本發(fā)明涉及一種航天航空領(lǐng)域的衛(wèi)星姿態(tài)控制方法，它為視頻衛(wèi)星對(duì)空間合作目標(biāo)跟蹤成像提供一種姿態(tài)控制方法，屬于自動(dòng)控制
技術(shù)領(lǐng)域：
。
背景技術(shù)：
：視頻衛(wèi)星是一種采用視頻成像、視頻數(shù)據(jù)實(shí)時(shí)傳輸、人在回路交互式操作工作方式的新型天基信息獲取類微小衛(wèi)星。與傳統(tǒng)衛(wèi)星相比，視頻衛(wèi)星可提供實(shí)時(shí)視頻圖像，與靜止單幅圖像相比增加了時(shí)域信息，可獲取目標(biāo)的動(dòng)態(tài)過程信息，能夠探測(cè)到動(dòng)態(tài)事件的發(fā)生，并可以基于視頻圖像中的序列圖像進(jìn)行圖像重構(gòu)獲得更高分辨率的圖像，為抗災(zāi)救災(zāi)、戰(zhàn)時(shí)監(jiān)控、計(jì)劃決策提供第一手資料?？臻g合作目標(biāo)是指已知運(yùn)動(dòng)軌道信息的空間飛行器，利用視頻衛(wèi)星對(duì)空間合作目標(biāo)跟蹤成像，相當(dāng)于在太空架起了攝像機(jī)，不受氣象條件的限制，且避免了大氣對(duì)目標(biāo)信號(hào)的影響，實(shí)時(shí)性更好，可以為衛(wèi)星健康監(jiān)測(cè)、故障診斷提供有力支持，未來甚至能直播太空的重要事件。已有文獻(xiàn)對(duì)視頻衛(wèi)星對(duì)地面固定目標(biāo)的凝視成像姿態(tài)控制方法進(jìn)行了較為深入的研究，但未有涉及對(duì)空間合作目標(biāo)的跟蹤成像姿態(tài)控制。技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：針對(duì)視頻衛(wèi)星對(duì)空間合作目標(biāo)的跟蹤成像問題，本發(fā)明提供一種對(duì)空間合作目標(biāo)跟蹤成像的衛(wèi)星姿態(tài)控制方法。該方法首先給出了成像的時(shí)間窗口需滿足的條件，以及期望姿態(tài)四元數(shù)與期望角速度的求解方法，建立了其姿態(tài)運(yùn)動(dòng)的數(shù)學(xué)模型；以此模型為受控對(duì)象，設(shè)計(jì)了PD控制器。本發(fā)明所提出的跟蹤成像姿態(tài)控制器結(jié)構(gòu)框圖如圖1所示。實(shí)踐表明，由該方法控制的閉環(huán)系統(tǒng)能夠穩(wěn)定指向空間合作目標(biāo)，且具有良好的指向精度和穩(wěn)定度。一種對(duì)空間合作目標(biāo)跟蹤成像的衛(wèi)星姿態(tài)控制方法，首先確定成像時(shí)間窗口需滿足的條件，并由給定的衛(wèi)星軌道狀態(tài)和目標(biāo)軌道信息計(jì)算期望姿態(tài)四元數(shù)和角速度，進(jìn)而計(jì)算姿態(tài)跟蹤誤差四元數(shù)與實(shí)際角速度與期望角速度之間的誤差量，然后建立姿態(tài)動(dòng)力學(xué)模型，最后選取控制律參數(shù)，計(jì)算飛輪力矩控制量。實(shí)際應(yīng)用中，衛(wèi)星姿態(tài)四元數(shù)和角速度由姿態(tài)確定系統(tǒng)測(cè)量得到，將由該方法計(jì)算得到的控制量傳輸至執(zhí)行機(jī)構(gòu)即可實(shí)現(xiàn)對(duì)空間合作目標(biāo)跟蹤成像姿態(tài)控制功能。一種對(duì)空間合作目標(biāo)跟蹤成像的衛(wèi)星姿態(tài)控制方法，包括以下步驟：步驟一：給定視頻衛(wèi)星與空間合作目標(biāo)的軌道狀態(tài)信息地球慣性系下，視頻衛(wèi)星為S，空間合作目標(biāo)為T，地心為O，令rst＝rt-rs，rs＝||rs||，rt＝||rt||，rst＝||rst||。步驟二：確定跟蹤成像時(shí)間窗口的條件對(duì)于搭載可見光視頻載荷的視頻衛(wèi)星，實(shí)現(xiàn)對(duì)空間合作目標(biāo)的跟蹤成像，需要滿足三個(gè)條件：(1)衛(wèi)星和目標(biāo)可見；視頻衛(wèi)星和空間合作目標(biāo)可見，即地心O到視頻衛(wèi)星與空間合作目標(biāo)連線ST的距離大于地球半徑，則||rs×rt||rst>R---(1)]]>其中R為地球半徑。(2)距離要求；設(shè)視頻衛(wèi)星上的星載相機(jī)的焦距為f，像元大小為d，目標(biāo)尺寸為L(zhǎng)，像距為v，為使成像有意義，空間合作目標(biāo)在像平面上的投影應(yīng)超過一個(gè)像素，得到距離要求rst<Lfd+f=·Lfd---(2)]]>(3)光線要求。為使空間合作目標(biāo)良好成像，需要空間合作目標(biāo)迎光且不處于地球的陰影區(qū)。在地球慣性系下，可以認(rèn)為太陽光是來自太陽-地心方向的平行光，設(shè)日地方向單位矢量為sun，則空間合作目標(biāo)迎光即為在慣性系下，rst·sun＞0(3)空間合作目標(biāo)不處于地球的陰影區(qū)域需滿足arccosrt·sunrt>arcsin(Rrt)-κ---(4)]]>其中κ是太陽光下地球的陰影區(qū)域形成圓錐的半頂角，為0.264°。步驟三：期望姿態(tài)四元數(shù)與期望角速度計(jì)算1)計(jì)算期望姿態(tài)四元數(shù)定義視頻衛(wèi)星軌道坐標(biāo)系為Oo-XoYoZo，它以視頻衛(wèi)星的質(zhì)心為坐標(biāo)系原點(diǎn)，OoXo軸沿著視頻衛(wèi)星的速度方向，OoZo軸從地心指向視頻衛(wèi)星質(zhì)心；定義視頻衛(wèi)星本體坐標(biāo)系為Ob-XbYbZb，它以視頻衛(wèi)星的質(zhì)心為坐標(biāo)系原點(diǎn)，三個(gè)坐標(biāo)軸方向分別沿著視頻衛(wèi)星本體慣量主軸三個(gè)方向；定義參考空間合作目標(biāo)坐標(biāo)系為Ot-XtYtZt，它以視頻衛(wèi)星的質(zhì)心為坐標(biāo)系原點(diǎn)，以視頻衛(wèi)星的質(zhì)心與目標(biāo)點(diǎn)T的連線并且指向目標(biāo)點(diǎn)的方向?yàn)樽鴺?biāo)系的OtZt軸，以O(shè)tZt軸與視頻衛(wèi)星軌道坐標(biāo)系OoZo的叉乘為參考空間合作目標(biāo)坐標(biāo)系的OtYt軸。以上坐標(biāo)系都為右手系。假設(shè)星載相機(jī)固連在視頻衛(wèi)星上，星載相機(jī)的光軸與視頻衛(wèi)星本體坐標(biāo)系的Z軸重合，于是跟蹤成像就是控制視頻衛(wèi)星本體坐標(biāo)系跟蹤參考空間合作目標(biāo)坐標(biāo)系的過程，即視頻衛(wèi)星本體坐標(biāo)系相對(duì)于地球慣性系的姿態(tài)四元數(shù)qb跟蹤參考空間合作目標(biāo)坐標(biāo)系相對(duì)于地球慣性系的姿態(tài)四元數(shù)qt的過程。已知視頻衛(wèi)星的軌道傾角、升交點(diǎn)赤經(jīng)和升交點(diǎn)赤經(jīng)起算的軌道幅角分別為i,Ω,u，那么視頻衛(wèi)星軌道坐標(biāo)系相對(duì)于地球慣性坐標(biāo)系的方向余弦陣Roi可以表示為Roi=RY(-π2)RX(-π2)RZ(u)RX(i)RZ(Ω)=-cosΩsinu-sinΩcosicosu-sinΩsinu+cosΩcosicosusinicosu-sinΩsinicosΩsini-cosi-cosΩcosu+sinΩcosisinu-sinΩcosu-cosΩcosisinu-sinisinu---(5)]]>其中RX(θ),RY(θ),RZ(θ)分別表示繞X軸，Y軸，Z軸旋轉(zhuǎn)角度θ的坐標(biāo)變換矩陣。參考空間合作目標(biāo)坐標(biāo)系的Z軸在地球慣性系下的單位矢量為Zti=Riorstorsio---(6)]]>其中的分母表示長(zhǎng)度，分子是黑體，表示矢量，二者相除得到單位矢量，且：Rio＝RoiT(7)參考空間合作目標(biāo)坐標(biāo)系的Y軸在地球慣性系下的單位矢量為Yti=Zti×Zoi||Zti×Zoi||---(8)]]>其中是視頻衛(wèi)星軌道坐標(biāo)系Z軸在地球慣性系下的單位矢量：Zoi=Rio(0,0,1)T---(9)]]>參考空間合作目標(biāo)坐標(biāo)系的X軸在地球慣性系下的單位矢量為Xti=Zti×Yti||Zti×Yti||---(10)]]>于是得到參考空間合作目標(biāo)坐標(biāo)系相對(duì)于地球慣性系的方向余弦陣為RtiRti=[Xti,Yti,Zti]=(rij)3×3---(11)]]>其中rij表示矩陣元素，矩陣是3*3矩陣，i和j分別表示矩陣中的行和列，共9個(gè)元素，也是本領(lǐng)域常用表示方法這就是跟蹤目標(biāo)成像的期望姿態(tài)矩陣。令期望姿態(tài)四元數(shù)qt＝(q1:3,q4)T，其中q1:3＝(q1,q2,q3)T，則1+2r11-trRtir12+r21r13+r31r23-r32=4q1q,r12+r211+2r22-trRtir23+r32r31-r13=4q2q,r13+r31r23+r321+2r33-trRtir12-r21=4q3q,r23-r32r31-r13r12-r211+trRti=4q4q.---(12)]]>對(duì)上式取模，即可得到期望姿態(tài)四元數(shù)qt。2)計(jì)算期望姿態(tài)角速度由姿態(tài)運(yùn)動(dòng)學(xué)方程得到期望姿態(tài)角速度：ωt=2ΞT(qt)q·t---(13)]]>其中Ξ(qt)=q4I3-[q1:3×]-q1:3T,I3=100010001,[q1:3×]=0-q3q2q30-q1-q2q10---(14)]]>步驟四：建立姿態(tài)動(dòng)力學(xué)模型1)計(jì)算姿態(tài)跟蹤誤差四元數(shù)令視頻衛(wèi)星本體坐標(biāo)系相對(duì)于地球慣性系的姿態(tài)四元數(shù)qb＝(qb1:3,qb4)T，其中qb1:3＝(qb1,qb2,qb3)T，則姿態(tài)跟蹤誤差四元數(shù)δq=qt-1⊗qb=[Ξ(qb),qb]qt-1---(15)]]>其中Ξ(qb)=qb4I3-[qb1:3×]-qb1:3T,[qb1:3×]=0-qb3qb2qb30-qb1-qb2qb10qt-1=1q12+q22+q32+q42-q1:3q4---(16)]]>2)計(jì)算實(shí)際角速度與期望角速度之間的誤差量ωe＝ωb-ωt(17)其中，ωb為衛(wèi)星當(dāng)前角速度，ωt為期望角速度。3)得到衛(wèi)星姿態(tài)動(dòng)力學(xué)方程Jω·b=-ωb×(Jωb+h)+u+Td---(18)]]>其中J為衛(wèi)星轉(zhuǎn)動(dòng)慣量，ωb是視頻衛(wèi)星本體坐標(biāo)系的角速度，h為飛輪的角動(dòng)量，u為控制力矩，Td為外部干擾力矩，且u=-h·---(19)]]>步驟五：控制律設(shè)計(jì)：選取控制參數(shù)(Kp和Kd)，計(jì)算飛輪力矩控制量uu=Jω·t+ωb×(Jωb+h)-Kpδq1:3-Kdωe---(20)]]>其中Kp和Kd為常值正定矩陣。本發(fā)明的有益效果是：1)該方法基于姿態(tài)的四元數(shù)表示，避免了大角度姿態(tài)運(yùn)動(dòng)時(shí)使用歐拉角可能出現(xiàn)的奇異問題。2)該方法算法簡(jiǎn)單，運(yùn)算量小，易于工程實(shí)現(xiàn)。3)該方法具有較高的指向控制精度和較好的指向穩(wěn)定度?？刂乒こ處熢趹?yīng)用過程中可以指定空間合作目標(biāo)，并將由該方法得到的控制量傳輸至執(zhí)行機(jī)構(gòu)實(shí)現(xiàn)跟蹤成像姿態(tài)控制功能。附圖說明圖1為本發(fā)明所述衛(wèi)星跟蹤成像姿態(tài)控制系統(tǒng)結(jié)構(gòu)圖2為本發(fā)明所述衛(wèi)星跟蹤成像控制方法步驟圖3為本發(fā)明所述歐拉角控制誤差變化曲線圖4為本發(fā)明所述角速度控制誤差變化曲線圖5為本發(fā)明所述飛輪控制力矩變化曲線。具體實(shí)施方式以下將結(jié)合具體實(shí)施例和說明書附圖對(duì)本發(fā)明做進(jìn)一步詳細(xì)說明。一種對(duì)空間合作目標(biāo)跟蹤成像的衛(wèi)星姿態(tài)控制方法，其具體步驟如下：步驟一：給定視頻衛(wèi)星和空間合作目標(biāo)的軌道根數(shù)視頻衛(wèi)星將采用某型號(hào)視頻衛(wèi)星設(shè)計(jì)參數(shù)，目標(biāo)則選為天宮一號(hào)設(shè)計(jì)參數(shù)，仿真起始時(shí)間為20160501UTC，它們的軌道根數(shù)如表1所示。表1某型號(hào)視頻衛(wèi)星與天宮一號(hào)的軌道根數(shù)某型號(hào)視頻衛(wèi)星天宮一號(hào)半長(zhǎng)軸(km)6821.2356767.416偏心率0.0006890.001972軌道傾角(°)97.31442.794升交點(diǎn)赤經(jīng)(°)201.542168.994近地點(diǎn)幅角(°)345.68251.774平近點(diǎn)角(°)349.531289.998由軌道根數(shù)可以解算出衛(wèi)星與空間合作目標(biāo)的運(yùn)動(dòng)狀態(tài)。步驟二：確定成像時(shí)間窗口某型號(hào)視頻衛(wèi)星搭載的高清相機(jī)焦距為1000mm，像元尺寸8.33μm，天宮一號(hào)最大直徑3.35m，代入式(2)得到對(duì)天宮一號(hào)的可成像距離小于402km。利用時(shí)間窗口的三個(gè)條件，在一周內(nèi)可以得到的跟蹤成像時(shí)間窗口如表2所示。表2跟蹤成像時(shí)間窗口訪問次數(shù)起始時(shí)間終止時(shí)間持續(xù)時(shí)間(s)11May201600:59:20.7211May201601:00:54.40893.68824May201605:50:49.1914May201605:52:08.38079.18937May201609:08:31.0977May201609:08:48.44517.34847May201610:41:17.6147May201610:42:16.53058.915仿真時(shí)間選為1May201600:57:20到1May201601:02:55，即在第一個(gè)時(shí)間窗口前后各加120s。步驟三：計(jì)算期望姿態(tài)四元數(shù)與期望角速度1)計(jì)算期望姿態(tài)四元數(shù)已知視頻衛(wèi)星的軌道傾角、升交點(diǎn)赤經(jīng)和升交點(diǎn)赤經(jīng)起算的軌道幅角分別為i,Ω,u，那么視頻衛(wèi)星軌道坐標(biāo)系相對(duì)于地球慣性坐標(biāo)系的方向余弦陣Roi可以表示為Roi=RY(-π2)RX(-π2)RZ(u)RX(i)RZ(Ω)=-cosΩsinu-sinΩcosicosu-sinΩsinu+cosΩcosicosusinicosu-sinΩsinicosΩsini-cosi-cosΩcosu+sinΩcosisinu-sinΩcosu-cosΩcosisinu-sinisinu---(21)]]>其中RX(θ),RY(θ),RZ(θ)分別表示繞X軸，Y軸，Z軸旋轉(zhuǎn)角度θ的坐標(biāo)變換矩陣。參考空間合作目標(biāo)坐標(biāo)系的Z軸在地球慣性系下的單位矢量為Zti=Riorstorsto---(22)]]>其中Rio＝RoiT(23)參考空間合作目標(biāo)坐標(biāo)系的Y軸在地球慣性系下的單位矢量為Yti=Zti×Zoi||Zti×Zoi||---(24)]]>其中是視頻衛(wèi)星軌道坐標(biāo)系Z軸在地球慣性系下的單位矢量：Zoi=Rio(0,0,1)T---(25)]]>參考空間合作目標(biāo)坐標(biāo)系的X軸在地球慣性系下的單位矢量為Xti=Zti×Yti||Zti×Yti||---(26)]]>于是得到參考空間合作目標(biāo)坐標(biāo)系相對(duì)于地球慣性系的方向余弦陣為RtiRti=[Xti,Yti,Zti]=(rij)3×3---(27)]]>這就是跟蹤目標(biāo)成像的期望姿態(tài)矩陣。令期望姿態(tài)四元數(shù)qt＝(q1:3,q4)T，其中q1:3＝(q1,q2,q3)T，則1+2r11-trRtir12+r21r13+r31r23-r32=4q1q,r12+r211+2r22-trRtir23+r32r31-r13=4q2q,r13+r31r23+r321+2r33-trRtir12-r21=4q3q,r23-r32r31-r13r12-r211+trRti=4q4q.---(28)]]>對(duì)上式取模，即可得到期望姿態(tài)四元數(shù)qt。2)計(jì)算期望角速度由姿態(tài)運(yùn)動(dòng)學(xué)方程得到期望姿態(tài)角速度：ωt=2ΞT(qt)q·t---(29)]]>其中Ξ(qt)=q4I3-[q1:3×]-q1:3T,I3=100010001,[q1:3×]=0-q3q2q30-q1-q2q10---(30)]]>步驟四：計(jì)算飛輪控制力矩u1)計(jì)算姿態(tài)跟蹤誤差四元數(shù)δq=qt-1⊗qb=[Ξ(qb),qb]qt-1---(31)]]>其中Ξ(qb)=qb4I3-[qb1:3×]-qb1:3T,[qb1:3×]=0-qb3qb2qb30-qb1-qb2qb10]]>qt-1=1q12+q22+q32+q42-q1:3q4---(32)]]>2)計(jì)算實(shí)際角速度與期望角速度之間的誤差量ωe＝ωb-ωt(33)其中，ωb為衛(wèi)星當(dāng)前角速度，ωt為期望角速度。3)得到閉環(huán)控制系統(tǒng)將式(20)代入式(18)，忽略外部干擾力矩Td，得到閉環(huán)控制系統(tǒng)方程Jω·e=-Kpδq1:3-Kdωe---(34)]]>某型號(hào)視頻衛(wèi)星轉(zhuǎn)動(dòng)慣量為控制器的參數(shù)選為Kp＝diag(0.5,0.8,0.4),Kd＝diag(5,8,4)，狀態(tài)初值如表3所示。表3狀態(tài)變量初值變量數(shù)值變量數(shù)值q10.064496ωx3.5806348009×10-5rad/sq2-0.608277ωy-0.0010860287rad/sq30.186158ωz-0.0002351377rad/sq40.7688864)飛輪控制力矩為：u=Jω·t+ωb×(Jωb+h)-Kpδq1:3-Kdωe---(35)]]>實(shí)施例中的視頻衛(wèi)星對(duì)空間合作目標(biāo)跟蹤成像姿態(tài)控制結(jié)果如圖3～圖5所示。為了更加直觀，通過將四元數(shù)轉(zhuǎn)換成歐拉角，圖3給出了歐拉角控制誤差曲線，圖4給出了角速度控制誤差曲線，由圖3與圖4可得：在60s內(nèi)可使視頻衛(wèi)星光軸從初始狀態(tài)指向目標(biāo)，在交會(huì)時(shí)控制誤差變大，但仍然有歐拉角控制精度<0.3°，角速度控制精度<0.03°/s，滿足成像要求。圖5給出了飛輪控制力矩變化曲線，已知飛輪的最大控制力矩為20mN·m，由圖5可得：所提出的控制方法不會(huì)造成飛輪過載。以上包含了本發(fā)明優(yōu)選實(shí)施例的說明，這是為了詳細(xì)說明本發(fā)明的技術(shù)特征，并不是想要將
發(fā)明內(nèi)容限制在實(shí)施例所描述的具體形式中，依據(jù)本
發(fā)明內(nèi)容主旨進(jìn)行的其他修改和變型也受本專利保護(hù)。本
發(fā)明內(nèi)容的主旨是由權(quán)利要求書所界定，而非由實(shí)施例的具體描述所界定。當(dāng)前第1頁1 2 3