br>【具体实施方式】
[0034] 本发明面向空间目标动态光学特性模拟，使用时硬件环境包括控制计算机和地面 模拟设备两部分。其中控制计算机负责执行太阳运动仿真模块，光源亮度模拟模块，目标运 动仿真模块，五轴控制指令生成模块;地面模拟设备负责响应目标三轴运动执行模块，光源 两轴运动执行模块，控制计算机与地面模拟设备采用网口进行数据传输。系统结构图如图1 所示。
[0035] 地面模拟设备如图2所示，图中1代表模拟光源方位角调整导轨，导轨角度范围为 (_ f，f)，当模拟光源在导轨正中间时方位角为0度，；2代表模拟光源，光源的亮度值的设 置来自光源亮度模拟模块;3代表模拟光源俯仰角调整轴，接收光源的俯仰角指令实现模拟 光源的俯仰运动;4代表模拟目标;5代表模拟目标的姿态Z轴;6代表模拟目标的姿态Y轴;7 代表模拟目标的姿态X轴。
[0036] 太阳运动仿真模块:提供太阳的位置信息。采用高精度的太阳系行星历表内插的 方法实现。采用DE405模型的切比雪夫插值获取太阳在特定时间在太阳系下的位置，并根据 坐标关系将太阳系下的位置矢量转换到地心惯性系下，输出给光源亮度模拟模块和五轴控 制指令生成模块。
[0037] 地心赤道惯性坐标系下的太阳位置和速度坐标通过插值和矢量求和得到，如图3 所示。太阳在地心惯性系下的位置矢量表示为rs，，速度矢量表示为v' s，由星历插值直接得 到位置矢量ri、r3、r4，ri为月球相对地球的位置矢量，Γ3为地月质心相对太阳系质心的位置 矢量，Γ4为太阳相对太阳系质心的位置矢量。Γ2为地月质心相对地球位置矢量，根据矢量关 系获取地心惯性系下太阳的位置矢量r s。
[0038] 目标运动仿真模块:完成空间目标的轨道和姿态动力学仿真与控制。根据给定的 目标初始运动参数和控制模式，按照运动仿真精度需求，选用特定的数值积分方法和动力 学模型，进行目标运动仿真，模拟时需要与目标运动仿真保持时间同步。每一仿真步长下输 出目标的三轴姿态角、轨道六根数、地心惯性系下的位置矢量和速度矢量给五轴控制指令 生成模块，输出地心惯性系下的位置矢量给光源亮度模拟模块。目标运动仿真时，轨道模型 为：
[0039] r .=尸。(j.) + j% 〇 + /=； (/)
[0040] 其中，r为目标在地心惯性系下的位置矢量，Fo是地球中心引力加速度，Fz是是除地 球中心引力加速度外其它各力学因素(亦即摄动源)对目标的摄动加速度，F。为控制力加速 度，t为目标运行时间。根据动力学模型的精度不同，考虑不同的摄动源模型。
[0041] 目标姿态运动学模型均采用四元素法描述：
[0042]
[0043]其中（队屯，阳，94)为目标本体相对于轨道下的四元素，（《。〇^，〇〇为目标在本 体系中的三轴绝对角速度，（ω〇χ，《oy，ω〇ζ)为目标轨道角速度在本体系的三轴分量。
[0044] 目标姿态运动学方程：
[0045] I、m:sIsms + X Bw ：= f
[0046] 其中ws为目标在本体系中的绝对角速度，Is为目标相对本体质心系的转动惯量，HW 为飞轮的转动惯量，T为目标所受的合外力矩。
[0047] 基于反馈四元素的PID控制律下的控制力矩的计算公式为：
[0048] Tcx = 2*Kxp*qiE*q4E+Kxd*wx
[0049] Tcy=2*KyP*qiE*q4E+Kyd*Wy
[0050] Tcz = 2*Kzp*qiE*q4E+Kzd*wz
[0051] 其中9(3=(91￡，92￡，93￡，94￡)为误差四元素，（1^，1^，1'。2)为目标本体系下的三轴控 制力矩，（κχρ，Kxd)为目标本体系下χ轴的ro控制参数，（KyP，K yd)为目标本体系下y轴的ro控制 参数，(Kzp，KZd)为目标本体系下z轴的ro控制参数。
[0052] 光源亮度模拟模块:主要用于模拟太阳光在地面模拟设备中入射光强。光源亮度 模拟模块接收太阳运动仿真模块输入的太阳位置信息，接收目标运动仿真模块输入的目标 位置矢量，根据太阳辐照度模型和光传输损耗模型，计算在太阳光强在目标处的入射光强， 最后根据地面模拟设备中目标和光源的相对距离反推出光源处的亮度，完成光源亮度模 拟。主要计算模型如下所示。
[0053] ?太阳可见光波段辐出度计算模型：
[0054]
[0055] 其中，ci，C2为辐射常数，T。为黑体温度，λχ，λ2为可见光波段的起止波长。
[0056] ?太阳的发光强度模型：
[0057]
[0058]其中，Rs为太阳半径，Is为太阳出射光强。
[0059] ?太阳光强在目标处的入射光强：
[0060]
[0061] ?其中，DsT= | rs-rT |，代表空间目标和太阳的实际相对距离，IsT为太阳在目标处 的入射光强。
[0062] ?模拟光源的光强为：
[0063]
[0064] 其中r代表地面模拟设备中模拟光源和模拟目标的实际距离，1%代表模拟光源的 出射光强。
[0065]五轴控制指令生成模块:完成太阳和目标的运动信息到地面模拟设备中目标三轴 控制指令和光源两轴控制指令的变换。该模块接收太阳运动模拟模块传入的地心惯性系下 的太阳位置矢量，接收目标运动模拟模块传入的三轴姿态角、轨道六根数、地心惯性系下的 位置矢量和速度矢量。选定基准坐标系，计算基准坐标系下的太阳光源的高低角和方位角 作为光源两轴控制指令，目标在基准坐标系下的三轴姿态角作为目标三轴控制指令。将光 源两轴控制指令输出给光源两轴运动执行模块，将目标三轴控制指令输出给目标三轴运动 执行模块。主要的计算过程如下。
[0066] (1)首先接收太阳运动仿真模块输入的地心惯性系下的太阳位置矢量^，接收目 标运动仿真模块输入的目标在地心惯性系下的位置矢量rr，速度矢量ντ，轨道六根数(a，e， i，ω，Ω，u)和三轴姿态角(IVft F)，计算轨道系相对于地心惯性系的转换矩阵Coi;
[0067]
[0068] (2)计算太阳在目标轨道坐标系下的位置矢量r's，并基于位置矢量计算高低角α
[0070] 和方位角β;如图4所示。[0069]
[0071]
[0072]
[0073] 其中Coi为目标轨道系相对于地心惯性系的转换矩阵，rs为太阳在地心惯性系的位 置矢量，rT为目标在地心惯性系下的位置矢量，r s'为太阳在目标轨道系下的位置矢量， (r ' s_x，r ' s_y，r ' s_z)为太阳在目标轨道坐标系下的三轴位置坐标。
[0074] (3)选取基准坐标系。首先判断方位角大小，如果方位角4 e 基准坐标 系选为目标的轨道坐标系，如果方位角# $ 基准坐标系选为于目标轨道坐标系 的x、y轴相反的坐标系，此时基准坐标系与目标轨道坐标系的转换矩阵为：
[0075]
[0076] (4)计算基准坐标系下的太阳高低角α'和方位角β'，目标三轴姿态角(夕,#，％)。 根据基准坐标系和目标轨道坐标系的关系，计算其转换矩阵，基于基准坐标系下的太阳位 置矢量计算太阳高低角和方位角，基于基准系、轨道系和目标本体系的关系计算基准坐标 系下的目标三轴姿态角。目标本体系相对于轨道系的转换矩阵为：
[0077]
[0078] 目标本体系相对于基准坐标系的转换矩阵计算公式为：
[0079] Cbp = Cb〇*(CP〇)T
[0080] 基于Cbp转换矩阵，由3-1-2转序反解目标姿态角公式为：
[0081]
[0082]
[0083