一种敏捷卫星指向控制方法及系统与流程

本发明涉及敏捷卫星指向控制
技术领域：
，特别是一种敏捷卫星指向控制方法及系统。
背景技术：
：新一代敏捷卫星提出了超敏捷指向控制要求，即：除了要求视线指向机动速度快，更重要的是要求视线能够不作任何停留地灵活改变移动方向，使载荷视轴能够快速完成敏感目标快速扫描和凝视。针对这一类控制问题，传统方法一般是先将姿态角速度阻尼下来，然后机动到目标位置附近，再建立扫描角速度，即按照“阻尼-机动-起速-扫描”四个步骤才能完成一个目标扫描任务，这一过程中的相当一部分时间浪费在阻尼、起速过程，无法达到超敏捷的控制效果。技术实现要素：本发明的目的在于：克服现有技术的上述不足，提供一种敏捷卫星指向控制方法，通过角位移与扫描速度各自规划，再进行综合的办法，实现了阻尼、机动、起速的一体化控制，在一次目标机动过程中能即可完成从一个扫描状态到另一个扫描状态的敏捷机动，满足载荷对大范围、多目标进行快速扫描的任务需求。本发明的上述目的是通过如下技术方案予以实现的：一种敏捷卫星指向控制方法，包括如下步骤：步骤一、根据扫描目标的方位，设计从一个扫描目标到另一个扫描目标的指向目标转换路径，在此规划下始末角位移非零，而始末端角速度为零；步骤二、针对不同扫描条带的扫描速度(包括方向和速度)，通过多项式曲线，设计从一个扫描状态到另一个扫描状态的转换轨迹，在此规划下始末端角速度非零，而始末角位移为零；步骤三、将上述目标机动和扫描状态规划进行叠加，获得既能够完成目标转换又能够实现扫描速度转换的合成指向机动路径，从而满足目标角位移与扫描角速度的转换约束，此时始末角速度、始末端角位移均为非零；步骤四、根据合成的机动路径，计算姿态机动时的前馈补偿力矩，提升机动过程中的控制效果；本发明确保卫星指向能够不作任何停留地灵活改变移动方向，使载荷视线能够快速、敏捷地完成目标快速扫描和凝视。进一步的，在上述的一种敏捷卫星指向控制方法，所述的步骤一中，设计从一个扫描目标到另一个扫描目标的指向目标转换路径，规划方法为：设卫星视轴在初始时刻的指向在天球坐标系上的坐标为{ra1,dec1}，其中ra1为天球坐标系的赤经，dec1为天球坐标系的赤纬。由初始指向的天球坐标可以求得初始指向矢量z1：z1＝[cos(dec1)*cos(ra1)cos(dec1)*sin(ra1)sin(dec1)]t设卫星视轴的目标指向为{ra2,dec2}，其中ra2为目标指向的赤经，dec2为目标指向的赤纬。那么，由目标指向的天球坐标可以求得目标指向矢量z2：z2＝[cos(dec2)*cos(ra2)cos(dec2)*sin(ra2)sin(dec2)]t当卫星视轴从z1向z2扫描时，星体的转动轴可由如下矢量积求得：y＝z1×z2其中×为矢量积。根据z2和y两矢量，可采用矢量积进一步求得与z2和y两矢量均垂直的第三个矢量x：x＝z2×y那么在卫星达到目标指向时的卫星目标姿态矩阵cti为cti＝[xyz2]t根据目标姿态矩阵cti可求得目标四元数qti。根据卫星初始时刻的星体姿态qbi(可由星敏感器测量得到)，则卫星从初始姿态四元数qbi到目标姿态四元数qti的机动四元数δq可求得：其中为四元数乘法，qti-1为qti的逆。由所获得的机动四元数δq，从而确定欧拉转轴e和转角χ，根据正弦函数或bang-bang函数，即可完成卫星视轴从初始指向到目标指向的路径规划四元数qr(t)，且满足角位移非零、始末角速度为零。进一步的，在上述的一种敏捷卫星指向控制方法，所述的步骤二中，针对不同扫描条带的扫描速度(包括方向和速度)，通过多项式曲线，设计从一个扫描状态到另一个扫描状态的转换轨迹，其规划方法为：设初始时刻t0卫星姿态角速度为ωs，机动δq后到达目标指向位置的时刻为tf，并且需要建立的扫描角速度为ωf。在从角速度ωs转换到角速度ωf的过程中，卫星相对姿态qr(t)发生的姿态变化为qa(t)，采用123转序描述时的欧拉角为满足：qa(ts)＝qa(tf)＝[0001]tφa(ts)＝φa(tf)＝[000]tθa、ψa分别是qa(t)相对于路径规划四元数qr(t)所对应的姿态坐标系绕x轴、y轴和z轴旋转的角度；上述约束表明，在建立从ωs到ωf的过程中所产生的姿态变化不会改变卫星在初始时刻ts和末端时刻tf的卫星视轴指向，从而不影响步骤一的规划结果，而且因此，针对从φa(ts)到φa(tf)且满足上述约束的规划问题，采用多项式规划方法可得如下多项式曲线：θa(t)＝b5*t5+b4*t4+b3*t3+b2*t2+b1*t1+b0ψa(t)＝a5*t5+a4*t4+a3*t3+a2*t2+a1*t1+a0其中，18个多项式系数c0,…,c5,b5,…,b0,a5,…,a0通过如下18个边界条件确定：φa(ts)＝φa(tf)＝[000]t进一步的，在上述的一种敏捷卫星指向控制方法，所述的步骤三中，将上述目标机动和扫描状态规划进行叠加，获得既能够完成目标转换又能够实现扫描速度转换的合成指向机动路径，其合成方法为：设合成的姿态运动四元数为qt(t)，则进一步的，在上述的一种敏捷卫星指向控制方法，所述的步骤四中，根据合成的机动路径，计算姿态机动时的前馈补偿力矩，提升机动过程中的控制效果，其前馈补偿力矩ucmp计算方法为：其中j为整星转动惯量，ωt为式中ca为qa(t)对应的姿态矩阵。上式求导可得其中sa为从欧拉角变化率到角速度ωa的转换矩阵，在123转序下其表达式为则进一步的，本发明还提出敏捷卫星指向控制系统，包括：目标机动规划模块：根据扫描目标的方位，设计目标机动规划，即设计从一个扫描目标到另一个扫描目标的指向目标转换路径，在此规划下始末角位移非零，而始末端角速度为零；扫描状态规划模块：针对不同扫描条带的扫描速度，通过s曲线或者多项式曲线，设计扫描状态规划，即设计从一个扫描状态到另一个扫描状态的转换轨迹，在此扫描状态规划下始末端角速度非零，而始末角位移为零；叠加模块：将上述目标机动规划和扫描状态规划进行叠加，获得既能够完成目标转换又能够实现扫描速度转换的合成指向机动路径，从而满足目标角位移与扫描角速度的转换约束，此时始末角速度、始末端角位移均为非零；前馈补偿力矩模块：根据所述合成指向机动路径，计算敏捷卫星姿态机动时的前馈补偿力矩，完成敏捷卫星指向控制。本发明与现有技术相比具有如下优点：(1)本发明所述的规划方法相比单纯采用多项式规划，姿态控制力矩大幅降低，避免了机动力矩过大可能造成的姿态失控风险；(2)本发明基于解析方法进行指向规划，相比伪谱法等迭代方法，完全不需要迭代运算，有效节省了星上计算资源，有利于星上计算机的算法实现；(3)本发明所述的规划方法所确定的规划时间仅取决于目标点之间的主轴机动时间，是一个确定的时间，因此有利于实现多目标扫描的任务序列设计。附图说明图1为本发明扰动建模与抑制流程示意图；图2为本发明并联指向平台示意图。具体实施方式下面结合附图和具体实施例对本发明作进一步详细的描述：如图1所示，本发明提出一种敏捷卫星指向控制方法，步骤如下：步骤一、根据扫描目标的方位，设计从一个扫描目标到另一个扫描目标的指向目标转换路径，在此规划下始末角位移非零，而始末端角速度为零；设计从一个扫描目标到另一个扫描目标的指向目标转换路径，规划方法为：设卫星视轴在初始时刻的指向在天球坐标系上的坐标为{ra1,dec1}，其中ra1为天球坐标系的赤经，dec1为天球坐标系的赤纬。由初始指向的天球坐标可以求得初始指向矢量z1：z1＝[cos(dec1)*cos(ra1)cos(dec1)*sin(ra1)sin(dec1)]t设卫星视轴的目标指向为{ra2,dec2}，其中ra2为目标指向的赤经，dec2为目标指向的赤纬。那么，由目标指向的天球坐标可以求得目标指向矢量z2：z2＝[cos(dec2)*cos(ra2)cos(dec2)*sin(ra2)sin(dec2)]t当卫星视轴从z1向z2扫描时，星体的转动轴可由如下矢量积求得：y＝z1×z2其中×为矢量积。根据z2和y两矢量，可采用矢量积进一步求得与z2和y两矢量均垂直的第三个矢量x：x＝z2×y那么在卫星达到目标指向时的卫星目标姿态矩阵cti为cti＝[xyz2]t根据目标姿态矩阵cti可求得目标四元数qti。根据卫星初始时刻的星体姿态qbi(可由星敏感器测量得到)，则卫星从初始姿态四元数qbi到目标姿态四元数qti的机动四元数δq可求得：其中为四元数乘法，qti-1为qti的逆。由所获得的机动四元数δq，从而确定欧拉转轴e和转角χ，根据正弦函数或bang-bang函数，即可完成卫星视轴从初始指向到目标指向的路径规划四元数qr(t)，且满足角位移非零、始末角速度为零。步骤二、针对不同扫描条带的扫描速度(包括方向和速度)，通过多项式曲线，设计从一个扫描状态到另一个扫描状态的转换轨迹，在此规划下始末端角速度非零，而始末角位移为零；针对不同扫描条带的扫描速度(包括方向和速度)，通过多项式曲线，设计从一个扫描状态到另一个扫描状态的转换轨迹，其规划方法为：设初始时刻t0卫星姿态角速度为ωs，机动δq后到达目标指向位置的时刻为tf，并且需要建立的扫描角速度为ωf。在从角速度ωs转换到角速度ωf的过程中，卫星相对姿态qr(t)发生的姿态变化为qa(t)，采用123转序描述时的欧拉角为满足：qa(ts)＝qa(tf)＝[0001]tφa(ts)＝φa(tf)＝[000]tθa、ψa分别是qa(t)相对于路径规划四元数qr(t)所对应的姿态坐标系绕x轴、y轴和z轴旋转的角度；123转序是指按x轴、y轴、z轴的旋转顺序。上述约束表明，在建立从ωs到ωf的过程中所产生的姿态变化不会改变卫星在初始时刻ts和末端时刻tf的卫星视轴指向，从而不影响步骤一的规划结果，而且因此，针对从φa(ts)到φa(tf)且满足上述约束的规划问题，采用多项式规划方法可得如下多项式曲线：θa(t)＝b5*t5+b4*t4+b3*t3+b2*t2+b1*t1+b0ψa(t)＝a5*t5+a4*t4+a3*t3+a2*t2+a1*t1+a0其中，18个多项式系数c0,…,c5,b5,…,b0,a5,…,a0通过如下18个边界条件确定：φa(ts)＝φa(tf)＝[000]t步骤三、将上述目标机动和扫描状态规划进行叠加，获得既能够完成目标转换又能够实现扫描速度转换的合成指向机动路径，从而满足目标角位移与扫描角速度的转换约束，此时始末角速度、始末端角位移均为非零；将上述目标机动和扫描状态规划进行叠加，获得既能够完成目标转换又能够实现扫描速度转换的合成指向机动路径，其合成方法为：设合成的姿态运动四元数为qt(t)，则步骤四、根据合成的机动路径，计算姿态机动时的前馈补偿力矩，提升机动过程中的控制效果；本发明确保卫星指向能够不作任何停留地灵活改变移动方向，使载荷视线能够快速、敏捷地完成目标快速扫描和凝视。根据合成的机动路径，计算姿态机动时的前馈补偿力矩，提升机动过程中的控制效果，其前馈补偿力矩ucmp计算方法为：其中j为整星转动惯量，ωt为式中ca为qa(t)对应的姿态矩阵。是转角χ的一阶导数，ωa是对应的姿态角速度；上式求导可得其中sa为从欧拉角变化率到角速度ωa的转换矩阵，在123转序下其表达式为则实施例如图2所示，设卫星将视轴位置从p0(260.2°,17.5°)重定向天球坐标p1(285.0°,-5.0°)后沿星体x轴以0.01°/s进行扫描；当扫描到4500秒，立刻重定向至p2(300.0°,10.0°)并建立星体y轴的扫描速度(0.01°/s)，至6000秒，再重定向至p3(320.0°,-10°)，同时对视轴建立向p4(320.0°,-10.0°)的扫描速度，此时三轴姿态角速度为[0.0011,-0.0064,-0.014]t°/s，各机动目标及扫描速度如下表所示：目标天球坐标扫描速度(°/s)p0(260.2°,17.5°)[0.0,0.0,0.0]tp1(285.0°,-5.0°)[0.01,0.0,0.0]tp2(300.0°,10.0°)[0.0,0.01,0.0]tp3(320.0°,-10.0°)[0.0011,-0.0064,-0.014]tp4(300.0°,0.0°)[0.0011,-0.0064,-0.014]t本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。当前第1页12