航天器交会对接飞行控制智能数据分析与决策支持系统

技术领域

本发明属于航天器地面飞行控制与支持技术领域，涉及一种航天器交会对接飞行控制智能数据分析与决策支持系统。

背景技术

航天器工程是高风险、高投入、高复杂度的系统工程。航天器飞行控制是航天工程的重要组成部分。空间交会对接是航天器飞行控制中难度大、重要程度高的任务，航天器空间交会对接过程由两个或两个以上的航天器在空间轨道上完成交会和对接，相对速度和轨迹需要控制在一定的安全范围内，交会过程中相对导航敏感器、执行机构的运行状态的正确性影响到运行的安全。上述情况要求飞行控制准确无误，故障措施应对及时有效。是完成诸如空间站在轨组建、、天体返回采样、载人空间探测等复杂空间任务的关键环节。空间交会对接在航天领域中应用非常广泛，是完成诸如空间站的组建、航天员定期轮换、空间往返运输、天体采样返回、载人登月、载人登火星、航天器在轨服务等复杂空间任务的关键环节。

交会对接的制导是考虑燃料消耗以及交会时间等约束，规划合理的交会运动轨迹，并给出实现该运动轨迹的变轨速度增量；交会对接的导航是利用测量敏感器的测量信息，结合航天器的运动模型，通过设计滤波算法，得到制导与控制环节所需要的平动和转动参数的估计值；交会对接控制信息是基于导航信息，依据制导和姿态控制要求，通过一定的算法计算得到需要施加在航天器(通常是追踪器)上的控制力和控制力拒，并通过发动机等执行机构实施控制作用。交会对接制导、导航与控制的最终目标是在两航天器对接机构接触前，通过控制追踪器相对于目标器的位置、速度、姿态角和姿态角速度，满足两对接结构对接需要的初始条件。

交会对接飞行控制中需要监控的数据量增长，飞行控制决策越来越依赖于对实时飞控数据、仿真验证数据的判读比对。面对日益复杂的航天器在轨飞行控制任务，虽然航天器自主飞行能力以及自动化、智能化水平已经有了很大程度的提升，但是在很多重大飞行事件执行时依然需要地面人员的参与。尤其面对交会对接这种涉及多个航天器协同控制，安全性、时效性要求非常高的情况，目前国内外依然选择主要依靠地面进行决策和干预。

为了便于飞控决策的正确性，通常在航天器飞行控制任务过程中会采取辅助支持手段帮助决策，目前常规的方法通常有飞行控制实时遥测数据监视、方案数学仿真运算、目标机伴随验证等方式。例如欧空局(ESA)广泛采用一种可配置的模拟器(框架)工具EuroSim，其主要功能是构建可配置的模拟器，以实现数字仿真。伽马射线观测器(GRO)的控制中心开发了两个工具——备用控制模式分析与应用系统(BCAUS)和专家系统预报器(ESP)，这是为确定星上控制系统模式故障切换原因而采用的神经网络和专家系统诊断工具。BCAUS通过分析遥测值的发展趋势来开始其诊断过程。ESA下属的欧洲航天测控中心(ESOC)及欧洲空间研究和技术中心(ESTEC)以探测彗星内核的科学卫星ROSETTA任务为应用背景定义了一种方法，即把为中央检测系统开发的结果再用于飞行控制系统。后来，ESA的其他科学卫星如火星快车(Mars Express)任务也沿用了这种方法。美国NASA戈达德空间飞行中心的通信链路专家辅助对策系统(CLEAR)是用于诊断宇宙背景探测者(COBE)与跟踪和数据中继卫星(TDRS)间通信链路故障的专家系统，能够隔离飞行过程中发生的故障，并且实现了对实时飞行数据进行故障诊断和分析。美国Integral Systems公司开发的仿真支持系统EPOCH 2000配有趋势分析软件EPOCH ABE，提供支持飞行任务测控操作功能。

上述方式分别仿真、验证、实时数据分析分别独立展开，各自解决独立问题，支持手段中缺乏整体有机的联系，无法有效地将仿真数据、目标机验证数据与实时在轨数据进行比对判断，尤其缺乏基于实时数据、历史数据和仿真数据综合智能分析比对的预估判断处理能力。外目前的飞行控制体系自动化程度低，对于地面人员的依赖过大，无论常规操作还是紧急应急处理全部由人员维护，既加重人员负担，又存在对紧急突发故障应急处理不及时的可能。

为实现飞行控制的支持，目前较为常见的做法主要有以下几种：技术方案1)飞行控制实时遥测数据监视：根据当前遥测下行的实时飞行控制数据，判断飞行控制的状态；技术方案2)方案数学仿真运算：以某一在轨工况为初始基准，进行数学运算与仿真，获得一段时间的仿真运算结果。根据仿真运算结果对飞控事件状态进行评估；技术方案3)目标机伴随验证：以某一在轨工况为初始基准，运行目标机得到测试数据，通常进行提前验证，以此来获得较为接近真实在轨的飞行状态的数据。注：目标机验证是指以航天器计算机为核心的半物理仿真测试系统，可以软件运行逻辑以及最大限度地模拟软件运行的真实时序。在方案数学仿真运算、目标机伴随验证中还会进行相关故障状态的设置和处理确认飞行器在轨出现异常情况下航天器的表现。

然而，现有技术方案主要存在如下问题：技术方案1)中的方式仅能够对飞行控制的实时状态进行监控，无法对未来发生的事件进行提前估计和预报，对飞行控制决策的支持程度有限。技术方案2)数学仿真能够对于未来状态进行预估预测，但数学仿真是纯逻辑运算，对于真实卫星、飞船计算机系统运算处理的时序模拟，与真实飞行状态存在一定的差异。数学仿真的面向飞行任务真实在轨状态的初始条件设置较为繁琐，需要从实时飞行控制遥测系统中手工提取相关变量，存在准备工作效率低操作速度慢的情况，对于紧急情况下飞行控制决策的帮助有限。技术方案3)中的目标机伴随验证，通常提前一段时间验证该方法对于在轨提前预知的状态能够进行有效模拟，但是对于由突发事件引起的状态，无法及时验证，难以有效地为决策提供支持。

发明内容

本发明的技术解决问题：克服现有技术的不足，提供一种航天器交会对接飞行控制智能数据分析与决策支持系统，实现了航天器在轨交会对接等飞行控制任务过程中，通过对任意时间点飞控实时数据变量快速获取，并以此为初始条件，运行数学仿真和目标机提前验证，同时可以将仿真数据传回多源数据融合子模块，与实时飞控数据比对分析，来确认飞行控制任务的安全性；对于实时飞控数据监视判读、分析比对和预估预报，提供给飞行控制决策者航天器当前的飞行状态信息与未来运行状态的预估预报信息，便于其更加快速准确地对于飞行控制事件做出准确地判断；满足飞控决策对于实时飞控数据、预估预报比对、仿真验证数据以及历史数据比对，满足对于正常工况下运行状态和故障状态下的运行状态的快速比对分析，为航天器的飞行控制决策提供重要依据。该系统智能自主性强，响应及时有效，确保了交会对接的安全性。

为了解决上述技术问题，本发明公开了一种航天器交会对接飞行控制智能数据分析与决策支持系统，包括：

飞行控制实时数据采集处理模块，用于从飞行控制中心获取原始的天基和地基测站的遥测数据信息，从多个时间先后的非同源测站的数据包中按照设定规则从多个测站数据中提取得到期望遥测源数据包信息；

飞行控制仿真与验证模块，用于从多源数据融合与处理模块中获得仿真和验证的初始条件值；进行飞行控制方案仿真验证运算，得到飞行控制方案仿真验证数据；进行控制软件仿真验证运算，得到控制软件仿真验证数据；进行目标机物理验证，得到目标机验证结果数据；将飞行控制方案仿真验证数据、控制软件仿真验证数据和目标机验证结果数据传送到多源数据融合与处理模块；

多源数据融合与处理模块，用于对传递到多源数据融合与处理模块的飞行控制实时数据、飞行控制方案仿真验证数据、控制软件仿真验证数据、目标机验证结果数据和交会对接任务历史飞行数据进行自动解析，并将解析后得到的解析数据存入内存数据库处理模块；

内存数据库处理模块，用于将解析数据按照设定时间间隔，通过硬件接口固化到硬盘；

飞行控制智能分析模块，用于对从多源数据融合与处理模块获得飞行控制的实时数据、飞行控制方案仿真验证数据和控制软件仿真验证数据进行监视和分析处理，对轨迹曲线进行预估和预报；

飞行控制决策支持模块，用于根据由飞行控制实时数据采集处理模块、飞行控制仿真与验证模块和飞行控制智能分析模块交互给多源数据融合与处理模块的数据，通过条件和状态的判读处理，进行飞控决策支持行为。

在上述航天器交会对接飞行控制智能数据分析与决策支持系统中，还包括：

曲线显示与界面操作处理模块，用于对飞控决策支持行为所对应的多源异构数据进行曲线显示，将多源异构数据周期性地刷新在界面上，或者将多源异构数据一次性刷新在界面上，使多源异构数据在横轴和纵轴位置可调节，便于数据比对与分析。

在上述航天器交会对接飞行控制智能数据分析与决策支持系统中，飞行控制实时数据采集处理模块，包括：

复杂遥测数据包提取子模块，用于从飞行控制中心获取原始的天基和地基测站的遥测数据信息，从多个时间先后的非同源测站的数据包中按照设定规则从多个测站数据中提取得到期望遥测源数据包信息；

测站动态选择子模块，用于基于时序统一策略，对复杂遥测数据包提取子模块提取的数据进行测站动态选择，筛选得到飞行控制决策支持所需要数据。

在上述航天器交会对接飞行控制智能数据分析与决策支持系统中，飞行控制仿真与验证模块，包括：

飞行控制方案仿真验证子模块，用于使用从多源数据融合与处理模块获得的飞控在轨数据作为初始条件，进行飞行控制方案仿真验证运算，得到飞行控制方案仿真验证数据；对飞行控制方案仿真验证数据进行分析，或者将飞行控制方案仿真验证数据传回至多源数据融合与处理模块与实时飞控数据进行比对分析；其中，所述飞行控制方案仿真验证，包括：飞控安全关键功能提前验证、拉偏验证和打靶验证；

控制软件仿真验证子模块，用于使用从多源数据融合与处理模块获得的飞控在轨数据作为初始条件，针对飞行任务在飞行控制软件仿真软平台上对软件进行快速验证，得到软件在相应条件下的运行状态，作为控制软件仿真验证数据；将控制软件仿真验证数据传回至多源数据融合与处理模块与实时飞控数据进行比对分析；

目标机物理验证子模块，用于使用从多源数据融合与处理模块获得的飞控在轨数据作为初始条件，对飞行任务进行测试验证，得到目标机验证结果数据；对目标机验证结果数据进行分析，或者将目标机验证结果数据传回至多源数据融合与处理模块与实时飞控数据进行比对分析。

在上述航天器交会对接飞行控制智能数据分析与决策支持系统中，多源数据融合与处理模块，包括：

多源数据融合子模块，用于对飞行控制实时数据、飞行控制方案仿真验证数据、控制软件仿真验证数据、目标机验证结果数据和交会对接任务历史飞行数据进行自动解析，并将解析后得到的解析数据存入内存数据库处理模块；

数据获取子模块，用于读取预定义配置文件特征信息，获取对应的变量的指定时间点的独立数据或者一段连续时间的数组数据；

动态设置子模块，用于通过界面操作或者链接动态库，生成飞控任务所需要的新变量，根据飞控任务所需要的新变量生成配置文件，将配置文件中的配置信息动态载入至保存序列中；

历史飞行数据子模块，用于存储典型飞行控制过程和飞性控制状态数据，为飞行控制智能分析模块的数据处理提供比对的基础数据。

在上述航天器交会对接飞行控制智能数据分析与决策支持系统中，飞行控制智能分析模块，包括：

实时状态监视子模块，用于监视飞行实时状态信息，获得飞行控制中关键数据变量的实时数据；其中，飞行控制中关键数据变量的实时数据，包括：轨道信息、姿态信息、敏感器状态信息、敏感器测量信息和执行机构数据；

智能数据判读子模块，用于采用仿真数据、历史数据与实时飞行数据的状态的智能数据分析，为飞控决策支持行为提供判读的支持数据；

飞行状态预报子模块，用于采用在轨飞行实时数据为初始条件，对轨迹曲线进行预估和预报，以在关键事件前获得飞行控制状态的预测结果，为飞控任务的预先判断提供决策支持。

在上述航天器交会对接飞行控制智能数据分析与决策支持系统中，飞行控制智能分析模块，还用于提供标准化接口，以使外部插件通过标准化接口与飞行控制智能分析模块进行数据交互。

在上述航天器交会对接飞行控制智能数据分析与决策支持系统中，飞行控制决策支持模块，包括：

正常飞控程序自动决策处理子模块，根据飞行任务，从多源数据融合与处理模块提取飞行任务所需的数据，根据提取的飞行任务所需的数据，生成上行注入数据；将提取的飞行任务所需的数据和上行注入数据作为输入数据，并触发飞行控制仿真与验证模块运行，对上行注入数据进行仿真与验证，得到仿真与验证结果；以及，经由多源数据融合与处理模块获取飞行控制仿真与验证模块输出的仿真与验证结果，将验证正确的上行注入数据上行注入至航天器；以及，获取航天器基于验证正确的上行注入数据的运行结果，根据运行结果对所述验证正确的上行注入数据进行二次验证；其中，经由多源数据融合与处理模块获取飞行控制仿真与验证模块输出的仿真与验证结果，包括：经过仿真与验证确定的验证正确的上行注入数据；飞行任务所需的数据，包括：航天器姿态信息、轨道信息和运行状态健康信息；

安全预警处理子模块，用于从多源数据融合与处理模块获取航天器安全状态信息、轨道安全走廊信息和敏感器执行机构健康状态信息；将航天器安全状态信息、轨道安全走廊信息和敏感器执行机构健康状态信息分别与对应的阈值进行比对，根据比对结果进行安全预警；

故障应急处理子模块，用于从多源数据融合与处理模块获取飞行任务过程中的突发性紧急故障信息，选择与突发性紧急故障信息相匹配的突发性紧急故障应急预案；以及，在突发性紧急故障应急预案执行完成后，判断突发性紧急故障是否消除；若突发性紧急故障消除，则执行安全预警处理子模块。

在上述航天器交会对接飞行控制智能数据分析与决策支持系统中，曲线显示与界面操作处理模块，包括：

曲线显示子模块，用于将飞控决策支持行为所对应的多源异构数据周期性地刷新在界面上，或者将多源异构数据一次性刷新在界面上，使多源异构数据在横轴和纵轴位置可调节，便于数据比对与分析，为数据处理提供直观显示的场景；

界面操作子模块，用于提供配置文件管理功能选项，数据保存处理功能选项，数据提取处理功能选项，曲线显示处理功能选项，数据运算功能选项，动态处理库关联功能选项。

本发明具有以下优点：

(1)本发明针对航天器交会对接任务提供了完整的飞行控制智能数据分析与飞控支持的解决方法和途径，对于在飞行控制过程中的常规过程能够实现自主管理，对于可能出现的异常情况能予以及时的报警处理，便于地面操作人员开展工作，在任务授权的情况下，能够快速对重大紧急危机航天器安全的情况及时做出响应，确保航天器的运行安全，等待后续操作。

(2)在对飞行控制任务完整、高效、易扩展地保存飞行任务实时数据、仿真运算、目标机测试数据的基础上，快速、准确地获取所关注变量数据(包括：实时数据和任意时刻历史数据)。解决以往飞控环境中由于获取数据查询繁琐、速度慢所带来无法以某一时刻在轨数据为基础快速开展数学仿真运算和目标机验证。任意时间点的指定变量数据获取速度由原来的3分钟以上缩减到了平均时间2秒钟，性能提升力近了100倍。

(3)在面向空间飞行器飞行控制任务中，实现了实时在轨数据、仿真比对数据、目标机验证数据等多源异构数据的高效融合。首次拥有了灵活、快速准确的飞行状态预估预报处理能力，大幅度提升了实时状态监控的数据比对分析能力，在轨故障的快速定位分析能力。

附图说明

图1是本发明实施例中一种航天器交会对接飞行控制智能数据分析与决策支持系统的结构框图；

图2是本发明实施例中一种复杂遥测数据包提取子模块的工作流程示意图；

图3是本发明实施例中一种测站动态选择子模块的工作流程示意图；

图4是本发明实施例中一种飞行控制方案仿真验证子模块的工作流程示意图；

图5是本发明实施例中一种多源数据融合与处理模块的工作流程示意图；

图6是本发明实施例中一种实时状态监视子模块的工作流程示意图；

图7是本发明实施例中一种正常飞控程序自动决策的处理示意图；

图8是本发明实施例中一种正常飞控程序自动决策范例示意图；

图9是本发明实施例中一种航天器交会对接飞行控制智能数据分析与决策支持系统的数据处理示意图；

图10是本发明实施例中一种简单算法的处理示意图；

图11是本发明实施例中一种基于在轨数据融合的轨迹预报处理方法的工作过程示意图；

图12是本发明实施例中一种轨迹预报曲线输出结果的示意图。

具体实施方式

为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合附图对本发明公共的实施方式作进一步详细描述。

如图1，示出了本发明实施例中一种航天器交会对接飞行控制智能数据分析与决策支持系统的结构框图，该航天器交会对接飞行控制智能数据分析与决策支持系统，包括：

飞行控制实时数据采集处理模块101，用于从飞行控制中心获取原始的天基和地基测站的遥测数据信息，从多个时间先后的非同源测站的数据包中按照设定规则从多个测站数据中提取得到期望遥测源数据包信息。

在本实施例中，飞行控制实时数据采集处理模块101具体可以包括：复杂遥测数据包提取子模块，用于从飞行控制中心获取原始的天基和地基测站的遥测数据信息，从多个时间先后的非同源测站的数据包中按照设定规则从多个测站数据中提取得到期望遥测源数据包信息。测站动态选择子模块，用于基于时序统一策略，对复杂遥测数据包提取子模块提取的数据进行测站动态选择，筛选得到飞行控制决策支持所需要数据。

复杂遥测数据包提取子模块

优选的，复杂遥测数据包提取子模块可以通过提取CCSDS(ConsultativeCommittee for Space Data Systems，空间咨询委员会)的AOS分包遥测方式的数据传输特征，将相关特征信息提取成为配置文件，读取配置文件中所定义的特征信息内容，对遥测下行的CADU数据包进行读取，准确地获取所有EPDU数据包，并对相应的EPDU数据包中的变量进行自动解析处理解析，从而获得遥测变量的值。

如图2，示出了本发明实施例中一种复杂遥测数据包提取子模块的工作流程示意图，该复杂遥测数据包提取子模块的具体工作流程可以如下：

步骤S21，根据配置文件，对内存空间进行初始化，构建三维数据结构单元存储空间。

在本实施例中，a(x,y,z)为所述三维数据结构单元存储空间下的任一数据结构单元；(x,y,z)表示第x个虚拟信道下的第y个EPDU数据包的第z次重复次数；三维数据存储空间下的各子空间用于存储各数据结构单元。

步骤S22，接收到第一帧下行CADU数据包。

步骤S23，从第一帧下行CADU数据包中提取得到VCDU数据包，确定VCDU数据包的虚拟信道状态信息。

步骤S24，从VCDU数据包中获取MPDU数据包导头。

步骤S25，根据M_PDU数据包导头所指示的位置，获取下行EPDU数据包，将所述下行EPDU数据包内的EPDU数据，动态写入对应的数据结构单元的数据存储区中。

通过上述步骤S21～25能够将所需需要的数据包提取出来。提取出来的遥测数据包在通过基于时序统一的测站动态选择，剔除冗余信息后的遥测数据源包，该数据源包信息成为飞行控制数据处理和判读的初始条件。其中，需要说明的是，CCSDS的AOS分包遥测方式由低到高由四个层次组成：源包(EPDU)组织、多路协议数据单元(MPDU)组织、虚拟信道数据单元(VCDU)组织以及信道访问数据单元(CADU)组织。

下面对EPDU数据包、MPDU数据包、VCDU数据包和CADU数据包的数据结构进行说明：

其中，EPDU，Encapsulation Protocol Data Unit，规约数据单元；MPDU，Multiplexer Protocol Data Unit，多路协议数据单元；VCDU，Virtual Channel DataUnit，虚拟信道数据单元；CADU，Channel Access Data Unit，信道访问数据单元。

(1)EPDU数据包的数据结构(如表1)：

EPDU数据包(数据源包)是数据传输中最基本数据包传输单元，其长度定义后不再变化，EPDU数据包顺序包含了6字节长的包头信息和一定数据长度的遥测变量信息，遥测变量的数据长度在EPDU数据包的包头中明确定义。表1中的中的应用过程识别字，用于判断EPDU数据包的包名称。

表1，EPDU数据包的数据结构示意表

(2)MPDU数据包的数据结构(如表2和表3)：

MPDU是利用多路复用业务把多个源包数据单元EPDU按一定格式组合在一起，以使多个源包共用一个虚拟信道传输。源包(EPDU)首尾相接装入MPDU的包域中。MPDU包域长度是固定的X+2字节，是一个虚拟信道数据单元(VCDU)中数据域的长度；其中，包域占用X字节，MPDU导头为2字节。

表2，EPDU数据包的数据结构示意表

表3，MPDU首导头指针取值示意表

注：基本情况为第一种情况，第二种情况动态数据为第一包时直接丢掉，为第二包以后的情况需要结合之前保存的包头拼出完成包、三种情况为：判断为填充包时，直接略过不处理。

(3)VCDU数据包的数据结构(如表4)：

VCDU数据包的数据结构由主导头、插入域、数据域和差错控制域构成。其中，插入域用来等时传送重要遥测信息；差错控制域对整帧VCDU进行CRC校验。VCDU长度为字节，为MPDU包数据的长度加上VCDU导头6字节，加插入域长度M字节，加上CRC校验2字节。其中，M为协议指定的长度。

表4，VCDU数据包的数据结构示意表

(4)VCDU数据包的数据结构：

CADU数据包为在VCDU数据包前加上4字节的同步标志，二者组合即为CADU包，同步字视不同的型号而定，对于数据包的提取没有影响。

其中，需要说明的是，在本发明实施例中，还设置有EPDU包识别设置配置表(如表5)：

表5，EPDU包识别设置配置表

在本实施例中，可以通过读取该EPDU包识别设置配置表，提取EPDU包表头的特征字，通过特征字的匹配，在动态处理的时候通过包头匹配，提取出相应的EPDU数据包。

测站动态选择子模块

优选的，测站动态选择子模块可以在接收到复杂遥测数据包提取之后的各个测站的数据包信息后，在多个信息冗余、时序异步的遥测信息源中，自动进行时间对齐和去冗余，获取符合时序要求的实时遥测包。以遥测数据包T为例介绍基于时序统一的测站动态选择处理。

如图3，示出了本发明实施例中一种测站动态选择子模块的工作流程示意图，该测站动态选择子模块的具体工作流程可以如下：

步骤S31，判断接收到的遥测源码包类型，若是遥测数据包T，则执行步骤S32；若不是遥测数据包T，则退出遥测数据包T的数据处理。

步骤S32，判断遥测数据包T数据格式的正确性，若遥测数据包T格式正确，则执行步骤S33；若遥测数据包T格式不正确，则退出遥测数据包T的数据处理。

步骤S33，对从地面测站和从中继卫星采集的遥测数据包T，进行时间码提取，判断时间码是否合理递增。其中，保留满足时间码递增的遥测数据包T，执行步骤S34；将时间码不变或减小的数据确认为无效数据，退出遥测数据包T的数据处理。

步骤S34，将所有各个通道下传的信息正确的遥测数据包T存入缓冲区，执行步骤S35。

步骤S35，判断所有的遥测数据包T是否接收完全，若未接受完全，则返回执行步骤S34，若全部各个测控通道的遥测数据包T接收完全，则执行步骤S36。

步骤S36，判断遥测数据包T是否来源于中继卫星，若是，则执行步骤S37；若不是，则执行步骤S38。

步骤S37，筛选得到中继卫星的遥测数据包T，作为实时数据的输出，执行步骤S313。

步骤S38，判断遥测数据包T的数据是否为上一拍稳定跟踪的数据测控站的数据，若是同一个稳定跟踪的数据测控站，则执行步骤S312；若不是，则执行步骤S39。

步骤S39，判断是否满足地面测控站切换条件，若满足，则执行步骤S310；若不满足，则执行步骤S311。

步骤S310，选取下一个地面站采集的遥测数据包T，执行步骤S313。

步骤S311，不选取遥测数据包T，执行步骤S313。

步骤S312，选取地面站采集的遥测数据包T，执行步骤S313。

步骤S313，完成测站通道选择。

飞行控制仿真与验证模块102，用于从多源数据融合与处理模块中获得仿真和验证的初始条件值；进行飞行控制方案仿真验证运算，得到飞行控制方案仿真验证数据；进行控制软件仿真验证运算，得到控制软件仿真验证数据；进行目标机物理验证，得到目标机验证结果数据；将飞行控制方案仿真验证数据、控制软件仿真验证数据和目标机验证结果数据传送到多源数据融合与处理模块。

在本实施例中，飞行控制仿真与验证模块102具体可以包括：飞行控制方案仿真验证子模块，用于使用从多源数据融合与处理模块获得的飞控在轨数据作为初始条件(或者，将其它指定的初始数据作为初始条件)，进行飞行控制方案仿真验证运算，得到飞行控制方案仿真验证数据；对飞行控制方案仿真验证数据进行分析，或者将飞行控制方案仿真验证数据传回至多源数据融合与处理模块与实时飞控数据进行比对分析；其中，所述飞行控制方案仿真验证，包括：飞控安全关键功能提前验证、拉偏验证和打靶验证。控制软件仿真验证子模块，用于使用从多源数据融合与处理模块获得的飞控在轨数据作为初始条件，针对飞行任务在飞行控制软件仿真软平台上对软件进行快速验证，得到软件在相应条件下的运行状态，作为控制软件仿真验证数据；将控制软件仿真验证数据传回至多源数据融合与处理模块与实时飞控数据进行比对分析。目标机物理验证子模块，用于使用从多源数据融合与处理模块获得的飞控在轨数据作为初始条件，对飞行任务进行测试验证，得到目标机验证结果数据；对目标机验证结果数据进行分析，或者将目标机验证结果数据传回至多源数据融合与处理模块与实时飞控数据进行比对分析。

飞行控制方案仿真验证子模块

优选的，地面动力学仿真软件部分是飞控方案仿真验证环境的核心，通过定制的接口时地面动力学与航天器飞行控制软件相连接，航天器飞行控制软件软件是被测对象。如图4，示出了本发明实施例中一种飞行控制方案仿真验证子模块的工作流程示意图，该飞行控制方案仿真验证子模块的具体工作流程可以如下：

步骤S41，地面动力学初始化。

地面动力学初始化通常包括：初始姿态角、姿态角速度、动力学仿真步长、轮子初始角动量、部件开关状态、初始轨道参数和仿真时间设置等。

步骤S42，航天器飞控软件初始化。

航天器飞控软件初始化通常包括：绝对星时、初始轨道参数、初始模式字和初始参数设置等。在本实施例中，可以直接调用星上软件初始化模块进行初始化，初始化之后进行闭环仿真运行。

步骤S43，航天器飞控软件时间计数。

在本实施例中，每个仿真周期进行航天器星时计算。

步骤S44，将航天器飞控软件计算的执行机构输出转化为动力学软件需要的格式。

在本实施例中。可以将星上软件计算输出的执行机构数据(如：推力器、动量轮、磁力矩器输出数据)通过转换接口转化为动力学软件需要的格式，并输入到动力学软件中。

步骤S45，动力学软件计算。

在本实施例中，每个周期调用动力学(仿真)软件进行动力学和运动学仿真，输出动力学姿态、轨道参数以及各敏感器数据。

步骤S46，将步骤S45输出数据转换为星上应用软件需要的格式。

在本实施例中，可以通过转换接口将步骤S45输出的数据转化为星上软件需要的数据格式，输入给星上软件。

步骤S47：星上软件调用轨道控制模块或模式控制模块，对接收到的数据进行处理。

在本实施例中，星上软件可以调用轨道控制模块或模式控制模块等对步骤Sa6上送的数据进行处理(如，姿态确定、控制器计算和模式处理等)，产生新的执行机构输出。

步骤S48：保存仿真数据。

在本实施例中，可以根据需要将保存的仿真数据发送至多源数据融合与处理模块。

步骤S49：判断是否结束仿真运算。

在本实施例中，若确定仿真运算结束，则执行步骤S410；若确定仿真运算未结束，则返回步骤S43。

步骤S410：仿真运算结束。

由上可知，飞行控制方案仿真验证子模块，具体可以用于：使用从多源数据融合与处理模块获得的飞控在轨数据作为初始条件(或者，将其它指定的初始数据作为初始条件)，采用全数字模拟器模拟真实软件运行的CPU和外部接口环境，对于在指定工况下，验证交会对接控制软件，接收注入数据指令、模式切换处理、执行操作动作运行逻辑的正确性。采用全数字模式器控制验证，模拟控制软件按照软件真实运行状态进行计算机指令集的解释翻译和执行操作，相对于1:1的正式运行，能够加速到20倍以上的运行速度，从而对软件运行逻辑实现快速仿真和运行处理逻辑的快速仿真和验证。控制软件仿真验证所得到测试验证数据；对所获的测试验证数据进行分析。将测试验证数据传回多源数据融合与处理模块，与飞控方案仿真验证数据，目标及测试验证数据进行比对分析后，对于实时飞行控制给出经过仿真验证测试的操作执行步骤和相应的注入数据，并提供与实时飞控数据进行比对分析的仿真验证数据。

目标机物理验证子模块

优选的，目标机测试验证子模块是包括真实的航天器控制计算机在内的半实物仿真环境，星地联试星载控制计算机应用软件研制过程中是一种有效的调试、测试手段，同时也是飞行控制提前验证的重要手段，它可以实时、动态、真实地模拟卫星、飞船在轨的姿态轨道控制过程，有效地测试星载计算机应用软件的功能、性能，星载计算机软件的目标机为真实的星载计算机，因此星地联试实际上是一种简化的系统试验，星载计算机采用实物、动力学、部件采用软件仿真模拟。航天器的敏感器输入采用数字信号激励，星体动力学由地面计算机进行仿真和计算，形成闭路实时系统。该仿真系统的运行状态与航天器在轨飞行状态在时序、指令链和部件协调性等方面完全一致，这是实现飞行仿真验证的核心部分，它可按1:1的时序全方位模拟和重现星上状态。目标机验证能够以最接近真实在轨运行工况对航天器飞行控制软件的运行进行提前验证，所获得的数据通过数据分析为决策提供依据。

多源数据融合与处理模块103，用于对传递到多源数据融合与处理模块的飞行控制实时数据、飞行控制方案仿真验证数据、控制软件仿真验证数据、目标机验证结果数据和交会对接任务历史飞行数据进行自动解析，并将解析后得到的解析数据存入内存数据库处理模块。与此同时对于需要在支持系统中传递的数据，传递到指定的模块中，驱动相应的动作。

在本实施例中，多源数据融合与处理模块103具体可以包括：多源数据融合子模块，用于对飞行控制实时数据、飞行控制方案仿真验证数据、控制软件仿真验证数据、目标机验证结果数据和交会对接任务历史飞行数据进行自动解析，并将解析后得到的解析数据存入内存数据库处理模块。数据获取子模块，用于读取预定义配置文件特征信息，获取对应的变量的指定时间点的独立数据或者一段连续时间的数组数据。动态设置子模块，用于通过界面操作或者链接动态库，生成飞控任务所需要的新变量，根据飞控任务所需要的新变量生成配置文件，将配置文件中的配置信息动态载入至保存序列中。历史飞行数据子模块，用于存储典型飞行控制过程和飞性控制状态数据，为飞行控制智能分析模块的数据处理提供比对的基础数据。

优选的，如图5，示出了本发明实施例中一种多源数据融合与处理模块的工作流程示意图，该多源数据融合与处理模块的具体工作流程可以如下：

步骤S51，读取系统设置配置文件，并根据系统的状态进行初始化操作。

在本实施例中，初始化操作，包括：内存数据库初始化和业务初始化。优选的，上述步骤S51具体可以通过如下方式实现：步骤A1，读取内存数据库配置文件，处理预定义信息；将每一个数据源的源包数据对应的IP地址、端口号，源包数据配置文件存储路径、文件名称在内存数据库中进行映射关联，对内存数据库中数据保存的间隔，数据保存的触发条件和最大内存占用量进行初始化。步骤A2，在内存中为源包配置文件中的各个变量开辟独立空间；其中，所述独立空间用于存放参数保存数据的数组，以保证变量的存储数组在内存的物理空间上保持连续。步骤A3，对事件驱动模型进行初始化；其中，所述事件驱动模型，包括：IO事件驱动模型和定时器事件驱动模型。步骤A4，进行主从初始化，以确保在系统中当从属端“slave”启动后，从属端“slave”和主动端“master”之间建立连接，发送同步命令，获取数据。步骤A5，进行数据判读规则初始化，对配置文件中的数据保存间隔和数据变化判断准则进行处理。步骤A6，读取数据源的源包中的源包的名称，长度，IP地址、配置文件路径和抽点频率信息，生成一个结构体，用于描述数据源包特征信息。步骤A7，读取源包中的参数信息，生成一个数组的队列，队列的名称设置为源包的名称，队列的成员是为源包中的各个参数的代号。步骤A8，将读取的源包数据名称队列和源包参数数据队列写入内存数据库中；为所有遥测包创建参数列表队列，key“键值”为数据源包名称，value为遥测包所包含的所有遥测参数的名称的数组；为所有遥测参数创建一个参数值队列，key为参数名称，value为参数值数组。步骤A9，重置全部控制运行状态的系统运行标志位和数据回放标志位。

步骤S52，对接收到的源数据进行解析，得到解析结果。

在本实施例中，上述步骤S52具体可以通过如下方式实现：步骤B1，顺序地获取源包数据对应的配置文件，提取文件中预定义的数据解析需要使用的特征信息。步骤B2，读取选中的数据源包配置文件第一行中的与遥测信息流对应的待解析数据个数为一个阿拉伯数字，表征所有遥测下传的数据对应的待解析数据的数目遥测信息流对应的待解析数据个数为N。步骤B3，映射处理在读取完待解析数据数目后，判断待解析数据的数目与总的遥测下传信息流关联是否正确；其中，若关联不正确，则执行步骤B13；若关联正确，则执行步骤B4。步骤B4，设置计数器M＝2。步骤B5，判断M是否小于配置文件的总行数N+1；其中，若M不小于配置文件的总行数，则执行步骤B14；若M小于配置文件的总行数，则执行步骤B6。步骤B6，读取配置文件第M行待解析数据名称，获得待解析数据M-1。步骤B7，读取配置文件第M行基本特征信息长度，依次从遥测下传的数据流中按照顺序选取相应长度的数据。步骤B8，根据第M行基本特征信息高低字节顺序把所选的数据处理为高位在前的顺序。步骤B9，根据第M行基本特征信息数据类型把数据处理为相应格式的数据。步骤B10，根据第M行基本特征信息当量把得到的数据乘以相应的当量。步骤B11，根据第M行基本特征信息单位把得到的数据与单位组合在一起构成完整的解析值。步骤B12，设置计数器M＝M+1，返回步骤B5。步骤B13，显示配置文件与遥测信息流不匹配，并报警。步骤B14，判断源包遥测数据文件是否全部处理完毕，若尚未全部完成处理，则返回步骤B1，对下一个源包数据进行处理，若处理已全部完成，则执行步骤B15。步骤B15，完成全部数据包的解析处理操作。

步骤S53，根据解析结果中所携带的数据包或数据变量，对解析后的源数据进行存储。

在本实施例中，上述步骤S53具体可以通过如下方式实现：步骤C1，周期接收内存数据库初始化中所指定的多个通道的遥测源包数据。步骤C2，根据自动解析对应关系，将数据源码经过解析处理后实时动态刷新。步骤C3，将实时动态刷新的变量参数值顺序地存入相应变量的缓存空间中。步骤C4，缓存空间中变量存储的参数是否达到预设的个数N；若内存数据库中缓存存储变量的数据仍未达到N个，则返回步骤C3，若达到了N个，执行步骤C5；其中，N是内存数据库中缓存区的存储变量的个数。步骤C5，将该变量在缓存空间的N个参数打包成一个数据块。步骤C6，将数据块顺序地保存入变量在内存数据库中的连续空间，清除变量缓存空间中的内容，缓存空间的指针指向初始位置。步骤C7，当变量新增保存数据达内存数据库存储区空间的设定比例时，将经压缩后的该变量的数据经过IO接口固化到硬盘。步骤C8，判断变量在内存数据库中是否已经存满了第M个变量，若变量的数据未存满，则执行步骤C3，若变量的数据已存满，则执行步骤C9。步骤C9，清除内存数据库中变量的内容，内存数据库中存储空间的指针指向初始位置。步骤C10，判断所有数据源包对应配置文件中的经过自动解析处理的变量是否全部保存完毕；其中，若未全部保存完毕，则返回步骤C2；若已全部保存完毕，则执行步骤C11。步骤C11，判断是否结束数据保存处理，若为否，则返回步骤C1，若为是，则本次保存处理操作结束。

步骤S54，根据业务初始化结果，获取相应变量数据，载入历史数据。

在本实施例中，上述步骤S54具体可以通过如下方式实现：步骤D1，读取导出参数配置。步骤D2，建立导出文件。步骤D3，生成导出数据表头。步骤D4，判断从内存数据库中的所有数据行导出完毕；若完毕，则执行步骤D7，否则，执行步骤D5。步骤D5，写入每周期的基准时间。步骤D6，写入单行待获取变量的数据，返回步骤D4。步骤D7，保存完成数据后关闭文件，完成数据获取的操作。

在本实施例中，上述步骤S34具体还可以通过如下方式实现：步骤E1，获取历史数据路径、获取仿真数据路径。步骤E2，判断路径是否获取成功，若获取不成功则直接转出，结束载入数据结束，若获取成功，则执行步骤E3。步骤E3，关闭当前的内存数据库。步骤E4，动态修改内存数据库配置模板文件，将待载入的变量添加到内存数据空中。步骤E5，载入选中数据。步骤E6，按照动态初始化修改后配置模板文件初始化实时内存数据库。步骤E7，重置界面处理，重新初始化定时器，初始化显示窗口。步骤E8，显示历史、仿真数据，更新实时数据状态显示，载入数据处理完毕。

内存数据库处理模块104，用于将解析数据按照设定时间间隔，通过硬件接口固化到硬盘。

在本实施例中，如表6，示出了本发明实施例中一种内存数据库处理模块中变量存储的示意表：

表6

如表6，数据缓冲存储区和数据存储区为连续的物理存储空间。以变量连续的物理空间进行存储变量的具体内容。数据存储方式(内存数据库，有效数据占比较高，存储效率高，N和M根据应用需要可以调整，通常M设置满足长时间连续观测和实时数据比对的任务要求，M是N的整数倍，降低数据搬运处理的复杂度，N通长开设的较小，使每次数据从缓存区搬运到保存区的时间从监视页面上察觉不到，确保良好的人机交互效果)。

在本实施例中，按照设定时间间隔将内存数据库中的数据通过硬件接口固化到硬盘的方式，针对大量数据的处理实时性方面较传统方式有大幅度提升，满足通过实时数据进行预估预报对于快速获取全过程中任意数据的要求。

如表7，示出了本发明实施例中一种数据处理效率对比分析表：

表7

在本实施例中，内存数据库处理模块104通常与多源数据融合与处理模块103联合使用。

飞行控制智能分析模块105，用于对从多源数据融合与处理模块获得飞行控制的实时数据、飞行控制方案仿真验证数据和控制软件仿真验证数据进行监视和分析处理，对轨迹曲线进行预估和预报。

在本实施例中，飞行控制智能分析模块105具体可以包括：实时状态监视子模块，用于监视飞行实时状态信息，获得飞行控制中关键数据变量的实时数据；其中，飞行控制中关键数据变量的实时数据，包括：轨道信息、姿态信息、敏感器状态信息、敏感器测量信息和执行机构数据。智能数据判读子模块，用于采用仿真数据、历史数据与实时飞行数据的状态的智能数据分析，为飞控决策支持行为提供判读的支持数据。飞行状态预报子模块，用于采用在轨飞行实时数据为初始条件，对轨迹曲线进行预估和预报，以在关键事件前获得飞行控制状态的预测结果，为飞控任务的预先判断提供决策支持。

实时状态监视子模块

优选的，如图6，示出了本发明实施例中一种实时状态监视子模块的工作流程示意图，该实时状态监视子模块的具体工作流程可以如下：

步骤S61，从遥测数据中提取得到第一相对位置、第一相对速度和预报终点信息。

在本实施例中，第一相对位置和第一相对速度可以为：相对导航坐标系下的航天器相对位置和相对速度。其中，所述预报终点信息，包括：预估预报终点、预估预报终点处的第二相对位置和第二相对速度。

步骤S62，根据第一相对位置、第一相对速度、第二相对位置、第二相对速度和预报终点信息，确定初始脉冲和终端制动脉冲。

在本实施例中，上述步骤S62具体可以通过如下方式实现：根据第一相对位置和第一相对速度，确定下一时刻的相对运动目标点。判断预估预报终点是否处在下一时刻的相对运动目标点的前方位置。若预估预报终点处在下一时刻的相对运动目标点的前方位置，则根据相对运动动力学方程，计算得到从第一相对位置和第一相对速度达到第二相对位置和第二相对速度所需的初始脉冲和终端制动脉冲。若预估预报终点未处在下一时刻的相对运动目标点的前方位置，则在根据飞行策略确定允许调整预估预报终点时，对预估预报终点进行调整，直至预估预报终点处在下一时刻的相对运动目标点的前方位置。

步骤S63，根据第一相对速度、第二相对速度、初始脉冲和终端制动脉冲，确定第一矢量速度和第二矢量速度。

在本实施例中，上述步骤S63具体可以通过如下方式实现：将第一相对速度与初始脉冲进行矢量相加，得到第一矢量速度，并将轨迹预报计算时间清零。根据当前解算步长和预报总时间，判断数据输出长度是否小于设定阈值。当确定数据输出长度小于设定阈值时，解算得到下一步长时间点下的相对导航坐标系下的航天器相对位置和相对速度，并累加轨迹预报计算时间。判断轨迹预报计算时间是否大于总预报时间。当确定轨迹预报计算时间大于总预报时间时，将下一步长时间点下的相对导航坐标系下的航天器相对速度与终端制动脉冲进行矢量相加，得到第二矢量速度。当确定数据输出长度大于或等于设定阈值时，调整相对运动方程解算步长，直至数据输出长度小于设定阈值。当确定轨迹预报计算时间小于或等于总预报时间时，则解算得到下下一步长时间点下的相对导航坐标系下的航天器相对位置和相对速度，并累加轨迹预报计算时间，直至轨迹预报计算时间大于总预报时间。

步骤S64，根据各解算步长时间点下的第一相对位置、第一相对速度、第一矢量速度和第二矢量速度确定的运动状态序列，得到轨迹预报结果，并生成轨迹预报曲线。

在本发明的一优选实施例中，该飞行控制智能分析模块105，还用于提供标准化接口，以使外部插件通过标准化接口与飞行控制智能分析模块进行数据交互

飞行控制决策支持模块106，用于根据由飞行控制实时数据采集处理模块、飞行控制仿真与验证模块和飞行控制智能分析模块交互给多源数据融合与处理模块的数据，通过条件和状态的判读处理，进行飞控决策支持行为。

在本实施例中，飞行控制决策支持模块106具体可以包括：正常飞控程序自动决策处理子模块，根据飞行任务，从多源数据融合与处理模块提取飞行任务所需的数据，根据提取的飞行任务所需的数据，生成上行注入数据；将提取的飞行任务所需的数据和上行注入数据作为输入数据，并触发飞行控制仿真与验证模块运行，对上行注入数据进行仿真与验证，得到仿真与验证结果；以及，经由多源数据融合与处理模块获取飞行控制仿真与验证模块输出的仿真与验证结果，将验证正确的上行注入数据上行注入至航天器；以及，获取航天器基于验证正确的上行注入数据的运行结果，根据运行结果对所述验证正确的上行注入数据进行二次验证；其中，经由多源数据融合与处理模块获取飞行控制仿真与验证模块输出的仿真与验证结果，包括：经过仿真与验证确定的验证正确的上行注入数据；飞行任务所需的数据，包括：航天器姿态信息、轨道信息和运行状态健康信息。安全预警处理子模块，用于从多源数据融合与处理模块获取航天器安全状态信息、轨道安全走廊信息和敏感器执行机构健康状态信息；将航天器安全状态信息、轨道安全走廊信息和敏感器执行机构健康状态信息分别与对应的阈值进行比对，根据比对结果进行安全预警。故障应急处理子模块，用于从多源数据融合与处理模块获取飞行任务过程中的突发性紧急故障信息，选择与突发性紧急故障信息相匹配的突发性紧急故障应急预案；以及，在突发性紧急故障应急预案执行完成后，判断突发性紧急故障是否消除；若突发性紧急故障消除，则执行安全预警处理子模块。

正常飞控程序自动决策处理子模块

优选的，如图7，示出了本发明实施例中一种正常飞控程序自动决策的处理示意图。正常飞控程序自动决策处理子模块主要用于对正常的飞行任务进行决策。其中，正常飞控程序是指按飞行任务对部分星上无法自动处理的程序，通过地面辅助实现。正常飞行控制需要地面辅助决策的任务列表，包括：敏感器引入和切换、注入轨道的校核和注入、变轨参数的注入、飞行模式的选择、相对敏感器的引入、交会对接安全备保策略、交会对接关键参数设置等。

以注入轨道的校核和注入为例，如图8，示出了本发明实施例中一种正常飞控程序自动决策范例示意图，该正常飞控程序自动决策处理子模块的具体工作流程可以如下：(1)根据需要干预的任务特点和任务需求任务关键参数，注入轨道校核和注入的关键参数是要注入的轨道根数。(2)从多源异构数据功能获取遥测信息，注入轨道根数校核和注入需要的信息，需要的遥测信息为轨道数据；轨道信息一般需要2～3个轨道周期的数据，如果只要粗的轨道信息可放宽为10分钟。(3)数据处理和判断。注入轨道校核和注入通过调用地面飞控支持软件计算和校核注入的轨道根数，包含如下步骤：根据遥测的轨道信息是轨道实时定轨；再根据定轨结果计算要注入的轨道根数。(4)生成飞控注入数据和验证。注入轨道校核和注入需要生成注入的轨道根数，根据(3)的结果编写注入数据，采用校核软件对计算的注入数据进行校核；若正确采用控制软件进行仿真验证；若正确在目标机上进行物理验证。

在本发明的一优选实施例中，该航天器交会对接飞行控制智能数据分析与决策支持系统，还可以包括

曲线显示与界面操作处理模块107，用于对飞控决策支持行为所对应的多源异构数据进行曲线显示，将多源异构数据周期性地刷新在界面上，或者将多源异构数据一次性刷新在界面上，使多源异构数据在横轴和纵轴位置可调节，便于数据比对与分析。

在本实施例中，曲线显示与界面操作处理模块107具体可以包括：曲线显示子模块，用于将飞控决策支持行为所对应的多源异构数据周期性地刷新在界面上，或者将多源异构数据一次性刷新在界面上，使多源异构数据在横轴和纵轴位置可调节，便于数据比对与分析，为数据处理提供直观显示的场景。界面操作子模块，用于提供配置文件管理功能选项，数据保存处理功能选项，数据提取处理功能选项，曲线显示处理功能选项，数据运算功能选项，动态处理库关联功能选项。

基于上述实施例可以看出，本发明实施例所述的航天器交会对接飞行控制智能数据分析与决策支持系统将所要处理的数据的特征信息抽象为多组配置文件，通过读取多组配置文件的特征信息，对相关数据进行处理操作实现对数据的统一操作和处理。具有通用性好，便于维护的优点。其次，当飞控处理中变量内容发生变化、变量数量发生变化，数据通道发生变化的情况下，能够修改配置文件、不修改系统的处理逻辑的情况下快速完成更改。适应飞控任务对于快速实现变更、易维护的要求。此外，该航天器交会对接飞行控制智能数据分析与决策支持系统可以读取参数配置文件，将接收到的多源数据包数据与配置文件所预定义的每一个变量进行关联，通过自动解析获得全部预定变量，预定义变量，实时比对算法处理和预估预报算法处理获得的变量数据，将这些变量全部保存到内存数据库中。

优选的，该航天器交会对接飞行控制智能数据分析与决策支持系统的数据处理方式和以及与配置文件的关系如图9所示，参数配置文件包含两类多个配置文件：多个源包的通道配置信息以及每个源包变量的数据解析信息。

第一类配置文件(1个)：多个源包的通道配置。包含多个源数据包(实时遥测数据，仿真运算数据，目标机测试数据等数据通道)的参数通道配置信息，包含每个源数据来自网络的节点信息、通道信息，数据包包长信息，数据包的发送周期信息等内容。以飞控实时遥测数据为例进行说明。假设实时遥测数据来自网络节点192.168.1.1，飞控实时遥测数据有三个对应数据包，分别为数据包1，数据包2和数据包3，这三个数据包的字节长度分别为N1，N2，N3，三个数据包采用UDP网络协议，通道号分别为8000，8001，8002，每个数据包的存储周期信息；配置文件中包含上述信息，航天器交会对接飞行控制智能数据分析与决策支持系统通过对配置文件的处理皆可获取，通过该文件使获得的数据流与待解析的数据变量进行关联，提供待解析的数据包与接收到的数据的对应关系。

第二类配置文件(多个)：数据解析配置文件。包含了每个配置文件内包含单个数据包的对应的所有变量的特征信息，用于对该数据包中每个变量进行自动解析处理。全部变量包含每一个数据源包中的变量，也包含根据计算生成的新变量，上述解析处理完毕后会采取变量连续方式的存入实时数据库中。

以飞控实时遥测数据的数据包进行举例说明，该数据包的格式如表8所示。其中，数据配置文件包含4个部分，第一部分：对应相应字节信息流的解码变量个数(N个)。第二部分：待解析数据名称。第三部分：基本特征信息。第四部分：可扩展特征信息；其中，可扩展特征参量可以包括超差上限、超差下限等内容，为该种数据解析提供了一种扩展的思路，对于数据比对等用途，可以通过对特征信息的定义和与该定义相匹配操作的设计实现更为广泛用途的数据扩展功能，从而提供了一种良好可扩展性数据处理的操作方式提高本方法的数据分析能力。

表8，数据配置文件示意表

通过上述两种配置文件，使接收到的数据与动态数据处理进行关联。

在本发明的一优选实施例中，简单算法配置文件及处理的流程可以如下：

航天器交会对接飞行控制智能数据分析与决策支持系统读取简单算法配置文件，根据文件中选用的变量和定义的规则进行相应的运算处理，处理后将需要输出的变量添加到数据解析队列中，解析后存入内存数据库。需要新添加和变更处理时，通过操作界面可以进行变更和新添加处理操作，选取数据变量进行期望的操作后，生成计算后生成的新变量和所选定的计算规则，将上述变量和计算规则保存入简单算法配置文件中，新生成的需要进行输出处理的变量经过数据解析后存入内存数据库中，中间变量不进行保存操作。上述处理提高了飞行控制中数据处理的灵活性，便于飞控数据的实时比对和处理。其优点由于界面操作不影响底层的数据保存处理，生成的变量基于内存数据库中已保存的变量数据内容。加载入运算处理配置文件后，即能获得飞控过程中的所有计算出的该新增变量的值。简单算法配置文件中定义了所关注的变量由哪几个实时数据库中的变量运算处理而得来，采用定义符号的方式描述了相关变量间的处理方法。其中，处理方法的符号定义如图10中所示的符号定义。图10，示出了本发明实施例中一种简单算法的处理示意图。

以三机数据比对为例介绍简单算法处理的流程：

某航天器为三机热备份结构，即为在轨三个相互独立的计算机CPU(CentralProcessing Unit，中央处理器)板同时运行程序，输出的内容如果大于容差限规定的值，说明在轨运行的三机比对处理存在异常，如果三机比对的值小于容差限规定的值，说明三机运行都正常)，通过界面操作选取在轨飞行中三机输出的相同的变量，变量1A，变量1A，变量1C(这三个变量分别为三机输出的相同的变量)，计算三个变量之间相互比较的差值，设置三个新变量a、b、c。通过界面操作设置a＝变量1A-变量1B，b＝变量1B-变量1C，c＝变量1A-变量1C，即三机该变量两两的差值；新增加变量d，e。d、e分别为比对误差的正负容差限，若该变量的容差限为f，则d＝f，e＝-f；将上述5个变量存入内存数据库中，其中a、b、c是与实时遥测值相关联的变量，每周期随着采集到的实时遥测数据变化而变化，d、e为常量，是数据比对限，通过将这五个变量都画在同一个界面上通过判断a、b、c曲线的值是否超出d，e上下限，可以快速、直观地确认当前三机数据处理的状态。

简单算法处理通过界面设置相应变量生成配置文件，航天器交会对接飞行控制智能数据分析与决策支持系统运行时，首先获取简单算法配置文件中的信息，配置文件的定义从内存数据库中获取定制的变量，解析运算符号(定义了常用的运算处理的符号，对于复杂的递推预算矩阵运算则在复杂运算配置文件和动态库中予以解决。简单算法处理规定了运算符及含义为：ABS：取绝对值，SQH：取平方根，SIN：取正弦值，COS：取余弦值，SINH：取反正弦值，COSH：取反余弦值，TAN：取正切值，ARCTAN：取余切值，LN：取e的对数，LOG：取对数，INT：取整数，EXP：取乘方，+：加法，-：减法，*：乘法，/：除法)，解析运算符后，通过公式参数解析，公式运算所需参数获取，对常量赋值，对参数变量赋值，运算处理等步骤获得计算结果将计算结果保存入内存数据库中的相应位置中，将计算出的结果输出显示在相应的界面上，通过上述操作完成处理。

在本发明的一优选实施例中，复杂算法配置文件、复杂算法动态处理库及数据处理流程可以如下：

航天器交会对接飞行控制智能数据分析与决策支持系统复杂算法配置文件和动态库包含了复杂算法配置文件和复杂运算处理动态库，通过这种方式将复杂运算处理统一封装，提高了系统的可维护性，便于功能应用扩展。配置文件中定义选用的变量、输出的变量、复杂运算仿真步长等相关信息。动态库为相应的复杂运算数据处理内容。该封装方式与航天器交会对接飞行控制智能数据分析与决策支持系统的关联关系为：从航天器交会对接飞行控制智能数据分析与决策支持系统中获取的变量序列，动态库的周期运算处理，动态库运算完成后从航天器交会对接飞行控制智能数据分析与决策支持系统中获取的变量序列。配置文件中包含了需要从内存数据库中获取的变量，包含了动态库调用的迭代周期，对应动态库的名称，输出需要存入内存数据库中的变量名称和相应的格式等信息。复杂运算处理有三种方式：单次运行方式，与实时数据同步刷新循环处理方式，按照给定的周期刷新处理方式。

以轨迹预报为例介绍复杂算法处理的流程：

如图11，示出了本发明实施例中一种基于在轨数据融合的轨迹预报处理方法的工作过程示意图，如图12，示出了本发明实施例中一种轨迹预报曲线输出结果的示意图，该基于在轨数据融合的轨迹预报处理方法的工作过程可以如下：

步骤S1101，获取当前飞行遥测数据，并从中提取两航天器经过滤波后的相对位置和速度。

在本实施例中，在地面启动飞控支持系统后，“实时监控与预估预报模块”通过“多源数据融合与处理模块”获取当前飞行遥测数据，并从中提取两航天器经过滤波后的相对位置和速度，以此作为第一相对位置和第一相对速度，同时提取下一飞行阶段的终点信息，作为本次轨迹预报的终点，其中，终点的相对位置和相对速度作为第二相对位置和第二相对速度进行记录，如图12中的P2点。

步骤S1102，将第一相对位置和第一相对速度作为预报的起始点进行记录。

在本实施例中，当前帧中的数据有效，则将第一相对位置和第一相对速度作为预报的起始点进行记录，如附图12中的P1点。

步骤S1103，确定预报终点在起点的前方，符合预报规则。

在本实施例中，将第一相对位置中的X轴位置(两航天器的相对位置X是指追踪航天器与目标航天器在X轴方向上的距离，其中在以目标航天器为坐标系原点，目标前向为X轴(对应图12中的X轴)，目标底部垂直方向为Z轴(对应图12中的Z轴)，按照右手螺旋定则确定Y轴)和第二相对位置中的X轴位置进行比较。假设第二相对位置中的X轴距离小于第一相对位置中的X轴距离，认为预报终点在起点的前方，符合预报规则，进行下一步骤。

步骤S1104，根据两航天器相对运动动力学原理，计算从第一相对位置到达第二相对位置需要的起始点脉冲和终点制动脉冲。

在本实施例中，可以根据两航天器相对运动动力学原理，计算从第一相对位置到达第二相对位置需要的起始点脉冲和终点制动脉冲，并分别记为DV1和DV2。

步骤S1105，将计算得到的起始点脉冲叠加到第一相对速度上，并将相加后的相对速度记为第一矢量速度，并将计算时间清零。

步骤S1106，计算下一解算步长时间点的相对位置和相对速度，并记录该相对位置和相对速度，将计算时间累加一个解算周期。

在本实施例中，以第一相对位置和第一矢量速度作为初始状态，计算下一解算步长时间点的相对位置和相对速度，并记录该相对位置和相对速度，将计算时间累加一个解算周期。

步骤S1107，将计算得到的相对位置和相对速度作为当前相对位置和速度，计算下一个解算周期时间点的相对位置和相对速度。

在本实施例中，可以将计算得到的相对位置和相对速度作为当前相对位置和速度，计算下一个解算周期时间点的相对位置和相对速度并记录，同样将计算时间累加一个解算周期，反复进行这一步骤直到总的计算时间达到预报总时间。

步骤S1108，将计算过程中记录的所有位置速度信息输出绘制到曲线显示上。

在本实施例中，将计算过程中记录的所有位置速度信息输出绘制到曲线显示上，如图12中P1点和P2点之间的虚线部分，P0点和P1点之间的实线部分为实际在轨飞行轨迹，并输出DV1和DV2的数值，如图10中DV1和DV2显示的数值(三个数值分别对应步骤703中描述的三个坐标轴方向)，供地面飞行控制人员监视与决策使用。

综上所述，本发明所述的航天器交会对接飞行控制智能数据分析与决策支持系统在对飞行控制任务完整、高效、易扩展地保存飞行任务实时数据、仿真运算、目标机测试数据的基础上，快速、准确地获取所关注变量数据(包括：实时数据和任意时刻历史数据)。解决以往飞控环境中由于获取数据查询繁琐、速度慢所带来无法以某一时刻在轨数据为基础快速开展数学仿真运算和目标机验证。任意时间点的指定变量数据获取速度由原来的3分钟以上缩减到了平均时间2秒钟，性能提升力近了100倍。

其次，在面向空间飞行器飞行控制任务中，实现了实时在轨数据、仿真比对数据、目标机验证数据等多源异构数据的高效融合。首次拥有了灵活、快速准确的飞行状态预估预报处理能力，大幅度提升了实时状态监控的数据比对分析能力，在轨故障的快速定位分析能力。

本说明中的各个实施例均采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似的部分互相参见即可。

以上所述，仅为本发明最佳的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。

本发明说明书中未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员的公知技术。