CN110329545A - 一种基于滤波平滑的闭环控制系统姿态引入修正方法 - Google Patents
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Abstract
本发明涉及一种基于滤波平滑的闭环控制系统姿态引入修正方法，属于卫星姿态控制技术领域。本发明提出的基于机动能力约束的任务规划系统设计方法，是一种全新的针对实现多点目标、匀地速主动推扫和匀角速度扫描等多种模式成像任务规划的解决方法，很好地解决了由于主动推扫和被动推扫成像任务混合且主动推扫任务复杂多样导致的星上统一成像任务指令实现困难以及各成像任务在姿态机动能力约束下的最短机动时间计算问题。
Description
技术领域
本发明涉及一种基于滤波平滑的闭环控制系统姿态引入修正方法，属于卫星姿态控制技术领域。
背景技术
卫星载荷的不同成像模式需要不同的姿态导引修正方式，当卫星在这些不同的成像模式间切换时，也对应需要引入不同的姿态导引修正，若将所计算的姿态导引修正量直接引入卫星姿态闭环控制系统，将会导致闭环控制系统短时间控制误差过大，从而使得执行机构接收一个短时较大的冲击指令并响应，这种频繁的动作对于执行机构的长期使用具有非常不利的影响。
发明内容
本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提出一种基于滤波平滑的闭环控制系统姿态修正引入方法，根据成像模式需求的姿态导引修正方式计算所需引入闭环控制系统的目标姿态修正量，将每周期新计算的姿态修正量与上一周期引入系统的姿态修正量作滤波平滑处理，所得结果作为每周期实时引入系统的姿态修正量，同时所设计的滤波平滑方法实现姿态导引修正引入闭环系统的初始和结束阶段过程平稳过渡，避免该过程中闭环控制系统出现较大的控制误差波动，最后通过前后周期实时引入系统的姿态修正量差分计算姿态角速度修正量，实现姿态修正量和姿态角速度修正量的同步滤波平滑引入系统，改善卫星姿态闭环控制系统姿态修正引入的控制过程。
本发明的技术解决方案是：
一种基于滤波平滑的闭环控制系统姿态引入修正方法，该方法根据成像模式需求的姿态导引修正方式计算所需引入闭环控制系统的目标姿态修正量，将每周期新计算的姿态修正量与上一周期引入系统的姿态修正量作滤波平滑处理，所得结果作为每周期实时引入系统的姿态修正量；
该方法包括比例控制和微分控制，其中，比例控制步骤包括：
(1)根据卫星的轨道位置，计算卫星在轨道坐标系下的导引角αx、αy和αz；
αx＝0；
其中，e为卫星所在轨道的偏心率，f为卫星的近地点幅角，u为卫星所在轨道的幅角，i为卫星所在轨道的倾角，ω0为卫星所在轨道的角速度，ωe为地球的自转角速度；
(2)根据步骤(1)得到的卫星的导引角计算卫星期望姿态矩阵CTPo；
(3)根据步骤(2)得到的卫星期望姿态矩阵CTPo计算期望目标姿态角φ、θ和ψ；
计算方法为：将卫星期望姿态矩阵CTPo转序改为
(4)将当前目标姿态角转换为步骤(3)得到的期望目标姿态角φ、θ和ψ；
将当前目标姿态角转换为期望目标姿态角φ、θ和ψ的方法为：
第一步，计算当前目标姿态角转换为期望目标姿态角的平滑系数kf；
其中，kf0为一设定值，其取值范围为0<kf0<1；τf为一设定值，其取值范围为τf≥1；N为引入导引角的控制周期数，Nmax为引入导引角的控制周期数的最大值；N＝1,2,...Nmax，在第Nmax控制周期中，当前目标姿态角与期望目标姿态角一致；Nmax为一设定值；
第二步，计算第一控制周期中，当前目标姿态角的修正量φ1*、θ1*和ψ1*；
设定当前目标姿态角的初值φ0、θ0、ψ0均为0，第一控制周期中，当前目标姿态角为φ1、θ1、ψ1；
则第一控制周期中，
第二控制周期中，当前目标姿态角为φ2、θ2、ψ2，当前目标姿态角的修正量φ2*、θ2*和ψ2*；
则，
…
第Nmax控制周期中，当前目标姿态角为当前目标姿态角的修正量和
则，
微分控制步骤包括：
(1)计算当前目标姿态角的变化率；
设定当前目标姿态角的初值φ0、θ0、ψ0均为0，第一控制周期中，当前目标姿态角的变化率为和Δt为控制周期，则
第二控制周期中，当前目标姿态角的变化率为和则
…
第Nmax控制周期中，当前目标姿态角的变化率为和则
(2)计算当前目标姿态角速度；
第一控制周期中，当前目标姿态角速度为ωTPo1，则
第二控制周期中，当前目标姿态角速度为ωTPo2，则
…
第Nmax控制周期中，当前目标姿态角速度为则
本发明与现有技术相比的有益效果是：
(1)本发明提出的基于机动能力约束的任务规划系统设计方法，是一种全新的针对实现多点目标、匀地速主动推扫和匀角速度扫描等多种模式成像任务规划的解决方法，很好地解决了由于主动推扫和被动推扫成像任务混合且主动推扫任务复杂多样导致的星上统一成像任务指令实现困难以及各成像任务在姿态机动能力约束下的最短机动时间计算问题；
(2)本发明与现有技术相比，除了传统的多个点目标姿态被动推扫成像任务规划外，主要增加了复杂多样的匀地速主动推扫和匀角速度扫描成像任务规划方式，并通过迭代仿真计算各成像任务在姿态机动能力约束下的最短机动时间，很好地解决了卫星在姿态机动能力约束下主动推扫和被动推扫成像任务混合且多样的任务规划问题；
(3)本发明所采用的技术方法充分利用传统的多个点目标姿态被动推扫成像任务规划方法开发，并在此基础上增加多种主动推扫成像任务实现；使用该技术能够为包含多种主、被动推扫模式成像卫星提供全面、简便的任务规划支持。
(4)本发明所采用的技术方法广泛适合于包含多点目标、匀地速主动推扫等多种模式成像卫星的成像任务规划。该方法针对卫星在姿态机动能力约束下主、被动推扫成像混合任务规划问题提供了实用的解决方案。
(5)本发明涉及一种基于机动能力约束的任务规划系统设计方法，属于卫星姿态机动控制技术领域。该方法针对由于主动推扫和被动推扫成像任务混合且主动推扫任务复杂多样导致的星上统一成像任务指令实现困难，以及各成像任务在姿态机动能力约束下的最短机动时间计算问题，通过迭代仿真计算各成像任务在姿态机动能力约束下的最短机动时间，解决了卫星在姿态机动能力约束下主动推扫和被动推扫成像任务混合且多样的任务规划问题。本发明所采用的技术方法充分利用传统的多个点目标姿态被动推扫成像任务规划方法开发，并在此基础上增加多种主动推扫成像任务实现；使用该技术能够为包含多种主、被动推扫模式成像卫星提供全面、简便的任务规划支持。
附图说明
图1为无滤波平滑的闭环控制系统姿态修正控制量示意图；
图2为有滤波平滑的闭环控制系统姿态修正控制量示意图。
具体实施方式
(1)根据卫星的轨道位置，计算卫星的导引角；
tmpAng[0]＝φSAR；
(Δψin为固定地址变量，初值为0.0，单位：rad)
(2)计算卫星期望姿态矩阵；
CTpO＝Aypr(tmpAng[0],tmpAng[1],tmpAng[2])；//原231转序改为321
[φSAR,θSAR,ψSAR]＝RPY(CTpO)；
(3)滤波平滑
(4)欧拉角变化率计算
(5)历史值更新
φSARpst＝φSAR；
θSARpst＝θSAR；
ψSARpst＝ψSAR；
(6)期望姿态角速度计算
CTpO＝Arpy(φSAR,θSAR,ψSAR)；
ωTpO＝mlf(ωTpO,0.04363)；//限幅保护2.5deg/s，变量。
以下结合附图和具体实施例对本发明进行详细说明。
实施例
下面对本发明进行具体说明：
假设卫星运行在轨道半长轴a＝6894.210511km，倾角i＝97.542°，偏心率e＝0.000356，近地点幅角f＝282.071°，的近地轨道上。
一种基于滤波平滑的闭环控制系统姿态引入修正方法，该方法根据成像模式需求的姿态导引修正方式计算所需引入闭环控制系统的目标姿态修正量，将每周期新计算的姿态修正量与上一周期引入系统的姿态修正量作滤波平滑处理，所得结果作为每周期实时引入系统的姿态修正量；
该方法包括比例控制和微分控制，其中，比例控制步骤包括：
(1)根据卫星的轨道位置，计算卫星在轨道坐标系下的导引角αx、αy和αz；
αx＝0；
其中，卫星所在轨道的偏心率e＝0.000356，卫星所在轨道的近地点幅角f＝282.071°，卫星所在轨道的倾角i＝97.542°，卫星所在轨道的角速度ω0＝0.00110291508442066rad/s，地球的自转角速度ωe＝7.2921159E-5rad/s；假设卫星初始时刻的轨道幅角u为0，控制周期为Δt＝0.125s，则一个控制周期(0.125s)后，卫星的轨道幅角u＝0.125*ω0＝0.000137864385552583rad，则
初始时刻的导引角为
αx＝0rad；
αy＝-0.000348102628791929rad；
αz＝-0.064889631812517rad；
一个控制周期后(0.125s)
αx＝0rad；
αy＝-0.000348102628791929rad；
αz＝-0.0648896311975813rad；
以此类推，可以计算任意控制周期后的二维导引角。
(2)根据步骤(1)得到的卫星的导引角计算卫星期望姿态矩阵CTPo的表达式：
即可计算任意控制周期的CTPo矩阵。
其中，初始时刻的CTPo为
一个控制周期后的CTPo为
(3)根据步骤(2)得到的卫星期望姿态矩阵CTPo计算期望目标姿态角φ、θ和ψ；
计算方法为：将卫星期望姿态矩阵CTPo转序改为
其中，第一个控制周期的期望目标姿态角为
Φ1＝-2.25724037361708e-005rad
θ1＝-0.000347370014223906；
ψ1＝-0.0648896357330051；
一个控制周期后为
Φ2＝-2.25724035225606e-005rad
θ2＝-0.000347370014237787rad；
ψ2＝-0.0648896351180694rad；
(4)将当前目标姿态角转换为步骤(3)得到的期望目标姿态角φ、θ和ψ；
将当前目标姿态角转换为期望目标姿态角φ、θ和ψ的方法为：
第一步，计算当前目标姿态角转换为期望目标姿态角的平滑系数kf；
其中，kf0为一设定值，其取值范围为0<kf0<1，假设取为kf0＝0.002；
τf为一设定值，其取值范围为τf≥1，假设取为τf＝5
N为引入导引角的控制周期数，Nmax设定为80；在第2个控制周期中，当前目标姿态角与期望目标姿态角一致；
则当N＝1时
kf＝0.002+(1–0.002)*exp(5*(1–80)/80)＝0.00915816223051868；
当N＝2时
kf＝0.002+(1–0.002)*exp(5*(1–80)/80)＝0.00961982403042224
…
当N＝80时
kf＝1
第二步，计算第一控制周期中，当前目标姿态角的修正量φ1*、θ1*和ψ1*；
设定当前目标姿态角的初值φ0、θ0、ψ0均为0，第一控制周期中，当前目标姿态角为φ1、θ1、ψ1；
则第一控制周期中，
代入kf＝0.00915816223051868，
Φ1＝-2.25724037361708e-005rad
θ1＝-0.000347370014223906；
ψ1＝-0.0648896357330051；
则有
Φ1*＝-2.06721735348618e-007
θ1*＝-3.18127094428011e-006
ψ1*＝-0.000594269811122123
第二控制周期中，当前目标姿态角为φ2、θ2、ψ2，当前目标姿态角的修正量φ2*、θ2*和ψ2*；
则，
代入可得
kf＝0.00961982403042224
Φ2＝-2.25724035225606e-005rad
θ2＝-0.000347370014237787rad；
ψ2＝-0.0648896351180694rad；
则有
Φ2*＝-4.21875658462017e-007
θ2*＝-6.49230608801582e-006
ψ2*＝-0.00121277991134667
第Nmax控制周期中，当前目标姿态角为当前目标姿态角的修正量和
则，
当到达第80个控制周期时，kf＝1,
Φ80*＝-2.2571036644057e-005
θ80*＝-0.000347370103056028
ψ80*＝-0.0648857001832728
微分控制步骤包括：
(1)计算当前目标姿态角的变化率；
设定当前目标姿态角的初值φ0、θ0、ψ0均为0，第一控制周期中，当前目标姿态角的变化率为和则
即
第二控制周期中，当前目标姿态角的变化率为和则
即
…
以此类推。
(2)计算当前目标姿态角速度；
第一控制周期中，当前目标姿态角速度为ωTPo1，则
即
ωTPo1＝[-1.63864932538472e-006 -2.54511458481287e-005 -0.00475415848371588]
第二控制周期中，当前目标姿态角速度为ωTPo2，则
即
ωTPo2＝[-1.68910567165757e-006 -2.64903491442757e-005 -0.00494808079062162]
…
第Nmax控制周期中，当前目标姿态角速度为则
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 (10)
1.一种基于滤波平滑的闭环控制系统姿态引入修正方法，其特征在于该方法包括：比例控制和微分控制，其中，比例控制步骤包括：
(1)根据卫星的轨道位置，计算卫星在轨道坐标系下的导引角αx、αy和αz；
(2)根据步骤(1)得到的卫星的导引角计算卫星期望姿态矩阵CTPo；
(3)根据步骤(2)得到的卫星期望姿态矩阵CTPo计算期望目标姿态角φ、θ和ψ；
(4)将当前目标姿态角转换为步骤(3)得到的期望目标姿态角φ、θ和ψ。
2.根据权利要求1所述的一种基于滤波平滑的闭环控制系统姿态引入修正方法，其特征在于：该方法根据成像模式需求的姿态导引修正方式计算所需引入闭环控制系统的目标姿态修正量，将每周期新计算的姿态修正量与上一周期引入系统的姿态修正量作滤波平滑处理，所得结果作为每周期实时引入系统的姿态修正量。
3.根据权利要求1所述的一种基于滤波平滑的闭环控制系统姿态引入修正方法，其特征在于：所述的步骤(1)中，αx＝0；
其中，e为卫星所在轨道的偏心率，f为卫星的近地点幅角，u为卫星所在轨道的幅角，i为卫星所在轨道的倾角，ω0为卫星所在轨道的角速度，ωe为地球的自转角速度。
4.根据权利要求1所述的一种基于滤波平滑的闭环控制系统姿态引入修正方法，其特征在于：所述的步骤(3)中，根据卫星期望姿态矩阵CTPo计算期望目标姿态角φ、θ和ψ的方法为：将卫星期望姿态矩阵CTPo转序改为
5.根据权利要求1所述的一种基于滤波平滑的闭环控制系统姿态引入修正方法，其特征在于：所述的步骤(4)中，将当前目标姿态角转换为期望目标姿态角φ、θ和ψ的方法为：
第一步，计算当前目标姿态角转换为期望目标姿态角的平滑系数kf；
其中，kf0为一设定值，其取值范围为0<kf0<1；τf为一设定值，其取值范围为τf≥1；N为引入导引角的控制周期数，Nmax为引入导引角的控制周期数的最大值；N＝1,2,...Nmax，在第Nmax控制周期中，当前目标姿态角与期望目标姿态角一致；Nmax为一设定值；
第二步，计算第一控制周期中，当前目标姿态角的修正量φ1 *、θ1 *和ψ1 *；
设定当前目标姿态角的初值φ0、θ0、ψ0均为0，第一控制周期中，当前目标姿态角为φ1、θ1、ψ1；
则第一控制周期中，
第二控制周期中，当前目标姿态角为φ2、θ2、ψ2，当前目标姿态角的修正量φ2 *、θ2 *和ψ2 *；
则，
…
第Nmax控制周期中，当前目标姿态角为当前目标姿态角的修正量和
则，
6.根据权利要求1所述的一种基于滤波平滑的闭环控制系统姿态引入修正方法，其特征在于：微分控制步骤包括：计算当前目标姿态角的变化率和计算当前目标姿态角速度。
7.根据权利要求6所述的一种基于滤波平滑的闭环控制系统姿态引入修正方法，其特征在于：所述的计算当前目标姿态角的变化率的方法为：
设定当前目标姿态角的初值φ0、θ0、ψ0均为0，第一控制周期中，当前目标姿态角的变化率为和Δt为控制周期，则
8.根据权利要求7所述的一种基于滤波平滑的闭环控制系统姿态引入修正方法，其特征在于：第二控制周期中，当前目标姿态角的变化率为和则
…
第Nmax控制周期中，当前目标姿态角的变化率为和则
9.根据权利要求6所述的一种基于滤波平滑的闭环控制系统姿态引入修正方法，其特征在于：计算当前目标姿态角速度的方法为：
第一控制周期中，当前目标姿态角速度为ωTPo1，则
10.根据权利要求9所述的一种基于滤波平滑的闭环控制系统姿态引入修正方法，其特征在于：
第二控制周期中，当前目标姿态角速度为ωTPo2，则
…
第Nmax控制周期中，当前目标姿态角速度为则
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| CN111319801A (zh) * | 2020-03-10 | 2020-06-23 | 上海航天控制技术研究所 | 一种适用于火星探测的中途修正策略制定及实施方法 |
| CN111319801B (zh) * | 2020-03-10 | 2021-10-01 | 上海航天控制技术研究所 | 一种适用于火星探测的中途修正策略制定及实施方法 |
| CN112278329A (zh) * | 2020-10-30 | 2021-01-29 | 长光卫星技术有限公司 | 一种用于遥感卫星定姿的非线性滤波方法 |
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| CN110329545B (zh) | 2020-10-23 |
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