視場方向可調的衛星對地凝視姿態控制方法
【專利摘要】本發明提供了一種視場方向可調的衛星對地凝視姿態控制方法，包括以下步驟：1)給定的衛星軌道狀態、地面點空間坐標、相機參數以及指定視場方向對應的當地方向矢量；2)計算期望的凝視姿態四元數和角速度；3)計算誤差四元數與誤差角速度；4)設計飛輪控制律。通過本發明可實現視場方向可調衛星對地凝視姿態控制，既保證圖像在相機視場中不發生旋轉，又確保凝視成像過程中相機視場某一方向始終指向設計的當地方向矢量，便于進行圖像觀察與分析。該方法算法簡單，運算量小，易于工程實現，具有較高的指向控制精度和較好的指向穩定度。
【專利說明】
視場方向可調的衛星對地凝視姿態控制方法
技術領域
[0001 ]本發明涉及航天航空領域的衛星姿態控制領域，具體提供了 一種視場方向可調的 衛星對地凝視姿態控制方法。
【背景技術】
[0002] 視頻小衛星是一種新型對地觀測衛星，與傳統的對地觀測衛星相比，其最大的特 點是可以對某一區域進行凝視成像，實現對該區域一段時間的連續觀測，具有重要的軍事 和民用價值。
[0003] 視頻小衛星凝視成像是指衛星通過快速姿態機動，使固連在星體上的相機光軸始 終指向期望觀測地面點，從而可以連續、實時地對地面景象進行觀測和記錄，是近年來新興 的衛星地球遙感技術。
[0004] 已有文獻的衛星凝視姿態控制方法中設計凝視期望姿態時，多通過保證衛星繞相 機光軸不發生旋轉的方式，實現固連在星體上的相機光軸始終指向期望觀測的地面點，從 而實現穩定成像。現有方法無法通過對視場方向與地理指向進行控制使星上相機實現對地 穩定成像。
【發明內容】
[0005] 針對現有技術中存在的問題，本發明提供了一種視場方向可調的衛星對地凝視姿 態控制方法。本發明針對衛星對地面點凝視問題，給出了凝視過程中相機視場某一方向始 終指向設計的當地方向矢量成像的凝視期望姿態與角速度計算方法，建立其姿態運動的數 學模型；以此模型為受控對象，采用誤差四元數與誤差角速度作為反饋量，設計了飛輪控制 律。本發明所提出的凝視姿態控制器結構框圖如圖1所示。
[0006] 視場方向可調衛星對地凝視姿態控制方法：首先由獲取衛星軌道狀態、地面點空 間坐標、相機參數以及指定視場方向對應的當地方向矢量，計算期望的凝視姿態四元數和 角速度，進而通過測定星體實際的姿態四元數與角速度，計算期望值與測定值之間的誤差 四元數與誤差角速度，最后通過誤差四元數與誤差角速度設計星上飛輪的控制律。采用該 控制律對衛星姿態進行控制，從而實現了調整視場方向使衛星能長時間穩定的凝視地面目 標。此處的可調是指視場方向可任意設計并保持。該方法能使通過該控制律控制后，衛星姿 態進行相應調整，相機的成像方向滿足設定地理指向約束的衛星對地面點凝視姿態。
[0007] 參見圖2,視場方向可調衛星對地凝視姿態控制方法，包括以下步驟：
[0008] 步驟S1:獲取衛星軌道狀態、地面點空間坐標、相機參數，指定當地方向矢量
[0009] 衛星軌道狀態為Xs=[Rs，Vs]，地面點T的經煒高坐標為〇^，8^階），此為衛星的地 心慣性系位置，Vs為衛星的地心慣性系速度，Lt為地面點地理經度，Bt為地面點地理煒度，Ht 為地面點高程。
[0010] 給定相機參數，成像模型如圖3所示。C為相機投影中心，〇。-^。2。為相機坐標系， 〇P_x PyP為像平面坐標系；相機投影中心在衛星體坐標下位置為忠，相機焦距為f，相機在星 上的安裝矩陣為eg。上述參數的確定按常用方法進行。
[0011] 指定視場方向對應的當地方向矢量。本發明提出的可任意設計視場方向成像的原 理如圖4所示。控制衛星凝視成像過程中，像平面^；在地面投影的指向在當地的地理方位 角始終保持為設計的k值，即始終與指定的當地方向矢量浮重合。給出此時地面點P經煒高 坐標心及及穴地理方位角^勺定義為名過地面觀測點丁的地表切平面內沿順時針方向與 當地正北方向所成的角。從而能實現對地面點的長時間穩定凝視。
[0012] 步驟S2:計算凝視期望四元數與期望角速度
[0013] 此處的凝視期望四元數與期望角速度可以按常規方法進行計算。
[0014] 步驟S21:計算地面點在地心慣性系的位置
[0015 ]由地面點經煒高坐標(Lt，Bt，Ht )和(LP，Bp，HP)計算地面點T點和P點在地心慣性系 的位置Rt、Rp。
[0016] 步驟S22::按公式(1)計算星上相機的投影中心在地心慣性系的位置
[0017] Rc = Rs +C1b-R^. (1)
[0018] 其中，為衛星體坐標系到地心慣性系的轉換矩陣，可以由衛星姿態敏感器測量 獲得的衛星姿態計算得到。
[0019] 按公式⑵計算相機投影中心指向地面點T的矢量在慣性系中分量
[0021]按公式(3)計算相機投影中心指向地面點T的矢量在衛星體坐標系中分量
[0023]按公式(4)計算相機投影中心指向地面點P的矢量在慣性系中分量
[0025]按公式(5)計算相機投影中心指向地面點P的矢量在衛星體坐標系中分量
[0027]雙矢量定姿方法求慣性系到期望姿態的轉換矩陣，按公式(6)計算對地凝視期望 姿態下慣性系到衛星體坐標系的轉換矩陣
[0029]此處雙矢量定姿方法求慣性系到期望姿態的轉換矩陣，按公式(7)計算凝視期望 四元數瓦
[0031]按公式(8)~（10)計算期望角速度
[0035] 其中，歹,+表示t+ = t+5/2時刻對應的期望四元數，表示t- = t_5/2時刻對應的期 望四元數，t為當前時刻，S為一段時間。此處的S具體指一段較短的時間，例如0.01s~〇.5s。
[0036] 步驟S3:計算星體實際姿態四元數與期望四元數之間的誤差四元數，同時計算期 望角速度與星體實際姿態角速度之間的誤差角速度
[0037]按公式（11)計算誤差四元數
[0038] qe =q* 0q (11)
[0039] 其中，f為的共輒四元數，歹=[備ft % 為星體實際姿態四元數，€>表示 四元數乘法。其中$=[//,,> €e_i知為誤差四元數標部，qe=[qei qe2 qe3]T為誤 差四元數矢量部分。
[0040] 按公式(12)計算誤差角速度
[0041 ] 〇e= 〇-〇* (12)
[0042]其中，co為星體實際角速度，由衛星姿態確定系統獲得。
[0043]步驟S4:按公式（13)計算飛輪控制力矩
[0045] 其中，< 0: = A >'，4為誤差四元數控制系數，qei (i = 1，2，3)為誤差四元數的矢量 部分，以（/ =毛j,2)為角速度偏差系數，《ei(i = x，y，z)為誤差角速度。
[0046] 控制工程師在應用過程中可以指定任意地面點，并將由該方法得到的控制量傳輸 至執行機構，輸出相應的飛輪控制力矩控制衛星姿態跟蹤凝視期望四元數與期望角速度， 實現凝視姿態控制功能。
[0047] 相對現有技術，本發明的有益效果：
[0048] 1、本發明提供的視場方向可調衛星對地凝視姿態控制方法，能確保相機視場的某 一方向始終指向設計的當地方向矢量，從而便于對通過衛星獲取的圖像進行圖像觀察與分 析。
[0049] 2、本發明提供的視場方向可調衛星對地凝視姿態控制方法，簡單，運算量小，適用 于工程實際中。
[0050] 3、本發明提供的視場方向可調衛星對地凝視姿態控制方法，具有較高的指向控制 精度和較好的指向穩定度。
[0051 ]具體請參考根據本發明的視場方向可調的衛星對地凝視姿態控制方法提出的各 種實施例的如下描述，將使得本發明的上述和其他方面顯而易見。
【附圖說明】
[0052]圖1為本發明視場方向可調衛星對地凝視姿態控制器結構框圖；
[0053]圖2為本發明提供視場方向可調衛星對地凝視姿態控制方法流程示意圖；
[0054]圖3為本發明提供視場方向可調衛星對地凝視姿態控制方法中所用相機的成像模 型；
[0055] 圖4為提供視場方向可調衛星對地凝視姿態控制方法可任意設計視場方向成像原 理示意圖；
[0056] 圖5為本發明優選實施例中指向偏差變化曲線示意圖；
[0057] 圖6為本發明優選實施例中星體角速度變化曲線示意圖；
[0058]圖7為本發明優選實施例中飛輪轉速變化曲線示意圖；
[0059] 圖8為本發明優選實例中指定當地方向矢量為正南方向時相機視場在地面的投影 示意圖；
[0060] 本文和圖中的符號說明：
[0061 ] 表示期望的衛星凝視角速度分量，i = X，y，Z;
[0062] ?i表示衛星實際角速度分量，i = x，y，z;
[0063] ?ei表示誤差角速度分量，i = x，y，z;
[0064] qri表示期望的衛星姿態四元數矢部，i = x，y，z;
[0065] qi表示衛星實際姿態四元數矢部，i = x，y，z;
[0066] qei表示誤差四元數矢部，i = x，y，z;
[0067] <表示角速度偏差系數，i = x，y，z;
[0068] 表示誤差四元數控制系數，i = x，y，z;
[0069 ] U表示飛輪控制力矩的分量，i = x，y，z;
[0070] Rs表示衛星的地心慣性系位置；
[0071] Vs表示衛星的地心慣性系速度；
[0072] Rt表示地面點的地心慣性系位置；
[0073] P表示從衛星到地面點的位置矢量；
[0074] f表示相機焦距；
[0075] 〇c表示相機投影中心；
[0076] Xc表示相機坐標系第一軸；
[0077] yc表示相機坐標系第二軸；
[0078] Zc表示相機坐標系第三軸；
[0079] oP表示像平面中心；
[0080] xP表示像平面坐標系第一軸；
[0081 ] yP表示像平面坐標系第二軸；
[0082] T表示待觀測地面點；
[0083] 0e表不地心；
[0084] coe表示地球自轉角速度；
[0085] k表示地理方位角；
[0086] P表示以T為中心方位角為k的當地單位方向矢量的端點；
[0087] N表示過地面點T的切平面的正北方向矢量；
[0088] 及纟表示相機投影中心在衛星體坐標下位置；
[0089] C〗表示相機在星上的安裝矩陣；
[0090] Rc表示相機投影中心在地心慣性系的位置；
[0091 ] C〗表示為衛星體坐標系到地心慣性系的轉換矩陣；
[0092] .表示相機投影中心指向地面點的矢量在慣性系中分量；
[0093] 只|r表示相機投影中心指向地面點的矢量在衛星體坐標系中分量；
[0094] Rp表示P在慣性空間的位置；
[0095] 表示相機投影中心到P點在慣性系中分量；
[0096] 表示相機投影中心到P點在衛星體坐標系中分量；
[0097] Cf慣性系到凝視期望姿態坐標系的轉換矩陣；
[0098] §：,表示凝視期望四元數；
[0099] 表示衛星期望凝視角速度；
[0100] &表示誤差四元數；
[0101] 表示誤差角速度；
[0102] U表示飛輪控制力矩。
【具體實施方式】
[0103] 構成本申請的一部分的附圖用來提供對本發明的進一步理解，本發明的示意性實 施例及其說明用于解釋本發明，并不構成對本發明的不當限定。
[0104] 以下結合具體實例對本發明提供的視場方向可調衛星對地凝視姿態控制方法進 行詳細說明。其具體步驟如下：
[0105] 步驟S1:確定初始衛星軌道狀態和地面點坐標
[0106] Rs=[1230475.654,5575864.522,3800575.131 ]T(m)
[0107] Vs=[2036.630 3833.472 -6262.873]T(m/s)
[0108] T點經煒高坐標：116.679° E 29.1817° N 0km [0109] 地理方位角k:90° (正南指向）
[0110] P點經煒高坐標：116.679° E 29.0817° N 0km
[0111] 步驟S2:計算凝視期望四元數與期望角速度
[0112] 步驟S21:計算地面點在地心慣性系的位置
[0113] 由地面點經煒高坐標(Lt，Bt，Ht)、（LP，Bp，HP)計算地面點T和P點在地心慣性系的位 置 Rt、Rp。
[0114] 步驟S22:計算相機投影中心在地心慣性系的位置
[0115] Rc=Rs+Cib-R^ (1)
[0116] 其中，<4為衛星體坐標系到地心慣性系的轉換矩陣，由衛星姿態敏感器測量獲得 的衛星姿態計算得到。
[0117] 步驟S23:計算相機投影中心指向地面點T的矢量在慣性系中分量
[0119]步驟S24:計算相機投影中心指向地面點T的矢量在衛星體坐標系中分量
[0121]步驟S25:計算相機投影中心指向地面點P的矢量在慣性系中分量
[0123]步驟S26:計算相機投影中心指向地面點P的矢量在衛星體坐標系中分量
[0125]步驟S27:計算對地凝視期望姿態下慣性系到衛星體坐標系的轉換矩陣
[0127]步驟S28:計算凝視期望四元數瓦
[0129]步驟S29:計算期望角速度
[0133] 其中，冢?+.表示t+ = t+5/2時刻對應的期望四元數，表示t- = t-5/2時刻對應的期 望四元數，t為當前時刻，S為一段較短的時間，如0.01s~〇.5s。
[0134]步驟S3:計算誤差四元數與誤差角速度 [0135] 步驟S31:計算誤差四元數
[0137] 其中，< 為孓的共輒四元數，歹=[而免灸為星體實際姿態四元數，?表 示四元數乘法。其中％ t 為誤差四元數標部，qe=[qeiqe2q e3]T為 誤差四元數矢量部分。
[0138] 步驟S32:計算誤差角速度
[0139] 〇e= 〇-〇* (12)
[0140]其中，co為星體實際角速度，由衛星姿態確定系統獲得。
[0141] 步驟S4:計算飛輪力矩控制量Lc
[0142] 步驟S41:建立衛星姿態運動的數學模型
[0143] 為便于描述，衛星姿態運動的坐標系及運動參數定義如下。采用軌道坐標系〇- X+Z。和體坐標系〇-XbybZb對衛星的空間姿態運動進行描述，〇為衛星質心。狀態變量定義： 四元數歹= + *qo為四元數標部，q=[qi，q2，q3]T為四元數矢部，w =[ wx, ?Z]T為衛 星角速度，Q = [ Qx，Qy，QZ]T為飛輪角速度。本實施例中所控制衛星的狀態變量初值列于 表1中。
[0144] 表1狀態變量初值表
[0146]衛星姿態運動的數學模型描述如下：
[0150]其中，E3X3為3 X 3的單位陣，I為衛星星體慣量陣，J為飛輪慣量陣，叫= [0，-/，0]" 為軌道系角速度，/為衛星的瞬時軌道角速度，L。為飛輪控制力矩，Le為所有外力矩的和，包 括引力梯度矩、氣動力矩、光壓力矩和磁力距，這些外力矩均有成熟的計算方法，且需根據 衛星的具體情況，如軌道高度、剩磁、面質比等，選擇性地計算主要的外力矩。此處將U寫在 方程中，僅為了表達式的完整性考慮。
[0153]步驟S42:設計姿態控制律，飛輪控制力矩為：
[0155] 其中，< (/ = X，J，::)為誤差四元數控制系數，qel(i = l，2,3)為誤差四元數的矢量 部分，g = 為角速度偏差系數，《ei(i = x，y，z)為誤差角速度。本實施例中衛星的 控制系數取值列于表2中。
[0156] 表2控制系數取值表
[0158] 采用如公式（13)所示的控制律，對具有表1中所列初值的衛星姿態進行控制，本實 施例中的衛星對地凝視姿態控制結果如圖5~圖7所示。圖5給出了指向偏差曲線，由圖5可 得:本發明提供的凝視姿態控制方法所得的控制律具有較快的響應速度和較高的控制精 度，無明顯超調現象；圖6給出了星體角速度變化曲線，由圖6可得:星體角速度在大角度機 動過程中可控，且處于飛輪的控制能力范圍之內。圖7為飛輪轉速變化曲線，由圖7可得:所 提出的控制方法得到的控制律不會造成飛輪飽和；圖8給出了給定地理指向為正北方向時， 控制方法像平面在地面投影，由圖8可得:提出的控制方法所得控制律控制衛星上飛輪的力 矩后，可以實現視場^；方向按照設計的當地地理方向成像。實現了衛星視場可任意調節， 并能完成長時間穩定凝視地面目標點。
[0159] 本領域技術人員將清楚本發明的范圍不限制于以上討論的示例，有可能對其進行 若干改變和修改，而不脫離所附權利要求書限定的本發明的范圍。盡管己經在附圖和說明 書中詳細圖示和描述了本發明，但這樣的說明和描述僅是說明或示意性的，而非限制性的。 本發明并不限于所公開的實施例。
[0160] 通過對附圖，說明書和權利要求書的研究，在實施本發明時本領域技術人員可以 理解和實現所公開的實施例的變形。在權利要求書中，術語"包括"不排除其他步驟或元素， 而不定冠詞"一個"或"一種"不排除多個。在彼此不同的從屬權利要求中引用的某些措施的 事實不意味著這些措施的組合不能被有利地使用。權利要求書中的任何參考標記不構成對 本發明的范圍的限制。
【主權項】
1. 一種視場方向可調的衛星對地凝視姿態控制方法，其特征在于，包括以下步驟： 步驟S1:獲取衛星軌道狀態、地面點空間坐標、相機參數，指定視場方向對應的當地方 向矢量 衛星軌道狀態為Xs=[Rs，Vs]，地面點T的經煒高坐標為(。^^冊^此為衛星的地心慣性 系位置，Vs為衛星的地心慣性系速度，Lt為地面點的地理經度，Bt為地面點的地理煒度，Ht為 地面點的高程； 設定相機投影中心在衛星體坐標下位置為，相機焦距為f，相機在星上的安裝矩陣為 Cf指定視場方向對應的當地方向矢量浮在當地的地理方位角始終保持為指定的k值，確 定當地方向矢量:穿_端點地面點P的經煒高坐標(Lp，Bp，Hp); 步驟S2:計算衛星的凝視期望四元數與期望角速度 步驟S3:獲取星體實際姿態四元數和星體實際姿態角速度，計算期望四元數與星體實 際姿態四元數之間的誤差四元數，計算期望角速度與星體實際姿態角速度之間的誤差角速 度 按公式(11)計算誤差四元數 ^=q：?q HI) 其中，< 為豕的共輒四元數邁為星體實際姿態四元數，?表示四元 數乘法，其中^=1^0 .免i fe.2 ，.qe〇為誤差四元數標部，qe=[qei qe2 qe3]T為誤差四 元數矢量部分； 按公式(12)計算誤差角速度 (12) 其中，《為星體實際角速度； 步驟S4:控制律設計:按公式(13)計算飛輪控制力矩其中，< (/ = x，_y,2：)為誤差四元數控制系數，qel(i = l，2,3)為誤差四元數的矢量部分， A) (/ = U,i-)為角速度偏差系數，《ei(i = x，y，z)為誤差角速度， 按公式（13)得到的控制力矩對衛星上的飛輪進行控制，并調整衛星姿態。2. 根據權利要求1所述視場方向可調的衛星對地凝視姿態控制方法，其特征在于，所述 步驟S2包括以下步驟： 步驟S21:計算地面點在地心慣性系的位置 由地面點的經煒高坐標(Lt，Bt，Ht )和(LP，Bp，HP)計算地面點T和P在地心慣性系的位置 Rt、Rp; 步驟S22:按公式(1)計算相機投影中心在地心慣性系的位置 Rc = Rs+C^Rc (1) 其中，為衛星體坐標系到地心慣性系的轉換矩陣； 按公式(2)計算相機投影中心指向地面點T的矢量在慣性系中分量按公式(3)計算相機投影中心指向地面點T的矢量在衛星體坐標系中分量按公式(4)計算相機投影中心指向地面點P的矢量在慣性系中分量按公式(5)計算相機投影中心指向地面點P的矢量在衛星體坐標系中分量按公式(6)計算對地凝視期望姿態下慣性系到衛星體坐標系的轉換矩陣將上述計算結果帶入公式(7)中，按公式(7)計算凝視期望四元數C按公式(8)~（10)計算得到期望角速度其中，I表示t+ = t+5/2時刻對應的期望四元數，瓦_表示t- = t-5/2時刻對應的期望四 元數，t為當前時刻，S為一段時間。
【文檔編號】G05D1/08GK106054910SQ201610532747
【公開日】2016年10月26日
【申請日】2016年7月7日
【發明人】黃富強, 連君, 連一君, 曾國強, 李志軍, 袁福, 稅海濤, 高玉東, 項軍華, 吳國福, 韓大鵬
【申請人】中國人民解放軍國防科學技術大學