CN112623278B - 一种星体/载荷二级复合高精度姿态控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种星体/载荷二级复合高精度姿态控制方法，适用于兼具有高精度指向控制需求与敏捷机动要求的航天器姿态控制领域。所述高精度姿态控制方法基于星体/载荷二级复合系统展开研究，在建立卫星轨道动力学模型进而获取卫星位置信息后；对卫星间相对位置进行估计，进而解算出实现指向时追踪卫星的期望姿态；然后，针对星体一级系统设计了PID控制器，实现大角度快速机动；针对载荷FSM二级系统设计了有限时间控制器，以在有限时间内实现高精度指向控制。采用本发明的姿态控制方法，可以在保证收敛时间的同时实现毫角秒级控制精度。所述方法可以实现对目标卫星的高精度指向控制，为未来空间中动目标指向任务的开展提供可行的技术解决途径。

Description

一种星体/载荷二级复合高精度姿态控制方法

技术领域

本发明属于航天器姿态控制领域，特别涉及一种星体/载荷二级复合高精度姿态控制方法。

背景技术

随着各国对空间利用需求的不断提升，激光通信、跟踪监视等空间动目标指向任务对航天器指向精度、指向稳定度、敏捷机动能力的要求越来越高。其中，实现卫星高精度指向控制是关键技术之一。现有的卫星姿态控制方法，仅能实现角秒级指向控制，难以满足空间动目标指向任务对指向精度的需求。

现有的卫星姿态控制方法存在以下不足：

1、基于卫星单级系统进行指向控制，无法满足指向控制时的高精度需求

现有的卫星单级系统，仅基于卫星平台一级系统进行卫星姿态测量和指向控制，受限于星本体自身微振动、敏感器测量带宽、执行机构输出带宽等因素，仅能实现角秒级指向控制，无法满足空间动目标指向任务对毫角秒级甚至更高指向控制精度的需求。

2、姿态控制器是渐近稳定的，无法满足指向控制时的快速性需求

现有的姿态控制器多基于渐近稳定控制理论设计，而渐近稳定控制方法的收敛时间理论上是无限的，这意味着航天器姿态需要较长时间才能达到稳定，实现既定指向。但是，与常规的姿态稳定控制不同，对目标卫星进行指向跟踪时，其窗口时间较短，因此要求控制器具有快速响应能力。此时，基于渐近稳定理论设计的控制器无法满足指向控制时快速性的需求。

发明内容

本发明要解决的技术问题是提出一种新的星体/载荷二级复合高精度姿态控制方法。

本发明要解决的技术问题还在于提出一种至少部分地克服现有技术的缺陷的的星体/载荷二级复合高精度姿态控制方法。

本发明要解决的技术问题还在于提出一种星体/载荷二级复合高精度姿态控制方法，提高指向控制时的精度。

本发明要解决的技术问题还在于提出一种星体/载荷二级复合高精度姿态控制方法，能够实现快速实现指向控制。

更具体地，根据本发明的星体/载荷二级复合高精度姿态控制方法，在建立卫星间相对位姿估计模型的基础上，通过星体平台一级姿态控制和基于快反镜(fine steeringmirror,FSM)的载荷光轴二级指向控制的复合控制方案，提高载荷光轴指向控制精度。

本发明的技术解决方案是：一种星体/载荷二级复合高精度姿态控制方法，包括如下步骤：

(1)建立卫星轨道动力学模型为：

其中，μ(μ＝GM)表示地心引力常数，G是万有引力常数，μ＝3.98603×10¹⁴(m³/s²)，M为中心天体的质量，

是应考虑的另外N＝n-1摄动源对应的摄动加速度，

是运动天体在该坐标系中的位置矢量。

这里，m表示“米”，s表示“秒”，m³/s²表示地心引力常数的单位。

(2)地心惯性坐标系下，获取卫星位置信息，具体为：

获得地心距D_j：

获得轨道线加速度

获得轨道线速度

获得位置信息

(3)地心惯性坐标系下，对卫星间相对位置进行估计，具体为：

基于卫星轨道动力学模型，获得追踪卫星(设为卫星2)与目标卫星(设为卫星1)的相对位置矢量R_{el_i}：

基于星载敏感器测量信息，获得卫星间相对位置矢量R_{m_i}：

融合滤波，获得更高精度的轨道信息：

k₁、k₂为权重系数，取值范围0～1，

即为两卫星间相对位置矢量。其中，

表示C_{b_i}的逆矩阵，k₁、k₂表示系数，公式中k、k+1表示融合滤波过程中的递推过程，当k＝0时，表示初始的轨道位置信息。

Δρ是滤波过程中引入的中间变量，当k＝0时，Δρ(k)＝Δρ(0)＝0。

(4)追踪卫星(卫星2)期望姿态解算，具体为：

假设指向装置安装于追踪卫星本体坐标系的z轴方向。

地心惯性坐标系下，实现指向时卫星2的三个坐标轴方向向量分别为X_point、Y_point、Z_point，则实现指向时卫星2的期望旋转矩阵为：

进而得到卫星2的期望姿态角Q_{2_desire}为：Q_{2_desire}＝Q(C_{2_desire})，其中，Q表示姿态旋转矩阵到姿态四元数的转换矩阵。

追踪卫星本体坐标系下，期望姿态角q_br为：q_br＝C_{b_i}Q_{2_desire}，期望姿态角速度ω_br为：

(5)设计星体平台一级姿态控制器为：

其中，ω_br为星体的期望角速度，

为星体的期望角加速度，Δq_ev为误差四元数q_e(目标四元数q_br与星体姿态四元数q_b之差)的矢量部分，k_bp、k_bd为PD控制器参数。

(6)设计载荷FSM二级状态反馈控制器为：

T_fc＝T_eq+T_sw

其中，T_sw为切换控制，对系统总扰动具有鲁棒性，λ＞0为控制器的切换增益；T_eq为等效控制，满足

θ_fe为FSM误差姿态角，

为FSM误差姿态角速度，c为FSM柔性支承与音圈电机的等效阻尼系数，l为FSM音圈电机力作用点到反射镜转轴的距离，K_θ为FSM柔性支承轴向扭转刚度，J为FSM的反射镜和柔性支承结构的等效惯量，m_c为FSM音圈电机动子质量。

为扰动力矩上界，

系数a b>0，2＞γ₂＞1，且γ₁＞γ₂；sgn(·)为符号函数。

其中，载荷FSM二级的状态反馈控制器是基于快速非奇异终端滑模算法设计的，此处的s为基于该算法设计的滑模面。

本发明与现有技术相比的优点在于：

1、采用二级复合控制方法提高指向控制精度

本发明采用星体/载荷二级复合系统进行指向控制。其中，星体平台作为一级姿态控制系统，光学载荷固连在星体平台上，主要器件为FSM，作为二级指向控制系统。基于星体一级姿态控制系统用于实现大角度快速机动，在星体一级实现稳定控制后，基于载荷FSM二级指向控制系统实现载荷光轴的快速调整与高精度指向。两级联动，最终实现对目标卫星的毫角秒级指向控制。

2、满足指向控制时的快速和高精度需求

本发明在设计姿态控制器时，根据星体一级系统和载荷FSM二级系统的特点和功能分别设计了控制器，以满足指向控制需求。针对星体一级姿态控制系统设计了PID控制器，可以实现角秒级指向控制。在此基础上，针对渐近稳定控制理论的系统收敛时间不能满足指向任务需求的问题，基于有限时间控制理论，设计了FSM二级指向控制系统的状态反馈控制器，可以在保证系统收敛时间的同时，将控制精度提高两个数量级，实现高精度指向控制。

附图说明

图1为本发明的设计方法流程图。

具体实施方式

本发明方法提出了一种星体/载荷二级复合高精度姿态控制方法，下面结合附图对本发明方法进行详细说明，本发明方法包括如下步骤：

(1)建立卫星轨道动力学模型为：

惯性坐标系下，追踪卫星(卫星2)的初始位置坐标为

初始线速度为

目标卫星(卫星1)的初始位置坐标为

初始线速度为

其中v_n为地球同步卫星线速度。

(2)地心惯性坐标系下，获取卫星位置信息，具体为：

获得地心距D_j：

获得轨道线加速度

获得轨道线速度

获得位置信息

(3)地心惯性坐标系下，对卫星间相对位置进行估计，具体为：

基于卫星轨道动力学模型，获得追踪卫星(设为卫星2)与目标卫星(设为卫星1)的相对位置矢量R_{el_i}：

基于星载敏感器测量信息，获得卫星间相对位置矢量R_{m_i}：

融合滤波，获得更高精度的轨道信息：

k₁、k₂为权重系数，k₁＝0.6，k₂＝0.4，

即为两卫星间相对位置矢量。

(4)追踪卫星(卫星2)期望姿态解算，具体为：

假设指向装置安装于追踪卫星本体坐标系的z轴方向。

地心惯性坐标系下，实现指向时卫星2的三个坐标轴方向向量分别为X_point、Y_point、Z_point，则实现指向时卫星2的期望旋转矩阵为：

进而得到卫星2的期望姿态角Q_{2_desire}为：Q_{2_desire}＝Q(C_{2_desire})，其中，Q表示姿态旋转矩阵到姿态四元数的转换矩阵。

追踪卫星本体坐标系下，期望姿态角q_br为：q_br＝C_{b_i}Q_{2_desire}，期望姿态角速度ω_br为：

(5)设计星体平台姿态控制器为：

其中，ω_br为星体的期望角速度，

为星体的期望角加速度，Δq_ev为误差四元数q_e(目标四元数q_br与星体姿态四元数q_b之差)的矢量部分，k_bp、k_bd为PD控制器参数。

(6)设计载荷FSM二级状态反馈控制器为：

T_fc＝T_eq+T_sw

其中，T_sw为切换控制，对系统总扰动具有鲁棒性，λ＞0为控制器的切换增益；T_eq为等效控制，满足

θ_fe为FSM误差姿态角，

为FSM误差姿态角速度，c为FSM柔性支承与音圈电机的等效阻尼系数，l为FSM音圈电机力作用点到反射镜转轴的距离，K_θ为FSM柔性支承轴向扭转刚度，J为FSM的反射镜和柔性支承结构的等效惯量，m_c为FSM音圈电机动子质量。

为扰动力矩上界，

系数a b＞0，2＞γ₂＞1，且γ₁＞γ₂；sgn(·)为符号函数。

本发明与现有技术相比的优点在于：

1、采用二级复合控制方法提高指向控制精度

本发明采用星体/载荷二级复合系统进行指向控制。其中，星体平台作为一级姿态控制系统，光学载荷固连在星体平台上，主要器件为FSM，作为二级指向控制系统。基于星体一级姿态控制系统用于实现大角度快速机动，在星体一级实现稳定控制后，基于载荷FSM二级指向控制系统实现载荷光轴的快速调整与高精度指向。两级联动，最终实现对目标卫星的毫角秒级指向控制。

2、满足指向控制时的快速和高精度需求

本发明在设计姿态控制器时，根据星体一级系统和载荷FSM二级系统的特点和功能分别设计了控制器，以满足指向控制需求。针对星体一级姿态控制系统设计了PID控制器，可以实现角秒级指向控制。在此基础上，针对渐近稳定控制理论的系统收敛时间不能满足指向任务需求的问题，基于有限时间控制理论，设计了FSM二级指向控制系统的状态反馈控制器，可以在保证系统收敛时间的同时，将控制精度提高两个数量级，实现高精度指向控制。

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 (1)

1.一种星体/载荷二级复合高精度姿态控制方法，其特征在于，包括如下步骤：

(1)建立卫星轨道动力学模型为：

其中，μ表示地心引力常数，μ＝GM，G是万有引力常数，μ＝3.98603×10¹⁴(m³/s²)，M为中心天体的质量，

是应考虑的另外N＝n-1摄动源对应的摄动加速度，

是运动天体在坐标系中的位置矢量；

其中，地心惯性坐标系下，假设卫星在初始时刻(t₀)的位置矢量为

轨道线速度为

(2)地心惯性坐标系下，获取卫星位置信息，具体为：

获得地心距D_j：

获得轨道线加速度

其中，a_{x_p}、a_{y_p}、a_{z_p}分别为摄动加速度在三坐标轴的分量，μ是中心天体的引力常数，其值为μ＝3.98603×10¹⁴(m³/s²)；

获得轨道线速度

获得位置信息

(3)地心惯性坐标系下，对卫星间相对位置进行估计，具体为：

基于卫星轨道动力学模型，获得追踪卫星与目标卫星的相对位置矢量R_{el_i}，其中，目标卫星设为卫星1，追踪卫星设为卫星2：

基于星载敏感器测量信息，获得卫星间相对位置矢量R_{m_i}：

融合滤波，获得更高精度的轨道信息：

其中，k₁、k₂为权重系数，取值范围0～1；

k为推导迭代系数；

R_{el_i}为地心惯性坐标系下，基于轨道动力学模型获得的卫星2与卫星1的相对矢量；

R_{el_true}为地心惯性坐标系下，卫星2与卫星1的相对矢量真值；

Δρ为R_{el_i}与R_{el_true}的误差，满足R_{el_i}＝R_{el_true}+Δρ；

R_{m_i}为目标卫星与追踪卫星在追踪卫星本体坐标系下的相对位置矢量转换到惯性系下的表达；

为滤波过程中两卫星间相对位置矢量在地心惯性坐标系下的表达；

(4)卫星2期望姿态解算，具体为：

假设指向装置安装于追踪卫星本体坐标系的z轴方向，

地心惯性坐标系下，实现指向时卫星2的三个坐标轴方向向量分别为X_point、Y_point、Z_point，则实现指向时卫星2的期望旋转矩阵为：

进而得到卫星2的期望姿态角Q_{2_desire}为：Q_{2_desire}＝Q(C_{2_desire})，其中，Q表示姿态旋转矩阵到姿态四元数的转换矩阵；

追踪卫星本体坐标系下，期望姿态角q_br为：q_br＝C_{b_i}Q_{2_desire}，期望姿态角速度ω_br为：

ω_br为追踪卫星本体坐标系下期望姿态角速度

为追踪卫星本体坐标系下，欧拉角描述形式的期望姿态角

表示对期望姿态角求一阶导数；

(5)设计星体平台一级姿态控制器为：

T_bc表示星体平台姿态控制器；

ω_br为星体的期望角速度，

为星体的期望角加速度，Δq_ev为误差四元数q_e的矢量部分，k_bp、k_bd为PD控制器参数；

其中，q_e为期望四元数q_br与星体姿态四元数q_b之差；

(6)设计载荷FSM二级状态反馈控制器为：

T_fc＝T_eq+T_sw

其中，T_sw为切换控制，对系统总扰动具有鲁棒性，λ＞0为控制器的切换增益；T_eq为等效控制，满足

θ_fe为FSM误差姿态角，

为FSM误差姿态角速度，c为FSM柔性支承与音圈电机的等效阻尼系数，l为FSM音圈电机力作用点到反射镜转轴的距离，K_θ为FSM柔性支承轴向扭转刚度，J为FSM的反射镜和柔性支承结构的等效惯量，m_c为FSM音圈电机动子质量；

为扰动力矩上界，

系数a,b＞0，2＞γ₂＞1，且γ₁＞γ₂；sgn(·)为符号函数。

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