CN103950555A - 超近距离的高精度相对位置保持控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开一种超近距离的高精度相对位置保持控制方法，方法为了解决两个航天器超近距离停靠的相对导航和相对控制方法，采用把相对坐标系建立在追踪星的轨道系下，测量信息从测量坐标系下转换到相对坐标系下，使用了追踪器的姿态信息，追踪器采用星敏感器加陀螺的高精度定姿方法，比相对姿态的精度高，因此降低了相对测量信息的对相对导航精度的影响，因此提高了相对导航精度。从而保证了高精度的相对位置控制。由于对追踪器的姿态控制精度要求高于相对姿态的测量精度，因此不采用相对姿态控制，而采用绝对姿态控制。

Description

超近距离的高精度相对位置保持控制方法

技术领域

本发明涉及航天器在轨与另外一个航天器进行跟踪接近或交会时用到的相对导航和相对位置控制方法，可以用于相对距离小于1m(超近距离)的位置保持控制。

背景技术

航天器在空间进行交会，是一个航天器接近另一个航天器的过程，就是在太空飞行中两个或两个以上的航天器通过轨道参数的协调，在同一时间到达空间同一位置的过程。目前我国在轨完成空间交会对接为神舟飞船和天宫一号，在最后阶段，神舟飞船采用光学成像敏感器的相对位置和相对姿态测量信息，进行相对位置和相对姿态导航，然后进行相对位置和相对姿态控制。因为SY-7卫星的光学成像敏感器的相对姿态精度差，为了在超近距离情况下，获得高精度的相对位置控制，必须有高精度的相对位置导航信息，在光学成像敏感器测量精度一定的情况下，必须减小测量信息在转换过程的误差传播。

发明内容

本发明所要解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供一种超近距离的高精度相对位置保持控制方法，该方法提高了相对导航精度，从而保证了高精度的相对位置控制。

本发明包括如下技术方案：超近距离的高精度相对位置保持控制方法，方法包括追踪器姿态控制和相对位置控制两部分；其中追踪器姿态控制采用相平面控制方法进行；追踪器姿态控制部分实时向相对位置控制提供追踪器的姿态信息；相对位置控制具体步骤如下：

(1)利用追踪器姿态控制部分提供的追踪器姿态信息，构建追踪器本体系到相对坐标系的姿态转移矩阵；所述的相对坐标系原点o_r为追踪器的质心，o_rz_r轴指向地球的质心，o_ry_r轴垂直于o_rz_r轴，指向轨道角速度的反方向，o_rx_r轴与o_rz_r、o_ry_r轴构成右手系；

(2)利用步骤(1)中构建的姿态转移矩阵，将追踪器上光学成像敏感器的测量量转换到相对坐标系下；以及将追踪器上加速度计测量的三轴速度增量转换到相对坐标系下；

(3)对步骤(2)中转换后的结果进行滤波，得到追踪器相对于目标器的相对位置和相对速度；

(4)根据任务需求，设置在相对坐标系下的目标位置；将步骤(3)中得到的相对位置和相对速度与目标位置求差，根据差值利用相平面控制方法控制追踪器到达目标位置。

所述的追踪器姿态控制利用追踪器上星敏感器和陀螺联合定姿获得三轴姿态角和角速度，采用相平面控制方法进行控制。

本发明与现有技术相比的有益效果是：

(1)本发明把相对坐标系建立在追踪星的轨道系下，优点是相对测量信息到相对坐标系下的转换只与追踪星的绝对姿态有关，可以扩展应用到非合作目标的相对导航和控制中。

(2)本发明中追踪星采用星敏感器+陀螺高精度绝对定姿方法，和测量的相对姿态0.5°的精度相比，星敏+陀螺定姿精度可以到0.03°，降低了定姿误差对测量信息的误差传播。

(3)本发明中追踪星采用绝对姿态进行控制，因为相对姿态精度差，采用高精度的绝对姿态控制有利于提高姿态控制精度。

(4)本发明由于降低了相对测量信息的传播误差，因此提高了相对导航精度，从而保证了高精度的相对位置控制。

附图说明

图1为本发明控制方法流程图；

图2为本发明的控制结果-滚动角曲线图

图3为本发明的控制结果-俯仰角曲线图

图4为本发明的控制结果-偏航角曲线图

图5为本发明的控制结果-x轴相对位置曲线图

图6为本发明的控制结果-y轴相对位置曲线图

图7为本发明的控制结果-z轴相对位置曲线图

具体实施方式

为了更清楚的理解本发明，首先对本发明中涉及的坐标系进行说明：

追踪器本体系：坐标系原点O_so位于追踪器质心；O_soX_so轴沿追踪器的纵轴方向，O_soY_so轴在零姿态是指向轨道角速度的反方向，O_soX_so轴、O_soY_so轴、O_soZ_so轴成右手系。星敏感器、陀螺、光学成像敏感器和加速度计敏感器安装在追踪器本体系下。

光学成像敏感器(相机)测量坐标系：坐标系原点O为相机的主点，相机光轴方向为+X_C方向，从相机主点指向安装面的方向为+Z_C方向，OY_C轴、与OX_C轴和OZ_C轴方向符合右手坐标系。

相对坐标系：原点o_r为追踪器的质心，o_rz_r轴指向地球的质心，o_ry_r轴垂直于o_rz_r轴，指向轨道角速度的反方向，o_rx_r轴与o_rz_r、o_ry_r轴构成右手系。

如图1所示，本发明超近距离的高精度相对位置保持控制方法，包括追踪器姿态控制和相对位置控制两部分；

(一)追踪器姿态控制

追踪器的姿态控制有2种控制方式，一种是利用相对姿态信息进行相对姿态控制，一种是采用追踪器的绝对姿态进行控制。由于相对姿态测量精度比较差，而绝对姿态精度高，采用绝对姿态控制的精度还依赖于目标器的姿态控制精度，追踪器的绝对姿态控制精度优于0.1°，目标器的姿态控制精度优于0.2°，总的控制精度优于0.22°。而相对姿态的测量精度为0.5°，相对姿态控制精度大于0.5°。为了提高姿态控制精度，因此追踪器的姿态控制选择采用绝对姿态控制，实时向相对位置控制提供追踪器的姿态信息，即根据陀螺测量的角速度信息和星敏感器测量的姿态角信息，进行kalman滤波，得到追踪器的三轴姿态角(量纲：弧度)和三轴角速度信息(量纲：弧度/秒)，姿态控制采用相平面控制算法。

(二)相对位置控制

实现两个航天器的超近距离的高精度位置保持控制，首先选择相对坐标系，一种是建立在目标器的轨道系下，相对测量数据从追踪器的本体系转换到相对坐标系下，需要有相对姿态信息；一种是建立在追踪器的轨道系下，相对测量数据从追踪器的本体系转换到相对坐标系下，需要有追踪器的姿态信息；相对测量敏感器可以测量相对姿态，但是精度比较差，精度不大于0.5°，追踪器采用星敏感器+陀螺定姿方法，定姿精度优于0.03°，为了减小转换关系带来的误差，相对坐标系选择建立在追踪器的轨道系下。

光学成像敏感器安装在追踪器的本体系下，测量信息需要从本体系转换到相对坐标系下，已知追踪器的姿态信息，可以计算转移矩阵，利用姿态转移矩阵，把测量信息转换到相对坐标系下，利用相对运动方程进行预报，然后进行kalman滤波计算，得到相对导航信息。由于采用了追踪器的姿态信息，降低了相对测量信息的传播误差，因此提高了相对导航精度。

根据相对导航信息，相对位置控制采用相平面控制方法，由于提高了相对导航的精度，因此相对位置控制精度也得到了提高。相对位置控制具体步骤如下：

(1)利用追踪器姿态控制部分提供的追踪器姿态信息(滚动)，(俯仰)，(偏航)(量纲：弧度)，构建追踪器本体系到相对坐标系的姿态转移矩阵；

姿态转移矩阵为 $C_{B0}=\left[\begin{array}{ccc}{c}_{\mathrm{\θ}}{c}_{\mathrm{\ψ}}-s_{\mathrm{\θ}}{s}_{\mathrm{\φ}}{s}_{\mathrm{\ψ}}& c_{\mathrm{\θ}}{s}_{\mathrm{\ψ}}+s_{\mathrm{\θ}}{s}_{\mathrm{\φ}}{c}_{\mathrm{\ψ}}& -s_{\mathrm{\θ}}{c}_{\mathrm{\φ}}\\ -c_{\mathrm{\φ}}{s}_{\mathrm{\ψ}}& c_{\mathrm{\φ}}{c}_{\mathrm{\ψ}}& s_{\mathrm{\φ}}\\ s_{\mathrm{\θ}}{c}_{\mathrm{\ψ}}+c_{\mathrm{\θ}}{s}_{\mathrm{\φ}}{s}_{\mathrm{\ψ}}& s_{\mathrm{\θ}}{s}_{\mathrm{\ψ}}-c_{\mathrm{\θ}}{s}_{\mathrm{\φ}}{c}_{\mathrm{\ψ}}& c_{\mathrm{\θ}}{c}_{\mathrm{\φ}}\end{array}\right],$

$c_{\mathrm{\θ}}=\cos \left({\widehat{\mathrm{\θ}}}_{\mathrm{out}}\right),$ $s_{\mathrm{\θ}}=\sin \left({\widehat{\mathrm{\θ}}}_{\mathrm{out}}\right),$ $c_{\mathrm{\ψ}}=\cos \left({\widehat{\mathrm{\ψ}}}_{\mathrm{out}}\right),$ $s_{\mathrm{\ψ}}=\sin \left({\widehat{\mathrm{\ψ}}}_{\mathrm{out}}\right)$

(2)利用步骤(1)中构建的姿态转移矩阵，将追踪器上光学成像敏感器的测量量转换到相对坐标系下；以及将追踪器上加速度计测量的三轴速度增量转换到相对坐标系下；

光学成像敏感器的测量量在测量坐标系下的分量为[x_rcm y_rcm z_rcm]^T，相对运动方程建立在相对坐标系下，测量量需要从测量坐标系下转换到相对坐标系下。光学成像敏感器安装在追踪器的本体系下，安装矩阵可以标定，标定后为常数阵，例如当光学成像敏感器正装时，其测量坐标系的OX_C轴、OY_C轴、OZ_C轴与追踪器本体系O_soX_so轴、O_soY_so轴、O_soZ_so轴平行，安装矩阵为单位阵，安装位置在本体系下为[X_c Y_c Z_c]^T，在相对坐标系下，测量量按下式计算：

$\left[\begin{array}{c}{x}_{\mathrm{ccd}}\\ y_{\mathrm{ccd}}\\ z_{\mathrm{ccd}}\end{array}\right]={C_{\mathrm{BO}}}^T\left(\begin{array}{c}\left[\begin{array}{c}{x}_{\mathrm{rcm}}\\ y_{\mathrm{rcm}}\\ z_{\mathrm{rcm}}\end{array}\right]+\left[\begin{array}{c}{X}_c\\ Y_c\\ Z_c\end{array}\right]\end{array}\right)$

加速度计测量的在追踪器本体系下的三轴(x轴、y轴、z轴)速度增量为δw_x,δw_y,δw_z(米/秒)，相对坐标系下的控制速度增量a_x,a_y,a_z(米/秒)用下式计算：

$\left[\begin{array}{c}{a}_x\\ a_y\\ a_z\end{array}\right]={C_{\mathrm{BO}}}^T\left[\begin{array}{c}{\mathrm{\δw}}_x\\ {\mathrm{\δw}}_y\\ {\mathrm{\δw}}_z\end{array}\right]$

(3)对步骤(2)中转换后的结果进行滤波(可进行kalman滤波)，得到追踪器相对于目标器的相对位置和相对速度 $[{\widehat{\stackrel{\·}{x}}}_{\mathrm{ccds}},{\widehat{\stackrel{\·}{y}}}_{\mathrm{ccds}},{\widehat{\stackrel{\·}{z}}}_{\mathrm{ccds}}];$

根据相对位置和相对速度利用相对运动方程进行一步预报，得到新的相对位置[x y z]和相对速度

$\left[\begin{array}{c}x\\ y\\ z\end{array}\right]=\left[\begin{array}{c}{\hat{x}}_{\mathrm{ccds}}\\ {\hat{y}}_{\mathrm{ccds}}\\ {\hat{z}}_{\mathrm{ccds}}\end{array}\right]+\left[\begin{array}{c}{\widehat{\stackrel{\·}{x}}}_{\mathrm{ccds}}\\ {\widehat{\stackrel{\·}{y}}}_{\mathrm{ccds}}\\ {\widehat{\stackrel{\·}{z}}}_{\mathrm{ccds}}\end{array}\right]\mathrm{\ΔT}$

$\left[\begin{array}{c}\stackrel{\·}{x}\\ \stackrel{\·}{y}\\ \stackrel{\·}{z}\end{array}\right]=\left[\begin{array}{c}{\widehat{\stackrel{\·}{x}}}_{\mathrm{ccds}}\\ {\widehat{\stackrel{\·}{y}}}_{\mathrm{ccds}}\\ {\widehat{\stackrel{\·}{z}}}_{\mathrm{ccds}}\end{array}\right]+\left[\begin{array}{c}2{\mathrm{\ω}}_0{\widehat{\stackrel{\·}{z}}}_{\mathrm{ccds}}\\ -{\mathrm{\ω}}_0{\mathrm{\ω}}_0{\hat{y}}_{\mathrm{ccds}}\\ 3{\mathrm{\ω}}_0{\mathrm{\ω}}_0{\hat{z}}_{\mathrm{ccds}}-2{\mathrm{\ω}}_0{\widehat{\stackrel{\·}{x}}}_{\mathrm{ccds}}\end{array}\right]\mathrm{\ΔT}-\left[\begin{array}{c}{a}_x\\ a_y\\ a_z\end{array}\right]$

根据新的相对位置[x y z]和步骤(2)的结果，进行滤波，得到滤波后的相对位置和相对速度

$\left[\begin{array}{c}{\hat{x}}_{\mathrm{ccds}}\\ {\hat{y}}_{\mathrm{ccds}}\\ {\hat{z}}_{\mathrm{ccds}}\\ {\widehat{\stackrel{\·}{x}}}_{\mathrm{ccds}}\\ {\widehat{\stackrel{\·}{y}}}_{\mathrm{ccds}}\\ {\widehat{\stackrel{\·}{z}}}_{\mathrm{ccds}}\end{array}\right]=\left[\begin{array}{c}x\\ y\\ z\\ \stackrel{\·}{x}\\ \stackrel{\·}{y}\\ \stackrel{\·}{z}\end{array}\right]+K_{\mathrm{CCD}}\left(\begin{array}{ccc}\left[\begin{array}{c}{x}_{\mathrm{ccd}}\\ y_{\mathrm{ccd}}\\ z_{\mathrm{ccd}}\end{array}\right]& -& \left[\begin{array}{c}x\\ y\\ z\end{array}\right]\end{array}\right)$

式中为相对运动方程的状态信息，ΔT为控制周期，K_CCD为6行3列的常值滤波系数。ω₀为追踪器的轨道角速度。

(4)根据任务需求，设置在相对坐标系下的目标位置[x_f y_f z_f]^T；将步骤(3)中得到的相对位置和相对速度与目标位置求差： $y_{\mathrm{out}}={\hat{y}}_{\mathrm{ccds}}-y_f,$ $z_{\mathrm{out}}={\stackrel{\·}{z}}_{\mathrm{ccds}}-z_f,$ ${\stackrel{\·}{x}}_{\mathrm{out}}={\widehat{\stackrel{\·}{x}}}_{\mathrm{ccds}},$ ${\stackrel{\·}{y}}_{\mathrm{out}}={\widehat{\stackrel{\·}{y}}}_{\mathrm{ccds}},$ ${\stackrel{\·}{z}}_{\mathrm{out}}={\widehat{\stackrel{\·}{z}}}_{\mathrm{ccds}};$ 根据差值利用相平面控制方法控制追踪器到达目标位置。

我国某型号卫星上首次在星上超近距离时采用这种控制方法，经过在轨试验表明，应用了本发明方法后，保证了超近距离情况下相对位置和相对速度的控制精度，姿态控制精度也达到了要求。

图2-图4为追踪器的三轴姿态控制结果，滚动角、俯仰角和偏航角的控制精度都由于0.2°，小于光学成像敏感器的相对姿态测量精度0.5°。

图5-图7为追踪器和目标器相对距离为x轴为0.87m时的三轴相对位置控制结果，x轴的结果减去0.87m为x轴的控制精度，从图中曲线可以看出，三轴的控制精度都由于0.04m。

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。

Claims (2)

1.超近距离的高精度相对位置保持控制方法，其特征在于：方法包括追踪器姿态控制和相对位置控制两部分；其中追踪器姿态控制采用相平面控制方法进行；追踪器姿态控制部分实时向相对位置控制提供追踪器的姿态信息；相对位置控制具体步骤如下：

(1)利用追踪器姿态控制部分提供的追踪器姿态信息，构建追踪器本体系到相对坐标系的姿态转移矩阵；所述的相对坐标系原点o_r为追踪器的质心，o_rz_r轴指向地球的质心，o_ry_r轴垂直于o_rz_r轴，指向轨道角速度的反方向，o_rx_r轴与o_rz_r、o_ry_r轴构成右手系；

(2)利用步骤(1)中构建的姿态转移矩阵，将追踪器上光学成像敏感器的测量量转换到相对坐标系下；以及将追踪器上加速度计测量的三轴速度增量转换到相对坐标系下；

(3)对步骤(2)中转换后的结果进行滤波，得到追踪器相对于目标器的相对位置和相对速度；

(4)根据任务需求，设置在相对坐标系下的目标位置；将步骤(3)中得到的相对位置和相对速度与目标位置求差，根据差值利用相平面控制方法控制追踪器到达目标位置。

2.根据权利要求1所述的超近距离的高精度相对位置保持控制方法，其特征在于：所述的追踪器姿态控制利用追踪器上星敏感器和陀螺联合定姿获得三轴姿态角和角速度，采用相平面控制方法进行控制。