CN113190028B - 一种敏捷卫星指向控制方法及系统 - Google Patents
一种敏捷卫星指向控制方法及系统 Download PDFInfo
- Publication number
- CN113190028B CN113190028B CN202110350448.6A CN202110350448A CN113190028B CN 113190028 B CN113190028 B CN 113190028B CN 202110350448 A CN202110350448 A CN 202110350448A CN 113190028 B CN113190028 B CN 113190028B
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- target
- scanning
- pointing
- satellite
- quaternion
- 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
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 57
- 238000006243 chemical reaction Methods 0.000 claims abstract description 42
- 238000006073 displacement reaction Methods 0.000 claims abstract description 29
- 230000007704 transition Effects 0.000 claims abstract description 10
- 239000013598 vector Substances 0.000 claims description 32
- 230000000007 visual effect Effects 0.000 claims description 21
- 101150047356 dec-1 gene Proteins 0.000 claims description 20
- 239000011159 matrix material Substances 0.000 claims description 14
- 206010034719 Personality change Diseases 0.000 claims description 8
- 238000004364 calculation method Methods 0.000 claims description 4
- 238000009795 derivation Methods 0.000 claims description 4
- 238000001308 synthesis method Methods 0.000 claims description 4
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 5
- 238000013016 damping Methods 0.000 description 3
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 2
- 238000004458 analytical method Methods 0.000 description 1
- 230000009286 beneficial effect Effects 0.000 description 1
- 238000004422 calculation algorithm Methods 0.000 description 1
- 230000007547 defect Effects 0.000 description 1
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 1
- 238000012772 sequence design Methods 0.000 description 1
- 238000001228 spectrum Methods 0.000 description 1
- 230000001629 suppression Effects 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- 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
- G05D1/0808—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw specially adapted for aircraft
- G05D1/0816—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw specially adapted for aircraft to ensure stability
- G05D1/0833—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw specially adapted for aircraft to ensure stability using limited authority control
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Computer Security & Cryptography (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Radar, Positioning & Navigation (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Automation & Control Theory (AREA)
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
Abstract
一种敏捷卫星指向控制方法，包括：根据扫描目标的方位，设计从一个扫描目标到另一个扫描目标的指向目标转换路径，在此规划下始末角位移非零，而始末端角速度为零；针对不同扫描条带的扫描速度，通过多项式曲线，设计从一个扫描状态到另一个扫描状态的转换轨迹，始末端角速度非零，始末角位移为零；将目标机动和扫描状态规划进行叠加，获得既能够完成目标转换又能够实现扫描速度转换的合成指向机动路径，满足目标角位移与扫描角速度的转换约束，始末角速度、始末端角位移均为非零；根据合成的机动路径，计算姿态机动时的前馈补偿力矩。本发明确保卫星指向能够不作任何停留地灵活改变移动方向，使载荷视线能够快速、敏捷地完成目标快速扫描和凝视。
Description
技术领域
本发明涉及敏捷卫星指向控制技术领域，特别是一种敏捷卫星指向控制方法及系统。
背景技术
新一代敏捷卫星提出了超敏捷指向控制要求，即：除了要求视线指向机动速度快，更重要的是要求视线能够不作任何停留地灵活改变移动方向，使载荷视轴能够快速完成敏感目标快速扫描和凝视。针对这一类控制问题，传统方法一般是先将姿态角速度阻尼下来，然后机动到目标位置附近，再建立扫描角速度，即按照“阻尼-机动-起速-扫描”四个步骤才能完成一个目标扫描任务，这一过程中的相当一部分时间浪费在阻尼、起速过程，无法达到超敏捷的控制效果。
发明内容
本发明的目的在于：克服现有技术的上述不足，提供一种敏捷卫星指向控制方法，通过角位移与扫描速度各自规划，再进行综合的办法，实现了阻尼、机动、起速的一体化控制，在一次目标机动过程中能即可完成从一个扫描状态到另一个扫描状态的敏捷机动，满足载荷对大范围、多目标进行快速扫描的任务需求。
本发明的上述目的是通过如下技术方案予以实现的：
一种敏捷卫星指向控制方法，包括如下步骤：
步骤一、根据扫描目标的方位，设计从一个扫描目标到另一个扫描目标的指向目标转换路径，在此规划下始末角位移非零，而始末端角速度为零；
步骤二、针对不同扫描条带的扫描速度(包括方向和速度)，通过多项式曲线，设计从一个扫描状态到另一个扫描状态的转换轨迹，在此规划下始末端角速度非零，而始末角位移为零；
步骤三、将上述目标机动和扫描状态规划进行叠加，获得既能够完成目标转换又能够实现扫描速度转换的合成指向机动路径，从而满足目标角位移与扫描角速度的转换约束，此时始末角速度、始末端角位移均为非零；
步骤四、根据合成的机动路径，计算姿态机动时的前馈补偿力矩，提升机动过程中的控制效果；本发明确保卫星指向能够不作任何停留地灵活改变移动方向，使载荷视线能够快速、敏捷地完成目标快速扫描和凝视。
进一步的，在上述的一种敏捷卫星指向控制方法，所述的步骤一中，设计从一个扫描目标到另一个扫描目标的指向目标转换路径，规划方法为：
设卫星视轴在初始时刻的指向在天球坐标系上的坐标为{ra1,dec1}，其中ra1为天球坐标系的赤经，dec1为天球坐标系的赤纬。由初始指向的天球坐标可以求得初始指向矢量z1：
z1＝[cos(dec1)*cos(ra1) cos(dec1)*sin(ra1) sin(dec1)]T
设卫星视轴的目标指向为{ra2,dec2}，其中ra2为目标指向的赤经，dec2为目标指向的赤纬。那么，由目标指向的天球坐标可以求得目标指向矢量z2：
z2＝[cos(dec2)*cos(ra2) cos(dec2)*sin(ra2) sin(dec2)]T
当卫星视轴从z1向z2扫描时，星体的转动轴可由如下矢量积求得：
y＝z1×z2
其中×为矢量积。根据z2和y两矢量，可采用矢量积进一步求得与z2和y两矢量均垂直的第三个矢量x：
x＝z2×y
那么在卫星达到目标指向时的卫星目标姿态矩阵Cti为
Cti＝[x y z2]T
根据目标姿态矩阵Cti可求得目标四元数qti。根据卫星初始时刻的星体姿态qbi(可由星敏感器测量得到)，则卫星从初始姿态四元数qbi到目标姿态四元数qti的机动四元数Δq可求得：
其中
为四元数乘法，qti-1为qti的逆。由所获得的机动四元数Δq，从而确定欧拉转轴e和转角χ，根据正弦函数或Bang-Bang函数，即可完成卫星视轴从初始指向到目标指向的路径规划四元数qr(t)，且满足角位移非零、始末角速度为零。
进一步的，在上述的一种敏捷卫星指向控制方法，所述的步骤二中，针对不同扫描条带的扫描速度(包括方向和速度)，通过多项式曲线，设计从一个扫描状态到另一个扫描状态的转换轨迹，其规划方法为：
设初始时刻t0卫星姿态角速度为ωs，机动Δq后到达目标指向位置的时刻为tf，并且需要建立的扫描角速度为ωf。在从角速度ωs转换到角速度ωf的过程中，卫星相对姿态qr(t)发生的姿态变化为qa(t)，采用123转序描述时的欧拉角为
满足：
qa(ts)＝qa(tf)＝[0 0 0 1]T
Φa(ts)＝Φa(tf)＝[0 0 0]T
上述约束表明，在建立从ωs到ωf的过程中所产生的姿态变化不会改变卫星在初始时刻ts和末端时刻tf的卫星视轴指向，从而不影响步骤一的规划结果，而且
因此，针对从Φa(ts)到Φa(tf)且满足上述约束的规划问题，采用多项式规划方法可得如下多项式曲线：
θa(t)＝B5*t5+B4*t4+B3*t3+B2*t2+B1*t1+B0
ψa(t)＝A5*t5+A4*t4+A3*t3+A2*t2+A1*t1+A0
其中，18个多项式系数C0,…,C5,B5,…,B0,A5,…,A0通过如下18个边界条件确定：
Φa(ts)＝Φa(tf)＝[0 0 0]T
进一步的，在上述的一种敏捷卫星指向控制方法，所述的步骤三中，将上述目标机动和扫描状态规划进行叠加，获得既能够完成目标转换又能够实现扫描速度转换的合成指向机动路径，其合成方法为：设合成的姿态运动四元数为qt(t)，则
进一步的，在上述的一种敏捷卫星指向控制方法，所述的步骤四中，根据合成的机动路径，计算姿态机动时的前馈补偿力矩，提升机动过程中的控制效果，其前馈补偿力矩ucmp计算方法为：
其中J为整星转动惯量，ωt为
式中Ca为qa(t)对应的姿态矩阵。上式求导可得
其中
Sa为从欧拉角变化率
到角速度ωa的转换矩阵，在123转序下其表达式为
则
进一步的，本发明还提出敏捷卫星指向控制系统，包括：
目标机动规划模块：根据扫描目标的方位，设计目标机动规划，即设计从一个扫描目标到另一个扫描目标的指向目标转换路径，在此规划下始末角位移非零，而始末端角速度为零；
扫描状态规划模块：针对不同扫描条带的扫描速度，通过S曲线或者多项式曲线，设计扫描状态规划，即设计从一个扫描状态到另一个扫描状态的转换轨迹，在此扫描状态规划下始末端角速度非零，而始末角位移为零；
叠加模块：将上述目标机动规划和扫描状态规划进行叠加，获得既能够完成目标转换又能够实现扫描速度转换的合成指向机动路径，从而满足目标角位移与扫描角速度的转换约束，此时始末角速度、始末端角位移均为非零；
前馈补偿力矩模块：根据所述合成指向机动路径，计算敏捷卫星姿态机动时的前馈补偿力矩，完成敏捷卫星指向控制。
本发明与现有技术相比具有如下优点：
(1)本发明所述的规划方法相比单纯采用多项式规划，姿态控制力矩大幅降低，避免了机动力矩过大可能造成的姿态失控风险；
(2)本发明基于解析方法进行指向规划，相比伪谱法等迭代方法，完全不需要迭代运算，有效节省了星上计算资源，有利于星上计算机的算法实现；
(3)本发明所述的规划方法所确定的规划时间仅取决于目标点之间的主轴机动时间，是一个确定的时间，因此有利于实现多目标扫描的任务序列设计。
附图说明
图1为本发明扰动建模与抑制流程示意图；
图2为本发明并联指向平台示意图。
具体实施方式
下面结合附图和具体实施例对本发明作进一步详细的描述：
如图1所示，本发明提出一种敏捷卫星指向控制方法，步骤如下：
步骤一、根据扫描目标的方位，设计从一个扫描目标到另一个扫描目标的指向目标转换路径，在此规划下始末角位移非零，而始末端角速度为零；
设计从一个扫描目标到另一个扫描目标的指向目标转换路径，规划方法为：
设卫星视轴在初始时刻的指向在天球坐标系上的坐标为{ra1,dec1}，其中ra1为天球坐标系的赤经，dec1为天球坐标系的赤纬。由初始指向的天球坐标可以求得初始指向矢量z1：
z1＝[cos(dec1)*cos(ra1) cos(dec1)*sin(ra1) sin(dec1)]T
设卫星视轴的目标指向为{ra2,dec2}，其中ra2为目标指向的赤经，dec2为目标指向的赤纬。那么，由目标指向的天球坐标可以求得目标指向矢量z2：
z2＝[cos(dec2)*cos(ra2) cos(dec2)*sin(ra2) sin(dec2)]T
当卫星视轴从z1向z2扫描时，星体的转动轴可由如下矢量积求得：
y＝z1×z2
其中×为矢量积。根据z2和y两矢量，可采用矢量积进一步求得与z2和y两矢量均垂直的第三个矢量x：
x＝z2×y
那么在卫星达到目标指向时的卫星目标姿态矩阵Cti为
Cti＝[x y z2]T
根据目标姿态矩阵Cti可求得目标四元数qti。根据卫星初始时刻的星体姿态qbi(可由星敏感器测量得到)，则卫星从初始姿态四元数qbi到目标姿态四元数qti的机动四元数Δq可求得：
其中
为四元数乘法，qti-1为qti的逆。由所获得的机动四元数Δq，从而确定欧拉转轴e和转角χ，根据正弦函数或Bang-Bang函数，即可完成卫星视轴从初始指向到目标指向的路径规划四元数qr(t)，且满足角位移非零、始末角速度为零。
步骤二、针对不同扫描条带的扫描速度(包括方向和速度)，通过多项式曲线，设计从一个扫描状态到另一个扫描状态的转换轨迹，在此规划下始末端角速度非零，而始末角位移为零；
针对不同扫描条带的扫描速度(包括方向和速度)，通过多项式曲线，设计从一个扫描状态到另一个扫描状态的转换轨迹，其规划方法为：
设初始时刻t0卫星姿态角速度为ωs，机动Δq后到达目标指向位置的时刻为tf，并且需要建立的扫描角速度为ωf。在从角速度ωs转换到角速度ωf的过程中，卫星相对姿态qr(t)发生的姿态变化为qa(t)，采用123转序描述时的欧拉角为
满足：
qa(ts)＝qa(tf)＝[0 0 0 1]T
Φa(ts)＝Φa(tf)＝[0 0 0]T
123转序是指按X轴、Y轴、Z轴的旋转顺序。
上述约束表明，在建立从ωs到ωf的过程中所产生的姿态变化不会改变卫星在初始时刻ts和末端时刻tf的卫星视轴指向，从而不影响步骤一的规划结果，而且
因此，针对从Φa(ts)到Φa(tf)且满足上述约束的规划问题，采用多项式规划方法可得如下多项式曲线：
θa(t)＝B5*t5+B4*t4+B3*t3+B2*t2+B1*t1+B0
ψa(t)＝A5*t5+A4*t4+A3*t3+A2*t2+A1*t1+A0
其中，18个多项式系数C0,…,C5,B5,…,B0,A5,…,A0通过如下18个边界条件确定：
Φa(ts)＝Φa(tf)＝[0 0 0]T
步骤三、将上述目标机动和扫描状态规划进行叠加，获得既能够完成目标转换又能够实现扫描速度转换的合成指向机动路径，从而满足目标角位移与扫描角速度的转换约束，此时始末角速度、始末端角位移均为非零；
将上述目标机动和扫描状态规划进行叠加，获得既能够完成目标转换又能够实现扫描速度转换的合成指向机动路径，其合成方法为：设合成的姿态运动四元数为qt(t)，则
步骤四、根据合成的机动路径，计算姿态机动时的前馈补偿力矩，提升机动过程中的控制效果；本发明确保卫星指向能够不作任何停留地灵活改变移动方向，使载荷视线能够快速、敏捷地完成目标快速扫描和凝视。
根据合成的机动路径，计算姿态机动时的前馈补偿力矩，提升机动过程中的控制效果，其前馈补偿力矩ucmp计算方法为：
其中J为整星转动惯量，ωt为
式中Ca为qa(t)对应的姿态矩阵。
是转角χ的一阶导数，ωa是
对应的姿态角速度；
上式求导可得
其中
Sa为从欧拉角变化率
到角速度ωa的转换矩阵，在123转序下其表达式为
则
实施例
如图2所示，设卫星将视轴位置从P0(260.2°,17.5°)重定向天球坐标P1(285.0°,-5.0°)后沿星体X轴以0.01°/s进行扫描；当扫描到4500秒，立刻重定向至P2(300.0°,10.0°)并建立星体Y轴的扫描速度(0.01°/s)，至6000秒，再重定向至P3(320.0°,-10°)，同时对视轴建立向P4(320.0°,-10.0°)的扫描速度，此时三轴姿态角速度为[0.0011,-0.0064,-0.014]T°/s，各机动目标及扫描速度如下表所示：
| 目标 | 天球坐标 | 扫描速度(°/s) |
| <![CDATA[P<sub>0</sub>]]> | (260.2°,17.5°) | <![CDATA[[0.0,0.0,0.0]<sup>T</sup>]]> |
| <![CDATA[P<sub>1</sub>]]> | (285.0°,-5.0°) | <![CDATA[[0.01,0.0,0.0]<sup>T</sup>]]> |
| <![CDATA[P<sub>2</sub>]]> | (300.0°,10.0°) | <![CDATA[[0.0,0.01,0.0]<sup>T</sup>]]> |
| <![CDATA[P<sub>3</sub>]]> | (320.0°,-10.0°) | <![CDATA[[0.0011,-0.0064,-0.014]<sup>T</sup>]]> |
| <![CDATA[P<sub>4</sub>]]> | (300.0°,0.0°) | <![CDATA[[0.0011,-0.0064,-0.014]<sup>T</sup>]]> |
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 (6)
1.一种敏捷卫星指向控制方法，其特征在于：包括如下步骤：
根据扫描目标的方位，设计目标机动规划，即设计从一个扫描目标到另一个扫描目标的指向目标转换路径，在此规划下始末角位移非零，而始末端角速度为零；
针对不同扫描条带的扫描速度，通过S曲线或者多项式曲线，设计扫描状态规划，即设计从一个扫描状态到另一个扫描状态的转换轨迹，在此扫描状态规划下始末端角速度非零，而始末角位移为零；
将上述目标机动规划和扫描状态规划进行叠加，获得既能够完成目标转换又能够实现扫描速度转换的合成指向机动路径，从而满足目标角位移与扫描角速度的转换约束，此时始末角速度、始末端角位移均为非零；
根据所述合成指向机动路径，计算敏捷卫星姿态机动时的前馈补偿力矩，完成敏捷卫星指向控制；
所述设计从一个扫描目标到另一个扫描目标的指向目标转换路径，规划方法为：
设卫星视轴在初始时刻的指向在天球坐标系上的坐标为{ra1,dec1}，其中ra1为天球坐标系的赤经，dec1为天球坐标系的赤纬；由初始指向的天球坐标求得初始指向矢量z1为：
z1＝[cos(dec1)*cos(ra1)cos(dec1)*sin(ra1)sin(dec1)]T
设卫星视轴的目标指向为{ra2,dec2}，其中ra2为目标指向的赤经，dec2为目标指向的赤纬；则由目标指向的天球坐标求得目标指向矢量z2为：
z2＝[cos(dec2)*cos(ra2)cos(dec2)*sin(ra2)sin(dec2)]T
当卫星视轴从z1向z2扫描时，星体的转动轴由如下矢量积求得：
y＝z1×z2
其中×为矢量积；
根据z2和y两矢量，采用矢量积进一步求得与z2和y两矢量均垂直的第三个矢量x：
x＝z2×y
则在卫星达到目标指向时的卫星目标姿态矩阵Cti为
Cti＝[x y z2]T
根据目标姿态矩阵Cti求得目标姿态四元数qti；根据卫星初始时刻的星体姿态qbi，即初始姿态四元数qbi，则卫星从初始姿态四元数qbi到目标姿态四元数qti的机动四元数Δq为：
其中
为四元数乘法，qti-1为qti的逆；
由所获得的机动四元数Δq，从而确定欧拉转轴e和转角χ，根据正弦函数或Bang-Bang函数，完成卫星视轴从初始指向到目标指向的路径规划四元数qr(t)，即完成了从一个扫描目标到另一个扫描目标的指向目标转换路径，且满足角位移非零、始末角速度为零；
所述针对不同扫描条带的扫描速度，通过多项式曲线，设计从一个扫描状态到另一个扫描状态的转换轨迹，其规划方法为：
设初始时刻t0卫星姿态角速度为ωs，机动Δq后到达目标指向位置的时刻为tf，并且需要建立的扫描角速度为ωf；在从角速度ωs转换到角速度ωf的过程中，卫星相对路径规划四元数qr(t)发生的姿态变化为qa(t)，采用123转序描述时的欧拉角为Φa＝[φaθaψa]T，满足：
qa(ts)＝qa(tf)＝[0 0 0 1]T
Φa(ts)＝Φa(tf)＝[0 0 0]T
φa、θa、ψa分别是qa(t)相对于路径规划四元数qr(t)所对应的姿态坐标系绕X轴、Y轴和Z轴旋转的角度；
在建立从ωs到ωf的过程中所产生的姿态变化不改变卫星在初始时刻ts和末端时刻tf的卫星视轴指向，从而不影响设计目标机动规划的规划结果，且
针对从Φa(ts)到Φa(tf)且满足上述约束的规划问题，采用多项式规划方法得到如下多项式曲线：
φa(t)＝C5*t5+C4*t4+C3*t3+C2*t2+C1*t1+C0
θa(t)＝B5*t5+B4*t4+B3*t3+B2*t2+B1*t1+B0
ψa(t)＝A5*t5+A4*t4+A3*t3+A2*t2+A1*t1+A0
其中，18个多项式系数C0,…,C5,B5,…,B0,A5,…,A0通过如下18个边界条件确定：
Φa(ts)＝Φa(tf)＝[0 0 0]T
2.根据权利要求1所述的一种敏捷卫星指向控制方法，其特征在于：所述将上述目标机动和扫描状态规划进行叠加，获得既能够完成目标转换又能够实现扫描速度转换的合成指向机动路径，其合成方法为：合成的姿态运动四元数为qt(t)，则
3.根据权利要求2所述的一种敏捷卫星指向控制方法，其特征在于：所述根据合成的机动路径，计算姿态机动时的前馈补偿力矩，其前馈补偿力矩ucmp计算方法为：
其中J为整星转动惯量，ωt为
式中Ca为qa(t)对应的姿态矩阵；
是转角χ的一阶导数，ωa是
对应的姿态角速度；
上式求导可得
其中
Sa为从欧拉角变化率
到角速度ωa的转换矩阵，在123转序下其表达式为
则
4.一种根据权利要求1所述的敏捷卫星指向控制方法实现的敏捷卫星指向控制系统，其特征在于包括：
目标机动规划模块：根据扫描目标的方位，设计目标机动规划，即设计从一个扫描目标到另一个扫描目标的指向目标转换路径，在此规划下始末角位移非零，而始末端角速度为零；
扫描状态规划模块：针对不同扫描条带的扫描速度，通过S曲线或者多项式曲线，设计扫描状态规划，即设计从一个扫描状态到另一个扫描状态的转换轨迹，在此扫描状态规划下始末端角速度非零，而始末角位移为零；
叠加模块：将上述目标机动规划和扫描状态规划进行叠加，获得既能够完成目标转换又能够实现扫描速度转换的合成指向机动路径，从而满足目标角位移与扫描角速度的转换约束，此时始末角速度、始末端角位移均为非零；
前馈补偿力矩模块：根据所述合成指向机动路径，计算敏捷卫星姿态机动时的前馈补偿力矩，完成敏捷卫星指向控制；
所述设计从一个扫描目标到另一个扫描目标的指向目标转换路径，规划方法为：
设卫星视轴在初始时刻的指向在天球坐标系上的坐标为{ra1,dec1}，其中ra1为天球坐标系的赤经，dec1为天球坐标系的赤纬；由初始指向的天球坐标求得初始指向矢量z1为：
z1＝[cos(dec1)*cos(ra1)cos(dec1)*sin(ra1)sin(dec1)]T
设卫星视轴的目标指向为{ra2,dec2}，其中ra2为目标指向的赤经，dec2为目标指向的赤纬；则由目标指向的天球坐标求得目标指向矢量z2为：
z2＝[cos(dec2)*cos(ra2)cos(dec2)*sin(ra2)sin(dec2)]T
当卫星视轴从z1向z2扫描时，星体的转动轴由如下矢量积求得：
y＝z1×z2
其中×为矢量积；
根据z2和y两矢量，采用矢量积进一步求得与z2和y两矢量均垂直的第三个矢量x：
x＝z2×y
则在卫星达到目标指向时的卫星目标姿态矩阵Cti为
Cti＝[x y z2]T
根据目标姿态矩阵Cti求得目标姿态四元数qti；根据卫星初始时刻的星体姿态qbi，即初始姿态四元数qbi，则卫星从初始姿态四元数qbi到目标姿态四元数qti的机动四元数Δq为：
其中
为四元数乘法，qti-1为qti的逆；
由所获得的机动四元数Δq，从而确定欧拉转轴e和转角χ，根据正弦函数或Bang-Bang函数，完成卫星视轴从初始指向到目标指向的路径规划四元数qr(t)，即完成了从一个扫描目标到另一个扫描目标的指向目标转换路径，且满足角位移非零、始末角速度为零；
所述针对不同扫描条带的扫描速度，通过多项式曲线，设计从一个扫描状态到另一个扫描状态的转换轨迹，其规划方法为：
设初始时刻t0卫星姿态角速度为ωs，机动Δq后到达目标指向位置的时刻为tf，并且需要建立的扫描角速度为ωf；在从角速度ωs转换到角速度ωf的过程中，卫星相对路径规划四元数qr(t)发生的姿态变化为qa(t)，采用123转序描述时的欧拉角为Φa＝[φaθaψa]T，满足：
qa(ts)＝qa(tf)＝[0 0 0 1]T
Φa(ts)＝Φa(tf)＝[0 0 0]T
φa、θa、ψa分别是qa(t)相对于路径规划四元数qr(t)所对应的姿态坐标系绕X轴、Y轴和Z轴旋转的角度；
在建立从ωs到ωf的过程中所产生的姿态变化不改变卫星在初始时刻ts和末端时刻tf的卫星视轴指向，从而不影响设计目标机动规划的规划结果，且
针对从Φa(ts)到Φa(tf)且满足上述约束的规划问题，采用多项式规划方法得到如下多项式曲线：
φa(t)＝C5*t5+C4*t4+C3*t3+C2*t2+C1*t1+C0
θa(t)＝B5*t5+B4*t4+B3*t3+B2*t2+B1*t1+B0
ψa(t)＝A5*t5+A4*t4+A3*t3+A2*t2+A1*t1+A0
其中，18个多项式系数C0,…,C5,B5,…,B0,A5,…,A0通过如下18个边界条件确定：
Φa(ts)＝Φa(tf)＝[0 0 0]T
5.根据权利要求4所述的敏捷卫星指向控制系统，其特征在于：所述将上述目标机动和扫描状态规划进行叠加，获得既能够完成目标转换又能够实现扫描速度转换的合成指向机动路径，其合成方法为：合成的姿态运动四元数为qt(t)，则
6.根据权利要求5所述的敏捷卫星指向控制系统，其特征在于：所述根据合成的机动路径，计算姿态机动时的前馈补偿力矩，其前馈补偿力矩ucmp计算方法为：
其中J为整星转动惯量，ωt为
式中Ca为qa(t)对应的姿态矩阵；
是转角χ的一阶导数，ωa是
对应的姿态角速度；
上式求导可得
其中
Sa为从欧拉角变化率
到角速度ωa的转换矩阵，在123转序下其表达式为
则
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN202110350448.6A CN113190028B (zh) | 2021-03-31 | 2021-03-31 | 一种敏捷卫星指向控制方法及系统 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN202110350448.6A CN113190028B (zh) | 2021-03-31 | 2021-03-31 | 一种敏捷卫星指向控制方法及系统 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN113190028A CN113190028A (zh) | 2021-07-30 |
| CN113190028B true CN113190028B (zh) | 2023-05-09 |
Family
ID=76974239
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN202110350448.6A Active CN113190028B (zh) | 2021-03-31 | 2021-03-31 | 一种敏捷卫星指向控制方法及系统 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| CN (1) | CN113190028B (zh) |
Families Citing this family (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN115829879B (zh) * | 2022-12-15 | 2023-10-27 | 二十一世纪空间技术应用股份有限公司 | 面向敏捷卫星的姿态四元数处理方法、装置、设备 |
Family Cites Families (8)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP3623747B2 (ja) * | 2001-03-19 | 2005-02-23 | 日本電気航空宇宙システム株式会社 | 三軸衛星の姿勢変更制御方式 |
| CN103134492B (zh) * | 2013-02-01 | 2015-04-29 | 哈尔滨工业大学 | 基于点目标的敏捷成像卫星直线扫描条带预生成方法和卫星三轴姿态快速确定方法 |
| CN104960674B (zh) * | 2015-06-01 | 2017-03-08 | 北京控制工程研究所 | 一种运动目标的指向跟踪控制方法 |
| CN106767705B (zh) * | 2016-11-22 | 2019-12-13 | 航天恒星科技有限公司 | 一种光学遥感卫星点目标观测任务动中成像姿态建模方法 |
| CN109269504B (zh) * | 2018-10-24 | 2021-04-13 | 北京控制工程研究所 | 一种具有末端约束的姿态机动路径规划方法 |
| CN110174899B (zh) * | 2019-04-12 | 2021-12-07 | 北京控制工程研究所 | 一种基于敏捷卫星的高精度成像姿态指向控制方法 |
| CN111487654B (zh) * | 2020-04-09 | 2021-01-05 | 清华大学 | 卫星地面设备快速搜索卫星的扫描方法和系统 |
| CN112319857B (zh) * | 2020-10-12 | 2022-09-13 | 中山大学 | 一种用于远距离分布式卫星的组合姿态控制方法及系统 |
-
2021
- 2021-03-31 CN CN202110350448.6A patent/CN113190028B/zh active Active
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| CN113190028A (zh) | 2021-07-30 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN107490965B (zh) | 一种空间自由漂浮机械臂的多约束轨迹规划方法 | |
| CN108381553B (zh) | 一种用于空间非合作目标捕获的相对导航近距离跟踪方法及系统 | |
| CN105159304B (zh) | 接近并跟踪空间非合作目标的有限时间容错控制方法 | |
| CN104960674B (zh) | 一种运动目标的指向跟踪控制方法 | |
| CN107263466B (zh) | 空间机器人基于二次规划问题的基座无扰控制方法 | |
| CN108897321B (zh) | 基于领航跟随法的机器人队形可变编队控制方法与控制器 | |
| CN103121514B (zh) | 一种适用于质心横移空间飞行器的姿态控制方法 | |
| CN108511908B (zh) | 一种具有相位抑制功能的星载天线自动跟踪控制系统及方法 | |
| CN113190028B (zh) | 一种敏捷卫星指向控制方法及系统 | |
| CN106444757B (zh) | 基于直线特征地图的ekf-slam方法 | |
| CN109839116B (zh) | 一种速度增量最小的交会接近方法 | |
| Dong et al. | Incremental inverse kinematics based vision servo for autonomous robotic capture of non-cooperative space debris | |
| CN109739094A (zh) | 一种基于自适应滑模控制的移动机器人轨迹跟踪新方法 | |
| CN112061424A (zh) | 一种基于融合目标姿态的机动过程能源角动态跟踪方法 | |
| CN108427429B (zh) | 一种考虑动态指向约束的航天器视轴机动控制方法 | |
| Han et al. | Capture and detumble of a non-cooperative target without a specific gripping point by a dual-arm space robot | |
| CN115302502A (zh) | 一种结合抓取网络和抓取位姿选择与调整的机械臂轨迹规划方法 | |
| CN109774977B (zh) | 一种基于四元数的时间最优的卫星姿态快速机动方法 | |
| CN113859584B (zh) | 一种漂旋目标分布式接管的抵近轨迹规划方法 | |
| CN103944622B (zh) | 一种s波段相控阵中继发射天线的波束控制方法 | |
| Yang et al. | Coordinated control of dual-arm robot on space structure for capturing space targets | |
| CN110562500A (zh) | 非合作目标三维翻滚运动起旋模拟喷气控制方法及系统 | |
| Yu et al. | Time delay estimation-based reactionless augmented adaptive sliding mode control of a space manipulator’s pregrasping a target | |
| CN114378830B (zh) | 一种机器人腕关节奇异规避方法及系统 | |
| CN110597274A (zh) | 一种适应姿态重定向的sgcmg动态框架角速度确定方法 |
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 |