本發(fā)明涉及一種航天器動(dòng)力學(xué)分布式計(jì)算方法，尤其涉及一種針對(duì)多目標(biāo)動(dòng)力學(xué)聯(lián)合仿真的分布式計(jì)算方法，屬于控制與仿真技術(shù)領(lǐng)域。
背景技術(shù)：
對(duì)于航天器gnc系統(tǒng)設(shè)計(jì)與驗(yàn)證而言，航天器動(dòng)力學(xué)仿真是一個(gè)不可缺少的環(huán)節(jié)并貫穿整項(xiàng)工程的始終。它模擬了航天器的空間環(huán)境和航天器的軌道、姿態(tài)運(yùn)動(dòng)，為航天器控制系統(tǒng)的設(shè)計(jì)提供了一個(gè)數(shù)學(xué)仿真環(huán)境。控制系統(tǒng)根據(jù)動(dòng)力學(xué)仿真系統(tǒng)產(chǎn)生的姿軌信息和敏感器信息，計(jì)算出控制信息并反饋給動(dòng)力學(xué)仿真系統(tǒng)，由此驗(yàn)證控制系統(tǒng)的有效性。
航天器在進(jìn)行地面物理仿真實(shí)驗(yàn)時(shí)，對(duì)動(dòng)力學(xué)計(jì)算效率的要求非常嚴(yán)格，需要在一個(gè)控制周期內(nèi)完成所有的動(dòng)力學(xué)解算及敏感器激勵(lì)工作。但是，由于目前無分布式計(jì)算方法，因此航天器動(dòng)力學(xué)仿真都是針對(duì)任務(wù)建立特定的動(dòng)力學(xué)仿真模型，并將所有動(dòng)力學(xué)計(jì)算放在同一臺(tái)仿真計(jì)算機(jī)中集中進(jìn)行。當(dāng)遇到需要對(duì)多航天器進(jìn)行聯(lián)合測(cè)試時(shí)(如航天器編隊(duì)飛行等任務(wù))，利用當(dāng)前的動(dòng)力學(xué)仿真手段便較難完成測(cè)試工作。遇到的問題主要如下：
1)由于不同任務(wù)、不同編隊(duì)構(gòu)型下涉及的航天器數(shù)量、種類不同，因此不同仿真任務(wù)中可能會(huì)對(duì)同一航天器重復(fù)建模，并需要重新設(shè)計(jì)動(dòng)力學(xué)模型或仿真計(jì)算結(jié)構(gòu)。
2)由于單臺(tái)仿真計(jì)算機(jī)的計(jì)算能力有限，當(dāng)需要同時(shí)仿真的航天器較多時(shí)，必將導(dǎo)致在同一個(gè)控制周期內(nèi)無法完成多航天器的仿真計(jì)算任務(wù)。
技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：
本發(fā)明解決的技術(shù)問題是：克服現(xiàn)有技術(shù)的不足，提供了一種航天器動(dòng)力學(xué)分布式計(jì)算方法，解決了多航天器聯(lián)合仿真時(shí)的動(dòng)力學(xué)分布式計(jì)算問題。
本發(fā)明的技術(shù)方案是：一種航天器動(dòng)力學(xué)分布式計(jì)算方法，步驟如下：
(1)將需要同時(shí)仿真的各個(gè)航天器模型分別布局在各自的仿真計(jì)算機(jī)上，選擇一臺(tái)仿真計(jì)算機(jī)作為本仿真計(jì)算機(jī)，其上布局的航天器作為本航天器；
(2)在每臺(tái)仿真計(jì)算機(jī)上，對(duì)自身布局的航天器以及聯(lián)合仿真的其他航天器物理參數(shù)進(jìn)行初始化，其中自身布局的航天器要初始化的物理參數(shù)包括質(zhì)量、轉(zhuǎn)動(dòng)慣量、質(zhì)心位置、帆板柔性模型、對(duì)接口位置、執(zhí)行機(jī)構(gòu)及敏感器安裝位置，聯(lián)合仿真的其他航天器物理參數(shù)包括質(zhì)心位置、相對(duì)導(dǎo)航敏感器安裝位置、轉(zhuǎn)動(dòng)慣量、質(zhì)量；
(3)t仿真時(shí)刻，本仿真計(jì)算機(jī)通過數(shù)據(jù)交換獲得本航天器以外其它航天器t-1仿真時(shí)刻的動(dòng)力學(xué)數(shù)據(jù)，并對(duì)獲得的其它航天器動(dòng)力學(xué)數(shù)據(jù)進(jìn)行擴(kuò)展計(jì)算，得到其它航天器t-1仿真時(shí)刻的動(dòng)力學(xué)參數(shù)；
(4)利用其它航天器t-1仿真時(shí)刻的動(dòng)力學(xué)數(shù)據(jù)、擴(kuò)展計(jì)算出的動(dòng)力學(xué)參數(shù)，以及本航天器t-1仿真時(shí)刻的動(dòng)力學(xué)數(shù)據(jù)，進(jìn)行多航天器間相對(duì)導(dǎo)航解算，得到t-1仿真時(shí)刻本航天器與其他航天器間的相對(duì)關(guān)系；
(5)利用本航天器t-1仿真時(shí)刻動(dòng)力學(xué)數(shù)據(jù)、步驟(4)得到的與其它航天器間的相對(duì)關(guān)系，計(jì)算出t-1仿真時(shí)刻本航天器相對(duì)導(dǎo)航敏感器和非相對(duì)導(dǎo)航敏感器的激勵(lì)數(shù)據(jù)；
(6)根據(jù)步驟(4)得到的本航天器與其它航天器間的相對(duì)關(guān)系，判斷本航天器與其它航天器的對(duì)接狀態(tài)；
(7)根據(jù)對(duì)接狀態(tài)計(jì)算本航天器t仿真時(shí)刻的動(dòng)力學(xué)數(shù)據(jù)；
(8)將本航天器t仿真時(shí)刻的動(dòng)力學(xué)數(shù)據(jù)依據(jù)通訊協(xié)議輸出給其它航天器，實(shí)現(xiàn)t仿真時(shí)刻多目標(biāo)動(dòng)力學(xué)聯(lián)合仿真的分布式計(jì)算。
所述步驟(3)中，本仿真計(jì)算機(jī)獲得其它航天器t-1仿真時(shí)刻動(dòng)力學(xué)數(shù)據(jù)的結(jié)構(gòu)如下：
{
航天器編號(hào)；
時(shí)間系統(tǒng)；
航天器慣性系位置；
航天器慣性系速度；
航天器慣性系加速度；
航天器慣性系姿態(tài)四元數(shù)；
航天器本體系相對(duì)于慣性系的角速度在本體系投影；
航天器本體系相對(duì)于慣性系的角加速度在本體系投影；
航天器比力加速度；
航天器飛行狀態(tài)；
}。
所述步驟(6)中當(dāng)本航天器與其它航天器相對(duì)關(guān)系滿足如下任意一種時(shí)，判定本航天器與其它航天器對(duì)接上：
①本航天器與其它航天器飛行方向相對(duì)距離等于0；
②本航天器與其它航天器飛行方向相對(duì)距離等于0，且相對(duì)姿態(tài)角小于1度。
所述步驟(7)的實(shí)現(xiàn)方法如下：
(4.1)如果本航天器與其它航天器未對(duì)接上，則利用本航天器物理參數(shù)直接計(jì)算本航天器t仿真時(shí)刻的動(dòng)力學(xué)數(shù)據(jù)；
(4.2)如果本航天器與其它航天器對(duì)接上，則判斷本航天器是否為主控航天器，如果為主控航天器，則利用對(duì)接后組合體的物理參數(shù)直接計(jì)算本航天器t仿真時(shí)刻的動(dòng)力學(xué)數(shù)據(jù)，否則進(jìn)入步驟(4.3)；
(4.3)根據(jù)其它航天器t-1仿真時(shí)刻動(dòng)力學(xué)數(shù)據(jù)中的航天器飛行狀態(tài)，確定其他航天器中的主控航天器，將主控航天器t-1仿真時(shí)刻動(dòng)力學(xué)數(shù)據(jù)外推，得到t仿真時(shí)刻主控航天器的動(dòng)力學(xué)參數(shù)，進(jìn)入步驟(4.4)；
(4.4)根據(jù)本航天器與主控航天器間的相對(duì)關(guān)系，計(jì)算本航天器t仿真時(shí)刻的動(dòng)力學(xué)數(shù)據(jù)。
所述步驟(4.1)中計(jì)算本航天器t仿真時(shí)刻動(dòng)力學(xué)數(shù)據(jù)的方法如下：
(5.1)根據(jù)t仿真時(shí)刻帆板控制指令計(jì)算本航天器的帆板轉(zhuǎn)角，根據(jù)帆板轉(zhuǎn)角以及本航天器t仿真時(shí)刻受到的控制力、力矩，環(huán)境干擾力、干擾力矩，計(jì)算本航天器t仿真時(shí)刻的撓性力矩和羽流；
(5.2)根據(jù)本航天器t仿真時(shí)刻受到的控制力、力矩，環(huán)境干擾力、干擾力矩、撓性力矩和羽流，計(jì)算本航天器t仿真時(shí)刻的比力加速度；
(5.3)根據(jù)本航天器t仿真時(shí)刻的物理參數(shù)和比力加速度，利用數(shù)值積分算法計(jì)算本航天器t仿真時(shí)刻在慣性系下的位置、速度和加速度；
(5.4)利用本航天器t仿真時(shí)刻受到的力矩和物理參數(shù)，對(duì)姿態(tài)四元數(shù)進(jìn)行迭代計(jì)算，得到本航天器t仿真時(shí)刻姿態(tài)；
(5.5)更新仿真時(shí)間；
(5.6)根據(jù)本航天器t仿真時(shí)刻慣性系位置獲得軌道6根數(shù)；
(5.7)由本航天器t仿真時(shí)刻慣性系位置、姿態(tài)解算出航天器本體系相對(duì)于軌道系、慣性系的姿態(tài)旋轉(zhuǎn)矩陣，并計(jì)算得到本航天器t仿真時(shí)刻的姿態(tài)角速度；
(5.8)經(jīng)過轉(zhuǎn)換，得到本航天器t仿真時(shí)刻慣性系及軌道系的姿態(tài)和姿態(tài)角速度。
所述步驟(4.2)中計(jì)算本航天器t仿真時(shí)刻動(dòng)力學(xué)數(shù)據(jù)的方法如下：
(6.1)根據(jù)t仿真時(shí)刻帆板控制指令計(jì)算對(duì)接后組合體的帆板轉(zhuǎn)角，根據(jù)帆板轉(zhuǎn)角以及組合體t仿真時(shí)刻受到的控制力、力矩，環(huán)境干擾力、干擾力矩，計(jì)算組合體t仿真時(shí)刻的撓性力矩和羽流；
(6.2)根據(jù)組合體t仿真時(shí)刻受到的控制力、力矩，環(huán)境干擾力、干擾力矩、撓性力矩和羽流，計(jì)算組合體t仿真時(shí)刻的比力加速度；
(6.3)根據(jù)組合體t仿真時(shí)刻的物理參數(shù)和比力加速度，利用數(shù)值積分算法計(jì)算組合體t仿真時(shí)刻在慣性系下的位置、速度和加速度；
(6.4)利用組合體t仿真時(shí)刻受到的力矩和物理參數(shù)，對(duì)姿態(tài)四元數(shù)進(jìn)行迭代計(jì)算，得到組合體t仿真時(shí)刻姿態(tài)；
(6.5)更新仿真時(shí)間；
(6.6)根據(jù)組合體t仿真時(shí)刻慣性系位置獲得軌道6根數(shù)；
(6.7)由組合體t仿真時(shí)刻慣性系位置、姿態(tài)解算出航天器本體系相對(duì)于軌道系、慣性系的姿態(tài)旋轉(zhuǎn)矩陣，并計(jì)算得到組合體t仿真時(shí)刻的姿態(tài)角速度；
(6.8)經(jīng)過轉(zhuǎn)換，得到組合體t仿真時(shí)刻慣性系及軌道系的姿態(tài)和姿態(tài)角速度，所述組合體慣性系及軌道系的姿態(tài)和姿態(tài)角速度即為本航天器慣性系及軌道系的姿態(tài)和姿態(tài)角速度。
本發(fā)明與現(xiàn)有技術(shù)相比的優(yōu)點(diǎn)在于：
1)每臺(tái)仿真計(jì)算機(jī)僅針對(duì)單個(gè)航天器動(dòng)力學(xué)進(jìn)行仿真計(jì)算，提高了仿真的計(jì)算效率，從根本上解決了由于單臺(tái)計(jì)算機(jī)的計(jì)算能力限制，導(dǎo)致一個(gè)控制周期內(nèi)無法完成仿真計(jì)算任務(wù)的情況發(fā)生。
2)針對(duì)同一航天器，只需建立一次動(dòng)力學(xué)模型即可，從根本上解決了現(xiàn)有的動(dòng)力學(xué)仿真系統(tǒng)針對(duì)不同任務(wù)或編隊(duì)構(gòu)型，需重復(fù)建立仿真模型所導(dǎo)致的研制成本高、周期長(zhǎng)的問題。
附圖說明
圖1為本發(fā)明的運(yùn)行時(shí)序圖。
具體實(shí)施方式
本發(fā)明提出的一種航天器動(dòng)力學(xué)分布式計(jì)算方法，可用于完成多航天器聯(lián)合仿真。
該方法首先將需要同時(shí)仿真的各個(gè)航天器模型分別布局在各自的仿真計(jì)算機(jī)上。
每個(gè)仿真計(jì)算機(jī)僅針對(duì)一個(gè)航天器進(jìn)行動(dòng)力學(xué)解算，不同仿真計(jì)算機(jī)間通過數(shù)據(jù)交換獲得其他航天器的動(dòng)力學(xué)數(shù)據(jù)，進(jìn)而完成多航天器動(dòng)力學(xué)的分布式聯(lián)合計(jì)算。如圖1所示，每臺(tái)仿真計(jì)算機(jī)的動(dòng)力學(xué)運(yùn)算均包括如下步驟：
(1)動(dòng)力初始化
對(duì)自身布局的航天器(稱為本航天器)的物理參數(shù)進(jìn)行初始化，物理參數(shù)包括質(zhì)量、轉(zhuǎn)動(dòng)慣量、質(zhì)心位置、帆板柔性模型、對(duì)接口位置(僅限交會(huì)對(duì)接功能)、敏感器安裝、執(zhí)行機(jī)構(gòu)特性。并對(duì)將聯(lián)合仿真的其它航天器的物理參數(shù)進(jìn)行初始化，包括質(zhì)心位置、相對(duì)導(dǎo)航敏感器安裝位置、轉(zhuǎn)動(dòng)慣量、質(zhì)量。以便后續(xù)相對(duì)導(dǎo)航計(jì)算以及對(duì)接模式下的動(dòng)力學(xué)計(jì)算。
下面利用t-1時(shí)刻相對(duì)數(shù)據(jù)進(jìn)行多航天器間的相對(duì)導(dǎo)航解算。
(2)獲取其它航天器動(dòng)力學(xué)數(shù)據(jù)
為完成多航天器動(dòng)力學(xué)的聯(lián)合仿真，需要獲得其它航天器的動(dòng)力學(xué)數(shù)據(jù)。依照數(shù)據(jù)交換協(xié)議，本仿真計(jì)算機(jī)獲得本航天器以外的其它航天器t-1仿真時(shí)刻動(dòng)力學(xué)數(shù)據(jù)，主要包含慣性系位置、速度、姿態(tài)等信息。并對(duì)獲得的其它航天器動(dòng)力學(xué)數(shù)據(jù)進(jìn)行擴(kuò)展計(jì)算，得到其它航天器t-1仿真時(shí)刻的軌道六根數(shù)、姿態(tài)旋轉(zhuǎn)矩陣、軌道角速度等參數(shù)，供后續(xù)相對(duì)導(dǎo)航解算或一步外推使用。
(3)計(jì)算t-1時(shí)刻各航天器間的相對(duì)關(guān)系
利用t-1仿真時(shí)刻其它航天器的動(dòng)力學(xué)數(shù)據(jù)、擴(kuò)展計(jì)算出的動(dòng)力學(xué)參數(shù)，以及當(dāng)前仿真計(jì)算機(jī)得到的本航天器t-1時(shí)刻動(dòng)力學(xué)數(shù)據(jù)，計(jì)算出t-1仿真時(shí)刻本航天器與其他各航天器間的相對(duì)位置和相對(duì)姿態(tài)等相對(duì)信息。
(4)敏感器激勵(lì)
利用本航天器的動(dòng)力學(xué)數(shù)據(jù)和步驟(3)的計(jì)算結(jié)果，計(jì)算t-1仿真時(shí)刻，本航天器相對(duì)雷達(dá)等相對(duì)導(dǎo)航敏感器的激勵(lì)數(shù)據(jù)(理論輸出值)，和陀螺、星敏等非相對(duì)導(dǎo)航敏感器的激勵(lì)數(shù)據(jù)(理論輸出值)。
(5)對(duì)接狀態(tài)判斷
根據(jù)步驟(3)得到的本航天器與其它航天器間的相對(duì)關(guān)系，判斷t-1仿真時(shí)刻本航天器與其它航天器的對(duì)接狀態(tài)。
當(dāng)本航天器與其它航天器相對(duì)關(guān)系滿足如下任意一種時(shí)，判定本航天器與其它航天器對(duì)接上：
①本航天器與其它航天器飛行方向相對(duì)距離等于0；
②本航天器與其它航天器飛行方向相對(duì)距離等于0，且相對(duì)姿態(tài)角小于1度。
實(shí)際操作中，也可以根據(jù)具體工程需求，設(shè)置其他對(duì)接判斷原則，不局限于上述兩種。
下面本仿真計(jì)算機(jī)根據(jù)步驟(5)判斷的結(jié)果調(diào)用不同的動(dòng)力學(xué)解算分支，如果未完成對(duì)接，進(jìn)入步驟(6)，否則進(jìn)入步驟(7)，開始解算本航天器t仿真時(shí)刻的動(dòng)力學(xué)數(shù)據(jù)：
(6)單航天器模式下(未完成對(duì)接)：利用本航天器物理參數(shù)計(jì)算本航天器t仿真時(shí)刻的動(dòng)力學(xué)數(shù)據(jù)，轉(zhuǎn)(8)。
計(jì)算本航天器t仿真時(shí)刻動(dòng)力學(xué)數(shù)據(jù)的方法如下：
1)根據(jù)t仿真時(shí)刻帆板控制指令計(jì)算本航天器的帆板轉(zhuǎn)角，根據(jù)帆板轉(zhuǎn)角以及t仿真時(shí)刻本航天器受到的控制力、力矩，環(huán)境干擾力、干擾力矩，計(jì)算t仿真時(shí)刻的撓性力矩和羽流；
2)根據(jù)t仿真時(shí)刻本航天器受到的控制力、力矩，環(huán)境干擾力、干擾力矩、撓性力矩和羽流，計(jì)算t仿真時(shí)刻的比力加速度；
3)利用t仿真時(shí)刻本航天器的物理參數(shù)和比力加速度，利用數(shù)值積分算法(如龍格庫(kù)塔法)計(jì)算t仿真時(shí)刻本航天器在慣性系下的位置、速度和加速度；
4)利用t仿真時(shí)刻本航天器受到的力矩和物理參數(shù)，對(duì)姿態(tài)四元數(shù)進(jìn)行迭代計(jì)算，得到t仿真時(shí)刻本航天器姿態(tài)；
5)更新仿真時(shí)間和相應(yīng)的儒略日時(shí)間；
6)根據(jù)t仿真時(shí)刻本航天器慣性系位置獲得軌道6根數(shù)；
7)由t仿真時(shí)刻本航天器慣性系位置、姿態(tài)解算出航天器本體系相對(duì)于軌道系、慣性系的姿態(tài)旋轉(zhuǎn)矩陣，并計(jì)算得到t仿真時(shí)刻本航天器的姿態(tài)角速度；
8)經(jīng)過轉(zhuǎn)換，得到t仿真時(shí)刻本航天器慣性系及軌道系的姿態(tài)和姿態(tài)角速度。
(7)已經(jīng)形成對(duì)接模式，
1)如果本航天器為跟隨航天器(非主動(dòng)控制航天器)，則將步驟(2)獲得的主控航天器t-1時(shí)刻的動(dòng)力學(xué)數(shù)據(jù)外推，得到t仿真時(shí)刻主控航天器的動(dòng)力學(xué)參數(shù)，之后根據(jù)步驟(3)獲得的相對(duì)位置、相對(duì)姿態(tài)等關(guān)系得到本航天器t仿真時(shí)刻的動(dòng)力學(xué)數(shù)據(jù)；
2)如果本航天器為主控航天器，則利用對(duì)接后組合體的物理參數(shù)對(duì)本航天器進(jìn)行軌道動(dòng)力學(xué)和姿態(tài)動(dòng)力學(xué)計(jì)算，得到t仿真時(shí)刻本航天器的動(dòng)力學(xué)數(shù)據(jù)。
步驟2)的實(shí)現(xiàn)方法與未完成對(duì)接時(shí)的計(jì)算方法相似，只是需要將本航天器的物理參數(shù)替換為對(duì)接后組合體的物理參數(shù)，最后求解得到組合體的姿態(tài)和姿態(tài)角速度，即為本航天器的姿態(tài)和姿態(tài)角速度。
(8)本仿真計(jì)算機(jī)將本航天器t仿真時(shí)刻的動(dòng)力學(xué)數(shù)據(jù)依據(jù)通訊協(xié)議輸出給其它航天器，完成數(shù)據(jù)交換。
當(dāng)完成上述步驟后，當(dāng)前仿真計(jì)算機(jī)便完成了t仿真時(shí)刻的分布式動(dòng)力學(xué)解算的全部工作。待t+1仿真時(shí)刻到來時(shí)，重復(fù)步驟(2)～步驟(8)即可。
需要說明的是，如果僅需對(duì)單個(gè)航天器進(jìn)行動(dòng)力學(xué)仿真，僅需依次執(zhí)行上述(1)、(4)、(6)步即可。
為了完成多航天器分布式相對(duì)導(dǎo)航解算，以及在對(duì)接模式下完成航天器相對(duì)位置、姿態(tài)解算，本發(fā)明給出各仿真計(jì)算機(jī)間需交換的最小動(dòng)力學(xué)數(shù)據(jù)結(jié)構(gòu)如下：
{
航天器編號(hào)；
時(shí)間系統(tǒng)；
航天器慣性系位置；
航天器慣性系速度；
航天器慣性系加速度；
航天器慣性系姿態(tài)四元數(shù)；
航天器本體系相對(duì)于慣性系的角速度在本體系投影；
航天器本體系相對(duì)于慣性系的角加速度在本體系投影；
航天器比力加速度；
航天器飛行狀態(tài)；
}
其中航天器編號(hào)用于表征此為幾號(hào)航天器的動(dòng)力學(xué)數(shù)據(jù)，時(shí)間系統(tǒng)如儒略日等，航天器飛行狀態(tài)是指是否完成對(duì)接，是否為主控飛行器等。
本發(fā)明中，利用分布式計(jì)算策略，將多個(gè)航天器的動(dòng)力學(xué)仿真工作分布于不同仿真計(jì)算機(jī)中進(jìn)行，每個(gè)仿真計(jì)算機(jī)僅針對(duì)一個(gè)航天器進(jìn)行動(dòng)力學(xué)解算，再通過不同仿真計(jì)算機(jī)間的數(shù)據(jù)交換獲得其他航天器的動(dòng)力學(xué)數(shù)據(jù)，完成多航天器聯(lián)合仿真測(cè)試任務(wù)。
本發(fā)明通過分布式計(jì)算，能夠解決多個(gè)航天器的動(dòng)力學(xué)解算任務(wù)，可完成交會(huì)對(duì)接和非交會(huì)對(duì)接兩種航天器工作模式的仿真。
本發(fā)明的方法還可以應(yīng)用于工業(yè)自動(dòng)化(如多機(jī)器人聯(lián)合控制)等非航天領(lǐng)域，實(shí)現(xiàn)多目標(biāo)的動(dòng)力學(xué)分布式仿真計(jì)算。
本發(fā)明解決了現(xiàn)有集中式仿真技術(shù)在多目標(biāo)動(dòng)力學(xué)集中仿真時(shí)(如航天器編隊(duì)飛行)遇到的仿真計(jì)算機(jī)計(jì)算能力不足，重復(fù)建模等缺點(diǎn)，提高了仿真的計(jì)算效率。
本發(fā)明說明書中未作詳細(xì)描述的內(nèi)容屬本領(lǐng)域?qū)I(yè)技術(shù)人員的公知技術(shù)。