CN101694388B - 一种敏捷卫星姿态机动确定系统 - Google Patents

Abstract

一种敏捷卫星姿态机动确定系统，姿态机动任务需求模块(5)根据卫星应用需求设计成像模式，并根据成像模式确定卫星平台的关键点姿态机动角度值；条件约束设置模块(1)输出姿态执行机构能够输出的最大力矩和姿态测量器件能够测量的最大角速度给姿态机动过程设计模块(2)；姿态机动过程设计模块(2)根据姿态执行机构能够输出的最大力矩、姿态测量器件能够测量的最大角速度和关键点姿态机动角度值输出关键点的姿态机动角度所对应的姿态机动时间，并将该关键点的姿态机动时间输入给任意姿态机动任务计算模块(3)；任意姿态机动任务计算模块(3)根据关键点的姿态机动角度和关键点的姿态机动时间拟合出任意姿态机动任务的姿态机动时间值。

Description

一种敏捷卫星姿态机动确定系统

技术领域

本发明涉及一种敏捷卫星的姿态机动确定系统，可通过卫星姿态执行机构的力矩输出能力和姿态角速度的测量能力设计卫星姿态机动的实现过程，对卫星平台技术指标的分解和成像模式的设计和规划都可提供能力实现的技术指标依据。

背景技术

高分辨率对地观测数据已经成为国民经济建设和国家安全的基础性、战略性资源，获取高分辨率对地观测数据是国民经济建设和国家安全的紧迫需求，具有重要的战略意义。小卫星借助姿态敏捷机动能力可以实现高空间分辨率成像和快速的系统响应；还可实现包括点目标成像、多条带拼接成像和同轨立体成像等多种模式成像，具有多功能的特点。高分辨率敏捷卫星成像模式决定了平台必须能够提供大范围快速姿态机动能力。但制约平台快速姿态机动能力的关键是姿态执行机构的力矩输出能力和姿态角速度的测量能力。为了在有限条件下实现最大范围的姿态机动，必须在约束条件下对姿态机动能力进行评估，根据估算的指标值进行姿态机动的过程优化设计，以保证多种成像模式的实现。

一个最佳的卫星平台设计方案，不仅需要着眼于卫星的应用需求，完成成像任务，更需要考虑平台各系统的优化设计，从平台顶层考虑，进行合理规划，对平台指标的分解，需要平台的总体参数包括能源流、信息流和物质流在各个子系统之间的合理分配，该分配是一个迭代、优化、再分解的反复设计过程。卫星的姿态机动任务变化会直接改变卫星的能源消耗，卫星平台需要根据姿态机动的能量消耗充分考虑整星能源平衡，以该计算值作为输入对平台的技术指标进行再分解、再设计。

敏捷卫星姿态机动确定系统涉及两个技术指标的计算：(1)针对关键点姿态机动任务机动时间的计算，其中包括姿态机动过程的优化设计方法。(2)对任意姿态机动任务所对应的机动时间计算。该姿态机动确定系统将会最大程度上解决现有的姿态执行机构的能力制约、姿态角速度测量能力的制约与卫星平台姿态机动任务需求之间的冲突问题，将最大限度的充分利用姿态执行机构现有的力矩输出完成最大范围的姿态机动角度。并且利用计算出的姿态机动能量消耗对平台的指标进行分解优化设计。

发明内容

本发明的技术解决问题是：克服现有姿态控制执行机构力矩输出能力的技术不足，提供了一种敏捷卫星姿态机动确定系统，该系统可通过卫星姿态执行机构的力矩输出能力和姿态角速度的测量能力设计卫星姿态机动的实现过程，对卫星平台技术指标的分解和成像模式的设计和规划都可提供能力实现的技术指标依据。

本发明的技术解决方案是：一种敏捷卫星姿态机动确定系统，包括：条件约束设置模块、姿态机动过程设计模块、任意姿态机动任务计算模块、姿态机动任务需求模块；

姿态机动任务需求模块根据卫星应用需求设计成像模式，并根据成像模式确定卫星平台的关键点姿态机动角度值，并将该角度值分别输入给姿态机动过程设计模块和任意姿态机动任务计算模块；

条件约束设置模块输出姿态执行机构能够输出的最大力矩和姿态测量器件能够测量的最大角速度给姿态机动过程设计模块；

姿态机动过程设计模块根据姿态执行机构能够输出的最大力矩、姿态测量器件能够测量的最大角速度和关键点姿态机动角度值输出关键点的姿态机动角度所对应的姿态机动时间，并将该关键点的姿态机动时间输入给任意姿态机动任务计算模块；

任意姿态机动任务计算模块根据关键点的姿态机动角度和关键点的姿态机动时间拟合出任意姿态机动任务的姿态机动时间值。

还包括姿态机动能量消耗确定模块，姿态机动能量消耗确定模块根据任意姿态机动任务计算模块输出的任意姿态机动任务的姿态机动时间值计算姿态机动能量消耗值，该能量消耗值指导卫星平台的方案设计。

姿态机动过程设计模块是根据姿态执行机构力矩输出的约束条件和姿态角速度测量能力的约束条件对整个姿态机动过程进行规划，计算出关键点的姿态机动时间，姿态机动时间确定方法为：

1)根据卫星平台中姿态执行机构的最大力矩T和卫星平台的转动惯量I计算卫星平台姿态机动的最大角加速度 ${\stackrel{\·\·}{\mathrm{\θ}}}_{\max }=T/I;$

2)确定卫星平台姿态机动的角加速和角减速的时间Δt_a： $\mathrm{\Δ}{t}_a=t_a-t_0=t_c-t_b={\stackrel{\·\·}{\mathrm{\θ}}}_{\max }/{\stackrel{\·}{\mathrm{\θ}}}_{\max },$ 其中

为姿态测量器件能够测量的最大角速度，t₀为卫星平台姿态机动角加速开始时间，t_a为卫星平台姿态机动角加速截至时间，t_b为卫星平台姿态机动角减速开始时间，t_c为卫星平台姿态机动角减速截至时间；

3)求解姿态机动的总时间： $t=\frac{\mathrm{\θI}}{\mathrm{T\Δ}{t}_a}+\mathrm{\Δ}{t}_a,$ θ为卫星的姿态机动角度；

4)设计姿态机动角加速和姿态机动的角减速的时间Δt_a，以保证姿态机动的总时间最小为条件， $\mathrm{\Δ}{t}_a=\sqrt{\frac{\mathrm{\θ}\·I}{T}};$

5)步骤1)-4)中的θ为一个关键点的姿态机动角度，t为与该姿态机动角度所对应的姿态机动时间，令一系列关键点的姿态机动角度为X＝[x₁，x₂，…，x_i-1，x_i，…，x_n]，则与关键点的姿态机动角度所对应的关键点的姿态机动时间为Y＝[y₁，y₂，…，y_i-1，y_i，…，y_n]，关键点的姿态机动时间Y＝[y₁，y₂，…，y_i-1，y_i，…，y_n]的计算由步骤1)-4)给出。

所述的任意姿态机动任务计算模块根据关键点姿态机动角度所对应的姿态机动时间拟合出任意点姿态机动角度所对应的姿态机动时间；任意姿态机动任务计算模块所采用的方法为：

根据姿态机动任务需求模块输出的关键点的姿态机动角度X＝[x₁，x₂，…，x_i-1，x_i，…，x_n]，以及姿态机动过程设计模块输出的关键点的姿态机动角度所对应的关键点的姿态机动时间Y＝[y₁，y₂，…，y_i-1，y_i，…，y_n]，利用三次样条插值法计算任意点姿态机动角度所对应的姿态机动时间：

$s\left(x\right)=\frac{M_{i-1}}{(n-1)h_i}{(x_i-x)}^3+\frac{M_i}{(n-1)h_i}{(x-x_{i-1})}^3+(\frac{y_{i-1}}{h_i}-\frac{M_{i-1}}{n-1}{h}_i)(x_i-x)+(\frac{y_i}{h_i}-\frac{M_i}{n-1}{h}_i)(x-x_{i-1}),$

x_i-1≤x≤x_i，(i＝0，1，…，n)，

其中，h_i＝x_i-x_i-1， ${\mathrm{\α}}_i=\frac{h_{i+1}}{h_i+h_{i+1}},$ γ_i＝1-α_i， ${\mathrm{\β}}_i=\frac{n-1}{h_i+h_{i+1}}(\frac{y_{i+1}-y_i}{h_{i+1}}-\frac{y_i-y_{i-1}}{h_i}),i=\mathrm{1,2},...,n;$

α₀＝0，β₀＝0，γ_n＝0，β_n＝0；

α_i(i＝0，1，…，n)和γ_i(i＝0，1，…，n)满足下式：

本发明与现有技术相比的优点在于：

(1)本发明针对高分辨率敏捷卫星平台需要满足多种工作模式的成像任务需求，例如，多条带拼接成像和同轨立体成像。由于成像模式复杂、涉及星上各种事件时序、信息和姿态机动等多个方面，因此敏捷卫星姿态机动过程的确定，需要考查成像过程中的各种约束，为成像模式的设计优化提供依据；本发明的姿态机动任务需求来源于卫星应用需求的成像模式设计，姿态机动过程设计模块是根据姿态控制执行机构的力矩输出能力和姿态角速度的测量能力以及姿态机动任务需求进行的姿态机动过程的优化设计，并把关键点的设计指标通过任意姿态机动任务计算模块计算出任意姿态机动的技术指标，最后由该技术指标得到姿态机动的能量消耗，能量消耗值输入给卫星平台方案作为设计的约束参数。卫星平台方案设计可以根据该敏捷卫星姿态机动确定系统对卫星各分系统的技术指标进行再分解、迭代，该姿态机动确定系统可以为平台方案设计最终达到优化设计的目的；

(2)本发明的姿态机动过程设计模块对姿态机动任务需求模块提出的关键点的姿态机动任务进行姿态机动过程设计，以条件约束设置模块中的姿态控制执行机构力矩输出能力和姿态角速度测量能力为约束，设计整个姿态机动过程。该设计方法解决了姿态执行机构力矩输出能力和姿态角速度测量能力对姿态机动角度范围和响应速度范围的限制问题，通过姿态机动过程的优化设计，最大程度的解决了敏捷卫星姿态机动的任务需求问题；

(3)本发明对姿态机动任务需求提出的关键点的姿态机动任务指标，采用三样条插值的计算方法，求解出任意姿态机动任务的技术指标。该计算方法对任意姿态机动所对应的姿态机动技术指标计算准确，拟合精度高，该指标可以提供给姿态机动能量消耗的计算，并输入给平台指标分解模块，该参数可以对平台技术指标的优化设计提供可参考依据；

总之，本发明的敏捷卫星姿态机动确定系统，解决了姿态控制执行机构力矩输出能力和姿态角速度测量能力对敏捷卫星姿态机动任务的约束问题，大大提高了卫星平台总体的优化设计。

附图说明

图1为本发明姿态控制系统的结构组成框图；

图2为本发明姿态机动过程图；

图3为本发明姿态机动过程优化设计流程图；

图4为本发明任意姿态机动任务计算流程图。

具体实施方式

如图1所示的一种敏捷卫星姿态机动确定系统，包括：条件约束设置模块1、姿态机动过程设计模块2、任意姿态机动任务计算模块3、姿态机动能量消耗确定模块4和姿态机动任务需求模块5。条件约束设置模块1为姿态机动过程设计模块2提供姿态执行机构能够输出的最大力矩和姿态测量器件能够测量的最大角速度。其他模块的详细介绍如下：

(一)姿态机动过程设计模块2

姿态机动过程设计模块2根据姿态执行机构能够输出的最大力矩、姿态测量器件能够测量的最大角速度和关键点姿态机动角度值输出关键点的姿态机动角度所对应的姿态机动时间。

具体实现如图2和图3所示，首先根据姿态执行机构的最大力矩输出T和卫星平台的转动惯量I，计算出卫星平台姿态机动的最大角加速度

计算公式为： ${\stackrel{\·\·}{\mathrm{\θ}}}_{\max }=T/I;$ 然后根据姿态测量器件能够测量的最大角速度

设计卫星平台姿态机动的角加速和角减速的时间： $\mathrm{\Δ}{t}_a=t_a-t_0=t_c-t_b={\stackrel{\·\·}{\mathrm{\θ}}}_{\max }/{\stackrel{\·}{\mathrm{\θ}}}_{\max },$ 其中t₀为卫星平台姿态机动角加速开始时间，t_a为卫星平台姿态机动角加速截至时间，t_b为卫星平台姿态机动角减速开始时间，t_c为卫星平台姿态机动角减速截至时间，Δt_a为卫星姿态机动的角加速和角减速时间，为了保证卫星平台姿态稳定时间尽量小，即，在卫星姿态稳定时刻t_c卫星的姿态角速度约为零，从t_c到t_s为卫星平台姿态稳定的时间，因此，设计卫星平台姿态机动的角加速时间和角减速时间相等：Δt_a＝t_a-t₀＝t_c-t_b；根据姿态机动任务需求模块5给出的关键点的姿态机动角度θ＝x_i，(i＝1，2，…，n)，这里的姿态机动任务θ对应姿态机动任务需求模块5输出的关键点的姿态机动任务X＝[x₁，x₂，…，x_i-1，x_i，…，x_n]中的一个关键点的姿态机动角度值，采用公式 $t=\frac{\mathrm{\θI}}{\mathrm{T\Δ}{t}_a}+\mathrm{\Δ}{t}_a$ 求解出姿态机动的总时间，则该式满足： $\stackrel{\·}{t}=-\frac{\mathrm{\θ}\·I}{T\·{\left(\mathrm{\Δ}{t}_a\right)}^2}+1,$ 令 $\stackrel{\·}{t}=-\frac{\mathrm{\θ}\·I}{T\·{\left(\mathrm{\Δ}{t}_a\right)}^2}+1=0;$ 以姿态机动的总时间最小为约束条件，计算出姿态机动角加速和姿态机动角减速的时间： $\mathrm{\Δ}{t}_a=\sqrt{\frac{\mathrm{\θ}\·I}{T}};$ 依此类推，计算出一系列关键点的姿态机动角度所对应的关键点的姿态机动时间Y＝[y₁，y₂，…，y_i-1，y_i，…，y_n]，并将该计算值作为任意姿态机动任务计算模块3的输入。

(二)任意姿态机动任务计算模块3

任意姿态机动任务计算模块3根据关键点的姿态机动角度和关键点的姿态机动时间计算出任意姿态机动任务的姿态机动时间值。

具体实施过程如图4所示，首先，根据姿态机动任务需求模块5输出的关键点的姿态机动任务X＝[x₁，x₂，…，x_i-1，x_i，…，x_n]；关键点的姿态机动任务经过姿态机动过程设计模块计算出关键点姿态机动任务所对应的姿态机动时间Y＝[y₁，y₂，…，y_i-1，y_i，…，y_n]；然后利用三次样条插值法计算任意点的姿态机动指标，将关键点的姿态机动任务和姿态机动时间代入三次样条插值公式得到：

$s\left(x\right)=\frac{M_{i-1}}{(n-1)h_i}{(x_i-x)}^3+\frac{M_i}{(n-1)h_i}{(x-x_{i-1})}^3+(\frac{y_{i-1}}{h_i}-\frac{M_{i-1}}{n-1}{h}_i)(x_i-x)+(\frac{y_i}{h_i}-\frac{M_i}{n-1}{h}_i)(x-x_{i-1}),$

x_i-1≤x≤x_i，(i＝0，1，…，n)

其中，h_i＝x_i-x_i-1，i＝1，2，…，n；

${\mathrm{\α}}_i=\frac{h_{i+1}}{h_i+h_{i+1}},$ γ_i＝1-α_i；α_i(i＝0，1，…，n)，γ_i(i＝0，1，…，n)；

${\mathrm{\β}}_i=\frac{n-1}{h_i+h_{i+1}}(\frac{y_{i+1}-y_i}{h_{i+1}}-\frac{y_i-y_{i-1}}{h_i});$ α₀＝0，β₀＝0，γ_n＝0，β_n＝0。

参数M_i(i＝0，1，…，n)由以下公式计算得到：

n代表关键点的个数。

(三)姿态机动任务需求模块5

姿态机动任务需求模块5根据卫星应用需求设计成像模式，并根据成像模式确定卫星平台的关键点姿态机动角度值，并将该角度值分别输入给姿态机动过程设计模块2和任意姿态机动任务计算模块3。

假设卫星平台采用a公里幅宽的高分辨率相机完成卫星应用需求为G×G平方公里幅宽的高分辨率图像，该成像任务需要多条带成像模式，考虑图像拼接重叠因素的影响，需要foor[G/a](G/a的商向下取整)个条带图像进行拼接，foor[G/a]的条带图像拼接需要卫星完成foor[G/a]-1次敏捷姿态机动，对于一颗轨道高度为h公里的卫星，该成像模式需要的卫星姿态机动角度为θ＝G/h，依次类推，任意成像任务的姿态机动角度计算都按照上述公式求得，依次可以求得一系列关键点的姿态任务机动任务X＝[x₁，x₂，…，x_i-1，x_i，…，x_n]。

(四)姿态机动能量消耗确定模块4

姿态机动能量消耗确定包括两部分：卫星姿态稳定时的功率消耗P₀，姿态机动时增加的功率消耗与姿态执行机构的力矩输出M成正比，比例值为K，K由姿态执行机构的性能确定，本例中取4。则姿态机动时姿态执行机构的功率消耗值为P＝P₀+K×M；采用式W＝P·s(x)，则计算得出完成任意一个特定姿态机动任务姿态执行机构的能量消耗值W，该值作为卫星平台方案设计的输入，指导卫星平台的方案设计。

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。

Claims (4)

1.一种敏捷卫星姿态机动确定系统，其特征在于包括：条件约束设置模块(1)、姿态机动过程设计模块(2)、任意姿态机动任务计算模块(3)、姿态机动任务需求模块(5)；

姿态机动任务需求模块(5)根据卫星应用需求设计成像模式，并根据成像模式确定卫星平台的关键点姿态机动角度值，并将该角度值分别输入给姿态机动过程设计模块(2)和任意姿态机动任务计算模块(3)；

条件约束设置模块(1)输出姿态执行机构能够输出的最大力矩和姿态测量器件能够测量的最大角速度给姿态机动过程设计模块(2)；

姿态机动过程设计模块(2)根据姿态执行机构能够输出的最大力矩、姿态测量器件能够测量的最大角速度和关键点姿态机动角度值输出关键点的姿态机动角度所对应的姿态机动时间，并将该关键点的姿态机动时间输入给任意姿态机动任务计算模块(3)；

任意姿态机动任务计算模块(3)根据关键点的姿态机动角度和关键点的姿态机动时间拟合出任意姿态机动任务的姿态机动时间值。

2.根据权利要求1所述的一种敏捷卫星姿态机动确定系统，其特征在于：还包括姿态机动能量消耗确定模块(4)，姿态机动能量消耗确定模块(4)根据任意姿态机动任务计算模块(3)输出的任意姿态机动任务的姿态机动时间值计算姿态机动能量消耗值，该能量消耗值指导卫星平台的方案设计。

3.根据权利要求1或2所述的一种敏捷卫星姿态机动确定系统，其特征在于：姿态机动过程设计模块(2)是根据姿态执行机构力矩输出的约束条件和姿态角速度测量能力的约束条件对整个姿态机动过程进行规划，计算出关键点的姿态机动时间，姿态机动时间确定方法为：

1)根据卫星平台中姿态执行机构的最大力矩T和卫星平台的转动惯量I计算卫星平台姿态机动的最大角加速度 

2)确定卫星平台姿态机动的角加速和角减速的时间Δt_a： 其中 

为姿态测量器件能够测量的最大角速度，t₀为卫星平台姿态机动角加速开始时间，t_a为卫星平台姿态机动角加速截至时间，t_b为卫星平台姿态机动角减速开始时间，t_c为卫星平台姿态机动角减速截至时间；

3)求解姿态机动的时间： 

θ为卫星的姿态机动角度；

4)设计姿态机动角加速和姿态机动的角减速的时间Δt_a，以保证姿态机动的总时间最小为条件， 

5)步骤1)-4)中的θ为一个关键点的姿态机动角度，t为与该姿态机动角度所对应的姿态机动时间，令一系列关键点的姿态机动角度为X＝[x₁，x₂，…，x_i-1，x_i，…，x_n]，则与关键点的姿态机动角度所对应的关键点的姿态机动时间为Y＝[y₁，y₂，…，y_i-1，y_i，…，y_n]，关键点的姿态机动时间Y＝[y₁，y₂，…，y_i-1，y_i，…，y_n]的计算由步骤1)-4)给出。

4.根据权利要求1或2所述的一种敏捷卫星姿态机动确定系统，其特征在于：所述的任意姿态机动任务计算模块(3)根据关键点姿态机动角度所对应的姿态机动时间拟合出任意点姿态机动角度所对应的姿态机动时间；任意姿态机动任务计算模块(3)所采用的方法为：

根据姿态机动任务需求模块(5)输出的关键点的姿态机动角度X＝[x₁，x₂，…，x_i-1，x_i，…，x_n]，以及姿态机动过程设计模块(2)输出的关键点的姿态机动角度所对应的关键点的姿态机动时间Y＝[y₁，y₂，…，y_i-1，y_i，…，y_n]，利用三次样条插值法计算任意点姿态机动角度所对应的姿态机动时间：

x_i-1≤x≤x_i，(i＝1，…，n)， 

其中，h_i＝x_i-x_i-1， 

γ_i＝1-α_i， 

i＝1，2，…，n；

α₀＝0，β₀＝0，γ_n＝0，β_n＝0；

α_j(j＝0，1，…，n)和γ_j(j＝0，1，…，n)满足下式：

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