一种异面轨道卫星的高精度指向跟踪控制方法技术

本发明专利技术涉及一种异面轨道卫星的高精度指向跟踪控制方法，包括如下步骤：1、建立刚体卫星的姿态动力学与运动学方程，并给出传递函数表达式；2、根据轨道信息建立合作目标的姿态及其运动规律，分析频谱特性；3、根据频域控制理论设计控制器，分析控制精度并给出参数设计规律。本发明专利技术针对异面轨道的指向跟踪任务，建立具有通用性的期望姿态及运动规律，能够避免运算的奇异；考虑惯量误差、执行机构输出误差及振动特性，设计的控制器能够满足频域指标和时域精度指标，可广泛应用于实际工程中。

【技术实现步骤摘要】
一种异面轨道卫星的高精度指向跟踪控制方法
本专利技术涉及一种异面轨道卫星的高精度指向跟踪控制方法，针对异面轨道卫星的轨道交汇瞬间目标姿态和目标角速度幅值大、变化快的问题，考虑惯量误差、执行机构高频振动和输出误差，实现高精度指向跟踪控制，保证系统的稳定裕度。本专利技术属于航天器姿态控制领域。
技术介绍
随航天技术的不断发展，航天器在军事和民用领域的应用越来越广泛，对航天器指向控制精度的要求越来越高。在某些空间任务如监视、抓捕和卫星编队等，需要航天器对异面轨道的目标进行指向跟踪，由于轨道交汇瞬间期望姿态与角速度幅值大、变化快，对目标星的指向跟踪难度也最大。因此，研究异面轨道卫星交汇瞬间的高精度指向控制方法，对于卫星执行在轨跟踪任务显得尤为重要。针对卫星的高精度指向跟踪控制，考虑星体的惯量不确定性和执行机构的扰动特性，目前已有控制方法有最优控制、H∞控制、滑模控制及智能控制方法等，以上方法几乎都在卫星指向控制中做过尝试，然而却难以在工程中得到应用。基于频域的控制器设计仍是解决卫星姿态控制问题的主要方法，指向控制精度、系统的鲁棒性与控制系统的带宽及稳定裕度直接相关，为避免传统PD控制器精度低、积分环节与系统稳定裕度矛盾的问题，本专利技术提出一种异面轨道卫星的高精度指向控制方法。
技术实现思路
本专利技术要解决的技术问题是：针对异面轨道卫星指向控制过程中，合作目标的姿态运动规律的确定、传统频域控制器设计中PD控制精度差、积分与系统稳定裕度矛盾的问题，考虑控制器输出的周期性、惯量的不确定性及执行机构扰动特性，提供一种非奇异目标姿态确定方法和指向跟踪控制器设计分析思路，能够保证频域稳定裕度，可用于异面轨道卫星的高精度指向跟踪控制。本专利技术解决上述技术问题采用的技术方案为：针对异面轨道的指向跟踪控制系统，首先，建立刚体航天器的姿态动力学模型，并用四元数描述其运动学，通过简化给出动力学传递函数；然后根据指向任务确定期望姿态及运动规律，保证跟踪星的视线轴始终指向目标星，并根据输入信号特性确定控制系统带宽；最后根据系统性能指标，设计一种PD+前馈+滞后校正+零阶保持器的指向跟踪控制器设计方法，保证系统的稳定裕度和指向精度，实现异面轨道卫星的高精度指向控制。具体实施步骤如下：步骤1：建立刚体卫星的姿态动力学和运动学方程，并简化得到动力学系统的传递函数。若坐标系OXbYbZb相对参考坐标系OXaYaZa的角速度在OXbYbZb中的分量列阵写为ω＝[ωxωyωz]T，四元数Q＝[q0q1q2q3]T，右上标“T”表示矩阵的转置，q0称为四元数的标部，q＝[q1q2q3]T称为四元数的矢部，则以四元数描述的姿态运动学方程可以写为其中，表示四元数矢部q的一阶时间导数，表示四元数标部q0的一阶时间导数；右上标“×”表示列阵的叉乘反对称斜方阵，即对于任意一个三维列阵x＝[x1x2x3]T，x1、x2、x3表示列阵x中的元素，则以中心刚体卫星为研究对象，不考虑平动影响，则卫星的姿态动力学模型可表示为其中，Ib为单刚体卫星相对于其质心ob且在其本体坐标系obxbybzb中的转动惯量矩阵，ωb＝[ωbxωbyωbz]T表示卫星的绝对角速度矢量在本体系下的分量列阵，表示ωb的一阶时间导数，Τcs表示控制力矩在本体系下的分量列阵，Τd表示扰动力矩在本体系下的分量列阵。为便于在频域进行控制器设计，假设卫星姿态角满足小角度假设，记广义四元数Θ＝2sgn(q0)q＝[θx,θy,θz]T，则Θ的一阶时间导数其中，sgn(·)为符号函数，为防止四元数符号突变而设置。因此，卫星的姿态动力学模型可简化为其中表示Θ的二阶时间导数，Tc表示广义控制力矩在本体系下的分量列阵，表达式为因此动力学系统的传递函数表达式为其中，Θ(s)、Tc(s)分别表示Θ、Tc的拉普拉斯变换，s表示拉普拉斯变换中的复变量。步骤2：建立目标姿态及其运动规律，分析频谱特性步骤2.1：建立期望坐标系oTxTyTzT，确定目标姿态四元数。期望坐标系定义规则如下：oTxTyTzT的三轴单位矢量分别记为和跟踪星轨道坐标系ooxoyozo的三轴单位矢量分别记为和从跟踪星到目标星质心的矢量记为定义期望坐标系原点oT与跟踪星轨道系原点oo重合，根据坐标系定义原则，轴定义与矢量指向一致，在地心赤道惯性坐标系中的方向余弦可以写为其中，表示地心赤道惯性坐标系中描述的跟踪星质心到目标星质心的矢量，定义为其中，分别为地心赤道惯性坐标系中描述的地心到目标星质心的矢量、地心到追踪星质心的矢量，这两个参数可由轨道预报或GPS输出直接得到。定义为与的叉乘方向。记中间变量为其中表示在地心赤道惯性坐标系中的方向余弦，计算方法如下其中，AIo为跟踪星的轨道坐标系到地心惯性坐标系的坐标变换矩阵，可由跟踪星的轨道要素计算得到；为跟踪星轨道坐标系yo轴的单位矢量在轨道坐标系中的分量列阵，为常值：则在地心赤道惯性坐标系中的方向余弦为根据右手定则，在地心赤道惯性坐标系中的方向余弦为得到和后，期望坐标系到地心赤道惯性坐标系的坐标变换矩阵AIT则可写为地心赤道惯性坐标系到期望坐标系的坐标变换矩阵ATI则为获得ATI后，可根据坐标变换矩阵与四元数的关系，即可求得相应的地心赤道惯性坐标系到期望坐标系的四元数QTI。步骤2.2：确定目标三轴角速度期望坐标系是一个动坐标系，为实现高精度指向跟踪，除求目标姿态四元数QTI外，还需要获得期望坐标系的三轴角速度以及角加速度。将求时间导数可得则由轨道预报或者GPS直接给出。将求时间导数可得其中E3表示单位矩阵。类似地，对求时间导数对求时间导数可得其中，可由下式计算得到其中为地心赤道惯性系中描述的跟踪星的轨道角速度，表达式为式中AIo表示跟踪星轨道坐标系到地心赤道惯性坐标系的转换矩阵，为轨道坐标系中描述跟踪星的轨道角速度。假设其轨道为圆轨道，此值在设计时可认为是常值，即式中ωo跟踪星的轨道角速率，可事先由轨道参数计算得到，作为预设参数。求得和后，将其变换到期望坐标系中其中分别表示在期望坐标系中的三轴分量，分别表示在期望坐标系中的三轴分量。此外，根据基本的刚体运动学，可以得到期望坐标系的三轴惯性角速度ωTI在指向跟踪坐标系中的分量列阵步骤2.3：确定目标三轴角加速度对任意矢量x有将求二阶时间导数可得式中为未知量，可通过以下算法求得矢量在轨道坐标系中近似为常值(圆轨道)，且轨道坐标系的角速度矢量也可以近似为常值(进动角速度极小，可忽略)，因此同样地，其中为地心赤道惯性系中描述的目标星的本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种异面轨道卫星的高精度指向跟踪控制方法，其特征在于，包括以下步骤：/n步骤1：建立刚体卫星的姿态动力学和运动学方程，并简化得到动力学系统的传递函数；/n若坐标系OX

【技术特征摘要】
1.一种异面轨道卫星的高精度指向跟踪控制方法，其特征在于，包括以下步骤：
步骤1：建立刚体卫星的姿态动力学和运动学方程，并简化得到动力学系统的传递函数；
若坐标系OXbYbZb相对参考坐标系OXaYaZa的角速度在OXbYbZb中的分量列阵写为ω＝[ωxωyωz]T，四元数Q＝[q0q1q2q3]T，右上标“T”表示矩阵的转置，q0称为四元数的标部，q＝[q1q2q3]T称为四元数的矢部，则以四元数描述的姿态运动学方程写为



其中，表示四元数矢部q的一阶时间导数，表示四元数标部q0的一阶时间导数；右上标“×”表示列阵的叉乘反对称斜方阵，即对于任意一个三维列阵x＝[x1x2x3]T，x1、x2、x3表示列阵x中的元素，则



在中心刚体卫星中，不考虑平动影响，则卫星的姿态动力学方程表示为



其中，Ib为单刚体卫星相对于其质心ob且在其本体坐标系obxbybzb中的转动惯量矩阵，ωb＝[ωbxωbyωbz]T表示卫星的绝对角速度矢量在本体系下的分量列阵，表示ωb的一阶时间导数，Τcs表示控制力矩在本体系下的分量列阵，Τd表示扰动力矩在本体系下的分量列阵；
为便于在频域进行控制器设计，采用姿态角度假设，记广义四元数Θ＝2sgn(q0)q＝[θx,θy,θz]T，则Θ的一阶时间导数其中，sgn(·)为符号函数，为防止四元数符号突变而设置；因此，卫星的姿态动力学方程简化为



其中表示Θ的二阶时间导数，Tc表示广义控制力矩在本体系下的分量列阵，表达式为因此动力学系统的传递函数表达式为



其中，Θ(s)、Tc(s)分别表示Θ、Tc的拉普拉斯变换，s表示拉普拉斯变换中的复变量；
步骤2：建立目标姿态及其运动规律，分析频谱特性
步骤2.1：建立期望坐标系oTxTyTzT，确定目标姿态四元数；
期望坐标系定义规则如下：oTxTyTzT的三轴单位矢量分别记为和跟踪星轨道坐标系ooxoyozo的三轴单位矢量分别记为和从跟踪星到目标星质心的矢量记为定义期望坐标系原点oT与跟踪星轨道系原点oo重合，根据坐标系定义原则，轴定义与矢量指向一致，在地心赤道惯性坐标系中的方向余弦写为



其中，表示地心赤道惯性坐标系中描述的跟踪星质心到目标星质心的矢量，定义为



其中，分别为地心赤道惯性坐标系中描述的地心到目标星质心的矢量、地心到追踪星质心的矢量，这两个参数由轨道预报或GPS输出直接得到；

定义为与的叉乘方向；记中间变量为



其中表示在地心赤道惯性坐标系中的方向余弦，计算方法如下



其中，AIo为跟踪星的轨道坐标系到地心惯性坐标系的坐标变换矩阵，由跟踪星的轨道要素计算得到；为跟踪星轨道坐标系yo轴的单位矢量在轨道坐标系中的分量列阵，为常值：



则在地心赤道惯性坐标系中的方向余弦为



根据右手定则，在地心赤道惯性坐标系中的方向余弦为



得到和后，期望坐标系到地心赤道惯性坐标系的坐标变换矩阵AIT则写为



地心赤道惯性坐标系到期望坐标系的坐标变换矩阵ATI则为



获得ATI后，根据坐标变换矩阵与四元数的关系，即求得相应的地心赤道惯性坐标系到期望坐标系的四元数QTI；
步骤2.2：确定目标三轴角速度
期望坐标系是一个动坐标系，除求目标姿态四元数QTI外，还需要获得期望坐标系的三轴角速度以及角加速度；
将求时间导数得到




则由轨道预报或者GPS直接给出；将求时间导数得到



其中E3表示单位矩阵；
对求时间导数



对求时间导数得到



其中，由下式计算得到



其中为地心赤道惯性系中描述的跟踪星的轨道角速度，表达式为



式中AIo表示跟踪星轨道坐标系到地心赤道惯性坐标系的转换矩阵，为轨道坐标系中描述跟踪星的轨道角速度；设其轨道为圆轨道，此值在设计时认为是常值，即



式中ωo跟踪星的轨道角速率，事先由轨道参数计算得到，作为预设参数；
求得和后，将其变换到期望坐标系中



其中分别表示在期望坐标系中的三...

【专利技术属性】
技术研发人员：吴晗，金磊，
申请(专利权)人：北京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：北京;11