一种无跟瞄条件下的相对指向跟踪控制方法与流程

1.本技术涉及一种无跟瞄条件下的相对指向跟踪控制方法。


背景技术：

2.随着目前太空中卫星任务的日趋复杂多样，以及卫星载荷的功能多样化和复杂化，相对指向跟踪控制越来越成为卫星的一项功能需求。相对指向跟踪控制是以相对测量为前提，通过相对测量设备(即跟瞄设备)测量两星之间的相对位置，然后计算两星的相对指向角、指向角速度以及指向角加速度，以此为控制输入进行卫星的相对指向控制。假如星上跟瞄设备故障失效，则无法获取两星之间的相对位置信息，从而无法执行相对指向控制任务。所以，为了保障在星上跟瞄设备均失效的情况下，卫星能够继续执行相对指向控制任务，需要一种在无跟瞄条件下的相对指向跟踪控制方法。


技术实现要素：

3.本发明的目的是提供一种无跟瞄条件下的相对指向跟踪控制方法，具有星上跟瞄设备无法瞄准时仍能够实现卫星指向跟踪的优点。
4.为实现上述目的，本发明提供一种无跟瞄条件下的相对指向跟踪控制方法，其包含：
5.s10、地面测控站测量追踪星和目标星的当前轨道参数，并根据所述当前轨道参数外推得到未来轨道参数；
6.s20、根据所述未来轨道参数计算所述追踪星的轨道系下所述追踪星和所述目标星之间的相对位置，并计算所述目标星相对所述追踪星的指向角数据；
7.s30、所述地面测控站对所述指向角数据进行拟合操作，得到拟合参数、拟合系数和相应的时间参数；
8.s40、将所述拟合参数、拟合系数和所述时间参数发送给所述追踪星，所述追踪星根据所述拟合参数、拟合系数和所述时间参数计算相对指向角、相对指向角速度以及相对指向角加速度；
9.s50、向所述追踪星发送相对指向跟踪任务启动命令；
10.s60、所述追踪星根据起始时刻的相对指向角进行姿态偏置，当所述追踪星的星上时间运行到相对指向角曲线的起始时刻，根据所述相对指向角、所述相对指向角速度和所述相对指向角加速度控制所述追踪星指向跟踪所述目标星；
11.s70、当所述追踪星上的星上时间运行到所述相对指向角曲线的结束时刻，调整所述追踪星的飞行姿态至对地轨道系零姿态。
12.较佳地，在步骤s30中，所述地面测控站通过最小二乘法对所述指向角数据进行拟合操作。
13.较佳地，所述拟合操作包括分段拟合，所述分段拟合包括以下步骤：
14.s301、对整段所述指向角数据进行拟合，并确定产生最大拟合误差所在的最大误
差点；
15.s302、计算所述最大误差点的误差是否满足精度要求，若满足，则进入s40；若不满足，则进入s303；
16.s303、以所述最大误差点为分界点将整段所述指向角数据分为两段，将两段所述指向角数据分别进行拟合。
17.较佳地，在步骤s303之后，还包括：
18.s304、根据两段所述指向角数据的拟合结果分别得到第一拟合误差和第二拟合误差；
19.s305、判断所述第一拟合误差和所述第二拟合误差是否均满足所述精度要求，若均满足，则进入s40；若所述第一拟合误差或所述第二拟合误差不满足所述精度要求，则进入s306；
20.s306、以所述最大误差点为分界点，在所述最大误差点左右各取所述整段指向角数据的四分之一组成第二段，位于所述第二段两侧的分别为第一段和第三段，分别对所述第一段、所述第二段和所述第三段进行分段拟合。
21.较佳地，在步骤s40中，以解析求导的方式计算所述相对指向角速度。
22.较佳地，在步骤s40中，以所述指向角速度差分的方式计算所述相对指向角加速度。
23.较佳地，在步骤s60中，通过所述指向角加速度前馈补偿加所述指向角速度和指向角数据反馈控制的方式进行所述追踪星的姿态控制。
24.较佳地，所述指向角数据包括指向俯仰角和方位角。
25.综上所述，与现有技术相比，本发明提供的无跟瞄条件下的相对指向跟踪控制方法，具有如下有益效果：
26.本技术的无跟瞄条件下的相对指向跟踪控制方法，能够在星上跟瞄设备失效的情况下，通过地面测控站对追踪星和目标星的轨道进行测定以及外推得到未来轨道参数，能够实现星上自主的相对指向控制，保证星上载荷正常执行任务；此外分段拟合算法能够有效提高相对指向角速度较大任务工况下的拟合精度，从而提高相对指向控制精度。
附图说明
27.图1为无跟瞄条件下的相对指向跟踪控制方法的流程框图。
具体实施方式
28.以下将结合本发明实施例中的附图1，对本发明实施例中的技术方案、构造特征、所达成目的及功效予以详细说明。
29.需要说明的是，附图采用非常简化的形式且均使用非精准的比例，仅用以方便、明晰地辅助说明本发明实施方式的目的，并非用以限定本发明实施的限定条件，故不具技术上的实质意义，任何结构的修饰、比例关系的改变或大小的调整，在不影响本发明所能产生的功效及所能达成的目的下，均应仍落在本发明所揭示的技术内容能涵盖的范围内。
30.需要说明的是，在本发明中，诸如第一和第二等之类的关系术语仅仅用来将一个实体或者操作与另一个实体或操作区分开来，而不一定要求或者暗示这些实体或操作之间
存在任何这种实际的关系或者顺序。而且，术语“包括”、“包含”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的过程、方法、物品或者设备不仅包括明确列出的要素，而且还包括没有明确列出的其他要素，或者是还包括为这种过程、方法、物品或者设备所固有的要素。
31.如图1所示，本发明提供了一种无跟瞄条件下的相对指向跟踪控制方法，包括：
32.s10、地面测控站测量追踪星和目标星的当前轨道参数，并根据当前轨道参数外推得到未来轨道参数。地面测控站对追踪星和目标星进行持续一段时间测定以得到追踪星和目标星高精度的轨道参数，并对两星的轨道进行高精度的外推获取未来任务时间段内的两星轨道参数。目标星为被追踪的卫星，追踪星为追踪目标星的卫星。
33.s20、根据未来轨道参数计算追踪星的轨道系下追踪星和目标星之间的相对位置，并计算目标星相对追踪星的指向角数据，指向角数据包括指向俯仰角和方位角。通过对追踪星和目标星的轨道参数，计算在追踪星轨道系下两星的相对位置并计算指向俯仰角α和方位角β。其中指向俯仰角α和方位角β的具体算法如下：
34.1)、根据追踪星和目标星的轨道参数计算两星在惯性系下的位置和速度矢量(其中，追踪星的位置矢量和速度矢量分别为和目标星的位置矢量和速度矢量分别为和)，根据轨道参数计算卫星的位置矢量和速度矢量为本领域技术人员熟知的现有技术，在此不再赘述。
35.2)、根据轨道参数计算j2000惯性系至追踪星轨道系坐标转移矩阵a
oi
。
36.3)、计算追踪星和目标星之间的相对位置计算公式如下：
[0037][0038]
4)、计算指向俯仰角α和方位角β，计算公式如下：
[0039][0040]
s30、地面测控站对指向角数据进行拟合操作，得到拟合参数和相应的时间参数。在本实施例中，地面测控站通过最小二乘法对指向角数据进行拟合操作。地面测控站对未来任务时间段内的指向俯仰角α(k)和方位角β(k)，以时间t为自变量通过最小二乘法进行拟合操作，拟合操作包括分段拟合。分段拟合能够提高拟合精度。如果不进行分段则可能在指向角变化较快的情况下无法满足精度要求。在本实施例中，最多将整段指向角数据分成三段进行拟合，在拟合前先预设第一段、第二段以及第三段的拟合参数以及拟合系数。具体拟合过程如下：
[0041]
s301、对整段指向角数据进行拟合，并确定产生最大拟合误差所在的最大误差点。首先从整个任务时间段内的相对指向角数据中等间隔地取出数量为n的数据进行拟合，拟合函数如下式所示：
[0042]
z(i)＝a
i0
+a
i1
sin(nt)+a
i2
sin(nt)+a
i3
sin(2nt)+a
i4
sin(2nt)+a
i5
sin(3nt)+a
i6
sin(3nt)+a
i7
sin(t)+a
i8
·
tsin(nt)+a
i9
·
tsin(nt)，i＝1，2
··
[0043]
其中z＝[α β]，a
i0
，a
i1
，
…
，a
i8
，a
i9
为指向俯仰角α或方位角β的拟合系数。
[0044]
拟合参数为n＝27π/(t
f-t0)，其中t0表示指向角数据的开始时刻，tf表示指向角数据的最终时刻，得到第一段的拟合系数为：
[0045][0046]
s302、计算最大误差点的误差是否满足精度要求，若满足，则进入s40；若不满足，则进入s303。
[0047]
判断s301中计算得到拟合系数是否满足拟合精度要求，根据s301中得到的计算结果计算任务时间段内的指向俯仰角α
′1(k)和方位角β
′1(k)，计算公式如下：
[0048][0049]
其中tk为第k拍对应的时间。
[0050]
然后计算拟合结果与原始数据的差值，计算公式如下：
[0051]
δα1(k)＝α
′1(k)-α(k)
[0052]
δβ1(k)＝β
′1(k)-β(k)
[0053]
判断δα1(k)、δβ1(k)最大值的绝对值是否均满足拟合要求(即δα1(k)、δβ1(k)最大值的绝对值是否小于要求的误差值)，拟合要求事先确定，例如0.1
°
，拟合要求可以根据实际需要确定。若δα1(k)、δβ1(k)最大值的绝对值满足精度要求，则拟合结束，将第二段的拟合系数
[0054][0055]
和第三段的拟合系数
[0056][0057]
以及第二段和第三段的拟合参数n2、n3均赋值为0。第一段和第二段之间的时间分界点t1，第二段和第三段之间的时间分界点t2均赋值为tf，即将全部指向角数据作为第一段进行拟合。若δα1(k)、δβ1(k)最大值的绝对值不满足要求，则进入s303。
[0058]
s303、以最大误差点为分界点将整段指向角数据分为两段，将两段指向角数据分
别进行拟合。找到msx(abs(δα1(k)，δβ1(k)))对应的时间点t
max
，以t
max
为分界点，分别对时间段[t0，t
max
]和[t
max
，tf]内的指向俯仰角α(k)和方位角β(k)进行拟合，拟合方法与上一步相同。拟合后得到第一段的和第二段的拟合系数
[0059][0060]
以及第一段和第二段的拟合参数n1＝2π/(t
max-t0)，n2＝2π/(t
f-t
max
)。
[0061]
s304、根据两段指向角数据的拟合结果分别得到第一拟合误差和第二拟合误差。根据s303中得到的计算结果计算任务时间段内的指向俯仰角α
′2(k)和方位角β
′2(k)计算公式如下：
[0062][0063]
然后计算拟合结果与原始数据的差值：
[0064]
δα2(k)＝α
′2(k)-α(k)
[0065]
δβ2(k)＝β
′2(k)-β(k)
[0066]
s305、判断第一拟合误差和第二拟合误差是否均满足精度要求，若均满足，则进入s40；若第一拟合误差或第二拟合误差不满足精度要求，则进入s306。在本实施例中，δα2(k)绝对值的最大值即为第一拟合误差，δβ2(k)绝对值的最大值即为第二拟合误差。判断
δα2(k)和δβ2(k)绝对值的最大值是否满足拟合精度要求。若满足要求，则拟合结束，将第三段拟合系数
[0067][0068]
和拟合参数n3均赋值为0，此外令t1＝t
max
，t2＝tf。若不满足要求，则继续步骤s306。
[0069]
s306、以最大误差点为分界点，在最大误差点左右各取整段指向角数据的四分之一组成第二段，位于第二段两侧的分别为第一段和第三段，分别对第一段、第二段和第三段进行分段拟合。将整个任务时间段分为三段，依次为[t0，t1]、[t1，t2]、[t2，t3]，其中t1＝t
max-(t
max-t0)/4，t2＝t
max
+(t
f-t
max
)/4，即以t
max
为分割点，前后各取四分之一段作为第二段，剩下的前后两段分别为第一段和第三段。然后分别对这三段的指向角数据进行拟合，拟合方法与前面方法相同，得到第一段、第二段和第三段的系数：
[0070][0071][0072]
以及第一段、第二段和第三段的拟合参数n1＝2π/(t
1-t0)、n2＝2π/(t
2-t1)、n3＝2π/(t
f-t2)。
[0073]
s40、将拟合参数、拟合系数和时间参数发送给追踪星。地面计算出的指向俯仰角和方位角数据量太大，无法直接上注给卫星，通过上注拟合参数、拟合系数以及时间参数的方式能够有效减少上注的参数量。追踪星根据拟合参数和时间参数计算相对指向角、相对指向角速度以及相对指向角加速度。计算相对指向角的方法如下：
[0074][0075]
其中αu(k)为追踪星上计算的指向俯仰角，βu(k)为星上计算的方位角。
[0076]
根据计算得到指向俯仰角αu(k)和方位角βu(k)计算指向俯仰角速度和方位角速度以解析求导的方式计算，计算方式如下：
[0077][0078]
根据计算得到的指向俯仰角速度和方位角速度计算指向俯仰角加速度和方位角加速度在本实施例中，以指向角速度差分的方式计算，计算方式如下：
[0079][0080][0081]
其中(k-1)表示上一拍的值，(k)表示当前拍的值。
[0082]
s50、向追踪星发送相对指向跟踪任务启动命令。
[0083]
s60、追踪星根据起始时刻的相对指向角进行姿态偏置，当追踪星的星上时间运行到相对指向角曲线的起始时刻，根据步骤s40中计算的相对指向角、相对指向角速度和相对指向角加速度控制追踪星指向追踪目标星。指向角曲线是追踪星和目标星之间相对指向角对于时间的曲线。指向角曲线的起始时刻和结束时刻在地面测控站将信息上注给卫星时即已确定。在本实施例中，通过指向角加速度前馈补偿加指向角速度和指向角数据反馈控制的方式控制追踪星姿态指向跟踪目标星。
[0084]
s70、当追踪星上的星上时间运行到相对指向角曲线的结束时刻，调整追踪星的飞行姿态至对地轨道系零姿态。
[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。

技术特征：
1.一种无跟瞄条件下的相对指向跟踪控制方法，其特征在于，所述控制方法包括：s10、地面测控站测量追踪星和目标星的当前轨道参数，并根据所述当前轨道参数外推得到未来轨道参数；s20、根据所述未来轨道参数计算所述追踪星的轨道系下所述追踪星和所述目标星之间的相对位置，并计算所述目标星相对所述追踪星的指向角数据；s30、所述地面测控站对所述指向角数据进行拟合操作，得到拟合参数、拟合系数和相应的时间参数；s40、将所述拟合参数、拟合系数和所述时间参数发送给所述追踪星，所述追踪星根据所述拟合参数、拟合系数和所述时间参数计算相对指向角、相对指向角速度以及相对指向角加速度；s50、向所述追踪星发送相对指向跟踪任务启动命令；s60、所述追踪星根据起始时刻的相对指向角进行姿态偏置，当所述追踪星的星上时间运行到相对指向角曲线的起始时刻，根据所述相对指向角、所述相对指向角速度和所述相对指向角加速度控制所述追踪星指向跟踪所述目标星；s70、当所述追踪星上的星上时间运行到所述相对指向角曲线的结束时刻，调整所述追踪星的飞行姿态至对地轨道系零姿态。2.如权利要求1所述的无跟瞄条件下的相对指向跟踪控制方法，其特征在于，在步骤s30中，所述地面测控站通过最小二乘法对所述指向角数据进行拟合操作。3.如权利要求2所述的无跟瞄条件下的相对指向跟踪控制方法，其特征在于，所述拟合操作包括分段拟合，所述分段拟合包括以下步骤：s301、对整段所述指向角数据进行拟合，并确定产生最大拟合误差所在的最大误差点；s302、计算所述最大误差点的误差是否满足精度要求，若满足，则进入s40；若不满足，则进入s303；s303、以所述最大误差点为分界点将整段所述指向角数据分为两段，将两段所述指向角数据分别进行拟合。4.如权利要求3所述的无跟瞄条件下的相对指向跟踪控制方法，其特征在于，在步骤s303之后，还包括：s304、根据两段所述指向角数据的拟合结果分别得到第一拟合误差和第二拟合误差；s305、判断所述第一拟合误差和所述第二拟合误差是否均满足所述精度要求，若均满足，则进入s40；若所述第一拟合误差或所述第二拟合误差不满足所述精度要求，则进入s306；s306、以所述最大误差点为分界点，在所述最大误差点左右各取所述整段指向角数据的四分之一组成第二段，位于所述第二段两侧的分别为第一段和第三段，分别对所述第一段、所述第二段和所述第三段进行分段拟合。5.如权利要求1所述的无跟瞄条件下的相对指向跟踪控制方法，其特征在于，在步骤s40中，以解析求导的方式计算所述相对指向角速度。6.如权利要求1所述的无跟瞄条件下的相对指向跟踪控制方法，其特征在于，在步骤s40中，以所述指向角速度差分的方式计算所述相对指向角加速度。7.如权利要求1所述的无跟瞄条件下的相对指向跟踪控制方法，其特征在于，在步骤
s60中，通过所述指向角加速度前馈补偿加所述指向角速度和指向角数据反馈控制的方式进行所述追踪星的姿态控制。8.如权利要求1所述的无跟瞄条件下的相对指向跟踪控制方法，其特征在于，所述指向角数据包括指向俯仰角和方位角。

技术总结
本申请公开了一种无跟瞄条件下的相对指向跟踪控制方法，包括：测量追踪星和目标星的当前轨道参数，外推得到未来轨道参数；计算追踪星和目标星之间的相对位置和指向角数据；拟合得到拟合参数和相应的时间参数并发送给追踪星，根据拟合参数和时间参数计算相对指向角、相对指向角速度以及相对指向角加速度；根据起始时刻的相对指向角进行姿态偏置，当星上时间运行到相对指向角曲线的起始时刻，控制追踪星指向跟踪目标星直至相对指向角曲线的结束时刻，最后调整追踪星的飞行姿态回到对地指向姿态。本申请的无跟瞄条件下的相对指向跟踪控制方法，能够在星上跟瞄设备失效的情况下，实现星上自主的相对指向控制，保证星上载荷正常执行任务。常执行任务。常执行任务。


技术研发人员：梁巨平 戴维宗 郭正勇 陈银河 万海音 朱文山 丰保民
受保护的技术使用者：上海航天控制技术研究所
技术研发日：2023.03.21
技术公布日：2023/6/14