员还可以进一步意识到，结合本文中所公开的实施例描述的各示例的单元及算法步骤，能够以电子硬件、计算机软件或者二者的结合来实现，为了清楚地说明硬件和软件的可互换性，在上述说明中已经按照功能一般性地描述了各示例的组成及步骤。这些功能究竟以硬件还是软件方式来执行，取决于技术方案的特定应用和设计约束条件。专业技术人员可以对每个特定的应用来使用不同方法来实现所描述的功能，但是这种实现不应认为超出本发明的范围。

显然，本领域的技术人员可以对发明进行各种改动和变型而不脱离本发明的精神和范围。这样，倘若本发明的这些修改和变型属于本发明权利要求及其等同技术的范围之内，则本发明也意图包括这些改动和变型在内。