CN104960674A - 一种运动目标的指向跟踪控制方法 - Google Patents

Abstract

一种运动目标的指向跟踪控制方法，根据运动目标的方向，结合卫星对运动目标的指向轴，以姿态的两次旋转获取卫星的目标姿态，由此得到在跟踪任务时间内卫星的目标姿态序列；再将相邻时刻卫星的目标姿态以最短路径做机动规划，获得卫星的目标角速度序列；同时控制卫星的姿态和角速度，在控制过程中利用卫星目标角速度计算出前馈力矩，增强控制器响应速度，提高控制精度。利用本发明可以控制卫星的指向轴完成对运动目标进行跟踪。

Description

一种运动目标的指向跟踪控制方法

技术领域

本发明涉及一种运动目标的指向跟踪控制方法，属于卫星控制领域。

背景技术

卫星利用姿态机动控制卫星指向的技术是个新领域，利用姿态机动使得卫星指向对运动目标进行跟踪的技术还未见报道。

发明内容

本发明解决的技术问题为：克服现有技术不足，提供一种运动目标的指向跟踪控制方法，同时控制卫星的姿态和角速度，在控制过程中利用卫星目标角速度计算出前馈力矩，增强控制器响应速度，提高控制精度。利用本发明可以控制卫星的指向轴完成对运动目标进行跟踪。

本发明解决的技术方案为：一种运动目标的指向跟踪控制方法，包括确定目标姿态四元数序列阶段、确定目标姿态角速度序列阶段和利用比例、微分、前馈进行控制阶段；

所述的确定目标姿态四元数序列阶段步骤如下：

(1)运动目标在卫星轨道坐标系XoYoZo中的运动，形成了一个时域上的视线方向序列，包括了各个时刻运动目标的视线方向；跟踪运动目标的载荷安装在卫星本体坐标系的Xb轴或Yb轴或Zb轴上，将安装有跟踪运动目标的载荷的卫星本体轴作为卫星向运动目标的指向轴；

(2)选择卫星目标姿态的转序，该转序为第一次和第二次将安装有跟踪运动目标的载荷的卫星本体轴以外的两个卫星本体轴先转动，第三次转动卫星向运动目标的指向轴，使卫星向运动目标的指向轴指向运动目标；建立一个目标姿态坐标系O-X_TY_TZ_T，目标姿态坐标系原点O为卫星质心，将卫星向运动目标的指向轴作为Z_T，根据Z_T和卫星目标姿态的转序，确定目标姿态坐标系的X_T轴和Y_T轴；

(3)计算步骤(2)的卫星目标姿态坐标系相对于卫星轨道坐标系的姿态角，即卫星第一次转动和第二次转动的姿态角根据步骤(1)运动目标的视线方向和步骤(2)卫星目标姿态的转序计算，第三次转动的姿态角置为0；根据这三个姿态角得到卫星的目标姿态，再根据卫星的目标姿态计算出该时刻相应的目标姿态四元数；

(4)根据步骤(3)计算得到的目标姿态四元数，按照时间顺序排列，得到目标姿态四元数序列[q_mO(t₀),…q_mO(t_k),…,q_mO(t_end)]，t₀为卫星对运动目标的指向跟踪过程的初始时刻，t_k为卫星对运动目标的指向跟踪过程中的某时刻，t_end为卫星对运动目标的指向跟踪过程的结束时刻，q_mO(t)为t时刻的目标姿态四元数；

所述的确定目标姿态角速度序列阶段步骤如下：

(5)对步骤(4)的目标姿态四元数序列中相邻时刻的目标姿态四元数进行差分计算，得到每个时刻卫星的目标角速度；

(6)将步骤(5)的每个时刻卫星的目标角速度按照时间顺序排列，得到目标姿态角速度序列[ω_mO(t₀),…ω_mO(t_k),…,ω_mO(t_end)]，ω_mO(t)为t时刻的目标姿态角速度；

所述的利用比例、微分、前馈进行控制阶段步骤如下：

(7)根据步骤(4)的目标姿态四元数序列和步骤(6)的目标姿态角速度序列，结合卫星当前的姿态四元数和姿态角速度，按照比例+微分+前馈控制算法设计控制器。

本发明与现有技术的优点在于

(1)本发明同时控制卫星的姿态和角速度，在控制过程中利用卫星目标角速度计算出前馈力矩，增强控制器响应速度，提高控制精度。利用本发明可以控制卫星的指向轴完成对运动目标进行跟踪。

(2)本发明的步骤(7)可以提供较大带宽的控制器，且用前馈可以进一步提高控制器的动态响应速度。

附图说明

图1为本发明的卫星目标姿态的示意图；

图2为本发明利用卫星目标姿态四元数求解卫星目标姿态角速度的示意图；

图3为本发明的流程图；

图4为本发明的效果说明，在跟踪运动目标的过程中利用本发明控制的卫星的姿态角曲线；

图5为本发明的效果说明，在跟踪运动目标的过程中利用本发明控制的卫星的姿态角速度曲线；

图6为本发明的效果说明，在跟踪运动目标的过程中利用本发明控制的卫星的指向轴指向目标方向的误差曲线。

具体实施方式

本发明的基本思路为：提供一种运动目标的指向跟踪控制方法，该方法首先根据运动目标的运动轨迹，规划出卫星目标姿态四元数的时间序列，相邻时刻的四元数之间的机动按绕特征主轴最短路径进行机动规划，控制过程中同时考虑姿态误差和角速度误差，控制器设计引入前馈力矩增加响应速度，从而实现卫星对运动目标的指向跟踪的精确控制。

下面结合附图对本发明做进一步详细描述。

一种运动目标的指向跟踪控制方法，包括确定目标姿态四元数序列阶段、确定目标姿态角速度序列阶段和利用比例+微分+前馈进行控制阶段，

所述的确定目标姿态四元数序列阶段步骤如下：

(1)运动目标在卫星轨道坐标系XoYoZo中的运动，形成了一个时域上的视线方向序列，包括了各个时刻运动目标的视线方向；跟踪运动目标的载荷安装在卫星本体坐标系的Xb轴或Yb轴或Zb轴上，将安装有跟踪运动目标的载荷的卫星本体轴作为卫星向运动目标的指向轴；

(2)选择卫星目标姿态的转序，该转序为第一次和第二次将安装有跟踪运动目标的载荷的卫星本体轴以外的两个卫星本体轴先转动，第三次转动卫星向运动目标的指向轴，使卫星向运动目标的指向轴指向运动目标；如图1所示，建立一个目标姿态坐标系O-X_TY_TZ_T，卫星质心为目标姿态坐标系原点O，Z_T为卫星向运动目标的指向轴，X_T轴和Y_T轴则根据Z_T和卫星目标姿态的转序进行确定；

(3)计算步骤(2)的卫星目标姿态坐标系相对于卫星轨道坐标系的姿态角，即卫星第一次转动和第二次转动的姿态角根据步骤(1)运动目标的视线方向和步骤(2)卫星目标姿态的转序计算，第三次转动的姿态角置为0；根据这三个姿态角得到卫星的目标姿态，再根据卫星的目标姿态计算出该时刻相应的目标姿态四元数；下面给出一个算例表明目标姿态的计算过程：

定义O_m为卫星向运动目标的指向，在卫星轨道坐标系的表示为 $O_m=\left[\begin{array}{c}{O}_{\mathrm{mx}}\\ O_{\mathrm{my}}\\ O_{\mathrm{mz}}\end{array}\right],$ 其中O_mx、O_my、O_mz为O_m在卫星轨道坐标系X轴、Y轴、Z轴的分量。

按照绕卫星本体坐标系的X轴、Y轴、Z轴顺序先后转动的方式为卫星目标姿态的转序，则根据卫星姿态动力学，可知卫星在该转序下目标姿态的姿态角为：

θ_m＝arcsin(O_mx)、ψ_m＝0；

式中θ_m、ψ_m分别为卫星的目标姿态的滚动角、俯仰角、偏航角。根据卫星的目标姿态的滚动角、俯仰角、偏航角，可以得到卫星的目标姿态四元数q_mO。

(4)根据步骤(3)计算得到的目标姿态四元数，按照时间顺序排列，得到目标姿态四元数序列[q_mO(t₀),…q_mO(t_k),…,q_mO(t_end)]，t₀为卫星对运动目标的指向跟踪过程的初始时刻，t_k为卫星对运动目标的指向跟踪过程中的某时刻，t_end为卫星对运动目标的指向跟踪过程的结束时刻，q_mO(t)为t时刻的目标姿态四元数；

所述的确定目标姿态角速度序列阶段步骤如下：

(5)对步骤(4)的目标姿态四元数序列中相邻时刻的目标姿态四元数进行差分计算，得到每个时刻卫星的目标角速度；计算方法如下：

不妨假设相邻时刻t_k-1和t_k对应的目标姿态四元数分别为q_mO(t_k-1)和q_mO(t_k)，则t_k时刻卫星的目标姿态角速度应为以q_mO(t_k-1)为初始姿态、以q_mO(t_k)为结束姿态、绕特征主轴方向沿最短路径一次机动到位所需的目标角速度，如图2所示。则t_k时刻卫星的目标角速度ω_mO(t_k)计算方法为：

${\mathrm{\ω}}_{\mathrm{mO}}\left(t_k\right)=\frac{2}{\mathrm{\Δt}}\·{\left[\begin{array}{ccc}{q}_{\mathrm{mO}4}\left(t_{k-1}\right)& {-q}_{\mathrm{mO}3}\left(t_{k-1}\right)& q_{\mathrm{mO}2}\left(t_{k-1}\right)\\ q_{\mathrm{mO}3}\left(t_{k-1}\right)& q_{\mathrm{mO}4}\left(t_{k-1}\right)& {-q}_{\mathrm{mO}1}\left(t_{k-1}\right)\\ -q_{\mathrm{mO}2}\left(t_{k-1}\right)& q_{\mathrm{mO}1}\left(t_{k-1}\right)& q_{\mathrm{mO}4}\left(t_{k-1}\right)\\ -q_{\mathrm{mO}1}\left(t_{k-1}\right)& -q_{\mathrm{mO}2}\left(t_{k-1}\right)& -q_{\mathrm{mO}3}\left(t_{k-1}\right)\end{array}\right]}^T\·\left[\begin{array}{c}{q}_{\mathrm{mO}1}\left(t_k\right)\\ q_{\mathrm{mO}2}\left(t_k\right)\\ q_{\mathrm{mO}3}\left(t_k\right)\\ q_{\mathrm{mO}4}\left(t_k\right)\end{array}\right]$

式中Δt＝t_k-t_k-1，q_mOi表示四元数q_mO的第i个分量，其中第4个分量为标量。

(6)将步骤(5)的每个时刻卫星的目标角速度按照时间顺序排列，得到目标姿态角速度序列[ω_mO(t₀),…ω_mO(t_k),…,ω_mO(t_end)]，ω_mO(t)为t时刻的目标姿态角速度；

所述的利用比例+微分+前馈进行控制阶段步骤如下：

(7)根据步骤(4)的目标姿态四元数序列和步骤(6)的目标姿态角速度序列，结合卫星当前的姿态四元数和姿态角速度，用如下(8)～(10)计算控制力矩：

(8)计算比例控制项如下：

首先计算误差姿态四元数式中q_BT(t_k)是t_k时刻的误差姿态四元数，q_bO(t_k-1)是t_k-1时刻卫星的姿态四元数；

其次取误差姿态四元数的矢量部分，记为q_Δ(t)，则比例控制项的输出力矩T_p(t_k)为：T_p(t_k)＝K_p·q_Δ(t_k)，式中K_p为比例控制参数，例如，K_p可以取正数。

(9)计算微分控制项如下：

首先计算误差姿态角速度：ω_Δ(t_k)＝ω_mO(t_k)-ω_bO(t_k)，式中ω_Δ(t_k)是t_k时刻的误差姿态角速度，ω_bO(t_k)是t_k时刻的姿态角速度；则微分控制项的输出力矩T_d(t_k)为：T_d(t_k)＝K_d·ω_Δ(t_k)，式中K_d为微分控制参数，例如，K_d可以取正数。

(10)计算前馈控制项如下：

式中T_L(t_k)为前馈力矩，J为卫星转动惯量矩阵。

(11)卫星所需的控制力矩T_c(t_k)为上述三项的合成，即

T_c(t_k)＝T_p(t_k)+T_d(t_k)+T_L(t_k)

本发明的效果：

以一个轨道高度为750km的太阳同步轨道卫星为例，轨道倾角为98°；运动目标在轨道坐标系的视线方向变化角速度为0.5°/s，卫星跟踪指向控制60秒，从数学仿真结果来看，指向控制控制精度优于0.1°。

按照前述指向跟踪控制算法，星体三轴姿态角、姿态角速度、卫星Z轴与目标的夹角曲线、卫星的指向轴指向目标方向的误差曲线如图4、图5、图6。由图4和图5可以看出，卫星的俯仰角及俯仰角速度变化较大，说明目标主要在卫星的俯仰方向上运动，卫星需要不断调整俯仰角以完成对目标的指向跟踪；由图6可以看出，在指向跟踪控制过程中，卫星指向轴与运动目标方向之间的夹角，即目标指向误差小于0.1°。

本发明未详细阐述部分属于本领域公知技术。

Claims (1)

1.一种运动目标的指向跟踪控制方法，其特征在于：包括确定目标姿态四元数序列阶段、确定目标姿态角速度序列阶段和利用比例、微分、前馈进行控制阶段，

所述的确定目标姿态四元数序列阶段步骤如下：

(1)运动目标在卫星轨道坐标系XoYoZo中的运动，形成了一个时域上的视线方向序列，包括了各个时刻运动目标的视线方向；跟踪运动目标的载荷安装在卫星本体坐标系的Xb轴或Yb轴或Zb轴上，将安装有跟踪运动目标的载荷的卫星本体轴作为卫星向运动目标的指向轴；

(2)选择卫星目标姿态的转序，该转序为第一次和第二次将安装有跟踪运动目标的载荷的卫星本体轴以外的两个卫星本体轴先转动，第三次转动卫星向运动目标的指向轴，使卫星向运动目标的指向轴指向运动目标；建立一个目标姿态坐标系O-X_TY_TZ_T，目标姿态坐标系原点O为卫星质心，将卫星向运动目标的指向轴作为Z_T，根据Z_T和卫星目标姿态的转序，确定目标姿态坐标系的X_T轴和Y_T轴；

(3)计算步骤(2)的卫星目标姿态坐标系相对于卫星轨道坐标系的姿态角，即卫星第一次转动和第二次转动的姿态角根据步骤(1)运动目标的视线方向和步骤(2)卫星目标姿态的转序计算，第三次转动的姿态角置为0；根据这三个姿态角得到卫星的目标姿态，再根据卫星的目标姿态计算出该时刻相应的目标姿态四元数；

(4)根据步骤(3)计算得到的目标姿态四元数，按照时间顺序排列，得到目标姿态四元数序列[q_mO(t₀),…q_mO(t_k),…,q_mO(t_end)]，t₀为卫星对运动目标的指向跟踪过程的初始时刻，t_k为卫星对运动目标的指向跟踪过程中的某时刻，t_end为卫星对运动目标的指向跟踪过程的结束时刻，q_mO(t)为t时刻的目标姿态四元数；

所述的确定目标姿态角速度序列阶段步骤如下：

(5)对步骤(4)的目标姿态四元数序列中相邻时刻的目标姿态四元数进行差分计算，得到每个时刻卫星的目标角速度；

(6)将步骤(5)的每个时刻卫星的目标角速度按照时间顺序排列，得到目标姿态角速度序列[ω_mO(t₀),…ω_mO(t_k),…,ω_mO(t_end)]，ω_mO(t)为t时刻的目标姿态角速度；

所述的利用比例、微分、前馈进行控制阶段步骤如下：

(7)根据步骤(4)的目标姿态四元数序列和步骤(6)的目标姿态角速度序列，结合卫星当前的姿态四元数和姿态角速度，按照比例+微分+前馈控制算法设计控制器。