本發(fā)明涉及航天領(lǐng)域的空間在軌服務(wù)技術(shù)，屬于涉及翻滾衛(wèi)星的位姿、轉(zhuǎn)動慣量與目標質(zhì)心位置的測量領(lǐng)域，特別涉及一種自適應(yīng)非接觸式失效衛(wèi)星的形態(tài)參數(shù)測算方法。

背景技術(shù)：

隨著航天科技的發(fā)展與各類航天任務(wù)的開展，越來越多的衛(wèi)星被應(yīng)用于各種任務(wù)中。由于使用年限，未知故障以及空間環(huán)境影響等各種內(nèi)外因素影響，有一定數(shù)量的衛(wèi)星已經(jīng)或正在結(jié)束其服務(wù)。然而，由于這類太空資產(chǎn)價值昂貴且占據(jù)寶貴的太空軌道資源，僅僅由于一些故障而使其不得不終止服務(wù)或任由其占據(jù)空間位置將會對后續(xù)空間任務(wù)產(chǎn)生重大影響并且造成資源大幅浪費。因此，對這類失效的衛(wèi)星進行在軌服務(wù)是當(dāng)前急需完成的任務(wù)，對其進行抓捕前的非接觸式形態(tài)參數(shù)測算是亟待解決的問題之一。

對失效衛(wèi)星的形態(tài)參數(shù)進行自適應(yīng)非接觸式測算有著重要意義：其一，測算出的形態(tài)參數(shù)能夠?qū)κl(wèi)星的狀態(tài)進行評估；其二，利用已經(jīng)獲得的形態(tài)參數(shù)能夠?qū)ο乱徊降淖ゲ短峁┲匾獏⒖肌?/p>

對失效衛(wèi)星而言，現(xiàn)有的參數(shù)測算技術(shù)大多是接觸式的參數(shù)辨識技術(shù)，這類技術(shù)雖然具有一定的精度，然而由于需要服務(wù)航天器與目標接觸而限制了其使用范圍。同時，對失效衛(wèi)星進行參數(shù)測算的應(yīng)用中，極少有對失效衛(wèi)星的形態(tài)參數(shù)一并測算的技術(shù)。大多數(shù)只是對其姿態(tài)或者位置進行分開測算，而忽略其質(zhì)量特性參數(shù)的測算。這樣會造成參數(shù)測算不完全，并且參數(shù)測算效率較低。

技術(shù)實現(xiàn)要素：

本發(fā)明要解決的技術(shù)問題是在非接觸的情況對翻滾狀態(tài)的失效衛(wèi)星的形態(tài)參數(shù)進行一體化的測算，提供一種基于對偶矢量四元數(shù)的自適應(yīng)非接觸式失效衛(wèi)星的形態(tài)參數(shù)測算方法，從而獲得對失效衛(wèi)星準確的形態(tài)參數(shù)測算。

本發(fā)明是通過以下技術(shù)方案來實現(xiàn)：

一種自適應(yīng)非接觸式失效衛(wèi)星的形態(tài)參數(shù)測算方法，包括以下步驟：

1)基于矢量對偶四元數(shù)，建立失效衛(wèi)星相對于服務(wù)航天器的運動學(xué)與動力學(xué)模型；

2)對失效衛(wèi)星的姿態(tài)與相對距離做出帶噪聲的測量；

3)在建立基于對偶矢量四元數(shù)相對運動學(xué)與動力學(xué)模型的基礎(chǔ)上，以測得的含有噪聲的衛(wèi)星姿態(tài)四元數(shù)以及相對距離數(shù)據(jù)作為觀測量，構(gòu)建自適應(yīng)卡爾曼濾波算法，實時地估計出系統(tǒng)的形態(tài)參數(shù)信息。

所述的形態(tài)參數(shù)信息包括：相對位置參數(shù)、相對姿態(tài)參數(shù)、失效衛(wèi)星的轉(zhuǎn)動慣量比值參數(shù)及失效衛(wèi)星的質(zhì)心參數(shù)。

所述的自適應(yīng)卡爾曼濾波算法是基于擴展卡爾曼濾波器，并且采用新息信息作為自適應(yīng)輸入，針對不確定的空間環(huán)境以及測量誤差對失效衛(wèi)星的形態(tài)參數(shù)做出測算。

所述的自適應(yīng)擴展卡爾曼濾波算法具體步驟為：

a、初始化；

b、對偶矢量四元數(shù)擴展卡爾曼濾波；

c、新息計算；

d、故障檢測；

e、若有故障，自適應(yīng)對偶矢量四元數(shù)擴展卡爾曼濾波；

若無故障，卡爾曼增益計算；

f、對偶矢量卡爾曼濾波更新

h、返回步驟b。

采用激光成像系統(tǒng)對失效衛(wèi)星的姿態(tài)與相對距離做出帶噪聲的測量。

基于對偶矢量四元數(shù)運動學(xué)方程為：

其中為是失效衛(wèi)星的相對距離，是慣性系{i}相對于失效衛(wèi)星本體系的姿態(tài)四元數(shù)；是衛(wèi)星自轉(zhuǎn)的角速度矢量，是失效衛(wèi)星的相對速度矢量。

對偶矢量四元數(shù)的動力學(xué)方程為：

定義運算：

以及：

其中，為失效衛(wèi)星三軸轉(zhuǎn)動慣量矩陣，并且

形態(tài)參數(shù)狀態(tài)為：

其中，為相對姿態(tài)對偶矢量四元數(shù)，為相對姿態(tài)運動對偶矢量四元數(shù)，為轉(zhuǎn)動慣量比值對偶矢量四元數(shù)且為失效衛(wèi)星質(zhì)心位置對偶矢量四元數(shù)且ρ＝[ρxρyρz]為失效衛(wèi)星質(zhì)心位置矢量在失效衛(wèi)星本體坐標系的表達。

測量相對距離的觀測方程為：

其中，qm，rm為測量的失效衛(wèi)星相對姿態(tài)四元數(shù)與相對距離v為觀測噪聲。

與現(xiàn)有技術(shù)相比，本發(fā)明具有以下有益的技術(shù)效果：

本發(fā)明的方法針對空間中的失效衛(wèi)星采用對偶矢量四元數(shù)建立其運動學(xué)與動力學(xué)的模型，因此能夠一體化獲得有關(guān)失效衛(wèi)星的形態(tài)參數(shù)；針對空間環(huán)境的復(fù)雜性以及測量的不確定性設(shè)計了自適應(yīng)形態(tài)參數(shù)測算濾波算法，能夠更利于實際應(yīng)用。本發(fā)明所建立的基于對偶矢量四元數(shù)的相對運動學(xué)與動力學(xué)模型的基礎(chǔ)上，根據(jù)測量輸入設(shè)計自適應(yīng)卡爾曼形態(tài)參數(shù)測算算法對所需要測算的失效衛(wèi)星形態(tài)參數(shù)進行測算。所采用的自適應(yīng)卡爾曼濾波器的觀測量是用現(xiàn)有的觀測技術(shù)獲得的帶有噪聲的失效衛(wèi)星姿態(tài)四元數(shù)以及相對距離的測量值。采用基于新息的自適應(yīng)濾波測算算法能夠處理在形態(tài)參數(shù)測算過程中出現(xiàn)的不確定性環(huán)境以及測量誤差所帶來的形態(tài)參數(shù)錯誤估計等問題，構(gòu)建新型自適應(yīng)卡爾曼濾波算法，實時地估計出系統(tǒng)的位姿參數(shù)，質(zhì)量參數(shù)等形態(tài)參數(shù)信息，從而獲得對失效衛(wèi)星準確的形態(tài)參數(shù)測算。

附圖說明

圖1為服務(wù)航天器與失效衛(wèi)星的相對模型；

圖2為設(shè)計的自適應(yīng)對偶矢量四元數(shù)形態(tài)參數(shù)濾波算法流程圖；

圖3為位姿參數(shù)估計值的誤差收斂實例圖；

圖4為質(zhì)量特性參數(shù)(轉(zhuǎn)動慣量比值)估計值的誤差收斂過程的實例圖；

圖5為質(zhì)量特性參數(shù)(失效衛(wèi)星的質(zhì)心位置)估計值的誤差收斂過程的實例圖。

圖中，1為航天服務(wù)器，2為視覺敏感器，3為識別位置，4為空間非合作目標。

具體實施方式

本發(fā)明首先采用新型的對偶矢量四元數(shù)對失效衛(wèi)星進行運動學(xué)與動力學(xué)的建模；其次，采用激光成像系統(tǒng)對失效衛(wèi)星的姿態(tài)與相對距離做出帶噪聲的測量。隨即，在上述模型和測量的基礎(chǔ)上，設(shè)計基于對偶矢量四元數(shù)自適應(yīng)形態(tài)參數(shù)濾波算法，在外界干擾下對失效衛(wèi)星的位置參數(shù)，姿態(tài)參數(shù)，轉(zhuǎn)動慣量比值與失效衛(wèi)星的質(zhì)心位置進行一體化的自適應(yīng)參數(shù)測算。具體包括以下步驟：

步驟一：建立基于對偶矢量四元數(shù)運動學(xué)方程：

其中為是失效衛(wèi)星的相對距離，是慣性系{i}相對于失效衛(wèi)星本體系的姿態(tài)四元數(shù)；是衛(wèi)星自轉(zhuǎn)的角速度矢量，是失效衛(wèi)星的相對速度矢量。

步驟二：建立對偶矢量四元數(shù)的動力學(xué)方程：

定義運算：

以及：

其中，為失效衛(wèi)星三軸轉(zhuǎn)動慣量矩陣，并且

步驟三：建立形態(tài)參數(shù)狀態(tài)：

其中，為相對姿態(tài)對偶矢量四元數(shù)，為相對姿態(tài)運動對偶矢量四元數(shù)，為轉(zhuǎn)動慣量比值對偶矢量四元數(shù)且為失效衛(wèi)星質(zhì)心位置對偶矢量四元數(shù)且ρ＝[ρxρyρz]為失效衛(wèi)星質(zhì)心位置矢量在失效衛(wèi)星本體坐標系的表達。

步驟四：考慮到失效衛(wèi)星的翻滾，其姿態(tài)四元數(shù)以及相對服務(wù)航天器的距離可以借助現(xiàn)有的技術(shù)直接觀測到，建立觀測方程：

其中，qm，rm為測量的失效衛(wèi)星相對姿態(tài)四元數(shù)與相對距離v為觀測噪聲。

步驟五：結(jié)合基于對偶矢量四元數(shù)的運動學(xué)與動力學(xué)方程以及觀測方程，設(shè)計針對失效衛(wèi)星基于對偶矢量四元數(shù)的形態(tài)參數(shù)測算濾波算法。

步驟六：在上一步得到的濾波算法基礎(chǔ)上，針對失效衛(wèi)星所處的空間環(huán)境干擾以及測量誤差進行分析，設(shè)計基于對偶矢量四元數(shù)的自適應(yīng)參數(shù)測算濾波算法。翻滾衛(wèi)星的形態(tài)參數(shù)中，位姿參數(shù)與質(zhì)量參數(shù)同時測算，并且形態(tài)參數(shù)包括：相對位置參數(shù)，相對姿態(tài)參數(shù)，失效衛(wèi)星的轉(zhuǎn)動慣量比值參數(shù)，失效衛(wèi)星的質(zhì)心參數(shù)。

為了更好地說明本發(fā)明的目的和優(yōu)點，下面結(jié)合附圖和實例對本發(fā)明內(nèi)容做進一步說明。

圖1展示了服務(wù)航天器與失效衛(wèi)星的相對模型。其中{i}為慣性坐標系，為失效衛(wèi)星本體坐標系，失效衛(wèi)星的姿態(tài)四元數(shù)所反映的就是從慣性坐標系到本體坐標系的旋轉(zhuǎn)。服務(wù)航天器使用立體視覺設(shè)備或激光測距儀可以測得姿態(tài)四元數(shù)四個變量隨時間變化的函數(shù)。由于干擾力矩和觀測誤差的影響，測量結(jié)果是受噪聲污染的。應(yīng)用本方法，可以利用這些觀測噪聲實時地估計出該失效衛(wèi)星的形態(tài)參數(shù)(轉(zhuǎn)動慣量比值以及失效衛(wèi)星的質(zhì)心位置)，具體包括以下步驟：

步驟一：基于矢量對偶四元數(shù)，建立失效衛(wèi)星相對于服務(wù)航天器的運動學(xué)與動力學(xué)模型。詳見方程(0.1)～(0.9)。

步驟二：令x表示失效衛(wèi)星將被估計的形態(tài)參數(shù)，以姿態(tài)四元數(shù)q以及相對距離rⁱm的實時觀測量為輸入，構(gòu)建基于對偶矢量四元數(shù)的擴展卡爾曼濾波算法。

步驟三：利用步驟二所設(shè)計的基于對偶矢量四元數(shù)的擴展卡爾曼濾波算法時所獲得的新息信息，針對不確定空間環(huán)境以及觀測誤差，設(shè)計基于對偶矢量四元數(shù)的自適應(yīng)擴展卡爾曼濾波算法，算法流程圖如圖2所示。

a、初始化；

b、對偶矢量四元數(shù)擴展卡爾曼濾波；

c、新息計算；

d、故障檢測；

e、若有故障，自適應(yīng)對偶矢量四元數(shù)擴展卡爾曼濾波；

若無故障，卡爾曼增益計算；

f、對偶矢量卡爾曼濾波更新

h、返回步驟b。

步驟四：利用步驟三所設(shè)計的算法得到有關(guān)x的測算結(jié)果如圖3、圖4、圖5所示，可見估計值與真實值的相對誤差隨著觀測量的增加而趨近于零。

本實例中采用的系統(tǒng)真實初始參數(shù)值如表1所示。

表1

本實例中采用的系統(tǒng)仿真初始參數(shù)的值如表2所示。

表2

本發(fā)明保護范圍不僅局限于實施例，實施例用于解釋本發(fā)明，凡與本發(fā)明在相同原理和構(gòu)思下的變更或修改均在本發(fā)明公開的保護范圍之內(nèi)。