X射線脈沖星導(dǎo)航動(dòng)態(tài)模擬實(shí)驗(yàn)系統(tǒng)研制與性能測(cè)試?

徐能 盛立志 張大鵬 陳琛2) 趙寶升 鄭偉 劉純亮

1)(中國(guó)科學(xué)院西安光學(xué)精密機(jī)械研究所,瞬態(tài)光子學(xué)與光子技術(shù)國(guó)家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室,西安 710119)

2)(中國(guó)科學(xué)院大學(xué),北京 100049)

3)(西安交通大學(xué)電子與信息工程學(xué)院,西安 710049)

4)(國(guó)防科技大學(xué)航天科學(xué)與工程學(xué)院,長(zhǎng)沙 410073)

X射線脈沖星導(dǎo)航動(dòng)態(tài)模擬實(shí)驗(yàn)系統(tǒng)研制與性能測(cè)試?

徐能1)2)3)盛立志1)張大鵬4)陳琛1)2)趙寶升1)?鄭偉4)劉純亮3)

1)(中國(guó)科學(xué)院西安光學(xué)精密機(jī)械研究所,瞬態(tài)光子學(xué)與光子技術(shù)國(guó)家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室,西安 710119)

2)(中國(guó)科學(xué)院大學(xué),北京 100049)

3)(西安交通大學(xué)電子與信息工程學(xué)院,西安 710049)

4)(國(guó)防科技大學(xué)航天科學(xué)與工程學(xué)院,長(zhǎng)沙 410073)

(2016年10月9日收到;2016年11月9日收到修改稿)

本文設(shè)計(jì)了一種半實(shí)物實(shí)驗(yàn)系統(tǒng),能模擬出航天器在地球軌道及深空飛行時(shí)接收脈沖星周期X射線信號(hào)的情形.該系統(tǒng)主要由動(dòng)態(tài)信號(hào)數(shù)據(jù)庫(kù)、X射線模擬源、真空系統(tǒng)和探測(cè)系統(tǒng)組成.模擬源可以模擬出任意波形的脈沖輪廓,探測(cè)系統(tǒng)的時(shí)間分辨率優(yōu)于2μs,通過(guò)分析時(shí)間轉(zhuǎn)化模型給出了動(dòng)態(tài)信號(hào)生成方法.實(shí)驗(yàn)?zāi)M了航天器在近地軌道飛行一周接收Crab脈沖信號(hào),將采集的光子到達(dá)時(shí)間轉(zhuǎn)換到太陽(yáng)系質(zhì)心時(shí)后累積脈沖輪廓與標(biāo)準(zhǔn)輪廓相關(guān)度為0.9882.

X射線脈沖星導(dǎo)航,動(dòng)態(tài)實(shí)驗(yàn),X射線模擬源,硅漂移探測(cè)器

1 引 言

X射線脈沖星導(dǎo)航(X-ray pulsar-based navigation,XNAV)是利用毫秒脈沖星輻射穩(wěn)定的X射線脈沖,實(shí)現(xiàn)近地軌道、深空和星際間的航天器的姿態(tài)、位置和速度信息的確定,是一種完全自主的導(dǎo)航系統(tǒng),具有廣闊的應(yīng)用前景[1,2].由于X射線難以穿透地球大氣層,地面上難以觀測(cè)到X射線脈沖星信號(hào),因此在進(jìn)行XNAV空間搭載試驗(yàn)和未來(lái)脈沖星導(dǎo)航系統(tǒng)應(yīng)用之前,需搭建基于X射線脈沖星導(dǎo)航的地面模擬系統(tǒng)[3,4].

現(xiàn)有的模擬系統(tǒng)有基于計(jì)算機(jī)的軟件模擬系統(tǒng),用于驗(yàn)證X射線脈沖信號(hào)處理方法和導(dǎo)航算法的正確性[5,6].也有軟件和硬件結(jié)合的模擬系統(tǒng),信號(hào)模擬計(jì)算機(jī)將脈沖信號(hào)傳輸給電脈沖信號(hào)生成器,光子到達(dá)時(shí)間記錄器記錄電脈沖時(shí)間并傳給導(dǎo)航參數(shù)解算計(jì)算機(jī)[3],該系統(tǒng)能根據(jù)接收的脈沖信息實(shí)時(shí)解算航天器的位置信息,但不能分析探測(cè)器性能對(duì)導(dǎo)航的影響.半實(shí)物模擬系統(tǒng)能較好地模擬常用脈沖星的脈沖輪廓并準(zhǔn)確還原,常使用柵控X射線管[7]和調(diào)制X射線源作為模擬光源,探測(cè)器使用較多的是硅漂移探測(cè)器(silicon drift detector,SDD),不僅能對(duì)導(dǎo)航算法進(jìn)行驗(yàn)證,也可以對(duì)探測(cè)器等硬件設(shè)備進(jìn)行測(cè)試標(biāo)定,但目前文獻(xiàn)報(bào)道的基于半實(shí)物實(shí)驗(yàn)系統(tǒng)開(kāi)展的都是靜態(tài)實(shí)驗(yàn).

本文提出了一種XNAV地面模擬動(dòng)態(tài)實(shí)驗(yàn)的方案,介紹了系統(tǒng)的組成和工作原理.通過(guò)對(duì)模擬源加載航天器軌道信息,實(shí)現(xiàn)了X射線模擬源、真空環(huán)境、探測(cè)系統(tǒng)之間的動(dòng)態(tài)閉環(huán)實(shí)驗(yàn).

2 實(shí)驗(yàn)系統(tǒng)組成和工作原理

XNAV動(dòng)態(tài)模擬實(shí)驗(yàn)系統(tǒng)的組成如圖1所示,圖1(a)為系統(tǒng)原理圖,圖1(b)為實(shí)物圖.主要由動(dòng)態(tài)信號(hào)數(shù)據(jù)庫(kù)、X射線模擬源、真空系統(tǒng)、探測(cè)系統(tǒng)和數(shù)據(jù)處理五部分組成.

動(dòng)態(tài)數(shù)據(jù)庫(kù)中存放著航天器繞地球飛行一周接收到的脈沖信號(hào)數(shù)據(jù),經(jīng)過(guò)USB2.0接口實(shí)時(shí)傳輸給模擬源,當(dāng)模擬源接收到數(shù)據(jù)頭時(shí)給探測(cè)系統(tǒng)發(fā)送一個(gè)同步觸發(fā)信號(hào),然后模擬源發(fā)射與信號(hào)一致的X射線脈沖.X射線經(jīng)過(guò)真空管道后被探測(cè)器接收,采集電子學(xué)在收到同步觸發(fā)信號(hào)后開(kāi)始記錄每個(gè)X射線光子的到達(dá)時(shí)間,經(jīng)過(guò)USB2.0接口上傳至數(shù)據(jù)處理系統(tǒng).

X射線模擬源主要由柵控信號(hào)調(diào)制器和柵控X射線管組成.柵控信號(hào)調(diào)制器對(duì)接收的動(dòng)態(tài)信號(hào)進(jìn)行幅度修正、非線性變換、數(shù)模轉(zhuǎn)換等處理,動(dòng)態(tài)信號(hào)傳輸速率為106個(gè)采樣點(diǎn)每秒,數(shù)模轉(zhuǎn)換工作頻率為1 MHz.將調(diào)制信號(hào)加到柵控X射線管的柵極,X射線管就會(huì)發(fā)射與動(dòng)態(tài)信號(hào)輪廓一致的X射線脈沖.X射線探測(cè)器采用具有高量子效率、高信噪比和高時(shí)間響應(yīng)能力的SDD[8,9].當(dāng)SDD每探測(cè)到一個(gè)X射線光子,在SDD的耗盡層中就會(huì)產(chǎn)生大量的電子-空穴對(duì),電子-空穴對(duì)中的電子在漂移電場(chǎng)的作用下被陽(yáng)極收集.將SDD輸出的原始信號(hào)整形成負(fù)指數(shù)脈沖信號(hào),然后進(jìn)行數(shù)字梯形成形處理后提取光子到達(dá)時(shí)間.本文使用的高速采樣芯片工作頻率和數(shù)字信號(hào)處理時(shí)鐘頻率都為250 MHz,負(fù)指數(shù)脈沖信號(hào)寬度為1.5μs,實(shí)驗(yàn)測(cè)得光子到達(dá)時(shí)間測(cè)量的分辨率優(yōu)于2μs.

圖1 實(shí)驗(yàn)系統(tǒng)組成 (a)原理圖;(b)實(shí)物圖Fig.1.Component of the experimental system:(a)Schematic diagram;(b)physical diagram.

3 動(dòng)態(tài)信號(hào)的產(chǎn)生

本文所要模擬的動(dòng)態(tài)信號(hào)即航天器在軌飛行時(shí)接收的脈沖星脈沖信號(hào),在脈沖星導(dǎo)航中使用的標(biāo)準(zhǔn)脈沖輪廓模型是指太陽(yáng)系質(zhì)心(solar system barycenter,SSB)處接收到某顆脈沖星的X射線脈沖的高信噪比理想模型,因此需將航天器固有時(shí)轉(zhuǎn)化為SSB處TCB(barycentric coordinate time)時(shí),經(jīng)過(guò)比對(duì)得出航天器接收脈沖的相位,生成脈沖輪廓.

3.1 時(shí)間轉(zhuǎn)化模型分析

根據(jù)文獻(xiàn)[10],繞地球飛行航天器固有時(shí)間與航天器所在位置的TCB時(shí)間的關(guān)系為

其中,t為坐標(biāo)時(shí),τ為航天器固有時(shí),rEA為地心到航天器的距離矢量,rE為SSB到地心的距離矢量,VE為地球相對(duì)于SSB的速度矢量,VEA為航天器相對(duì)地心的速度矢量.當(dāng)航天器軌道選定后,在軌道某點(diǎn)處,上述矢量都為確定值.

由于模擬源的時(shí)間分辨率有限,(1)式只取有限個(gè)時(shí)間點(diǎn)進(jìn)行轉(zhuǎn)化.將航天器固有時(shí)τ按間隔?τ排列為τ1,τ2,···,τk,與之對(duì)應(yīng)的坐標(biāo)時(shí)為t1,t2,···,tk,有

其中,k·?τ=τk?τ0.根據(jù)(2)式就可將等間隔的固有時(shí)間序列轉(zhuǎn)換為坐標(biāo)系時(shí)間序列,坐標(biāo)系時(shí)間序列并非等間隔.

航天器所在位置的TCB時(shí)間與SSB處TCB時(shí)間關(guān)系為

其中,tSSB為SSB處的TCB時(shí),t為航天器處TCB時(shí),為太陽(yáng)系到脈沖星視線方向的單位向量,r為SSB指向航天器的距離矢量,D0為太陽(yáng)質(zhì)心到脈沖星的距離,b為SSB到太陽(yáng)質(zhì)心的距離矢量,μs=GMs為太陽(yáng)引力常數(shù).同樣,對(duì)于選定的航天器軌道,r可以確定,其他量都為常量.對(duì)于航天器所在位置TCB時(shí)間tk,就能轉(zhuǎn)化成SSB處TCB時(shí)間tSSBk.將(3)式表達(dá)為tSSBk=g(tk),(2)式表達(dá)為tk=h(τk),則

航天器接收的脈沖相位與所選坐標(biāo)系無(wú)關(guān),則?sc(tk)=?sc(τk),該相位值對(duì)應(yīng)著SSB處tSSBk時(shí)刻的相位值,即?sc(tk)=?SSB(tSSBk),所以

根據(jù)SSB處相位預(yù)測(cè)模型[1]有

其中,f為脈沖星頻率,˙f和¨f分別為其一階導(dǎo)數(shù)和二階導(dǎo)數(shù),本文模擬的Crab脈沖星周期穩(wěn)定性較好,導(dǎo)數(shù)項(xiàng)可以略去,脈沖周期為T,有

3.2 生成脈沖輪廓

等間隔固有時(shí)間序列τ1,τ2,···,τk對(duì)應(yīng)的SSB時(shí)間序列tSSB1,tSSB2,···,tSSBk并不是等間隔的, 因此?sc(τ1),?sc(τ2),···,?sc(τk)也不是等間隔的,不與標(biāo)準(zhǔn)輪廓的已知相位點(diǎn)重合.為得到這些相位點(diǎn)對(duì)應(yīng)的脈沖強(qiáng)度,本文采用SINC插值法[3].

由文獻(xiàn)[11],Crab脈沖星的脈沖輪廓信號(hào)帶寬在1 kHz以內(nèi),遠(yuǎn)小于模擬源的采樣率,滿足SINC插值法使用條件.設(shè)標(biāo)準(zhǔn)輪廓已知相位點(diǎn)的時(shí)間間隔為T0,時(shí)間點(diǎn)tSSBk可表示為tSSBk=mT0+δk,m為整數(shù),δk表示與相鄰已知相位點(diǎn)的時(shí)間偏移量,則tSSBk對(duì)應(yīng)脈沖強(qiáng)度為

為精確計(jì)算tSSBk處強(qiáng)度值,實(shí)際上不可能取遍無(wú)限個(gè)點(diǎn).由于sinc函數(shù)在原點(diǎn)具有最大值,而隨離開(kāi)原點(diǎn)距離的增加其函數(shù)值衰減很快,所以(8)式中只需取n=m附近較少的點(diǎn)就可得到比較精確的脈沖強(qiáng)度值.

由(5)式有S(τk)=S(tSSBk),于是時(shí)間序列τ1,τ2,···,τk對(duì)應(yīng)的脈沖強(qiáng)度就可以確定了,它對(duì)應(yīng)的是航天器在軌飛行時(shí)所接收到的脈沖星信號(hào)輪廓.

4 實(shí)驗(yàn)結(jié)果與分析

本文模擬了航天器在近地軌道飛行一周的情形,航天器做圓周運(yùn)動(dòng),初始狀態(tài)為[xx0,xy0,xz0,vx0,vy0,vz0]T=[0,6578000,0,?7784.3384,0,0]T,即航天器軌道半徑6578 km,速度7.78 km/s,軌道周期5400 s.在該軌道模型中,時(shí)間轉(zhuǎn)化時(shí)由航天器運(yùn)動(dòng)造成的影響占主導(dǎo)因素,因此生成動(dòng)態(tài)信號(hào)時(shí)只代入了(3)式右邊的第一項(xiàng)[12,13].選取了Crab脈沖星,脈沖周期33.4 ms.控制實(shí)驗(yàn)條件為管道真空度1.0×10?4Pa,探測(cè)器與源的距離為3 m,探測(cè)器計(jì)數(shù)率為200 cps.

4.1 脈沖輪廓累積

為與動(dòng)態(tài)實(shí)驗(yàn)做對(duì)比,在相同的實(shí)驗(yàn)條件下進(jìn)行了靜態(tài)實(shí)驗(yàn),即模擬源加載的脈沖信號(hào)周期是固定的.對(duì)采集的光子到達(dá)時(shí)間序列經(jīng)過(guò)歷元疊加,bin的個(gè)數(shù)為1000,累積出脈沖輪廓如圖2,與標(biāo)準(zhǔn)脈沖輪廓相關(guān)度[7]為0.9953.

圖2 (網(wǎng)刊彩色)靜態(tài)實(shí)驗(yàn)累積輪廓Fig.2.(color online)Cumulative profile of static experiment.

圖3 (網(wǎng)刊彩色)動(dòng)態(tài)實(shí)驗(yàn)不同觀測(cè)時(shí)間的累積輪廓 (a)300 s;(b)1800 s;(c)3600 s;(d)5400 sFig.3.(color online)The cumulative profile of different observation time in dynamic experiment:(a)300 s;(b)1800 s;(c)3600 s;(d)5400 s.

下面對(duì)動(dòng)態(tài)實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)采取同靜態(tài)實(shí)驗(yàn)一樣的處理方法,直接用靜態(tài)脈沖周期33.4 ms去做疊加處理.圖3給出了觀測(cè)時(shí)間分別為300,1800,3600和5400 s時(shí)累積脈沖輪廓圖,與標(biāo)準(zhǔn)脈沖輪廓的相關(guān)度分別為0.9094,0.7194,0.5908和0.4080.由于航天器做圓周運(yùn)動(dòng),其相對(duì)脈沖星的速度在脈沖星與SSB連線方向的分量是變化的,接收脈沖信號(hào)頻率也是變化的.當(dāng)所觀測(cè)的脈沖周期發(fā)生變化時(shí),若仍以周期33.4 ms進(jìn)行輪廓還原,每一周期的脈沖輪廓并不重合導(dǎo)致脈沖展寬.隨著觀測(cè)時(shí)間的增加,脈沖展寬量增加,還原輪廓畸變更強(qiáng),與標(biāo)準(zhǔn)輪廓相關(guān)度逐漸下降.

4.2 脈沖周期變化

周期搜索采用χ2量評(píng)估方法[14],周期搜索的準(zhǔn)確度受光子數(shù)影響較大.由于光子流量的限制,在脈沖周期搜索中選取60 s為一個(gè)時(shí)間段,分別對(duì)90個(gè)時(shí)間段進(jìn)行周期搜索,結(jié)果如圖4(a)所示.每個(gè)時(shí)間段內(nèi)的光子數(shù)為12000左右,對(duì)于Crab脈沖星,使用χ2量評(píng)估方法在該光子數(shù)目下搜索周期的誤差在200 ns以內(nèi).圖4(b)為對(duì)光子流量的統(tǒng)計(jì),其變化率在2%以內(nèi),對(duì)周期搜索造成的誤差可以忽略.由于航天器相對(duì)地球做勻速圓周運(yùn)動(dòng),航天器在脈沖星與SSB連線方向的速度分量呈正弦變化,因此,航天器所接收的脈沖信號(hào)周期呈正弦變化.在第0,2700和5400 s,航天器運(yùn)動(dòng)方向與脈沖星和SSB連線方向垂直,脈沖周期為33.4 ms,變化量為0;在第1350和4050 s,航天器運(yùn)動(dòng)方向與脈沖星和SSB連線方向平行,脈沖周期變化量達(dá)到最大值868 ns.

圖4 (網(wǎng)刊彩色)脈沖周期搜索和光子流量統(tǒng)計(jì) (a)脈沖周期變化;(b)光子流量變化率Fig.4.(color online)Pulse period search and photonfluxes statistics:(a)Period change of pulse;(b)change rates of photon fluxes.

4.3 轉(zhuǎn)換到SSB處的脈沖輪廓

利用(3)式將光子到達(dá)時(shí)間轉(zhuǎn)換為SSB處的對(duì)應(yīng)時(shí)間,同樣只用到等式右邊第一項(xiàng),再經(jīng)過(guò)歷元疊加得到脈沖輪廓如圖5所示,與標(biāo)準(zhǔn)輪廓相關(guān)度為0.9882.脈沖主峰與標(biāo)準(zhǔn)輪廓重合較好,次峰較標(biāo)準(zhǔn)輪廓高并有一定展寬.這是由于模擬源與探測(cè)器之間的同步存在一定誤差.當(dāng)開(kāi)始給柵控X射線管的柵極發(fā)送動(dòng)態(tài)調(diào)制信號(hào)時(shí),同時(shí)向探測(cè)器發(fā)送同步觸發(fā)信號(hào),而X射線光子要經(jīng)電子束打靶發(fā)射后再通過(guò)真空管道才被探測(cè)器接收,探測(cè)器接收同步觸發(fā)與開(kāi)始接收X射線光子的時(shí)間存在一定誤差.同步誤差導(dǎo)致時(shí)間轉(zhuǎn)換起始時(shí)刻不重合,轉(zhuǎn)換后的時(shí)間序列與理論時(shí)間序列存在偏差,偏差量隨航天器位置的變化而變化,對(duì)轉(zhuǎn)換后的光子到達(dá)時(shí)間作歷元疊加時(shí)出現(xiàn)脈沖展寬.通過(guò)對(duì)多組實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)處理,得出同步誤差在1μs以內(nèi).

圖5 (網(wǎng)刊彩色)轉(zhuǎn)換到SSB后的累積脈沖輪廓Fig.5.(color online)Cumulative pulse profile at SSB.

5 結(jié) 論

本文設(shè)計(jì)了一種半實(shí)物的X射線脈沖星導(dǎo)航的動(dòng)態(tài)模擬實(shí)驗(yàn)系統(tǒng),能實(shí)現(xiàn)X射線模擬源、真空環(huán)境、探測(cè)系統(tǒng)之間的動(dòng)態(tài)閉環(huán)實(shí)驗(yàn).模擬源可以模擬出任意波形的脈沖輪廓,探測(cè)系統(tǒng)時(shí)間分辨率優(yōu)于2μs.通過(guò)分析時(shí)間轉(zhuǎn)化模型給出了動(dòng)態(tài)信號(hào)生成的方法,信號(hào)幅值由使用SINC插值法對(duì)標(biāo)準(zhǔn)輪廓插值產(chǎn)生.

對(duì)航天器在近地軌道飛行一周所接收的Crab脈沖信號(hào)進(jìn)行了模擬,實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證了該系統(tǒng)具有較好的穩(wěn)定性,光子流量變化率在2%以內(nèi),同時(shí)也具有較高的模擬精度,對(duì)靜態(tài)脈沖信號(hào)的模擬相關(guān)度能達(dá)到0.9953.在動(dòng)態(tài)實(shí)驗(yàn)中,航天器接收脈沖周期呈正弦變化,直接累積輪廓與標(biāo)準(zhǔn)輪廓相似度逐漸降低,轉(zhuǎn)換到SSB后的輪廓與標(biāo)準(zhǔn)輪廓相關(guān)度高達(dá)0.9882.實(shí)驗(yàn)結(jié)果表明該模擬系統(tǒng)能較好地模擬出航天器在軌飛行時(shí)所接收X射線脈沖信號(hào)的情形,能為導(dǎo)航算法的驗(yàn)證及探測(cè)器性能標(biāo)定提供實(shí)驗(yàn)基礎(chǔ).

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PACS:97.60.Gb,07.85.Fv,07.05.Fb DOI:10.7498/aps.66.059701

Development and performance test of dynamic simulation system for X-ray pulsar navigation?

Xu Neng1)2)3)Sheng Li-Zhi1)Zhang Da-Peng4)Chen Chen1)2)Zhao Bao-Sheng1)?Zheng Wei4)Liu Chun-Liang3)

1)(State Key Laboratory of Transient Optics and Photonics,Xi’an Institute of Optics and Precision Mechanics,Chinese Academy of Sciences,Xi’an 710119,China)
2)(University of Chinese Academy of Sciences,Beijing 100049,China)
3)(School of Electronics and Information Engineering,Xi’an Jiaotong University,Xi’an 710049,China)
4)(Colledge of Aerospace Science and Engineering,National Univesity of Defense Technology,Changsha 410073,China)

9 October 2016;revised manuscript

9 November 2016)

X-ray pulsar navigation is a complete autonomous navigation system,which has broad application prospects.Because of the huge cost of the navigation system,the implementation of ground simulation system is essential to the application of X-ray pulsar navigation.At present,most of researches on the semi physical experiment system are static.The aim of this article is to develop the dynamic simulation experiment system as well as its performance test.Specifically,this system consists of the dynamic signal database,X-ray simulation source,vacuum system and detection system designed for different science purposes.The core component of the X-ray source is the gate controlled X-ray tube,which can simulate the pulse profile of arbitrary waveform.The detecting system is based on the silicon drift detector with high time response capability.It uses trapezoidal shape for signal processing,and the timing resolution of the detection system is better than 2μs.In addition,the dynamic signal generation method is given by analyzing the time transformation model while the SINC interpolation method is provided to generate the dynamic pulse profile.Finally,the spacecraft revolving around the earth for a circle and receiving a pulse signal of Crab is simulated.In the simulation,the orbital radius of satellite is 6578 km and the orbital period is 5400 s.The Crab pulsar is selected,and the pulse period is 33.4 ms,the number of photons received by the detector is 200 per second.As a contrast,a set of static experiments is also performed.The correlation coefficient between the cumulative pulse profile and the standard pulse profile is 0.9953.However,the correlation coefficient decreases gradually,from 0.9094 at 300 s to 0.4080 at 5400 s,in the dynamic experiment.Then,the pulse period is searched from the arrival time of photons.The periodicity of the pulse signal is sinusoidal when the search period is 60 s.The change rate of photon flux is less than 2%,and the influence on the period search is negligible.The variation of pulse period is consistent with the motion law of spacecraft,which indicates that spacecraft motion is the dominant factor in time conversion.Finally,the arrival time of photons is transformed into the time at the solar system barycenter,indicating that the correlation coefficient between cumulative pulse profile and standard pulse profile is 0.9882.The result shows that the simulation system can simulate the X-ray pulse signal received by the spacecraft in orbit,which can provide the experimental basis for verifying the navigation algorithm and calibrating the detector performance.

X-ray pulsar-based navigation,dynamic experiment,X-ray simulation source,silicon drift detector

PACS:97.60.Gb,07.85.Fv,07.05.Fb

10.7498/aps.66.059701

?國(guó)家自然科學(xué)基金(批準(zhǔn)號(hào):61471357)和中國(guó)科學(xué)院“西部之光”基金資助的課題.

?通信作者.E-mail:open@opt.ac.cn

*Project supported by the National Natural Science Foundation of China(Grant No.61471357)and the West Light Foundation of the Chinese Academy Sciences.

?Corresponding author.E-mail:open@opt.ac.cn