一种基于光学敏感器的卫星姿态控制试验方法与流程

本申请涉及航天技术领域，具体涉及一种卫星姿态控制试验方法，尤其是基于光学敏感器的卫星姿态控制的在地试验方法，又称卫星姿态控制仿真系统。

背景技术：

卫星姿态控制系统是卫星系统的核心部分，它能使卫星在空间中对特定参考系保持在特定的方位上，是卫星得以稳定和执行任务的关键。尤其是天文观测卫星，其对卫星探测能力有较高的要求，因此，希望天文观测卫星能够有更高的姿态精度和稳定度。例如，天基多波段空间变源监视器卫星(spacevariableobjectsmonitor，svom)对姿态稳定度要求达到0.8角秒/100s。由于卫星的研制和发射成本均较高，因此在卫星姿态控制系统的研制过程中，需要先在地面对该系统的功能和/或性能进行相应的试验，以保证卫星发射后在轨任务的顺利完成。针对系统的在地试验又称之为系统仿真试验。

系统仿真是从方案验证、产品性能验收到故障仿真等卫星研制全过程中的一个极其重要的手段，主要分为数学仿真、半物理仿真和全物理仿真。其主要意义有：

1.验证卫星控制系统方案设计的正确性，为卫星研究研制提供可靠的方案保证，减少不必要的损失；

2.检验卫星控制系统模型与实际部件的性能是否相符，测试和论证卫星控制系统实际部件的可靠性和稳定性；

3.进行故障仿真和故障对策研究，从而提高卫星的抗故障能力，保证卫星运行的容错性能，提高卫星的稳定性和可靠性；

4.从总体上检验被测系统的电性能和极性设计是否正确，并实时检验被仿真系统部件与计算机之间的信息交换过程。提供实时数据给用户，以便用户进行分析和处理等。

刘飞等人为验证通过调整卫星本体姿态而实现精确跟瞄的可行性，设计出了基于单轴气浮转台，以反作用轮和精密轮为执行机构，ccd摄像机与dsp图像处理器为光学系统，以pid算法为跟踪控制器算法的跟瞄地面实验系统。并提出了跟踪控制方案。并以一个典型工况为例，测试出了跟瞄实验系统的精度。该实验结果表明，当摄像机距离目标2.5米，而目标视线以1mrad/s的速度转动时，跟瞄实验系统的跟踪误差小于0.051mrad，从而验证了通过调整卫星本体姿态实现精跟瞄的可行性。(刘飞，董云飞.基于单轴气浮台的空间跟瞄地面试验的设计与实现[j].计算机测量与控制,2010.18(3):626-628)

然而，现有技术的姿态仿真系统中，数学仿真系统不能真实模拟单机工作方式，全物理仿真建设成本高，而三轴气浮台仿真系统对姿态的调整角度较小，而单轴气浮仿真系统不能模拟光学敏感器的实际目标移动变化。

因此，本领域迫切需要开发一种姿态控制仿真系统，其可模拟光学敏感器的实际目标移动变化，从而可运用于基于光学敏感器的卫星姿态仿真，即在地试验。

技术实现要素：

本申请之目的在于提供一种于光学敏感器的卫星姿态控制试验方法。

为了实现上述目的，本申请提供下述技术方案。

本发明的第一方面提供了上述方法的实现步骤，包括a)根据星上高精度导星敏感器的工作原理，设计高精度导星模拟器；b)通过控制振镜来模拟光学目标在探测器上的移动；c)通过图像处理和偏差计算来提取姿态信息；和d)导星模拟器的测量信息的运用。

与现有技术相比，本申请的有益效果在于能够模拟光学敏感器的事迹目标移动变化。

附图说明

图1是本申请的高精度导星模拟器的示意图。

图2是本申请的高精度导星模拟器的成像原理示意图。

图3是本申请的高精度导星模拟器的闭环验证试验的原理图。

具体实施方式

下面将结合附图以及本申请的实施例，对本申请的技术方案进行清楚和完整的描述。

本申请涉及一种基于光学敏感器的卫星姿态控制试验方法，其包括如下步骤：

a)根据星上高精度导星敏感器(fgs)的工作原理，设计高精度导星模拟器(fgs模拟器)；

b)通过控制振镜来模拟光学目标在探测器上的移动；

c)通过图像处理和偏差计算来提取姿态信息；

d)导星模拟器的测量信息的运用。

具体而言，在步骤a)高精度导星模拟器的设计中，所述高精度导星模拟器由1)模拟星点光学系统组件，2)星点分光光学系统组件，和3)高精度导星敏感器(fgs)组成。如图1所示，所述模拟星点光学系统组件包括至少一光源、至少一星点板和至少一平行光管。通过光源、星点板和平行光管可模拟出光线从无穷远发射过来的星点。所述星点分光光学系统组件包括至少一分光棱镜、至少一振镜和至少一反射镜。来自平行光管的星点通过分光棱镜分成两路，一路通过反射镜，另一路通过振镜。振镜的零点和反射镜相对于分光棱镜存在一定的偏差，可使同一束光线经过分光光学系统出去后变成两路方向不同的光线，最终分光光学系统把原来的一组星点变成相互对应的两组星点。其中，经过振镜反射的一路光线所产生的星点为运动点，其运动特征和振镜的运动特征相同，经过反射镜的一路光线所产生的星点为参考点，其运动特征反映了试验环境的振动干扰。所述高精度导星敏感器包括至少一光学镜头、至少一探测器、至少一图像处理电路和至少两路输出接口。光学镜头和探测器将光学信号转化为探测图像，经过图像处理电路提取星点位置经输出接口输出位置信息和显示像点图像。

在步骤b)通过控制振镜来模拟光学目标在探测器上的移动中，其输入信息和输出信息分别如下：

输入信息：第n和n+1个处理周期动力学输出本体系相对于惯性系的姿态四元数运动点在探测器上的位置信息

常值参数：光学镜头焦距f＝0.5m；

输出信息：第n个处理周期的振镜控制转动增量(δαⁿ,δβⁿ)；

处理流程：

第n个处理周期的运动点在高精度导星敏感器坐标系内的对应矢量为：

上标t表示转置。

矩阵转置定义：设a为m×n矩阵，第i行第j列的元素是a(i,j)，即a＝a(i,j)，定义a的转置为一个n×m矩阵b，满足b＝a(j,i)，记为a^t＝b。

是对应的单位化矢量，计算方法如下：

(为矢量的模值)

第n+1个处理周期的运动点在高精度导星敏感器坐标系内的对应矢量为：

其中，r(q)表示四元数q＝[q0q1q2q3]^t对应的转换矩阵，

由以下公式得到第n+1个周期内探测到的运动点在探测器坐标系内的理论坐标位置

第n个处理周期运动点坐标到第n+1个处理周期运动点坐标的运动可通过平移(δxⁿ,δyⁿ)和旋转γⁿ实现，通过下两式计算：

其中，平移量(δxⁿ,δyⁿ)可通过振镜摆动实现。

第n个处理周期，δαⁿ是振镜水平转角，δβⁿ是振镜垂直转角，由下式计算

在步骤c)中，对高精度导星模拟器输出的星点位置信息进行姿态偏差计算。

已知高精度导星模拟器在第n个处理周期输出的两个运动点在探测器上的坐标为和一个参考点坐标为计算姿态偏差dqⁿ。

通过运动点与参考点位置作差可以消除环境噪声对探测器像点位置的影响，如下式所示：

注：单位为毫米。

其中，为去除环境噪声后的星点坐标。

以探测器中心为原点，横轴为x轴，纵轴为y轴，光轴方向为z轴，建立探测器坐标系oxfyfzf，本仿真系统中假设其与卫星本体坐标系oxbybzb重合，如图2所示。

其中，γⁿ为卫星姿态变化需要附加到探测器输出的旋转角度。

单位化得到星光矢量k＝1,2。

由第n个处理周期的星光矢量dv1ⁿ,与第1个处理周期的对应矢量dv1¹,通过双矢量定姿得到第n个处理周期卫星姿态相对于第1个处理周期的姿态偏差四元数dqⁿ。

双矢量定姿算法如下：

其中，×表示矢量叉乘，如

u×v＝[uxuyuz]^t×[vxvyvz]^t＝[uyvz-uzvyuzvx-uxvzuxvy-uyvx]^t

姿态矩阵a计算如下：

对应的姿态四元数计算如下：

在步骤d)中，通过导星模拟器测量信息在姿态控制闭环。在本申请的一个实施例中，同一光源经过45°分光棱镜得到两个光束，分别为光路a和光路b。光路a作为恒定的参考光束，光路b通过振镜反射。两束光在高精度导星模拟器的探测器ccd(charge-coupleddevice电荷耦合元件)上形成两个亮斑，像点坐标分别为a(x1,y1)、b(x2,y2)，振镜小角度摆动，模拟卫星平台运动。通过质心提取算法及姿态解算求出卫星姿态四元数偏差，作为整个半物理试验系统的输入引入姿控闭环。姿控闭环除光学导星敏感器外均使用数学模型，包括定姿算法、控制算法、执行部件、动力学模型及敏感器测量模型。

已知，星敏感器测量输出四元数为陀螺测量输出角速度为其中和分别为星敏感器和陀螺测量误差，和分别为姿态动力学和运动学输出四元数和角速度。

为四元数乘法，示例如下：

简化动力学和运动学模型如下：

mc+md＝iω+ω×iω

其中，md表示干扰力矩，

由星敏感器第1个处理周期输出四元数和第n个处理周期高精度导星模拟器输出的姿态偏差四元数dqⁿ，通过下式计算导星模拟器惯性系下绝对姿态四元数

简化控制器输出模型如下：

其中，qt和ωt分别为目标姿态四元数和角速度，kp和kd分别为控制参数，单次任务重均为已知数值。

执行机构反作用轮模型如下：

mc＝kwheeltc+me

其中，kwheel为反作用轮力矩参数，me为输出力矩误差，mc为控制力矩输出至动力学模型。

由此，将高精度导星模拟器输出姿态偏差四元数引入到姿态控制闭环中，通过观察姿态动力学与运动学输出的和来评估闭环控制仿真效果。

上述对实施例的描述是为了便于本技术领域的普通技术人员能理解和应用本申请。熟悉本领域技术的人员显然可以容易地对这些实施例做出各种修改，并把在此说明的一般原理应用到其它实施例中而不必付出创造性的劳动。因此，本申请不限于这里的实施例，本领域技术人员根据本申请披露的内容，在不脱离本申请范围和精神的情况下做出的改进和修改都本申请的范围之内。