嫦娥一號(hào)衛(wèi)星飛行控制模擬器的設(shè)計(jì)與研制

鄭愛(ài)武 周建平

(北京航空航天大學(xué) 宇航學(xué)院，北京100191)

麻永平

(航天飛行動(dòng)力學(xué)技術(shù)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，北京100094)

航天器的健康和安全在很大程度上取決于任務(wù)操作組的水平，因此各個(gè)國(guó)家也越來(lái)越重視模擬器的研制.飛控模擬器通過(guò)模擬衛(wèi)星各分系統(tǒng)的主要功能和動(dòng)力學(xué)，對(duì)飛行程序和地面測(cè)控方案進(jìn)行正確性驗(yàn)證，同時(shí)訓(xùn)練任務(wù)操作人員.特別是在航天器發(fā)生故障需要修改星上軟件時(shí)，可以先通過(guò)模擬器進(jìn)行仿真驗(yàn)證，從而降低任務(wù)風(fēng)險(xiǎn).1991年4月Galileo出現(xiàn)了一次硬件故障，高增益大天線未能展開(kāi)，使得科學(xué)數(shù)據(jù)鏈路必須切換至低速率的低增益天線.為了實(shí)現(xiàn)任務(wù)的科學(xué)目標(biāo)，要求對(duì)飛行軟件進(jìn)行升級(jí)，以便使用復(fù)雜的數(shù)據(jù)壓縮和管理技術(shù).為此，地面使用模擬器進(jìn)行了充分地仿真驗(yàn)證，對(duì)星載軟件進(jìn)行了修改，從而最大程度地恢復(fù)了科學(xué)數(shù)據(jù)的下載［1］.

近年來(lái)，各國(guó)在模擬器的開(kāi)發(fā)上越來(lái)越重視節(jié)約成本和重復(fù)利用.例如歐空局的羅塞塔和火星快車(chē)模擬器，研制人員為這兩個(gè)模擬器建立一個(gè)公共的編碼平臺(tái)，簡(jiǎn)化了開(kāi)發(fā)過(guò)程，節(jié)約了成本［2］，巴西則通過(guò)基于面向?qū)ο蟮慕：驮O(shè)計(jì)，使模擬器軟件能被重復(fù)使用從而降低成本［3］.保真度是模擬器最重要的一個(gè)指標(biāo).為了實(shí)現(xiàn)高保真度，模擬器必須具有高精度的動(dòng)力學(xué)模型［4］.JPL專(zhuān)門(mén)開(kāi)發(fā)一套復(fù)雜的動(dòng)力學(xué)模型稱(chēng)為Dshell，可以單獨(dú)使用，也可以與其他系統(tǒng)一起組成大系統(tǒng)使用.Dshell已成功應(yīng)用于美國(guó)國(guó)家航空航天局(NASA)的行星際深空任務(wù)，如Galileo、Cassini、Galileo，Mars Pathfinder，和 Stardust等任務(wù).另外一個(gè)提高模擬器保真度的方法是直接嵌入星載軟件，歐空局的衛(wèi)星模擬器大都構(gòu)建在SIMULUS基礎(chǔ)上［5-6］，包括運(yùn)行時(shí)間框架、軟件仿真程序和一組可重復(fù)使用的通用模型.軟件仿真程序的一個(gè)關(guān)鍵模塊就是星載軟件［7］.

嫦娥一號(hào)衛(wèi)星任務(wù)是我國(guó)首次月球探測(cè)任務(wù)，沒(méi)有成熟的經(jīng)驗(yàn)可以借鑒.這次任務(wù)的重要飛行控制事件多，變軌精度要求高、風(fēng)險(xiǎn)大;衛(wèi)星有多種工作模式，控制邏輯復(fù)雜;地面測(cè)控的技術(shù)難度和組織協(xié)同復(fù)雜性前所未有，對(duì)飛控中心的遙控和數(shù)據(jù)注入、遙測(cè)數(shù)據(jù)處理、飛控計(jì)劃安排、軌道確定、姿態(tài)確定、控制策略制定都提出了很高要求.因此，需要專(zhuān)門(mén)為飛控中心研制一套飛控模擬器，用于任務(wù)準(zhǔn)備階段的飛控演練，以訓(xùn)練飛控人員，并驗(yàn)證各類(lèi)任務(wù)軟件、飛控實(shí)施方案和實(shí)施流程的有效性和正確性.

1 問(wèn)題描述

飛控中心以往的模擬器存在以下幾個(gè)問(wèn)題:

1)軟件結(jié)構(gòu)采用集中式，修改起來(lái)涉及面廣，影響域大，升級(jí)困難.

2)只能與USB(Unified S Band)測(cè)控站配合使用.雖然有利于驗(yàn)證星地接口，但由于測(cè)控站的使用涉及到相應(yīng)的設(shè)備及其操作人員，在接口驗(yàn)證正確后，如果仍然這么使用，在人力和財(cái)力上會(huì)造成巨大的浪費(fèi).

3)模擬器的數(shù)學(xué)模型與星載軟件不一致，保真度低.不能真實(shí)地模擬衛(wèi)星的實(shí)際功能和任務(wù)狀態(tài)，因此不能有效地驗(yàn)證飛控實(shí)施方案的有效性和正確性.

4)加速跳時(shí)不能跨越變軌過(guò)程，每次系統(tǒng)演練都必須從發(fā)射段或星箭分離開(kāi)始啟動(dòng)仿真，使得系統(tǒng)演練非常不靈活.

5)沒(méi)有一個(gè)集中監(jiān)控的平臺(tái)，需要幾個(gè)操作人員同時(shí)進(jìn)行操作和監(jiān)控，并要求一定的配合，使用起來(lái)很不方便.

針對(duì)這些問(wèn)題，嫦娥一號(hào)飛控模擬器在設(shè)計(jì)中都一一進(jìn)行了改進(jìn).

2 模擬器設(shè)計(jì)

2.1 功能設(shè)計(jì)

如圖1所示，飛控中心的任務(wù)系統(tǒng)、數(shù)字仿真系統(tǒng)與飛控模擬器構(gòu)成了任務(wù)演練的數(shù)據(jù)回路與仿真環(huán)境.任務(wù)系統(tǒng)的遙控指令和注入數(shù)據(jù)發(fā)送到飛控模擬器，模擬器正確響應(yīng)后，生成相應(yīng)的遙測(cè)參數(shù)送回任務(wù)系統(tǒng)進(jìn)行處理.同時(shí)飛控中心的測(cè)控網(wǎng)仿真根據(jù)模擬器軌道動(dòng)力學(xué)產(chǎn)生的星歷數(shù)據(jù)，結(jié)合測(cè)站信息和測(cè)站預(yù)報(bào)輸出相應(yīng)測(cè)站的外測(cè)數(shù)據(jù).

圖1 嫦娥一號(hào)飛控模擬器和系統(tǒng)演練回路原理框圖

飛控模擬器在功能上包括衛(wèi)星分系統(tǒng)仿真、軌道動(dòng)力學(xué)仿真和姿態(tài)動(dòng)力學(xué)仿真.衛(wèi)星分系統(tǒng)仿真根據(jù)各分系統(tǒng)的功能和特性建立不同的仿真模型，并在各分系統(tǒng)模型之間建立關(guān)聯(lián)仿真，能正確地響應(yīng)地面系統(tǒng)的遙控指令和注入數(shù)據(jù);軌道動(dòng)力學(xué)仿真包括衛(wèi)星動(dòng)力學(xué)以及空間環(huán)境的仿真，動(dòng)力學(xué)仿真提供衛(wèi)星的軌道信息，空間環(huán)境仿真包括空間環(huán)境和太陽(yáng)系內(nèi)主要天體的動(dòng)力學(xué)仿真;姿態(tài)動(dòng)力學(xué)仿真包括測(cè)量敏感器模型和制導(dǎo)律模型，基于不同的敏感器模型和安裝矩陣采用不同的制導(dǎo)計(jì)算方法，控制驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu).

2.2 硬件組成

飛控模擬器在硬件上由數(shù)管仿真計(jì)算機(jī)、實(shí)時(shí)計(jì)算機(jī)、調(diào)度計(jì)算機(jī)、軌道仿真計(jì)算機(jī)、遙測(cè)遙控計(jì)算機(jī)和仿真主控機(jī)等多臺(tái)計(jì)算機(jī)組成.其中數(shù)管仿真計(jì)算機(jī)、調(diào)度計(jì)算機(jī)、遙測(cè)遙控計(jì)算機(jī)和仿真主控機(jī)構(gòu)成了飛控模擬器以太網(wǎng).實(shí)時(shí)計(jì)算機(jī)、調(diào)度計(jì)算機(jī)、軌道仿真計(jì)算機(jī)和遙測(cè)遙控計(jì)算機(jī)構(gòu)成了GNC(Guidance，Navigation and Control)系統(tǒng)的內(nèi)部以太網(wǎng)，軌道仿真計(jì)算機(jī)接入了USB測(cè)控站的網(wǎng)絡(luò)，仿真主控機(jī)接入飛控中心的數(shù)字仿真局域網(wǎng).

2.3 使用模式設(shè)計(jì)

飛控中心以往的模擬器只有一種使用模式，在這種模式下，模擬器的遙控遙測(cè)信號(hào)都是視頻信號(hào)，分別與USB測(cè)控站的遙控終端和遙測(cè)終端相連，有利于驗(yàn)證星地接口.但由于大部分的聯(lián)調(diào)都是內(nèi)部演練，主要目的是驗(yàn)證任務(wù)軟件功能以及訓(xùn)練任務(wù)操作人員，沒(méi)有必要對(duì)星地接口進(jìn)行重復(fù)驗(yàn)證.由于USB測(cè)控站的使用涉及到相應(yīng)的設(shè)備及其操作人員，如果每次使用模擬器都必須同時(shí)使用USB測(cè)控站的話，在人力和財(cái)力上都造成了巨大的浪費(fèi).因此，嫦娥一號(hào)飛控模擬器提出了另一種使用模式，即網(wǎng)絡(luò)模式.

在這種模式下，飛控模擬器通過(guò)網(wǎng)絡(luò)直接與飛控中心數(shù)字仿真網(wǎng)連接，接收遙控和注入數(shù)據(jù)(不經(jīng)過(guò)調(diào)制)，產(chǎn)生遙測(cè)(不經(jīng)過(guò)調(diào)制)和星歷數(shù)據(jù).同時(shí)通過(guò)網(wǎng)絡(luò)接收火箭發(fā)射、星箭分離等信息，響應(yīng)數(shù)字仿真服務(wù)器的加速、跳時(shí)、停止等命令.兩種模式的選擇和切換由數(shù)字仿真系統(tǒng)進(jìn)行控制，如圖2所示，其中模式1為與USB測(cè)控站配合使用模式，模式2為網(wǎng)絡(luò)模式:

圖2 嫦娥一號(hào)飛控模擬器的使用模式

2.4 加速跳時(shí)設(shè)計(jì)

為了使模擬器能夠配合飛控中心進(jìn)行壓縮演練并保證系統(tǒng)之間的同步，模擬器必須具備加速跳時(shí)功能.但是以往模擬器的跳時(shí)不允許跨越軌控過(guò)程.這對(duì)于嫦娥一號(hào)衛(wèi)星任務(wù)來(lái)說(shuō)，非常不方便，幾乎是無(wú)法實(shí)施的.因?yàn)?90 N發(fā)動(dòng)機(jī)所需的軌控過(guò)程大約為80 min，如果要演練環(huán)月段的飛控過(guò)程，之前要經(jīng)歷10～11次機(jī)動(dòng)，至少需要13 h時(shí)間.所以為了使演練能跨越軌道段，模擬器新提出了帶軌道根數(shù)的跳時(shí)功能.它與普通跳時(shí)的區(qū)別是跳時(shí)信息除了時(shí)間信息外，還包含衛(wèi)星質(zhì)量、姿態(tài)、跳時(shí)后的軌道根數(shù)等信息.跳時(shí)的時(shí)間處理與普通跳時(shí)相同，只對(duì)年、月、日、時(shí)、分信息進(jìn)行處理，秒時(shí)間以時(shí)統(tǒng)板送來(lái)的秒信號(hào)為準(zhǔn)，以保證時(shí)間同步精確到毫秒量級(jí).

3 高精度動(dòng)力學(xué)模型

如何準(zhǔn)確、方便地定制航天器各子系統(tǒng)模型，軌道模型，姿態(tài)模型以及測(cè)控網(wǎng)模型直接決定了模擬器的保真程度.各個(gè)國(guó)家也相繼提出一些建模標(biāo)準(zhǔn)，如歐空局的SMP(Simulations Model Portability)標(biāo)準(zhǔn)，采用插件和模型驅(qū)動(dòng)結(jié)構(gòu)，并基于UML和XML公開(kāi)標(biāo)準(zhǔn)［8］.市場(chǎng)上的軟件供應(yīng)公司，也紛紛推出符合新標(biāo)準(zhǔn)的軟件工具，如SMI(Simulation Model Interface).有些圖形化模型工具可以在通用模型的基礎(chǔ)上進(jìn)行用戶定制，大大方便了模擬器的研制.

為了提高保真度，模擬器建立了高精度軌道動(dòng)力學(xué)模型，并直接嵌入了GNC分系統(tǒng)的星載軟件，而有效載荷、數(shù)管等其他保真性要求較低，而且需要不斷升級(jí)的子系統(tǒng)被設(shè)計(jì)成通用模型，用戶可以通過(guò)任務(wù)常數(shù)和配置文件進(jìn)行定制.

3.1 高精度軌道動(dòng)力學(xué)模型

嫦娥一號(hào)衛(wèi)星的軌道不同于近地衛(wèi)星軌道，當(dāng)衛(wèi)星靠近月球時(shí)，月球引力不能僅作為攝動(dòng)力考慮，而必須作為主要引力.本文將地球-航天器-月球三體問(wèn)題分解為兩個(gè)受攝二體問(wèn)題，以月球影響球?yàn)榻邕M(jìn)行拼接.根據(jù)嫦娥一號(hào)衛(wèi)星軌道設(shè)計(jì)，嫦娥一號(hào)衛(wèi)星的軌道包括發(fā)射段、調(diào)相段、地月轉(zhuǎn)移段、月球捕獲段和環(huán)月運(yùn)行段.

3.1.1 發(fā)射段彈道仿真

嫦娥一號(hào)衛(wèi)星由長(zhǎng)征三號(hào)甲運(yùn)載火箭發(fā)射入軌，所以飛控模擬器發(fā)射段彈道仿真的實(shí)現(xiàn)方法是直接裝訂長(zhǎng)征三號(hào)甲運(yùn)載火箭的彈道文件，通過(guò)插值計(jì)算，按每秒一點(diǎn)的頻率輸出星歷.

3.1.2 地心段軌道模型

地心段軌道考慮的攝動(dòng)因素有地球非球形引力攝動(dòng)，日月引力攝動(dòng)，大氣阻尼攝動(dòng)和太陽(yáng)輻射壓攝動(dòng)，月球和太陽(yáng)的星歷采用DE405，建立如下運(yùn)動(dòng)方程:

其中，μe，μm和 μs是地球、月球和太陽(yáng)的引力常數(shù);rm，rs和r分別為月球、太陽(yáng)和衛(wèi)星相對(duì)于地心的矢徑;rmd和rsd分別表示衛(wèi)星到月球和太陽(yáng)的矢徑;gE為地球非球形攝動(dòng);gsrp為太陽(yáng)光壓攝動(dòng);gdrag為大氣阻尼攝動(dòng)，相應(yīng)的計(jì)算公式可參見(jiàn)文獻(xiàn)［9］.

3.1.3 月心段軌道模型

月心段軌道考慮的攝動(dòng)因素有月球非球形引力攝動(dòng)，日地引力攝動(dòng)和太陽(yáng)輻射壓攝動(dòng)，運(yùn)動(dòng)方程為

其中，re，rs和r分別為地球、太陽(yáng)和衛(wèi)星相對(duì)于月心的矢徑;red表示衛(wèi)星到地球的矢徑;gm為月球非球形攝動(dòng).

月球引力場(chǎng)模型采用目前精度相對(duì)較高的美國(guó)噴氣推進(jìn)實(shí)驗(yàn)室(JPL)利用基于月球勘測(cè)者(LP，Lunar Prospector)探測(cè)器為止所有的觀測(cè)數(shù)據(jù)解算出來(lái)的LP165模型.

3.2 GNC子系統(tǒng)功能仿真

GNC子系統(tǒng)負(fù)責(zé)姿態(tài)控制以及敏感器和驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)的功能仿真，其仿真的真實(shí)性直接決定了姿態(tài)動(dòng)力學(xué)仿真的精度.為了真實(shí)地模擬衛(wèi)星的各種姿態(tài)和控制邏輯，首次在模擬器中嵌入了GNC子系統(tǒng)的星載軟件，運(yùn)行于GNC實(shí)時(shí)仿真計(jì)算機(jī).同時(shí)，由于星載軌道動(dòng)力學(xué)采用的是二體模型，精度很低，只能進(jìn)行短時(shí)間軌道外推.為了提高軌道外推的精度，采取的方法用高精度軌道動(dòng)力學(xué)模型同步進(jìn)行軌道計(jì)算，運(yùn)行于軌道仿真計(jì)算機(jī)，定期刷新實(shí)時(shí)仿真的軌道參數(shù)，同時(shí)下裝外部控制策略，如圖3所示.

GNC實(shí)時(shí)仿真包括動(dòng)力學(xué)仿真單元和控制律仿真單元，采用了實(shí)時(shí)多任務(wù)操作系統(tǒng).最小運(yùn)行周期可以精確地設(shè)定到32 ms，按衛(wèi)星的控制周期運(yùn)行和切換.實(shí)時(shí)仿真定時(shí)發(fā)送姿態(tài)信息和發(fā)動(dòng)機(jī)信息給高精度動(dòng)力學(xué)仿真，產(chǎn)生的遙測(cè)信息送給遙測(cè)遙控計(jì)算機(jī)進(jìn)行遙測(cè)采集和組幀.Windows操作系統(tǒng)下的調(diào)度計(jì)算機(jī)、軌道仿真計(jì)算機(jī)和遙測(cè)遙控計(jì)算機(jī)采用了策略組態(tài)軟件、數(shù)據(jù)通訊軟件和操作顯示界面軟件，實(shí)現(xiàn)了精確軌道根數(shù)、仿真控制策略的修改和在線下裝給實(shí)時(shí)系統(tǒng)的要求.這種方法實(shí)現(xiàn)了高精度的控制律計(jì)算，從而實(shí)現(xiàn)了高保真的GNC子系統(tǒng)功能仿真和高精度姿態(tài)動(dòng)力學(xué)仿真.

圖3 軌道和姿態(tài)信息交互方式

3.3 通用模型設(shè)計(jì)

為了方便用戶修改和升級(jí)，嫦娥一號(hào)飛控模擬器將有效載荷、數(shù)管等一些經(jīng)常需要進(jìn)行更新的子系統(tǒng)設(shè)計(jì)成通用模型，用戶可以通過(guò)任務(wù)常數(shù)和配置文件進(jìn)行定制.這種方法使得衛(wèi)星狀態(tài)變化后不需要修改程序，只需要修改相應(yīng)的配置文件后重新加載就可以升級(jí).仿真主控計(jì)算機(jī)提供這些配置文件的管理和修改的人工維護(hù)界面.

4 系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)與仿真

4.1 系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)

模擬器的軟件采用了插件式體系結(jié)構(gòu)，各個(gè)功能模塊用插件的形式加入.插件是一種非常靈活的部件式結(jié)構(gòu)，它改變了傳統(tǒng)軟件單一的執(zhí)行程序模塊的方法，將固定的功能模塊轉(zhuǎn)移到插件中實(shí)現(xiàn)，每個(gè)插件可以單獨(dú)開(kāi)發(fā)，能夠在系統(tǒng)運(yùn)行時(shí)動(dòng)態(tài)插入，并且可以被自由地刪除和替換.功能模塊間的耦合度很小，僅僅通過(guò)規(guī)定的接口進(jìn)行數(shù)據(jù)和信息的交換，只要接口保持不變，一個(gè)模塊的軟件變動(dòng)不會(huì)影響其他功能模塊.這使得模擬器的軟件具有較強(qiáng)的可擴(kuò)展性和可伸縮性.如圖4所示，模擬器的各個(gè)功能模塊分布運(yùn)行在各臺(tái)計(jì)算機(jī)上.

嫦娥一號(hào)飛控模擬器專(zhuān)門(mén)設(shè)計(jì)了一臺(tái)仿真主控機(jī)，通過(guò)網(wǎng)絡(luò)調(diào)度各個(gè)功能模塊，負(fù)責(zé)整個(gè)飛控模擬器的操作控制、狀態(tài)設(shè)置、運(yùn)行管理和頁(yè)面監(jiān)視.不再需要幾個(gè)操作人員同時(shí)進(jìn)行操作和監(jiān)控，圖形化的人機(jī)界面使得操作非常簡(jiǎn)單方便，一個(gè)人就可以完成所有的操作.模擬器啟動(dòng)后還可以由實(shí)戰(zhàn)任務(wù)系統(tǒng)的信息直接進(jìn)行驅(qū)動(dòng)，實(shí)現(xiàn)了無(wú)人值守的能力.

圖4 嫦娥一號(hào)飛控模擬器

4.2 仿真效果

嫦娥一號(hào)飛控模擬器研制成功后到任務(wù)執(zhí)行前，利用該模擬器，飛控中心先后組織完成了發(fā)射段、入軌段、調(diào)相段、轉(zhuǎn)移段的軌道控制及環(huán)月段軌道維持等測(cè)控系統(tǒng)演練和飛控協(xié)同演練，取得了很好的演練效果.

在演練中對(duì)飛控模擬器生成的遙測(cè)數(shù)據(jù)與真星對(duì)接時(shí)真星生成的遙測(cè)結(jié)果進(jìn)行了比較，確認(rèn)模擬器對(duì)遙控指令和注入數(shù)據(jù)的響應(yīng)正確.通過(guò)模擬器輸出的星歷數(shù)據(jù)可以直接驗(yàn)證軌道動(dòng)力學(xué)的精度.為了評(píng)估姿態(tài)動(dòng)力學(xué)的精度，除了用從遙測(cè)數(shù)據(jù)解算的姿態(tài)參數(shù)和調(diào)姿曲線等頁(yè)面進(jìn)行監(jiān)視確認(rèn)外，對(duì)軌控過(guò)程的實(shí)際姿態(tài)軸與目標(biāo)姿態(tài)軸的偏差進(jìn)行了計(jì)算，如圖5所示為第1次遠(yuǎn)地點(diǎn)利用490 N發(fā)動(dòng)機(jī)，采用有限推力方式抬高近地點(diǎn)的軌道機(jī)動(dòng)過(guò)程，可以看出偏差很小，說(shuō)明衛(wèi)星的軌道和姿態(tài)動(dòng)力學(xué)仿真精度達(dá)到了要求.

圖5 使用飛控模擬器演練第1次遠(yuǎn)地點(diǎn)變軌過(guò)程的實(shí)際姿態(tài)軸與目標(biāo)姿態(tài)軸偏差

5 結(jié)論

嫦娥一號(hào)飛控模擬器實(shí)現(xiàn)了數(shù)管、GNC等衛(wèi)星重要分系統(tǒng)的功能仿真，完成了遙控指令和注入數(shù)據(jù)的正確響應(yīng)、遙測(cè)功能仿真、高精度軌道動(dòng)力學(xué)和高精度姿態(tài)動(dòng)力學(xué)仿真，與飛控中心實(shí)戰(zhàn)任務(wù)系統(tǒng)構(gòu)成了天地一體化驗(yàn)證環(huán)境.首次提出了帶軌道根數(shù)跳時(shí)的新方法，提高了任務(wù)演練的靈活性.模擬器以月球影響球的作用范圍為界，分段建立了高精度軌道動(dòng)力學(xué)模型，并在模擬器中首次直接嵌入部分星載軟件，大大提高了模擬器的保真度.同時(shí)模擬器的集中監(jiān)控軟件解決了操作人員分散，操作流程復(fù)雜的問(wèn)題，大大方便了用戶的操作和管理，也實(shí)現(xiàn)了飛控模擬器與飛控中心實(shí)戰(zhàn)任務(wù)系統(tǒng)的無(wú)縫連接.該模擬器在嫦娥一號(hào)衛(wèi)星任務(wù)準(zhǔn)備中得到了充分的應(yīng)用，有效地驗(yàn)證飛控實(shí)施方案的有效性和完備性，為嫦娥一號(hào)衛(wèi)星任務(wù)的圓滿完成奠定了堅(jiān)實(shí)基礎(chǔ).

目前飛控中心針對(duì)不同的任務(wù)需要研制不同的模擬器，而且模擬器基本上是一次性使用，重復(fù)利用率很低，導(dǎo)致研制成本很高.而國(guó)外的模擬器，不僅直接使用部分星載軟件和地面軟件，有些軟件模塊還可以重復(fù)使用，因而大大降低了模擬器的研制成本.因此，在我國(guó)未來(lái)任務(wù)的模擬器開(kāi)發(fā)中，需要進(jìn)一步提高模擬器的模塊化設(shè)計(jì)，提高模擬器的重復(fù)使用率，降低開(kāi)發(fā)成本.

另外，我國(guó)的模擬器至今還沒(méi)有統(tǒng)一的標(biāo)準(zhǔn)，很多模擬器模型雖然功能相同，但相互之間格式和接口都不兼容，無(wú)法重復(fù)使用，建議今后在仿真模型標(biāo)準(zhǔn)化方面也設(shè)立相應(yīng)的標(biāo)準(zhǔn).

References)

［1］ Reinholtz K.Applying simulation to the development of spacecraft flight software［C］//Aerospace Conference.Montana:IEEE，1999:469-476

［2］ Martin J E，Lowe R，Osborne J J，et al.Successful application of new technologies to the Rosetta and Mars Express simulators［C］//Proceedings of DASIA 2002.Dublin:ESA，2002:1-11

［3］ Ambrosio A M，Cardoso P E，Orlando V，et al.Brazilian satellite simulators:previous solutions trade-off and new perspectives for the CBERS program［C］//9th International Conference on Space Operations.Rome:AIAA，2006

［4］ Casella F，Lovera M.High-accuracy orbital dynamics simulation through keplerian and equinoctial parameters［C］//6th International Modelica Conference.Germany:Modelica，2008:505-514

［5］ Reggestad V，Guerrucci D，Emanuelli P P，et al.Simulator development:the flexible approach applied to operational spacecraft simulators［C］//SpaceOps 2004.Canada:AIAA，2004

［6］ Sebasti?o N，Reggestad V，Verrier D.ESOC simulators:past，present and future［C］//OPS-G Forum.Germany:ESA，2008

［7］ ESA/ESOC.Simulators designer guide for performance issues［R］.DOPS-STU-TN-1002-OPS-GD.TN1，2011

［8］ Rodrigues V，Lopes J C，Moreira A.An hybrid design solution for spacecraft simulators［C］//Proceedings of the Forum at the CAiSE'08 Conference.Montpellier:CEUR，2008

［9］劉林.航天器軌道理論［M］.北京:國(guó)防工業(yè)出版社，2000 Liu lin.Spacecraft orbital theory［M］.Beijing:National Defense Industry Press，2000(in Chinese)