X射線脈衝星導航地面試驗系統

《X射線脈衝星導航地面試驗系統》是中國空間技術研究院於2012年12月29日申請的專利，該專利的申請號為2012105926939，公布號為CN103048000A，授權公布日為2013年4月17日，發明人是貝曉敏、徐立宏、帥平、吳耀軍。

《X射線脈衝星導航地面試驗系統》包括：信號控制子系統、軌道數據生成子系統、導航資料庫子系統、脈衝輪廓提取子系統、導航參數估計子系統、大尺度動態效應子系統、X射線脈衝星信號模擬子系統、探測器子系統、導航演示分系統，其中，軌道數據生成子系統包括Walker星座衛星軌道模組、月球探測模組和火星探測軌道模組；大尺度動態效應子系統包括有：大尺度空間效應模擬模組、在軌動態效應模擬模組；X射線脈衝星信號模擬子系統包括X射線發生器和真空通道。該系統通過逼真模擬大尺度動態環境下脈衝星X射線光子信號輻射特徵，閉環測試脈衝星導航探測器性能，考查脈衝星導航算法以及驗證脈衝星導航系統方案設計可行性。

2016年12月7日，《X射線脈衝星導航地面試驗系統》獲得第十八屆中國專利優秀獎。

（概述圖為《X射線脈衝星導航地面試驗系統》摘要附圖）

基本介紹

• 中文名：X射線脈衝星導航地面試驗系統
• 公布號：CN103048000A
• 授權日：2013年4月17日
• 申請號：2012105926939
• 申請日：2012年12月29日
• 申請人：中國空間技術研究院
• 地址：北京市海淀區中關村南大街31號
• 發明人：貝曉敏、徐立宏、帥平、吳耀軍
• Int.Cl.：G01C25/00(2006.01)I
• 代理機構：北京理工大學專利中心
• 代理人：楊志兵
• 類別：發明專利

專利背景

脈衝星在X射線頻段的輻射主要集中於0.1~15千電子伏特，但由於地球大氣中對該頻段的X射線有強吸收作用，在地面上無法接收到脈衝星輻射的X射線信號；因此必需突破脈衝星模擬源，大尺度時空基準、高穩定度脈衝波形調製和時間保持等關鍵技術，構建地面分散式、全通路、半物理、閉環測試驗證系統，滿足脈衝星導航系統關鍵技術地面試驗驗證和方案設計可行性定量論證的需求，為脈衝星導航技術空間飛行試驗奠定基礎。因此研製地面試驗驗證系統是開展X射線脈衝星導航技術研究的核心內容。但是2012年12月前尚未檢索到有關X射線脈衝星導航地面分散式、全通路、半物理、閉環測試驗證系統完整設計方案。因此，《X射線脈衝星導航地面試驗系統》從實際工程套用角度，提出一套完整的用於X射線脈衝星導航地面分散式、全通路、半物理、閉環測試驗證系統設計方案，以滿足利用X射線脈衝星自主導航的地面試驗驗證的套用需求。

國防科技大學鄭偉等人發明了“X射線脈衝星導航半物理仿真系統”（CN201010022035.7）。該系統利用軌道發生終端生成標稱軌跡數據，輸出給信號模擬系統模擬脈衝星X射線信號，探測器接受X射線信號記錄光子到達時間，輸出給導航計算機終端完成導航計算，輸出到演示驗證和評估處理器並結合標稱軌跡數據實現系統的演示驗證。這種方案簡單易行，但存在以下四個不足：其一是缺少脈衝輪廓提取分系統，不能實現對光子到達時間高精度轉換，脈衝輪廓摺疊和脈衝輪廓的比對等技術的驗證；其二是缺少脈衝星導航資料庫，不能實現對導航脈衝星的更新和調用的驗證；其三缺少大尺度動態效應分系統，不能在地面系統中實現對大尺度空間效應和太空飛行器在軌動態效應的模擬，從而導致不能達到光子探測過程閉環試驗驗證的目的，其四缺少一個高精度時鐘作為外部時鐘模擬脈衝星鐘，不能實現在地面對星上時間系統保持技術進行試驗驗證。同時，2012年12月前的關於脈衝星仿真試驗系統，“一種X射線脈衝星探測器等效器的太空飛行器導航系統”（CN201010022035.7），並沒有實現地面半物理仿真；“基於半導體雷射器的X射線脈衝星導航嵌入式模擬系統”（CN200910023357.0）和“一種用於X射線脈衝星導航的地面模擬方案及裝置”（CN201010140837.8）都欠缺脈衝輪廓提取、大尺度動態和外部高精度時鐘等模組，沒有一套完整的用於脈衝星導航地面試驗驗證系統。該發明克服了以上的不足，可以實現在地面對脈衝星導航諸多關鍵技術實現閉環測試驗證。

發明內容

專利目的

《X射線脈衝星導航地面試驗系統》的目的就在於：克服地面不能接收脈衝星輻射的X射線信號的問題和困難，提供一種地面分散式、全通路、半物理、閉環測試驗證系統，該系統通過逼真模擬大尺度動態環境下脈衝星X射線光子信號輻射特徵，閉環測試脈衝星導航探測器性能，考查脈衝星導航算法以及驗證脈衝星導航系統方案設計可行性。

技術方案

《X射線脈衝星導航地面試驗系統》包括：信號控制子系統、軌道數據生成子系統、導航資料庫子系統、脈衝輪廓提取子系統、導航參數估計子系統、大尺度動態效應子系統、X射線脈衝星信號模擬子系統、探測器子系統、導航演示分系統，其中，軌道數據生成子系統包括Walker星座衛星軌道模組、月球探測模組和火星探測軌道模組；大尺度動態效應子系統包括有：大尺度空間效應模擬模組、在軌動態效應模擬模組；X射線脈衝星信號模擬子系統包括X射線發生器模組、標校模組和真空通道；此外，探測器子系統中獨立放置一個銣原子鐘模擬星載時鐘，同時通過鎖相環路模組將星載時鐘同步到外部時鐘。

整個系統工作流程的具體步驟如下：

步驟一，啟動X射線脈衝星導航試驗驗證系統，由信號控制子系統對整個系統進行初始化，和自動檢測並監控各子系統是否在可以正常運行，同時實時監控各個子系統的運行狀態，並對系統中的其他子系統進行時間同步控制；信號控制子系統將初始化仿真參數傳送到軌道數據生成子系統，接受其輸出的理論導航參數；其中整個地面系統中利用一個高精度的銫原子鐘作為整個地面系統的外部時鐘模擬脈衝星鐘，而探測器子系統中獨立放置一個銣原子鐘模擬星載時鐘，同時通過鎖相環路模組將星載時鐘同步到外部時鐘，從而可實現星載時鐘時間保持技術的地面驗證。

步驟二，軌道數據生成子系統每次根據任務不同，分別調用Walker星座衛星軌道模組、月球探測模組、火星探測軌道模組其中的一個；如果任務要求對Walker星座衛星進行導航，則仿真Walker星座衛星軌道數據，調用Walker星座衛星軌道模組，如果任務要求對月球探測太空飛行器進行導航，則仿真月球探測軌道數據，調用月球探測模組，如果任務要求對火星探測太空飛行器進行導航，則仿真火星探測軌道數據，就調用火星探測軌道模組；並分別輸出相應的理論導航參數（位置、速度、姿態和時間）到大尺度動態效應子系統的大尺度空間效應模擬模組和在軌動態效應模擬模組，並接步驟三，以及信號控制分系統的評估驗證模組，接步驟九。

步驟三，大尺度動態效應子系統，利用導航資料庫子系統中的脈衝星角位置參數和太陽系行星參數與軌道數據生成子系統輸入實時理論導航參數（時間、位置、速度），調用大尺度空間延遲模組生成大尺度時間延遲量；利用導航資料庫子系統中的脈衝星周期參數與軌道數據生成子系統輸入實時太空飛行器理論速度參數，調用在軌動態效應模組生成都卜勒頻移量；利用導航資料庫子系統中的脈衝星角位置參數與軌道數據生成子系統輸入實時太空飛行器理論姿態參數調用太空飛行器姿態模擬模組生成角位置變化量；分別將這三個參數導入到信號控制子系統，從而實現實驗室有限空間尺度模擬無限的宇宙空間尺度，利用靜態安置試驗環境模擬太空飛行器高動態在軌運動和姿態變化。

步驟四，信號控制子系統接收到大尺度時間延遲量、都卜勒頻移參數和脈衝星特徵參數；調用導航資料庫子系統中的脈衝星特徵參數數據和標準脈衝輪廓數據，生成標準電脈衝輪廓模擬信號；通過導航資料庫子系統中的脈衝星計時模型，可以標註脈衝輪廓中每個X射線脈衝信號到達太陽系質心SBB的時間；同時，利用步驟三中得到的大尺度時間延遲量、都卜勒頻移和角位置變化量，將其載入到標準電脈衝輪廓信號中進行調製，得到太空飛行器接收到的電脈衝輪廓信號，將其轉換成電壓控制信號，輸出到脈衝星信號模擬子系統；

步驟五，脈衝星信號模擬子系統接收到步驟四的電壓控制信號，利用收到的電壓控制信號對X射線發生器進行控制，從而實現對脈衝輪廓進行調製，對調製後的脈衝X射線信號進行標校，最後通過真空通道傳輸到X射線光子探測器子系統；

步驟六，X射線光子探測器子系統，將X射線信號發生模組輸入的脈衝X射線信號轉換為光電子脈衝信號，然後對光電子脈衝信號進行時間標註，輸出X射線光子達到時間數據矩陣給脈衝輪廓提取子系統。

步驟七，脈衝輪廓提取子系統利用從X射線光子探測器子系統輸入光子達到時間數據矩陣，然後，調用光子到達時間轉換模組將輸出光子達到時間矩陣轉換為該信號到達太陽系質心的坐標時下的光子達到時間矩陣，並形成若干太陽系質心的光子到達時間序列；然後利用導航資料庫子系統中脈衝星的周期參數，調用脈衝輪廓摺疊模組將太陽系質心的光子到達時間序列進行周期摺疊，從而提高脈衝輪廓的信噪比，通過相應的信號處理和數據擬合，提取測量脈衝輪廓；最後利用導航資料庫子系統中脈衝星的標準輪廓數據，調用脈衝輪廓互相關模組，將測量脈衝輪廓數據與標準輪廓進行互相關處理，輸出時間延遲觀測量到導航參數估運算元系統；

步驟八，導航參數估運算元系統利用脈衝輪廓提取子系統輸入的時間延遲觀測量，確定太空飛行器的軌道、時間、速度和姿態等測量導航參數，並輸出到信號控制子系統；

步驟九，信號控制子系統對從步驟二中得到的從軌道數據生成子系統輸入的理論導航參數和步驟八中得到的從導航參數估運算元系統得到的測量導航參數進行評估驗證，輸出評估測試結果顯示數據和相應的測試評估報告給導航演示子系統，進行演示。

改善效果

（1）《X射線脈衝星導航地面試驗系統》能夠大尺度時空和在軌動態效應模擬

X射線光子在宇宙空間傳輸過程中受到彎曲時空的引力效應、太空飛行器的在軌運動效應、以及其它各種延遲效應對X射線脈衝星導航的影響。因此，在X射線脈衝星導航地面試驗系統中需要模擬在宇宙空間尺度和高動態環境下X射線光子信號傳輸效果。該發明中利用大尺度動態效應計算機，通過建立大尺度時空和動態效應模擬系統平台，模擬大尺度時空效應和太空飛行器在軌動態環境，以此控制X射線模擬源輸出

（2）該發明能夠對資料庫調用和更新技術驗證進行驗證

脈衝星星載數據由脈衝星周期、輻射流量、角位置、標準脈衝輪廓、計時模型參數等脈衝星特徵參數以及太陽系行星參數構成。在X射線脈衝星導航過程中需要對其進行訪問、查詢和提取等調用，同時地面基站也需要定期對資料庫導航脈衝星進行更新。因此，在X射線脈衝星導航地面試驗系統中需要模擬星載資料庫的調用和更新過程。該發明中利用構建導航資料庫計算機模擬星載資料庫調用和更新過程，實現對資料庫調用和更新技術驗證進行驗證

（3）該發明能夠實現星上時間保持技術的驗證

星載原子鐘組用於記錄X射線脈衝星單個光子的到達時間，因此原子鐘組的時間保持以及無縫切換到脈衝星時的技術，包括原子鐘的比相技術、相位偏移和數字合成技術，以及利用脈衝星信號對星載原子鐘環路進行校正等。因此，在X射線脈衝星導航地面試驗系統中需要對星上時間保持技術進行驗證。在該發明中利用高精度的外部時鐘，調製高穩定X射線模擬信號，對探測器嵌入的原子鐘進行校正，可以實現星上時間保持技術的驗證。

（4）該發明能夠實現光子探測過程閉環試驗驗證

在X射線脈衝星導航地面試驗系統中需要對大尺度空間和在軌動態效應模擬技術，X射線源控制技術，X射線探測器技術，脈衝輪廓提取技術四大關鍵技術進行綜合綜合測試。《X射線脈衝星導航地面試驗系統》通過X射線脈衝星導航試驗驗證系統中採用加入大尺度動態效應子系統和不加入大尺度動態效應子系統這兩種方式得到的還原無偏脈衝輪廓和標準無偏脈衝輪廓這兩個結果進行比較，從而驗證大尺度動態模擬技術和糾偏算法，來達到光子探測過程閉環試驗驗證的目的。

附圖說明

圖1為《X射線脈衝星導航地面試驗系統》的系統組成圖。

圖1

技術領域

《X射線脈衝星導航地面試驗系統》屬於X射線脈衝星的太空飛行器自主導航技術領域，涉及一種X射線脈衝星導航地面試驗系統。

權利要求

1.一種X射線脈衝星導航地面試驗系統，其特徵在於：X射線脈衝星導航地面試驗系統（1），包括：信號控制子系統（2）、軌道數據生成子系統（6）、導航資料庫子系統（7）、脈衝輪廓提取子系統（8）、導航參數估計子系統（9）、大尺度動態效應子系統（10）、X射線脈衝星信號模擬子系統（11）、探測器子系統（12）、導航演示分系統（5），其中，軌道數據生成子系統（6）主要包括Walker星座衛星軌道模組、月球探測模組和火星探測軌道模組；大尺度動態效應子系統（10）主要包括有：大尺度空間效應模擬模組、在軌動態效應模擬模組；X射線脈衝星信號模擬子系統（11）主要包括X射線發生器和真空通道，脈衝輪廓提取子系統（8）主要包括有：調用光子到達時間轉換模組、脈衝輪廓摺疊模組以及脈衝模組互相關模組；

步驟一，啟動X射線脈衝星導航試驗驗證系統，由信號控制子系統（2）對整個系統進行初始化，和自動檢測並監控各子系統是否在可以正常運行，同時實時監控各個子系統的運行狀態，並對系統中的其他子系統進行時間同步控制；信號控制子系統（2）將初始化仿真參數傳送到軌道數據生成子系統（6），接受其輸出的理論導航參數；其中整個地面系統中利用一個高精度的銫原子鐘作為整個地面系統的外部時鐘模擬脈衝星鐘，而探測器子系統中獨立放置一個銣原子鐘模擬星載時鐘，同時通過鎖相環路模組將星載時鐘同步到外部時鐘，從而可實現星載時鐘時間保持技術的地面驗證；

步驟二，軌道數據生成子系統（6）每次根據任務不同，分別調用Walker星座衛星軌道模組、月球探測模組、火星探測軌道模組其中的一個；如果任務要求對Walker星座衛星進行導航，則仿真Walker星座衛星軌道數據，調用Walker星座衛星軌道模組，如果任務要求對月球探測太空飛行器進行導航，則仿真月球探測軌道數據，調用月球探測模組，如果任務要求對火星探測太空飛行器進行導航，則仿真火星探測軌道數據，就調用火星探測軌道模組；並分別輸出相應的理論導航參數到大尺度動態效應子系統（10）的大尺度空間效應模擬模組和在軌動態效應模擬模組，並接步驟三，以及信號控制分系統（2）的評估驗證模組，接步驟九；

步驟三，大尺度動態效應子系統（10），利用導航資料庫子系統（7）中的脈衝星角位置參數和太陽系行星參數與軌道數據生成子系統（6）輸入實時理論導航參數，調用大尺度空間延遲模組生成大尺度時間延遲量；利用導航資料庫子系統（7）中的脈衝星周期參數與軌道數據生成子系統（6）輸入實時太空飛行器理論速度參數，調用在軌動態效應模組生成都卜勒頻移量；利用導航資料庫子系統（7）中的脈衝星角位置參數與軌道數據生成子系統（6）輸入實時太空飛行器理論姿態參數調用太空飛行器姿態模擬模組生成角位置變化量；分別將這三個參數導入到信號控制子系統（2），從而實現實驗室有限空間尺度模擬無限的宇宙空間尺度，利用靜態安置試驗環境模擬太空飛行器高動態在軌運動和姿態變化；

步驟四，信號控制子系統（2）接收到大尺度時間延遲量、都卜勒頻移參數和脈衝星特徵參數；調用導航資料庫子系統（7）中的脈衝星特徵參數數據和標準脈衝輪廓數據，生成標準電脈衝輪廓模擬信號；通過導航資料庫子系統（7）中的脈衝星計時模型，可以標註脈衝輪廓中每個X射線脈衝信號到達太陽系質心SBB的時間；同時，利用步驟三中得到的大尺度時間延遲量、都卜勒頻移和角位置變化量，將其載入到標準電脈衝輪廓信號中進行調製，得到太空飛行器接收到的電脈衝輪廓信號，將其轉換成電壓控制信號，輸出到脈衝星信號模擬子系統（11）；

步驟五，脈衝星信號模擬子系統（11）接收到步驟四的電壓控制信號，利用收到的電壓控制信號對X射線發生器進行控制，從而實現對脈衝輪廓進行調製，對調製後的脈衝X射線信號進行標校，最後通過真空通道傳輸到X射線光子探測器子系統（12）；

步驟六，X射線光子探測器子系統（12），將X射線信號發生模組輸入的脈衝X射線信號轉換為光電子脈衝信號，然後對光電子脈衝信號進行時間標註，輸出X射線光子達到時間數據矩陣給脈衝輪廓提取子系統（8）；

步驟七，脈衝輪廓提取子系統（8）利用從X射線光子探測器子系統（12）輸入光子達到時間數據矩陣，然後，調用光子到達時間轉換模組將輸出光子達到時間矩陣轉換為該信號到達太陽系質心的坐標時下的光子達到時間矩陣，並形成若干太陽系質心的光子到達時間序列；然後利用導航資料庫子系統（7）中脈衝星的周期參數，調用脈衝輪廓摺疊模組將太陽系質心的光子到達時間序列進行周期摺疊，從而提高脈衝輪廓的信噪比，通過相應的信號處理和數據擬合，提取測量脈衝輪廓；最後利用導航資料庫子系統（7）中脈衝星的標準輪廓數據，調用脈衝輪廓互相關模組，將測量脈衝輪廓數據與標準輪廓進行互相關處理，輸出時間延遲觀測量到導航參數估運算元系統（9）；

步驟八，導航參數估運算元系統（9）利用脈衝輪廓提取子系統（8）輸入的時間延遲觀測量，確定太空飛行器的軌道、時間、速度和姿態等測量導航參數，並輸出到信號控制子系統（2）；

步驟九，信號控制子系統（2）對從步驟二中得到的從軌道數據生成子系統（6）輸入的理論導航參數和步驟八中得到的從導航參數估運算元系統（9）得到的測量導航參數進行評估驗證，輸出評估測試結果顯示數據和相應的測試評估報告給導航演示子系統（5），進行演示。

2.根據權利要求1所述的一種X射線脈衝星導航地面試驗系統，其特徵在於：理論導航參數為時間、位置、速度和姿態參數。

實施方式

《X射線脈衝星導航地面試驗系統》的信號控制子系統、數學仿真區、光子探測區和導航演示子系統5組成（如圖2）。其中信號控制子系統是一套網路監控和管理設備，包括1台管理控制伺服器、1台信號控制器、2台交換機，以及其它網路設備，主要負責整個系統的狀態監控和指揮調度；數學仿真區在硬體和功能分區上包括軌道數據生成子系統6、導航資料庫子系統7、脈衝輪廓提取子系統8、導航參數估計子系統9、大尺度動態效應子系統10、這些子系統運行仿真軟體的計算機設備，為導航參數估計計算機、脈衝輪廓提取計算機、軌道數據生成計算機、導航資料庫計算機、大尺度動態效應計算機等5台仿真計算機，以及網路設備組成，其中導航參數估計和脈衝輪廓提取是模擬星載計算，而軌道數據生成、導航資料庫和大尺度動態效應是模擬地面計算；探測器子系統12和X射線脈衝星信號模擬子系統11，是整個地面試驗系統的核心，包括信號探測器、柵控X射線發生器、X射線減光器以及配套的真空通道，用於模擬脈衝星輻射的X射線脈衝信號；導航演示區是一整套終端顯示設備，主要由10台分散式顯示終端、3套投影顯示設備及附屬網路設備組成。

所述的信號控制子系統2包括高穩定時間頻率源、系統界面、接口控制、網路狀態監視、指令發布、仿真參數設定、仿真結果回放、評估驗證，大尺度時空效應控制、在軌動態效應控制和脈衝星資料庫調用等軟體模組。該區是整個地面測試系統接收外部指令、參數輸入、控制信號發布、時頻同步和測試任務規劃的頂層接口，具有接口控制、網路狀態監視、指令發布、仿真參數設定、仿真結果回放、評估驗證，大尺度時空效應控制、在軌動態效應控制和脈衝星資料庫調用等功能。

所述的數學仿真區包括導航星座及深空探測數據生成、脈衝星資料庫、太陽系行星資料庫、大尺度時空轉換、在軌動態計算、脈衝輪廓提取、太空飛行器軌道與時間同步、太空飛行器姿態測量等軟體模組。該區是地面試驗驗證系統的數據處理中心，具有太空飛行器軌道數據生成、脈衝星資料庫構建、大尺度時空及在軌動態效應模擬、脈衝輪廓提取、太空飛行器導航參數估計等功能。

所述的探測器子系統12和X射線脈衝星信號模擬子系統11，包括真空通道設備、X射線信號探測器、X射線光子流量抑制器、脈衝輪廓調製器、高穩定度脈衝周期控制器、X射線脈衝星模擬信號源標校設備等，以逼真模擬脈衝星輻射的X射線光子信號，測試X射線探測器。該區是地面試驗驗證系統的物理組成部分，具有脈衝輪廓調製和驅動、實現脈衝周期的穩定、產生X射線信號、信號源的標定與測試、探測X射線光子、記錄和讀出X射線光子到達時間以及信號處理等功能。

所述的導航演示子系統5包括裝配視頻設備、大螢幕投影設備、終端顯示設備和網路附屬設備等。該區是地面試驗系統的仿真結果展示視窗，主要負責將軌道數據生成、脈衝輪廓提取和導航參數估計等仿真和評估結果在投影螢幕上演示，並具有仿真結果數據回放、測試評估結果和報表列印等功能。

如圖1所示，從系統設計層面劃分，X射線脈衝星導航地面試驗系統1由信號控制分系統2、數學仿真分系統3、光子探測分系統4和導航演示分系統5組成；其中，數學仿真分系統包括軌道數據生成子系統6、導航資料庫子系統7、脈衝輪廓提取子系統8、導航參數估計子系統9和大尺度動態效應子系統10；光子探測分系統包括X射線脈衝星信號模擬子系統11和探測器子系統12；

X射線脈衝星導航試驗驗證系統1，通過信號控制2、軌道數據生成6、導航資料庫7、脈衝輪廓提取8、導航參數估計9、大尺度動態效應10、X射線脈衝星信號模擬11和探測器12這九個子系統之間相互協調完成，關鍵技術的測試驗證，探測器的性能檢測，以及X射線脈衝星自主導航方案的可行性論證，整個系統工作流程的具體步驟如下，如圖1所示：

整個系統工作流程的具體步驟如下：

步驟一，啟動X射線脈衝星導航試驗驗證系統，由信號控制子系統2對整個系統進行初始化，和自動檢測並監控各子系統是否在可以正常運行，同時實時監控各個子系統的運行狀態，並對系統中的其他子系統進行時間同步控制；信號控制子系統2將初始化仿真參數傳送到軌道數據生成子系統6，接受其輸出的理論導航參數。

步驟二，軌道數據生成子系統6每次根據任務不同，分別調用Walker星座衛星軌道模組、月球探測模組、火星探測軌道模組其中的一個；如果任務要求對Walker星座衛星進行導航，則仿真Walker星座衛星軌道數據，調用Walker星座衛星軌道模組，如果任務要求對月球探測太空飛行器進行導航，則仿真月球探測軌道數據，調用月球探測模組，如果任務要求對火星探測太空飛行器進行導航，則仿真火星探測軌道數據，就調用火星探測軌道模組；並分別輸出相應的理論導航參數（位置、速度、姿態和時間）到大尺度動態效應子系統10的大尺度空間效應模擬模組和在軌動態效應模擬模組，並接步驟三，以及信號控制分系統2的評估驗證模組，接步驟九。

步驟三，大尺度動態效應子系統10利用導航資料庫子系統7中的脈衝星角位置參數和太陽系行星參數與軌道數據生成子系統6輸入實時理論導航參數（時間、位置、速度），調用大尺度空間延遲模組生成大尺度時間延遲量；利用導航資料庫子系統7中的脈衝星周期參數與軌道數據生成子系統6輸入實時太空飛行器理論速度參數，調用在軌動態效應模組生成都卜勒頻移量；利用導航資料庫子系統7中的脈衝星角位置參數與軌道數據生成子系統6輸入實時太空飛行器理論姿態參數調用太空飛行器姿態模擬模組生成角位置變化量；分別將這三個參數導入到到信號控制子系統2，從而實現實驗室有限空間尺度模擬無限的宇宙空間尺度，利用靜態安置試驗環境模擬太空飛行器高動態在軌運動和姿態變化。

步驟四，信號控制子系統2接收到大尺度時間延遲量、都卜勒頻移參數和脈衝星特徵參數；調用導航資料庫子系統7中的脈衝星特徵參數數據和標準脈衝輪廓數據，生成標準電脈衝輪廓模擬信號；通過導航資料庫子系統7中的脈衝星計時模型，可以標註脈衝輪廓中每個X射線脈衝信號到達太陽系質心SBB的時間；同時，利用步驟三中得到的大尺度時間延遲量、都卜勒頻移和角位置變化量，將其載入到標準電脈衝輪廓信號中進行調製，得到太空飛行器接收到的電脈衝輪廓信號，將其轉換成電壓控制信號，輸出到脈衝星信號模擬子系統11；

步驟五，脈衝星信號模擬子系統11接收到步驟四的電壓控制信號，利用收到的電壓控制信號對X射線發生器模組進行作用，從而實現對脈衝輪廓進行調製，輸出經過調製後的脈衝X射線信號到標校模組，最後通過真空通道傳輸到X射線光子探測器子系統12；

步驟六，X射線光子探測器子系統12，將X射線信號發生模組輸入的脈衝X射線信號轉換為光電子脈衝信號，然後對光電子脈衝信號進行時間標註，輸出X射線光子達到時間數據給脈衝輪廓提取子系統8。

步驟七，脈衝輪廓提取子系統8利用從X射線光子探測器子系統12輸入光子達到時間數據矩陣，然後，調用光子到達時間轉換模組將輸出光子達到時間矩陣轉換為該信號到達太陽系質心的坐標時下的光子達到時間矩陣，並形成若干太陽系質心的光子到達時間序列；然後利用導航資料庫子系統7中脈衝星的周期參數，調用脈衝輪廓摺疊模組將太陽系質心的光子到達時間序列進行周期摺疊，從而提高脈衝輪廓的信噪比，通過相應的信號處理和數據擬合，提取測量脈衝輪廓；最後利用導航資料庫子系統7中脈衝星的標準輪廓數據，調用脈衝輪廓互相關模組，將測量脈衝輪廓數據與標準輪廓進行互相關處理，輸出時間延遲觀測量到導航參數估運算元系統9；

步驟八，導航參數估運算元系統9利用脈衝輪廓提取子系統8輸入的時間延遲觀測量，確定太空飛行器的軌道、時間、速度和姿態等測量導航參數，並輸出到信號控制子系統2；

步驟九，信號控制子系統2對從步驟二中得到的從軌道數據生成子系統6輸入的理論導航參數和步驟八中得到的從導航參數估運算元系統9得到的測量導航參數進行評估測試，輸出評估測試結果顯示數據和相應的測試評估報告給導航演示子系統5，進行演示。

榮譽表彰

2016年12月7日，《X射線脈衝星導航地面試驗系統》獲得第十八屆中國專利優秀獎。