CN112124632B - 激光载荷调整角度饱和的卫星平台卸载方法 - Google Patents

激光载荷调整角度饱和的卫星平台卸载方法 Download PDF

Info

Publication number
CN112124632B
CN112124632B CN202011004138.0A CN202011004138A CN112124632B CN 112124632 B CN112124632 B CN 112124632B CN 202011004138 A CN202011004138 A CN 202011004138A CN 112124632 B CN112124632 B CN 112124632B
Authority
CN
China
Prior art keywords
attitude
satellite platform
laser load
unloading
coordinate system
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
CN202011004138.0A
Other languages
English (en)
Other versions
CN112124632A (zh
Inventor
陈文晖
杜宁
王世耀
徐家国
孙杰
吕若宁
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.)
Shanghai Aerospace Control Technology Institute
Original Assignee
Shanghai Aerospace Control Technology Institute
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 Shanghai Aerospace Control Technology Institute filed Critical Shanghai Aerospace Control Technology Institute
Priority to CN202011004138.0A priority Critical patent/CN112124632B/zh
Publication of CN112124632A publication Critical patent/CN112124632A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN112124632B publication Critical patent/CN112124632B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/24—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control
    • B64G1/244—Spacecraft control systems
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/24—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control
    • B64G1/244—Spacecraft control systems
    • B64G1/245—Attitude control algorithms for spacecraft attitude control

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Automation & Control Theory (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Radar, Positioning & Navigation (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)

Abstract

本发明公开了一种激光载荷调整角度饱和的卫星平台卸载方法，包括：根据激光载荷跟踪目标的位置信息获取所述激光载荷的姿态待调整量；根据所述激光载荷的姿态待调整量获取卫星平台的姿态待卸载量；根据所述卫星平台的姿态待卸载量获取所述卫星平台的目标姿态四元数；以及根据预设增量规划和所述卫星平台的目标姿态四元数，对所述卫星平台的待卸载姿态进行卸载。本发明结合卫星平台的姿态卸载能力，对激光载荷进行姿态调整，解决了小卫星激光载荷因调整角度易饱和而丢失跟踪目标的问题。

Description

激光载荷调整角度饱和的卫星平台卸载方法
技术领域
本发明涉及卫星姿态控制技术领域，尤其涉及一种激光载荷调整角度饱和的卫星平台卸载方法。
背景技术
随着航天技术的发展，空间应用从传统的以高轨、单星应用为主的模式向高、低轨卫星搭配应用以及星座组合应用与单星独立应用相融合的应用模式发展，使星间通讯、星间协作成为常规任务，例如同轨道平面两卫星之间的激光能量传输，能实现能量或通讯信息的远距离无线传输。
上述星间任务均涉及到两星之间的载荷姿态指向问题，根据两星的轨道信息和姿态信息可确定出相对姿态偏差，该偏差则可通过卫星平台的控制系统或载荷自带的角度驱动机构进行校正。但对于激光通信载荷等，其对载荷姿态指向精度要求高，结合卫星姿态和轨道信息进行初始调整后，主要依赖载荷自身搜索功能捕获并连续跟踪目标。
常规卫星激光载荷往往自身携带二维转动机构，具备大角度调整和跟踪目标的能力。但对于小卫星激光载荷来说，受重量和功耗约束，往往不再安装二维机械驱动机构，仅依赖二维振镜等精跟踪驱动机构进行角度调整。精驱动机构的优点是响应速度快、精度高，但缺点是角度调整范围小，在连续跟踪目标过程容易因超出角度调整能力即调整角度饱和而丢失跟踪目标。
发明内容
本发明的目的在于提供一种激光载荷调整角度饱和的卫星平台卸载方法，依靠卫星平台的姿态调整能力，对激光载荷进行姿态调整，解决激光载荷因调整角度饱和而丢失跟踪目标的问题。
为了达到上述目的，本发明通过以下技术方案实现：
一种激光载荷调整角度饱和的卫星平台卸载方法，包括：
根据激光载荷跟踪目标的位置信息获取所述激光载荷的姿态待调整量；
根据所述激光载荷的姿态待调整量获取卫星平台的姿态待卸载量；
根据所述卫星平台的姿态待卸载量获取所述卫星平台的目标姿态四元数；以及
根据预设增量规划和所述卫星平台的目标姿态四元数，对所述卫星平台的待卸载姿态进行卸载。
优选地，执行所述根据激光载荷跟踪目标的位置信息获取所述激光载荷的姿态待调整量的步骤之前还包括：
根据所述激光载荷跟踪目标的位置信息和姿态修正所述激光载荷的安装矩阵，以消除所述激光载荷与所述卫星平台之间的误差；
根据所述激光载荷跟踪目标的位置信息对是否超出所述激光载荷的角度调整能力进行判断，若所述跟踪目标的位置在所述激光载荷角度调整的指向范围内，则不进行所述卫星平台的姿态卸载；若所述跟踪目标的位置超出所述激光载荷角度调整的指向范围，则进行所述卫星平台的姿态卸载。
优选地，所述根据激光载荷跟踪目标的位置信息获取所述激光载荷的姿态待调整量的步骤包括：所述激光载荷根据自身的位置信息以及所述跟踪目标的位置信息，实时获取所述激光载荷的姿态待调整量并传送至所述卫星平台。
优选地，所述根据所述激光载荷的姿态待调整量获取卫星平台的姿态待卸载量的步骤包括：
所述卫星平台的姿态待卸载量采用如下公式进行计算：
Figure BDA0002695322450000021
其中，所述激光载荷的测量坐标系为c系；所述卫星平台的本体坐标系为b系；所述卫星平台姿态卸载的基准坐标系为r系；qbr表示所述卫星平台的姿态待卸载量；qbc表示所述本体坐标系至所述测量坐标系的四元数；qcr表示所述测量坐标系至所述基准坐标系的四元数，即为所述激光载荷的姿态待调整量。
优选地，所述根据所述卫星平台的姿态待卸载量获取所述卫星平台的目标姿态四元数的步骤包括：
所述卫星平台相对于轨道坐标系的目标姿态四元数采用如下公式进行计算：
Figure BDA0002695322450000022
其中，所述轨道坐标系为o系；qor表示所述卫星平台相对于轨道坐标系的目标姿态四元数；qob表示所述轨道坐标系至所述本体坐标系的四元数；qbr表示所述卫星平台的姿态待卸载量。
优选地，根据预设控制周期对所述卫星平台相对于轨道坐标系的目标姿态四元数进行定时更新，且在每一所述预设控制周期内对所述卫星平台的待卸载姿态进行卸载。
优选地，所述预设控制周期不小于所述卫星平台相对于轨道坐标系的目标姿态四元数的获取时间、所述卫星平台的姿态卸载响应时间与所述激光载荷的姿态调整响应时间之和。
优选地，所述激光载荷调整角度饱和的卫星平台卸载方法，还包括：一所述卫星平台的防误卸载步骤；所述卫星平台的防误卸载步骤包括：如果若干个连续的所述预设控制周期内，所述卫星平台的姿态待卸载量呈递增趋势，则表示所述卫星平台的姿态待卸载量不合法，不进行所述卫星平台的姿态卸载。
优选地，所述根据预设增量规划和所述卫星平台的目标姿态四元数，对所述卫星平台的待卸载姿态进行卸载的步骤包括：根据所述预设增量对所述卫星平台的目标姿态四元数进行规划，以使所述卫星平台的待卸载姿态根据所述预设增量进行卸载。
优选地，所述预设增量的范围为0～0.015°/s。
本发明与现有技术相比至少具有以下优点之一：
本发明提供一种激光载荷调整角度饱和的卫星平台卸载方法，结合卫星平台的姿态卸载能力，对激光载荷进行姿态调整，解决了小卫星激光载荷因调整角度易饱和而丢失跟踪目标的问题。
本发明依靠卫星平台的姿态卸载能力，能够实现激光载荷对星间跟踪目标的大范围搜索和快速指向任务。
本发明可以根据激光载荷对稳定度和响应度的要求，对卫星平台的待卸载姿态进行增量规划，保证了卫星平台姿态卸载过程中激光载荷的连续工作。
附图说明
图1是本发明一实施例提供的激光载荷调整角度饱和的卫星平台卸载方法的流程图；
图2是本发明一实施例提供的激光载荷调整角度饱和的卫星平台卸载方法中激光载荷与卫星平台信息交互及卫星平台姿态卸载的关系图；
图3是本发明一实施例提供的激光载荷调整角度饱和的卫星平台卸载方法中卫星平台姿态卸载过程增量规划示意图。
具体实施方式
以下结合附图和具体实施方式对本发明提出的激光载荷调整角度饱和的卫星平台卸载方法作进一步详细说明。根据下面说明，本发明的优点和特征将更清楚。需要说明的是，附图采用非常简化的形式且均使用非精准的比例，仅用以方便、明晰地辅助说明本发明实施方式的目的。为了使本发明的目的、特征和优点能够更加明显易懂，请参阅附图。须知，本说明书所附图式所绘示的结构、比例、大小等，均仅用以配合说明书所揭示的内容，以供熟悉此技术的人士了解与阅读，并非用以限定本发明实施的限定条件，故不具技术上的实质意义，任何结构的修饰、比例关系的改变或大小的调整，在不影响本发明所能产生的功效及所能达成的目的下，均应仍落在本发明所揭示的技术内容能涵盖的范围内。
需要说明的是，在本文中，诸如第一和第二等之类的关系术语仅仅用来将一个实体或者操作与另一个实体或操作区分开来，而不一定要求或者暗示这些实体或操作之间存在任何这种实际的关系或者顺序。而且，术语“包括”、“包含”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的过程、方法、物品或者设备不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其他要素，或者是还包括为这种过程、方法、物品或者设备所固有的要素。在没有更多限制的情况下，由语句“包括一个……”限定的要素，并不排除在包括所述要素的过程、方法、物品或者设备中还存在另外的相同要素。
结合图1～3所示，本实施例提供的一种激光载荷调整角度饱和的卫星平台卸载方法，包括：步骤S1、根据激光载荷跟踪目标的位置信息获取所述激光载荷的姿态待调整量；步骤S2、根据所述激光载荷的姿态待调整量获取卫星平台的姿态待卸载量；步骤S3、根据所述卫星平台的姿态待卸载量获取所述卫星平台的目标姿态四元数；以及步骤S4、根据预设增量规划及所述卫星平台的目标姿态四元数，对所述卫星平台的待卸载姿态进行卸载。
请继续参考图1，执行所述步骤S1之前还包括：根据所述激光载荷跟踪目标的位置信息和姿态修正所述激光载荷的安装矩阵，以消除所述激光载荷与所述卫星平台之间的误差；根据所述激光载荷跟踪目标的位置信息对是否超出所述激光载荷的角度调整能力进行判断，若所述跟踪目标的位置在所述激光载荷角度调整的指向范围内，则不进行所述卫星平台的姿态卸载；若所述跟踪目标的位置超出所述激光载荷角度调整的指向范围，则进行所述卫星平台的姿态卸载。
具体的，在本实施例中，对于已根据地面精测数据确定的所述激光载荷安装矩阵，由于空间环境(例如空间热环境及重力)的影响，可能会产生误差，此时则可以根据所述激光载荷跟踪目标的位置信息和姿态对所述激光载荷的安装矩阵进行修正，以消除所述激光载荷与所述卫星平台之间的误差，从而使后续获取的所述激光载荷的姿态待调整量以及所述卫星平台的姿态待卸载量更加精确，但本发明不以此为限。
具体的，在本实施例中，假设所述激光载荷跟踪目标的参考坐标系为v系，所述激光载荷的测量坐标系为c系，所述卫星平台的本体坐标系为b系；qbc表示所述本体坐标系至所述测量坐标系的四元数；qbv表示所述本体坐标系至所述参考坐标系的四元数；qbc、qbv均可由所述卫星平台的姿轨控计算机提供；理论上，在某一时刻，若所述跟踪目标的位置在所述激光载荷调整角度的范围内，则有
qbc＝qbv (1)
此时无需对所述卫星平台进行姿态卸载，所述激光载荷就能够指向所述跟踪目标。
若所述跟踪目标的位置超出所述激光载荷调整角度的范围，即所述激光载荷的调整角度饱和，则有
qbc≠qbv (2)
此时需要进行所述卫星平台的姿态卸载，从而实现对所述激光载荷调整角度的卸载，使所述激光载荷能够指向所述跟踪目标，避免所述激光载荷因调整角度饱和而丢失跟踪目标。
请同时参考图1和图2，所述步骤S1包括：所述激光载荷根据自身的位置信息以及所述跟踪目标的位置信息，实时获取所述激光载荷的姿态待调整量并传送至所述卫星平台。
具体的，所述激光载荷可以实时获取所述激光载荷的姿态待调整量，并在每一通讯周期将所述激光载荷的姿态待调整量传送给所述卫星平台的姿轨控计算机，以实现所述激光载荷与所述卫星平台之间的信息交互；所述卫星平台的姿轨控计算机则可以根据最新的所述激光载荷的姿态待调整量进行所述卫星平台的姿态卸载，但本发明不以此为限。
在本实施例中，所述激光载荷与所述卫星平台的通讯周期可以为0.1～0.5秒，例如0.25秒，则所述激光载荷可以每0.25秒向所述卫星平台的姿轨控计算机传送一次所述激光载荷的姿态待调整量。
请继续参考图1，所述步骤S2包括：所述卫星平台的姿态待卸载量采用如下公式进行计算：
Figure BDA0002695322450000061
其中，所述激光载荷的测量坐标系为c系；所述卫星平台的本体坐标系为b系；所述卫星平台姿态卸载的基准坐标系为r系；qbr表示所述卫星平台的姿态待卸载量；qbc表示所述本体坐标系至所述测量坐标系的四元数；qcr表示所述测量坐标系至所述基准坐标系的四元数，即为所述激光载荷的姿态待调整量；
具体的，在本实施例中，所述本体坐标系至所述测量坐标系的四元数qbc可以由所述卫星平台的姿轨控计算机提供；所述激光载荷的姿态待调整量qcr则由所述激光载荷传送至所述卫星平台的姿轨控计算机；所述卫星平台的姿轨控计算机则可以根据公式(3)计算得到所述本体坐标系至所述基准坐标系的四元数，即为所述卫星平台的姿态待卸载量，但本发明不以此为限。
请继续参考图1，所述步骤S3包括：所述卫星平台相对于轨道坐标系的待卸载姿态的四元数采用如下公式进行计算：
Figure BDA0002695322450000062
其中，所述轨道坐标系为o系；qor表示所述卫星平台相对于轨道坐标系的目标姿态四元数；qob表示所述轨道坐标系至所述本体坐标系的四元数；qbr表示所述卫星平台的姿态待卸载量。
具体的，在本实施例中，所述轨道坐标系至所述本体坐标系的四元数qob是所述激光载荷发送姿态待调整量时所述卫星平台相对所述轨道坐标系的姿态四元数，可以由所述卫星平台的姿轨控计算机提供；所述卫星平台的姿轨控计算机可以根据公式(4)计算得到所述轨道坐标系至所述基准坐标系的四元数，即为所述卫星平台相对于轨道坐标系的目标姿态四元数。
请继续参考图2，根据预设控制周期对所述卫星平台相对于轨道坐标系的目标姿态四元数进行定时更新，且在每一所述预设控制周期内对所述卫星平台的待卸载姿态进行卸载。
可以理解的是，在一些其他实施例中，所述预设控制周期不小于所述卫星平台相对于轨道坐标系的目标姿态四元数的获取时间、所述卫星平台的姿态卸载响应时间与所述激光载荷的姿态调整响应时间之和。
具体的，由于所述卫星平台相对于轨道坐标系的目标姿态四元数是根据所述激光载荷的姿态待调整量以及公式(3)和(4)得到的，为了避免所述卫星平台的姿态卸载和所述激光载荷的姿态调整的耦合影响，对所述卫星平台相对于轨道坐标系的目标姿态四元数qor根据所述预设控制周期T进行定时更新，并在每一所述预设控制周期T对所述卫星平台待卸载姿态进行闭环控制。每一所述预设控制周期T闭环控制过程包括所述卫星平台的相对于轨道坐标系的目标姿态四元数的获取、所述卫星平台姿态卸载的响应以及所述卫星平台姿态卸载后所述激光载荷的姿态调整的响应。对于每一所述预设控制周期T对应的所述卫星平台相对于轨道坐标系的目标姿态四元数qor可以记为qor_i(i＝0,1,2,3,···)，表示对qor进行第i个所述预设控制周期T更新的结果。所述预设控制周期T可以根据所述卫星平台的控制系统的带宽进行选取，一般为百秒量级，但本发明不以此为限。
在本实施例中，所述预设控制周期T可以为100～300秒(例如200秒)，大于所述卫星平台相对于轨道坐标系的目标姿态四元数的获取时间0.1～0.5秒(例如0.25秒)、所述卫星平台的姿态卸载响应时间90～250秒(例如180秒)与所述激光载荷的姿态调整响应时间0.001～2秒(例如1秒)之和；在所述卫星平台进行姿态卸载过程中，所述本体坐标系距所述基准坐标系越来越近，以使所述激光载荷可以指向所述跟踪目标。
请继续参考图2，本实施例提供的一种激光载荷调整角度饱和的卫星平台卸载方法，还包括：一所述卫星平台的防误卸载步骤；所述卫星平台的防误卸载步骤包括：如果若干个连续的所述预设控制周期内，所述卫星平台的姿态待卸载量呈递增趋势，则表示所述卫星平台的姿态待卸载量不合法，不进行所述卫星平台的姿态卸载。
具体的，所述卫星平台的姿轨控计算机可以先根据所述激光载荷和所述跟踪目标的轨道信息，对所述激光载荷指向所述跟踪目标时所述卫星平台相对轨道坐标系的姿态范围进行估算；所述卫星平台的姿轨控计算机可以根据估算的姿态范围对所述卫星平台的姿态待卸载量的数据合法性进行判断：如果若干个连续的所述预设控制周期内，所述卫星平台的姿态待卸载量不断累加，呈递增趋势，且超出估算的姿态范围，则认为所述卫星平台的姿态待卸载量不合法，可能是所述激光载荷的姿态待调整量运算错误或者所述激光载荷与所述卫星平台之间通讯过程存在错误，所述卫星平台则可以不响应所述激光载荷的姿态待调整的需求，即不进行所述卫星平台的姿态卸载，但本发明不以此为限。
请继续参考图3，所述步骤S4包括：根据所述预设增量对所述卫星平台的目标姿态四元数进行规划，以使所述卫星平台的待卸载姿态根据所述预设增量进行卸载。
可以理解的是，在一些其他的实施例中，所述预设增量的范围为0～0.015°/s。
具体的，所述卫星平台进行姿态卸载过程中，所述激光载荷有连续工作的任务需求，这就要求所述卫星平台保持一定的稳定度，为满足这一要求则需要对所述卫星平台的待卸载姿态过程进行规划，从而使所述卫星平台的待卸载姿态可以根据所述预设增量进行卸载，以保证所述卫星平台的稳定度；所述预设增量的具体取值则与所述激光载荷的稳定度约束和所述卫星平台的控制参数(如响应度)有关。
在本实施例中，所述预设增量的取值可以为0.01°/s；在每一所述预设控制周期内，可以根据所述预设增量对所述卫星平台相对于轨道坐标系的目标姿态四元数qor_i进行卸载，从而保证所述激光载荷对稳定度和响应度的要求。
综上所述，本实施例提供的一种激光载荷调整角度饱和的卫星平台卸载方法，可以根据激光载荷跟踪目标的位置信息获取激光载荷的姿态待调整量；若跟踪目标超出激光载荷的调整角度范围，即激光载荷调整角度饱和，可以根据激光载荷的姿态待调整量获取卫星平台的姿态待卸载量，进而获取卫星平台的目标姿态四元数，实现对卫星平台的姿态卸载；依靠卫星平台的姿态卸载(例如大角度调整)能力，则可以对激光载荷进行姿态调整(例如调整角度饱和卸载)，从而解决激光载荷因调整角度饱和而丢失跟踪目标的问题。本实施例提供的一种激光载荷调整角度饱和的卫星平台卸载方法还可以根据预设增量对卫星平台的待卸载姿态进行卸载，从而保证所述激光载荷对稳定度和响应度的要求。本实施例提供的一种激光载荷调整角度饱和的卫星平台卸载方法的应用，能够实现激光载荷对星间跟踪目标的大范围搜索和快速指向任务。
尽管本发明的内容已经通过上述优选实施例作了详细介绍，但应当认识到上述的描述不应被认为是对本发明的限制。在本领域技术人员阅读了上述内容后，对于本发明的多种修改和替代都将是显而易见的。因此，本发明的保护范围应由所附的权利要求来限定。

Claims (9)

1.一种激光载荷调整角度饱和的卫星平台卸载方法，其特征在于，包括：
根据激光载荷跟踪目标的位置信息获取所述激光载荷的姿态待调整量；
根据所述激光载荷的姿态待调整量获取卫星平台的姿态待卸载量；
根据所述卫星平台的姿态待卸载量获取所述卫星平台的目标姿态四元数；以及
根据预设增量规划和所述卫星平台的目标姿态四元数，对所述卫星平台的待卸载姿态进行卸载；
执行所述根据激光载荷跟踪目标的位置信息获取所述激光载荷的姿态待调整量的步骤之前还包括：根据所述激光载荷跟踪目标的位置信息对是否超出所述激光载荷的角度调整能力进行判断，若所述跟踪目标的位置在所述激光载荷角度调整的指向范围内，则不进行所述卫星平台的姿态卸载；若所述跟踪目标的位置超出所述激光载荷角度调整的指向范围，则进行所述卫星平台的姿态卸载；
所述根据激光载荷跟踪目标的位置信息获取所述激光载荷的姿态待调整量的步骤包括：所述激光载荷根据自身的位置信息以及所述跟踪目标的位置信息，实时获取所述激光载荷的姿态待调整量并传送至所述卫星平台。
2.如权利要求1所述的激光载荷调整角度饱和的卫星平台卸载方法，其特征在于，执行所述根据激光载荷跟踪目标的位置信息获取所述激光载荷的姿态待调整量的步骤之前还包括：
根据所述激光载荷跟踪目标的位置信息和姿态修正所述激光载荷的安装矩阵，以消除所述激光载荷与所述卫星平台之间的误差。
3.如权利要求1所述的激光载荷调整角度饱和的卫星平台卸载方法，其特征在于，所述根据所述激光载荷的姿态待调整量获取卫星平台的姿态待卸载量的步骤包括：
所述卫星平台的姿态待卸载量采用如下公式进行计算：
Figure FDA0003499053500000011
其中，所述激光载荷的测量坐标系为c系；所述卫星平台的本体坐标系为b系；所述卫星平台姿态卸载的基准坐标系为r系；qbr表示所述卫星平台的姿态待卸载量；qbc表示所述本体坐标系至所述测量坐标系的四元数；qcr表示所述测量坐标系至所述基准坐标系的四元数，即为所述激光载荷的姿态待调整量。
4.如权利要求3所述的激光载荷调整角度饱和的卫星平台卸载方法，其特征在于，所述根据所述卫星平台的姿态待卸载量获取所述卫星平台的目标姿态四元数的步骤包括：
所述卫星平台相对于轨道坐标系的目标姿态四元数采用如下公式进行计算：
Figure FDA0003499053500000021
其中，所述轨道坐标系为o系；qor表示所述卫星平台相对于轨道坐标系的目标姿态四元数；qob表示所述轨道坐标系至所述本体坐标系的四元数；qbr表示所述卫星平台的姿态待卸载量。
5.如权利要求4所述的激光载荷调整角度饱和的卫星平台卸载方法，其特征在于，根据预设控制周期对所述卫星平台相对于轨道坐标系的目标姿态四元数进行定时更新，且在每一所述预设控制周期内对所述卫星平台的待卸载姿态进行卸载。
6.如权利要求5所述的激光载荷调整角度饱和的卫星平台卸载方法，其特征在于，所述预设控制周期不小于所述卫星平台相对于轨道坐标系的目标姿态四元数的获取时间、所述卫星平台的姿态卸载响应时间与所述激光载荷的姿态调整响应时间之和。
7.如权利要求6所述的激光载荷调整角度饱和的卫星平台卸载方法，其特征在于，还包括：一所述卫星平台的防误卸载步骤；所述卫星平台的防误卸载步骤包括：如果若干个连续的所述预设控制周期内，所述卫星平台的姿态待卸载量呈递增趋势，则表示所述卫星平台的姿态待卸载量不合法，不进行所述卫星平台的姿态卸载。
8.如权利要求4所述的激光载荷调整角度饱和的卫星平台卸载方法，其特征在于，所述根据预设增量规划和所述卫星平台的目标姿态四元数，对所述卫星平台的待卸载姿态进行卸载的步骤包括：根据所述预设增量对所述卫星平台的目标姿态四元数进行规划，以使所述卫星平台的待卸载姿态根据所述预设增量进行卸载。
9.如权利要求8所述的激光载荷调整角度饱和的卫星平台卸载方法，其特征在于，所述预设增量的范围为0～0.015°/s。
CN202011004138.0A 2020-09-22 2020-09-22 激光载荷调整角度饱和的卫星平台卸载方法 Active CN112124632B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202011004138.0A CN112124632B (zh) 2020-09-22 2020-09-22 激光载荷调整角度饱和的卫星平台卸载方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202011004138.0A CN112124632B (zh) 2020-09-22 2020-09-22 激光载荷调整角度饱和的卫星平台卸载方法

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN112124632A CN112124632A (zh) 2020-12-25
CN112124632B true CN112124632B (zh) 2022-06-24

Family

ID=73842419

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202011004138.0A Active CN112124632B (zh) 2020-09-22 2020-09-22 激光载荷调整角度饱和的卫星平台卸载方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN112124632B (zh)

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP0618541A1 (en) * 1993-04-01 1994-10-05 International Business Machines Corporation Interactive graphics computer system for planning star-sensor-based satellite attitude maneuvers
CN104960674A (zh) * 2015-06-01 2015-10-07 北京控制工程研究所 一种运动目标的指向跟踪控制方法
EA201500773A1 (ru) * 2015-07-07 2017-01-30 федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования "Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С.П. Королева (национальный исследовательский университет)" (СГАУ) Способ пространственной переориентации и изменения параметров углового движения космического аппарата
CN108820255A (zh) * 2018-06-20 2018-11-16 北京控制工程研究所 一种动目标跟瞄的三超控制全物理验证系统及方法
CN111483618A (zh) * 2020-04-09 2020-08-04 上海航天控制技术研究所 一种适用于火星探测的多指向驱动任务自主管理控制方法
CN111619829A (zh) * 2020-05-11 2020-09-04 北京控制工程研究所 一种基于主动指向超静平台的多级协同控制方法

Family Cites Families (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN104828261B (zh) * 2015-04-30 2017-01-18 北京控制工程研究所 一种小型动量轮的角动量卸载方法

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP0618541A1 (en) * 1993-04-01 1994-10-05 International Business Machines Corporation Interactive graphics computer system for planning star-sensor-based satellite attitude maneuvers
CN104960674A (zh) * 2015-06-01 2015-10-07 北京控制工程研究所 一种运动目标的指向跟踪控制方法
EA201500773A1 (ru) * 2015-07-07 2017-01-30 федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования "Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С.П. Королева (национальный исследовательский университет)" (СГАУ) Способ пространственной переориентации и изменения параметров углового движения космического аппарата
CN108820255A (zh) * 2018-06-20 2018-11-16 北京控制工程研究所 一种动目标跟瞄的三超控制全物理验证系统及方法
CN111483618A (zh) * 2020-04-09 2020-08-04 上海航天控制技术研究所 一种适用于火星探测的多指向驱动任务自主管理控制方法
CN111619829A (zh) * 2020-05-11 2020-09-04 北京控制工程研究所 一种基于主动指向超静平台的多级协同控制方法

Also Published As

Publication number Publication date
CN112124632A (zh) 2020-12-25

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US6285928B1 (en) Onboard attitude control using reaction wheels
US8321076B2 (en) On-line inertia estimation for use in controlling an aerospace vehicle
US6615117B2 (en) Attitude determination system and method with outer-loop gyro scale-factor non-linearity calibration
CN108733066B (zh) 一种基于吊舱姿态反馈的目标跟踪控制方法
CN111045457B (zh) 一种基于星载遥感仪器的光轴指向的调整方法
CN115290118B (zh) 一种基于星敏感器的卫星激光通信系统指向误差校正方法
CN114679541A (zh) 一种星上运动目标跟踪方法
CN112124632B (zh) 激光载荷调整角度饱和的卫星平台卸载方法
CN107499536B (zh) 一种偏置动量卫星高精度跟踪控制偏流角的方法
US4687161A (en) Pointing compensation system for spacecraft instruments
CN111722635B (zh) 一种遥感卫星并行处理任务的方法以及遥感卫星系统
CN112468211B (zh) 跟踪天线在轨指向误差修正方法及天基测控通信系统
CN110502038B (zh) 一种机动过程中天线预置的高稳定度控制方法
CN106326576B (zh) 一种任意基准系下的整星偏置角动量的偏航估计方法
CN112666988B (zh) 二维指向机构安装及光电轴指向的偏差修正方法和系统
Ward Spacecraft attitude estimation using GPS: Methodology and results
CN112611379B (zh) 一种惯导稳定平台及其标校、安装方法
CN111854764B (zh) 基于星间测量信息的航天器姿态确定方法及系统
CN114677408A (zh) 一种星上恒星目标跟踪方法
EP1059577B1 (en) Time delay compensation for spacecraft motion compensation
CN113131215B (zh) 动中通天线控制方法、装置及电子设备
EP1134640B1 (en) Attitude control system for a spacecraft
CN111103889A (zh) 使用本征向量、非线性动态逆和前馈控制的卫星姿态控制系统
CN117214924B (zh) 同步卫星多波束天线指向标校方法、装置和电子设备
WO2004033296A2 (en) System and method for increasing the roll offset operating range for a spacecraft

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