CN110750110A - 用于空间激光通信的指向控制装置和控制方法 - Google Patents

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Abstract

一种用于空间激光通信的指向控制装置与控制方法，装置包括星敏感器、角速度传感器、计算机和执行机构。本发明星敏感器拍摄恒星并进行星图识别，经计算机计算得到本体姿态信息，执行机构进行转向运动至目标指向。角速度传感器输出三轴角速度，经计算机积分得到姿态角，在转向过程中实时更新姿态信息直至准确到达目标指向。星敏感器对最终姿态和指向进行验证。本发明可实现空间激光通信尤其是深空激光通信等多个领域对高精度指向控制的要求。

Description

用于空间激光通信的指向控制装置和控制方法
技术领域
本发明涉及空间激光通信，特别是一种用于空间激光通信的指向控制装置和控制方法。
背景技术
高精度的指向控制在激光通信等领域具有重要的应用需求，尤其是深空通信领域更是十分关键。目前，在空间激光通信中，捕获跟踪对准等操作需要由信标光来辅助完成，需要高功率的信标激光器，增加了载荷的重量以及结构的复杂度。并且在深空通信中，由于距离远，衰减大，在无法使用信标光的情况下，通信链路需要高精度的指向才能建立。
现有技术中，使用星敏感器和陀螺进行组合确定卫星姿态的方案已经存在(参见[1]矫媛媛.基于星敏感器/陀螺组合测量的卫星姿态确定方法研究[D].国防科学技术大学,2007；[2]谢睿达.基于星敏感器/陀螺的卫星姿态确定系统标定技术研究[D].哈尔滨工程大学,2017；[3]韩健.基于捷联惯性/星敏感器的全自主导航方法[D].哈尔滨工业大学,2017。)，但是其在指向控制方面还没有足够的应用。美国航空航天局在火星激光通信演示(MLCD)(参见[4]S.A.Townes,et al.,“The Mars Laser Communication Demonstration,”IEEE Aerospace Conference Proceedings,2004:1180-1195)月球激光通信演示(LLCD)(参见[5].Boroson,et al.,“Overview and Results of the Lunar LaserCommunication Demonstration”,in Proc.SPIE,San Francisco,CA,USA,2014,vol.8971.XXVI.)项目中使用了星敏感器配合磁流体惯性参考单元(参见[6]Eckelkamp-Baker,et al.,“Magnetohydrodynamic Inertial Reference System”,in Proc.SPIE,2000,4025:99-110.)达到超高精度的指向控制，但该磁流体角速度传感器在国内还处于研究阶段(参见[7]徐梦洁,李醒飞,吴腾飞,陈诚,于翔.磁流体动力学陀螺仪的结构设计与实验研究[J].仪器仪表学报,2015,36(02):394-400.)。
发明内容
本发明的目的是提出一种高精度的指向控制装置与控制方法，将星敏感器和角速度传感器进行组合。角速度传感器获取的数据能够对姿态信息进行高频自主更新，并在指向控制过程中提供数据反馈。星敏感器可以对系统累计误差进行修正。该组合弥补了单用星敏感器时输出频率低的缺点，消除了角速度传感器导致的漂移误差，保证了高精度的指向控制。实现了空间激光通信尤其是深空激光通信等多个领域对高精度指向控制的要求。
本发明的技术解决方案如下：
一种用于空间激光通信的指向控制装置，特点在于其构成包括星敏感器、角速度传感器、计算机和执行机构，所述的星敏感器和角速度传感器的输出端分别与计算机的输入端相连，计算机的输出端与所述的执行机构的输入端相连，所述的星敏感器和角速度传感器都安装在所述的执行机构上，星敏感器的安装矩阵为
Figure BDA0002238747370000021
角速度传感器的安装矩阵为
Figure BDA0002238747370000022
安装矩阵表示传感器坐标系和执行机构坐标系之间的变换关系。
利用上述指向控制装置的指向控制方法，该方法包括如下步骤：
①所述的星敏感器通过拍摄恒星，获得星敏感器自身的姿态位置信息并传送给所述的计算机；
②所述的计算机获取星敏感器自身坐标系下的姿态位置信息后，根据所述的星敏感器的安装矩阵
Figure BDA0002238747370000023
进行坐标系变换，得到执行机构坐标系下的姿态位置信息，以此为起始点，以预先给定的通信接收终端所在的指向为目标指向，计算由起始点到所述的目标指向的旋转角度，生成运动控制指令，并将该运动指令传送给所述的执行机构；
③所述的执行机构根据所述的运动控制指令进行三维转向转动；在运动过程中，所述的角速度传感器进行实时测量，输出自身坐标系的实时角速度信息，并传送给计算机；
④所述的计算机根据角速度传感器的安装矩阵
Figure BDA0002238747370000031
进行坐标系变换后得到执行机构坐标系下的执行机构运动的角速度，并积分出运动角度的变化；所述的计算机结合运动角度的变化和起始点的姿态位置信息确定当前姿态位置信息，当计算出的当前姿态位置与目标指向不吻合时，所述的计算机对运动指令进行更新并发送给所述的执行机构，返回步骤③，当计算机计算出的当前姿态位置与目标指向吻合时，发送停止运动的指令给所述的执行机构，进入下一步；
⑤所述的执行机构停止运动；
⑥所述的星敏感器获取的姿态位置信息并传送给所述的计算机，并由计算机计算出当前姿态位置，验证与目标指向是否吻合，若不吻合，计算机继续生成运动指令，返回步骤③；若吻合，执行下一步；
⑦控制整个过程结束。
所述的星敏感器在拍摄星图时，可以通过执行机构调节方向，选取星敏感器能够正常工作的星空区域，该星空区域需要满足至少有3颗恒星。
所述的执行机构的运动包括偏航、俯仰、横滚三个方向上的转动。
与现有技术相比，本发明的技术效果如下：
1.将星敏感器和角速度传感器应用到指向的控制上，相比传统指向控制提高了精度。
2.角速度传感器的高频输出量，可以对姿态数据进行自主更新。
在执行机构进行运动的过程中可以实时监测姿态的变化。
3.利用星敏感器对系统差进行修正，解决了单独使用角速度传感器情况下的累积漂移问题。
4.角速度传感器输出的高频率特性弥补了单用星敏感器时更新数据频率低的缺点。
5.星敏感器拍摄恒星时可以主动获取合适星空区域。
附图说明
图1是本发明指向控制装置的结构示意图
图2是本发明指向控制装置的指向控制方法流程图
具体实施方式
下面结合附图和实施例对本发明作进一步详细说明，但不应以此限制本发明的保护范围。
参阅图1所示，本发明高精度的指向控制装置，其构成包括星敏感器1、角速度传感器2、计算机3、执行机构4。星敏感器1和角速度传感器2的输出端分别与计算机3的输入端相连，计算机3的输出端与执行机构4的输入端相连。星敏感器的安装矩阵为
Figure BDA0002238747370000041
角速度传感器的安装矩阵为
Figure BDA0002238747370000042
安装矩阵表示传感器坐标系和执行机构坐标系之间的变换关系。
本实施例以空间激光通信中的指向应用作为详细说明。
1.星敏感器和角速度传感器与空间探测器的激光通信载荷固联在一起。星敏感器输出自身坐标系相对于惯性系的姿态角(ψS θS γS)，传送给计算机。
2.计算机根据星敏感器安装矩阵
Figure BDA0002238747370000043
进行坐标系转换，得到执行机构坐标系(即指向坐标系)相对惯性系的旋转角(ψ0 θ0 γ0)。设达到既定目标需要的旋转角为(ψi θi γi)，载荷需要进行三维转向运动。
3.角速度传感器输出其自身坐标系下的三轴角速度(ωgx ωgy ωgz)，传送给计算机，根据角速度传感器的安装矩阵
Figure BDA0002238747370000044
进行坐标变换得到指向坐标系下的角速度为(ωbxωby ωbz)。
4.设指向坐标系相对于惯性系的三个姿态角为(ψθγ)，惯性系下的角速度可以表示为
Figure BDA0002238747370000051
姿态角的变化可以表示为角速度的积分，即
Figure BDA0002238747370000052
该组姿态角反映的是运动中的指向坐标系相对于惯性系的变化。计算机实时监控(ψ θ γ)的数值。
当
Figure BDA0002238747370000053
时，表示载荷的收发指向已经到达既定目标。执行机构停止运动。
5.星敏感器再次输出一组姿态信息给计算机，并经过转换得到指向坐标系下的数值，若与目标指向吻合，则整个指向流程结束。否则继续上述转向运动。
6.下面使用数值例子对上述过程进行说明。
假设星敏感器1输出姿态角(ψS θS γS)为
Figure BDA0002238747370000054
即星敏感器坐标系相对于惯性系的旋转姿态角。计算机计算出两个坐标系的转换矩阵
Figure BDA0002238747370000055
假定测定星敏感器的安装矩阵为：
计算得到此时指向坐标系相对于惯性系的转换矩阵
Figure BDA0002238747370000057
为：
通过计算机求解矩阵
Figure BDA0002238747370000062
得到指向坐标系相对于惯性系的姿态角(ψ0 θ0 γ0)为：记为初始位置。假定目标位置的姿态角表示为则需要进行旋转运动，从初始位置转到目标位置。在此过程中，由于实际非理想的匀速运动，故角速度传感器测量实时自身角速度，变换到指向坐标系下得到(ωbx ωby ωbz)，并通过求解以下三个微分方程得到惯性系下的姿态角变化率：
Figure BDA0002238747370000065
Figure BDA0002238747370000066
当
Figure BDA0002238747370000068
时，执行机构停止运动。
星敏感器再次输出数据并通过计算机进行变换得到一组(ψ'0 θ'0 γ'0)，若
Figure BDA0002238747370000069
表示到达目标指向，整个流程结束。
至此，本发明说明书完成了对该种高精度的指向控制方法的详细描述。
本发明说明书中未作详细描述的内容属于本领域技术人员的公知技术。

Claims (4)

1.一种用于空间激光通信的指向控制装置，特征在于其构成包括星敏感器(1)、角速度传感器(2)、计算机(3)和执行机构(4)，所述的星敏感器(1)和角速度传感器(2)的输出端分别与计算机(3)的输入端相连，计算机(3)的输出端与所述的执行机构(4)的输入端相连，所述的星敏感器(1)和角速度传感器(2)都安装在所述的执行机构(4)上，星敏感器的安装矩阵为
Figure FDA0002238747360000011
角速度传感器的安装矩阵为
Figure FDA0002238747360000012
安装矩阵表示传感器坐标系和执行机构坐标系之间的变换关系。
2.利用权利要求1所述的指向控制装置的控制方法，其特征在于，该方法包括如下步骤：
①所述的星敏感器(1)通过拍摄恒星，获得星敏感器自身坐标系下的姿态位置信息并传送给所述的计算机(3)；
②所述的计算机(3)获取星敏感器自身坐标系下的姿态位置信息后，根据所述的星敏感器的安装矩阵
Figure FDA0002238747360000013
进行坐标系变换，得到执行机构坐标系下的姿态位置信息，以此为起始点，以预先给定的通信接收终端所在的指向为目标指向，计算由起始点到所述的目标指向的旋转角度，生成运动控制指令，并将该运动指令传送给所述的执行机构(4)；
③所述的执行机构(4)根据所述的运动控制指令进行三维转向转动；在运动过程中，所述的角速度传感器(2)进行实时测量，输出角速度传感器自身坐标系下的实时角速度信息，并传送给计算机(3)；
④所述的计算机(3)根据角速度传感器的安装矩阵
Figure FDA0002238747360000014
进行坐标系变换后得到执行机构坐标系下的执行机构运动的角速度，并积分出运动角度的变化；所述的计算机(3)结合运动角度的变化和起始点的姿态位置信息确定当前姿态位置信息，当计算出的当前姿态位置与目标指向不吻合时，所述的计算机(3)对运动指令进行更新并发送给所述的执行机构(4)，返回步骤③，当计算机(3)计算出的当前姿态位置与目标指向吻合时，发送停止运动的指令给所述的执行机构(4)，进入下一步；
⑤所述的执行机构(4)停止运动；
⑥所述的星敏感器(1)获取的姿态位置信息并传送给所述的计算机(3)，并由计算机(3)计算出当前姿态位置，验证与目标指向是否吻合，若不吻合，计算机(3)继续生成运动指令，返回步骤③；若吻合，执行下一步；
⑦控制整个过程结束。
3.根据权利要求2所述的指向控制方法，其特征在于，所述的星敏感器(1)在拍摄星图时，可以通过执行机构(4)调节方向，选取星敏感器能够正常工作的星空区域，该星空区域需要满足至少有3颗恒星。
4.根据权利要求2所述的指向控制方法，其特征在于，所述的执行机构(4)的运动包括偏航、俯仰、横滚三个方向上的转动。
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