CN109911248B - 天基空间运动目标跟踪指向卫星姿态控制方法及*** - Google Patents

Abstract

本发明提供一种天基空间运动目标跟踪指向卫星姿态控制方法及***,包括以下步骤：S1、获取当前时刻的卫星轨道状态、姿态四元数和角速度和空间运动目标轨道状态；S2、使空间运动目标在卫星相机视场中，获取期望卫星姿态下的姿态四元数与卫星体坐标系三轴的空间单位矢量；S3、获取期望卫星姿态下的卫星体坐标系三轴的空间单位矢量的时间导数；S4、根据期望卫星姿态下的卫星体坐标系三轴的空间单位矢量及单位矢量的时间导数计算期望角速度；S5、根据期望卫星姿态下的期望角速度与姿态四元数计算卫星的控制力矩，并根据控制力矩对卫星进行姿态调控。最大程度保证了相机视场对运动目标的捕获。本发明应用于天基态势感知领域。

Description

天基空间运动目标跟踪指向卫星姿态控制方法及***

技术领域

本发明涉及天基态势感知领域，尤其涉及天基空间运动目标跟踪指向卫星姿态控制方法及***。

背景技术

天基空间运动目标跟踪指向是指，基于空间轨道运行的卫星平台，通过其快速姿态机动，使固连于星体的相机光轴在一段时间内始终指向某空间轨道运动目标，以拍摄照片或视频的方式对空间运动目标进行遥感；空间运动目标可以是任何感兴趣的空间碎片、其他人造卫星或小天体等。天基空间运动目标成像是近年来新兴的一种天基态势感知技术，具有较大的科学、商业和军事应用价值。在对空间运动目标的连续跟踪过程中，星体姿态的控制需要以期望姿态角和期望角速度为参考输入，结合测量得到的实际姿态和实际角速度，产生姿态偏差和角速度偏差信号，最终生成对卫星姿态的控制力矩。

由于突破第一宇宙速度后的在轨运行卫星运动速度很大，且不同卫星的轨道倾角差异很大，导致空间运动目标相对卫星的运动角速度可以达到10°/s的量级，由于无法设计合理的期望跟踪指向姿态，使得空间运动目标较易逸出相机视场。

发明内容

针对现有技术中空间运动目标较易逸出相机视场的问题，本发明的目的是提供一种天基空间运动目标跟踪指向卫星姿态控制方法及***，最大程度保证了相机视场对运动目标的捕获。

为了实现上述发明目的，本发明提供一种天基空间运动目标跟踪指向卫星姿态控制方法，其采用的技术方案是：

一种天基空间运动目标跟踪指向卫星姿态控制方法,包括以下步骤：

S1、获取当前时刻的卫星轨道状态、姿态四元数和角速度和空间运动目标轨道状态；

S2、使空间运动目标在卫星相机视场中，获取期望卫星姿态下的姿态四元数与卫星体坐标系三轴的空间单位矢量，即给出可实现空间运动目标跟踪指向的卫星体坐标系三轴的空间单位矢量的解析表达，卫星体坐标系是相对卫星星体固定不变的坐标系，其具体定义依卫星几何构型和载荷类型而定；

S3、获取期望卫星姿态下的卫星体坐标系三轴的空间单位矢量的时间导数；

S4、根据期望卫星姿态下的卫星体坐标系三轴的空间单位矢量及单位矢量的时间导数计算期望角速度；

S5、根据期望卫星姿态下的期望角速度与姿态四元数计算卫星的控制力矩，并根据控制力矩对卫星进行姿态调控。

作为上述技术方案的进一步改进，步骤S1中，

卫星轨道状态为X＝[R,V]^T，R为卫星的地心惯性系位置，V为卫星的地心惯性系速度；

姿态四元数为

由卫星体坐标系相对地心惯性系定义；

角速度为ω＝[ω_x,ω_y,ω_z]^T，由卫星体坐标系相对地心惯性系定义；

空间运动目标轨道状态为X_T＝[R_T,V_T]^T，R_T为空间运动目标在地心惯性系中的位置，V_T为空间运动目标的地心惯性系速度。其中，地心惯性系常用J2000坐标系，定义如下：原点为地球质心，X轴指向2000年1月1日12时(儒略日2451545.0)的平春分点，Z轴指向该日平北极，Y轴在平赤道面内与X轴和Z轴构成的右手坐标系。

作为上述技术方案的进一步改进，步骤S2中期望卫星姿态下的卫星体坐标系三轴的空间单位矢量的获取过程为：

S211、计算当前时刻的空间运动目标相对卫星的位置矢量R_r和速度矢量V_r：

R_r＝R_T-R

V_r＝V_T-V

S212、设卫星上相机光轴与卫星体坐标系z_b轴重合，z_b轴在由R_r和V_r构成的相对运动平面内运动以使得空间运动目标在卫星相机视场中，此时期望姿态对应的卫星体坐标系三轴的空间单位矢量为：

式中，||·||为矢量的模。

作为上述技术方案的进一步改进，步骤S2中期望卫星姿态下的姿态四元数的获取过程包括：

S221、计算从惯性系到卫星体坐标系的转移矩阵M_I2B：

S222、由M_I2B的元素a_ij(i,j＝1,2,3)计算姿态四元数：

trM_I2B＝a₁₁+a₂₂+a₃₃

式中，q₀为姿态四元数的标部，q＝[q₁,q₂,q₃]^T为姿态四元数的矢部。

作为上述技术方案的进一步改进，步骤S3具体包括：

S31、计算相机光轴所在体坐标系z_b轴的单位矢量的时间导数：

S32、计算相对速度矢量V_r的时间导数

式中，

为卫星的质心运动加速度，

为空间运动目标的质心运动加速度；

S33、计算相机光轴所在体坐标系的x_b轴单位矢量的时间导数：

作为上述技术方案的进一步改进，步骤S32中，

所述卫星的质心运动加速度

的求取过程为：

式中，V^p为t_p时刻的卫星速度矢量；

所述空间运动目标的质心运动加速度

的求取过程为：

式中，

为t_p时刻的空间运动目标的速度矢量。

作为上述技术方案的进一步改进，步骤S4中，所述期望角速度的获取过程为：

作为上述技术方案的进一步改进，步骤S5中，所述控制力矩获取过程为：

L_c＝-KΔq-DΔω

Δω＝ω-ω^*

K＝ksgn(Δq₀)I

D＝diag(d₁,d₂,d₃)

式中，k,d_i(i＝1,2,3)为正值标量系数，根据具体卫星的转动惯量和执行机构能力进行设置；sgn(*)为符号函数；I为单位矩阵。

本发明提供的对空间运动目标跟踪指向的卫星姿态控制方法，在求解过程中控制人员首先选定空间运动目标，按照上述步骤计算得到期望姿态四元数和期望角速度，将其作为姿态控制器的参考输入，结合当前实际姿态和角速度生成偏差控制信号，即可最终实现对空间运动目标跟踪指向卫星姿态的有效控制。该方法通过合理设计期望的三轴指向，使卫星相机光轴始终处于空间运动目标相对运动平面内，最大程度保证了相机视场对运动目标的捕获；利用矢量解析表达式避免了角度差分运算进而省去角度过零判断，在避免数据跳动的前提下，实现了对卫星姿态的有效控制。

为了实现上述发明目的，本发明还提供一种天基空间运动目标跟踪指向卫星姿态控制***，其采用的技术方案是：

一种天基空间运动目标跟踪指向卫星姿态控制***，包括处理器与存储器，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上述方法的步骤。

本发明的有益技术效果：

本发明通过合理设计卫星期望的三轴指向，使卫星相机光轴始终处于空间目标相对运动平面内，最大程度保证了相机视场对运动目标的捕获；通过矢量微分运算推导出期望四元数和角速度的解析表达式，避免了角度差分运算从而省去了角度过零判断，保证以该方法所得结果作为参考输入时，控制量连续无突变，能生成光滑、连续的空间运动目标跟踪指向的姿态控制量。

附图说明

图1是天基空间运动目标跟踪指向卫星姿态控制方法的流程示意图；

图2是本实施中卫星跟踪指向空间运动目标的空间几何关系示意图；

图3是为理论计算所得卫星期望姿态四元数和角速度随时间变化曲线示意图；

图4为空间运动目标指向偏差的控制效果示意图。

具体实施方式

以下结合具体实例对本发明提供的天基空间运动目标跟踪指向卫星姿态控制方法进行详细说明。如图1所示，其具体步骤如下：

步骤S1：任意选定初始仿真时刻为2019年6月15日0时0分0秒(UTC)，卫星轨道状态X＝[R,V]^T和空间目标轨道状态X_T＝[R_T,V_T]^T，其空间几何关系如图2所示。同时给定卫星初始时刻的姿态四元数

和角速度ω。

R_S＝[6858.79511,0.00203,0.00942]^T(km)

V＝[0.00000,6.24669,4.37698]^T(km/s)

R_T＝[6674.11255,1541.85292,-622.64101]^T(km)

V_T＝[1.44099,-3.58977,6.55660]^T(km/s)

ω＝[0.1,0.1,0.1]^T(deg/s)

其中，R为卫星的地心惯性系位置，V为卫星的地心惯性系速度，R_T为空间目标在地心惯性系中的位置，V_T为空间目标的地心惯性系速度。

步骤S2：计算期望卫星姿态下的姿态四元数与卫星体坐标系三轴的空间单位矢量；

其中，步骤S2中所述的期望姿态下的卫星体坐标系三轴的空间单位矢量的求解包括以下步骤：

步骤S211：计算当前时刻的空间目标相对卫星的位置矢量R_r和速度矢量V_r：

步骤S212：设相机光轴与体坐标系z_b轴重合，z_b轴在由R_r和V_r构成的相对运动平面内运动，此时期望姿态对应的体坐标系三轴单位矢量发明人设计为：

式中，||·||为矢量的模；

步骤S2中所述的期望姿态四元数的求解包括以下步骤：

步骤S221：计算从惯性系到卫星体坐标系的转移矩阵M_I2B：

步骤S222：由M_I2B的元素a_ij(i,j＝1,2,3)计算姿态四元数：

式中，q₀为四元数的标部，q＝[q₁,q₂,q₃]^T为四元数的矢部，trM_I2B＝a₁₁+a₂₂+a₃₃；

步骤S4：求解体轴单位矢量的时间导数，即给出在期望姿态下体轴单位矢量的时间导数的解析表达；

其中，步骤S3中所述体轴单位矢量的时间导数的求解包括以下步骤：

步骤S31：计算相机光轴所在体坐标系z_b轴的单位矢量的时间导数：

步骤S32：计算相对速度矢量V_r的时间导数

其中，

为卫星的质心运动加速度，

为空间目标的质心运动加速度，

和

可以采用多种方法计算得到，例如可以采用一种较简便又不会产生跳变的计算方法：

V^p为t_p时刻的卫星速度矢量，

为t_p时刻的空间目标的速度矢量。由于速度变量不是角度量，不会出现跳变问题，不存在过零判断问题；

步骤S33：计算相机光轴所在体坐标系的x_b轴单位矢量的时间导数：

步骤S4：计算卫星的期望角速度，即给出期望姿态下相应角速度的解析表达：

步骤S5：设当前时刻的卫星姿态四元数为

角速度为ω，成控制力矩L_c，并根据控制力矩对卫星进行姿态调控：

L_c＝-KΔq-DΔω (11)

其中，

Δω＝ω-ω^*，K＝ksgn(Δq₀)I，D＝diag(d₁,d₂,d₃)，k＝1.62,d_i＝1.27(i＝1,2,3)，sgn(*)为符号函数，I为单位矩阵。

所得结果如图3、图4所示。将所得期望姿态四元数和角速度作为姿态控制器的参考输入，输入控制器中后，即可对卫星姿态进行模拟控制。

本实施例中的卫星对空间运动目标跟踪指向的期望姿态参数随时间变化的曲线如图3所示。由图3可得：本发明提供方法解算得到的期望角速度的Y、Z分量几乎为零，间接显示出相机光轴始终位于相对运动平面内，最大程度保证了相机视场对运动目标的捕获；期望姿态参数解析计算曲线光滑无突变，与姿态运动本质上的物理连续性一致，没有出现通过角度差分计算所得的角速度在角度过零时发生数值突变的问题。由图4可得，指向偏差由最初的110°逐渐收敛到接近0°，充分证明了本发明提供方法的有效性。

以上包含了本发明优选实施例的说明，这是为了详细说明本发明的技术特征，并不是想要将发明内容限制在实施例所描述的具体形式中，依据本发明内容主旨进行的其他修改和变型也受本专利保护。本发明内容的主旨是由权利要求书所界定，而非由实施例的具体描述所界定。

通过对附图，说明书和权利要求书的研究，在实施本发明时本领域技术人员可以理解和实现所公开的实施例的变形。在权利要求书中，术语“包括”不排除其他步骤或元素，而不定冠词“一个”或“一种”不排除多个。在彼此不同的从属权利要求中引用的某些措施的事实不意味着这些措施的组合不能被有利地使用。权利要求书中的任何参考标记不构成对本发明的范围的限制。

Claims (6)

1.天基空间运动目标跟踪指向卫星姿态控制方法,其特征在于，包括以下步骤：

S1、获取当前时刻的卫星轨道状态、姿态四元数和角速度和空间运动目标轨道状态；

S2、使空间运动目标在卫星相机视场中，获取期望卫星姿态下的姿态四元数与卫星体坐标系三轴的空间单位矢量，其中，期望卫星姿态下的卫星体坐标系三轴的空间单位矢量的获取过程为：

S211、计算当前时刻的空间运动目标相对卫星的位置矢量R_r和速度矢量V_r：

R_r＝R_T-R

V_r＝V_T-V

S212、设卫星上相机光轴与卫星体坐标系z_b轴重合，z_b轴在由R_r和V_r构成的相对运动平面内运动以使得空间运动目标在卫星相机视场中，此时期望姿态对应的卫星体坐标系三轴的空间单位矢量为：

式中，||·||为矢量的模；

S3、获取期望卫星姿态下的卫星体坐标系三轴的空间单位矢量的时间导数，具体包括：

S31、计算相机光轴所在体坐标系z_b轴的单位矢量的时间导数：

S32、计算相对速度矢量V_r的时间导数

式中，

为卫星的质心运动加速度，

为空间运动目标的质心运动加速度；

S33、计算相机光轴所在体坐标系的x_b轴单位矢量的时间导数：

S4、根据期望卫星姿态下的卫星体坐标系三轴的空间单位矢量及单位矢量的时间导数计算期望角速度，所述期望角速度的计算过程为：

S5、根据期望卫星姿态下的期望角速度与姿态四元数计算卫星的控制力矩，并根据控制力矩对卫星进行姿态调控。

2.根据权利要求1所述天基空间运动目标跟踪指向卫星姿态控制方法，其特征在于，步骤S1中，

卫星轨道状态为X＝[R,V]^T，R为卫星的地心惯性系位置，V为卫星的地心惯性系速度；

姿态四元数为

由卫星体坐标系相对地心惯性系定义；

角速度为ω＝[ω_x,ω_y,ω_z]^T，由卫星体坐标系相对地心惯性系定义；

空间运动目标轨道状态为X_T＝[R_T,V_T]^T，R_T为空间运动目标在地心惯性系中的位置，V_T为空间运动目标的地心惯性系速度。

3.根据权利要求1所述天基空间运动目标跟踪指向卫星姿态控制方法，其特征在于，步骤S2中期望卫星姿态下的姿态四元数的获取过程包括：

S221、计算从惯性系到卫星体坐标系的转移矩阵M_I2B：

S222、由M_I2B的元素a_ij(i,j＝1,2,3)计算姿态四元数：

trM_I2B＝a₁₁+a₂₂+a₃₃

式中，q₀为姿态四元数的标部，q＝[q₁,q₂,q₃]^T为姿态四元数的矢部。

4.根据权利要求1所述天基空间运动目标跟踪指向卫星姿态控制方法，其特征在于，步骤S32中，

所述卫星的质心运动加速度

的求取过程为：

式中，V^p为t_p时刻的卫星速度矢量；

所述空间运动目标的质心运动加速度

的求取过程为：

式中，

为t_p时刻的空间运动目标的速度矢量。

5.根据权利要求1所述天基空间运动目标跟踪指向卫星姿态控制方法，其特征在于，步骤S5中，所述控制力矩计算过程为：

L_c＝-KΔq-DΔω

Δω＝ω-ω^*

K＝ksgn(Δq₀)I

D＝diag(d₁,d₂,d₃)

式中，k,d_i(i＝1,2,3)为正值标量系数，根据具体卫星的转动惯量和执行机构能力进行设置；sgn(*)为符号函数；I为单位矩阵。

6.天基空间运动目标跟踪指向卫星姿态控制***，包括处理器与存储器，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至5中任一项所述方法的步骤。

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