本发明公开了一种卫星姿态控制一体化仿真的系统及实现方法，该系统包括一台仿真计算机和接口扩展板，通过将仿真系统与被测试硬件的组合连接，可以实现全数学仿真、部件级半实物仿真、部件级半实物仿真、整星半实物仿真、星地联合仿真及在轨姿态可视化共5种工作模式下的仿真应用，集多项功能于一体，减少了仿真软件的重复开发工作，实现了仿真系统的普适性和通用化，增强了仿真过程的可视化和可操作性，支持从卫星姿态控制系统从方案设计到在轨检验的全流程对比仿真分析。
1.一种卫星姿态控制一体化仿真系统，其特征在于，包括一台仿真计算机和接口扩展板，其中，仿真计算机内含有在Matlab/Simulink环境下用于卫星姿态控制的数学仿真软件，接口扩展板用于提供仿真系统与被测试硬件的通用标准接口，仿真计算机与接口扩展板通过Uart串口连接；
所述的数学仿真软件采用分层设计，自上至下依次划分为用户层、算法层、物理层、数据处理层共4个层次，高层软件对下一层软件实施调用直至最底层，每层可按需添加模块进行扩展；
所述用户层包括仿真系统功能配置、交互操作、分析报告/图表用户直接接触的三类操作，用户也可以根据应用进行功能扩展；其中功能配置包括仿真系统工作模式的配置、仿真参数配置、仿真方案配置，交互操作包括仿真界面控制和3D动态显示，分析报告/图表部分可输出包括定姿与控制结果、磁场测量结果、太阳矢量测量结果的标准分析报告和图表；
所述算法层含有姿态确定算法和姿态控制算法两部分，其中姿态确定算法包含双矢量(TRIAD)定姿算法、扩展卡尔曼滤波(EKF)定姿算法和俯仰轴定姿算法，姿态控制算法包含B-dot磁阻尼算法、反作用轮PD控制算法、磁卸载算法、偏置轮控制算法和磁力矩器PD控制算法；
所述物理层分为轨道环境、敏感器模型、卫星姿态动力学模型、执行机构模型四个部分；其中轨道环境包含轨道计算模块、卫星空间位置计算模块、干扰力矩计算模块、轨道坐标系下太阳矢量和磁场矢量计算模块，敏感器模型包含磁强计模型、太阳敏感器模型和陀螺模型，卫星姿态动力学模型包含卫星姿态控制的挠性动力学模型和刚体动力学模型，执行机构模型包含反作用轮模型、偏置轮模型、磁力矩器模型；
所述数据处理层包括数学运算、数据存储、3D显示、图表生成四个部分；其中数学运算包含矩阵运算、四元数运算和坐标系转换，数据存储包含了数据保存、数据导出和生成报告三大功能，3D显示部分具体分为窗口调用、数据组包和数据调用三项常用模块，图表生成对应用户层需求包含了定姿与控制结果、磁场测量结果和太阳矢量测量结果图表生成模块。
2.根据权利要求1所述的卫星姿态控制一体化仿真系统，其特征在于，所述的被测试硬件包括：姿控部组件、姿控板、整星。
3.应用权利要求1-2任一项所述的系统进行卫星姿态控制一体化仿真的方法，其特征在于，将所述的仿真系统与不同的被测试硬件组合连接，可以实现以下5种工作模式下的仿真应用：
1)全数学仿真：仿真系统不连接被测试硬件，仅使用仿真计算机进行卫星姿态控制数学仿真；实现基于数学模型的卫星姿态控制系统方案设计与仿真验证；
2)部件级半实物仿真：将仿真计算机、接口扩展板、姿控部组件顺次相连，将姿控部组件中敏感器的实际采样值和/或执行机构的实际输出值代入数学仿真循环中，实现基于某种或几种姿控部组件的半实物仿真验证；
3)姿控全系统级半实物仿真：将仿真计算机、接口扩展板、姿控板、姿控部组件顺次相连，用数学仿真模型提供轨道环境和姿态动力学解算，实现基于姿控全系统的半实物仿真验证；
4)整星半实物仿真：将仿真计算机、接口扩展版、整星顺次相连：用数学仿真模型提供轨道环境和姿态动力学解算，进行整星半实物仿真验证；
5)星地联合仿真及在轨姿态可视化：将卫星在轨遥测数据按照标准TCP/IP协议接入仿真计算机端的仿真软件，实现卫星姿态控制的实时仿真验证和异常监测，也可将卫星在轨姿态信息可视化。
4.根据权利要求3所述的卫星姿态控制一体化仿真的方法，其特征在于，所述的全数学仿真模式，包括如下步骤：
1)仿真系统中仅使用仿真计算机进行卫星姿态控制数学仿真；2)首先设置仿真步长、总时长、初始轨道信息、初始姿态、目标姿态、算法参数和模型参数；3)轨道环境模块接入初始轨道信息，输出轨道环境信息和环境干扰力矩；4)卫星姿态动力学模型接收环境干扰力矩和控制力矩，代入刚性动力学模型或挠性动力学模型，更新卫星姿态的理论值；5)将轨道环境信息和卫星姿态理论值代入敏感器模型，得到敏感器的测量数据；6)将敏感器的测量数据和轨道环境信息输入姿态确定算法，计算卫星姿控系统对卫星当前姿态的估计值；7)姿态控制算法接收设置的目标姿态和姿态估计值，由当前姿态与控制目标的偏差计算并输出执行机构的控制量；8)将控制量接入执行机构模型，得到执行机构的控制力矩输出值，完成一个仿真步长内的计算；9)触发新的仿真步长内的轨道环境计算，并结合上一步长内的控制力矩输出值，代入当前仿真步长内卫星姿态动力学模型，重复开始新一轮的仿真计算。
5.根据权利要求3所述的卫星姿态控制一体化仿真的方法，其特征在于，所述的部件级半实物仿真模式，包括如下步骤：
1)将仿真计算机、接口扩展板、姿控部组件顺次相连；2)若接入的部件为敏感器，则仿真计算机将结合了卫星姿态的轨道环境信息通过接口扩展板输出，并接收敏感器的实际采样数据代入姿态确定算法，继续后续循环计算；若接入的部件为执行机构，则仿真计算机将应施加的控制量通过接口扩展板发送至执行机构，并接收控制力矩实际输出值代入卫星姿态动力学模型，继续后续循环计算。
6.根据权利要求3所述的卫星姿态控制一体化仿真的方法，其特征在于，所述的姿控全系统级半实物仿真模式，包括如下步骤：
1)将仿真计算机、接口扩展板、姿控板、姿控部组件顺次相连；
2)仿真计算机将结合了卫星姿态的轨道环境信息输出，并接入控制力矩实际输出值代入卫星姿态动力学模型，继续后续循环计算。
7.根据权利要求3所述的卫星姿态控制一体化仿真的方法，其特征在于：所述的整星半实物仿真模式，包括如下步骤：
1)将仿真计算机、接口扩展版、整星顺次相连；2)向卫星发送遥控指令，将其切换至半实物仿真状态；3)仿真计算机将结合了卫星姿态的轨道环境信息输出，并接入控制力矩实际输出值代入卫星姿态动力学模型，继续后续循环计算。
8.根据权利要求3所述的卫星姿态控制一体化仿真的方法，其特征在于：所述的星地联合仿真及在轨姿态可视化模式，包括如下步骤：
1)将卫星在轨遥测数据按照标准TCP/IP协议接入仿真计算机端的仿真软件；2)将遥测姿态数据接入演示界面，进行实时动态的三维演示；用遥测数据替换仿真数学仿真软件中的初始轨道信息、初始姿态、目标姿态，导入与卫星在轨状态一致的模型参数，设置仿真步长、总时长；3)轨道环境模块接入初始轨道信息，输出轨道环境信息和环境干扰力矩；4)卫星姿态动力学模型接收环境干扰力矩和控制力矩，代入刚性动力学模型或挠性动力学模型，更新卫星姿态的理论值；5)将轨道环境信息和卫星姿态理论值代入敏感器模型，得到敏感器的测量数据；6)将敏感器的测量数据和轨道环境信息输入姿态确定算法，计算卫星姿控系统对卫星当前姿态的估计值；7)姿态控制算法接收设置的目标姿态和姿态估计值，由当前姿态与控制目标的偏差计算并输出执行机构的控制量；8)将控制量接入执行机构模型，得到执行机构的控制力矩输出值，完成一个仿真步长内的计算；9)触发新的仿真步长内的轨道环境计算，并结合上一步长内的控制力矩输出值，代入当前仿真步长内卫星姿态动力学模型，重复开始新一轮的仿真计算；10)将每个仿真步长内的计算结果与接收的在轨遥测数据进行实时对比，两者之间的偏差超过可接受范围时触发警报。
一种卫星姿态控制一体化仿真的系统及实现方法
技术领域
[0001] 本发明涉及一种卫星姿态控制仿真系统，尤其涉及一种卫星姿态控制一体化仿真的系统及实现方法，属于卫星姿态控制仿真技术领域。
背景技术
[0002] 卫星的姿态指向是决定卫星应用的首要因素之一，直接影响卫星应用有效载荷的设计和卫星应用性能指标的制定。卫星的姿态控制系统是在姿态动力学、姿态确定和姿态控制建模的基础上运用经典或现代控制理论方法实现的。由于地面不具备模拟实际在轨空间环境的条件，使用数学仿真及半实物仿真模拟在轨运行状态，成为卫星姿态控制系统论证评估的必要手段。
[0003] 卫星姿态控制系统的数学仿真技术基本已趋于成熟，但针对不同任务研究人员往往需要开发不同的仿真软件，仿真代码通用性不足。另一方面，在进行半实物仿真时，需要对数值仿真系统进行适应性修改，甚至需要开发两套不同的仿真软件，且尚未实现在整星状态下的半实物仿真软件系统。此外，现有仿真系统尚不支持从方案设计到在轨任务实施段的全程接入验证，不利于卫星在轨姿态信息的快速判读和应急处理。
[0004] 因此，建立一套集控制方案设计验证、半实物仿真、卫星在轨姿态监测与应急策略分析于一体的仿真系统，提高仿真软件的通用化和交互性，成为本技术领域亟需解决的问题，并具有十分重要的工程意义。
发明内容
[0005] 本发明的目的在于提供一种卫星姿态控制一体化仿真的系统及实现方法，以实现卫星姿态控制系统的方案验证、部件级半实物仿真、姿控全系统级半实物仿真、整星半实物仿真及在轨姿态监测与可视化，具备标准化、可配置、交互式、普适性、可扩展多项优点。
[0006] 为达到上述目的，本发明提供的卫星姿态控制一体化仿真系统包括一台仿真计算机和接口扩展板。其中，仿真计算机用于在Matlab/Simulink环境下建立卫星姿态控制相关的数学模型，包含有用于卫星姿态控制的数学仿真软件作为仿真计算的核心软件；接口扩展板用于提供仿真系统与被测试硬件的通用标准接口，使被测试硬件成品即插即用、无需修改。仿真计算机与接口扩展板通过标准的Uart串口连接。
[0007] 所述的被测试硬件包括：姿控部组件、姿控板、整星。
[0008] 姿控系统是卫星姿态控制系统的简称，包括姿控部组件和姿控板。
[0009] 姿控部组件是卫星姿态控制系统中敏感器和执行机构的成品，包括太阳敏感器、磁强计、陀螺、反作用轮组、偏置轮、磁力矩器；姿控部组件与接口扩展板的通信接口包括标准SPI和Uart，与整星状态下连接部组件和姿控板的接口完全一致。
[0010] 姿控板是卫星姿态控制系统中进行数据计算的电路板成品，运行姿控系统的软件代码；姿控板通过标准Uart接口与接口扩展板相连。
[0011] 卫星是指完成组装的卫星成品，包含完整的姿控系统，具备切换至半实物仿真模式的遥控指令，星上代码具备接入地面仿真系统的软件接口；在地面半实物测试状态下，卫星通过一个专用于地面测试的标准Uart接口与接口扩展板相连。
[0012] Matlab/Simulink环境下的数学仿真软件，按照功能封装为标准的姿态控制模块库文件，覆盖卫星姿态控制系统常用的数学模型。同时，仿真软件采用分层设计，自上至下依次划分为用户层、算法层、物理层、数据处理层共4个层次，高层软件对下一层软件实施调用直至最底层，每层也可按需添加模块进行扩展。
[0013] 所述用户层包括仿真系统功能配置、交互操作、分析报告/图表用户直接接触的三类操作，用户也可以根据应用进行功能扩展；其中功能配置分为仿真系统工作模式的配置、仿真参数配置、仿真方案配置，交互操作包括仿真界面控制和3D动态显示，分析报告/图表部分可输出包括定姿与控制结果、磁场测量结果、太阳矢量测量结果的标准分析报告和图表。
[0014] 所述算法层含有姿态确定算法和姿态控制算法两部分，针对卫星姿态控制仿真的应用需求进行了合理的划分；其中姿态确定算法包含双矢量(TRIAD)定姿算法、扩展卡尔曼滤波(EKF)定姿算法和俯仰轴定姿算法，姿态控制算法包含B-dot磁阻尼算法、反作用轮PD控制算法、磁卸载算法、偏置轮控制算法和磁力矩器PD控制算法；此外，该层支持其他定姿算法和控制算法的接入。
[0015] 所述物理层分为轨道环境、敏感器模型、卫星姿态动力学模型、执行机构模型四个部分；其中轨道环境包含轨道计算模块、卫星空间位置计算模块、干扰力矩计算模块、轨道坐标系下太阳矢量和磁场矢量计算模块，敏感器模型包含磁强计模型、太阳敏感器模型和陀螺模型，卫星姿态动力学模型包含卫星姿态控制的挠性动力学模型和刚体动力学模型，执行机构模型包含反作用轮模型、偏置轮模型、磁力矩器模型；此外，该层支持其他敏感器模型和执行机构模型的接入。
[0016] 所述数据处理层包括数学运算、数据存储、3D显示、图表生成四个部分；其中数学运算包含矩阵运算、四元数运算和坐标系转换，数据存储包含了数据保存、数据导出和生成报告三大功能，3D显示部分具体分为窗口调用、数据组包和数据调用三项常用模块，图表生成对应用户层需求包含了定姿与控制结果、磁场测量结果和太阳矢量测量结果图表生成模块。
[0017] 本发明通过将仿真系统与不同的被测试硬件组合连接，可以实现以下5种工作模式下的仿真应用：
[0018] 1)全数学仿真：仿真系统不连接被测试硬件，仅使用仿真计算机进行卫星姿态控制数学仿真；实现基于数学模型的卫星姿态控制系统方案设计与仿真验证；
[0019] 2)部件级半实物仿真：将仿真计算机、接口扩展板、姿控部组件顺次相连，将姿控部组件中敏感器的实际采样值和/或执行机构的实际输出值代入数学仿真循环中，实现基于某种或几种姿控部组件的半实物仿真验证；
[0020] 3)姿控全系统级半实物仿真：将仿真计算机、接口扩展板、姿控板、姿控部组件顺次相连，用数学仿真模型提供轨道环境和姿态动力学解算，实现基于姿控全系统的半实物仿真验证；
[0021] 4)整星半实物仿真：将仿真计算机、接口扩展版、整星顺次相连：用数学仿真模型提供轨道环境和姿态动力学解算，进行整星半实物仿真验证；
[0022] 5)星地联合仿真及在轨姿态可视化：将卫星在轨遥测数据按照标准TCP/IP协议接入仿真计算机端的仿真软件，实现卫星姿态控制的实时仿真验证和异常监测，也可将卫星在轨姿态信息可视化。
[0023] 在工作模式2下，仿真软件与姿控部组件的数据接口位于物理层；在工作模式3或工作模式4下，仿真软件与姿控系统或整星的数据接口位于算法层；在工作模式5下，在轨卫星遥测数据接入仿真软件的接口位于应用层。
[0024] 采用上述系统实现卫星姿态控制一体化仿真的方法，具体包括如下步骤：
[0025] 工作模式1：1)仿真系统中仅使用仿真计算机进行卫星姿态控制数学仿真；2)首先设置仿真步长、总时长、初始轨道信息、初始姿态、目标姿态、算法参数和模型参数；3)轨道环境模块接入初始轨道信息，输出轨道环境信息和环境干扰力矩；4)卫星姿态动力学模型接收环境干扰力矩和控制力矩，代入刚性动力学模型或挠性动力学模型，更新卫星姿态的理论值；5)将轨道环境信息和卫星姿态理论值代入敏感器模型，得到敏感器的测量数据；6)将敏感器的测量数据和轨道环境信息输入姿态确定算法，计算卫星姿控系统对卫星当前姿态的估计值；7)姿态控制算法接收设置的目标姿态和姿态估计值，由当前姿态与控制目标的偏差计算并输出执行机构的控制量；8)将控制量接入执行机构模型，得到执行机构的控制力矩输出值，完成一个仿真步长内的计算；9)触发新的仿真步长内的轨道环境计算，并结合上一步长内的控制力矩输出值，代入当前仿真步长内卫星姿态动力学模型，重复开始新一轮的仿真计算。
[0026] 工作模式2：1)将仿真计算机、接口扩展板、姿控部组件顺次相连；2)若接入的部件为敏感器，则仿真计算机将结合了卫星姿态的轨道环境信息通过接口扩展板输出，并接收敏感器的实际采样数据代入姿态确定算法，继续后续循环计算；若接入的部件为执行机构，则仿真计算机将应施加的控制量通过接口扩展板发送至执行机构，并接收控制力矩实际输出值代入卫星姿态动力学模型，继续后续循环计算。
[0027] 工作模式3：1)将仿真计算机、接口扩展板、姿控板、姿控部组件顺次相连；2)仿真计算机将结合了卫星姿态的轨道环境信息输出，并接入控制力矩实际输出值代入卫星姿态动力学模型，继续后续循环计算。
[0028] 工作模式4：1)将仿真计算机、接口扩展版、整星顺次相连；2)向卫星发送遥控指令，将其切换至半实物仿真状态；3)仿真计算过程与工作模式3的步骤2相同。
[0029] 工作模式5：1)将卫星在轨遥测数据按照标准TCP/IP协议接入仿真计算机端的仿真软件；2)将遥测姿态数据接入演示界面，进行实时动态的三维演示；用遥测数据替换仿真数学仿真软件中的初始轨道信息、初始姿态、目标姿态，导入与卫星在轨状态一致的模型参数，设置仿真步长、总时长；3)其余步骤与工作模式1的步骤3-步骤9完全相同；4)将每个仿真步长内的计算结果与接收的在轨遥测数据进行实时对比，两者之间的偏差超过可接受范围时触发警报。
[0030] 综上所述，本发明提供了一种卫星姿态控制一体化仿真系统及实现方法，该仿真系统的特征在于：
[0031] 1)系统综合了数值模拟、部件级半实物仿真、姿态全系统及半实物仿真、整星状态下半实物仿真、在轨遥测信息可视化、星地联合姿态控制仿真及实时对比等内容，为卫星姿态控制系统提供从设计到实践的全流程支持，减少了仿真软件的重复开发工作，实现了仿真系统的普适性、可视性和可操作性。
[0032] 2)通过封装标准的姿态控制模块库文件，设置通用的参数配置模块，提高了仿真系统的灵活性。
[0033] 3)系统预留可扩展接口，便于后续功能开发或工作模式扩展，可用于多种仿真场合。
附图说明
[0034] 图1为本发明的卫星姿态控制一体化仿真系统与被测硬件连接示意图。
[0035] 图2为本发明的数学仿真软件的层次图。
[0036] 图3为本发明系统全数学仿真工作模式下的软件结构示意图。
具体实施方式
[0037] 本发明提供的卫星姿态控制一体化仿真系统的硬件组成包括一台仿真计算机和接口扩展板。其中，仿真计算机用于在Matlab/Simulink环境下建立卫星姿态控制相关的数学模型，含有用于卫星姿态控制的数学仿真软件作为仿真计算的核心软件；接口扩展板用于提供仿真系统与被测试硬件的通用标准接口，使被测试硬件成品即插即用、无需修改。仿真计算机与接口扩展板通过标准的Uart串口连接。
[0038] 如图1所示，本发明通过将仿真系统与被测试硬件的组合连接，可以实现以下5种工作模式下的仿真应用：
[0039] 1)全数学仿真：实现基于数学模型的卫星姿态控制系统方案设计与仿真验证；
[0040] 2)部件级半实物仿真：将仿真计算机、接口扩展板、姿控部组件顺次相连，将敏感器的实际采样值或执行机构的实际输出值代入数学仿真循环中，实现基于某种和/或几种姿控部组件的半实物仿真验证；
[0041] 3)姿控全系统级半实物仿真：将仿真计算机、接口扩展板、姿控板、姿控部组件顺次相连，用数学仿真模型提供轨道环境和姿态动力学解算，实现基于姿控全系统的半实物仿真验证；
[0042] 4)整星半实物仿真：将仿真计算机、接口扩展版、整星顺次相连：用数学仿真模型提供轨道环境和姿态动力学解算，进行整星半实物仿真验证；
[0043] 5)星地联合仿真及在轨姿态可视化：将卫星在轨遥测数据按照标准TCP/IP协议接入仿真计算机端的仿真软件，实现卫星姿态控制的实时仿真验证和异常监测，也可将卫星在轨姿态信息可视化。
[0044] 其中，姿控系统是卫星姿态控制系统的简称，包括姿控部组件和姿控板。
[0045] 姿控部组件是卫星姿态控制系统中敏感器和执行机构的成品，包括太阳敏感器、磁强计、陀螺、反作用轮组、偏置轮、磁力矩器；姿控部组件与接口扩展板的通信接口包括标准SPI和Uart，与整星状态下连接部组件和姿控板的接口完全一致。
[0046] 姿控板是卫星姿态控制系统中进行数据计算的电路板成品，运行姿控系统的软件代码；姿控板通过标准Uart接口与接口扩展板相连。
[0047] 卫星是指完成组装的卫星成品，包含完整的姿控系统，具备切换至半实物仿真模式的遥控指令，星上代码具备接入地面仿真系统的软件接口；在地面半实物测试状态下，卫星通过一个专用于地面测试的标准Uart接口与接口扩展板相连。
[0048] Matlab/Simulink环境下的仿真软件，按照功能封装为标准的姿态控制模块库文件，覆盖卫星姿态控制系统常用的数学模型。同时，仿真软件采用分层设计，如图2所示，自上至下依次划分为用户层、算法层、物理层、数据处理层共4个层次，高层软件对下一层软件实施调用直至最底层，每层也可按需添加模块进行扩展。
[0049] 所述用户层包括仿真系统功能配置、交互操作、分析报告/图表等用户直接接触的三类操作，用户也可以根据应用进行功能扩展；其中功能配置分为仿真系统工作模式的配置、仿真参数配置、仿真方案配置，交互操作包括仿真界面控制和3D动态显示，分析报告/图表部分可输出包括定姿与控制结果、磁场测量结果、太阳矢量测量结果的标准分析报告和图表。
[0050] 所述算法层含有姿态确定算法和姿态控制算法两部分，针对卫星姿态控制仿真的应用需求进行了合理的划分；其中姿态确定算法包含双矢量(TRIAD)定姿算法、扩展卡尔曼滤波(EKF)定姿算法和俯仰轴定姿算法，姿态控制算法包含B-dot磁阻尼算法、反作用轮PD控制算法、磁卸载算法、偏置轮控制算法和磁力矩器PD控制算法。
[0051] 所述物理层分为轨道环境、敏感器模型、卫星姿态动力学模型、执行机构模型四个部分；其中轨道环境包含轨道计算模块、卫星空间位置计算模块、干扰力矩计算模块轨道坐标系下太阳矢量和磁场矢量计算模块，敏感器模型包含磁强计模型、太阳敏感器模型和陀螺模型，卫星姿态动力学模型包含卫星姿态控制的挠性动力学模型和刚体动力学模型，执行机构模型包含反作用轮模型、偏置轮模型、磁力矩器模型。
[0052] 所述数据处理层包括数学运算、数据存储、3D显示、图表生成四个部分；其中数学运算包含矩阵运算、四元数运算和坐标系转换，数据存储包含了数据保存、数据导出和生成报告三大功能，3D显示部分具体分为窗口调用、数据组包和数据调用三项常用模块，图表生成对应用户层需求包含了定姿与控制结果、磁场测量结果和太阳矢量测量结果图表生成模块。
[0053] 在工作模式2下，仿真软件与姿控部组件的数据接口位于物理层；在工作模式3或工作模式4下，仿真软件与姿控系统或整星的数据接口位于算法层；在工作模式5下，在轨卫星遥测数据接入仿真软件的接口位于应用层。
[0054] 采用上述系统实现卫星姿态控制一体化仿真的方法，具体包括如下步骤：
[0055] 工作模式1：1)仿真系统中仅使用仿真计算机进行卫星姿态控制数学仿真，仿真软件结构如图3所示；2)首先设置仿真步长、总时长、初始轨道信息、初始姿态、目标姿态、算法参数和模型参数；3)轨道环境模块接入初始轨道信息，输出轨道环境信息和环境干扰力矩；4)姿态解算模块接收环境干扰力矩和控制力矩，代入刚性动力学模型或挠性动力学模型，更新卫星姿态的理论值；5)将轨道环境信息和卫星姿态理论值代入敏感器模型，得到敏感器的测量数据；6)将敏感器的测量数据和轨道环境信息输入姿态确定算法，计算卫星姿控系统对卫星当前姿态的估计值；7)姿态控制算法接收设置的目标姿态和姿态估计值，由当前姿态与控制目标的偏差计算并输出执行机构的控制量；8)将控制量接入执行机构模型，得到执行机构的控制力矩输出值，完成一个仿真步长内的计算；9)由定时器触发新的仿真步长内的轨道环境计算，并结合上一步长内的控制力矩输出值，代入当前仿真步长内卫星姿态动力学模型，重复开始新一轮的仿真计算。
[0056] 工作模式2：1)将仿真计算机、接口扩展板、姿控部组件顺次相连；2)若接入的部件为敏感器，则仿真计算机将结合了卫星姿态的轨道环境信息通过接口扩展板输出，并接收敏感器的实际采样数据代入姿态确定算法，继续后续循环计算；若接入的部件为执行机构，则仿真计算机将应施加的控制量通过接口扩展板发送至执行机构，并接收控制力矩实际输出值代入卫星姿态动力学模型，继续后续循环计算。
[0057] 工作模式3：1)将仿真计算机、接口扩展板、姿控板、姿控部组件顺次相连；2)仿真计算机将结合了卫星姿态的轨道环境信息输出，并接入控制力矩实际输出值代入卫星姿态动力学模型，继续后续循环计算。
[0058] 工作模式4：1)将仿真计算机、接口扩展版、整星顺次相连；2)向卫星发送遥控指令，将其切换至半实物仿真状态；3)仿真计算过程与工作模式3的步骤2相同。
[0059] 工作模式5：1)将卫星在轨遥测数据按照标准TCP/IP协议接入仿真计算机端的仿真软件；2)将遥测姿态数据接入演示界面，进行实时动态的三维演示；用遥测数据替换仿真数学仿真软件中的初始轨道信息、初始姿态、目标姿态，导入与卫星在轨状态一致的模型参数，设置仿真步长、总时长；3)其余步骤与工作模式1的步骤3-步骤9完全相同；4)将每个仿真步长内的计算结果与接收的在轨遥测数据进行实时对比，两者之间的偏差超过可接受范围时触发警报。
[0060] 基于上述描述，本发明提供了一种卫星姿态控制一体化仿真的系统及实现方法。
[0061] 需要声明的是，上述说明提供了仿真系统设计思路的一种用例，而非唯一的技术方案。因此，在上述说明的基础上，遵从设计框架和设计原则的任何修改、局部替换和应用扩展，都应在本发明的权利要求保护范围之内。
