一种软着陆避障模拟试验系统,包括六自由度运动模拟装置、高仿真月面模拟沙盘屏、GNC模拟计算机、敏感器与执行机构模拟接口箱、动力学仿真计算机、地面试验总控计算机。六自由度运动模拟装置模拟探测器的三轴转动和相对月面的三维平动运动。高仿真月面模拟沙盘屏模拟待着陆月面的地形地貌以及对敏感器的月面反射特性。GNC模拟计算机根据敏感器与执行机构模拟接口箱的输出以及着陆导航敏感器的测量信息进行制导、导航与控制计算,获得执行机构控制指令并送至动力学仿真计算机,进行轨道与姿态动力学计算和参数更新,生成六自由度运动参数用于驱动六自由度运动模拟装置。地面试验总控计算机负责整个试验系统的控制和数据管理。
1.一种软着陆避障模拟试验系统,其特征在于:包括六自由度运动模拟装置、高仿真月面模拟沙盘屏、GNC模拟计算机、敏感器与执行机构模拟接口箱、动力学仿真计算机、地面试验总控计算机,其中:六自由度运动模拟装置:包括三维平动运动装置和飞行转动平台,其中,三维平动运动装置包括床身、横梁和竖梁,床身由安装在地基上的、互相平行且呈水平状态的纵向导轨组成;横梁横跨在床身上并通过齿轮齿条在纵向导轨上作水平滑动,横梁上安装有横向水平导轨;竖梁垂直安装在横向水平导轨上并相对于横梁作水平运动,竖梁上安装有竖向导轨;飞行转动平台为三轴机械转台,所述的三轴机械转台活动安装在竖向导轨上,并且所述三轴机械转台负载盘上安装有着陆导航敏感器;高仿真月面模拟沙盘屏:对月球表面着陆区域的地貌特征和光学反射特性进行1:1的实物模拟,包括根据地形等高线图加工制作的模型,所述模型上涂覆有不同反射率的喷漆;动力学仿真计算机:试验初始发送星箭分离信号给敏感器与执行机构模拟接口箱,同时从地面试验总控计算机获取初始动力学参数,通过动力学解算,获取探测器的位置、速度、角度和角速度信息并驱动六自由度运动模拟装置运动,获取探测器本体的姿态角速度和比力信息、探测器相对月面的高度信息并送至敏感器与执行机构模拟接口箱;从敏感器与执行机构模拟接口箱获取推力指令,通过动力学解算,获取下一时刻探测器的位置、速度、角度和角速度信息并驱动六自由度运动模拟装置运动;敏感器与执行机构模拟接口箱:包括IMU模拟器、伽玛关机敏感器模拟器、执行机构模拟器和星箭分离模拟器,其中IMU模拟器根据所述的探测器本体的姿态角速度和比力信息,得到每个控制周期内探测器的角度增量和速度增量脉冲数并送至GNC模拟计算机;伽玛关机敏感器模拟器将所述探测器相对月面的高度信息与预设的高度阈值进行比较,当所述探测器相对月面的高度信息小于等于预设的高度阈值后,产生主发动机和姿控推力器关机信号并送至GNC模拟计算机;执行机构模拟器从GNC模拟计算机接收一个控制周期内的主发动机推力增量指令和姿控脉宽指令并作为推力指令发送给动力学仿真计算机;星箭分离模拟器接收所述星箭分离信号并产生触发信号送至GNC模拟计算机启动GNC计算;GNC模拟计算机:根据所述触发信号开始GNC计算;实时采集着陆导航敏感器输出的相对距离、速度、三维高程图像信息以及IMU模拟器输出的角度增量和速度增量脉冲数信息进行自主导航解算,获取一个控制周期内探测器的主发动机推力增量指令和姿控脉宽指令送至执行机构模拟器;根据所述主发动机和姿控推力器关机信号停止GNC计算;地面试验总控计算机:向动力学仿真计算机发送初始动力学参数,启动避障模拟试验;实时获取动力学仿真计算机的动力学计算结果、着陆导航敏感器的测量信息、GNC模拟计算机的GNC解算结果并进行存储和显示;当确认GNC模拟计算机停止GNC计算后,完成避障模拟试验。技术领域
本发明涉及一种半物理仿真试验系统,特别是一种用于月面障碍识别与避障控制方案地面验证的、建设于试验室内的模拟试验系统,可应用于月球及深空天体软着陆制导、导航与控制(GNC)方案的地面试验验证。
背景技术
二十世纪六七十年代,美国的Apollo和Surveyor以及苏联的Luna先后多次实现了月球软着陆探测任务。设计一套可靠有效的月球软着陆制导、导航与控制方案,并使其在地面上得以充分有效验证是月球软着陆成功与否的关键。随着计算机和数学仿真技术的进一步发展,目前基于常规敏感器的地球卫星GNC算法大都可以通过数学仿真得以有效验证。而对于以月球或其他天体为中心引力体的软着陆探测任务来说,其重力场与周围环境以及导航手段等都与地球卫星有显著差异,而且月球和其他天体表面地形复杂未知,对飞行器的着陆安全性将带来未知风险。因此,需要考虑通过半实物或者全实物仿真系统来对GNC方案加以验证。最早的Apollo载人登月是通过宇航员目测来规避障碍,实现安全软着陆的。对于当前的无人月球软着陆和其他天体软着陆来说,则可以利用高精度的成像敏感器获得天体表面地形信息,从而实现自主安全软着陆。Bellman和Matranga为Apollo计划设计了一种称为LLRV(Lunarxa0Landingxa0Researchxa0Vehicle)的全实物仿真验证系统。该系统通过一个喷气发动机提供5/6的自身重力以模拟月球重力环境,由其他推力发动机充当软着陆制动发动机,用来验证几百米以下最终着陆过程的GNC方案。但由于该系统主要任务是为宇航员提供一个地面手动操作训练的平台,因而其包括重量和推力系统在内的很多部件都与Apollo登月舱不同;并且,该试验系统也无法用于自主实现月球软着陆GNC方案的验证。日本的月球软着陆计划——“月神”(SELenologicalxa0andxa0Engineeringxa0Explorer,SELENE)同样采用了一个全实物的飞行验证平台(Flyxa0Testxa0Bed,FTB)来对GNC算法和敏感器设备的功能性能进行验证。该试验系统借鉴了Apollo的LLRV方案,通过一个喷气发动机模拟月球重力环境,其验证范围也是距离月面几百米以下的最终着陆过程。该试验系统验证了包括测距、测速以及IMU等导航敏感器,但却无法验证悬停过程的三维成像敏感器及平移避障控制策略。国内在月球软着陆制导、导航与控制方案地面验证方面,公开号为CN101122780A,名称为《月球软着陆制导、导航与控制半物理仿真试验系统》的专利公开了一种试验系统,通过一个安装在横向导轨上的沙盘屏的三维平动以及固定在地面上的三轴机械转台的三轴转动来模拟探测器相对月面的六自由度运动。由于场地限制,该系统纵向最大可移动距离为10m左右,通过1:10缩比的方式实现悬停、避障和缓速下降过程GNC方案和算法的地面半物理验证。该系统是国内第一套用于月球软着陆GNC方案验证的试验系统,但由于其受条件限制,尚存在如下不足之处:(1)模拟月面地形的沙盘采用缩比方式建造,而由于着陆导航敏感器的测量特性并非完全线性,因此不能全面测试着陆导航敏感器相对测量和成像的真实工作性能;(2)三维平动运动的位置和速度也需要缩比,因而无法为成像敏感器提供真实的动态工作环境;(3)没有真实模拟各敏感器(包括常规敏感器和着陆导航敏感器)与控制计算机之间的接口,因此各接口之间的传输时序和延迟对控制方案的影响无法验证;(4)模拟探测器六自由度运动的设备由固定在地面上的三轴转台和置于导轨上的沙盘屏分别完成,试验效果不够直观。因此,该试验系统难以实现软着陆悬停、避障和缓速下降过程1:1的真实月面成像、障碍识别和六自由度避障控制方案的全面有效的地面模拟验证。
发明内容
本发明的技术解决问题是:克服现有技术的不足,提供了一种可进行1:1动态模拟的、用于月球及深空天体软着陆GNC方案和敏感器性能验证的半物理仿真试验系统。本发明的技术解决方案是:一种软着陆避障模拟试验系统,包括六自由度运动模拟装置、高仿真月面模拟沙盘屏、GNC模拟计算机、敏感器与执行机构模拟接口箱、动力学仿真计算机、地面试验总控计算机,其中:六自由度运动模拟装置:包括三维平动运动装置和飞行转动平台,其中,三维平动运动装置包括床身、横梁和竖梁,床身由安装在地基上的、互相平行且呈水平状态的纵向导轨组成;横梁横跨在床身上并通过齿轮齿条在纵向导轨上作水平滑动,横梁上安装有横向水平导轨;竖梁垂直安装在横向水平导轨上并相对于横梁作水平运动,竖梁上安装有竖向导轨;飞行转动平台为三轴机械转台,所述的三轴机械转台活动安装在竖向导轨上,并且所述三轴机械转台负载盘上安装有着陆导航敏感器;高仿真月面模拟沙盘屏:对月球表面着陆区域的地貌特征和光学反射特性进行1:1的实物模拟,包括根据地形等高线图加工制作的模型,所述模型上涂覆有不同反射率的喷漆;动力学仿真计算机:试验初始发送星箭分离信号给敏感器与执行机构模拟接口箱,同时从地面试验总控计算机获取初始动力学参数,通过动力学解算,获取探测器的位置、速度、角度和角速度信息并驱动六自由度运动模拟装置运动,获取探测器本体的姿态角速度和比力信息、探测器相对月面的高度信息并送至敏感器与执行机构模拟接口箱;从敏感器与执行机构模拟接口箱获取推力指令,通过动力学解算,获取下一时刻探测器的位置、速度、角度和角速度信息并驱动六自由度运动模拟装置运动;敏感器与执行机构模拟接口箱:包括IMU模拟器、伽玛关机敏感器模拟器、执行机构模拟器和星箭分离模拟器,其中IMU模拟器根据所述的探测器本体的姿态角速度和比力信息,得到每个控制周期内探测器的角度增量和速度增量脉冲数并送至GNC模拟计算机;伽玛关机敏感器模拟器将所述探测器相对月面的高度信息与预设的高度阈值进行比较,当所述探测器相对月面的高度信息小于等于预设的高度阈值后,产生主发动机和姿控推力器关机信号并送至GNC模拟计算机;执行机构模拟器从GNC模拟计算机接收一个控制周期内的主发动机推力增量指令和姿控脉宽指令并作为推力指令发送给动力学仿真计算机;星箭分离模拟器接收所述星箭分离信号并产生触发信号送至GNC模拟计算机启动GNC计算;GNC模拟计算机:根据所述触发信号开始GNC计算;实时采集着陆导航敏感器输出的相对距离、速度、三维高程图像信息以及IMU模拟器输出的角度增量和速度增量脉冲数信息进行自主导航解算,获取一个控制周期内探测器的主发动机推力增量指令和姿控脉宽指令送至执行机构模拟器;根据所述主发动机和姿控推力器关机信号停止GNC计算;地面试验总控计算机:向动力学仿真计算机发送初始动力学参数,启动避障模拟试验;实时获取动力学仿真计算机的动力学计算结果、着陆导航敏感器的测量信息、GNC模拟计算机的GNC解算结果并进行存储和显示;当确认GNC模拟计算机停止GNC计算后,完成避障模拟试验。本发明与现有技术相比的优点在于:(1)本发明软着陆避障模拟试验系统通过在试验室内建造大型六自由度运动模拟装置和高仿真月面模拟沙盘屏,将激光测距敏感器、激光三维成像敏感器等着陆导航敏感器真实产品置于GNC闭环回路中进行动态环境下的真实测量和成像,而其他成熟的常规敏感器则用精确的数学模型来代替。同数学仿真相比,该试验系统可使软着陆近距离障碍识别和避障控制方案得到更真实有效的地面验证;而与全实物仿真相比,该试验系统又具有研制周期短、研制费用低、验证重点突出等优点;(2)本试验系统中的高仿真月面模拟沙盘屏为1:1建造,且可以严格模拟敏感器光谱的反射特性,能全面测试着陆导航敏感器相对测量和成像的真实工作性能;采用模块化设计,通过支撑机构固定,便于根据不同着陆天体进行场景更换,地形模拟的通用性和扩展性好;(3)本试验系统中的六自由度运动模拟装置可实现高精度和高动态着陆过程模拟,可适用于不同天体软着陆试验验证;探测器六自由度运动直接由六自由度运动模拟装置模拟实现,试验过程简单明了;探测器三维平动和三轴转动均为1:1模拟,为着陆导航敏感器提供了更加真实的动态工作环境;(4)本试验系统利用敏感器与执行机构模拟接口箱实现了敏感器设备与GNC模拟计算机的真实接口模拟,模拟效果可以与实际接口一致,使接口传输时序和延迟等特性对GNC方案的影响得以有效验证;(5)本试验系统可用于月球及深空天体软着陆制导、导航与控制方案和算法地面验证,尤其是可对近距离悬停、避障和缓速下降过程的障碍识别和避障控制方案进行真实有效的地面验证。2013年12月14日晚9时左右,嫦娥三号探测器在距离月面约100米高度悬停时准确识别、并在随后的避障段成功避开了星下点周围的一个较大的月坑,确保了嫦娥三号探测器的着陆安全。嫦娥三号探测器的软着陆障碍识别与避障控制方案的地面验证即采用本发明系统完成,这充分说明了本试验系统的有效性。
附图说明
图1为本发明试验系统的组成及工作原理图;图2为本发明探测器软着陆六自由度运动模拟示意图。
具体实施方式
月球或深空天体无人软着陆最为关键的问题是保证探测器的安全着陆。由于人类对月球等地外天体的地形地貌知之较少,同时考虑地形的复杂性,所以需要探测器具有高度自主的障碍识别和规避功能。这就要求探测器具有先进的测量和避障手段,如对于月球软着陆,需要配置测距测速雷达、三维成像敏感器等新型测量设备用于相对于月面的距离、速度和精确的三维地形信息的测量。而这些敏感器仅依靠数学仿真是难以全面反映其功能性能的,因而单纯的数学仿真无法对软着陆的障碍识别与避障控制进行全面验证。而全实物仿真系统则存在研制难度大、研制周期长、研制费用高等不足,况且对于月球软着陆过程的避障控制,关注的是成像敏感器真实成像过程的动态环境,完全模拟探测器的真实动力学意义不大。鉴于此,本发明设计了一套室内软着陆避障模拟半物理仿真试验系统。该系统将着陆导航敏感器等真实设备置于控制系统回路中,通过六自由度运动模拟装置为敏感器提供真实的动态工作环境,而其他的常规敏感器则用成熟的数学模型来代替,但确保各敏感器与GNC计算机的接口与真实接口一致。这样一来既缩短了研制周期、节省了研制费用,又可使月球软着陆近距离精确成像、障碍识别和避障控制方案的有效性得到全面有效的地面验证。本发明试验系统的工作原理是:建造六自由度运动模拟装置,用于模拟探测器的三轴转动和相对月面的三维平动运动;同时,建造大型高仿真月面模拟沙盘屏,用于模拟待着陆月面的地形地貌以及对敏感器的月面反射特性。然后,将关键的着陆导航敏感器设备安装在六自由度运动模拟装置上。通过着陆导航敏感器对沙盘屏的真实相对测量和成像、GNC模拟计算机对敏感器的数据采集处理以及制导、导航与控制计算,获得执行机构(如主发动机和姿控推力器等)的控制指令。之后,将控制指令发送至动力学仿真计算机,进行轨道与姿态动力学与运动学参数计算更新,生成新的六自由度运动参数用于驱动六自由度运动模拟装置,为下一周期敏感器的真实测量和成像提供动态环境。由此,构成了一个闭环的软着陆避障模拟试验系统。本发明试验系统的组成如图1所示,其主要组成部分介绍如下。1.六自由度运动模拟装置六自由度运动模拟装置用于模拟着陆过程中探测器的六自由度运动,包括绕质心的三轴转动和相对于高仿真月面模拟沙盘屏的三维平动运动,为着陆导航敏感器提供真实的动态工作环境。六自由度运动模拟装置包括三维平动运动装置和飞行转动平台两部分。其中,三维平动运动装置主要由床身、横梁和竖梁组成,它们分别安装有纵向导轨、横向导轨和竖向导轨,飞行转动平台通过在上述三种导轨上的移动,可分别模拟探测器相对于月面的垂直方向以及横向二维的平移运动。飞行转动平台为一套安装在竖向导轨上的三轴机械转台,可模拟探测器的三轴姿态转动,并可在竖向导轨上作平移运动。飞行转动平台负载盘上安装有软着陆的关键单机设备——着陆导航敏感器,通过飞行转动平台自身的三轴转动以及飞行转动平台在三维导轨上的平动来模拟探测器的六自由度运动,从而使着陆导航敏感器获得真实的实时动态测量环境。为满足软着陆GNC方案的验证需求,需要建设大尺寸、高动态的六自由度运动模拟装置。以月球软着陆为例,建设的六自由度运动模拟装置可实现纵向45m,横向±6m的平动模拟,其纵向的模拟速度可达4.5m/s,加速度达1m/s2。六自由度运动模拟装置通过动力学仿真计算机发送的参数指令(平动主要是位置和线速度,转动主要是角度和角速度)进行实时驱动。2.高仿真月面模拟沙盘屏高仿真月面模拟沙盘屏的主要用途是模拟月球表面的地貌特征和敏感器特定谱段的反射特性,为着陆导航敏感器提供测量和成像目标。沙盘屏包括若干沙盘模块。高仿真月面模拟沙盘屏的实施方式如下:a)制作方式:整体沙盘屏根据设计好的地形等高线图由苯板加工制作而成,之后将其切割成若干模块,便于安装和调试;b)安装方式:采用模块化安装固定方式,固定后进行整体石英砂喷涂,保证各模块接缝处过渡自然;c)反射特性模拟:通过调节喷涂漆的颜色来实现,反射率数值的符合性通过与标准反射板进行对比来保证。3.GNC模拟计算机GNC模拟计算机用于模拟探测器上GNC计算机的主要功能,包括敏感器数据采集处理以及软着陆过程的自主制导、导航与控制算法解算等,生成执行机构控制指令,用于动力学计算与更新。敏感器数据采集部分包括对真实的着陆导航敏感器设备的数据采集以及对敏感器与执行机构模拟接口箱中的部分敏感器模拟器的数据采集两部分,主要采集着陆导航敏感器输出的相对距离、速度、三维高程图像信息以及IMU模拟器输出的角度增量和速度增量信息,用于自主导航算法解算。自主制导、导航与控制算法解算是GNC模拟计算机的另一大功能,其目的是利用数据采集环节获得的各敏感器的测量信息,通过自主导航算法计算得到制导控制所需参数,并经制导与控制算法解算最终获得执行机构的控制指令,用于控制探测器按设计的轨迹和姿态运动。GNC算法是控制系统方案设计的核心,GNC模拟计算机中的GNC算法与在轨飞行的控制算法一致。对于软着陆避障模拟试验系统来说,GNC模拟计算机中运行的GNC算法主要包括基于着陆导航敏感器修正的自主导航算法、月面成像障碍识别与安全着陆区选取算法以及避障控制算法,具体算法可参考2007年11月发表在《宇航学报》第28卷第6期第1544~1549页上的,名称为《基于IMU配以测量修正的月球软着陆自主导航研究》的文献和公开号为CN102173313A的,名称为《一种软着陆接力避障方法》的专利。4.敏感器与执行机构模拟接口箱敏感器与执行机构模拟接口箱主要用于模拟一些常规敏感器(如惯性测量单元IMU、伽玛关机敏感器等)和执行机构(如推进系统主发动机和姿控推力器等)的接口,保证其数据传输时序和特性的真实性,使之实现与GNC模拟计算机的接口匹配。以月球软着陆为例,其接口箱模拟的常规敏感器包括:惯性测量单元(IMU)、伽玛关机敏感器、星箭分离信号等,执行机构包括主发动机和姿控推力器等。IMU模拟器接收动力学仿真计算机每个计算周期(如8ms)发出的探测器本体角速度和比力参数,利用自身的控制器将其累加为每个控制周期(控制周期为计算周期的整数倍,如128ms控制周期)的角度增量和速度增量脉冲数,并通过RS422接口与GNC模拟计算机进行通讯,将累加得到的脉冲数作为每个控制周期的IMU输出发送给GNC模拟计算机,用于自主导航算法的计算。伽玛关机敏感器模拟器实时接收动力学仿真计算机发出的探测器相对月面的高度信息,并通过控制器与自身的触发阈值进行比较;当探测器的相对高度小于等于触发阈值后,该模拟器立刻通过数字IO板卡生成三路低电平脉冲信号并发送给GNC模拟计算机,表示主发动机和姿控推力器应进入关机状态,随后探测器将进入自由落体模式。关机信号采用三取二方式,以保证关机的可靠性。推进系统模拟器作为模拟执行机构,需要将GNC模拟计算机实时计算得到的、一个控制周期内的主发动机推力增量指令和姿控脉宽指令发送给动力学计仿真计算机,用于每个计算周期内探测器动力学和运动学计算,实时更新探测器运动状态。星箭分离模拟器主要用于启动GNC模拟计算机进入工作模式。试验初始,由动力学仿真计算机发送一个试验启动指令给星箭分离模拟器;当模拟器控制器接收到星箭分离指令后,立刻由数字IO板卡生成一路低电平脉冲信号并发送给GNC模拟计算机,从而触发其进入试验工作模式。5.动力学仿真计算机动力学仿真计算机的功能包括三方面:一是负责软着陆过程探测器的动力学和运动学计算,二是完成常规敏感器测量模型以及执行机构数学模型的计算,三是实时驱动三维平动运动装置和飞行转动平台按给定的指令运动,完成探测器六自由度运动模拟。动力学仿真计算机内部运行多个仿真模型,包括探测器轨道与姿态动力学和运动学模型、陀螺与加速度计测量模型、推进系统数学模型等。其中,轨道与姿态动力学模型利用执行机构模拟器给出的控制指令进行动力学计算,实时更新探测器的六自由度运动状态;陀螺和加速度计测量模型根据动力学模型计算获得的探测器本体的姿态角速度和比力进行模型计算并送至IMU模拟器,获得本周期内的角速度增量和速度增量脉冲数,作为自主导航计算的输入参数。伽玛关机敏感器模拟器所需的探测器相对高度信息由轨道动力学模型实时计算给出,用于触发关机指令。而星箭分离模拟器的输入则由动力学仿真计算机根据试验条件进行判断,试验各方面准备就绪后即可发送一个双方约定好的指令数据,表示需要触发GNC模拟计算机开始进入试验工作模式。具体的模型可参见公开号为CN101122780A,名称为《月球软着陆制导、导航与控制半物理仿真试验系统》的专利。6.地面试验总控计算机地面试验总控计算机负责整个试验系统的控制和数据管理,包括试验的启动和终止,试验过程的状态和数据监控,试验数据的遥测下传以及试验数据的入库存储等。首先,由地面试验总控计算机向动力学仿真计算机发送初始化指令,进行动力学参数初始化,启动试验;同时由动力学仿真计算机向GNC模拟计算机发送模拟的星箭分离信号(触发信号),启动GNC模拟计算机进入正常工作模式,试验开始于相对星时的零时刻。接着,动力学仿真计算机在初始参数作用下,以一定的计算周期(如8ms)进行轨道与姿态动力学计算,获得位置、姿态等六自由度动力学参数,并据此来实时驱动六自由度运动模拟装置进行运动;在之后的每个计算周期,动力学仿真计算机都进行相同的动力学计算和参数更新,并实时驱动六自由度运动模拟装置,使其处于最新运动状态。更新后的动力学参数以及六自由度运动模拟装置自身的运动参数都要通过专用网络下传到地面试验总控计算机,并进行数据的入库和存储。当相对星时满足控制周期的整数倍时(即若控制周期为128ms,则相对星时为0.128s、0.256s、0.384s......时),GNC模拟计算机开始进行敏感器数据采集和GNC算法解算。GNC模拟计算机采集的敏感器信息来自于两部分:一部分是由真实的着陆导航敏感器实时测量并获取的相对于高仿真月面模拟沙盘屏的相对距离、速度以及图像信息,另一部分是来自于敏感器与执行机构模拟接口箱的模拟测量信息,该部分模拟信息是在动力学仿真计算机计算更新的动力学数据基础上增加了测量误差后生成的,包括模拟IMU的角度增量和速度增量脉冲数信息,模拟伽玛关机敏感器的关机信号等。在同一个控制周期里,GNC模拟计算机根据采集到的敏感器测量信息进行自主相对导航以及制导和控制算法的解算,最终获取执行机构的控制指令(如推进系统的推力增量和推力脉宽等),该控制指令是动力学仿真计算机进行动力学计算更新的输入条件。每个控制周期计算得到的GNC数据同样要通过专用网络下传到地面试验总控计算机,并进行数据的入库和存储。随着着陆导航敏感器的测量、GNC算法的解算、轨道和姿态动力学计算以及六自由度运动模拟装置的驱动,模拟着陆器的六自由度运动模拟装置将逐渐接近高仿真月面模拟沙盘屏。整个试验过程,地面试验总控计算机对各设备进行全程状态监控,并对试验过程的重要数据进行实时曲线显示,发现异常现象随时终止试验,保证人员及设备安全;同时对日志信息进行存储,用于后续问题分析和定位。试验过程中,由动力学仿真计算机实时判断着陆高度数据。当着陆高度达到着陆关机条件后,由敏感器与执行机构模拟接口箱模拟伽玛关机信号,GNC模拟计算机收到关机信号后停止GNC计算,地面试验总控计算机确认试验完成,宣告试验结束。本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。