双星编队跟瞄联合跟踪姿态降维设计方法与流程

1.本发明属于卫星自主编队领域，特别涉及一种两星编队运动跟瞄联合跟踪中姿态降维设计方法。


背景技术：

2.航天技术的发展，要求卫星能够自主实现编队、空间交会对接、在轨卫星捕获与维修以及深空探测等任务，姿态跟踪技术是其关键技术。姿态跟踪是指卫星通过星载计算机和星上相对测量设备以及地面测定轨数据，完成对目标星的跟踪以及姿态瞄准。星上相对测量设备有微波雷达和成像相机等，因此不需要目标卫星的应答信息，提供与目标卫星的视线距和两个视线角度信息。对目标星的抵近成像任务工况中，目标卫星运动较快，短时间内目标运动轨迹在编队双星轨道系构成了具有一定平面度的平面(如图1所示)，运动轨迹近似在一个平面内，可以通过星体系在轨道系的偏置，将成像相机光轴运动平面旋转至目标运动平面，将目标运动的二维投影降维为一维投影，实现星体只需要一维姿态机动，即可完成对目标的跟踪指向控制。利用星体转动的高动态跟踪能力持续跟踪监控目标。


技术实现要素：

3.本发明的目的是提供一种双星编队跟瞄联合跟踪姿态降维设计方法，其能够扩展对目标星跟踪成像应用范围，使其能够在更复杂的轨道、更灵活的编队距离下都能够有效。
4.为实现上述目的，本发明提供一种双星编队跟瞄联合跟踪姿态降维设计方法，其包括如下步骤：步骤一：根据地面测控得到的卫星以及跟瞄测量得到的目标星的轨道信息建立卫星及目标星的轨道递推，得到地心惯性系下卫星与目标星的相对位置，建立两星相对运动模型；步骤二：建立唯一无奇异的跟踪成像直角坐标系，作为姿态确定的基准坐标系；步骤三：将星间数据转换到该基准坐标系下，建立姿态方程；步骤四：对基准坐标系运动方程进行差分，推导运动特性描述方法，结合姿态基准坐标系的角速度的计算方法，完成对基准坐标系运动特性描述。
5.优选的，所述两星相对运动模型通过目标方位矢量表示，所述目标方位矢量由以下两种方式得到：1、地面测定轨数据可用时，直接利用对目标星和卫星的测定轨信息，直接利用对所述目标星和所述卫星的测定轨信息，结合星敏输出的所述卫星的姿态信息和所述卫星上的各敏感器安装矩阵，建立第一目标方位矢量；2、地面测定轨数据不可用而所述卫星上的相对导航可用时，由相对导航滤波结果得到所述卫星和所述目标星的相对位置关系，建立第二目标方位矢量。
6.优选的，当所述地面测定轨有效时，所述第一目标方位矢量表达式如下：
[0007][0008]
其中：为卫星指向目标星的第一目标方位矢量在地心惯性系中表达式；
为卫星绝对位置在地心惯性系中表达式；为目标星绝对位置在地心惯性系中表达式。
[0009]
优选的，当所述地面测定轨无效时，卫星的相对导航有效时，第二目标方位矢量表达式如下：
[0010]aio
＝rz(-ω)r
x
(-i)rz(-(ω+f))*rz(-pi/2)r
x
(pi/2)＝[a
iox a
ioy a
ioz
]3×3[0011][0012]
其中，为卫星指向目标星的目标方位矢量在地心惯性系中表达式；为跟瞄测量值；ω,i,(ω+f)为轨道参数，ω为近地点幅角，f为真近点角，ω为升交点赤经，i为轨道倾角，由轨道递推得到；ri(),i＝x,y,z表示绕x轴、y轴、z轴旋转，其旋转角度为括号内的值；a
io
为卫星轨道坐标系到地心惯性系姿态转换矩阵。
[0013]
优选的，所述的步骤二中，基准坐标系y轴通过m节拍前的目标指向矢量和当前节拍目标指向矢量叉乘得到，所述基准坐标系各个坐标轴可以通过以下的公式描述：
[0014][0015][0016][0017]
其中，分别为当前节拍和m节拍前卫星指向目标星的目标方位矢量在地心惯性系中表达式。
[0018]
优选的，所述地心惯性系到基准坐标系姿态转换矩阵为：
[0019]ati
＝[x
i y
i zi]
t
。
[0020]
其中，下标t表示基准坐标系，下标i表示地心惯性系。
[0021]
优选的，所述步骤三中采用姿态四元数差分方法在基准坐标系中描述姿态的表达式如下；
[0022][0023]
其中，q
bt
为卫星本体系到基准坐标系的姿态四元数；q
it
为地心惯性系到基准坐标系的姿态转换四元数；为星敏感器+陀螺卡尔曼滤波输出惯性到本体四元数估计值；表达式下标中的b表示卫星本体系。
[0024]
优选的，步骤四中所述的基准坐标系的角速度的计算方法包括如下转动角速度求解公式：
[0025][0026]
其中，(ω
ti
)
t
基准坐标系转动角速度；(ω
ti
)
t
(k+1)为当前节拍基准坐标系转动角
速度；q
ti
(k+1)、q
ti
(k)分别为基准坐标系相对地心惯性系当前节拍以及上一节拍姿态四元数；ts为k节拍到k+1节拍的采用时间间隔，一般为控制系统控制周期。
[0027]
优选的，卫星相对基准坐标系转动角速度在卫星本体系中表示为：
[0028]
(ω
tb
)b＝(ω
ib
)
b-a
bt
(ω
it
)
t
[0029]
其中，(ω
ib
)b为卫星相对于地心惯性系的角速度在卫星本体系的表示，(ω
it
)
t
为基准坐标系转动角速度，a
bt
为所述卫星本体系到基准坐标系姿态转换矩阵。
[0030]
综上所述，与现有技术相比，本发明提供的一种双星编队跟瞄联合跟踪姿态降维设计方法，具有如下有益效果：(1)本发明解决了跟随目标星的不确定以及快速性对控制带来的影响，利用地面测控/导航以及姿态敏感器测量数据经过姿态跟踪算法得到持续跟踪动态目标需要的角度；(2)通过求解姿态基准系的角速度信息，预测目标角运动轨迹，引入前馈控制环节，提高闭环稳定控制精度；(3)本发明给出基于姿态四元数差分方法，其具有计算简单，星上采用计算量更小的优势。
附图说明
[0031]
图1为本发明的目标运动轨迹在编队双星轨道系构成的具有一定平面度的平面的示意图；
[0032]
图2为本发明的的双星编队跟瞄联合跟踪姿态降维设计方法的流程图；
[0033]
图3为本发明的双星编队跟瞄联合跟踪姿态降维设计方法选用的基准坐标系；
[0034]
图4为本发明的双星编队跟瞄联合跟踪姿态降维设计方法适用的卫星编队示意图。
具体实施方式
[0035]
以下将结合本发明实施例中的附图1～附图4，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。
[0036]
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。
[0037]
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。
[0038]
由于姿态测量、地面测控/相对导航和相对指向姿态确定是完成联合跟踪控制的前提条件。因此本发明提供的双星编队跟瞄联合跟踪姿态降维设计方法，如图1所示，包括如下步骤：
[0039]
步骤一：根据地面测控得到的卫星以及跟瞄测量得到的目标星的轨道信息，建立卫星及目标星的轨道递推，得到地心惯性系下卫星与目标星的相对位置，建立两星相对运
动模型；
[0040]
步骤二：建立唯一无奇异的跟踪成像直角坐标系，作为姿态确定的基准坐标系；
[0041]
步骤三：将星间数据转换到该基准坐标系下，建立姿态方程；
[0042]
步骤四：对基准坐标系运动方程进行差分，推导运动特性描述方法，结合姿态基准坐标系的角速度的计算方法，完成对基准坐标系运动特性描述。
[0043]
其中，如图1所示，所述步骤一中，由于卫星2与目标星1相对运动速度较快，短时间内目标星1的运动轨迹在由目标星轨道11和卫星轨道21组成的双星轨道系下具有一定的平面度，可以通过卫星2在卫星轨道21的偏置，即将卫星2上的相机光轴运动平面旋转至目标运动平面，使目标星1运动的二维投影降维为一维投影，实现卫星2只需要一维姿态机动，即可完成对目标星1的跟踪指向控制，完成降维设计。
[0044]
进一步，所述两星相对运动模型通过目标方位矢量表示，所述目标方位矢量由以下两种方式得到：1、地面测定轨数据可用时，直接利用对所述目标星和所述卫星的测定轨信息，结合星敏输出的所述卫星的姿态信息和所述卫星上的各敏感器安装矩阵，建立第一目标方位矢量；2、地面测定轨数据不可用而所述卫星上的相对导航可用时，由相对导航滤波结果得到所述卫星和所述目标星的相对位置关系，建立第二目标方位矢量。
[0045]
其中，当所述地面测定轨有效时，所述第一目标方位矢量表达式如下：
[0046][0047]
其中：为卫星2指向目标星1的第一目标方位矢量在地心惯性系中表达式；为卫星2绝对位置在地心惯性系中表达式；为目标星1绝对位置在地心惯性系中表达式。
[0048]
其中，当所述地面测定轨无效时，卫星的相对导航有效时，第二目标方位矢量表达式如下：
[0049]aio
＝rz(-ω)r
x
(-i)rz(-(ω+f))*rz(-pi/2)r
x
(pi/2)＝[a
iox a
ioy a
ioz
]3×3[0050][0051]
其中，为卫星2指向目标星1的第二目标方位矢量在地心惯性系中表达式；为卫星1上的跟踪瞄准单机的测量值；ω,i,(ω+f)为轨道参数，ω为升交点赤经，i为轨道倾角，ω为近地点幅角，f为真近点角，由轨道递推得到；ri(),i＝x,y,z表示绕x轴、y轴、z轴旋转，其旋转角度为括号内的值；pi＝3.141592；a
io
为卫星轨道坐标系到地心惯性系姿态转换矩阵。
[0052]
进一步，相对目标星指向的姿态确定设计核心是根据目标方位矢量，由两星相对位置信息建立跟踪成像坐标系作为姿态基准坐标系。即步骤二中所述：建立唯一无奇异的跟踪成像直角坐标系，作为姿态确定的基准坐标系。通过基准坐标系中坐标轴的选取保证相机光轴矢量与目标星运动轨迹平面垂直。
[0053]
其中，所述相机光轴矢量与所述目标星运动轨迹平面垂直的法线n通过如下公式
计算：
[0054][0055][0056][0057]
其中，为运动轨迹平面法线单位矢量；t0为卫星指向目标星矢量在跟踪起始点时刻；r0＝(x
0 y
0 z0)
t
是跟踪起始点时刻t0双星轨道系下坐标；t
′0为卫星指向目标星矢量在跟踪起始点附近任一点时刻；r
′0＝(x
′0y'0z'0)
t
是跟踪起始点附近任一点时刻t'0双星轨道系下坐标。
[0058]
具体的，所述的步骤二中，基准坐标系y轴通过m节拍前的目标指向矢量和当前节拍目标指向矢量叉乘得到，若设定m值为20，那么基准坐标系各个坐标轴可以通过以下的公式描述：
[0059][0060][0061][0062]
其中，分别为当前节拍和m节拍(设定m＝20)前卫星2指向目标星1的目标方位矢量在地心惯性系中表达式。需要说明的是，所述节拍是指卫星2的控制周期，其与卫星2的设计有关，为一固定值；例如若控制周期为0.5s，20节拍为10s，即分别为当前控制周期和10s前卫星2指向目标星1的目标方位矢量在地心惯性系中表达式。
[0063]
进一步，所述地心惯性系到基准坐标系姿态转换矩阵为：
[0064]ati
＝[x
i y
i zi]
t
[0065]
其中，下标t表示基准坐标系，i表示地心惯性系。
[0066]
当步骤二建立好“跟踪成像”姿态基准后，即建立好姿态基准坐标系，对目标星1的编队跟瞄联合跟踪任务可以等同于常规“姿态确定”。在原本的跟瞄联合跟踪任务比较复杂，是一个综合了轨道计算、姿态计算以及控制的综合性任务，而本发明通过姿态基准系的设计和选择，将姿态轨道联控制转化为单纯的姿态确定以及控制，通过姿态确定即可完成跟踪成像任务。
[0067]
进一步，所述步骤三中采用姿态四元数差分方法在基准坐标系中描述姿态的表达式如下；
[0068]
[0069]
其中，q
bt
为卫星本体系到基准坐标系的姿态四元数；q
it
为地心惯性系到基准坐标系的姿态转换四元数；为星敏感器+陀螺卡尔曼滤波输出惯性到本体四元数估计值；表达式下标中b表示卫星本体系。
[0070]
为了完成对目标星持续跟踪成像监测，以及保障对卫星平台的高精度高稳定度跟踪成像品质。因此，需要对基准坐标系的运动特性进行描述，为后续目标星的角运动轨迹估计以及前馈控制提供信息。
[0071]
具体的，步骤四中所述的基准坐标系的角速度的计算方法包括如下转动角速度求解公式：
[0072][0073]
其中，(ω
ti
)
t
基准坐标系转动角速度；(ω
ti
)
t
(k+1)为当前节拍基准坐标系转动角速度；q
ti
(k+1)、q
ti
(k)分别为基准坐标系相对地心惯性系当前节拍以及上一节拍姿态四元数；ts为k节拍到k+1节拍的采用时间间隔，一般为控制系统控制周期。
[0074]
进一步，卫星相对基准坐标系转动角速度在卫星本体系中表示为：
[0075]
(ω
tb
)b＝(ω
ib
)
b-a
bt
(ω
it
)
t
[0076]
其中，(ω
ib
)b为卫星本体相对于地心惯性系的角速度在卫星本体系的表示，(ω
it
)
t
为基准坐标系转动角速度，a
bt
为所述卫星本体系到基准坐标系姿态转换矩阵。
[0077]
综上所述，与现有技术相比，本发明通过地面测控得到卫星与目标星的轨道信息经拟合得到星上自主轨道递推与目标星递推的系数，进行星上轨道递推以及目标星轨道递推，从而得到地心惯性系下两星相对位置信息；同时在没有地面轨道测控支持的时候，卫星上的自主导航可以输出卫星与目标星在轨道系下的相对位置信息；之后根据相对指向的姿态确定由两星相对位置信息建立跟踪成像坐标系作为姿态基准坐标系。利用姿态敏感器的测量数据，建立姿态方程，进而实现计算卫星本体系相对于基准坐标系的姿态角和姿态角速度信息。其扩展了对目标星跟踪成像应用范围，使其能够在更复杂的轨道、更灵活的编队距离下都能够有效。
[0078]
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：
1.一种双星编队跟瞄联合跟踪姿态降维设计方法，其特征在于，包括：步骤一：根据地面测控得到的卫星以及跟瞄测量得到的目标星的轨道信息建立卫星及目标星的轨道递推，得到地心惯性系下卫星与目标星的相对位置，建立两星相对运动模型；步骤二：建立唯一无奇异的跟踪成像直角坐标系，作为姿态确定的基准坐标系；步骤三：将星间数据转换到该基准坐标系下，建立姿态方程；步骤四：对基准坐标系运动方程进行差分，推导运动特性描述方法，结合姿态基准坐标系的角速度的计算方法，完成对基准坐标系运动特性描述。2.如权利要求1所述的双星编队跟瞄联合跟踪姿态降维设计方法，其特征在于，所述两星相对运动模型通过目标方位矢量表示，所述目标方位矢量由以下两种方式得到：1、地面测定轨数据可用时，直接利用对目标星和卫星的测定轨信息，直接利用对所述目标星和所述卫星的测定轨信息，结合星敏输出的所述卫星的姿态信息和所述卫星上的各敏感器安装矩阵，建立第一目标方位矢量；2、地面测定轨数据不可用而所述卫星上的相对导航可用时，由相对导航滤波结果得到所述卫星和所述目标星的相对位置关系，建立第二目标方位矢量。3.如权利要求2所述的双星编队跟瞄联合跟踪姿态降维设计方法，其特征在于，当所述地面测定轨有效时，所述第一目标方位矢量表达式如下：其中：为卫星指向目标星的第一目标方位矢量在地心惯性系中表达4.如权利要求2所述的双星编队跟瞄联合跟踪姿态降维设计方法，其特征在于，当所述地面测定轨无效时，卫星的相对导航有效时，第二目标方位矢量表达式如下：a
io
＝r
z
(-ω)r
x
(-i)r
z
(-(ω+f))*r
z
(-pi/2)r
x
(pi/2)＝[a
iox a
ioy a
ioz
]3×3其中，为卫星指向目标星的目标方位矢量在地心惯性系中表达式；为跟瞄测量值；ω,i,(ω+f)为轨道参数，ω为升交点赤经，i为轨道倾角，ω为近地点幅角，f为真近点角，r
i
(),i＝x,y,z表示绕x轴、y轴、z轴旋转，其旋转角度为括号内的值；由轨道递推得到；a
io
为卫星轨道坐标系到地心惯性系姿态转换矩阵。5.如权利要求3或4所述的双星编队跟瞄联合跟踪姿态降维设计方法，其特征在于，所述的步骤二中，基准坐标系y轴通过m节拍前的目标指向矢量和当前节拍目标指向矢量叉乘得到，所述基准坐标系各个坐标轴可以通过以下的公式描述：
其中，分别为当前节拍和m节拍前卫星指向目标星的目标方位矢量在地心惯性系中表达式。6.如权利要求5所述的双星编队跟瞄联合跟踪姿态降维设计方法，其特征在于，所述地心惯性系到基准坐标系姿态转换矩阵为：a
ti
＝[x
i y
i z
i
]
t
其中，下标t表示基准坐标系，下标i表示地心惯性系。7.如权利要求6所述的双星编队跟瞄联合跟踪姿态降维设计方法，其特征在于，所述步骤三中采用姿态四元数差分方法在基准坐标系中描述姿态的表达式如下；其中，q
bt
为卫星本体系到基准坐标系的姿态四元数；q
it
为地心惯性系到基准坐标系的姿态转换四元数；为星敏感器+陀螺卡尔曼滤波输出惯性到本体四元数估计值；表达式下标中的b表示卫星本体系。8.如权利要求7所述的双星编队跟瞄联合跟踪姿态降维设计方法，其特征在于，步骤四中所述的基准坐标系的角速度的计算方法包括如下转动角速度求解公式：其中，(ω
ti
)
t
基准坐标系转动角速度；(ω
ti
)
t
(k+1)为当前节拍基准坐标系转动角速度；q
ti
(k+1)、q
ti
(k)分别为基准坐标系相对地心惯性系当前节拍以及上一节拍姿态四元数；t
s
为k节拍到k+1节拍的采用时间间隔，一般为控制系统控制周期。9.如权利要求8所述的双星编队跟瞄联合跟踪姿态降维设计方法，其特征在于，卫星相对基准坐标系转动角速度在卫星本体系中表示为：(ω
tb
)
b
＝(ω
ib
)
b-a
bt
(ω
it
)
t
其中，(ω
ib
)
b
为卫星相对于地心惯性系的角速度在卫星本体系的表示，(ω
it
)
t
为基准坐标系转动角速度，a
bt
为所述卫星本体系到基准坐标系姿态转换矩阵。

技术总结
本发明提供一种双星编队跟瞄联合跟踪姿态降维设计方法，其包括如下步骤：步骤一：根据地面测控得到的卫星以及跟瞄测量得到的目标星的轨道信息建立卫星及目标星的轨道递推，得到地心惯性系下卫星与目标星的相对位置，建立两星相对运动模型；步骤二：建立唯一无奇异的跟踪成像直角坐标系，作为姿态确定的基准坐标系；步骤三：将星间数据转换到该基准坐标系下，建立姿态方程；步骤四：对基准坐标系运动方程进行差分，推导运动特性描述方法，结合姿态基准坐标系的角速度的计算方法，完成对基准坐标系运动特性描述。本发明能够扩展对目标星跟踪成像应用范围，使其能够在更复杂的轨道、更灵活的编队距离下都能够有效。活的编队距离下都能够有效。活的编队距离下都能够有效。


技术研发人员：王静吉 刘笑 尹俊雄 祝贺 刘春阳 邵志杰 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：2022.12.19
技术公布日：2023/3/30