繞空間軸的偏流角跟蹤控制方法
【技術領域】
[0001] 本發明設及衛星姿軌控分系統偏流角跟蹤控制技術領域，具體地，設及一種繞空 間軸的偏流角跟蹤巧制方法。
【背景技術】
[0002] 偏流角的定義即為目標在像平面投影的像移速度矢量，與推掃陣列的列向夾角， 如圖1所示。對于TDICCD相機等推掃方式工作的有效載荷，為保證其成像清晰，要求衛星姿 軌控分系統通過姿態控制實時調整載荷的視軸，使成像目標在像平面的移動速度矢量方向 垂直于推掃陣列。此即為衛星姿軌控分系統偏流角跟蹤控制(偏航導引）要求。
[0003] -種帶有擺鏡機構的光學相機，其對于星體的偏流角跟蹤與目前常規衛星跟蹤方 式不同。常規衛星相機光軸與本體軸重合，偏流角跟蹤僅需要繞本體軸跟蹤，如圖2所示。但 運種帶有擺鏡機構的光學相機，由于相機擺鏡擺角任意，導致偏流角跟蹤不能繞本體軸，必 須根據擺鏡擺角位置實時計算空間軸指向，在規定的時間內實現繞空間軸偏流角跟蹤，保 證相機對指定目標的成像。
[0004] 而衛星由于搭載了擺鏡，隨著擺鏡的運動，相當于相機光軸二倍角度變化。因此， 姿軌控修正衛星的偏流角時，應繞瞬時的相機視場光軸方向，偏置一定角度，運個角度同偏 流角。此時，衛星相當于繞空間軸姿態偏置，S軸姿態可能都有分量，如圖3所示。此外，考慮 可能的擺鏡異常，將需要衛星平臺通過姿態機動來調整相機光軸指向，W代替擺鏡轉動，而 在此基礎上的偏流角跟蹤控制將變得更加復雜。此時，若繼續采用=軸歐拉角依次旋轉的 方式進行姿態控制方式，將帶來姿態解算及轉序問題，且姿態控制流程復雜，無法實現快速 跟蹤偏流角。因此有必要開發一種新的適用于任意空間軸的偏流角跟蹤控制方法。
【發明內容】
[0005] 針對現有技術存在的不足，本發明的目的是提供一種繞空間軸的偏流角跟蹤控制 方法，針對可見光相機等有效載荷的偏流角控制需求，首次提出了基于四元數的繞空間軸 的偏流角跟蹤控制方法;此控制方法不同于現有衛星相機光軸與本體軸重合的偏流角跟蹤 方式，在相機光軸根據目標任意變化情況下，設計并實現了一種更具用通用性的偏流角跟 蹤方式，進而實現一步到位的繞空間軸偏流角跟蹤控制。
[0006] 為實現上述目的，本發明通過W下的技術方案實現。
[0007] -種繞空間軸的偏流角跟蹤控制方法，包括如下步驟：
[000引第一步，根據衛星當前工作的姿態引導模式和擺鏡工作狀態，配合星上自主任務 規劃程序，進行基準姿態四元數計算；
[0009] 第二步，根據擺鏡擺角和相機偏流角，進行偏流角修正四元數計算；
[0010] 第=步，在基準姿態四元數和偏流角修正四元數的基礎上，進行偏流角跟蹤控制 的最終的目標姿態四元數計算；
[0011] 第四步，根據姿態確定模塊給出的當前衛星姿態四元數和第=步得到的目標姿態 四元數，進行控制偏差四元數計算，采用偏差四元數的矢部作為控制用姿態。
[0012] 優選地，所述第一步具體為：
[0013] 所述姿態引導模式包括快速引導模式、詳查引導模式和機動引導模式;其中：
[0014]在快速引導模式下:所述基準姿態qck的基準姿態四元數為qck=[l0 0 0];
[0015] 在詳查引導模式下：當自主規劃程序發現目標后送出擺鏡擺角的同時，按照3-1-2 轉序記錄當前衛星的實時姿態角口、9，下一拍，姿軌控系統根據收到的實時姿態角巧（滾 動姿態）、0(俯仰姿態）、M偏航姿態）計算四元數q〇b即為基準姿態四元數qck， y,,=皆心)@0、(夢(別，并在相機工作期間保持不變，其中，所述Qz(il〇表示繞Z軸轉過4 角度的旋轉四元數，公^約為繞X軸轉過角度的旋轉四元數，Qy(0)為繞y軸轉過0角度的旋 轉四元數;@表示四元數乘法。
[0016] 機動引導模式:在相機擺鏡異常時，通過姿態機動調整相機光軸指向，W代替擺鏡 轉動;此時衛星首先完成轉角為2(辦-Azj)的滾動姿態機動，其中稱和&ZS分別為目標擺 角和實際擺角，此時基準姿態qtk的基準姿態四元數為：
[0018]優選地，為擴大偵查和相機成像范圍，還包括如下步驟:預先偏置一個基準姿態 Qck,在目標點確定后對基準姿態Qck進行偏流角精修;所述對基準姿態Qck進行偏流角精修具 體為:根據基準姿態Qck的姿態值得出當前偏流角，姿軌控系統在基準姿態Qck的基礎上，繞 當前光軸旋轉一個當前偏流角。
[0019]優選地，所述第二步具體為:姿軌控系統根據含擺鏡衛星偏流角跟蹤原理，通過收 到的偏流角e和擺鏡擺角稱，計算偏流角修正四元數QT，所述偏流角修正四元數QT為：
[0021] 當收到的偏流角e和/或擺鏡擺角稱超出相應闊值時，認為偏流角e和/或擺鏡擺角 稱數據無效，則退出偏流角跟蹤模式。
[0022] 優選地，所述第=步具體為:在第一步得到的基準姿態四元數的基礎上，旋轉第二 步得到的偏流角修正四元數，得到偏流角跟蹤控制的最終的目標姿態四元數qnr:
[0023] q〇r=q,k?^T
[0024] 所述偏流角跟蹤控制的最終的目標姿態四元數Qdt為控制目標相對衛星軌道系的 姿態四元數。
[0025] 優選地，所述第四步具體為：
[0026] W巧螺積分四元數描述當前衛星本體相對衛星軌道系的姿軌控系統收到的實時 姿態四元數qnb，結合第S步得到的目標姿態四元數qor，計算控制偏差四元數qrb:
[0027]和6=恥;，@和6;
[002引控制偏差四元數qrb的矢部作為控制用姿態。
[0029]優選地，所述控制用姿態取控制偏差四元數的矢部的2倍，為：
[0031]根據控制用姿態，調用飛輪PI或飛輪PD控制算法進行姿態跟蹤控制，至此完成了 繞空間軸的偏流角跟蹤控制;其中，qrb(l)、qrb(2)、qrb(3)分別為誤差四元數郵矢量部分，即 qrb=[qrb(0)qrb(l)qrb(2)qrb(3)]〇
[0032]優選地，巧螺積分四元數為:星敏可用狀態下，每拍更新的星敏四元數。
[0033]本發明提供的繞空間軸的偏流角跟蹤控制方法，根據偏流角計算對應的基準姿 態、相機擺鏡擺角和相機偏流角，W四元數描述衛星目標姿態，結合當前衛星姿態進行控制 偏差四元數計算，而控制用姿態將創新性的直接采用控制偏差四元數的矢部，W此完成繞 空間軸的偏流角跟蹤控制。考慮到偵查系統確定目標點到相機成像僅30s，為擴大偵查和相 機成像范圍，可通過預先偏置一個基準姿態，在目標點確定后進行偏流角精修。
[0034]具體可分為如下模式實現：
[0035]快速引導模式:快速引導模式下，姿軌控系統始終跟蹤星下點區域的偏流角，雖然 視場邊緣的成像質量稍有降低，但盡可能的擴大了可引導成像的區域，提高了目標的成像 概率。
[0036]詳查引導模式:在偵察系統確定目標點后控制擺鏡擺動W實現相機視軸偏置，由 于擺鏡擺動導致偏流角突變量在0~0.5°W內，為了保證盡可能的清晰成像，對每一個目標 成像前，都進行擺鏡擺動引起的偏流角突變量精修，在任務規劃時間預算上，預留20s給姿 軌控系統修正此突變量。
[0037] 機動引導模式:擺鏡是一個活動部件，且存在單點失效隱患，為了保證在擺鏡故障 情況下仍能夠最大限度的對自主任務規劃的整個流程進行在軌驗證，設計了姿態機動引導 模式。該模式下，依靠繞滾動軸姿態機動盡可能的替代擺鏡，進行視場調整。由于衛星平臺 無法像擺鏡那樣在3s內完成最大15°的角度調整，因此需事先完成姿態機動并偏置。
[0038]本發明與現有技術相比，具有如下有益效果：
[0039] W往衛星姿軌控分系統僅具備繞特定衛星主軸進行姿態旋轉，W跟蹤星下點偏流 角；本發明通過W四元數來描述目標姿態基準，并用四元數簡化描述衛星同姿態基準之間 的姿態偏差，一步到位的實現繞空間軸偏流角跟蹤控制。
【附圖說明】
[0040] 通過閱讀參照W下附圖對非限制性實施例所作的詳細描述，本發明的其它特征、 目的和優點將會變得更明顯：
[0041] 圖1為偏流角物理意義示意圖；
[0042] 圖2為W往衛星偏流角跟蹤示意圖；
[0043]圖3為含擺鏡衛星偏流角跟蹤示意圖；
[0044] 圖4為衛星機動后跟蹤偏流角示意圖。
【具體實施方式】
[0045]下面對本發明的實施例作詳細說明：本實施例在W本發明技術方案為前提下進行 實施，給出了詳細的實施方式和具體的操作過程。應當指出的是，對本領域的普通技術人員 來說，在不脫離本發明構思的前提下，還可W做出若干變形和改進，運些都屬于本發明的保 護范圍。
[0046] 實施例
[0047]本實施例提供了一種繞空間軸的偏流角跟蹤控制方法，采用如下步驟：
[0048]第一步為根據姿態引導模式，配合星上自主任務規劃程序，進行基準姿態四元數 計算；
[0049]第二步根據擺鏡擺角和相機偏流角，進行偏流角修正四元數計算；
[0050]第=步在基準姿態四元數和偏流角修正四元數的基礎上，進行偏流角跟蹤控制的 最終的目標四元數計算；
[0051] 第四步根據姿態確定模塊給出的