[发明专利]成像定标的姿态控制方法

说明书

技术领域

本发明属于飞行器(航空和航天)的自动控制领域，涉及成像定标的姿态控制方法。

背景技术

在轨运行的遥感器随着空间环境条件的变化，其性能如CCD器件的响应度将会产生新的影响，随着空间任务要求的不断提高，传统的地面标定手段已经不能满足高精度遥感的需求，遥感器研制单位提出了飞行器在轨姿态机动一定角度的成像定标方法(如对地成像遥感器要求飞行器偏航机动90度)，不仅对姿态机动时间和姿态偏置稳态飞行时间提出了要求，而且对稳态飞行期间的姿态确定精度、稳定度和指向精度等提出了要求。

以往关于遥感器标定的文献有很多，但是只是关注于标定方法，而未见成像定标的飞行器姿态控制文献。事实上，为了满足成像定标的要求，飞行器姿态机动一般属于大角度快速机动，敏感器和执行机构的安装布局要兼顾正常飞行姿态和成像定标姿态，姿态控制方法也不同于常规的姿态控制。

发明内容

本发明的技术解决问题是：针对遥感器标定的姿态控制问题，提供了一种成像定标的姿态控制方法。

本发明的技术解决方案是：成像定标的姿态控制方法，包括以下步骤：

(1)确定敏感器的安装布局：所述的敏感器包括陀螺和星敏感器；陀螺安装布局根据最大机动角速度需求确定，满足姿态控制期间陀螺不饱和；星敏感器的安装布局满足在轨使用要求和姿态确定精度的要求；

(2)确定执行机构的安装布局：执行机构的安装布局满足姿态控制期间不饱和且能输出有效力矩；

(3)预估姿态，包括：利用陀螺数据进行姿态四元数和角速度预估即有陀螺姿态；利用姿态动力学预估姿态四元数和角速度即无陀螺姿态；

(4)如果当前星敏感器数据无效则转步骤(6)，否则：分别对步骤(3)预估的姿态进行卡尔曼滤波姿态修正，修正后转步骤(5)；

(5)如果当前星敏感器数据有效之前出现星敏感器持续无效且处于姿态机动过程则采用当前有效星敏感器数据根据几何定姿算法更新当前姿态，即由星敏感器确定的姿态直接更新当前有陀螺和无陀螺姿态，后转步骤(6)；

(6)确定三轴姿态：根据有陀螺姿态和无陀螺姿态的姿态四元数、轨道数据确定三轴有陀螺和无陀螺姿态角；

(7)根据飞行器质量特性、控制力矩大小、角动量容量、姿态机动角度、姿态机动时间要求设计姿态机动轨迹以及机动到位后的跟踪轨迹；

(8)根据飞行器当前姿态，即陀螺正常则当前姿态取有陀螺姿态，否则取无陀螺姿态和步骤(7)中设计的姿态机动轨迹中的姿态计算姿态控制误差；

(9)利用步骤(8)中计算的姿态控制误差进行姿态控制。

所述步骤(1)中的在轨使用要求包括角速度要求和遮光性能要求，遮光性能要求满足下式：其中Z_1B为星敏感器光轴在飞行器本体系的安装方位列矢量、r_s/e为太阳或地心单位矢量在飞行器本体系的表示、α_s/e为考虑星敏感器遮光角的判断阈值。

本发明与现有技术相比具有如下优点：

1)本发明在成像定标中可以自主选择姿态确定方法。

2)本发明既适用于陀螺正常情况，也适应于陀螺故障情况，有利于飞行器延寿和安全可靠。

3)本发明在姿态机动过程引入姿态修正或姿态更新，不仅提高了姿态确定精度，而且可以缩短机动到位后的进入稳态时间。

4)本发明在PD或PID控制算法的基础上引入结构滤波器和低通滤波器，可提高抗干扰能力和克服挠性模态的影响，得到更好的姿态控制品质。

附图说明

图1为本发明流程图。

图2为姿态确定流程图。

图3为姿态控制流程图。

图4为偏航机动90度成像定标的曲线。

具体实施方式

如图1所示，本发明提供了一种成像定标的姿态控制方法，包括如下步骤：

(1)敏感器的安装布局

考虑陀螺和星敏感器的安装：

1)根据最大机动角速度需求确定陀螺的安装，满足姿态控制期间陀螺不饱和，即其中R_g为陀螺的安装位置，ω_j为机动角速度需求，ω_gmax为陀螺的测量量程；