CN111536983B - 一种航天器三超控制宽频多源多级的协同定姿方法及系统 - Google Patents
一种航天器三超控制宽频多源多级的协同定姿方法及系统 Download PDFInfo
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Abstract
本发明涉及一种航天器三超控制宽频多源多级的协同定姿方法及系统,解决航天器指向控制过程中测量敏感器难以给出大范围机动情况下的相对姿态测量问题,适用于空间视线指向控制领域。在相对轨道运动方程基础上,利用滤波估计获得追踪航天器和目标航天器的相对位置矢量、速度矢量。采用双矢量定姿方法建立目标指向姿态,并进一步通过滤波估计获得追踪航天器指向目标航天器的视线角速度信息,为航天器姿态指向控制系统提供准确的相对姿态和视线角速度信息。
Description
技术领域
本发明属于航天器姿态控制领域,涉及一种航天器三超控制宽频多源多级的协同定姿方法及系统,能够有效解决航天器高精度姿态指向过程中的目标姿态信息的预测估计。
背景技术
当前航天器对指向控制提出了三超(超高精度、超高稳定度、超敏捷)的要求,现有技术已经难以满足要求。观测任务期间,要求航天器中的光学载荷能够指向期望姿态,并进行高精度姿态跟踪与保持控制,以获取清晰稳定的目标星图像信息;而在整个跟踪过程中需要尽可能的保持航天器y轴(太阳翼)指向太阳进行能力获取,满足整星能源供应要求;因此,需要建立一种追踪航天器指向目标航天器过程中的相对位姿和视线角速度估计方法,实现追踪航天器对目标航天器的高平稳跟踪控制。
发明内容
本发明解决的技术问题是:克服现有技术的不足,提供了一种航天器三超控制宽频多源多级的协同定姿方法及系统,能够通过滤波估计获取航天器指向空间运动目标的目标姿态和视线角速度信息,为未来航天器光学载荷高精度控制提供基础。
本发明的技术解决方案是:
一种航天器三超控制宽频多源多级的协同定姿方法,包括如下步骤:
(1)建立追踪航天器指向目标航天器的姿态参考坐标系,定义参考坐标系z轴为空间动目标指向矢量,即航天器本体zb轴;参考坐标系y为z轴与太阳光线矢量在地心惯性系投影的叉乘;x轴与y轴、z轴构成右手系。
(2)建立追踪航天器、目标航天器轨道动力学方程,通过轨道外推计算追踪航天器与目标航天器在地心惯性系下的位置矢量和速度矢量,具体为:
其中,rA=[xA yA zA]T为追踪航天器位置矢量在地心惯性系下的表达;rB=[xB yBzB]T为目标航天器的位置矢量在地心惯性系下的表达;rA=||rA||为追踪航天器质心与地心的距离;rB=||rB||为目标航天器质心的与地心的距离;aj2,ej2为轨道摄动参数。μ为地球引力常数,μ=3.986005×1014;为追踪航天器速度矢量在地心惯性系下的表达,为目标航天器的速度矢量在地心惯性系下的表达。
(3)在步骤(2)的基础上,建立地心惯性系下追踪航天器与目标航天器相对轨道动力学方程,具体表达为
其中,ρi=[xi yi zi]T为追踪航天器与目标航天器之间的相对位置在地心惯性系的表达;为追踪航天器与目标航天器之间的相对速度在地心惯性系的表达;为vi相对于时间的导数,U=[fcx fcy fcz]T为追踪航天器与目标航天器之间的相对加速度在地心惯性系的表达;A11=[03×3],A12=I3×3,B1=[03×3],B2=I3×3, 为目标航天器平均轨道角速度。
(4)建立航天器姿态动力学模型,具体为
其中,I=diag(Ix,Iy,Iz)分别为航天器x轴、y轴、z轴的惯量在质心本体系下的表达。ω=diag(ωx,ωy,ωz)为航天器三轴角速度。q为航天器姿态四元数;Ω(ω)为航天器姿态阵,ub为航天器姿态控制力矩在本体下的表达。
r×表示矢量r的反对称矩阵,其中r可为任意矢量;
(5)通过滤波估计追踪航天器与目标航天器之间的相对位置和相对速度,包括如下步骤:
(5-1)将地心惯性系下追踪航天器与目标航天器之间的相对轨道动力学方程离散化,得到离散化系统方程,具体为
其中,ρik=[xik yik zik]T为k时刻追踪航天器与目标航天器之间的相对位置在地心惯性系的表达;vik=[vxik vyik vzik]T为k时刻追踪航天器与目标航天器之间的相对速度在地心惯性系的表达;Uk-1=[fcx,k-1 fcy,k-1 fcz,k-1]T为k-1时刻追踪航天器与目标航天器之间的相对加速度在地心惯性系的表达;Wk-1为系统噪声;
Xk=φk/k-1Xk-1+Bk-1Uk-1+Wk-1
(5-2)利用航天器配置的相对测量敏感器获得地心惯性系下追踪航天器与目标航天器相对位置与速度相关的测量量,得到量测方程。具体为
其中,Zk为地心惯性系下追踪航天器与目标航天器相对位置与速度相关的测量量;ρlk=[xlk ylk zlk]T为k时刻追踪航天器与目标航天器之间的相对位置在姿态参考坐标系的表达,且ρlk=Cbiρik,Cbi为航天器本体系相对于地心惯性系的姿态余弦阵,||ρlk||和||ρik||分别为ρlk和ρik的大小;αk和βk为k时刻的视线角,Vk为量测噪声。将量测方程进一步线性化,可得
Zk=HkXk+Yk+Vk
(5-3)根据离散化系统方程和量测方程,通过滤波估计地心惯性系下追踪航天器与目标航天器之间的相对位置。具体为
1)利用状态方程对相对位置与速度进行一步预测:
2)引入渐消因子来更新相对位置与速度预测协方差阵:
其中,λk为渐消因子,Qk-1为系统噪声Wk-1的方差阵;Pk-1/k-1为上一步相对位置与速度估计的协方差阵;采用次优算法计算渐消因子:
其中,tr(·)表示对矩阵求迹;0<κ≤1为遗忘因子。
3)更新滤波增益:
其中,Rk为量测噪声Vk的方差阵;
4)更新相对位置与速度估计值:
5)更新相对位置与速度估计协方差阵:
Pk/k=(I-KkHk)Pk/k-1
则地心惯性系下追踪航天器与目标航天器之间的相对位置为
地心惯性系下追踪航天器与目标航天器之间的相对速度为
(6)通过追踪航天器与目标航天器之间的相对位置与速度,计算追踪航天器与目标航天器相对姿态信息,具体为
追踪航天器指向目标航天器的x轴可表示为:x=y×z;
则追踪航天器指向目标航天器的目标姿态方向余弦阵可表示为:
Csi=[x y z]T
追踪航天器指向目标航天器的相对目标姿态在本体下的表达为:
qsb=dcm2quat(Csb)
其中,dcm2quat为方向余弦阵与四元数之间的转换函数。qsb为追踪航天器指向目标航天器的目标四元数。
(7)通过追踪航天器与目标航天器之间的相对位置和相对速度估计,计算追踪航天器与目标航天器视线角速度信息,具体为
进一步的,本发明还提出一种航天器三超控制宽频多源多级的协同定姿系统,包括:
姿态参考坐标系建立模块:建立追踪航天器指向目标航天器的姿态参考坐标系;
位置、速度矢量计算模块:建立航天器、空间动目标轨道动力学方程,通过轨道外推计算追踪航天器与目标航天器在地心惯性系下的位置矢量和速度矢量;
轨道动力学方程建立模块:建立地心惯性系下追踪航天器与目标航天器相对轨道动力学方程;
姿态动力学模型建立模块:建立航天器姿态动力学模型;
滤波估计模块:通过滤波估计追踪航天器与目标航天器之间的相对位置和相对速度;
相对姿态计算模块:通过追踪航天器与目标航天器之间的相对位置估计,计算追踪航天器与目标航天器相对姿态信息;
角速度计算模块:通过追踪航天器与目标航天器之间的相对位置和相对速度估计,计算追踪航天器与目标航天器视线角速度信息,从而完成航天器三超控制宽频多源多级的协同定姿。
本发明与现有技术相比的优点在于:
(1)能够实现多约束下的航天器指向空间运动目标的相对姿态计算。
本发明在考虑了航天器光学载荷指向运动目标、太阳翼尽可能对日等约束情况,利用航天器光学载荷光轴指向目标矢量与y轴指向太阳方法的双矢量定姿方法建立目标指向姿态,使得航天器本体系+Z轴指向空间动目标,实现了多种任务约束下的高精度姿态估计;
(2)能够实现基于滤波估计的航天器指向空间目标的视线角速度计算。
受限于测量视场以及精度等原因,单纯依靠现有相对姿态测量敏感器难以满足大范围的相对姿态测量。本发明设计的方法利用光学相机和激光雷达通过滤波融合实现协同定姿,能够实现航天器指向的视线角速度计算。
附图说明
图1为本发明定姿方法滤波计算流程图;
图2为载荷光轴指向视线角;
图3为本发明航天器三超控制宽频多源多级的协同定姿方法仿真结果;
具体实施方式
本发明涉及一种航天器三超控制宽频多源多级的协同定姿方法及系统,解决追踪航天器指向目标航天器过程中测量敏感器难以给出大范围机动情况下的相对姿态测量问题,适用于空间目标的指向控制领域。在相对轨道运动方程基础上,利用滤波估计获得航天器和空间动目标的相对位置矢量、速度矢量。采用双矢量定姿方法建立目标指向姿态,并进一步通过滤波估计获得追踪航天器指向目标航天器的视线角速度信息,为追踪航天器指向目标航天器的姿态控制系统提供准确的相对姿态和视线角速度信息。
本发明采用图1所示流程完成一种航天器三超控制宽频多源多级的协同定姿方法:具体方法如下:
(1)建立追踪航天器指向目标航天器的姿态参考坐标系,定义参考坐标系z轴为空间动目标指向矢量,即航天器本体zb轴;参考坐标系y为z轴与太阳光线矢量在地心惯性系投影的叉乘;x轴与y轴、z轴构成右手系,如图2所示。
(2)建立航天器、空间动目标轨道动力学方程,通过轨道外推计算追踪航天器与目标航天器在地心惯性系下的位置矢量和速度矢量,具体为:
其中,rA=[xA yA zA]T为航天器位置矢量在地心惯性系下的表达;rB=[xB yB zB]T为空间动目标的位置矢量在地心惯性系下的表达;rA=||rA||为航天器质心与地心的距离;rB=||rB||为空间动目标质心的与地心的距离;aj2,ej2为轨道摄动参数。μ为地球引力常数,μ=3.986005×1014;为航天器速度矢量在地心惯性系下的表达,为空间动目标的速度矢量在地心惯性系下的表达。
(3)在步骤(2)的基础上,建立地心惯性系下追踪航天器与目标航天器相对轨道动力学方程,具体表达为
其中,ρi=[xi yi zi]T为追踪航天器与目标航天器之间的相对位置在地心惯性系的表达;为追踪航天器与目标航天器之间的相对速度在地心惯性系的表达;U=[fcx fcy fcz]T为追踪航天器与目标航天器之间的相对加速度在地心惯性系的表达,为vi相对于时间的导数,A11=[03×3],A12=I3×3,B1=[03×3],B2=I3×3,
(4)建立航天器姿态动力学模型,具体为
其中,I=diag(Ix,Iy,Iz)分别为航天器x轴、y轴、z轴的惯量在质心本体系下的表达。ω=diag(ωx,ωy,ωz)为航天器三轴角速度。q为航天器姿态四元数;Ω(ω)为航天器姿态阵,ub为航天器姿态控制力矩在本体下的表达。
r×表示矢量r的反对称矩阵,其中r可为任意矢量;
(5)通过滤波估计追踪航天器与目标航天器之间的相对位置和相对速度,包括如下步骤,如图1所示:
(5-1)将地心惯性系下追踪航天器与目标航天器之间的相对轨道动力学方程离散化,得到离散化系统方程,具体为
其中,ρik=[xik yik zik]T为k时刻追踪航天器与目标航天器之间的相对位置在地心惯性系的表达;vik=[vxik vyik vzik]T为k时刻追踪航天器与目标航天器之间的相对速度在地心惯性系的表达;Uk-1=[fcx,k-1 fcy,k-1 fcz,k-1]T为k-1时刻追踪航天器与目标航天器之间的相对加速度在地心惯性系的表达;Wk-1为系统噪声;
Xk=φk/k-1Xk-1+Bk-1Uk-1+Wk-1
(5-2)利用航天器配置的相对测量敏感器获得地心惯性系下追踪航天器与目标航天器相对位置与速度相关的测量量,得到量测方程。具体为
其中,Zk为地心惯性系下追踪航天器与目标航天器相对位置与速度相关的测量量;ρlk=[xlk ylk zlk]T为k时刻追踪航天器与目标航天器之间的相对位置在姿态参考坐标系的表达,且ρlk=Cbiρik,Cbi为航天器本体系相对于地心惯性系的姿态余弦阵,||ρlk||和||ρik||分别为ρlk和ρik的大小;αk和βk为k时刻的视线角,Vk为量测噪声。将量测方程进一步线性化,可得
Zk=HkXk+Yk+Vk
(5-3)根据离散化系统方程和量测方程,通过滤波估计地心惯性系下追踪航天器与目标航天器之间的相对位置。具体为
1)利用状态方程对相对位置与速度进行一步预测:
2)引入渐消因子来更新相对位置与速度预测协方差阵:
其中,λk为渐消因子,Qk-1为系统噪声Wk-1的方差阵;Pk-1/k-1为上一步相对位置与速度估计的协方差阵;采用次优算法计算渐消因子:
其中,tr(·)表示对矩阵求迹;0<κ≤1为遗忘因子。Rk为量测噪声Vk的方差阵。
3)更新滤波增益:
其中,Rk为量测噪声Vk的方差阵;
4)更新相对位置与速度估计值:
5)更新相对位置与速度估计协方差阵:
Pk/k=(I-KkHk)Pk/k-1
则地心惯性系下追踪航天器与目标航天器之间的相对位置为
地心惯性系下追踪航天器与目标航天器之间的相对速度为
(6)通过追踪航天器与目标航天器之间的相对位置与速度,计算追踪航天器与目标航天器相对姿态信息,具体为
追踪航天器指向目标航天器的x轴可表示为:x=y×z;si为太阳光线矢量在地心惯性系投影.
则追踪航天器指向目标航天器的目标姿态方向余弦阵可表示为:
Csi=[x y z]T
追踪航天器指向目标航天器的相对目标姿态在本体下的表达为:
qsb=dcm2quat(Csb)
其中,dcm2quat为方向余弦阵与四元数之间的转换函数。qsb为追踪航天器指向目标航天器的目标四元数。
(7)通过追踪航天器与目标航天器之间的相对位置和相对速度估计,计算追踪航天器与目标航天器视线角速度信息,具体为
进一步的,本发明还提出一种航天器三超控制宽频多源多级的协同定姿系统,包括:
姿态参考坐标系建立模块:建立追踪航天器指向目标航天器的姿态参考坐标系;
位置、速度矢量计算模块:建立航天器、空间动目标轨道动力学方程,通过轨道外推计算追踪航天器与目标航天器在地心惯性系下的位置矢量和速度矢量;
轨道动力学方程建立模块:建立地心惯性系下追踪航天器与目标航天器相对轨道动力学方程;
姿态动力学模型建立模块:建立航天器姿态动力学模型;
滤波估计模块:通过滤波估计追踪航天器与目标航天器之间的相对位置和相对速度;
相对姿态计算模块:通过追踪航天器与目标航天器之间的相对位置估计,计算追踪航天器与目标航天器相对姿态信息;
角速度计算模块:通过追踪航天器与目标航天器之间的相对位置和相对速度估计,计算追踪航天器与目标航天器视线角速度信息,从而完成航天器三超控制宽频多源多级的协同定姿。
本发明能够实现多约束下的航天器指向空间运动目标的相对姿态计算和基于滤波估计的航天器指向空间目标的视线角速度计算。
本发明在考虑了航天器光学载荷指向运动目标、太阳翼尽可能对日等约束情况,利用航天器光学载荷光轴指向目标矢量与y轴指向太阳方法的双矢量定姿方法建立目标指向姿态,使得航天器本体系+Z轴指向空间动目标,实现了多种任务约束下的高精度姿态估计。同时,受限于测量视场以及精度等原因,单纯依靠现有相对姿态测量敏感器难以满足大范围的相对姿态测量。本发明设计的方法利用光学相机和激光雷达通过滤波融合实现协同定姿,能够实现航天器指向空间目标的视线角速度计算。
实施例:对本发明提出的航天器三超控制宽频多源多级的协同定姿进行100s的仿真分析,仿真中光学相机和激光雷达测量噪声为高斯分布噪声,考虑敏感器测量延时等因素,并在姿态运动中引入正弦运动的随机量以验证定姿方法对干扰的适应性。
利用滤波估计获得航天器和空间动目标的相对位置矢量、速度矢量。采用双矢量定姿方法建立目标指向姿态,并进一步通过滤波估计获得追踪航天器指向目标航天器的视线角速度信息,为追踪航天器指向目标航天器的姿态控制系统提供准确的相对姿态和视线角速度信息。
如图3所示给出了本发明航天器三超控制宽频多源多级的协同定姿方法仿真结果,图中表明,本发明能够应用于大范围的相对姿态测量,且对姿态干扰具有一定的适应性。
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 (7)
1.一种航天器三超控制宽频多源多级的协同定姿方法,其特征在于包括如下步骤:
(1)建立追踪航天器指向目标航天器的姿态参考坐标系;
(2)建立追踪航天器、目标航天器轨道动力学方程,通过轨道外推计算追踪航天器与目标航天器在地心惯性系下的位置矢量和速度矢量;
(3)在步骤(2)的基础上,建立地心惯性系下追踪航天器与目标航天器相对轨道动力学方程;
(4)建立航天器姿态动力学模型;
(5)通过滤波估计追踪航天器与目标航天器之间的相对位置和相对速度,具体为:
(5.1)将地心惯性系下追踪航天器与目标航天器之间的相对轨道动力学方程离散化,得到离散化系统方程;
(5.2)利用航天器配置的相对测量敏感器获得地心惯性系下追踪航天器与目标航天器之间的相对位置与相对速度相关的测量量,得到量测方程:
其中,Zk为测量量;ρlk=[xlk ylk zlk]T为k时刻追踪航天器与目标航天器之间的相对位置在姿态参考坐标系的表达,且ρlk=Cbiρik,Cbi为航天器本体系相对于地心惯性系的姿态余弦阵,||ρlk||为ρlk的大小;αk和βk为k时刻的视线角,Vk为量测噪声;
(5.3)根据离散化系统方程和量测方程,通过滤波估计地心惯性系下追踪航天器与目标航天器之间的相对位置和相对速度;
具体为
(5.3.1)利用状态方程对相对位置与相对速度进行一步预测;
(5.3.2)引入渐消因子来更新相对位置与相对速度预测协方差阵,采用次优算法计算渐消因子;
(5.3.3)更新滤波增益;
(5.3.4)更新相对位置与相对速度估计值;
(5.3.5)更新相对位置与相对速度估计协方差阵;从而得到地心惯性系下追踪航天器与目标航天器之间的相对位置以及地心惯性系下追踪航天器与目标航天器之间的相对速度;
(6)通过追踪航天器与目标航天器之间的相对位置估计,计算追踪航天器与目标航天器相对姿态信息;
所述的通过追踪航天器与目标航天器之间的相对位置估计,计算追踪航天器与目标航天器相对姿态信息,具体为:
追踪航天器指向目标航天器的x轴表示为:x=y×z;
则追踪航天器指向目标航天器的目标姿态方向余弦阵表示为:
Csi=[x y z]T
追踪航天器指向目标航天器的相对目标姿态在本体坐标系下的表达为:
qsb=dcm2quat(Csb)
其中,dcm2quat为方向余弦阵与四元数之间的转换函数,qsb为追踪航天器指向目标航天器的目标四元数;
(7)通过追踪航天器与目标航天器之间的相对位置和相对速度估计,计算追踪航天器与目标航天器视线角速度信息,从而完成航天器三超控制宽频多源多级的协同定姿;具体为:
3.根据权利要求1所述的一种航天器三超控制宽频多源多级的协同定姿方法,其特征在于:所述步骤(2)建立追踪航天器、目标航天器轨道动力学方程,通过轨道外推计算追踪航天器与目标航天器在地心惯性系下的位置矢量和速度矢量,具体为:
6.一种根据权利要求1所述的航天器三超控制宽频多源多级的协同定姿方法实现的协同定姿系统,其特征在于包括:
姿态参考坐标系建立模块:建立追踪航天器指向目标航天器的姿态参考坐标系;
位置、速度矢量计算模块:建立追踪航天器、目标航天器轨道动力学方程,通过轨道外推计算追踪航天器与目标航天器在地心惯性系下的位置矢量和速度矢量;
轨道动力学方程建立模块:建立地心惯性系下追踪航天器与目标航天器相对轨道动力学方程;
姿态动力学模型建立模块:建立追踪航天器姿态动力学模型;
滤波估计模块:通过滤波估计追踪航天器与目标航天器之间的相对位置和相对速度;
相对姿态计算模块:通过追踪航天器与目标航天器之间的相对位置估计,计算追踪航天器与目标航天器相对姿态信息;
角速度计算模块:通过追踪航天器与目标航天器之间的相对位置和相对速度估计,计算追踪航天器与目标航天器视线角速度信息,从而完成航天器三超控制宽频多源多级的协同定姿。
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