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，而控制用姿態將創新性的直接采用偏差四元數的矢部。 [0化 2] 上述各姿態四元數W衛星軌道坐標系為參考坐標系。
[0053]在巧螺積分四元數(星敏可用時每拍更新為星敏四元數)可用時，根據地面指令來 開始和停止偏流角跟蹤。具體為：
[0054] (1)基準姿態四元數計算：
[0055]基準姿態四元數計算單元能夠根據衛星當前工作模式和擺鏡工作狀態進行計算， 允許擺鏡故障、允許衛星當前姿態為跟蹤星下點偏流角或處于機動后偏置飛行狀態。
[0056]當前修正基準姿態四元數，既偏流角計算程序根據運個姿態值計算出了當前偏流 角，姿軌控需要在此姿態基礎上，繞當前光軸旋轉一個偏流角。
[0057]快速引導模式:基準姿態四元數為qck=[l0 0 0];
[0058]詳查引導模式：當自主規劃程序在發現目標后送出擺鏡擺角的同時，記錄當前的 實時姿態角時，下一拍，姿軌控收到的基準姿態四元數即為此實時四元數qck=q〇b，并在相 機工作期間保持不變。該模式下進行的偏流角計算考慮了衛星
[0059] 機動引導模式:在相機擺鏡異常時，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，并在此基礎上完成偏流角跟蹤控制。此時衛星需首先完成轉角為 的滾動姿態機動，其中保和從a?分別為目標擺角和實際擺角。
[0060]此時基準姿態四元數為
[0062] (2)偏流角修正四元數計算：
[0063] 采用四元數描述偏流角修正四元數，其中0和稱分別為偏流角和擺鏡擺角。
[0064]姿軌控根據收到的偏流角巧日擺鏡擺角&，計算偏流角修正四元數QT。若收到的偏 流角或擺鏡擺角超出相應闊值，則退出偏流角跟蹤模式。
[0065]根據前述的含擺鏡衛星偏流角跟蹤原理，偏流角修正需繞相機視軸旋轉偏流角， 相機視軸如圖3所示，因此偏流角修正四元數QT。
[0067] (3)目標姿態基準計算：
[0068] W四元數來描述偏流角跟蹤控制的最終的目標四元數qnr，該目標四元數相對衛星 軌道坐標系描述。
[0069]在第一步中基準姿態四元數的基礎上，旋轉第二步中得到的偏流角修正四元數， 此即為偏流角跟蹤控制的最終的目標四元數qnr，該四元數為控制目標相對衛星軌道系的姿 態四元數。
[0070] q〇r=q,k^%
[0071] (4)控制用姿態計算：
[0072]W四元數進行當前姿態和目標姿態的偏差計算，而控制用姿態將創新性的直接采 用偏差四元數的矢部。
[0073]W巧螺積分四元數(星敏可用時每拍更新為星敏四元數)描述當前衛星本體相對 軌道系的姿態四元數qnb，結合第S步得到的目標姿態四元數qor計算偏差四元數：
[麵]^ =樂；?御礎
[0075]為簡化控制算法，控制用姿態可直接取偏差四元數的矢部的2倍
[0077]根據上面計算得到的控制用姿態，調用飛輪PI或飛輪PD控制算法進行姿態跟蹤控 審IJ，至此便完成了繞空間軸的偏流角跟蹤控制；其中，其中，qrb(l)、qrb(2)、qrb(3)分別為誤 差四元數Qrb矢量部分，即qrb=[qrb(0)Qrb(I)qrb(2)qrb(3)]。
[007引在本實施例中：
[0079]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qck，在目標點確定后 進行偏流角精修。偏流角計算程序根據運個姿態值計算出了當前偏流角，姿軌控需要在此 姿態基礎上，繞當前光軸旋轉一個偏流角。
[0080] 根據含擺鏡衛星偏流角跟蹤原理，偏流角修正需繞相機視軸旋轉偏流角，W此進 行偏流角修正四元數QT計算。
[0081]在基準姿態四元數的基礎上，旋轉偏流角修正四元數，此即為偏流角跟蹤控制的 最終的目標四元數qnr，該四元數為控制目標相對衛星軌道系的姿態四元數。
[0082] 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，而控制用姿態將創新性的直接采用偏差四元數的矢部。
[0083] W上對本發明的具體實施例進行了描述。需要理解的是，本發明并不局限于上述 特定實施方式，本領域技術人員可W在權利要求的范圍內做出各種變形或修改，運并不影 響本發明的實質內容。
【主權項】
1. 一種繞空間軸的偏流角跟蹤控制方法，其特征在于，包括如下步驟： 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； 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； 第三步，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； 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三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。2. 根據權利要求1所述的繞空間軸的偏流角跟蹤控制方法，其特征在于，所述第一步具 體為： 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： 在快速引導模式下:所述基準姿態qck的基準姿態四元數為qc；k=[l 0 0 0]; 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，、Θ、Φ，下一拍，姿軌控系統根據收到的實時姿態角爐、θ、ιΗ十 算四元數q〇b即為基準姿態四元數qck，L 并在相機工作期間保持 不變，其中，*Ρ為滾動姿態角，Θ為俯仰姿態角，Φ為偏航姿態，所述QzQ)表示繞ζ軸轉過Φ角度 的旋轉四元數，(?.,(的為繞X軸轉過口角度的旋轉四元數，Qy(0)為繞y軸轉過Θ角度的旋轉四 元數；發表示四元數乘法； 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，以代替擺鏡轉 動;此時衛星首先完成轉角為2(% -%zs)的滾動姿態機動，其中涔和約_分別為目標擺角 和實際擺角，此時基準姿態qd<的基準姿態四元數為：3. 根據權利要求2所述的繞空間軸的偏流角跟蹤控制方法，其特征在于，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q^，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qdJi行偏流角精修具體為:根據基準姿態9。1<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。4. 根據權利要求1所述的繞空間軸的偏流角跟蹤控制方法，其特征在于，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β和擺鏡擺角外，計 算偏流角修正四元數q T，所述偏流角修正四元數qT為：當收到的偏流角β和/或擺鏡擺角％超出相應閾值時，認為偏流角β和/或擺鏡擺角爲 數據無效，則退出偏流角跟蹤模式。5. 根據權利要求4所述的繞空間軸的偏流角跟蹤控制方法，其特征在于，所述第三步具 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q OT:所述偏流角跟蹤控制的最終的目標姿態四元數q〇r為控制目標相對衛星軌道系的姿態 四元數。6. 根據權利要求1所述的繞空間軸的偏流角跟蹤控制方法，其特征在于，所述第四步具 體為： 以陀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q〇b，結合第三步得到的目標姿態四元數q〇r，計算控制偏差四元數qrb:控制偏差四元數qrb的矢部作為控制用姿態。7. 根據權利要求6所述的繞空間軸的偏流角跟蹤控制方法，其特征在于，所述控制用姿 態取控制偏差四元數的矢部的2倍，為：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，94(1)沖"2)、(^(3)分別為誤差四元數(^矢量部分^(^ 一 [Qrb ( 0 ) Qrb ( 1 ) Qrb ( 2 ) qrb ( 3 ) ] 〇8. 根據權利要求6所述的繞空間軸的偏流角跟蹤控制方法，其特征在于，陀螺積分四元 數為:星敏可用狀態下，每拍更新的星敏四元數。
【專利摘要】本發明涉及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算法，實現了一種更具用通用性的偏流角跟蹤方式。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，以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偏差四元數的矢部，以此完成繞空間軸的偏流角跟蹤控制。通過預先偏置一個基準姿態擴大偵查和相機成像范圍，在目標點確定后進行偏流角精修。本發明通過以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。
【IPC分類】B64G1/24
【公開號】CN105438499
【申請號】CN201510791542
【發明人】尹海寧, 杜寧, 李芳華, 朱文山, 任家棟
【申請人】上海新躍儀表廠
【公開日】2016年3月30日
【申請日】2015年11月17日