一种视频卫星对运动目标的凝视跟踪控制方法及系统技术方案

本发明专利技术公开了一种视频卫星对运动目标的凝视跟踪控制方法及系统，旨在解决视频卫星对一类地面运动的目标进行凝视跟踪控制的问题。首先，基于双矢量方法计算卫星相对于地球惯性坐标系的期望姿态四元素；然后，进一步计算卫星的期望姿态角速度和期望姿态角加速度；接下来建立卫星的姿态运动学和动力学方程；之后基于误差四元数和误差姿态角速度，建立视频卫星对运动目标的凝视姿态跟踪模型；最后设计PD控制器进行卫星的姿态控制。本发明专利技术能够在跟踪静止以及低、中、高速运动目标时，均能保证较好的控制收敛性，且响应速度快，鲁棒性好，本发明专利技术可为视频卫星对运动目标凝视跟踪姿态控制器的设计提供技术参考和支持。设计提供技术参考和支持。设计提供技术参考和支持。

【技术实现步骤摘要】
一种视频卫星对运动目标的凝视跟踪控制方法及系统


[0001]本专利技术属于视频卫星设计领域，具体涉及一种视频卫星对运动目标的凝视跟踪控制方法及系统。

技术介绍

[0002]视频卫星是最近几年发展起来的一种新型对地观测卫星，是一种采用视频成像、视频数据实时传输、工作方式为人在回路交互式操作的小卫星，与传统的对地观测卫星相比，其最大的特点是可以对某一目标区域进行“凝视”观测，获取该区域连续的视频信息。目前，已有一定数量的视频卫星在轨运行，其中国外的有：印度尼西亚的LAPAN—TUBSAT卫星、美国的Skysat系列卫星等；国内的有：“天拓二号”卫星、“吉林一号”卫星等。视频卫星对抢险救灾、战场监控、交通监测等发挥着至关重要的作用。所谓视频卫星凝视成像，是指卫星在对地观测过程中，通过姿态控制系统实时调整卫星的姿态，使其光学遥感器始终对准某一目标区域并进行连续拍摄，获取目标区域的视频数据。
[0003]近年来，人们对视频卫星的姿态凝视跟踪问题进行了大量研究并且积累了丰富的实践经验。文献“Adaptive attitude tracking control for rigid spacecraft with finite
‑
time convergence”(作者：Kunfeng Lu,Yuanqing Xia；期刊：Automatica；年份：2013；卷：49；页码3591
–
3599)根据刚体动力学推导了基于误差四元数和误差角速度的卫星姿态跟踪运动学方程和动力学方程，设计了一种自适应有限时间终端滑模控制方法，很好的满足了卫星姿态控制快速性和高精度两个要求；文献“低轨对地凝视卫星姿态控制”(作者：邬树楠，孙兆伟，叶东；期刊：上海航天；年份：2010；页码：15
‑
19)在低轨卫星对地凝视的姿态控制研究中采用了一种变结构控制律，该控制较传统PD控制响应速度更快，具有较好的鲁棒性，而且能有效增加对地凝视时间；文献“Adaptive Fuzzy Sliding Mode Control For Flexible Satellite”(作者：Ping Guan,Xiang
‑
Jie Liu,Ji
‑
Zhen Liu；期刊：Engineering Application of Artificial Intelligence；年份：2005；卷：18；页码：451
‑
459)针对航天器的姿态跟踪控制问题，提出了自适应模糊滑模控制方法，将模糊规则运用到滑模控制中的到达控制部分，使得控制增益得到动态减小，抖振得到有效的减弱；文献“视频小卫星对地凝视高稳定度姿态控制方法研究”(作者：黄富强；单位：国防科学技术大学；类型：硕士学位论文；年份：2016)以视频卫星对多目标凝视成像的任务需求为研究对象，提出了一种基于混合双层编码遗传算法的多指标优化凝视观测任务规划方法，该方法能计算得到对多目标观测时使指标函数达到最优的观测顺序；文献“低轨对地凝视卫星姿态模糊控制器设计”(作者：孙兆伟，梁朝海，邬树楠；期刊：上海航天；年份：2010；卷(期)：27(6)；页码：1
‑
5)以视频卫星凝视成像精度高、成像时间长为目标，设计了一种滑模控制率，并且采用干扰观测器来抑制滑模控制的固有振颤，设计的控制器能明显改善响应速度，并有效减弱了振颤问题。但是，上述现有技术文献资料都是针对地面固定目标开展的凝视跟踪控制研究，没有考虑地面运动目标的凝视跟踪问题。

技术实现思路

[0004]本专利技术要解决的技术问题是：提供一种视频卫星对运动目标的凝视跟踪控制方法及系统，旨在解决视频卫星对一类地面运动的目标进行凝视跟踪控制的问题。
[0005]为了解决上述技术问题，本专利技术所采用的技术方案是：
[0006]一种视频卫星对运动目标的凝视跟踪控制方法，在运动目标的凝视跟踪控制时，针对预设的视频卫星姿态凝视跟踪模型采用PD控制器进行卫星的姿态控制，所采用PD控制器的函数表达式为：
[0007][0008]上式中，T为所述PD控制器输出的控制力矩；系数K
p
＝e
5a
·
k
p
，系数K
d
＝[(1
‑
e
‑
5a
)]·
k
d
，其中系数k
p
、k
d
是常值正定矩阵，q
eυ
为姿态误差四元数q
e
的矢量；w
e
为姿态误差角速度；A(q
e
)为期望坐标系到卫星本体坐标系的转换矩阵，q
e
为姿态误差四元数；w
t
为期望姿态角速度，为期望姿态角速度w
t
的导数；J为卫星转动惯量，h为执行机构的动量矩；其中：
[0009][0010]其中，q
e0
为姿态误差四元数q
e
的标量，I表示单位矩阵，I3表示三阶单位矩阵；上标T表示矩阵的转置；(
·
)
×
表示斜对称矩阵算子，对任意向量x＝[x
1 x
2 x3]T
，有且斜对称矩阵算子为：
[0011][0012]可选地，所述预设的视频卫星姿态凝视跟踪模型的函数表达式为：
[0013][0014]上式中，J为卫星转动惯量，为姿态误差角速度的导数，w
e
为姿态误差角速度，A(q
e
)为期望坐标系到卫星本体坐标系的转换矩阵，w
t
为期望姿态角速度，为期望姿态角速度的导数，q
e0
为姿态误差四元数q
e
的标量，q
ev
为姿态误差四元数q
e
的矢量，(
·
)
×
表示斜对称矩阵算子，T为PD控制器输出的控制力矩，T
d
为干扰力矩。
[0015]可选地，所述针对预设的视频卫星姿态凝视跟踪模型采用PD控制器进行卫星的姿态控制之前还包括推导视频卫星姿态凝视跟踪模型的步骤：
[0016]S1、基于双矢量方法计算视频卫星相对于地球惯性坐标系的期望姿态四元素；；
[0017]S2、计算视频卫星的期望姿态角速度和期望姿态角加速度；
[0018]S3、建立视频卫星的姿态跟踪运动学方程和姿态跟踪动力学方程；
[0019]S4、基于误差四元数和误差姿态角速度，建立视频卫星对运动目标的凝视姿态跟踪模型。
[0020]可选地，步骤S1包括：
[0021]S1.1、坐标系定义：地球惯性坐标系O
i
‑
X
i
Y
i
Z
i
，选用J2000.0坐标系，以地心为坐标系原点，O
i
Z
i
轴指向J2本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种视频卫星对运动目标的凝视跟踪控制方法，在运动目标的凝视跟踪控制时，针对预设的视频卫星姿态凝视跟踪模型采用PD控制器进行卫星的姿态控制，其特征在于，所采用PD控制器的函数表达式为：上式中，T为所述PD控制器输出的控制力矩；系数系数其中系数k
p
、k
d
是常值正定矩阵，q
ev
为姿态误差四元数q
e
的矢量；w
e
为姿态误差角速度；A(q
e
)为期望坐标系到卫星本体坐标系的转换矩阵，q
e
为姿态误差四元数；w
t
为期望姿态角速度，为期望姿态角速度w
t
的导数；J为卫星转动惯量，h为执行机构的动量矩；其中：其中，q
e0
为姿态误差四元数q
e
的标量，I表示单位矩阵，I3表示三阶单位矩阵；上标T表示矩阵的转置；(
·
)
×
表示斜对称矩阵算子，对任意向量x＝[x
1 x
2 x3]
T
，有且斜对称矩阵算子为：2.根据权利要求1所述的视频卫星对运动目标的凝视跟踪控制方法，其特征在于，所述预设的视频卫星姿态凝视跟踪模型的函数表达式为：上式中，J为卫星转动惯量，为姿态误差角速度的导数，w
e
为姿态误差角速度，A(q
e
)为期望坐标系到卫星本体坐标系的转换矩阵，w
t
为期望姿态角速度，为期望姿态角速度的导数，q
e0
为姿态误差四元数q
e
的标量，q
ev
为姿态误差四元数q
e
的矢量，(
·
)
×
表示斜对称矩阵算子，T为PD控制器输出的控制力矩，T
d
为干扰力矩。3.根据权利要求2所述的视频卫星对运动目标的凝视跟踪控制方法，其特征在于，所述针对预设的视频卫星姿态凝视跟踪模型采用PD控制器进行卫星的姿态控制之前还包括推导视频卫星姿态凝视跟踪模型的步骤：S1、基于双矢量方法计算视频卫星相对于地球惯性坐标系的期望姿态四元素；；S2、计算视频卫星的期望姿态角速度和期望姿态角加速度；S3、建立视频卫星的姿态跟踪运动学方程和姿态跟踪动力学方程；S4、基于误差四元数和误差姿态角速度，建立视频卫星对运动目标的凝视姿态跟踪模型。4.根据权利要求3所述的视频卫星对运动目标的凝视跟踪控制方法，其特征在于，步骤S1包括：S1.1、坐标系定义：地球惯性坐标系O
i
‑
X
i
Y
i
Z
i
，选用J2000.0坐标系，以地心为坐标系原点，O
i
Z
i
轴指向J2000.0年平赤道的极点，O
i
X
i
轴指向J2000.0平春分点，O
i
Y
i
轴与O
i
X
i
轴和O
i
Z
i
轴构成右手坐标系；地球固连坐标系为O
e
‑
X
e
Y
e
Z
e
，以地心为坐标系原点，O
e
Z
e
指向地球北
极，O
e
X
e
指向地球赤道面与格林尼治子午线的交点，O
e
Y
e
在赤道平面内与O
e
X
e
轴和O
e
Z
e
轴构成右手坐标系；卫星本体坐标系为O
b
‑
X
b
Y
b
Z
b
，以卫星的质心为坐标系原点，三个坐标轴方向分别沿着卫星本体惯量主轴的三个方向；期望坐标系O
t
‑
X
t
Y
t
Z
t
，以卫星本体坐标系为参考，坐标系原点为卫星质心，并根据目标姿态角确定期望坐标系相对卫星本体坐标系的位置；S1.2、采用双矢量方法计算视频卫星凝视时的期望姿态：首先计算凝视目标对应的地面点T0(L
T0
，B
T0
，H
T0
)、T1(L
T1
，B
T1
，H
T1
)在地球惯性坐标系的位置矢量R
T0
(X
T0
，Y
T0
，Z
T0
)、R
T1
(X
T1
，Y
T1
，Z
T1
)，地面点中的三元素L、B、H分别表示地面点地理经度、地面点地理纬度、地面点高程；位置矢量中的三元素分别表示XYZ轴坐标；S1.3、计算卫星质心指向地面点T0、T1的矢量分别在地球惯性坐标系和卫星本体坐标系中的分量：计算卫星质心指向地面点T0的矢量在地球惯性坐标系中分量计算卫星质心指向地面点T0的矢量在地球惯性坐标系中分量其中，R
T0
表示卫星质心指向地面点T0在地球惯性坐标系的位置矢量，R
C
表示卫星质心在地球惯性坐标系的位置矢量；计算卫星质心指向地面点T0的矢量在卫星本体坐标系中分量计算卫星质心指向地面点T0的矢量在卫星本体坐标系中分量其中，表示地球惯性坐标系到卫星本体坐标系的转换矩阵，为卫星质心指向地面点T0的矢量在地球...

【专利技术属性】
技术研发人员：范才智，虞绍听，张斌斌，
申请(专利权)人：中国人民解放军国防科技大学，
类型：发明
国别省市：