CN110174899B - 一种基于敏捷卫星的高精度成像姿态指向控制方法 - Google Patents

Abstract

一种基于敏捷卫星的成像姿态高精度指向控制方法，首先根据指定的地面成像目标和时间，规划姿态机动过程；机动过程中计算姿态预报信息及对应的时间并按照固定频率发送至星敏感器；星敏感器根据时间和姿态数据预报天区窗口，并保持以窗口跟踪模式尝试提取姿态；随后卫星机动至目标附近并逐渐减速，星敏感器快速高精度的捕获卫星姿态信息，系统利用双星敏光轴矢量完成姿态重置；最后利用重置后的姿态与目标姿态之差进行闭环修正，完成高精度姿态指向控制。充分利用仅在小角速度下可获得的星敏高精度姿态信息补偿具有非线性和漂移变化特性的陀螺测量信息对成像指向精度的影响。

Description

一种基于敏捷卫星的高精度成像姿态指向控制方法

技术领域

本发明提出的一种基于敏捷卫星的成像姿态高精度指向控制方法，适用于具备敏捷姿态机动能力的低轨道遥感卫星对地成像的指向控制算法，是一种从系统设计角度解决成像时姿态指向精度问题的方法。

背景技术

随着遥感卫星特别是详查卫星的不断发展，敏捷机动成像是目前比较关注的技术。敏捷机动指卫星平台具备大范围快速姿态机动的能力，普遍采用控制力矩陀螺群的控制方案，进而实现热点区域快速扫描和高分辨率成像。侦测一体化的系统要求和设计理念，同时要求卫星具备高姿态指向精度。

GF-11敏捷详查遥感卫星不仅要求具备快速机动能力(机动角速度达到 2.2°/s，后继型号超过4.0°/s)，同时要求具备高稳定度和高指向精度，实现对热点区域高时间分辨率和高空间分辨率观测。而当前定姿敏感器普遍由高精度星敏感器和大量程陀螺构成，但物理原理决定随角速度的增大，高精度星敏感器测量精度下降严重甚至无法提取姿态信息，大量程陀螺的非线性增加且陀螺漂移值发生变化，测量误差的角速度相关性见图6。

由于星敏的姿态测量角速度相关特性，敏捷卫星姿态机动过程普遍采用大量程陀螺完成姿态确定，仅在姿态角速度降至一定程度后才引入星敏信息进行姿态修正。机动过程中大量程陀螺的测量误差累计从而影响系统指向精度；系统使用星敏信息修正姿态并按照修正量进行反馈控制，而系统在修正期间的修正角速度降低了系统姿态稳定度。

以上分析可知，有必要提出一种面向敏捷遥感卫星的成像姿态高精度指向控制方法，在满足卫星敏捷机动要求的前提下，保证卫星成像期间的高姿态稳定度和指向精度要求。

发明内容

本发明解决的技术问题是：克服现有技术和系统方案的不足，提出一种基于敏捷卫星的成像姿态高精度指向控制方法，该方法运用于星上控制系统方案和算法，利用姿态机动至目标附近时逐渐减速而星敏感器可快速高精度的捕获卫星姿态信息的系统特性，系统利用双星敏光轴矢量完成姿态重置，并利用高精度重置的姿态与目标姿态之差快速闭环修正完成高精度姿态指向控制。

本发明的技术方案：一种基于敏捷卫星的成像姿态高精度指向控制方法，步骤如下：

(1)根据指定的地面成像目标和成像时间以及卫星当前姿态，规划姿态机动过程：根据既定规划特征选项，得到姿态机动的欧拉转轴矢量e和对应转角χ_m；计算得到角速度曲线的特征时刻，即机动加速开始时间

匀速滑行开始时刻t_m1、机动减速开始时刻t_m2以及机动到位时刻t_m3；其中t_m1、t_m2和t_m3均为相对

的时间；

(2)在步骤(1)得出的姿态机动规划结果基础上，使用角加速度导数正弦曲线规划机动过程各时刻目标角速度

和角加速度a_r，并根据角速度和角加速度信息计算前馈力矩T_r；

(3)根据步骤(1)计算得到的

t_m1、t_m2、t_m3和步骤(2)计算得到的T_r，按照规划机动欧拉转轴矢量e和对应转角χ_m进行姿态机动，并实时根据当前惯性姿态四元数q_t和惯性角速度ω_t，计算预报至各星敏的惯性四元数q_STS,i和角速度ω_STS,i；i代表星敏的编号，为正整数，取1～N，其中N代表系统配备的星敏感器个数，N≥2；

(4)系统控制器按照固定频率发送步骤(3)计算的星敏惯性四元数q_STS,i和惯性角速度ω_STS,i以及对应的时间至对应的星敏感器，各个星敏感器收到该信息后在无法自主识别姿态信息时，利用系统提供的惯性四元数q_STS,i和惯性角速度ω_STS,i，保持窗口跟踪模式并实时尝试提取卫星姿态；

(5)系统按照设计的规划路径和角速度，依次经历0～t_m1时间段的加速过程、t_m1～t_m2时间段的匀速运动过程和t_m2～t_m3时间段的减速过程，机动至目标姿态附近且角速度为轨道运行状态，整个机动过程使用T_r进行前馈控制并进行常规的反馈闭环控制；

(6)当姿态机动过程结束进入稳定过程，即机动时间t_m>t_m3后，判断系统的姿态误差和姿态角速度误差，当满足既定的阈值条件后，再判断是否至少2 个星敏提取的姿态连续3次均有效，则认为双星敏有效；若双星敏有效，则使用光轴夹角最大且有效的2个星敏的输出姿态信息q_I和星敏安装信息C_SB，并对每个星敏的姿态信息进行时间差补偿，使用所选星敏的光轴信息Z_IT,完成双矢量姿态计算q_{bi_STS}；否则在设计时间段内仍使用陀螺积分姿态，等待星敏有效提取卫星姿态；所述机动时间t_m＝当前系统时间-

(7)根据步骤(6)得到的q_{bi_STS}进行稳定性判断，若q_{bi_STS}连续三拍中，每一拍与前一拍的值之差均小于设定阈值，则系统将姿态重置q_t＝q_{bi_STS}，系统根据q_t与目标姿态的差进行闭环修正，进而完成高精度成像姿态指向控制。

步骤(1)中计算得到角速度曲线的特征时刻的具体方法如下：

计算机动过程的特征时间：加速过程时间

匀速过程时间

当t_v≤0时，则

匀速滑行开始时刻t_m1＝t_acc，

机动减速开始时刻t_m2＝t_acc+t_v，

机动到位时刻t_m3＝2t_acc+t_v；

其中

为机动开始时间，a_max为系统参数最大角加速度，

为系统参数最大运动角速度。

步骤(2)中所使用的计算机动过程各时刻目标角速度

角加速度a_r方法如下：

设正弦曲线频率f＝2π/t_m1，

如果机动过程尚未开始即t_m≤0，则：a_r＝0，

χ_r＝0；

如果机动过程处于前期加速过程即0<t_m<t_m1，则：

a_r＝0.5a_max(1-cos(f·t_m))，

如果机动过程处于匀速滑行过程即t_m1<t_m<t_m2，则：

如果机动过程处于机动后期的减速过程即t_m2<t_m<t_m3，则： a_r＝-0.5a_max(1-cos(f(t_m-t_m2)))，

步骤(2)中计算前馈力矩T_r的方法如下：

q_r＝[e_xsin(χ_r/2),e_y sin(χ_r/2),e_zsin(χ_r/2),cos(χ_r/2)]

C_r＝q2dcm(q_r)

C_RO＝C_pC_rC_BO0

T_r＝m_Tr·J_s(ω_ri-ω_ri,pst)/ΔT

其中e为欧拉转轴矢量，e_x、e_y和e_z分别为e的XYZ三轴分量；C_RO为带偏流角修正量的目标姿态矩阵，C_BO0是姿态机动前轨道系到星本体系姿态转换矩阵，C_p偏流角修正量对应的转移矩阵，

为偏流角速度，ω_OI为轨道角速度矢量，m_Tr为修正系数，J_s为星体转动惯量矩阵，ω_ri,pst为上一控制周期的ω_ri，△T 为控制周期，q2dcm()是姿态四元数转为姿态矩阵的函数。

步骤(3)中计算惯性角速度ω_t的方法为：

确定卫星惯性角速度ω_t时使用区分正负角速度的大量程陀螺测量信息分段非线性补偿算法：

其中Δθ为陀螺输出的角度增量，K_Pj为正角速度第j段比例系数、θ_Pj为正角速度第j段特征点、B_Pj为正角速度第j段常值系数，K_Nj为负角速度第j段比例系数、θ_Nj为负角速度第j段特征点、B_Nj为负角速度第j段常值系数，k、l和 m为参与定姿的三个陀螺的编号，b_s为陀螺常值漂移矢量。

步骤(3)中计算星敏的惯性四元数q_STS,i和角速度ω_STS,i的方法为：

ω_STS,i＝C_SB,iω_t；q_STS,i＝dcm2q(C_SB,i·q2dcm(q_t))；

其中dcm2q()是由姿态矩阵转为姿态四元数的函数，C_SB,i为星敏i的安装矩阵的转置。

步骤(6)中所使用的星敏i测量信息时间差补偿方法为：

设惯性角速度为

星敏i姿态对应的时刻为t_STS,i,系统时间为t，由星敏i 输出Q_I,i计算星敏坐标系矢量Z、Y和X在惯性系下的分量分别为Z_I,i、Y_I,i和X_I,i；

计算惯性系下补偿轴角矢量

将其转换至星敏坐标系得到

计算欧拉转角信息

并对

归一化处理，由转轴矢量

和欧拉转角φ_Δi计算得到补偿四元素q_Δi；

由

计算得到补偿后的星敏i光轴矢量Z_It,i，其中上标 T为转置。

所述步骤(6)中的设计时间段为两倍星敏局部天区姿态识别时间。

本发明的有益效果：

(1)本发明方法采用的机动过程中使用区分正负角速度的陀螺分段非线性补偿算法，将陀螺的非线性测量误差进行补偿，减小重置后修正量，利于快速稳定。

(2)本发明方法中的姿态机动规划算法，采用角加速度导数正弦规划，进一步提高系统输出力矩的平滑度，缩减系统姿态稳定时间，特别试用于敏捷机动卫星。

(3)本发明方法采用的星敏测量信息时间差补偿方法，采用陀螺测量角速度信息和时间差信息补偿星敏测量信息的滞后特性，进一步提高指向精度。

(4)本发明采用的高精度星敏测量姿态重置系统姿态的方法，充分分析系统产品的特性，在无法改变产品物理特性的基础上，通过系统能力挖掘的方法，提升系统的性能，可以扩展到其他所有敏捷卫星的成像姿态指向控制，具有较高的市场竞争力。

附图说明

图1为本发明的系统性方法流程框图；

图2为本发明中应用的姿态规划流程图；

图3为星敏双矢量定姿计算流程框图；

图4为本发明应用的控制系统原理框图；

图5为姿态融合与修正算法原理框图；

图6为机动过程中测量误差的分析图；

图7为机动过程中的角速度特征曲线图；

具体实施方式

如图1所示，为本发明基于敏捷卫星的成像姿态高精度指向控制方法流程框图，具体步骤如下：

(1)根据指定的地面成像目标和成像时间以及卫星当前姿态，规划姿态机动过程，规划流程见图2：根据既定规划特征选项，根据目标姿态和当前姿态计算姿态机动的欧拉转轴矢量e和对应转角χ_m(采用教科书标准方法)；计算角速度曲线的特征时刻：机动加速开始时间

匀速滑行开始时刻t_m1、机动减速开始时刻t_m2及机动到位时刻t_m3；(t_m1、t_m2和t_m3均为相对

的时间)具体计算方法为：

计算机动过程的特征时间：加速过程时间

匀速过程时间

当t_v≤0时，则

匀速滑行开始时刻t_m1＝t_acc；

机动减速开始时刻t_m2＝t_acc+t_v；机动到位时刻t_m3＝2t_acc+t_v。

其中

为机动开始时间，a_max为系统参数最大角加速度，

为系统参数最大运动角速度

a_max由系统角动量包络决定，a_max由执行机构的力矩输出能力和当前的力矩输出需求决定，二者均为是常数。

(2)使用角加速度导数正弦曲线规划机动过程各时刻目标角速度

和角加速度a_r，并根据角速度和角加速度信息计算前馈力矩T_r；具体计算方法为：

a.计算目标角速度

和角加速度a_r：

正弦曲线频率f＝2π/t_m1，

如果机动过程尚未开始即t_m≤0，则：a_r＝0，

χ_r＝0；

如果机动过程处于前期加速过程即0<t_m<t_m1，则：

a_r＝0.5a_max(1-cos(f·t_m))，

如果机动过程处于匀速滑行过程即t_m1<t_m<t_m2，则：

如果机动过程处于机动后期的减速过程即t_m2<t_m<t_m3，则：

a_r＝-0.5a_max(1-cos(f(t_m-t_m2)))，

其中：t_m＝当前系统时间-

b.计算前馈力矩T_r：

q_r＝[e_xsin(χ_r/2),e_y sin(χ_r/2),e_zsin(χ_r/2),cos(χ_r/2)]

C_r＝q2dcm(q_r)

C_RO＝C_pC_rC_BO0

T_r＝m_Tr·J_s(ω_ri-ω_ri,pst)/ΔT

其中e为欧拉转轴矢量，e_x、e_y和e_z分别为e的XYZ三轴分量；C_RO为带偏流角修正量的目标姿态矩阵，C_BO0是姿态机动前轨道系到星本体系姿态转换矩阵，C_p偏流角修正量对应的转移矩阵，

为偏流角速度，ω_OI为轨道角速度矢量，m_Tr为修正系数，J_s为星体转动惯量矩阵，ω_ri,pst为上一控制周期的ω_ri，△T 为控制周期，q2dcm()是由q值转为姿态矩阵的函数。

(3)按照规划机动欧拉转轴矢量e和对应转角χ_m进行姿态机动，并实时根据当前惯性姿态四元数q_t和惯性角速度ω_t，计算预报至各星敏的惯性四元数 q_STS,i和角速度ω_STS,i；i代表星敏的编号，为正整数，取1～N，其中N代表系统配备的星敏感器个数，不小于2；具体方法为：

a.确定陀螺的角速度

利用非线性补偿算法公式计算ω_g

其中Δθ为陀螺输出的角度增量，K_Pj为正角速度第j段比例系数、θ_Pj为正角速度第j段特征点、B_Pj为正角速度第j段常值系数，K_Nj为负角速度第j段比例系数、θ_Nj为负角速度第j段特征点、B_Nj为负角速度第j段常值系数。陀螺的分段数量由产品特性决定，各个敏感器的比例系数和常值系数由实际测量得到。

b.确定惯性角速度

其中k、l和m为参与定姿的三个陀螺的编号，b_s为陀螺常值漂移矢量

c.计算星敏预报信息ω_STS,i＝C_SB,iω_t；q_STS,i＝dcm2q(C_SB,i·q2dcm(q_t))；

其中dcm2q()是由姿态矩阵转为q值的函数，C_SB,i为星敏i的安装矩阵的转置。

(4)系统控制器按照固定频率发送星敏惯性四元数q_STS,i和惯性角速度ω_STS,i以及对应的时间至对应的星敏感器，各个星敏感器收到该信息后在无法自主识别姿态信息时，利用系统提供的惯性四元数q_STS,i和惯性角速度ω_STS,i，保持窗口跟踪模式并实时尝试提取卫星姿态；

(5)系统按照设计的规划路径和角速度，依次经历0～t_m1时间段的加速过程、t_m1～t_m2时间段的匀速运动过程和t_m2～t_m3时间段的减速过程，见图7。机动至目标姿态附近且角速度为轨道运行状态，整个机动过程使用T_r进行前馈控制并进行常规的反馈闭环控制；

(6)当姿态机动过程结束进入稳定过程即机动时间t_m>t_m3后，判断系统的姿态误差和姿态角速度误差，当满足既定的阈值条件后，判断是否至少2个星敏提取的姿态连续3次有效；t_m＝当前系统时间-

当至少双星敏均有效后，使用光轴夹角最大且有效的2个星敏的输出姿态信息q_I和星敏安装信息C_SB，并对每个星敏的姿态信息进行时间差补偿，使用所选星敏的光轴信息Z_It,完成双矢量姿态计算q_{bi_STS}，流程见图3；否则在设计时间段内(一般取两倍星敏局部天区姿态识别时间)仍使用陀螺积分姿态，等待星敏有效提取卫星姿态，流程见图5；对星敏的姿态信息进行时间差补偿的方法为：

设惯性角速度为

星敏i姿态对应的时刻为t_STS,i,系统时间为t，同时星敏输出信息已完成光行差修正。

a.由星敏i输出Q_I,i计算星敏坐标系矢量Z、Y和X在惯性系下的分量Z_I,i、 Y_I,i和X_I,i(标准教科书方法)。

b.计算惯性系下补偿轴角矢量

将其转换至星敏坐标系得到

计算欧拉转角信息

随后对

归一化处理，由转轴矢量

和欧拉转角φ_Δi用通用方法计算补偿四元素q_Δi

c.由

计算得到补偿后的星敏i光轴矢量Z_It,i,公式中上标T为转置。

(7)根据q_{bi_STS}进行稳定性判断，若q_{bi_STS}连续三拍中，每一拍与前一拍的值之差均小于设定阈值，则系统将姿态重置q_t＝q_{bi_STS}，系统根据q_t与目标姿态的差进行闭环修正，进而完成高精度成像姿态指向控制。

说明：本发明针对的控制系统原理框图如图4所示，其给出构成姿态控制系统的各个功能单元，其中针对敏捷卫星的姿态融合与修正算法流程框图如图5所示。

Claims (7)

1.一种基于敏捷卫星的成像姿态高精度指向控制方法，其特征在于步骤如下：

(1)根据指定的地面成像目标和成像时间以及卫星当前姿态，规划姿态机动过程：根据既定规划特征选项，得到姿态机动的欧拉转轴矢量e和对应转角χ_m；计算得到角速度曲线的特征时刻，即机动加速开始时间

匀速滑行开始时刻t_m1、机动减速开始时刻t_m2以及机动到位时刻t_m3；其中t_m1、t_m2和t_m3均为相对

的时间；

(2)在步骤(1)得出的姿态机动规划结果基础上，使用角加速度导数正弦曲线规划机动过程各时刻目标角速度

和角加速度a_r，并根据角速度和角加速度信息计算前馈力矩T_r；

(3)根据步骤(1)计算得到的

t_m1、t_m2、t_m3和步骤(2)计算得到的T_r，按照规划机动欧拉转轴矢量e和对应转角χ_m进行姿态机动，并实时根据当前惯性姿态四元数q_t和惯性角速度ω_t，计算预报至各星敏的惯性四元数q_STS,i和角速度ω_STS,i；i代表星敏的编号，为正整数，取1～N，其中N代表系统配备的星敏感器个数，N≥2；

(4)系统控制器按照固定频率发送步骤(3)计算的星敏惯性四元数q_STS,i和惯性角速度ω_STS,i以及对应的时间至对应的星敏感器，各个星敏感器收到该信息后在无法自主识别姿态信息时，利用系统提供的惯性四元数q_STS,i和惯性角速度ω_STS,i，保持窗口跟踪模式并实时尝试提取卫星姿态；

(5)系统按照设计的规划路径和角速度，依次经历0～t_m1时间段的加速过程、t_m1～t_m2时间段的匀速运动过程和t_m2～t_m3时间段的减速过程，机动至目标姿态附近且角速度为轨道运行状态，整个机动过程使用T_r进行前馈控制并进行常规的反馈闭环控制；

(6)当姿态机动过程结束进入稳定过程，即机动时间t_m>t_m3后，判断系统的姿态误差和姿态角速度误差，当满足既定的阈值条件后，再判断是否至少2个星敏提取的姿态连续3次均有效，则认为双星敏有效；若双星敏有效，则使用光轴夹角最大且有效的2个星敏的输出姿态信息q_I和星敏安装信息C_SB，并对每个星敏的姿态信息进行时间差补偿，使用所选星敏的光轴信息ZIT,完成双矢量姿态计算q_{bi_STS}；否则在设计时间段内仍使用陀螺积分姿态，等待星敏有效提取卫星姿态；所述机动时间t_m＝当前系统时间

(7)根据步骤(6)得到的q_{bi_STS}进行稳定性判断，若q_{bi_STS}连续三拍中，每一拍与前一拍的值之差均小于设定阈值，则系统将姿态重置q_t＝q_{bi_STS}，系统根据q_t与目标姿态的差进行闭环修正，进而完成高精度成像姿态指向控制。

2.根据权利要求1所述的一种基于敏捷卫星的成像姿态高精度指向控制方法，其特征在于：步骤(1)中计算得到角速度曲线的特征时刻的具体方法如下：

计算机动过程的特征时间：加速过程时间

匀速过程时间

当t_v≤0时，则

t_v＝0；

匀速滑行开始时刻t_m1＝t_acc，

机动减速开始时刻t_m2＝t_acc+t_v，

机动到位时刻t_m3＝2t_acc+t_v；

其中

为机动开始时间，a_max为系统参数最大角加速度，

为系统参数最大运动角速度。

3.根据权利要求2所述的一种基于敏捷卫星的成像姿态高精度指向控制方法，其特征在于：步骤(2)中所使用的计算机动过程各时刻目标角速度

角加速度a_r方法如下：

设正弦曲线频率f＝2π/t_m1，

如果机动过程尚未开始即t_m≤0，则：a_r＝0，

χ_r＝0；

如果机动过程处于前期加速过程即0<t_m<t_m1，则：

a_r＝0.5a_max(1-cos(f·t_m))，

如果机动过程处于匀速滑行过程即t_m1<t_m<t_m2，则：

a_r＝0，

如果机动过程处于机动后期的减速过程即t_m2<t_m<t_m3，则：

a_r＝-0.5a_max(1-cos(f(t_m-t_m2)))，

4.根据权利要求3所述的一种基于敏捷卫星的成像姿态高精度指向控制方法，其特征在于：步骤(2)中计算前馈力矩T_r的方法如下：

q_r＝[e_xsin(χ_r/2),e_ysin(χ_r/2),e_zsin(χ_r/2),cos(χ_r/2)]

C_r＝q2dcm(q_r)

C_RO＝C_pC_rC_BO0

T_r＝m_Tr·J_s(ω_ri-ω_ri,pst)/ΔT

其中e为欧拉转轴矢量，e_x、e_y和e_z分别为e的XYZ三轴分量；C_RO为带偏流角修正量的目标姿态矩阵，C_BO0是姿态机动前轨道系到星本体系姿态转换矩阵，C_p偏流角修正量对应的转移矩阵，

为偏流角速度，ω_OI为轨道角速度矢量，m_Tr为修正系数，J_s为星体转动惯量矩阵，ω_ri,pst为上一控制周期的ω_ri，△T为控制周期，q2dcm()是姿态四元数转为姿态矩阵的函数。

5.根据权利要求4所述的一种基于敏捷卫星的成像姿态高精度指向控制方法，其特征在于：步骤(3)中计算星敏的惯性四元数q_STS,i和角速度ω_STS,i的方法为：

ω_STS,i＝C_SB,iω_t；q_STS,i＝dcm2q(C_SB,i·q2dcm(q_t))；

其中dcm2q()是由姿态矩阵转为姿态四元数的函数，C_SB,i为星敏i的安装矩阵的转置。

6.根据权利要求5所述的一种基于敏捷卫星的成像姿态高精度指向控制方法，其特征在于：步骤(6)中所使用的星敏i测量信息时间差补偿方法为：

设惯性角速度为

星敏i姿态对应的时刻为t_STS,i,系统时间为t，由星敏i输出Q_I,i计算星敏坐标系矢量Z、Y和X在惯性系下的分量分别为Z_I,i、Y_I,i和X_I,i；

计算惯性系下补偿轴角矢量

将其转换至星敏坐标系得到

计算欧拉转角信息

并对

归一化处理，由转轴矢量

和欧拉转角φ_Δi计算得到补偿四元素q_Δi；

由

计算得到补偿后的星敏i光轴矢量Z_It,i，其中上标T为转置。

7.根据权利要求1所述的一种基于敏捷卫星的成像姿态高精度指向控制方法，其特征在于：所述步骤(6)中的设计时间段为两倍星敏局部天区姿态识别时间。

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