CN109677637B - 基于光学测角相机的空间非合作目标跟踪指向方法 - Google Patents
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Abstract
本发明涉及一种基于光学测角相机的空间非合作目标跟踪指向方法，包括步骤：a.光学测角相机测量得到目标在光学测角相机坐标系下的方位信息，根据相机安装矩阵、飞行器姿态得到目标视线方向在惯性系下的矢量；b.根据太阳敏感器测量得到的飞行器本体系下的太阳矢量以及飞行器姿态，得到惯性系下的太阳矢量；c.计算指向空间非合作目标的姿态指令和角速度指令，以及太阳帆板转角指令；d.计算飞行器当前姿态与姿态指令的偏差、实际角速度与期望角速度的偏差；e.选取控制律参数，计算控制力矩指令。根据本发明的方法以光学测角相机为导航敏感器，在不需要测距信息情况下，提出一种对空间非合作目标随动跟踪指向的方法，为空间碎片监测等提供支持。
Description
技术领域
本发明涉及一种基于光学测角相机的空间非合作目标跟踪指向方法，可应用于空间碎片监测、在轨服务等航天任务。
背景技术
随着人类探索空间活动的不断拓展，越来越多的航天任务提出了对目标随动指向的需求。如空间碎片监测卫星为得到碎片的长弧段测量信息需要对目标持续随动跟踪，在轨服务航天器为监测失效卫星的实时状态在抵近跟飞、绕飞或掠飞时也需要将姿态指向目标。为实现对目标跟踪指向，航天器通常配备相对导航敏感器，分为主动式和被动式两类，主动式主要包括微波雷达、激光雷达等，被动式主要为光学测角相机。
发明内容
本发明的目的在于提供一种基于光学测角相机的空间非合作目标跟踪指向方法。
为实现上述发明目的，本发明提供一种基于光学测角相机的空间非合作目标跟踪指向方法，包括以下步骤：
a.光学测角相机测量得到目标在光学测角相机坐标系下的方位信息，根据相机安装矩阵、飞行器姿态得到目标视线方向在惯性系下的矢量；
b.根据太阳敏感器测量得到的飞行器本体系下的太阳矢量以及飞行器姿态，得到惯性系下的太阳矢量；
c.根据惯性系下的目标视线方向和太阳矢量方向结合姿态运动学方程计算指向空间非合作目标的姿态指令和、角速度指令和角加速度指令，以及太阳帆板转角指令，使得飞行器指向目标的同时太阳落在XOZ面内，且帆板法线指向太阳；
d.计算飞行器当前姿态与姿态指令的偏差、实际角速度与期望角速度的偏差；
e.选取控制律参数，计算控制力矩指令。
根据本发明的一个方面，在所述a步骤中，目标视线方向在相机坐标系下的单位矢量ρ0，ρ0＝[sinβcosα sinβsinα cosβ]T，其中，α为光学测角相机测量得到目标在相机坐标系下的方位角，β为光学测角相机测量得到目标在相机坐标系下的俯仰角；
姿态敏感器测量得到飞行器本体系相对于地球惯性系的姿态四元数Qb＝[qb1 qb2qb3 qb4]T，则飞行器的本体系相对于惯性系的转换矩阵Mbi为：
目标视线方向在惯性系下的单位矢量ρ为：
其中Mcamera为光学测角相机在飞行器本体系下的安装矩阵。
根据本发明的一个方面，在所述b步骤中，惯性系下的太阳矢量s为：
其中，sb为太阳敏感器测量得到飞行器本体系下太阳矢量，Mbi为飞行器本体系相对于惯性系的转换矩阵。
根据本发明的一个方面，在所述c步骤中，根据惯性系下的目标视线方向和太阳矢量方向求解期望本体系相对惯性系的姿态四元数，并根据姿态运动学得到期望角速度，求导得到期望角加速度。
根据本发明的一个方面，所述期望本体系的三轴xd、yd和zd分别满足关系式：
则期望本体系相对于惯性系的姿态转换矩阵Md为：
期望四元数Qd＝[qd1 qd2 qd3 qd4]T，
由姿态运动学方程可得到期望姿态角速度ωd，
其中，
进一步求导可知期望姿态角加速度
所述太阳帆板转角
根据本发明的一个方面，在所述d步骤中，飞行器本体系相对于地球惯性系的姿态四元数Qb＝[qb1 qb2 qb3 qb4]T，则误差四元数ΔQ为
其中，
则角速度偏差为：Δω＝ωb-ωd，其中ωb为飞行器当前的实际角速度。
根据本发明的一个方面，在所述e步骤中，卫星姿态动力学方程和柔性附件的振动方程如下式：
式中：J为卫星的惯量，ω为卫星的姿态角速度，δ为卫星本体转动与柔性附件振动的耦合矩阵，η为柔性附件振动的模态坐标，ζ为柔性附件振动阻尼比矩阵，ζ＝diag[ζ1ζ2…ζn]，Λ为柔性附件振动频率矩阵，Λ＝diag[Λ1Λ2…Λn]，n为模态阶数，τc为控制力矩，τd为外部干扰力矩；
针对以上动力学模型，设计如下前馈-反馈控制律，得到控制力矩指令：
其中，ΔQ(1:3)为误差四元数的矢量部分，kp和kd为比例和微分增益矩阵。
根据本发明的基于光学测角相机的空间非合作目标跟踪指向方法，实现仅有空间非合作目标测角信息情况下，对目标的持续随动跟踪，并在跟踪过程中保证能源供应；根据光学测角相机测量得到目标在相机坐标系下的方位以及当前太阳方向计算飞行器的期望姿态和期望角速度，并基于姿态动力学模型设计了前馈-反馈跟踪控制器，使飞行器精确指向目标的同时保证帆板准确对日。
本发明基于工程任务需求，在不需要测距信息情况下，根据光学测角相机测量得到的空间非合作目标方位以及当前太阳矢量解算飞行器的期望姿态、期望角速度和太阳帆板转角指令，通过三轴姿态控制在保证精确指向空间非合作目标的同时，使得太阳矢量与飞行器XOZ面平行，通过帆板转动保证对目标跟踪期间的能源供应。
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一些实施例，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，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1示意性表示根据本发明的基于光学测角相机的空间非合作目标跟踪指向方法的流程图；
图2示意性表示根据本发明的一种实施方式的基于光学测角相机的空间非合作目标跟踪指向方法的流程图；
图3示意性表示目标视线方向在相机坐标系下的单位矢量；
图4示意性表示期望本体系三轴指向；
图5示意性表示太阳矢量在XOZ面内方位及太阳帆板转角。
具体实施方式
为了更清楚地说明本发明实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对实施方式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一些实施方式，对于本领域普通技术人员而言，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
在针对本发明的实施方式进行描述时，术语“纵向”、“横向”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”“内”、“外”所表达的方位或位置关系是基于相关附图所示的方位或位置关系，其仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此上述术语不能理解为对本发明的限制。
下面结合附图和具体实施方式对本发明作详细地描述，实施方式不能在此一一赘述，但本发明的实施方式并不因此限定于以下实施方式。
图1示意性表示根据本发明的基于光学测角相机的空间非合作目标跟踪指向方法的流程图。如图1所示，根据本发明的基于光学测角相机的空间非合作目标跟踪指向方法包括以下步骤：
a.光学测角相机测量得到目标在光学测角相机坐标系下的方位信息，根据相机安装矩阵、飞行器姿态得到目标视线方向在惯性系下的矢量；
b.根据太阳敏感器测量得到的飞行器本体系下的太阳矢量以及飞行器姿态，得到惯性系下的太阳矢量；
c.根据惯性系下的目标视线方向和太阳矢量方向结合姿态运动学方程计算指向空间非合作目标的姿态指令和、角速度指令和角加速度指令，以及太阳帆板转角指令，使得飞行器指向目标的同时太阳落在XOZ面内，且帆板法线指向太阳；
d.计算飞行器当前姿态与姿态指令的偏差、实际角速度与期望角速度的偏差；
e.选取控制律参数，计算控制力矩指令。
图2示意性表示根据本发明的一种实施方式的基于光学测角相机的空间非合作目标跟踪指向方法的流程图。如图2所示，根据本发明的基于光学测角相机的空间非合作目标随动指向方法：首先，由光学测角相机测量得到目标在相机坐标系下的方位，并根据相机在飞行器本体系下的安装矩阵以及飞行器姿态敏感器测量得到本体系相对于惯性系的姿态，得到目标视线方向在惯性系下的矢量；然后根据太阳敏感器测得太阳矢量在飞行器本体系下的方位以及本体系相对惯性系的姿态得到惯性系下的太阳矢量，随后根据惯性系下的目标视线方向和太阳矢量方向求解期望本体系相对惯性系的姿态四元数，并根据姿态运动学得到期望角速度，求导得到期望角加速度；根据姿态敏感器测量得到的当前姿态和角速度，计算姿态偏差和角速度偏差，根据姿态动力学模型采用前馈-反馈控制律得到控制力矩指令，将飞行器姿态指向目标同时太阳帆板转动指向太阳。
根据本发明的一种实施方式，在上述a步骤中，设光学测角相机测量得到目标在相机坐标系下的方位角为α，俯仰角为β，如图3所示，目标视线方向在相机坐标系下的单位矢量为ρ0，ρ0＝[sinβcosα sinβsinα cosβ]T；
设姿态敏感器测量得到飞行器本体系相对于地球惯性系的姿态四元数Qb＝[qb1qb2 qb3 qb4]T，则飞行器的本体系相对于惯性系的转换矩阵Mbi为：
设光学测角相机在飞行器本体系下的安装矩阵为Mcamera，则目标视线方向在惯性系下的单位矢量ρ为：
在上述b步骤中，设太阳敏感器测量得到飞行器本体系下太阳矢量为sb，考虑飞行器本体系相对于惯性下的转换矩阵Mbi，可得惯性系下的太阳矢量s为：
在上述c步骤中，为保证对目标跟踪期间的能源供应，太阳应落在飞行器本体的XOZ面内，故使本体Z轴指向目标视线方向，本体Y轴沿本体Z轴和太阳矢量的叉乘方向，设期望本体系的三轴分别为xd、yd和zd，如图4所示。其中，
则期望本体系相对于惯性系的姿态转换矩阵Md为：
进一步可得到期望四元数Qd＝[qd1 qd2 qd3 qd4]T，其中，
由姿态运动学方程可得到期望姿态角速度ωd，
其中，
进一步求导可知期望姿态角加速度
当飞行器完成对目标指向后，此时太阳矢量已平行于飞行器的XOZ平面，如图5太阳矢量在星体的位置所示，帆板从归零状态(帆板法线指向星体－Z轴)绕帆板转轴(平行星体Y轴)旋转θ角即可实现帆板对日定向，
在上述d步骤中，飞行器本体系相对于地球惯性系的姿态四元数Qb＝[qb1 qb2 qb3qb4]T，则误差四元数ΔQ为：
其中，
设飞行器当前的角速度为ωb，则角速度偏差为：Δω＝ωb-ωd。
在上述e步骤中，卫星姿态动力学方程和挠性附件的振动方程如下：
针对以上动力学模型，设计如下前馈-反馈制律，得到控制力矩指令，
其中，ΔQ(1:3)为误差四元数的矢量部分，kp和kd为比例和微分增益矩阵。
控制力矩作用在飞行器上，使得姿态误差和角速度误差趋于0，飞行器本体系与期望本体系重合，实现对目标的跟踪指向。
本发明是以光学测角相机为导航敏感器，在不需要测距信息情况下，提出一种对空间非合作目标随动跟踪指向的方法，为空间碎片监测、在轨服务航天器等提供支持。
根据本发明的基于光学测角相机的空间非合作目标跟踪指向方法，实现仅有空间非合作目标测角信息情况下，对目标的持续随动跟踪，并在跟踪过程中保证能源供应；根据光学测角相机测量得到目标在相机坐标系下的方位以及当前太阳方向计算飞行器的期望姿态和期望角速度，并基于姿态动力学模型设计了前馈-反馈跟踪控制器，使飞行器精确指向目标的同时保证帆板准确对日。
本发明基于工程任务需求，在不需要测距信息情况下，根据光学测角相机测量得到的空间非合作目标方位以及当前太阳矢量解算飞行器的期望姿态、期望角速度和太阳帆板转角指令，通过三轴姿态控制在保证精确指向空间非合作目标的同时，使得太阳矢量与飞行器XOZ面平行，通过帆板转动保证对目标跟踪期间的能源供应。
以上所述仅为本发明的一个实施方式而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。
Claims (7)
1.一种基于光学测角相机的空间非合作目标跟踪指向方法，包括以下步骤：
a.光学测角相机测量得到目标在光学测角相机坐标系下的方位信息，根据相机安装矩阵、飞行器姿态得到目标视线方向在惯性系下的矢量；
b.根据太阳敏感器测量得到的飞行器本体系下的太阳矢量以及飞行器姿态，得到惯性系下的太阳矢量；
c.根据惯性系下的目标视线方向和太阳矢量方向结合姿态运动学方程计算指向空间非合作目标的姿态指令、角速度指令和角加速度指令，以及太阳帆板转角指令，使得飞行器指向目标的同时太阳落在XOZ面内，且帆板法线指向太阳；
d.计算飞行器当前姿态与姿态指令的偏差、实际角速度与期望角速度的偏差；
e.选取控制律参数，计算控制力矩指令。
2.根据权利要求1所述的基于光学测角相机的空间非合作目标跟踪指向方法，其特征在于，在所述a步骤中，目标视线方向在相机坐标系下的单位矢量ρ0，ρ0＝[sinβcosα sinβsinα cosβ]T，其中，α为光学测角相机测量得到目标在相机坐标系下的方位角，β为光学测角相机测量得到目标在相机坐标系下的俯仰角；
姿态敏感器测量得到飞行器本体系相对于地球惯性系的姿态四元数Qb＝[qb1 qb2 qb3qb4]T，则飞行器的本体系相对于惯性系的转换矩阵Mbi为：
目标视线方向在惯性系下的单位矢量ρ为：
其中Mcamera为光学测角相机在飞行器本体系下的安装矩阵。
3.根据权利要求2所述的基于光学测角相机的空间非合作目标跟踪指向方法，其特征在于，在所述b步骤中，惯性系下的太阳矢量s为：
其中，sb为太阳敏感器测量得到飞行器本体系下太阳矢量，Mbi为飞行器本体系相对于惯性系的转换矩阵。
4.根据权利要求3所述的基于光学测角相机的空间非合作目标跟踪指向方法，其特征在于，在所述c步骤中，根据惯性系下的目标视线方向和太阳矢量方向求解期望本体系相对惯性系的姿态四元数，并根据姿态运动学得到期望角速度，求导得到期望角加速度。
5.根据权利要求4所述的基于光学测角相机的空间非合作目标跟踪指向方法，其特征在于，所述期望本体系的三轴xd、yd和zd分别满足关系式：
xd＝yd×zd
yd＝(zd×s)/|zd×s|
zd＝ρ，
则期望本体系相对于惯性系的姿态转换矩阵Md为：
期望四元数Qd＝[qd1 qd2 qd3 qd4]T，
由姿态运动学方程可得到期望姿态角速度ωd，
其中，
进一步求导可知期望姿态角加速度
所述太阳帆板转角
6.根据权利要求5所述的基于光学测角相机的空间非合作目标跟踪指向方法，其特征在于，在所述d步骤中，飞行器本体系相对于地球惯性系的姿态四元数Qb＝[qb1 qb2 qb3 qb4]T，则误差四元数ΔQ为
其中，
则角速度偏差为：Δω＝ωb-ωd，其中ωb为飞行器当前的实际角速度。
7.根据权利要求6所述的基于光学测角相机的空间非合作目标跟踪指向方法，其特征在于，在所述e步骤中，飞行器姿态动力学方程和柔性附件的振动方程如下式：
式中：J为卫星的惯量，ω为卫星的姿态角速度，δ为卫星本体转动与柔性附件振动的耦合矩阵，η为柔性附件振动的模态坐标，ζ为柔性附件振动阻尼比矩阵，ζ＝diag[ζ1ζ2…ζn]，Λ为柔性附件振动频率矩阵，Λ＝diag[Λ1Λ2…Λn]，n为模态阶数，τc为控制力矩，τd为外部干扰力矩；
针对以上动力学模型，设计如下前馈-反馈控制律，得到控制力矩指令：
其中，ΔQ(1:3)为误差四元数的矢量部分，kp和kd为比例和微分增益矩阵。
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