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 PDF

Info

Publication number
CN111536983B
CN111536983B CN202010393984.XA CN202010393984A CN111536983B CN 111536983 B CN111536983 B CN 111536983B CN 202010393984 A CN202010393984 A CN 202010393984A CN 111536983 B CN111536983 B CN 111536983B
Authority
CN
China
Prior art keywords
spacecraft
target
tracking
attitude
relative
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
CN202010393984.XA
Other languages
English (en)
Other versions
CN111536983A (zh
Inventor
宗红
关新
汤亮
袁利
王有懿
姚宁
张科备
郭子熙
冯骁
郝仁剑
刘昊
龚立纲
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Beijing Institute of Control Engineering
Original Assignee
Beijing Institute of Control Engineering
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Beijing Institute of Control Engineering filed Critical Beijing Institute of Control Engineering
Priority to CN202010393984.XA priority Critical patent/CN111536983B/zh
Publication of CN111536983A publication Critical patent/CN111536983A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN111536983B publication Critical patent/CN111536983B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01C—MEASURING DISTANCES, LEVELS OR BEARINGS; SURVEYING; NAVIGATION; GYROSCOPIC INSTRUMENTS; PHOTOGRAMMETRY OR VIDEOGRAMMETRY
    • G01C21/00—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00
    • G01C21/24—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00 specially adapted for cosmonautical navigation
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01C—MEASURING DISTANCES, LEVELS OR BEARINGS; SURVEYING; NAVIGATION; GYROSCOPIC INSTRUMENTS; PHOTOGRAMMETRY OR VIDEOGRAMMETRY
    • G01C21/00—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00
    • G01C21/005—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00 with correlation of navigation data from several sources, e.g. map or contour matching
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01S—RADIO DIRECTION-FINDING; RADIO NAVIGATION; DETERMINING DISTANCE OR VELOCITY BY USE OF RADIO WAVES; LOCATING OR PRESENCE-DETECTING BY USE OF THE REFLECTION OR RERADIATION OF RADIO WAVES; ANALOGOUS ARRANGEMENTS USING OTHER WAVES
    • G01S17/00—Systems using the reflection or reradiation of electromagnetic waves other than radio waves, e.g. lidar systems
    • G01S17/66—Tracking systems using electromagnetic waves other than radio waves
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01S—RADIO DIRECTION-FINDING; RADIO NAVIGATION; DETERMINING DISTANCE OR VELOCITY BY USE OF RADIO WAVES; LOCATING OR PRESENCE-DETECTING BY USE OF THE REFLECTION OR RERADIATION OF RADIO WAVES; ANALOGOUS ARRANGEMENTS USING OTHER WAVES
    • G01S17/00—Systems using the reflection or reradiation of electromagnetic waves other than radio waves, e.g. lidar systems
    • G01S17/86—Combinations of lidar systems with systems other than lidar, radar or sonar, e.g. with direction finders
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01S—RADIO DIRECTION-FINDING; RADIO NAVIGATION; DETERMINING DISTANCE OR VELOCITY BY USE OF RADIO WAVES; LOCATING OR PRESENCE-DETECTING BY USE OF THE REFLECTION OR RERADIATION OF RADIO WAVES; ANALOGOUS ARRANGEMENTS USING OTHER WAVES
    • G01S17/00—Systems using the reflection or reradiation of electromagnetic waves other than radio waves, e.g. lidar systems
    • G01S17/88—Lidar systems specially adapted for specific applications
    • G—PHYSICS
    • G05—CONTROLLING; REGULATING
    • G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
    • G05D1/00—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots
    • G05D1/0088—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots characterized by the autonomous decision making process, e.g. artificial intelligence, predefined behaviours
    • G—PHYSICS
    • G05—CONTROLLING; REGULATING
    • G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
    • G05D1/00—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots
    • G05D1/08—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Radar, Positioning & Navigation (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Automation & Control Theory (AREA)
  • Electromagnetism (AREA)
  • Computer Networks & Wireless Communication (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Business, Economics & Management (AREA)
  • Health & Medical Sciences (AREA)
  • Artificial Intelligence (AREA)
  • Evolutionary Computation (AREA)
  • Game Theory and Decision Science (AREA)
  • Medical Informatics (AREA)
  • Astronomy & Astrophysics (AREA)
  • Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
  • Navigation (AREA)

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

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
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：
Figure BDA0002486973210000021
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；
Figure BDA0002486973210000022
为追踪航天器速度矢量在地心惯性系下的表达，
Figure BDA0002486973210000023
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
Figure BDA0002486973210000024
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；
Figure BDA0002486973210000025
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；
Figure BDA0002486973210000026
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，
Figure BDA0002486973210000027
Figure BDA0002486973210000028
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
Figure BDA0002486973210000031
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。
Figure BDA0002486973210000032
表示矢量r的导数，其中r可为任意矢量；
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
Figure BDA0002486973210000033
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；
Figure BDA0002486973210000034
Figure BDA0002486973210000041
Figure BDA0002486973210000042
Figure BDA0002486973210000043
Figure BDA0002486973210000044
ΔT为离散步长。令
Figure BDA0002486973210000045
Figure BDA0002486973210000046
将系统方程整理为
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
Figure BDA0002486973210000047
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
其中，
Figure BDA0002486973210000051
Figure BDA0002486973210000052
Figure BDA0002486973210000053
Figure BDA0002486973210000054
Figure BDA0002486973210000055
Figure BDA0002486973210000056
为状态一步预测值；
Figure BDA0002486973210000057
(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：
Figure BDA0002486973210000058
2)引入渐消因子来更新相对位置与速度预测协方差阵：
Figure BDA0002486973210000059
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：
Figure BDA0002486973210000061
Figure BDA0002486973210000062
Figure BDA0002486973210000063
Figure BDA0002486973210000064
Figure BDA0002486973210000065
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：
Figure BDA0002486973210000066
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：
Figure BDA0002486973210000067
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
Figure BDA0002486973210000068
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
Figure BDA0002486973210000069
(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z轴可表示为：
Figure BDA00024869732100000610
Figure BDA00024869732100000611
为滤波估计获得的地心惯性系下追踪航天器与目标航天器之间的相对位置
追踪航天器指向目标航天器的y轴可表示为：
Figure BDA00024869732100000612
si为太阳光线矢量在地心惯性系投影
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：
Figure BDA0002486973210000071
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
Figure BDA0002486973210000072
Figure BDA0002486973210000073
其中，
Figure BDA0002486973210000074
为滤波估计获得的地心惯性系下追踪航天器与目标航天器之间的相对位置，
Figure BDA0002486973210000075
为滤波估计获得的地心惯性系下追踪航天器与目标航天器之间的相对速度。
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：
Figure BDA0002486973210000091
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；
Figure BDA0002486973210000092
为航天器速度矢量在地心惯性系下的表达，
Figure BDA0002486973210000093
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
Figure BDA0002486973210000101
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；
Figure BDA0002486973210000108
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，
Figure BDA0002486973210000107
为vi相对于时间的导数，A11＝[03×3]，A12＝I3×3，B1＝[03×3]，B2＝I3×3，
Figure BDA0002486973210000102
Figure BDA0002486973210000103
为空间动目标平均轨道角速度。
(4)建立航天器姿态动力学模型，具体为
Figure BDA0002486973210000104
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。
本发明中，
Figure BDA0002486973210000106
表示矢量r的导数，其中r可为任意矢量；
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
Figure BDA0002486973210000105
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；
Figure BDA0002486973210000111
Figure BDA0002486973210000112
Figure BDA0002486973210000113
Figure BDA0002486973210000114
Figure BDA0002486973210000115
ΔT为离散步长；令
Figure BDA0002486973210000116
Figure BDA0002486973210000117
将系统方程整理为
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
Figure BDA0002486973210000121
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
其中，
Figure BDA0002486973210000122
Figure BDA0002486973210000123
Figure BDA0002486973210000124
Figure BDA0002486973210000125
Figure BDA0002486973210000126
Figure BDA0002486973210000127
为状态一步预测值；
Figure BDA0002486973210000131
(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：
Figure BDA0002486973210000132
2)引入渐消因子来更新相对位置与速度预测协方差阵：
Figure BDA0002486973210000133
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：
Figure BDA0002486973210000134
Figure BDA0002486973210000135
Figure BDA0002486973210000136
Figure BDA0002486973210000137
Figure BDA0002486973210000138
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：
Figure BDA0002486973210000139
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：
Figure BDA0002486973210000141
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
Figure BDA0002486973210000142
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
Figure BDA0002486973210000143
(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z轴可表示为：
Figure BDA0002486973210000144
Figure BDA0002486973210000145
为滤波估计获得的地心惯性系下追踪航天器与目标航天器之间的相对位置
追踪航天器指向目标航天器的y轴可表示为：
Figure BDA0002486973210000146
si为太阳光线矢量在地心惯性系投影
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：
Figure BDA0002486973210000147
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
Figure BDA0002486973210000151
Figure BDA0002486973210000152
其中，
Figure BDA0002486973210000153
为滤波估计获得的地心惯性系下追踪航天器与目标航天器之间的相对位置，
Figure BDA0002486973210000154
为滤波估计获得的地心惯性系下追踪航天器与目标航天器之间的相对速度。
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：
Figure FDA0003558647840000011
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z轴表示为：
Figure FDA0003558647840000021
Figure FDA0003558647840000022
为滤波估计获得的地心惯性系下追踪航天器与目标航天器之间的相对位置；
追踪航天器指向目标航天器的y轴表示为：
Figure FDA0003558647840000023
si为太阳光线矢量在地心惯性系投影；
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：
Figure FDA0003558647840000024
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：
Figure FDA0003558647840000031
Figure FDA0003558647840000032
其中，
Figure FDA0003558647840000033
为滤波估计获得的地心惯性系下追踪航天器与目标航天器之间的相对位置，
Figure FDA0003558647840000034
为滤波估计获得的地心惯性系下追踪航天器与目标航天器之间的相对速度。
2.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：定义姿态参考坐标系z轴为
Figure FDA0003558647840000035
Figure FDA0003558647840000036
为滤波估计获得的地心惯性系下追踪航天器与目标航天器之间的相对位置；定义姿态参考坐标系y轴为
Figure FDA0003558647840000037
si为太阳光线矢量在地心惯性系投影。
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：
Figure FDA0003558647840000038
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 yB zB]T为目标航天器的位置矢量在地心惯性系下的表达；rA＝||
Figure DEST_PATH_IMAGE002
||为追踪航天器质心与地心的距离；rB＝||
Figure DEST_PATH_IMAGE004
||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；
Figure FDA0003558647840000048
为追踪航天器速度矢量在地心惯性系下的表达，
Figure FDA0003558647840000041
为目标航天器的速度矢量在地心惯性系下的表达。
4.根据权利要求3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：步骤(3)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：
Figure FDA0003558647840000042
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；
Figure FDA0003558647840000043
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，
Figure FDA0003558647840000044
为vi相对于时间的导数，A11＝[03×3]，A12＝I3×3，B1＝[03×3]，B2＝I3×3，
Figure FDA0003558647840000045
Figure FDA0003558647840000046
为目标航天器平均轨道角速度。
5.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：步骤(4)所述航天器姿态动力学模型，具体为：
Figure FDA0003558647840000047
其中，I＝diag(Ix,Iy,Iz)分别为航天器x轴、y轴、z轴的惯量在本体坐标系下的表达，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) 为航天器姿态矩阵，ub为航天器姿态控制力矩在本体坐标系下的表达，
Figure FDA0003558647840000051
表示矢量ω的导数；ω×表示矢量ω的反对称矩阵。
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。
7.根据权利要求6所述的协同定姿系统，其特征在于：定义姿态参考坐标系z轴为
Figure FDA0003558647840000052
Figure FDA0003558647840000053
为滤波估计获得的地心惯性系下追踪航天器与目标航天器之间的相对位置；定义姿态参考坐标系y轴为
Figure FDA0003558647840000054
si为太阳光线矢量在地心惯性系投影。
CN202010393984.XA 2020-05-11 2020-05-11 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 Active CN111536983B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202010393984.XA CN111536983B (zh) 2020-05-11 2020-05-11 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

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202010393984.XA CN111536983B (zh) 2020-05-11 2020-05-11 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

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN111536983A CN111536983A (zh) 2020-08-14
CN111536983B true CN111536983B (zh) 2022-06-03

Family

ID=71977649

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202010393984.XA Active CN111536983B (zh) 2020-05-11 2020-05-11 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

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN111536983B (zh)

Family Cites Families (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US8825399B2 (en) * 2008-07-24 2014-09-02 Raytheon Company System and method of passive and autonomous navigation of space vehicles using an extended Kalman filter
CN103955224B (zh) * 2014-04-22 2017-01-18 北京控制工程研究所 一种用于相对运动视线跟踪的姿态控制方法
CN104316060B (zh) * 2014-06-06 2018-09-11 清华大学深圳研究生院 空间非合作目标的交会对接方法与装置
CN105353763B (zh) * 2015-12-01 2018-03-30 哈尔滨工业大学 一种非合作目标航天器相对轨道姿态有限时间控制方法
CN108801270B (zh) * 2018-06-08 2020-06-09 北京控制工程研究所 一种航天器多级复合控制的超高精度姿态确定方法

Also Published As

Publication number Publication date
CN111536983A (zh) 2020-08-14

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN109606753B (zh) 一种空间双臂机器人协同抓捕目标的控制方法
CN109343550B (zh) 一种基于滚动时域估计的航天器角速度的估计方法
CN111605737B (zh) 一种航天器三超控制多级协同规划与敏捷机动方法
CN106970530B (zh) 空间非合作目标自主视线交会的无模型预设性能控制方法
CN110146224B (zh) 一种辨识组合体航天器质量、质心位置和惯性张量的方法
CN110567461B (zh) 一种考虑无陀螺仪的非合作航天器姿态和参数估计方法
CN111102981B (zh) 一种基于ukf的高精度卫星相对导航方法
CN115649491B (zh) 适用于多源干扰下的低轨光学遥感卫星凝视成像控制方法
CN106672265B (zh) 一种基于光流信息的小天体定点着陆制导控制方法
CN111506095B (zh) 一种双刚体特征点间饱和固定时间相对位姿跟踪控制方法
CN110466805B (zh) 基于优化制导参数的小行星着陆制导方法
CN113432609B (zh) 柔性附着状态协同估计方法
Sun et al. Adaptive relative pose control of spacecraft with model couplings and uncertainties
CN108917772A (zh) 基于序列图像的非合作目标相对导航运动估计方法
CN110146092B (zh) 基于导航信息评价的双体小行星探测轨迹优化方法
CN109426147A (zh) 捕获卫星后组合航天器的自适应增益调整控制方法
CN116105730A (zh) 基于合作目标卫星甚短弧观测的仅测角光学组合导航方法
CN109669471B (zh) 小天体悬停姿轨耦合自抗扰控制方法
CN111044082A (zh) 一种基于星敏感器辅助的陀螺误差参数在轨快速标定方法
CN110567462A (zh) 一种近似自旋非合作航天器三轴转动惯量比的辨识方法
CN111536983B (zh) 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
CN113022898A (zh) 弱引力环境柔性附着系统状态估计方法
CN117075495A (zh) 一种基于多航天器姿态控制的地面半物理仿真系统
CN108871312B (zh) 一种重力梯度仪及星敏感器的联合定姿方法
CN112591153B (zh) 基于抗干扰多目标h2/h∞滤波的空间机械臂末端定位方法

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant