一種對地姿態重定向的機動軌跡規劃及控制方法

雷擁軍 陸棟寧 關 新

1.北京控制工程研究所，北京100094 2.空間智能控制技術重點實驗室，北京100094

對地遙感衛星姿態快速重定向可高效獲取非星下點目標的遙感數據，以滿足單軌大范圍多目標成像、區域目標成像、立體成像及動態監視等需求[1-2]。通過星體姿態重定向將當前指向姿態快速過渡到目標指向姿態的快速機動問題在理論上為時間最優姿態機動控制問題，即考慮動力學、控制及角速度等約束下，從任意初始姿態到指定姿態的最小時間機動問題，已有大量文獻開展最優軌跡求解方法的分析研究[3-8]。基于極大值原理必要條件求解的間接法難以獲得解析最優解，因此相關文獻借助于參數化方式將連續系統最優問題轉化為一類非線性規劃問題，進而采用直接法以尋求最優軌跡[9]。偽譜法在姿態重定向時間最優問題的直接求解中得到廣泛應用[4-5,10]，其中基于勒讓德偽譜法的姿態重定向時間最優軌跡求解方法在TRACE空間望遠鏡上得到驗證。

考慮衛星動力學及環境等不確定性因素的影響，求解獲得的機動優化軌跡一般作為跟蹤控制的期望姿態指令輸入。實際姿態重定向包括姿態快速調整與為適應載荷工作的姿態穩定兩階段，如典型遙感衛星Pleiades-HR[11]可在25s內實現60°姿態重定向且滿足成像所需角速度幅值小于50μrad·s-1的要求。由于基于時間最優機動問題優化求解的方法一般存在難以滿足在軌實時性要求、優化軌跡解析式難以獲取而使得用于改善機動控制性能的前饋控制無法實現、以及時間最優控制為多次飽和控制切換方式等問題，制約了其在姿態快速重定向中的應用。文獻[5]基于貝塞爾偽譜法對航天器姿態機動最優軌跡求解方法進行了研究，并利用Matlab軟件中的IDVD優化求解器在2.33G主頻處理器及1Gb RAM的臺式計算機上開展解算驗證，對10s量級時長的姿態機動軌跡求解，盡管所需機時由小時量級大幅降低至數秒量級，但在主頻100MIPs量級以下及內存容量受限的星載計算機[12-13]上達到實時性要求仍具有一定差距。

鑒于可采用簡潔解析式描述機動運動規律，并可克服前述時間最優化方法求解所存在的相關問題，繞歐拉軸旋轉方式在姿態快速重定向研究中獲得廣泛應用[14-19]。當限定繞歐拉軸旋轉時，時間最優問題可轉化為歐拉角的單變量規劃問題，根據最優控制理論得到的Bang-Bang形式為最優軌跡，即機動過程中控制力矩在正負飽和量間切換一次，不少文獻[14-19]采用了該軌跡規劃方式。文獻[3,5-7]等研究表明，通常情況下繞歐拉軸旋轉不是時間最優的，其中文獻[5]通過90°姿態重定向對比仿真表明，其相比由偽譜直接法在足夠多節點設置下求解得到最短時間指標增加約3%，但當節點數設置不足時會出現大于繞歐拉軸旋轉的情況。進一步考慮結構撓性振動問題，文獻[20-21]基于繞歐拉軸轉動方式分別提出的正弦、混合正弦等形式的歐拉角平滑軌跡規劃方法，有效減弱了撓性振動激發且減緩機動力矩輸出對執行機構機電部件的沖擊，文獻[22-23]研究了Bang-Bang及正弦形式的軌跡參數優化方法。

對于對地遙感衛星，除實現傳統意義下姿態重定向使得載荷指向地面觀測目標外，還需根據目標點成像要求對姿態動態調整，如通過偏航姿態調整[24]以克服地球自旋運動引起的TDI-CCD相機像移問題[25]，及SAR衛星需偏航和俯仰二維導引[26]以實現全零多普勒導引等，因此在實際任務中，星體姿態機動開始及終點相對軌道坐標系還具有期望的相對運動。傳統姿態重定向為固定邊界時間優化問題(即機動開始與終端點航天器姿態相對軌道參考系無相對運動)，然而，嚴格來說，在具有相對速度邊界條件時的姿態重定向是無法通過繞固定歐拉軸旋轉的方式來實現的[5]。

針對綜合考慮軌道運動、觀測目標指向調整及對目標瞄準時姿態動態調整的復雜姿態重定向問題，本文基于繞歐拉軸旋轉軌跡規劃策略及反饋與前饋相結合的控制策略，提出了一種邊界條件具有相對運動的姿態機動軌跡規劃及跟蹤控制方法，并結合數學仿真對方法的有效性進行了驗證。

1 姿態跟蹤控制器設計

以衛星本體坐標系相對慣性坐標系的四元數q和角速度ω來描述的衛星姿態運動學方程為

(1)

式中，qv與q4分別為q的矢量部分與標量部分。

剛體衛星姿態動力學方程為

(2)

式中，J為星體轉動慣量；u為施加于星體的力矩。

為了實現對非星下點的地面目標觀測，工程上往往將姿態重定向問題轉化為姿態跟蹤問題。設定跟蹤目標坐標系相對于慣性坐標系的四元數為qr及角速度為ωr(期望姿態機動軌跡具有一定光滑性)，并滿足關系式

(3)

式中，qrv與qr4分別為qr的矢量部分與標量部分。

(4)

式中，qev與qe4分別為qe的矢量部分與標量部分。

(5)

為提高機動動態性能，在控制過程中往往對動力學方程中的確定項進行前饋補償。針對式(5)，在星體轉動慣量確知情況下的補償量為

(6)

當姿態跟蹤誤差為小量時，Ce可近似為單位陣，于是式(6)可近似為

(7)

對式(4)和(5)組成的系統，結合式(6)或(7)給出的補償量，可采用如下具有補償的PD控制器實現星體三軸姿態跟蹤控制

u=kpqev+kdωe+ucmp

(8)

式中，控制參數kp和kd均為正定矩陣。

當式(8)實現精確補償時，在其控制作用下可使得閉環系統具有全局漸近穩定特性[24]，即有qev→0，ωe→0。為實現精確補償控制，除了需星體轉動慣量參數確知外，由式(6)可知還需獲取期望角速度ωr及其時間導數的信息。

2 姿態重定向運動規劃

經姿態機動時間Δt=t-t0后，當前軌道系Ot相對姿態機動初始t0時刻軌道系O0的方向余弦陣COtO0為

式中，ωo為軌道角速率。

CBtOt=CB0O0

式中，qv=esin(χ/2)；q4=cos(χ/2)。

3 姿態規劃軌跡參數解算

以t0時刻B0系作為慣性系，所規劃的姿態機動在t時刻星體相對以t0時刻B0系為慣性系的期望姿態方向余弦陣為

(9)

由方向余弦陣時間導數關系，式(9)可整理為

(10)

即有

(11)

對式(11)所示ωr求時間導數，有

(12)

利用式(10)，式(12)也可表示為

(13)

式中，

(14)

4 數學仿真校驗

本節針對所給出的姿態重定向軌跡規劃策略及控制算法進行仿真驗證。衛星運行于軌道高度為500km的太陽同步軌道，對應軌道角速率為ωo=0.00101(rad·s-1)，衛星轉動慣量及PD控制器參數如下[15]

kp=diag{60, 110, 155}

kd=diag{379.2, 695.2, 979.6}

星體初始為對地姿態且偏航角以設定規律ψr=5sin(60ωot+π/6)(°)運動。在50s時姿態開始機動，對地目標姿態滾動角與俯仰角分別為45°與35°。機動最大角加速度及角速度容許最大幅值分別為0.2(°)/s2與2.5(°)/s，按機動加速度正弦形式[20,23]進行機動姿態軌跡規劃。

4.1 具有前饋補償的反饋控制仿真

采用式(8)所示具有補償的PD控制器，具體補償量計算方式見式(7)，控制周期Ts選取為0.125s。

圖1 具有PD補償控制的歐拉姿態角

圖2 PD補償控制的歐拉角速度

圖3 PD補償控制的歐拉角誤差

圖4 PD補償控制的歐拉角速度誤差

圖5 加速度修正PD補償控制的歐拉角誤差

圖6 加速度修正PD補償控制的歐拉角速度誤差

4.2 僅有前饋力矩補償的開環控制仿真

圖7 開環控制歐拉角速度誤差(Ts=0.125s)

圖8 開環控制歐拉角速度誤差(Ts=0.0625s)

圖9 開環控制歐拉角速度誤差(Ts=0.03125s)

圖10 開環控制歐拉角速度誤差(Ts=0.015625s)

5 結論

針對具有指向實時調整需求的對地遙感衛星姿態快速重定向問題，基于繞歐拉軸旋轉軌跡規劃及反饋與前饋相結合控制策略，提出了一種邊界條件具有相對運動的姿態機動軌跡規劃及跟蹤控制方法。規劃得到的解析表達式形式簡單，可為高性能姿態跟蹤控制提供精確的力矩前饋補償輸入。

根據不同控制周期的開環仿真結果比較得知，前饋補償控制下姿態誤差隨采樣周期減小而線性減小，從而表明在對象參數確知的情況下，基于文中給出的前饋補償方法可實現力矩精準補償，其誤差僅由系統離散實現引起。對于系統離散化產生的補償誤差，采用沖量等效原理對補償量進行修正。對比仿真表明，修正后的補償控制可將姿態誤差降低半個數量級以上。