一种航天器三超控制宽频多源多级的协同定姿方法及系统技术方案

本发明专利技术涉及一种航天器三超控制宽频多源多级的协同定姿方法及系统，解决航天器指向控制过程中测量敏感器难以给出大范围机动情况下的相对姿态测量问题，适用于空间视线指向控制领域。在相对轨道运动方程基础上，利用滤波估计获得追踪航天器和目标航天器的相对位置矢量、速度矢量。采用双矢量定姿方法建立目标指向姿态，并进一步通过滤波估计获得追踪航天器指向目标航天器的视线角速度信息，为航天器姿态指向控制系统提供准确的相对姿态和视线角速度信息。

【技术实现步骤摘要】
一种航天器三超控制宽频多源多级的协同定姿方法及系统
本专利技术属于航天器姿态控制领域，涉及一种航天器三超控制宽频多源多级的协同定姿方法及系统，能够有效解决航天器高精度姿态指向过程中的目标姿态信息的预测估计。
技术介绍
当前航天器对指向控制提出了三超(超高精度、超高稳定度、超敏捷)的要求，现有技术已经难以满足要求。观测任务期间，要求航天器中的光学载荷能够指向期望姿态，并进行高精度姿态跟踪与保持控制，以获取清晰稳定的目标星图像信息；而在整个跟踪过程中需要尽可能的保持航天器y轴(太阳翼)指向太阳进行能力获取，满足整星能源供应要求；因此，需要建立一种追踪航天器指向目标航天器过程中的相对位姿和视线角速度估计方法，实现追踪航天器对目标航天器的高平稳跟踪控制。
技术实现思路
本专利技术解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供了一种航天器三超控制宽频多源多级的协同定姿方法及系统，能够通过滤波估计获取航天器指向空间运动目标的目标姿态和视线角速度信息，为未来航天器光学载荷高精度控制提供基础。本专利技术的技术解决方案是：一种航天器三超控制宽频多源多级的协同定姿方法，包括如下步骤：(1)建立追踪航天器指向目标航天器的姿态参考坐标系，定义参考坐标系z轴为空间动目标指向矢量，即航天器本体zb轴；参考坐标系y为z轴与太阳光线矢量在地心惯性系投影的叉乘；x轴与y轴、z轴构成右手系。(2)建立追踪航天器、目标航天器轨道动力学方程，通过轨道外推计算追踪航天器与目标航天器在地心惯性系下的位置矢量和速度矢量，具体为：其中，rA＝[xAyAzA]T为追踪航天器位置矢量在地心惯性系下的表达；rB＝[xByBzB]T为目标航天器的位置矢量在地心惯性系下的表达；rA＝||rA||为追踪航天器质心与地心的距离；rB＝||rB||为目标航天器质心的与地心的距离；aj2,ej2为轨道摄动参数。μ为地球引力常数，μ＝3.986005×1014；为追踪航天器速度矢量在地心惯性系下的表达，为目标航天器的速度矢量在地心惯性系下的表达。(3)在步骤(2)的基础上，建立地心惯性系下追踪航天器与目标航天器相对轨道动力学方程，具体表达为其中，ρi＝[xiyizi]T为追踪航天器与目标航天器之间的相对位置在地心惯性系的表达；为追踪航天器与目标航天器之间的相对速度在地心惯性系的表达；为vi相对于时间的导数，U＝[fcxfcyfcz]T为追踪航天器与目标航天器之间的相对加速度在地心惯性系的表达；A11＝[03×3]，A12＝I3×3，B1＝[03×3]，B2＝I3×3，为目标航天器平均轨道角速度。(4)建立航天器姿态动力学模型，具体为其中，I＝diag(Ix,Iy,Iz)分别为航天器x轴、y轴、z轴的惯量在质心本体系下的表达。ω＝diag(ωx,ωy,ωz)为航天器三轴角速度。q为航天器姿态四元数；Ω(ω)为航天器姿态阵，ub为航天器姿态控制力矩在本体下的表达。表示矢量r的导数，其中r可为任意矢量；r×表示矢量r的反对称矩阵，其中r可为任意矢量；(5)通过滤波估计追踪航天器与目标航天器之间的相对位置和相对速度，包括如下步骤：(5-1)将地心惯性系下追踪航天器与目标航天器之间的相对轨道动力学方程离散化，得到离散化系统方程，具体为其中，ρik＝[xikyikzik]T为k时刻追踪航天器与目标航天器之间的相对位置在地心惯性系的表达；vik＝[vxikvyikvzik]T为k时刻追踪航天器与目标航天器之间的相对速度在地心惯性系的表达；Uk-1＝[fcx,k-1fcy,k-1fcz,k-1]T为k-1时刻追踪航天器与目标航天器之间的相对加速度在地心惯性系的表达；Wk-1为系统噪声；ΔT为离散步长。令将系统方程整理为Xk＝φk/k-1Xk-1+Bk-1Uk-1+Wk-1(5-2)利用航天器配置的相对测量敏感器获得地心惯性系下追踪航天器与目标航天器相对位置与速度相关的测量量，得到量测方程。具体为其中，Zk为地心惯性系下追踪航天器与目标航天器相对位置与速度相关的测量量；ρlk＝[xlkylkzlk]T为k时刻追踪航天器与目标航天器之间的相对位置在姿态参考坐标系的表达，且ρlk＝Cbiρik，Cbi为航天器本体系相对于地心惯性系的姿态余弦阵，||ρlk||和||ρik||分别为ρlk和ρik的大小；αk和βk为k时刻的视线角，Vk为量测噪声。将量测方程进一步线性化，可得Zk＝HkXk+Yk+Vk其中，为状态一步预测值；(5-3)根据离散化系统方程和量测方程，通过滤波估计地心惯性系下追踪航天器与目标航天器之间的相对位置。具体为1)利用状态方程对相对位置与速度进行一步预测：2)引入渐消因子来更新相对位置与速度预测协方差阵：其中，λk为渐消因子，Qk-1为系统噪声Wk-1的方差阵；Pk-1/k-1为上一步相对位置与速度估计的协方差阵；采用次优算法计算渐消因子：其中，tr(·)表示对矩阵求迹；0<κ≤1为遗忘因子。3)更新滤波增益：其中，Rk为量测噪声Vk的方差阵；4)更新相对位置与速度估计值：5)更新相对位置与速度估计协方差阵：Pk/k＝(I-KkHk)Pk/k-1则地心惯性系下追踪航天器与目标航天器之间的相对位置为地心惯性系下追踪航天器与目标航天器之间的相对速度为(6)通过追踪航天器与目标航天器之间的相对位置与速度，计算追踪航天器与目标航天器相对姿态信息，具体为追踪航天器指向目标航天器的z轴可表示为：为滤波估计获得的地心惯性系下追踪航天器与目标航天器之间的相对位置追踪航天器指向目标航天器的y轴可表示为：si为太阳光线矢量在地心惯性系投影追踪航天器指向目标航天器的x轴可表示为：x＝y×z；则追踪航天器指向目标航天器的目标姿态方向余弦阵可表示为：Csi＝[xyz]T追踪航天器指向目标航天器的相对目标姿态在本体下的表达为：qsb＝dcm2quat(Csb)其中，dcm2quat为方向余弦阵与四元数之间的转换函数。qsb为追踪航天器指向目标航天器的目标四元数。(7)通过追踪航天器与目标航天器之间的相对位置和相对速度估计，计算追踪航天器与目标航天器视线角速度信息，具体为其中，为滤波估计获得的地心惯性系下追踪航天器与目标航天器之间的相对位置，为滤波估计获得的地心惯性系下追踪航天器与目标航天器之间的相对速度。进一步的，本专利技术还提出一种航天器三超控制宽频多源多级的协同定姿系统，包括：姿态参考坐标系建立模块：建立追踪航天器指向本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种航天器三超控制宽频多源多级的协同定姿方法，其特征在于包括如下步骤：/n(1)建立航天器相对视线指向的姿态参考坐标系；/n(2)建立追踪航天器、目标航天器轨道动力学方程，通过轨道外推计算追踪航天器与目标航天器在地心惯性系下的位置矢量和速度矢量；/n(3)在步骤(2)的基础上，建立地心惯性系下追踪航天器与目标航天器相对轨道动力学方程；/n(4)建立航天器姿态动力学模型；/n(5)通过滤波估计追踪航天器与目标航天器之间的相对位置和相对速度；/n(6)通过追踪航天器与目标航天器之间的相对位置估计，计算追踪航天器与目标航天器相对姿态信息；/n(7)通过追踪航天器与目标航天器之间的相对位置和相对速度估计，计算追踪航天器与目标航天器视线角速度信息，从而完成航天器三超控制宽频多源多级的协同定姿。/n

【技术特征摘要】
1.一种航天器三超控制宽频多源多级的协同定姿方法，其特征在于包括如下步骤：
(1)建立航天器相对视线指向的姿态参考坐标系；
(2)建立追踪航天器、目标航天器轨道动力学方程，通过轨道外推计算追踪航天器与目标航天器在地心惯性系下的位置矢量和速度矢量；
(3)在步骤(2)的基础上，建立地心惯性系下追踪航天器与目标航天器相对轨道动力学方程；
(4)建立航天器姿态动力学模型；
(5)通过滤波估计追踪航天器与目标航天器之间的相对位置和相对速度；
(6)通过追踪航天器与目标航天器之间的相对位置估计，计算追踪航天器与目标航天器相对姿态信息；
(7)通过追踪航天器与目标航天器之间的相对位置和相对速度估计，计算追踪航天器与目标航天器视线角速度信息，从而完成航天器三超控制宽频多源多级的协同定姿。


2.根据权利要求1所述的一种航天器三超控制宽频多源多级的协同定姿方法，其特征在于：定义姿态参考坐标系z轴为空间动目标指向矢量，即航天器本体zb轴；参考坐标系y为z轴与太阳光线矢量在地心惯性系投影的叉乘；x轴与y轴、z轴构成右手系。


3.根据权利要求1所述的一种航天器三超控制宽频多源多级的协同定姿方法，其特征在于：所述步骤(2)建立航天器、空间动目标轨道动力学方程，通过轨道外推计算追踪航天器与目标航天器在地心惯性系下的位置矢量和速度矢量，具体为：



其中，rA＝[xAyAzA]T为追踪航天器位置矢量在地心惯性系下的表达；rB＝[xByBzB]T为目标航天器的位置矢量在地心惯性系下的表达；rA＝||rA||为追踪航天器质心与地心的距离；rB＝||rB||为目标航天器质心的与地心的距离；aj2,ej2为轨道摄动参数，μ为地球引力常数，μ＝3.986005×1014；为追踪航天器速度矢量在地心惯性系下的表达，为目标航天器的速度矢量在地心惯性系下的表达。


4.根据权利要求3所述的一种航天器三超控制宽频多源多级的协同定姿方法，其特征在于：步骤(3)建立地心惯性系下追踪航天器与目标航天器相对轨道动力学方程，具体表达为：



其中，ρi＝[xiyizi]T为追踪航天器与目标航天器之间的相对位置在地心惯性系的表达；为追踪航天器与目标航天器之间的相对速度在地心惯性系的表达；U＝[fcxfcyfcz]T为追踪航天器与目标航天器之间的相对加速度在地心惯性系的表达，为vi相对于时间的导数，A11＝[03×3]，A12＝I3×3，B1＝[03×3]，B2＝I3×3，


为空间动目标平均轨道角速度。


5.根据权利要求1所述的一种航天器三超控制宽频多源多级的协同定姿方法，其特征在于：步骤(4)所述航天器姿态动力学模型，具体为：



其中，I＝diag(Ix,Iy,Iz)分别为航天器x轴、y轴、z轴的惯量在本体坐标系下的表达，ω＝diag(ωx,ωy,ωz)为航天器三轴角速度，q为航天器姿态四元数；Ω(ω)为航天器姿态矩阵，ub为航天器姿态控制力矩在本体坐标系下的表达，表示矢量r的导数，其中r可为任意矢量；r×表示矢量r的反对称矩阵，其中r可为任意矢量。


6.根据权利要求...

【专利技术属性】
技术研发人员：宗红，关新，汤亮，袁利，王有懿，姚宁，张科备，郭子熙，冯骁，郝仁剑，刘昊，龚立纲，
申请(专利权)人：北京控制工程研究所，
类型：发明
国别省市：北京;11