本技术涉及空间飞行器地面试验，尤其涉及飞行器太阳矢量地面运动模拟方法、装置、设备及介质。
背景技术：
1、随着航天技术的飞速发展，人类对空间科学的研究愈发深入，对空间应用的需求愈发多样，致使空间飞行器的任务领域愈发广泛、过程愈发复杂。从早期的空间科学实验或在轨功能演示阶段逐步发展到承担起越来越重要的科研、国防以及民生任务，如对地观测、通信传输、载人升空、在轨演示验证、深空探测、空间态势感知等，因此，在地面仿真验证空间飞行器是否具备完成预期任务能力的重要性愈发凸显。在地面仿真验证中，对空间环境的模拟搭建一直是一个难以实现的复杂问题，在这之中，太阳是模拟空间环境过程中不可缺少的对象之一。
2、现今，国内外多家企业和研究机构具备设计和制造太阳模拟器的能力，旨在试验环境中能够提供类似于太阳光线的光柱，模拟太空中太阳光线照射空间飞行器的状态，而现有地面模拟试验中对太阳矢量空间位置模拟精确性较低。
技术实现思路
1、本技术的主要目的在于提供飞行器太阳矢量地面运动模拟方法、装置、设备及介质，旨在解决现有地面模拟试验中对太阳矢量空间位置模拟精确性较低的技术问题。
2、为实现上述目的，本技术提供飞行器太阳矢量地面运动模拟方法，包括以下步骤：
3、构建第一标定坐标系，根据第一标定坐标系控制三轴转台调整至初始状态；其中，第一标定坐标系是以三轴转台的转动中心构建的坐标系；
4、构建飞行器本体坐标系；其中，飞行器本体坐标系是以空间飞行器模型的质心构建的坐标系，且飞行器本体坐标系与第一标定坐标系的三轴同向，空间飞行器模型安装于三轴转台的中心台面上；
5、在空间飞行器模型上构建第二标定坐标系；其中，第二标定坐标系是以空间飞行器模型的质心构建的坐标系，且第二标定坐标系的其中一个轴向与太阳矢量的方向相同，太阳矢量为太阳模拟器发出的光线方向；
6、获取第二标定坐标系与飞行器本体坐标系之间的转换矩阵；
7、根据转换矩阵，获取用于调整三轴转台的滚动角、俯仰角和偏航角，以模拟空间飞行器模型与太阳矢量的相对位姿。
8、可选地，获取第二标定坐标系与飞行器本体坐标系之间的转换矩阵，包括：
9、获取第二标定坐标系的滚动轴单位矢量bn以及偏航轴单位矢量sn；
10、获取滚动轴单位矢量bn在轨道坐标系的表达b0；
11、获取偏航轴单位矢量sn在轨道坐标系的表达s0；
12、根据bn、b0、sn和s0，获取第二标定坐标系与轨道坐标系之间的转换矩阵an0；
13、根据转换矩阵an0，获取第二标定坐标系与飞行器本体坐标系之间的转换矩阵abn；其中，abn＝abo·an0-1，abo为空间飞行器模型的姿态矩阵。
14、可选地，设bn＝[1 0 0]t，sn＝[0 0 1]t，则b0＝[a1 b1 c1]，s0＝[a2 b2 c2]；其中，a1＝-|bn|sinα、b1＝|bn|cosα、c1＝0，a2、b2、c2分别表示太阳矢量在轨道坐标系各坐标轴上的投影大小，α表示太阳矢量在轨道坐标系的xoy平面上的投影与轨道坐标系上x轴正向之间的夹角，α＝arctan(b2/a2)。
15、可选地，在空间飞行器模型上构建第二标定坐标系，包括：
16、以空间飞行器模型的质心为原点，定义第二标定坐标系的z轴；其中，第二标定坐标系的z轴为太阳矢量的方向；
17、将轨道坐标系的偏航轴单位矢量与太阳矢量在轨道坐标系的xoy平面上投影矢量s'进行叉乘，以得到新矢量，将新矢量定义为第二标定坐标系的x轴；
18、利用右手螺旋法则，则得到第二标定坐标系的y轴。
19、可选地，三轴转台包括基座，基座上转动连接有外框，外框上转动连接有中框，中框上转动连接有内框，外框、中框和内框的转动方向互相垂直；
20、构建第一标定坐标系，根据第一标定坐标系控制三轴转台调整至初始状态，包括：
21、以内框的旋转轴轴向为第一标定坐标系的y轴，以中框的旋转轴轴向为第一标定坐标系的x轴，以外框的旋转轴轴向为第一标定坐标系的z轴；
22、获取调整旋转角度；其中，调整旋转角度为将三轴转台调整至初始状态所需的角度；
23、根据调整旋转角度和第一标定坐标系，控制三轴转台调整至初始状态。
24、可选地，获取调整旋转角度，包括：
25、在三轴转台与太阳模拟器的中间位置放置经纬仪；
26、通过经纬仪对三轴转台和太阳模拟器进行标定，以使三轴转台的z轴轴向与太阳模拟器的光轴平行；
27、将太阳模拟器的光束设置成直径最小，调整经纬仪上相机的位置，以使相机的目镜视野中看到光斑，则获得调整经纬仪上相机的位置时的水平角和垂直角的读数；
28、根据水平角和垂直角调整相机方位，调整后保持相机不动；其中，调整相机方位时所需的角度为水平方向旋转180°，垂直方向为垂直角的相反数；
29、调整三轴转台的三轴转向，以使经纬仪可与三轴转台上的立方镜进行自准直校准；其中，立方镜安装于三轴转台的中心台面上；
30、记录调整三轴转台的三轴转向时各轴的旋转角度，即获得调整旋转角度。
31、可选地，构建飞行器本体坐标系，包括：
32、以空间飞行器模型的质心为坐标原点，将空间飞行器模型飞行的正向和反向分别设为飞行器本体坐标系的+x轴和-x轴；
33、将空间飞行器模型的对天、对地方向分别设为飞行器本体坐标系的-z轴和+z轴；
34、根据右手螺旋法则，确定飞行器本体坐标系的y轴。
35、为实现上述目的，本技术还提供一种飞行器太阳矢量地面运动模拟装置，包括：
36、调节模块，用于构建第一标定坐标系，根据第一标定坐标系控制三轴转台调整至初始状态；其中，第一标定坐标系是以三轴转台的转动中心构建的坐标系；
37、第一构建模块，用于构建飞行器本体坐标系；其中，飞行器本体坐标系是以空间飞行器模型的质心构建的坐标系，且飞行器本体坐标系与第一标定坐标系的三轴同向，空间飞行器模型安装于三轴转台的中心台面上；
38、第二构建模块，用于在空间飞行器模型上构建第二标定坐标系；其中，第二标定坐标系是以空间飞行器模型的质心构建的坐标系，且第二标定坐标系的其中一个轴向与太阳矢量的方向相同，太阳矢量为太阳模拟器发出的光线方向；
39、矩阵获取模块，用于获取第二标定坐标系与飞行器本体坐标系之间的转换矩阵；
40、角度获取模块，用于根据转换矩阵，获取用于调整三轴转台的滚动角、俯仰角和偏航角，以模拟空间飞行器模型与所述太阳矢量的相对位姿。
41、为实现上述目的，本技术还提供一种计算机设备，该计算机设备包括存储器和处理器，所述存储器中存储有计算机程序，所述处理器执行所述计算机程序，实现上述的方法。
42、为实现上述目的，本技术还提供一种计算机可读存储介质，所述计算机可读存储介质上存储有计算机程序，处理器执行所述计算机程序，实现上述的方法。
43、本技术所能实现的有益效果如下：
44、本技术基于第一标定坐标系将三轴转台调整至初始状态后，使得在初始状态的三轴转台安装空间飞行器模型后，飞行器本体坐标系与三轴转台初始姿态的第一标定坐标系重合，从而将空间飞行器模型各轴旋转运动同步到三轴转台上，而在空间飞行器模型上构建的第二标定坐标系的其中一个轴向与太阳矢量的方向相同，将太阳矢量方向作为定义坐标系的一个轴向，可保证在地面试验中对太阳矢量空间位置的精确模拟，然后只需要实时解算第二标定坐标系与飞行器本体坐标系之间的转换矩阵，从而计算得到调整三轴转台的滚动角、俯仰角和偏航角，即可实时模拟空间飞行器模型与太阳矢量的相对位姿。
1.一种飞行器太阳矢量地面运动模拟方法，其特征在于，包括以下步骤：
2.如权利要求1所述的飞行器太阳矢量地面运动模拟方法，其特征在于，所述获取所述第二标定坐标系与所述飞行器本体坐标系之间的转换矩阵，包括：
3.如权利要求2所述的飞行器太阳矢量地面运动模拟方法，其特征在于，设bn＝[1 0 0]t，sn＝[0 0 1]t，则b0＝[a1 b1 c1]，s0＝[a2 b2 c2]；其中，a1＝-|bn|sinα、b1＝|bn|cosα、c1＝0，a2、b2、c2分别表示所述太阳矢量在所述轨道坐标系各坐标轴上的投影大小，α表示所述太阳矢量在所述轨道坐标系的xoy平面上的投影与所述轨道坐标系上x轴正向之间的夹角，α＝arctan(b2/a2)。
4.如权利要求1或2所述的飞行器太阳矢量地面运动模拟方法，其特征在于，所述在所述空间飞行器模型上构建第二标定坐标系，包括：
5.如权利要求1所述的飞行器太阳矢量地面运动模拟方法，其特征在于，所述三轴转台包括基座，所述基座上转动连接有外框，所述外框上转动连接有中框，所述中框上转动连接有内框，所述外框、所述中框和所述内框的转动方向互相垂直；
6.如权利要求5所述的飞行器太阳矢量地面运动模拟方法，其特征在于，所述获取调整旋转角度，包括：
7.如权利要求1所述的飞行器太阳矢量地面运动模拟方法，其特征在于，所述构建飞行器本体坐标系，包括：
8.一种飞行器太阳矢量地面运动模拟装置，其特征在于，包括：
9.一种计算机设备，其特征在于，该计算机设备包括存储器和处理器，所述存储器中存储有计算机程序，所述处理器执行所述计算机程序，实现如权利要求1-7中任一项所述的方法。
10.一种计算机可读存储介质，其特征在于，所述计算机可读存储介质上存储有计算机程序，处理器执行所述计算机程序，实现如权利要求1-7中任一项所述的方法。
