CN115649491A - 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 - Google Patents

Abstract

本发明公开了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涉及卫星凝视成像技术领域，解决了现有卫星成像控制方法的精度有待提高的问题，该方法包括：对低轨光学遥感卫星进行运动学动力学建模；通过微分器对卫星在轨道坐标系下的期望角速度和期望角加速度进行估计，并变换至惯性坐标系下。根据建立卫星的误差运动学与动力学模型，设计控制器和干扰观测器，控制器根据空间环境干扰力矩的估计值和前馈控制动作控制卫星姿态，干扰观测器能够直接对卫星的空间环境干扰力矩进行估计。本发明在多源干扰力矩影响下，实现了卫星姿态的精确镇定与跟踪，使得光学载荷在凝视成像过程中具备良好的跟踪控制精度和姿态稳定度。

Description

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

技术领域

本发明涉及卫星凝视成像技术领域，具体涉及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。

背景技术

随着航天信息产业的发展，低轨光学遥感卫星在遥感信息产业中占据越来越重要的位置。视频成像卫星是一种新型低轨光学遥感卫星，能够实现对目标点的连续观测，以高分辨率视频的方式获取目标点一段时间内的动态信息，具有重要的军事和民用价值。卫星姿态控制系统的姿态指向精度与姿态稳定性直接影响卫星的成像质量，是凝视成像卫星控制系统的重要指标之一。卫星在凝视成像过程中光学载荷的光轴始终指向地面目标点，因而凝视成像控制是一个动态跟踪控制过程，而高精度动态跟踪控制问题是卫星控制系统设计的难点。此外，太阳光压力矩、重力梯度力矩、地磁力矩和气动力矩等空间干扰力矩也会影响卫星姿态控制系统的指向精度和姿态稳定度。随着航天技术的发展和需求的提高，现有的卫星成像控制方法的精度有待提高。因此，需要研究一种在多源干扰下能够实现高精度的低轨光学遥感卫星凝视成像控制方法。

发明内容

为了解决低轨光学遥感卫星凝视成像控制方法的控制精度低的的问题，本发明提供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。

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，包括如下步骤：

步骤1、对低轨光学遥感卫星进行运动学动力学建模，得到包括卫星本体坐标系F_B相对惯性坐标系F_I的卫星姿态四元数Q的卫星的姿态运动学动力学模型；

步骤2、根据Q获得卫星本体坐标系F_B相对轨道坐标系F_o的卫星姿态四元数Q^bo，根据Q^bo、卫星当前的轨道和凝视点信息计算F_B相对F_o的卫星凝视期望姿态四元数

根据

构造微分器，通过所述微分器对卫星本体坐标系相对轨道坐标系的凝视期望角速度

及凝视期望角加速度

进行估计；

步骤3、将步骤2得到的

以及

变换至惯性坐标系下，分别得到Q_d、ω_d和a_d；

步骤4、根据卫星的姿态运动学动力学模型和步骤3的坐标变换结果，建立卫星的误差运动学与动力学模型；

步骤5、设计控制器和干扰观测器，所述控制器根据空间环境干扰力矩的估计值和前馈控制动作控制卫星姿态，所述干扰观测器能够直接对卫星的空间环境干扰力矩进行估计。

本发明的有益效果是：

本发明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。卫星的凝视控制期望姿态四元数通常根据卫星的传感器测量信息计算得到，而这些信息中不可避免的存在一定的白噪声，最终导致凝视控制期望姿态四元数也存在白噪声，影响控制系统的姿态稳定度，本发明通过微分器能够滤除凝视期望姿态四元数中噪声，得到平稳、准确的凝视期望角速度和凝视期望角加速度。本发明通过干扰观测器，对卫星的空间干扰力矩进行了估计，并引入到控制器中抑制空间环境干扰对姿态控制的影响，并在控制器中引入前馈控制增益，相比于比例微分控制，本文的控制器具备更加优良的跟踪控制性能。在多源干扰力矩影响下，实现了卫星姿态的精确镇定与跟踪，使得光学载荷在凝视成像过程中具备良好的跟踪控制精度和姿态稳定度。本发明的控制方法结构简单，易于实现，能够应用于工程实际中。

附图说明

图1为控制系统结构框图。

图2为角速度估计效果图。

图3为角加速度估计效果图。

图4为角度控制跟踪收敛轨线图。

图5为角速度控制跟踪收敛轨线图。

图6为角度控制误差收敛轨线图。

图7为角速度控制误差收敛轨线图。

图8为干扰估计轨线图。

具体实施方式

下面结合附图和实施例对本发明做进一步详细说明。

本发明提供了一种低轨光学遥感卫星凝视成像控制方法，适用于多源干扰的情况，卫星根据成像任务设置卫星凝视点经纬度，进而得到实时的凝视期望姿态四元数，通过控制器对卫星姿态进行实时控制，实现卫星的凝视成像。

下文涉及的部分符号及其含义如表1所示。

表1

该控制方法包括以下步骤：

步骤1、对低轨光学遥感卫星进行运动学动力学建模，得到卫星的姿态运动学动力学模型，所述卫星的姿态运动学动力学模型包括卫星本体坐标系F_B相对惯性坐标系F_I的卫星姿态四元数Q。

定义F_I表示惯性坐标系，F_B表示卫星本体坐标系，又称航天器本体坐标系，简称本体坐标系。航天器本体坐标系F_B相对于惯性坐标系F_I的角速度表示为

本体坐标系F_B相对惯性坐标系F_I的姿态表示为单位四元数

并满足约束条件

此处对于卫星姿态四元数Q分别进行了齐次形式的表达(q₀,q₁,q₂,q₃)^T和标量向量形式(q₀,q^T)^T的表达，q₀表示的标量部分，q^T表示的矢量部分。下文的其他四元数也均采用标量向量形式表达。那么卫星的运动学和动力学方程用四元数表示为：

式中：

为一正定矩阵，表示卫星的转动惯量；I₃为3×3单位矩阵；u为反作用飞轮的控制力矩；

为反作用飞轮的总角动量；d为空间干扰力矩；S(·)为反对称矩阵，

为反对称矩阵，对任意向量

满足S(x)y＝x×y，其中_×表示向量叉乘。

航天器期望姿态定义为本体坐标系相对于惯性坐标系的姿态指向，通过卫星期望姿态四元数

表示，q_d0为卫星期望姿态四元数Q_d的标量部分，q_d为卫星期望姿态四元数Q_d的矢量部分。对卫星姿态跟踪的误差定义为误差四元数：

式中：q_e0为误差四元数Q_e的标量部分，q_e为误差四元数Q_e的矢量部分，

表示四元数乘法。

角速度跟踪误差为：

ω_e＝ω-R(Q_e)ω_d (3)

式中：ω_d为航天器的期望角速度；R(·)表示旋转变换矩阵，旋转矩阵R(Q_e)有如下关系：

且满足约束条件||R(Q_e)||＝1。

步骤2、通过微分器对卫星在轨道坐标系下的凝视期望角速度和凝视期望角加速度进行估计。

低轨光学遥感卫星的凝视成像控制本质上是一个动态跟踪控制问题。为保证姿态跟踪过程的动态性能，本专利使用比例微分加前馈的方式作为基准控制器的结构，因此需要根据轨道坐标系下的卫星凝视期望姿态四元数，估计得到凝视期望角速度和凝视期望角加速度用于控制器设计。目前，相关研究多以凝视期望姿态四元数差分的方式计算凝视期望角速度，进而差分凝视期望角速度计算凝视期望角加速度。这种方式虽然原理简单，易于实现，但是在计算过程中会放大凝视期望姿态四元数的噪声并引入控制回路，从而严重影响卫星跟踪控制的姿态稳定度，降低成像质量。

本发明设计了一个微分器，不仅能够准确估计凝视期望角速度和凝视期望角加速度，而且相比差分方式，显著降低了凝视期望姿态四元数中噪声的影响。定义F_o表示轨道坐标系，航天器本体坐标系F_B相对于轨道坐标系F_o的角速度表示为

本体坐标系F_B相对轨道坐标系F_o的姿态表示为单位四元数

并满足四元数约束条件，

表示姿态四元数的Q^bo标量部分，q^bo表示姿态四元数Q^bo的矢量部分。根据步骤1的Q，获得本体坐标系F_B相对轨道坐标系F_o的卫星姿态四元数Q^bo；根据Q^bo、及卫星当前的轨道和凝视点信息计算得到卫星凝视期望姿态四元数

进而构造一个微分器对凝视期望角速度

及凝视期望角加速度

进行估计。微分器的具体形式为：

式中：

和

分别为期望姿态四元数

期望姿态角速度

和期望姿态角加速度

的估计值，

表示

的矢量部分，

表示

的标量部分。

计算公式如下所示：

式中：r为微分器增益；sign(·)为符号函数，h为微分器滤波系数；a＝(a(1),a(2),a(3))^T为中间计算变量，其具体形式为：

其中q_m为微分器预测的估计偏差四元数

的矢量部分，有如下关系：

式中：T为微分器的运行步长，

表示解析的估计偏差四元数。

通过如上所述微分器，可以得到凝视期望角速度

和凝视期望角加速度

的估计值

在进行控制设计过程中，直接使用估计值

作为凝视控制过程中的期望角速度和期望角加速度

步骤3、将步骤2得到的卫星本体坐标系相对轨道坐标系的卫星凝视期望角速度

和卫星本体坐标系相对轨道坐标系的卫星凝视期望角加速度

以及卫星本体坐标系相对轨道坐标系的卫星凝视期望姿态四元数

变换至惯性坐标系下，得到坐标变换结果ω_d、a_d和Q_d。

根据已知的卫星本体坐标系相对轨道坐标系的期望姿态四元数

及步骤2估计得到的卫星本体坐标系相对轨道坐标系期望角速度

和期望角加速度

卫星本体坐标系相对惯性坐标系的期望姿态四元数Q_d、期望角速度ω_d和期望角加速度a_d为：

式中：Q^oI为轨道坐标系F_o相对惯性坐标系F_I的卫星姿态四元数；ω_o为卫星轨道角速度。

步骤4、根据卫星的姿态运动学动力学模型和步骤3的坐标变换结果(Q_d、ω_d和a_d)，建立卫星的误差运动学与动力学模型。

根据步骤1中的卫星的姿态运动学与动力学模型，结合步骤2和步骤3的结果，可以得到卫星的误差运动学与动力学模型为：

公式(10)中具体变量已在步骤1中做详细说明。

步骤5、设计控制器和干扰观测器，所述控制器根据空间环境干扰力矩的估计值和前馈控制动作控制卫星姿态，所述前馈控制动作用于提升卫星姿态跟踪的动态性能，所述干扰观测器能够直接对卫星的空间环境干扰力矩进行估计。

本发明基于前馈控制和干扰估计补偿的思想进行控制器设计，控制器包含空间环境干扰力矩的估计值和前馈控制增益控制卫星姿态，既保证了凝视成像过程中良好的跟踪控制性能，又抑制了空间干扰力矩对姿态控制系统的影响。控制系统的框图如图1所示。图中的负号表示信号的负极性，图中以结构框图的形式，描述了本发明中内外环控制结合非线性反馈控制的控制器结构，其具体流程为：期望姿态进行期望姿态信息估计，即经过微分器及坐标系变换后得到期望姿态四元数、期望角速度、期望角加速度，图1的意义为，卫星根据传感器测量信息计算得到期望的凝视姿态四元数，经过本发明设计的跟踪微分器，得到过滤后的期望姿态四元数、期望角速度和期望角加速度。将微分器估计的姿态信息变换至惯性坐标系，并建立惯性坐标系下的误差运动学动力学方程。基于上述信息，设计了比例微分控制器、前馈控制器和非线性反馈控制器，并利用干扰观测器对多源干扰进行估计补偿，最终完成了卫星姿态空置律的设计。图1中姿态动力学与姿态运动学分别反馈了卫星实时的角速度和姿态四元数。

卫星姿态控制律为：

u＝u_b+u_f+u_d+u_n (11)

式中：

式中：K_p为比例控制增益；K_d为微分控制增益；K_f为前馈控制增益；

为空间干扰力矩d的估计。上述u_f为前馈控制量，所述前馈控制动作根据前馈控制量获得。

干扰观测器设计：

干扰观测器能够直接对卫星的空间环境干扰力矩进行估计，其结构简单，参数易于设计调试，仅需要选择适当的干扰观测器增益便能够实现干扰的估计补偿。在步骤5中的控制器包含空间干扰力矩的估计值

本发明通过设计干扰观测器得到空间干扰力矩的估计值。根据公式(10)，结合公式(11)(12)，设计干扰观测器为：

式中：L＝diag(l₁,l₂,l₃)为干扰观测器的增益。

上述右上角标的bo表示航天器本体坐标系F_B相对于轨道坐标系F_o下的某一参数。右上角标的oI表示轨道坐标系F_o相对于惯性坐标系F_I下的某一参数。

本发明所设计的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，能够实现凝视成像过程中高精度的姿态跟踪控制，使光学遥感卫星载荷具备良好的成像环境。相比于经典控制方法，本发明所设计的控制方法具备三方面优势：一是设计了一种微分器，能够滤除凝视期望姿态四元数中噪声，得到平稳、准确的凝视期望角速度和凝视期望角加速度；二是通过设计一个干扰观测器，对卫星的空间干扰力矩进行了估计，并引入到控制器中；三是在控制器中引入前馈控制增益，相比于比例微分控制，本文的控制器具备更加优良的跟踪控制性能。本发明的控制方法结构简单，易于实现，能够应用于工程实际中。

具体的，本发明通过设计的干扰观测器，对卫星的空间干扰力矩进行了估计，并引入到控制回路进行补偿

本发明在控制器中引入角加速度前馈，相比于比例微分控制，本文的控制器具备更加优良的跟踪控制性能。

下面给出一种应用实施例，实施例相关参数如表2所示。

表2

根据卫星实时计算得到的凝视期望姿态四元数，使用微分器对凝视期望角速度和期望角加速度进行估计，微分器估计效果图如图2、图3所示，从图中可以观察到通过微分器估计得到的凝视期望角速度和期望角加速平稳、准确。

本发明的姿态控制器基于前馈控制和干扰估计补偿的控制思想，既保证了凝视成像过程中姿态控制系统具备良好的跟踪控制性能，又抑制了空间干扰力矩对姿态控制系统的影响，能够保证平稳、准确的姿态跟踪控制。

姿态控制跟踪收敛轨线图如图4、图5所示，分别为卫星角度控制跟踪收敛轨线图和卫星角速度控制跟踪收敛轨线图，横坐标均为时间，单位为秒，从图中可以观察到，角度和角速度准确的跟踪期望角度和期望角速度，角速度平滑、稳定。姿态控制误差收敛轨线图如图6、图7所示，分别为角度控制误差收敛轨线图和角速度控制误差收敛轨线图，从图中可以观察到，在285s～315s凝视成像期间，角度误差和角速度误差已经收敛至零。干扰估计轨线图如图8所示。

以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。

Claims (7)

1.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，其特征在于，包括如下步骤：

步骤1、对低轨光学遥感卫星进行运动学动力学建模，得到包括卫星本体坐标系F_B相对惯性坐标系F_I的姿态四元数Q的卫星的姿态运动学动力学模型；

步骤2、根据Q获得卫星本体坐标系F_B相对轨道坐标系F_o的姿态四元数Q^bo，根据Q^bo、卫星当前的轨道和凝视点信息计算F_B相对F_o的期望姿态四元数

根据

构造微分器，通过所述微分器对卫星本体坐标系F_B相对轨道坐标系F_o的期望角速度

及期望角加速度

进行估计；

步骤3、将步骤2得到的

以及

变换至惯性坐标系下，分别得到Q_d、ω_d和a_d；

步骤4、根据卫星的姿态运动学动力学模型和步骤3的坐标变换结果，建立卫星的误差运动学与动力学模型；

步骤5、设计控制器和干扰观测器，所述控制器根据空间环境干扰力矩的估计值和前馈控制动作控制卫星姿态，所述干扰观测器能够直接对卫星的空间环境干扰力矩进行估计。

2.如权利要求1所述的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，其特征在于，所述微分器的具体形式为：

式中：

和

分别为期望姿态四元数

期望姿态角速度

和期望姿态角加速度

的估计值，S(·)为反对称矩阵，

表示

的矢量部分，

表示

的标量部分；

计算公式如下所示：

式中：r为微分器增益；sign(·)为符号函数，h为微分器滤波系数；a＝(a(1),a(2),a(3))^T为中间计算变量，其具体形式为：

其中q_m为微分器预测的估计偏差四元数

的矢量部分，有如下关系：

式中：T为微分器的运行步长，

表示估计偏差四元数。

3.如权利要求1所述的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，其特征在于，所述步骤3的变换为：

其中，Q^oI为轨道坐标系相对惯性坐标系的姿态四元数，ω_o为卫星本体坐标系F_B相对于轨道坐标系F_o的角速度，R(·)表示旋转变换矩阵。

4.如权利要求1所述的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，其特征在于，所述步骤1得到的模型为：

其中，

表示卫星本体坐标系F_B相对惯性坐标系F_I的姿态四元数，并满足约束条件

为一正定矩阵，表示卫星的转动惯量；I₃为3×3单位矩阵；u为反作用飞轮的控制力矩；

为反作用飞轮的总角动量；d为空间干扰力矩；

为反对称矩阵，对任意向量x,

满足S(x)y＝x×y，其中×表示向量叉乘，

为F_B相对于F_I的角速度；

卫星期望姿态定义为卫星本体坐标系F_B相对于惯性坐标系F_I的姿态指向，通过期望姿态四元数

表示；对卫星姿态跟踪的误差定义为误差四元数：

其中，

表示四元数乘法；

角速度跟踪误差为：

ω_e＝ω-R(Q_e)ω_d (7)

其中，ω_d为卫星本体坐标系F_B相对于惯性坐标系F_I的期望角速度；R(Q_e)有如下关系：

且满足约束条件||R(Q_e)||＝1。

5.如权利要求4所述的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，其特征在于，所述步骤4的卫星的误差运动学与动力学模型为：

6.如权利要求1所述的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，其特征在于，所述控制器的卫星姿态控制律为：

u＝u_b+u_f+u_d+u_n (10)

其中，

K_p为比例控制增益；K_d为微分控制增益；K_f为前馈控制增益；

为空间干扰力矩d的估计；

为卫星姿态跟踪的误差四元数；ω_e为角速度跟踪误差，ω_d为期望角速度；R(·)为旋转变换矩阵；

为空间环境干扰力矩的估计值；S(·)为反对称矩阵，；ω为F_B相对于F_I的角速度；J表示卫星的转动惯量；h_w为反作用飞轮的总角动量。

7.如权利要求6所述的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，其特征在于，所述干扰观测器为：

其中，L为干扰观测器的增益。

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