CN104085539A - 成像定标的姿态控制方法 - Google Patents

Abstract

成像定标的姿态控制方法，包括以下步骤：(1)敏感器的安装布局；(2)执行机构的安装布局；(3)姿态确定；(4)姿态轨迹规划；(5)姿态控制误差计算；(6)姿态控制。本发明在成像定标中可以自主选择姿态确定方法，在姿态机动过程引入姿态修正或姿态更新，既适用于陀螺正常情况，也适应于陀螺故障情况，有利于飞行器延寿和安全可靠，综合设计的姿态控制算法，提供高品质的姿态，有利于遥感器的在轨成像标定。

Description

成像定标的姿态控制方法

技术领域

本发明属于飞行器(航空和航天)的自动控制领域，涉及成像定标的姿态控制方法。

背景技术

在轨运行的遥感器随着空间环境条件的变化，其性能如CCD器件的响应度将会产生新的影响，随着空间任务要求的不断提高，传统的地面标定手段已经不能满足高精度遥感的需求，遥感器研制单位提出了飞行器在轨姿态机动一定角度的成像定标方法(如对地成像遥感器要求飞行器偏航机动90度)，不仅对姿态机动时间和姿态偏置稳态飞行时间提出了要求，而且对稳态飞行期间的姿态确定精度、稳定度和指向精度等提出了要求。

以往关于遥感器标定的文献有很多，但是只是关注于标定方法，而未见成像定标的飞行器姿态控制文献。事实上，为了满足成像定标的要求，飞行器姿态机动一般属于大角度快速机动，敏感器和执行机构的安装布局要兼顾正常飞行姿态和成像定标姿态，姿态控制方法也不同于常规的姿态控制。

发明内容

本发明的技术解决问题是：针对遥感器标定的姿态控制问题，提供了一种成像定标的姿态控制方法。

本发明的技术解决方案是：成像定标的姿态控制方法，包括以下步骤：

(1)确定敏感器的安装布局：所述的敏感器包括陀螺和星敏感器；陀螺安装布局根据最大机动角速度需求确定，满足姿态控制期间陀螺不饱和；星敏感器的安装布局满足在轨使用要求和姿态确定精度的要求；

(2)确定执行机构的安装布局：执行机构的安装布局满足姿态控制期间不饱和且能输出有效力矩；

(3)预估姿态，包括：利用陀螺数据进行姿态四元数和角速度预估即有陀螺姿态；利用姿态动力学预估姿态四元数和角速度即无陀螺姿态；

(4)如果当前星敏感器数据无效则转步骤(6)，否则：分别对步骤(3)预估的姿态进行卡尔曼滤波姿态修正，修正后转步骤(5)；

(5)如果当前星敏感器数据有效之前出现星敏感器持续无效且处于姿态机动过程则采用当前有效星敏感器数据根据几何定姿算法更新当前姿态，即由星敏感器确定的姿态直接更新当前有陀螺和无陀螺姿态，后转步骤(6)；

(6)确定三轴姿态：根据有陀螺姿态和无陀螺姿态的姿态四元数、轨道数据确定三轴有陀螺和无陀螺姿态角；

(7)根据飞行器质量特性、控制力矩大小、角动量容量、姿态机动角度、姿态机动时间要求设计姿态机动轨迹以及机动到位后的跟踪轨迹；

(8)根据飞行器当前姿态，即陀螺正常则当前姿态取有陀螺姿态，否则取无陀螺姿态和步骤(7)中设计的姿态机动轨迹中的姿态计算姿态控制误差；

(9)利用步骤(8)中计算的姿态控制误差进行姿态控制。

所述步骤(1)中的在轨使用要求包括角速度要求和遮光性能要求，遮光性能要求满足下式：其中Z_1B为星敏感器光轴在飞行器本体系的安装方位列矢量、r_s/e为太阳或地心单位矢量在飞行器本体系的表示、α_s/e为考虑星敏感器遮光角的判断阈值。

本发明与现有技术相比具有如下优点：

1)本发明在成像定标中可以自主选择姿态确定方法。

2)本发明既适用于陀螺正常情况，也适应于陀螺故障情况，有利于飞行器延寿和安全可靠。

3)本发明在姿态机动过程引入姿态修正或姿态更新，不仅提高了姿态确定精度，而且可以缩短机动到位后的进入稳态时间。

4)本发明在PD或PID控制算法的基础上引入结构滤波器和低通滤波器，可提高抗干扰能力和克服挠性模态的影响，得到更好的姿态控制品质。

附图说明

图1为本发明流程图。

图2为姿态确定流程图。

图3为姿态控制流程图。

图4为偏航机动90度成像定标的曲线。

具体实施方式

如图1所示，本发明提供了一种成像定标的姿态控制方法，包括如下步骤：

(1)敏感器的安装布局

考虑陀螺和星敏感器的安装：

1)根据最大机动角速度需求确定陀螺的安装，满足姿态控制期间陀螺不饱和，即其中R_g为陀螺的安装位置，ω_j为机动角速度需求，ω_gmax为陀螺的测量量程；

2)姿态机动期间尽量有1个星敏感器满足其在轨使用要求，姿态偏置稳态飞行期间星敏感器的安装满足其在轨使用要求和姿态确定精度的要求。在轨使用要求包括角速度要求和遮光性能要求，其中角速度要求通过下式判断：遮光性能通过下式判断：其中R_sts为星敏感器的安装位置，ω_smax为星敏感器的允许角速度要求，Z_1B为星敏感器光轴在飞行器本体系的安装方位列矢量、r_s/e为太阳或地心单位矢量在飞行器本体系的表示、α_s/e为考虑星敏感器遮光角的判断阈值，星敏感器安装方位要兼顾正常飞行姿态和成像定标姿态。单个星敏感器可用的姿态确定精度与星敏感器光轴和横轴的测量误差相关，两个星敏感器可用的姿态确定精度与星敏感器光轴及光轴夹角相关，可由下式近似确定：其中α₁和α₂为两个星敏感器的光轴测量误差，θ₁₂为光轴夹角，可见光轴垂直时的姿态确定精度高。

(2)执行机构的安装布局

主要考虑角动量交换装置(如飞轮、CMG等)的安装，根据最大机动角速度、机动时间需求和卫星质量特性等确定角动量交换装置的安装，满足姿态控制期间不饱和、能输出有效力矩，即满足和|I_sc·ω_j|<H_mw，其中I_sc为飞行器惯量、T_mw为控制力矩、H_mw为角动量容量。

(3)姿态确定

如图2所示，具体步骤如下：

1)预估姿态，包括：利用陀螺数据进行姿态四元数和角速度预估(即有陀螺姿态)；利用姿态动力学预估姿态四元数和角速度(即无陀螺姿态)；

2)如果当前星敏感器数据无效转4)，否则：分别对步骤1)的有陀螺姿态和无陀螺姿态进行卡尔曼滤波姿态修正，修正后转下一步；

3)如果此前出现星敏感器持续(如5s)无效且处于姿态机动过程则采用有效星敏感器数据根据几何定姿算法(即星敏几何定姿)更新当前姿态，即由星敏感器确定的姿态直接更新当前有陀螺和无陀螺姿态。

4)确定三轴姿态：根据上述有陀螺姿态和无陀螺姿态的姿态四元数、轨道数据确定三轴有陀螺和无陀螺姿态角，其中姿态角采用3-1-2转序。

(4)姿态轨迹规划

根据飞行器质量特性、控制力矩大小、角动量容量、姿态机动角度、姿态机动时间要求等设计姿态机动轨迹以及机动到位后的跟踪轨迹，例如“加速--减速”机动轨迹或者“加速--匀速--减速”机动轨迹，给出轨迹规划的姿态(角度、角速度)。具体实施步骤如下：

1)根据飞行器质量特性、控制力矩大小确定姿态机动角速度a，a＝sgn(Δφz)·T_cz/J_0z，其中Δφ_z＝φ_zm-φ_z为姿态误差，φ_zm和φ_z分别偏航轴姿态机动目标角度和当前姿态，T_cz和J_0z分别为偏航轴控制力矩大小和转动惯量。

2)计算加速/匀速/减速时间转折点：

如果a·tr1大于姿态机动速度设计阈值则

如果t_r2>t_r1，则t_r3＝t_r2+t_r1(属于“加速--匀速--减速”轨迹)，否则t_r3＝2t_r1(属于“加速--减速”轨迹)，其中t_r1,t_r2,t_r3分别为加速结束时刻、匀速结束时刻、减速结束时刻。

上述步骤1)和2)仅在姿态机动开始前计算一次。

3)计算姿态轨迹：

根据上述转折点和匀加速运动规律，即可得到姿态角和角速度的规划轨迹。

(5)姿态控制误差计算

根据飞行器当前姿态(陀螺正常则当前姿态取有陀螺姿态，否则取无陀螺姿态)和轨迹规划姿态(角度、角速度)，计算姿态控制误差作为姿态控制的输入量。计算方法如下：

Δφ_i＝φ_i-φ_ri，其中φ_i和为卫星当前三轴姿态，φ_ri和为轨迹规划的姿态，Δφ_i和为姿态控制误差(i＝x,y,z)，本发明对于i＝x,y，φ_ri和均为0。

(6)姿态控制

如图3所示，具体步骤如下：

1)如果为姿态机动期间，则采用PD姿态控制算法，并进行滚动和偏航轴前馈补偿控制，再转3)，其中前馈补偿控制力矩的算法为：

$\begin{array}{c}{T}_{\mathrm{xr}}=-J_{0x}{\mathrm{\&omega;}}_0\cos \left({\mathrm{\&phi;}}_{\mathrm{rz}}\right){\stackrel{\&CenterDot;}{\mathrm{\&phi;}}}_{\mathrm{rz}}\\ T_{\mathrm{zr}}=\left\{\begin{array}{cc}a\&CenterDot;J_{0z},& t\&le;t_{r1}\\ -a\&CenterDot;J_{0z},& t>t_{r3}-t_{r1}\end{array}\right.\end{array}$

其中T_xr和T_zr分别为滚动和偏航轴前馈补偿控制力矩，J_0x为滚动轴转动惯量，ω₀为卫星轨道速度。

2)如果不是姿态机动期间，即姿态偏置稳态飞行期间，则采用PID姿态控制算法，并进行磁力矩器卸载，转3)。

3)引入结构滤波器和低通滤波器，以提高抗干扰能力和克服挠性模态的影响，得到更好的姿态控制品质。结构/低通滤波器的传递函数分别如下：

$F\left(s\right)=\frac{s^2/{\mathrm{\&omega;}}_z^2+2{\mathrm{\&xi;}}_{z}s/{\mathrm{\&omega;}}_z+1}{s^2/{\mathrm{\&omega;}}_p^2+2{\mathrm{\&xi;}}_{p}s/{\mathrm{\&omega;}}_p+1},F_l\left(s\right)=\frac{1}{s^2/{\mathrm{\&omega;}}_{\mathrm{pl}}^2+2{\mathrm{\&xi;}}_{\mathrm{pl}}s/{\mathrm{\&omega;}}_{\mathrm{pl}}+1}$

其中，ξ_z,ξ_p、ω_z,ω_p分别为结构滤波器F(s)的阻尼比和设计频率，ξ_pl、ω_pl分别为低通滤波器F_l(s)的阻尼比和设计频率。各参数设计综合考虑挠性模态、响应速度等因素，一般取ξ_p>ξ_z,ξ_z<<1,ω_z＝ω_p取挠性模态的极点频率附近，ξ_pl一般大于0.7，ω_pl小于挠性模态的极点频率。

4)生成执行机构控制指令：根据协议生成执行机构控制指令。

以某光学遥感卫星进行偏航机动90度成像定标为例，考虑星敏感器的在轨使用要求，要求机动角速度小于0.6度/秒，综合考虑上述因素，设计姿态控制方案，采用动量轮控制，偏航姿态机动90度，到位后转入偏置飞行模式，偏置飞行600s后再机动返回，姿态、姿态角速度和动量轮转速曲线见图4，从图4可见，姿态跟踪平滑，姿态机动到位后能很快稳定，姿态指向误差小，姿态角速度精度高，优于0.0005度/秒。

本发明未详细说明部分属本领域技术人员公知常识。

Claims (2)

1.成像定标的姿态控制方法，其特征在于，包括以下步骤：

(1)确定敏感器的安装布局：所述的敏感器包括陀螺和星敏感器；陀螺安装布局根据最大机动角速度需求确定，满足姿态控制期间陀螺不饱和；星敏感器的安装布局满足在轨使用要求和姿态确定精度的要求；

(2)确定执行机构的安装布局：执行机构的安装布局满足姿态控制期间不饱和且能输出有效力矩；

(3)预估姿态，包括：利用陀螺数据进行姿态四元数和角速度预估即有陀螺姿态；利用姿态动力学预估姿态四元数和角速度即无陀螺姿态；

(4)如果当前星敏感器数据无效则转步骤(6)，否则：分别对步骤(3)预估的姿态进行卡尔曼滤波姿态修正，修正后转步骤(5)；

(5)如果当前星敏感器数据有效之前出现星敏感器持续无效且处于姿态机动过程则采用当前有效星敏感器数据根据几何定姿算法更新当前姿态，即由星敏感器确定的姿态直接更新当前有陀螺和无陀螺姿态，后转步骤(6)；

(6)确定三轴姿态：根据有陀螺姿态和无陀螺姿态的姿态四元数、轨道数据确定三轴有陀螺和无陀螺姿态角；

(7)根据飞行器质量特性、控制力矩大小、角动量容量、姿态机动角度、姿态机动时间要求设计姿态机动轨迹以及机动到位后的跟踪轨迹；

(8)根据飞行器当前姿态，即陀螺正常则当前姿态取有陀螺姿态，否则取无陀螺姿态和步骤(7)中设计的姿态机动轨迹中的姿态计算姿态控制误差；

(9)利用步骤(8)中计算的姿态控制误差进行姿态控制。

2.根据权利要求1所述的成像定标的姿态控制方法，其特征在于：所述步骤(1)中的在轨使用要求包括角速度要求和遮光性能要求，遮光性能要求满足下式：其中Z_1B为星敏感器光轴在飞行器本体系的安装方位列矢量、r_s/e为太阳或地心单位矢量在飞行器本体系的表示、α_s/e为考虑星敏感器遮光角的判断阈值。