CN117719702B - 用于卫星高精度凝视的复合姿态控制方法、设备及介质 - Google Patents
用于卫星高精度凝视的复合姿态控制方法、设备及介质 Download PDFInfo
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Abstract
本发明提出用于卫星高精度凝视的复合姿态控制方法、设备及介质。属于航空航天技术领域。所述方法包括以下步骤：步骤1，对卫星平台进行运动学动力学建模；步骤2，凝视开环指向控制的期望姿态计算；步骤3，卫星凝视开环控制；步骤4，相机载荷的脱靶量闭环控制。本发明提出的所述控制方法，充分挖掘遥感卫星平台的信息测量能力，实现高精度的凝视跟踪控制，具有重要的工程应用价值。
Description
技术领域
本发明属于航空航天技术领域，特别是涉及一种用于卫星高精度凝视的复合姿态控制方法、设备及介质。
背景技术
随着空间技术的发展，低质量、低成本、快速开发的微小卫星迅速发展，这类微小卫星利用标准化、模块化设计，采用多卫星联合发射的方式，显著缩短了卫星的研制、生产和发射时间。目前，国内外已有多家卫星公司计划或正在建设数量庞大的通信、导航和遥感一体化微小卫星星座，具备高时效性的地球观测、星地物联网、导航信息和网络通信功能。卫星高精度的凝视控制是卫星实现高质量凝视成像、稳定数据传输的关键技术，可以有效保证在目标区域成像数据的准确性和通信链路的稳定性。然而，卫星凝视控制的精度受限于姿态测量传感器的测量精度、传感器支架形变误差等因素的影响。除此之外，凝视控制过程是一个高动态性的跟踪控制过程，而高精度动态跟踪控制问题是卫星控制系统设计的难点。针对上述问题，本发明提出了一种用于卫星高精度凝视的复合姿态控制方法，充分挖掘遥感卫星平台的信息测量能力，实现高精度的凝视跟踪控制，具有重要的工程应用价值。
发明内容
本发明目的是为了克服现有技术中的不足之处，提出了一种用于卫星高精度凝视的复合姿态控制方法、设备及介质。本发明所述方法利用凝视开环结合脱靶量闭环的跟踪控制方法，实现精确的凝视跟踪指向控制，保证卫星凝视成像的几何精度和凝视通信链路的稳定性。
本发明是通过以下技术方案实现的，本发明提出一种用于卫星高精度凝视的复合姿态控制方法，所述方法包括以下步骤：
步骤1，对卫星平台进行运动学动力学建模；
步骤2，凝视开环指向控制的期望姿态计算；
步骤3，卫星凝视开环控制；
步骤4，相机载荷的脱靶量闭环控制。
进一步地，在步骤1中，定义表示惯性坐标系，/>表示卫星本体坐标系；卫星本体坐标系/>相对于惯性坐标系/>的角速度表示为/>；卫星本体坐标系/>相对惯性坐标系/>的姿态表示为单位四元数/>，并满足约束条件；那么卫星的运动学和动力学方程用四元数表示为：
（1）
式中：为正定矩阵，表示卫星的转动惯量；/>为反作用飞轮的总角动量；/>为反对称矩阵，对任意向量/>满足/>，其中/>表示向量叉乘，/>表示3×3单位矩阵，/>表示反作用飞轮的控制力矩。
进一步地，在步骤1中，卫星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，通过期望姿态四元数表示；姿态跟踪误差定义为误差四元数：
（2）
式中：，/>表示四元数乘法；
角速度跟踪误差为：
（3）
式中：为卫星的期望角速度；旋转矩阵/>有如下关系：
（4）
且满足约束条件；
其中，表示误差四元数/>的矢量部分，/>表示误差四元数/>的标量部分，表示/>的反对称矩阵，/>表示/>的反对称矩阵，/>表示误差角速度。
进一步地，在步骤2中，卫星凝视开环指向控制过程是卫星平台根据卫星轨道、姿态信息及地面站经纬度信息，控制卫星姿态卫星载荷及通信终端的主轴指向成像目标或通信地面站的过程。
进一步地，在步骤2中，通信地面站位置信息在地理坐标系下描述，即经度、纬度和高度/>，将通信地面站的位置信息变换至世界大地坐标系WGS-84的位置信息为：
（5）
式中：为子午圈曲率；/>为椭圆扁率；
在凝视指向控制过程中，卫星在大地坐标系的位置矢量，被指向目标在大地坐标系的位置矢量/>；卫星相对大地坐标系的速度投影至惯性坐标系为：
（6）
式中：为卫星在大地坐标系下的速度，/>为地球自转角速度。
进一步地，在步骤2中，在轨道坐标系下，坐标系Z轴与地面目标方向的夹角为：
（7）
在轨道坐标系下，坐标系Y轴在大地坐标系下的分量为：
（8）
坐标系X轴在大地坐标系下的分量为：
（9）
坐标系Z轴在大地坐标系下的分量为：
（10）
根据轴角变换理论，轨道坐标系Z轴绕转轴旋转角度/>即可指向地面目标，转轴为：
（11）
因此，卫星凝视跟踪控制指向地面目标轨道坐标系下的期望姿态四元数为：
（12）
综上，惯性坐标系下卫星凝视跟踪控制指向地面目标的期望姿态四元数为：
（13）
式中：为卫星的轨道四元数；
根据四元数微分方程，惯性坐标系的期望角速度为：
（14）
此外，期望角加速度通过/>求微分得到。
进一步地，在步骤3中，根据步骤1中卫星的姿态动力学模型，结合步骤2中计算的凝视开环期望姿态信息，得到卫星的误差运动学与动力学模型为：
（15）
根据建立的误差动力学方程，结合非线性控制设计高性能的动态跟踪控制器为：
（16）
式中：
（17）
其中：为比例控制增益；/>为微分控制增益；/>为前馈控制增益。
进一步地，在步骤4中，在凝视开环控制粗略指向目标后，卫星平台上的相机便能够观测到地面目标给定的标识，根据此标识，卫星平台上的相机能够反馈指向控制的脱靶量，为了实现更精准的凝视指向控制，根据凝视开环的期望姿态信息和卫星相机反馈的脱靶量信息，设计一种复合的脱靶量闭环控制，具体控制器为：
（18）
式中：，/>为相机反馈的俯仰脱靶量，/>为相机反馈的方位脱靶量。
本发明提出一种电子设备，包括存储器和处理器，所述存储器存储有计算机程序，所述处理器执行所述计算机程序时实现所述一种用于卫星高精度凝视的复合姿态控制方法的步骤。
本发明提出一种计算机可读存储介质，用于存储计算机指令，所述计算机指令被处理器执行时实现所述一种用于卫星高精度凝视的复合姿态控制方法的步骤。
与现有方法相比，本发明方法具有有益效果：
本发明所设计的用于卫星高精度凝视的复合姿态控制方法，能够实现卫星凝视成像、星地凝视通信的高精度指向跟踪控制，实现高精度的凝视成像控制，建立稳定、可靠的通信链路。本发明所设计的控制方法具备两个方面优势：一是所提出的方案不依赖于高精度、高可靠的测量传感器，而是利用光学主载荷确定指向的脱靶量信息，并将高精度的脱靶量信息引入到闭环控制，适用于低成本的微小卫星；二是提出了凝视开环/脱靶量闭环的复合凝视跟踪控制方法，实现了精确的指向控制。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，对低成本的微小卫星凝视控制系统设计具有重要的工程应用价值。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据提供的附图获得其他的附图。
图1为本发明所述的用于卫星高精度凝视的复合姿态控制方法流程图。
图2为姿态四元数曲线图。
图3为姿态角速度曲线图。
图4为飞轮输出力矩曲线图。
图5为相机脱靶量曲线图。
图6为世界大地坐标系示意图。
具体实施方式
下面将结合本发明实施例中的附图对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
结合图1-图6，本发明提出一种用于卫星高精度凝视的复合姿态控制方法，所述方法包括以下步骤：
步骤1，对卫星平台进行运动学动力学建模；
在步骤1中，定义表示惯性坐标系，/>表示卫星本体坐标系；卫星本体坐标系/>相对于惯性坐标系/>的角速度表示为/>；卫星本体坐标系/>相对惯性坐标系/>的姿态表示为单位四元数/>，并满足约束条件/>；那么卫星的运动学和动力学方程用四元数表示为：
（1）
式中：为正定矩阵，表示卫星的转动惯量；/>为反作用飞轮的总角动量；/>为反对称矩阵，对任意向量/>满足/>，其中/>表示向量叉乘，/>表示3×3单位矩阵，/>表示反作用飞轮的控制力矩。
在步骤1中，卫星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，通过期望姿态四元数表示；姿态跟踪误差定义为误差四元数：
（2）
式中：，/>表示四元数乘法；
角速度跟踪误差为：
（3）
式中：为卫星的期望角速度；旋转矩阵/>有如下关系：
（4）
且满足约束条件；
其中，表示误差四元数/>的矢量部分，/>表示误差四元数/>的标量部分，表示/>的反对称矩阵，/>表示/>的反对称矩阵，/>表示误差角速度。
步骤2，凝视开环指向控制的期望姿态计算；
在步骤2中，卫星凝视开环指向控制过程是卫星平台根据卫星轨道、姿态信息及地面站经纬度信息，控制卫星姿态卫星载荷及通信终端的主轴指向成像目标或通信地面站的过程。首先，要根据卫星轨道及地面站经纬度信息计算卫星在惯性坐标系下的期望姿态四元数、期望角速度和期望角加速度，为后续的动态跟踪控制器的设计提供充足的参考信息，以确保高精度的凝视指向控制。
在步骤2中，通信地面站位置信息在地理坐标系下描述，即经度、纬度/>和高度/>，将通信地面站的位置信息变换至世界大地坐标系WGS-84的位置信息为：
（5）
式中：为子午圈曲率；/>为椭圆扁率；
在凝视指向控制过程中，卫星在大地坐标系的位置矢量，被指向目标在大地坐标系的位置矢量/>；卫星相对大地坐标系的速度投影至惯性坐标系为：
（6）
式中：为卫星在大地坐标系下的速度，/>为地球自转角速度。
在步骤2中，在轨道坐标系下，坐标系Z轴与地面目标方向的夹角为：
（7）
在轨道坐标系下，坐标系Y轴在大地坐标系下的分量为：
（8）
坐标系X轴在大地坐标系下的分量为：
（9）
坐标系Z轴在大地坐标系下的分量为：
（10）
根据轴角变换理论，轨道坐标系Z轴绕转轴旋转角度/>即可指向地面目标，转轴为：
（11）
因此，卫星凝视跟踪控制指向地面目标轨道坐标系下的期望姿态四元数为：
（12）
综上，惯性坐标系下卫星凝视跟踪控制指向地面目标的期望姿态四元数为：
（13）
式中：为卫星的轨道四元数；
根据四元数微分方程，惯性坐标系的期望角速度为：
（14）
此外，期望角加速度通过/>求微分得到。
步骤3，卫星凝视开环控制；
在步骤3中，根据步骤1中卫星的姿态动力学模型，结合步骤2中计算的凝视开环期望姿态信息，得到卫星的误差运动学与动力学模型为：
（15）
为了保证凝视开环控制过程中的动态跟踪控制精度，本发明根据建立的误差动力学方程，结合非线性控制设计高性能的动态跟踪控制器为：
（16）
式中：
（17）
其中：为比例控制增益；/>为微分控制增益；/>为前馈控制增益。
步骤4，相机载荷的脱靶量闭环控制。
在步骤4中，在凝视开环控制粗略指向目标后，卫星平台上的相机便能够观测到地面目标给定的标识，根据此标识，卫星平台上的相机能够反馈指向控制的脱靶量，为了实现更精准的凝视指向控制，根据凝视开环的期望姿态信息和卫星相机反馈的脱靶量信息，设计一种复合的脱靶量闭环控制，具体控制器为：
（18）
式中：，/>为相机反馈的俯仰脱靶量，/>为相机反馈的方位脱靶量。
下面结合附图对本发明进行详细说明。本发明提供了一种用于卫星高精度凝视的复合姿态控制方法，控制方法的流程图如图1所示。卫星根据卫星任务凝视点经纬度，计算得到实时的凝视期望姿态信息，基于此设计凝视跟踪控制器，实现载荷粗略指向地面目标点。凝视跟踪控制稳定后，利用主相机根据地面的标识信息，计算反馈凝视控制的脱靶量信息，根据凝视期望姿态信息和脱靶量信息，设计脱靶量闭环控制器，最终完成高精度动态跟踪控制，实现稳定、准确的凝视姿态指向控制。
实施例的仿真参数如表1所示，给出了卫星的转动惯量参数、反作用飞轮参数和控制器参数。为了充分说明本发明提出方法的有效性和实用性，实施例的设计具体包括三部分，全过程共750s。其中0-200s卫星处于对日三轴模式，为卫星凝视任务前的默认模式；200-400s卫星处于卫星的凝视开环控制模式，目的是将载荷的主轴粗略指向地面站；400-750s卫星进入凝视任务的脱靶量闭环控制模式，此模式代表凝视任务将开始实施。
实施例的仿真结果如图2-图5所示。图2为全过程的姿态四元数曲线图，从图中可以观察到0-200s时卫星在对日三轴模式，其姿态恒定不变。当200s时进入卫星的凝视开环控制模式，卫星迅速调整姿态，准确、快速地跟踪凝视期望姿态曲线。姿态角速度曲线图如图3所示，从图中可以观察到，整个控制过程卫星的姿态角速度平稳且响应迅速，基本不存在超调。飞轮输出力矩曲线图如图4所示，其力矩指令由凝视开环/脱靶量闭环控制器计算得到，通过星载计算机发送给反作用飞轮。相机脱靶量曲线图如图5所示，从图中可以观察到，在200-400s的凝视开环控制过程中，相机脱靶量存在1000″的脱靶量偏差，在400s时切换至脱靶量闭环控制模式中，脱靶量偏差在50s内迅速收敛至零状态，此后将进行卫星凝视任务，且从图中可以观察到450s后的凝视任务过程，相机脱靶量小于10″，证明本发明提出的控制方法能够实现稳定、准确的凝视任务指向控制。
表 1 实施例相关参数
本发明提出一种电子设备，包括存储器和处理器，所述存储器存储有计算机程序，所述处理器执行所述计算机程序时实现所述一种用于卫星高精度凝视的复合姿态控制方法的步骤。
本发明提出一种计算机可读存储介质，用于存储计算机指令，所述计算机指令被处理器执行时实现所述一种用于卫星高精度凝视的复合姿态控制方法的步骤。
本申请实施例中的存储器可以是易失性存储器或非易失性存储器，或可包括易失性和非易失性存储器两者。其中，非易失性存储器可以是只读存储器（read only memory，ROM）、可编程只读存储器（programmable ROM，PROM）、可擦除可编程只读存储器（erasablePROM，EPROM）、电可擦除可编程只读存储器（electrically EPROM，EEPROM）或闪存。易失性存储器可以是随机存取存储器（random access memory，RAM），其用作外部高速缓存。通过示例性但不是限制性说明，许多形式的RAM 可用，例如静态随机存取存储器（static RAM，SRAM）、动态随机存取存储器（dynamic RAM，DRAM）、同步动态随机存取存储器（synchronousDRAM，SDRAM）、双倍数据速率同步动态随机存取存储器（double data rate SDRAM，DDRSDRAM）、增强型同步动态随机存取存储器（enhanced SDRAM，ESDRAM）、同步连接动态随机存取存储器（synchlink DRAM，SLDRAM）和直接内存总线随机存取存储器（direct rambusRAM，DR RAM）。应注意，本发明描述的方法的存储器旨在包括但不限于这些和任意其它适合类型的存储器。
在上述实施例中，可以全部或部分地通过软件、硬件、固件或者其任意组合来实现。当使用软件实现时，可以全部或部分地以计算机程序产品的形式实现。所述计算机程序产品包括一个或多个计算机指令。在计算机上加载和执行所述计算机指令时，全部或部分地产生按照本申请实施例所述的流程或功能。所述计算机可以是通用计算机、专用计算机、计算机网络、或者其他可编程装置。所述计算机指令可以存储在计算机可读存储介质中，或者从一个计算机可读存储介质向另一个计算机可读存储介质传输，例如，所述计算机指令可以从一个网站站点、计算机、服务器或数据中心通过有线（例如同轴电缆、光纤、数字用户线（digital subscriber line，DSL））或无线（例如红外、无线、微波等）方式向另一个网站站点、计算机、服务器或数据中心进行传输。所述计算机可读存储介质可以是计算机能够存取的任何可用介质或者是包含一个或多个可用介质集成的服务器、数据中心等数据存储设备。所述可用介质可以是磁性介质（例如，软盘、硬盘、磁带）、光介质（例如，高密度数字视频光盘（digital video disc，DVD））、或者半导体介质（例如，固态硬盘（solid state disc，SSD））等。
在实现过程中，上述方法的各步骤可以通过处理器中的硬件的集成逻辑电路或者软 件形式的指令完成。结合本申请实施例所公开的方法的步骤可以直接体现为硬件处理器执行完成，或者用处理器中的硬件及软件模块组合执行完成。软件模块可以位于随机存储器，闪存、只读存储器，可编程只读存储器或者电可擦写可编程存储器、寄存器等本领域成熟的存储介质中。该存储介质位于存储器，处理器读取存储器中的信息，结合其硬件完成上述方法的步骤。为避免重复，这里不再详细描述。
应注意，本申请实施例中的处理器可以是一种集成电路芯片，具有信号的处理能力。在实现过程中，上述方法实施例的各步骤可以通过处理器中的硬件的集成逻辑电路或者软件形式的指令完成。上述的处理器可以是通用处理器、数字信号处理器（DSP）、专用集成电路（ASIC）、现场可编程门阵列（FPGA）或者其他可编程逻辑器件、分立门或者晶体管逻辑器件、分立硬件组件。可以实现或者执行本申请实施例中的公开的各方法、步骤及逻辑框图。通用处理器可以是微处理器或者该处理器也可以是任何常规的处理器等。结合本申请实施例所公开的方法的步骤可以直接体现为硬件译码处理器执行完成，或者用译码处理器中的硬件及软件模块组合执行完成。软件模块可以位于随机存储器，闪存、只读存储器，可编程只读存储器或者电可擦写可编程存储器、寄存器等本领域成熟的存储介质中。该存储介质位于存储器，处理器读取存储器中的信息，结合其硬件完成上述方法的步骤。
以上对本发明所提出的用于卫星高精度凝视的复合姿态控制方法、设备及介质进行了详细介绍，本文中应用了具体个例对本发明的原理及实施方式进行了阐述，以上实施例的说明只是用于帮助理解本发明的方法及其核心思想；同时，对于本领域的一般技术人员，依据本发明的思想，在具体实施方式及应用范围上均会有改变之处，综上所述，本说明书内容不应理解为对本发明的限制。
Claims (3)
1.一种用于卫星高精度凝视的复合姿态控制方法，其特征在于，所述方法包括以下步骤：
步骤1，对卫星平台进行运动学动力学建模；
在步骤1中，定义FI表示惯性坐标系，FB表示卫星本体坐标系；卫星本体坐标系FB相对于惯性坐标系FI的角速度表示为卫星本体坐标系FB相对惯性坐标系FI的姿态表示为单位四元数/>并满足约束条件/>那么卫星的运动学和动力学方程用四元数表示为：
式中：为正定矩阵，表示卫星的转动惯量；/>为反作用飞轮的总角动量；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，I3表示3×3单位矩阵，u表示反作用飞轮的控制力矩；
卫星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，通过期望姿态四元数表示；姿态跟踪误差定义为误差四元数：
式中： 表示四元数乘法；
角速度跟踪误差为：
ωe＝ω-R(Qe)ωd
式中：ωd为卫星的期望角速度；旋转矩阵R(Qe)有如下关系：
且满足约束条件||R(Qe)||＝1；
其中，qe表示误差四元数Qe的矢量部分，qe0表示误差四元数Qe的标量部分，S(qe)表示qe的反对称矩阵，S(ωe)表示ωe的反对称矩阵，ωe表示误差角速度；
步骤2，凝视开环指向控制的期望姿态计算；
在步骤2中，卫星凝视开环指向控制过程是卫星平台根据卫星轨道、姿态信息及地面站经纬度信息，控制卫星姿态卫星载荷及通信终端的主轴指向成像目标或通信地面站的过程；
通信地面站位置信息在地理坐标系下描述，即经度λ、纬度L和高度h，将通信地面站的位置信息变换至世界大地坐标系WGS-84的位置信息为：
式中：RN为子午圈曲率；f为椭圆扁率；
在凝视指向控制过程中，卫星在大地坐标系的位置矢量rs＝(xs,ys,zs)T，被指向目标在大地坐标系的位置矢量rt＝(xt,yt,zt)T；卫星相对大地坐标系的速度投影至惯性坐标系为：
式中：为卫星在大地坐标系下的速度，ωie为地球自转角速度；
在轨道坐标系下，坐标系Z轴与地面目标方向的夹角θ为：
在轨道坐标系下，坐标系Y轴在大地坐标系下的分量为：
坐标系X轴在大地坐标系下的分量为：
坐标系Z轴在大地坐标系下的分量为：
根据轴角变换理论，轨道坐标系Z轴绕转轴R旋转角度θ即可指向地面目标，转轴R为：
R＝rt×rs
因此，卫星凝视跟踪控制指向地面目标轨道坐标系下的期望姿态四元数为：
综上，惯性坐标系下卫星凝视跟踪控制指向地面目标的期望姿态四元数Qd为：
式中：QoI为卫星的轨道四元数；
根据四元数微分方程，惯性坐标系的期望角速度ωd为：
此外，期望角加速度通过ωd求微分得到；
步骤3，卫星凝视开环控制；
在步骤3中，根据步骤1中卫星的姿态动力学模型，结合步骤2中计算的凝视开环期望姿态信息，得到卫星的误差运动学与动力学模型为：
根据建立的误差动力学方程，结合非线性控制设计高性能的动态跟踪控制器为：
u＝ub+uf+un
式中：
ub＝-Kpqe-Kdωe
un＝S(ω)(Jω+hw)-JS(ωe)R(Qe)ωd
其中：Kp为比例控制增益；Kd为微分控制增益；Kf为前馈控制增益；
步骤4，相机载荷的脱靶量闭环控制；
在步骤4中，在凝视开环控制粗略指向目标后，卫星平台上的相机便能够观测到地面目标给定的标识，根据此标识，卫星平台上的相机能够反馈指向控制的脱靶量，为了实现更精准的凝视指向控制，根据凝视开环的期望姿态信息和卫星相机反馈的脱靶量信息，设计一种复合的脱靶量闭环控制，具体控制器为：
式中：et＝(ea,ee,0)T，ea为相机反馈的俯仰脱靶量，ee为相机反馈的方位脱靶量。
2.一种电子设备，包括存储器和处理器，所述存储器存储有计算机程序，其特征在于，所述处理器执行所述计算机程序时实现权利要求1所述方法的步骤。
3.一种计算机可读存储介质，用于存储计算机指令，其特征在于，所述计算机指令被处理器执行时实现权利要求1所述方法的步骤。
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