一种异面交会下的高精度跟踪指向控制方法及控制系统技术方案

本发明专利技术涉及一种异面交会下的高精度跟踪指向控制方法及控制系统，该控制方法包括：根据任务星和目标星视线方向以及轨道坐标系建立三维视线坐标系，计算任务星本体坐标系相对于三维视线坐标系的旋转四元数，根据目标星轨道坐标系下任务星和目标星的相对位置和相对速度，计算本体坐标系下的前馈目标角速度，根据旋转四元数得到控制姿态角，根据前馈目标角速度得到控制系统的姿态角速度，最后根据控制姿态角和姿态角速度计算三轴指令喷气，本发明专利技术当在两星存在相对运动的情况下，目标相对于平台的视线角变化较快，通过前馈补偿角速度的方式，可以使得平台与目标在掠飞交会时仍能较为稳定精确地跟踪目标。稳定精确地跟踪目标。稳定精确地跟踪目标。

【技术实现步骤摘要】
一种异面交会下的高精度跟踪指向控制方法及控制系统


[0001]本专利技术涉及一种异面交会下的高精度跟踪指向控制方法及控制系统，属于航天器控制


技术介绍

[0002]在针对异面目标进行交会与抵近任务中，考虑到轨道倾角变轨需要消耗较多的燃料，因此，存在掠飞过程中大视线角变化率情况下的姿态快速跟踪指向问题。
[0003]任务星从目标附近自由掠过时，根据任务星与目标之间的相对位置关系，控制其姿态使观测轴始终指向目标进行连续观测。任务星实现对目标的掠飞观测，需进行大范围姿态快速跟踪控制。当在两星存在相对运动的情况下，并且目标相对于平台的视线角变化较快时，目前的方法无法实现大动态情况下快速跟踪，即无法解决异面交会大动态情况下的对目标跟踪指向控制问题。

技术实现思路

[0004]本专利技术的目的在于克服现有技术的上述缺陷，提供一种异面交会下的高精度跟踪指向控制方法，解决了异面交会大动态情况下的对目标跟踪指向控制问题，使得平台与目标在掠飞交会时仍能较为稳定精确地跟踪目标。
[0005]本专利技术的另外一个目的在于提供一种异面交会下的高精度跟踪指向控制系统。
[0006]本专利技术的上述目的主要是通过如下技术方案予以实现的：
[0007]一种异面交会下的高精度跟踪指向控制方法，包括：
[0008]根据任务星和目标星视线方向以及轨道坐标系建立三维视线坐标系，计算任务星本体坐标系相对于三维视线坐标系的旋转四元数；
[0009]根据目标星轨道坐标系下任务星和目标星的相对位置和相对速度，计算本体坐标系下的前馈目标角速度；
[0010]根据所述旋转四元数得到任务星本体坐标系相对于三维视线坐标系的相对控制姿态角，根据所述前馈目标角速度得到控制系统的姿态角速度；
[0011]根据所述控制姿态角和姿态角速度计算三轴指令喷气。
[0012]在上述异面交会下的高精度跟踪指向控制方法中，根据任务星和目标星视线方向以及轨道坐标系建立三维视线坐标系，包括：
[0013]S1、根据跟瞄单机输出视线角或远程相对导航解算的视线角，计算任务星和目标星相对位置在惯性坐标系的矢量表示如下：
[0014][0015]其中，为任务星本体坐标系到惯性坐标系的转换矩阵；dX
i
中的i表示X、Y、Z轴；β
为高低角，α为方位角；
[0016]S2、根据矢量dX
i
建立三维视线坐标系(X
si
,Y
si
,Z
si
)，包括：
[0017]令X
si
＝dX
i
，并归一化；
[0018]令Y
temp
＝[010][0019]并归一化，其中为轨道坐标系到惯性坐标系的转换矩阵；
[0020]Y
si
＝Z
si
×
X
si
，并归一化。
[0021]在上述异面交会下的高精度跟踪指向控制方法中，计算任务星本体坐标系相对于三维视线坐标系的旋转四元数，包括：
[0022]S1、根据转换矩阵A
i
←
sight
计算惯性坐标系相对于三维视线坐标系的旋转四元数q
i
←
sight
；
[0023]其中A
i
←
sight
＝[x
si y
si z
si
]；
[0024]S2、根据所述旋转四元数q
i
←
sight
计算任务星本体坐标系相对于三维视线坐标系的旋转四元数q
b
←
sight
，包括：
[0025][0026]其中，q
b
←
i
为惯性坐标系到本体坐标系的四元数。
[0027]在上述异面交会下的高精度跟踪指向控制方法中，根据目标星轨道坐标系下任务星和目标星的相对位置和相对速度，计算本体坐标系下的前馈目标角速度，包括：
[0028]根据目标星轨道坐标系下任务星和目标星的相对位置和相对速度，计算目标星轨道坐标系下的跟踪目标姿态角速度ω
aimTo
，计算公式如下：
[0029][0030]其中，和分别为目标星轨道坐标系下任务星和目标星的相对位置和相对速度；
[0031]根据跟踪目标姿态角速度ω
aimTo
计算本体坐标系下的前馈目标角速度ω
aimSb
，计算公式如下：
[0032]ω
aimSb
＝C
SbTo
ω
aimTo
[0033]其中，C
SbTo
为目标星轨道坐标系到任务星本体坐标系的转换矩阵。C
SbTo
＝C
SbSo
C
SoTo
，C
SbSo
为任务星轨道坐标系到本体坐标系的转换矩阵，C
SoTo
为目标星轨道坐标系到任务星轨道坐标系的转换矩阵。
[0034]在上述异面交会下的高精度跟踪指向控制方法中，根据所述旋转四元数得到任务星本体坐标系相对于三维视线坐标系的相对控制姿态角angle
con
，包括：
[0035]angle
con
＝
‑
2*q
b
←
sight_vec
*180/pi
[0036]其中，q
b
←
sight_vec
为q
b
←
sight
的矢量部分，pi为圆周率，q
b
←
sight
为旋转四元数。
[0037]在上述异面交会下的高精度跟踪指向控制方法中，根据所述前馈目标角速度得到控制系统的姿态角速度，包括：
[0038]ω
con
＝ω
bo
‑
ω
aimSb
[0039]其中，ω
con
为姿态角速度，ω
bo
为任务星对地姿态角速度，ω
aimSb
为前馈目标角速度。
[0040]在上述异面交会下的高精度跟踪指向控制方法中，根据所述控制姿态角和姿态角
速度计算三轴指令喷气，包括：
[0041]PDT
i,k
＝kp
pq,i
×
angle
con,i,k
+kd
pq,i
×
ω
con,i,k
，
[0042]ST
i,k
＝ST
i,k
‑1+ki
pq,i
×
T，
[0043]T
i,k
＝PDT...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种异面交会下的高精度跟踪指向控制方法，其特征在于，包括：根据任务星和目标星视线方向以及轨道坐标系建立三维视线坐标系，计算任务星本体坐标系相对于三维视线坐标系的旋转四元数；根据目标星轨道坐标系下任务星和目标星的相对位置和相对速度，计算本体坐标系下的前馈目标角速度；根据所述旋转四元数得到任务星本体坐标系相对于三维视线坐标系的相对控制姿态角，根据所述前馈目标角速度得到控制系统的姿态角速度；根据所述控制姿态角和姿态角速度计算三轴指令喷气。2.根据权利要求1所述的异面交会下的高精度跟踪指向控制方法，其特征在于，根据任务星和目标星视线方向以及轨道坐标系建立三维视线坐标系，包括：S1、根据跟瞄单机输出视线角或远程相对导航解算的视线角，计算任务星和目标星相对位置在惯性坐标系的矢量表示如下：其中，为任务星本体坐标系到惯性坐标系的转换矩阵；dX
i
中的i表示X、Y、Z轴；β为高低角，α为方位角；S2、根据矢量dX
i
建立三维视线坐标系(X
si
,Y
si
,Z
si
)，包括：令X
si
＝dX
i
，并归一化；令Y
temp
＝[010]并归一化，其中为轨道坐标系到惯性坐标系的转换矩阵；Y
si
＝Z
si
×
X
si
，并归一化。3.根据权利要求2所述的异面交会下的高精度跟踪指向控制方法，其特征在于，计算任务星本体坐标系相对于三维视线坐标系的旋转四元数，包括：S1、根据转换矩阵A
i
←
sight
计算惯性坐标系相对于三维视线坐标系的旋转四元数q
i
←
sight
；其中A
i
←
sight
＝[x
si y
si z
si
]；S2、根据所述旋转四元数q
i
←
sight
计算任务星本体坐标系相对于三维视线坐标系的旋转四元数q
b
←
sight
，包括：其中，q
b
←
i
为惯性坐标系到本体坐标系的四元数。4.根据权利要求1所述的异面交会下的高精度跟踪指向控制方法，其特征在于，根据目标星轨道坐标系下任务星和目标星的相对位置和相对速度，计算本体坐标系下的前馈目标角速度，包括：根据目标星轨道坐标系下任务星和目标星的相对位置和相对速度，计算目标星轨道坐标系下的跟踪目标姿态角速度ω
aimTo
，计算公式如下：
其中，和分别为目标星轨道坐标系下任务星和目标星的相对位置和相对速度；根据跟踪目标姿态角速度ω
aimTo
计算本体坐标系下的前馈目标角速度ω
aimSb
，计算公式如下：ω
aimSb
＝C
SbTo
ω
aimTo
其中，C
SbTo
为目标星轨道坐标系到任务星本体坐标系的转换矩阵。C
SbTo
＝C
SbSo
C
SoTo
，C
SbSo
为任务星轨道坐标系到本体坐标系的转换矩阵，C
SoTo
为目标星轨道坐标系到任务星轨道坐标系的转换矩阵。5.根据权利要求1所述的异面交会下的高精度跟踪指向控制方法，其特征在于，根据所述旋转四元数得到任务星本体坐标系相对于三维视线坐标系的相对控制姿态角angle
con
，包括：angle
con
＝
‑
2*q
b
←
sight_vec
*180/pi其中，q
b
←
sight_vec
为q
b
←
sight
的矢量部分，pi为圆周率，q
b
←
sight
为旋转四元数。6.根据权利要求1所述的异面交会下的高精度跟踪指向控制方法，其特征在于，根据所述前馈目标角速度得到控制系统的姿态角速度，包括：ω
con
＝ω
bo
‑
ω
aimSb
其中，ω
con
为姿态角速度，ω
bo
为任务星对地姿态角速度，ω
aimSb
为前馈目标角速度。7.根据权利要求1、5或6任一项所述的异面交会...

【专利技术属性】
技术研发人员：郭雯婷，张召弟，李剑文，方圆，
申请(专利权)人：上海航天控制技术研究所，
类型：发明
国别省市：