一种基于组合滤波的航天器三超近零误差跟踪控制方法技术

一种基于组合滤波的航天器三超近零误差跟踪控制方法，适用于目标跟踪且具有载荷超高精度确定需求的领域。与传统的航天器星体平台单级姿态控制不同，本发明专利技术针对具有“超高精度指向”、“超高稳定度控制”、“超敏捷控制”等“三超”控制性能的航天器平台提出了基于组合滤波的星体‑载荷‑快反镜三级姿态协同控制方法，利用深度学习提高对目标的位姿解算，并从星体、载荷、快反镜三级系统逐级提高姿态控制精度，为光学载荷快速跟踪和高质量成像提供高精度姿态控制。本发明专利技术方法主要思路为：建立三级协同控制系统动力学模型；基于深度学习的目标航天器特征部位位姿解算；设计多级系统融合滤波器；设计三级协同控制系统控制器，包括带宽设计。

【技术实现步骤摘要】
一种基于组合滤波的航天器三超近零误差跟踪控制方法
本专利技术属于航天器姿态控制领域，涉及一种基于组合滤波的航天器三超近零误差跟踪控制方法。
技术介绍
航天器相对姿态跟踪是控制领域的一个核心问题，对于空间观测等许多任务的顺利实施具有着重要意义，当前航天器对相对姿态跟踪控制提出了三超(超高精度、超高稳定度、超敏捷)的要求，目标的跟踪精度、稳定度是相对姿态跟踪要研究的重要问题。三超平台正是瞄准这类光学载荷姿态高精度控制需求应运而生。目前，航天器普遍采用飞轮、控制力矩陀螺等含有高速转子的部件作为姿态控制系统的执行机构。这些高速转动部件不可避免地会产生高频抖动以及微振动，直接影响载荷的工作性能。从而航天器三级协同控制提出了需求。同时，卫星平台与目标航天器快速交会时相对运动速度很快，相对姿态变化也会变化很快，如何快速、精准的对目标进行位置姿态的测量，从而作为控制的输入，也是需要迫切研究的问题。目前的控制系统存在以下不足：1、无法实现星体的高频微振动的隔离抑制在目前航天器的姿态控制系统中，载荷和星体采用刚性连接。航天器星体中存在的挠性振动和高频微振动直接传递到载荷，造成光学载荷无法进一步提高成像质量。而传统的航天器姿态系统，受限于控制器带宽和执行机构的精度无法实现对挠性振动和高频微振动的主动控制，进一步提高星体的控制精度和稳定度受到限制。2、姿态确定高精度与高动态性能之间存在矛盾，无法同时实现传统的航天器控制系统中只有星体一级控制回路，不包含主动指向超静平台以及快反镜数学模型。受到光学敏感器测量原理限制，往往精度较高的姿态敏感器动态特性较差，动态特性较好的姿态敏感器测量精度较差，对高动态动目标的高精度跟踪需要航天器控制系统同时具备高动态、高精度的视线测量能力。因此有必要开发一种三级协同动目标跟踪控制方法，利用不同敏感器的优势使得控制系统同时具备高动态和高精度姿态确定能力，实现载荷的三超性能跟踪控制。3、难以实现对目标的快速。目前，目标特性数据的来源主要为地基探测，包括光学和雷达等设备。然而，地基设备的探测数据受限制因素太多，使得探测结果具有极大的不确定性。国内外在目标探测识别方面多集中在远距离情况下的点目标探测及在轨运动状态的识别方面，针对卫星本体、太阳帆板等重要特征部件的识别方面的研究较少。近年来，深度学习技术的发展，图像目标识别的效果得到了极大地提升，这给空间目标识别领域带来了新的方法手段。
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，提出了一种基于组合滤波的航天器三超近零误差跟踪控制方法，能够实现航天器的光学载荷高精度指向控制高稳定度控制，为未来航天器光学载荷超高精度指向、超高稳定度控制、高品质成像提供技术基础。本专利技术的技术解决方案是：一种基于组合滤波的航天器三超近零误差跟踪控制方法，包括如下步骤：(1)建立航天器多级系统的动力学模型；(2)对目标与航天器自身的相对姿态进行测量；(3)对步骤(2)得到的测量值进行滤波；(4)对步骤(1)中的航天器多级系统进行控制器设计；(5)对步骤(4)设计的控制器进行控制器参数设计，从而实现基于组合滤波的航天器三超近零误差跟踪控制。进一步的，所述航天器多级系统包括星体平台、主动指向超静平台、载荷、传感器系统以及快速反射镜；载荷为光学系统，用于对天体成像；快速反射镜安装在载荷内部，用于调节载荷光轴指向；传感器系统用于测量数据；星体平台用于支撑主动指向超静平台和载荷；主动指向超静平台安装于载荷和星体平台之间，其上平面与载荷相连，下平面与星体平台相连；主动指向超静平台由六个作动器构成，每个作动器均包括位移敏感器、弹簧-阻尼结构以及直线电机；位移敏感器用于测量直线电机的平动位移；弹簧-阻尼结构用于实现对星体平台高频振动的隔离；直线电机用于提供主动力，实现对载荷的姿态控制。进一步的，直线电机作为主动环节，弹簧-阻尼结构作为被动环节，弹簧-阻尼结构与直线电机并联安装；弹簧-阻尼结构包括并联的弹簧和阻尼器。进一步的，航天器多级系统的传感器系统包括星体陀螺、载荷测微敏感器、载荷相机、主动指向超静平台位移测量传感器以及快速反射镜位移测量传感器；星体陀螺测量星体的角速度；载荷测微敏感器测量载荷角速度；载荷相机测量自身与目标视线相对姿态；主动指向超静平台位移测量传感器测量载荷与星体的相对姿态；快速反射镜位移测量传感器测量快速反射镜与载荷的相对姿态；航天器通过施加载荷主动控制力矩实现对载荷的姿态控制；载荷测微敏感器采用测微光纤陀螺实现，精度比星体陀螺高一个数量级。进一步的，建立航天器多级系统的动力学模型，具体为：星体和载荷的动力学方程为：y＝Cx其中，状态变量Xp为与载荷相关状态量，Xb为与星体相关状态量，其表达式分别为：Xp＝[xp,yp,zp,θxp,θyp,θzp]T，Xb＝[xb,yb,zb,θxb,θyb,θzb]T其中，xp、yp、zp分别为载荷距离标称位置的位置矢量在惯性系下的分量，θxp、θyp、θzp分别为载荷相对惯性系的滚动、俯仰、偏航角；xb、yb、zb分别为星体相对标称位置的位置矢量在惯性系下的分量，θxb、θyb、θzb分别为星体相对惯性系的滚动、俯仰、偏航角；状态矩阵A,B,C分别表示为其中，Mp,Mb分别为载荷和星体广义惯量矩阵，Mp＝diag{mp,Ip}，Mb＝diag{mb,Ib}；其中mp，Ip分别为载荷的质量和转动惯量，mb，Ib分别为星体的质量和转动惯量；Kpp、Kpb、Kbp、Kbb分别为载荷传递到载荷、星体传递到载荷、载荷传递到星体、星体传递到星体的刚度矩阵；Cpp、Cpb、Cbp、Cbb分别为载荷传递到载荷、星体传递到载荷、载荷传递到星体、星体传递到星体的阻尼矩阵；阻尼阵和刚度阵的转换形式分别表示其中Jp和Jb分别为载荷和星体真实空间到作动器运动空间的雅可比矩阵，K和C分别为作动器的刚度矩阵和阻尼矩阵；输出变量表示为输入变量表示为u＝[udpudb+ucFa]T其中δl为各个作动器长度变化量列阵，udp、udb分别为作用在载荷和星体上的扰动力和力矩，uc为作用在星体上的控制力和控制力矩的列阵，为6维列阵，包含3维控制力和3维控制力矩；Fa为驱动器的控制力，In×n为n×n维单位矩阵，其中n为任意正整数；快反镜的动力学模型表示为：其中，TFSM为快反镜的控制周期。进一步的，所述步骤(2)对目标与航天器自身的相对姿态进行测量，具体为：(2-1)将地面卫星模型和卫星图片转化为在轨观测的图像形式，并利用滤波去除噪声：其中，为像素点x滤波后的协方差阵；C(y)为像素点y的协方差阵；S(x)为像素点x的搜索窗；ω(x,y)为滤波权重系数，C(x)为像素点x本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种基于组合滤波的航天器三超近零误差跟踪控制方法，其特征在于包括如下步骤：/n(1)建立航天器多级系统的动力学模型；/n(2)对目标与航天器自身的相对姿态进行测量；/n(3)对步骤(2)得到的测量值进行滤波；/n(4)对步骤(1)中的航天器多级系统进行控制器设计；/n(5)对步骤(4)设计的控制器进行控制器参数设计，从而实现基于组合滤波的航天器三超近零误差跟踪控制。/n

【技术特征摘要】
1.一种基于组合滤波的航天器三超近零误差跟踪控制方法，其特征在于包括如下步骤：
(1)建立航天器多级系统的动力学模型；
(2)对目标与航天器自身的相对姿态进行测量；
(3)对步骤(2)得到的测量值进行滤波；
(4)对步骤(1)中的航天器多级系统进行控制器设计；
(5)对步骤(4)设计的控制器进行控制器参数设计，从而实现基于组合滤波的航天器三超近零误差跟踪控制。


2.根据权利要求1所述的一种基于组合滤波的航天器三超近零误差跟踪控制方法，其特征在于：所述航天器多级系统包括星体平台、主动指向超静平台、载荷、传感器系统以及快速反射镜；
载荷为光学系统，用于对天体成像；
快速反射镜安装在载荷内部，用于调节载荷光轴指向；
传感器系统用于测量数据；
星体平台用于支撑主动指向超静平台和载荷；
主动指向超静平台安装于载荷和星体平台之间，其上平面与载荷相连，下平面与星体平台相连；主动指向超静平台由六个作动器构成，每个作动器均包括位移敏感器、弹簧-阻尼结构以及直线电机；
位移敏感器用于测量直线电机的平动位移；弹簧-阻尼结构用于实现对星体平台高频振动的隔离；直线电机用于提供主动力，实现对载荷的姿态控制。


3.根据权利要求2所述的一种基于组合滤波的航天器三超近零误差跟踪控制方法，其特征在于：直线电机作为主动环节，弹簧-阻尼结构作为被动环节，弹簧-阻尼结构与直线电机并联安装；弹簧-阻尼结构包括并联的弹簧和阻尼器。


4.根据权利要求2所述的一种基于组合滤波的航天器三超近零误差跟踪控制方法，其特征在于：航天器多级系统的传感器系统包括星体陀螺、载荷测微敏感器、载荷相机、主动指向超静平台位移测量传感器以及快速反射镜位移测量传感器；
星体陀螺测量星体的角速度；
载荷测微敏感器测量载荷角速度；
载荷相机测量自身与目标视线相对姿态；
主动指向超静平台位移测量传感器测量载荷与星体的相对姿态；
快速反射镜位移测量传感器测量快速反射镜与载荷的相对姿态；
航天器通过施加载荷主动控制力矩实现对载荷的姿态控制；载荷测微敏感器采用测微光纤陀螺实现，精度比星体陀螺高一个数量级。


5.根据权利要求2所述的一种基于组合滤波的航天器三超近零误差跟踪控制方法，其特征在于：建立航天器多级系统的动力学模型，具体为：
星体和载荷的动力学方程为：



y＝Cx
其中，状态变量Xp为与载荷相关状态量，Xb为与星体相关状态量，其表达式分别为：
Xp＝[xp,yp,zp,θxp,θyp,θzp]T，Xb＝[xb,yb,zb,θxb,θyb,θzb]T
其中，xp、yp、zp分别为载荷距离标称位置的位置矢量在惯性系下的分量，θxp、θyp、θzp分别为载荷相对惯性系的滚动、俯仰、偏航角；xb、yb、zb分别为星体相对标称位置的位置矢量在惯性系下的分量，θxb、θyb、θzb分别为星体相对惯性系的滚动、俯仰、偏航角；
状态矩阵A,B,C分别表示为






其中，Mp,Mb分别为载荷和星体广义惯量矩阵，Mp＝diag{mp,Ip}，Mb＝diag{mb,Ib}；其中mp，Ip分别为载荷的质量和转动惯量，mb，Ib分别为星体的质量和转动惯量；Kpp、Kpb、Kbp、Kbb分别为载荷传递到载荷、星体传递到载荷、载荷传递到星体、星体传递到星体的刚度矩阵；Cpp、Cpb、Cbp、Cbb分别为载荷传递到载荷、星体传递到载荷、载荷传递到星体、星体传递到星体的阻尼矩阵；阻尼阵和刚度阵的转换形式分别表示其中Jp和Jb分别为载荷和星体真实空间到作动器运动空间的雅可比矩阵，K和C分别为作动器的刚度矩阵和阻尼矩阵；
输出变量表示为



输入变量表示为
u＝[udpudb+ucFa]T
其中δl为各个作动器长度变化量列阵，udp、udb分别为作用在载荷和星体上的扰动力和力矩，uc为作用在星体上的控制力和控制力矩的列阵，为6维列阵，包含3维控制力和3维控制力矩；
Fa为驱动器的控制力，In×n为n×n维单位矩阵，其中n为任意正整数；
快反镜的动力学模型表示为：



其中，TFSM为快反镜的控制周期。


6.根据权利要求5所述的一种基于组合滤波的航天器三超近零误差跟踪控制方法，其特征在于：所述步骤(2)对目标与航天器自身的相对姿态进行测量，具体为：
(2-1)将地面卫星模型和卫星图片转化为在轨观测的图像形式，并利用滤波去除噪声：



其中，为像素点x滤波后的协方差阵；C(y)为像素点y的协方差阵；S(x)为像素点x的搜索窗；ω(x,y)为滤波权重系数，C(x)为像素点x的协方差阵，其计算公式分别为：
ω(x,y)＝exp(-d(X,Y)/h)
d(X,Y)＝lqln2+l(ln||C(x)||+ln||C(y)||-2ln||C(x)+C(y)||)
其中，l表示视数，q表示协方差阵的维数，h为滤波权重衰减因子。
(2-2)在滤波后的图像中，标注出航天器特征部位的外部轮廓；特征部位包括太阳帆板和星敏感器；
(2-3)将滤波后的图像和标注出的外部轮廓带入深度神经网络进行训练，建立特征部位的学习与参数模型；
(2-4)航天器在轨运行时，利用训练得到的学习与参数模型对目标航天器特征部位轮廓进行识别，并根据识别出的轮廓计算出特征部位的形心，该形心作为目标跟踪控制的目标姿态；
(2-5)由计算出的目...

【专利技术属性】
技术研发人员：袁利，汤亮，关新，王有懿，姚宁，宗红，张科备，郝仁剑，冯骁，郭子熙，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