一种面向运动目标跟踪观测的卫星姿态控制方法及装置

1.本发明涉及航天器控制技术领域，尤其涉及一种面向运动目标跟踪观测的卫星姿态控制方法及装置。


背景技术：

2.成像卫星具有全天时和全天域等感知特性，广泛应用于国土普查、军事侦察、抗震救灾和城市规划等领域。随着卫星技术的不断发展和卫星数量的不断增加，利用卫星对运动目标进行跟踪观测逐渐成为航天领域的研究重点。利用卫星对运动目标跟踪观测，不受国界和地域限制，可以实现长时间大范围的连续观测，有利于对运动目标的状态监测和特性识别分析，比如对空间碎片进行跟踪监测或对地面运动目标的长时间观测识别。
3.由于目标运动的不确定性和多变性，如何实时调整卫星姿态以使星载相机保持指向运动目标是亟需解决的难题。现有的方法主要有路径规划法和势函数法两类：
4.路径规划法是根据目标的图像位置利用卫星和目标之间的空间几何关系规划姿态机动路径，将规划得到的期望姿态路径输入姿态控制系统进行跟踪姿态控制，然而，这类方法将规划与控制解耦，姿态路径规划时未考虑控制系统是否易于实现。
5.势函数法通过构建人工势函数约束卫星的机动姿态，确保星载相机指向运动目标，并将势函数与控制系统结合，确保姿态控制系统的可实现，然而，对于运动目标的跟踪观测，如何设计合理的势函数是亟需解决的难题。
6.专利文献cn109911248a公开了一种天基空间运动目标跟踪指向卫星姿态控制方法及系统，包括s1、获取当前时刻的卫星轨道状态、姿态四元数和角速度和空间运动目标轨道状态；s2、使空间运动目标在卫星相机视场中，获取期望卫星姿态下的姿态四元数与卫星体坐标系三轴的空间单位矢量；s3、获取期望卫星姿态下的卫星体坐标系三轴的空间单位矢量的时间导数；s4、根据期望卫星姿态下的卫星体坐标系三轴的空间单位矢量及单位矢量的时间导数计算期望角速度；s5、根据期望卫星姿态下的期望角速度与姿态四元数计算卫星的控制力矩，并根据控制力矩对卫星进行姿态调控。由于运动目标的跟踪需要时时改变卫星位姿，因此该方法并没有考虑卫星改变位姿时需要消耗储能大小，导致该技术方案只适用于理论计算。
7.专利文献cn112660423a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，所述控制方法包括：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。该技术方案对于运动目标的捕捉是基于地球经纬度，但是运动目标的经纬度是动态变化，使得每次的位姿变化都需要重新计算运动目标的经纬度坐标，且只适用于对地面的运动目标，如果是外太空的目标则无法提供参考坐标。


技术实现要素：

8.为了解决上述问题，本发明提供了一种面向运动目标跟踪观测的卫星姿态控制方法，该方法通过结合卫星的跟踪姿态约束矩阵和能量约束函数构建出用于提供卫星位姿参考值的导航函数，并将导航函数引入自适应反步控制器中，从而实现对卫星跟踪姿态的稳定控制。
9.一种面向运动目标跟踪观测的卫星姿态控制方法，包括：
10.步骤1、构建用于描述卫星姿态的卫星姿态动力学模型；
11.步骤2、基于跟踪目标在星载相机观测图像上的位置，计算卫星的跟踪姿态约束矩阵；
12.步骤3、基于卫星的跟踪姿态约束矩阵和能量约束函数，构建用于提供卫星位姿参考值的导航函数；
13.步骤4、基于步骤1的卫星姿态动力学模型与步骤3的导航函数，构建用于输出卫星姿态控制力矩的自适应反步控制器；
14.步骤5、将运动目标信息发送至卫星系统中，当星载相机观测到运动目标时，将配合所述自适应反步控制器对卫星姿态的进行调节，完成运动目标的跟踪拍摄。
15.具体的，所述步骤1中的卫星姿态动力学模型，基于卫星姿态角速度进行构建：
[0016][0017]
其中，表示卫星惯量矩阵的标称值，表示控制力矩，ω
×
表示姿态角速度的反对称矩阵，ω表示姿态角速度，表示包含惯量不确定性和外部干扰的集中扰动；
[0018]
sat(u)＝[sat(u1)，sat(u
21
)，sat(u3)]
t
[0019][0020]
其中，u
max
表示姿态角速度的上界；
[0021]
|ω|≤ω
max
[0022]
其中，ω
max
表示姿态角速度的上界。
[0023]
具体的，所述步骤1的具体步骤如下：
[0024]
步骤1.1、构建卫星姿态运动学模型：
[0025][0026]
其中，表示姿态四元数，q0表示姿态四元数的标量，qv表示姿态四元数的矢量，ω＝[ω1，ω2，ω3]
t
表示姿态角速度，表示3x3单位矩阵，表示姿态四元数矢量的反对称矩阵；
[0027]
步骤1.2、构建原始卫星姿态动力学模型：
[0028][0029]
其中，表示卫星惯量矩阵，表示控制力矩，表示外部干扰，表示姿态角速度的反对称矩阵；
[0030]
步骤1.3、基于卫星惯量矩阵的不确定性，对原始卫星姿态动力学模型进行改进：
[0031][0032][0033]
其中，δj表示卫星惯量矩阵的不确定部分，表示惯量不确定性和外部干扰的集中干扰。
[0034]
优选的，所述步骤2中的计算卫星的跟踪姿态约束矩阵，具体表达式为：
[0035][0036]
其中，ρ
ti
表示目标视线轴向量，h表示星载相机的光轴向量，表示3x3单位矩阵；
[0037]
即卫星姿态约束的表达式为：
[0038]qt
aq≥cosθc[0039]
其中，q表示卫星的姿态四元数，θc表示星载相机的视场角。
[0040]
具体的，所述步骤2的具体步骤如下：
[0041]
步骤2.1、根据目标在观测图像上的位置[x
ti
,y
ti
]
t
,计算目标视线周向量：
[0042][0043][0044]
其中，表示星载相机的安装矩阵，f表示相机焦距，r
bi
表示观测时刻的卫星姿态的旋转矩阵，表示观测时的卫星姿态四元数；
[0045]
步骤2.2、根据星载相机安装距离，计算光轴向量：
[0046][0047]
步骤2.3、基于步骤2.1与2.2获得的数据，计算获得卫星的跟踪姿态约束矩阵。
[0048]
具体的，所述步骤3的构建用于提供卫星位姿参考值的导航函数，具体过程如下：
[0049]
步骤3.1、根据卫星姿态约束矩阵，建立用于约束参考姿态四元数的姿态约束项：
[0050]
[0051]
其中，r表示参考姿态四元数；
[0052]
步骤3.2、基于减少姿态控制量，建立用于约束参考姿态四元数的能量约束项：
[0053][0054][0055]
其中，表示4x4单位矩阵，β为条件系数：
[0056]
步骤3.3、将步骤3.1的姿态约束项与步骤3.2的能量约束项，结合获得导航函数。
[0057]
优选的，所述步骤4中的自适应反步控制器，引入卫星动力学模型与角速度势函数对输出的卫星姿态控制力矩进行约束，从而使得输出的控制力矩能符合实际控制需求。
[0058]
具体的，所述自适应反步控制器的控制表达式如下：
[0059][0060]
其中，u表示控制力矩，z1表示一阶反步状态向量，z2表示二阶反步状态向量，表示估计的集中扰动最大值，φ表示角速度势函数矩阵，χ表示卫星动力学模型的辅助变量，表示预设的正定矩阵，σ＝-k1tanh(qz1)表示二阶反步状态向量的参数，表示卫星姿态四元数矢量矩阵，q
e0
表示卫星姿态误差四元数的标量部分，表示卫星误差姿态四元数矢量部分的斜对称矩阵，k1与k2表示大于零的常数。
[0061]
具体的，所述步骤4的具体步骤如下：
[0062]
步骤4.1、计算卫星姿态四元数与参考姿态之间的误差四元数：
[0063][0064]
其中，表示参考姿态四元数的矢量部分rv＝[r1，r2，r3]
t
的斜对称矩阵；
[0065]
步骤4.2、根据卫星位姿的动力学方程，计算用于约束输出控制力矩的辅助变量：
[0066]
χ＝[χ1，χ2，χ3]
[0067][0068]
其中，为预设的正定矩阵；
[0069]
步骤4.3计算一阶反步状态向量：
[0070][0071]
计算二阶反步状态向量：
[0072]
z2＝[z
21
，z
22
，z
23
]
t
＝ω-σ
[0073]
其中，σ＝-k1tanh(qz1)，k1表示大于0的常数，步骤4.4、计算用于约束角速度的势函数矩阵：
[0074][0075]
其中，
[0076]
步骤4.5、构建用于削弱卫星惯量矩阵不确定和外部干扰对姿态控制稳定性影响的干扰器，其表达式如下：
[0077][0078]
其中，ρ表示大于零的常数；
[0079]
步骤4.6、基于步骤4.1-4.5设计的约束函数，构建用于输出卫星姿态控制力矩的自适应反步控制器。
[0080]
优选的，所述步骤4中的自适应反步控制器还设有干扰估计器，所述干扰估计器用于削弱卫星惯量矩阵不确定和外部干扰对卫星姿态控制卫星的影响。
[0081]
本发明还提供了一种卫星姿态控制装置，包括计算机存储器、计算机处理器以及存储在所述计算机存储器中并可在所述计算机处理器上执行的计算机程序，所述计算机存储器中采用上述的面向运动目标跟踪观测的卫星姿态控制方法；所述计算机处理器执行所述计算机程序时实现以下步骤：将运动目标信息发送至卫星系统中，当星载相机观测到运动目标时，将配合所述自适应反步控制器对卫星姿态的进行调节，完成运动目标的跟踪拍摄。
[0082]
与现有技术相比，本发明的有益效果：
[0083]
(1)基于传统势函数的位姿调整方法上，提出了以位姿约束与能量约束函数基础的导航函数，通过约束运动目标跟踪过程中的卫星姿态，从而保证卫星跟踪过程的位姿准确率，同时降低了卫星调整位姿的能耗。
[0084]
(2)在构建自适应反步控制器时，增设了干扰估计器，从而卫星惯量不确定性和外部干扰对姿态控制稳定性的不利影响，提升了本发明的姿态控制方法的鲁棒性。
[0085]
(3)将导航函数与自适应反步控制器相结合，既实现了对运动目标的姿态跟踪，又确保了姿态控制过程中满足控制力矩和姿态角速度约束，同时保证了系统在存在外部干扰和惯量不确定性情况下的强鲁棒性。
附图说明
[0086]
图1为本发明提供的一种面向运动目标跟踪观测的卫星姿态控制方法的流程示意图；
[0087]
图2为本实施例中传统路径规划法的跟踪角速度与时间变化图；
[0088]
图3为本实施例中本发明提供的方法的跟踪角速度与时间变化图；
[0089]
图4为本实施例中传统路径规划法的跟踪控制力矩与时间变化图；
[0090]
图5为本实施例中本发明提供的方法的跟踪控制力矩与时间变化图。
具体实施方式
[0091]
现阶段由于星载能源有限，使得星载相机的调整频率不能过于频繁；同时由于星载陀螺仪的饱和限制，卫星的姿态控制力矩和姿态角速度存在边界，此外卫星的外部干扰，星载燃料消耗变化以及星上柔性组件的所构成的不确定性干扰也会影响卫星位姿控制的稳定性。
[0092]
本实施例提供了一种面向运动目标跟踪观测的卫星姿态控制方法，如图1所示，包括：
[0093]
步骤1、构建用于描述卫星姿态的卫星姿态动力学模型：
[0094]
步骤1.1、构建卫星姿态运动学模型：
[0095][0096]
其中，表示姿态四元数，q0表示姿态四元数的标量，qv表示姿态四元数的矢量，ω＝[ω1，ω2，ω3]
t
表示姿态角速度，表示3x3单位矩阵，表示姿态四元数矢量的反对称矩阵；
[0097]
步骤1.2、构建原始卫星姿态动力学模型：
[0098][0099]
其中，表示卫星惯量矩阵，表示控制力矩，表示外部干扰，表示姿态角速度的反对称矩阵；
[0100]
步骤1.3、基于卫星惯量矩阵的不确定性，对原始卫星姿态动力学模型进行改进：
[0101][0102][0103]
其中，表示卫星惯量矩阵的标称值，δj表示卫星惯量矩阵的不确定部分，表示控制力矩，ω
×
表示姿态角速度的反对称矩阵，ω表示姿态角速度，表示包含惯量不确定性和外部干扰的集中扰动；
[0104]
sat(u)＝[sat(u1)，sat(u
21
)，sat(u3)]
t
[0105][0106]
其中，u
max
表示姿态角速度的上界；
[0107]
|ω|≤ω
max
[0108]
其中，ω
max
表示姿态角速度的上界。
[0109]
步骤2、基于跟踪目标在星载相机观测图像上的位置，计算卫星的跟踪姿态约束矩阵：
[0110]
步骤2.1、根据目标在观测图像上的位置[x
ti
,y
ti
]
t
,计算目标视线周向量：
[0111][0112][0113]
其中，表示星载相机的安装矩阵，f表示相机焦距，r
bi
表示观测时刻的卫星姿态的旋转矩阵，表示观测时的卫星姿态四元数；
[0114]
步骤2.2、根据星载相机安装距离，计算光轴向量：
[0115][0116]
步骤2.3、基于步骤2.1与2.2获得的数据，计算获得卫星的跟踪姿态约束矩阵：
[0117][0118]
其中，ρ
ti
表示目标视线轴向量，h表示星载相机的光轴向量，表示3x3单位矩阵；
[0119]
即卫星姿态约束的表达式为：
[0120]qt
aq≥cosθc[0121]
其中，q表示卫星的姿态四元数，θc表示星载相机的视场角。
[0122]
步骤3、基于卫星的跟踪姿态约束矩阵和能量约束函数，构建用于提供卫星位姿参考值的导航函数：
[0123]
步骤3.1、根据卫星姿态约束矩阵，建立用于约束参考姿态四元数的姿态约束项：
[0124][0125]
其中，r表示参考姿态四元数；
[0126]
步骤3.2、基于减少姿态控制量，建立用于约束参考姿态四元数的能量约束项：
[0127]
[0128][0129]
其中，表示4x4单位矩阵，β为条件系数：
[0130]
步骤3.3、将步骤3.1的姿态约束项与步骤3.2的能量约束项，结合获得导航函数：
[0131][0132]
其中，r表示卫星的参考姿态。
[0133]
步骤4、基于步骤1的卫星姿态动力学模型与步骤3的导航函数，构建用于输出卫星姿态控制力矩的自适应反步控制器：
[0134]
步骤4.1、计算卫星姿态四元数与参考姿态之间的误差四元数：
[0135][0136]
其中，表示参考姿态四元数的矢量部分rv＝[r1，r2，r3]
t
的斜对称矩阵；
[0137]
步骤4.2、根据卫星位姿的动力学方程，计算用于约束输出控制力矩的辅助变量：
[0138]
χ＝[χ1，χ2，χ3]
[0139][0140]
其中，为预设的正定矩阵；
[0141]
步骤4.3计算一阶反步状态向量：
[0142][0143]
计算二阶反步状态向量：
[0144]
z2＝[z
21
，z
22
，z
23
]
t
＝ω-σ
[0145]
其中，σ＝-k1tanh(qz1)，k1表示大于0的常数，步骤4.4、计算用于约束角速度的势函数矩阵：
[0146][0147]
其中，
[0148]
步骤4.5、构建用于削弱卫星惯量矩阵不确定和外部干扰对姿态控制稳定性影响的干扰器，其表达式如下：
[0149][0150]
其中，ρ表示大于零的常数；
[0151]
步骤4.6、基于步骤4.1-4.5设计的约束函数，构建用于输出卫星姿态控制力矩的自适应反步控制器：
[0152][0153]
其中，u表示控制力矩，z1表示一阶反步状态向量，z2表示二阶反步状态向量，表示估计的集中扰动最大值，φ表示角速度势函数矩阵，χ表示卫星动力学模型的辅助变量，表示预设的正定矩阵，σ＝-k1tanh(qz1)表示二阶反步状态向量的参数，表示卫星姿态四元数矢量矩阵，q
e0
表示卫星姿态误差四元数的标量部分，表示卫星误差姿态四元数矢量部分的斜对称矩阵，k1与k2表示大于零的常数。
[0154]
步骤5、将运动目标信息发送至卫星系统中，当星载相机观测到运动目标时，将配合所述自适应反步控制器对卫星姿态的进行调节，完成运动目标的跟踪拍摄。
[0155]
本实例还提供了一种卫星姿态控制装置，包括计算机存储器、计算机处理器以及存储在该计算机存储器中并可在该计算机处理器上执行的计算机程序，该计算机存储器中采用上述的面向运动目标跟踪观测的卫星姿态控制方法；
[0156]
计算机处理器执行所述计算机程序时实现以下步骤：将运动目标信息发送至卫星系统中，当星载相机观测到运动目标时，将配合所述自适应反步控制器对卫星姿态的进行调节，完成运动目标的跟踪拍摄。
[0157]
考虑不确定性因素，设定卫星惯量矩阵：
[0158][0159]
其标称值为j0＝diag{[22,23,24]}kg
·
m2，控制力矩上限设定为u
max
＝1n
·
m，姿态加速度上界设定为ω
max
＝2deg
·
s-1
，外部干扰设定为d＝2
×
10-3
[sin(0.1t)，cos(0.2t)，sin(0.2t)]
tn·
m。
[0160]
卫星轨道半轴设定为7200km，偏性率设定为10-5
，倾角设定为98.6deg，升交点赤经设定为180deg，近地点幅角设定为0deg，真近点设定为-10deg；
[0161]
同时设定星载相机安装矩阵为焦距f设定为1m，视场角度设定为30
°
；
[0162]
运动目标选取为空间碎片，其轨道半轴设定为7600km，偏心率设定为10-5
，倾角设定为0deg，升交点赤经设定为0deg，近地点幅角设为0deg，真近角设为160deg；
[0163]
自适应反步控制器的参数设定为k1＝0.04，k2＝10，ρ＝0.1，γ＝diag{[10,10,
10]}。
[0164]
基于上述预设的参数，如图2与图3所示，分别为传统路径规划方法与本实施例提供的方法所产生的卫星姿态角速度-时间变化图，在0～50s的时间段中，传统方法所产生的卫星姿态角速度的变化量非常大(-10～5deg)，相较于本实施例提供的方法所产生的卫星叫姿态角速度，本方法在0～50s时间段中的变化量较小(-2～2deg)；
[0165]
如图4与图5所示，分别为传统路径规划方法与本实施例提供的方法所产生的控制力矩-时间变化图，同样在0～50s的时间段中，传统方法产生的控制力矩的变化量为-3.2～2.2deg，而本实施例提供的方法所产生的控制力矩的变化量为-1～1deg；
[0166]
由图可知，本发明提供的控制方法所需要的能耗要远远小于传统方法，更加符合星载卫星载能量不多的实际情况，同时所需的控制力矩更小并且控制力矩和姿态角速度满足约束要求，说明本发明效果较好。