一种微小卫星大面阵广域多模凝视成像控制方法

摘要

本发明公开了一种微小卫星大面阵广域多模凝视成像控制方法，包含如下步骤：S1，确定多模式凝视成像的姿态基准；S2，进行多模式凝视成像的姿态机动路径规划；S3，进行凝视成像姿态控制。本发明能够显著提高微小卫星快速机动凝视成像的指向精度和跟踪精度，可为多种突发灾害的快速信息获取和灾情连续监测提供有力途径。

权利要求

1.一种微小卫星大面阵广域多模凝视成像控制方法，其特征在于，包含如下步骤：S1，确定多模式凝视成像的姿态基准；

S2，进行多模式凝视成像的姿态机动路径规划；

S3，进行凝视成像姿态控制；

所述的步骤S2为单景凝视模式的路径规划和区域监视模式的路径规划；

所述的单景凝视模式的路径规划具体包含：

实现卫星本体+Y轴的惯性指向和对地凝视开始时刻的卫星本体+Y轴惯性指向重合；

绕+Y轴旋转，末端实现姿态约束和+Y轴的角速度约束。

2.如权利要求1所述的微小卫星大面阵广域多模凝视成像控制方法，其特征在于，所述的多模式凝视成像的姿态基准包含：对地模式姿态基准、对日模式姿态基准和对地凝视成像姿态基准；

所述的对地模式姿态基准为：对地模式姿态基准采用的是航天器轨道坐标系，O0为卫星质心，O0Z0指向地心，O0X0在轨道平面内垂直于O0Z0指向卫星飞行方向，O0Y0轴按照右手法则确定；

所述的对日模式姿态基准为：以地球指向太阳的矢量为Ys轴，Ys与卫星指向地球矢量re确定的平面法向为Xs轴，Xs轴与Ys轴、Zs轴形成右手旋转坐标系；

所述的对地凝视成像姿态基准为：

1)计算格林威治赤经αG；

2)已知对地凝视成像目标为 r为地心距，λ为经度， 为地心纬度，则可得该目标在惯性系的坐标为

3)对地凝视期间观测载荷一直稳定对准地面目标，即卫星本体+Z轴与惯性矢量Ipt一直重合；

Ipt＝normalize([xe ye ze]T-[xs ys zs]T)            (2)其中，[xe ye ze]为目标的惯性系位置，[xs ys zs]为卫星的惯性系位置；

4)基于卫星本体+Z轴和惯性矢量Ipt重合的基础，实时确定对地凝视成像姿态矩阵。

3.如权利要求1所述的微小卫星大面阵广域多模凝视成像控制方法，其特征在于，所述的区域监视模式的路径规划具体包含：区域监视模式的路径规划中对首个目标点成像的机动路径规划与所述的单景凝视模式的机动路径规划一致；

当前目标点成像完成后，将卫星的期望姿态切换为对准下一个目标点时的期望姿态，通过闭环控制使得卫星的实际姿态和新的期望姿态重合，进而实施对下一个目标点的成像。

4.如权利要求1所述的微小卫星大面阵广域多模凝视成像控制方法，其特征在于，所述的步骤S3包含：确定卫星惯性姿态，进而解算得到卫星惯性姿态与期望姿态之间的偏差；

由三轴微飞轮完成控制力矩输出，控制卫星姿态。

说明书

一种微小卫星大面阵广域多模凝视成像控制方法

技术领域

[0001] 本发明涉及航天器姿态控制技术，特别涉及一种微小卫星大面阵广域多模凝视成像控制方法。

背景技术

[0002] 随着空间科学技术的发展，提出了全球范围内指定区域或目标的多频次、动态化连续观测的需求。现有的解决方案基本可以分为高轨凝视成像和低轨凝视成像两类。高轨凝视成像模式需要在地球同步轨道上部署大型的高性能成像卫星，面临着极大的技术难点和成本代价。低轨凝视成像模式需要建立低轨低成本的对地凝视网络，通过姿态机动与跟踪实现对地凝视成像，具有成本低、分辨率高、技术难度低等显著优势，可对现有的高轨地球观测系统形成有效补充。

[0003] 传统的航天器姿态控制系统大多是保证航天器在轨运行时的三轴姿态稳定，而在对地凝视成像过程中微小卫星的轨道位置变化和地球自转会导致地面目标区域不断偏离光轴，微小卫星需要通过不断改变自身姿态以保证观测载荷的光轴始终对准地面目标区域。因此有必要研究微小卫星大面阵广域多模凝视成像控制技术，为低轨低成本对地凝视网络提供基础，也为在轨可诊断、可维修性技术等关键技术攻关提供保障。

发明内容

[0004] 本发明的目的是提供一种微小卫星大面阵广域多模凝视成像控制方法，能够显著提高微小卫星快速机动凝视成像的指向精度和跟踪精度，可为多种突发灾害的快速信息获取和灾情连续监测提供有力途径。

[0005] 为了实现以上目的，本发明是通过以下技术方案实现的：

[0006] 一种微小卫星大面阵广域多模凝视成像控制方法，其特点是，包含如下步骤：

[0007] S1，确定多模式凝视成像的姿态基准；

[0008] S2，进行多模式凝视成像的姿态机动路径规划；

[0009] S3，进行凝视成像姿态控制。

[0010] 所述的多模式凝视成像的姿态基准包含：对地模式姿态基准、对日模式姿态基准和对地凝视成像姿态基准。

[0011] 所述的步骤S2为单景凝视模式的路径规划和区域监视模式的路径规划。

[0012] 所述的单景凝视模式的路径规划具体包含：

[0013] 实现卫星本体+Y轴的惯性指向和对地凝视开始时刻的卫星本体+Y轴惯性指向重合；

[0014] 绕+Y轴旋转，末端实现姿态约束和+Y轴的角速度约束。

[0015] 所述的区域监视模式的路径规划具体包含：

[0016] 区域监视模式的路径规划中对首个目标点成像的机动路径规划与所述的单景凝视模式的机动路径规划一致；

[0017] 当前目标点成像完成后，将卫星的期望姿态切换为对准下一个目标点时的期望姿态，通过闭环控制使得卫星的实际姿态和新的期望姿态重合，进而实施对下一个目标点的成像。

[0018] 所述的步骤S3包含：

[0019] 确定卫星惯性姿态，进而解算得到卫星惯性姿态与期望姿态之间的偏差；

[0020] 由三轴微飞轮完成控制力矩输出，控制卫星姿态。

[0021] 本发明与现有技术相比，具有以下优点：

[0022] 本发明显著提高了微小卫星快速机动凝视成像的指向精度和跟踪精度，可使微小卫星具备在低轨对全球指定区域或目标多频次、动态化连续观测的能力，可为多种突发灾害的快速信息获取和灾情连续监测提供有力途径。

附图说明

[0023] 图1为本发明一种微小卫星大面阵广域多模凝视成像控制方法的流程图；

[0024] 图2为本发明地凝视成像姿态基准示意图。

具体实施方式

[0025] 以下结合附图，通过详细说明一个较佳的具体实施例，对本发明做进一步阐述。

[0026] 如图1、2所示，一种微小卫星大面阵广域多模凝视成像控制方法，包含如下步骤：

[0027] S1，确定多模式凝视成像的姿态基准；

[0028] S2，进行多模式凝视成像的姿态机动路径规划；

[0029] S3，进行凝视成像姿态控制。

[0030] 所述的多模式凝视成像的姿态基准包含：对地模式姿态基准、对日模式姿态基准和对地凝视成像姿态基准。

[0031] 多模式凝视成像的姿态基准：

[0032] 对地模式姿态基准采用的是航天器轨道坐标系，O0为卫星质心，O0Z0指向地心，O0X0在轨道平面内垂直于O0Z0指向卫星飞行方向，O0Y0轴按照右手法则确定。

[0033] 对日模式姿态基准是以地球指向太阳的矢量为Ys轴，Ys与卫星指向地球矢量re确定的平面法向为Xs轴，Xs轴与Ys轴、Zs轴形成右手旋转坐标系。

[0034] 对地凝视成像姿态基准的确定步骤如下，

[0035] 1)计算格林威治赤经αG；

[0036] 2)已知对地凝视成像目标为(rλ )，r为地心距，λ为经度， 为地心纬度，则可得该目标在惯性系的坐标为

[0037]

[0038] 3)对地凝视期间观测载荷一直稳定对准地面目标，即卫星本体+Z轴与惯性矢量Ipt一直重合。

[0039] Ipt＝normalize([xe ye ze]T-[xs ys zs]T)     (2)其中，[xe ye ze]为目标的惯性系位置，[xs ys zs]为卫星的惯性系位置。

[0040] 4)为保证地面目标图像在像平面内不会绕光轴旋转，需要进行图像慢旋修正。首先计算地面目标指东轴矢量Iea的惯性系坐标

[0041]

[0042] 由此可得，Iea在对地凝视开始时卫星本体系中投影为

[0043]

[0044] 其中，Mss为对地凝视开始时刻的卫星姿态矩阵。

[0045] 定义卫星本体系中的某一固连轴Iea1和惯性系下的某轴Is1，

[0046]

[0047] Is1＝lea-(lea·lpt)lpt                   (6)

[0048] 因此，只要在卫星本体+Z轴和惯性矢量Ipt重合的基础上，进一步保证Iea1和Is1重合，就可确保地面目标在像平面内不会绕光轴旋转，同时可以实时确定对地凝视成像姿态矩阵Mningshi。

[0049] 为了便于控制算法使用，可以把Mningshi转为对地凝视期间的期望姿态qningshi，进一步通过差分qningshi得到对地凝视期间的期望惯性角速度ωningshi。

[0050] 所述的步骤S2为单景凝视模式的路径规划和区域监视模式的路径规划。

[0051] 单景凝视模式的路径规划，首先考虑凝视成像目标在星下点轨迹上的简化情况，作为问题分析的切入点。此时卫星由对地定向模式切换到对地凝视模式，只需绕本体+Y轴机动即可。模式切换的具体过程包括两次机动，

[0052] 1)沿轨向前摆动至比对地凝视开始时刻更大的角度，本次机动过程中初始和末端的角速度都为0，所规划的角速度路径为一个周期的余弦曲线；

[0053] 2)由前向偏置状态向后机动，从预定的凝视起点，开始跟踪对地凝视成像姿态基准所对应的角度和角速度，将此次机动过程的角速度路径规划为半个周期的余弦曲线。

[0054] 通常凝视成像目标不会恰好在星下点轨迹上，此种情况下对地凝视期间的期望姿态不再只是沿+Y轴的单轴机动过程，而是在其余两轴上也会有不小的机动角速度。

[0055] 所述的单景凝视模式的路径规划具体包含：实现卫星本体+Y轴的惯性指向和对地凝视开始时刻的卫星本体+Y轴惯性指向重合；绕+Y轴旋转，末端实现姿态约束和+Y轴的角速度约束，其中采用的机动路径规划方法和上述的两次机动相同。

[0056] 对于区域监视模式而言，可以将对地面目标的每一次快速成像都当作一次短时间的单景凝视模式。因此，区域监视模式的路径规划中对首个目标点成像的机动路径规划与单景凝视模式的机动路径规划一致。

[0057] 所述的区域监视模式的路径规划具体包含：

[0058] 区域监视模式的路径规划中对首个目标点成像的机动路径规划与所述的单景凝视模式的机动路径规划一致；

[0059] 通过闭环的姿态控制计算从首个目标点成像到第二个目标点成像以及后续序列成像的机动路径规划，具体方法为：当前目标点成像完成后，将控制算法中卫星的期望姿态切换为对准下一个目标点时的期望姿态，通过闭环控制使得卫星的实际姿态和新的期望姿态重合，进而实施对下一个目标点的成像。

[0060] 所述的步骤S3包含：

[0061] 确定卫星惯性姿态，进而解算得到卫星惯性姿态与期望姿态之间的偏差；

[0062] 由三轴微飞轮完成控制力矩输出，控制卫星姿态。

[0063] 控制算法中采用了微型多模星敏感器和光纤陀螺完成卫星惯性姿态的确定，进而解算得到与期望姿态之间的偏差。控制算法运行在星载计算机中，主要包括跟踪角速度前馈、递阶饱和PD控制、指令力矩转换为飞轮转速等算法；最终由三轴微飞轮完成控制力矩输出，控制卫星姿态。

[0064] 采用的跟踪角速度前馈，跟踪的是对地凝视成像姿态基准的期望惯性角速度ωningshi，则三轴控制指令力矩为

[0065] M＝(ωningshi(t+T)-ωningshi(t))/T              (7)

[0066] 其中，T为控制周期。

[0067] 为避免机动过程中三轴微飞轮出现饱和，采用递阶饱和PD控制算法。对地凝视跟踪姿态基准的标称姿态四元数为qningshi(t)，标称角速度为ωningshi(t)。卫星实时姿态四元数为q(t)，实时惯性角速度为ω(t)，有偏差四元数为

[0068]

[0069] 进而可得偏差角速度为

[0070] ωe(t)＝ω(t)-L(qe)ωningshi(t)                (9)

[0071] 其中，L(qe)为qe等价的姿态转换矩阵。

[0072] 当qe(t)过大时，就有可能导致飞轮饱和，所以需要对偏差四元数的矢量部分进行限幅，

[0073]

[0074]

[0075]

[0076] 其中，hwmax为三轴上飞轮角动量上限，I为星体转动惯量，k1、k2为控制系数。

[0077] 控制率如下，

[0078]

[0079] 其中kL为回路增益矩阵，可取星体转动惯量。

[0080] 在考虑了飞轮转速饱和限制的基础之上，再考虑飞轮力矩饱和，则有[0081]

[0082] kM＝Mmax/max(abs(M))                (15)

[0083] 其中，Mmax为飞轮输出最大力矩。

[0084] 综上所述，本发明一种微小卫星大面阵广域多模凝视成像控制方法，能够显著提高微小卫星快速机动凝视成像的指向精度和跟踪精度，可为多种突发灾害的快速信息获取和灾情连续监测提供有力途径。

[0085] 尽管本发明的内容已经通过上述优选实施例作了详细介绍，但应当认识到上述的描述不应被认为是对本发明的限制。在本领域技术人员阅读了上述内容后，对于本发明的多种修改和替代都将是显而易见的。因此，本发明的保护范围应由所附的权利要求来限定。