本發(fā)明涉及航空航天，更具體地涉及一種面向空間遙感的航天器平臺(tái)與載荷一體化控制方法。

背景技術(shù)：

1、航天器平臺(tái)作為遙感載荷的載體，其性能直接影響遙感數(shù)據(jù)的獲取和處理，航天器平臺(tái)與載荷一體化控制技術(shù)是提高遙感圖像質(zhì)量、降低系統(tǒng)復(fù)雜性和提高任務(wù)成功率的關(guān)鍵。

2、然而，傳統(tǒng)航天器平臺(tái)與載荷之間的分離設(shè)計(jì)方式，在應(yīng)對(duì)復(fù)雜空間環(huán)境時(shí)，存在穩(wěn)定性差、控制難度大、能耗高等問題，難以實(shí)現(xiàn)高效的數(shù)據(jù)獲取和處理；因此需要一種面向空間遙感的航天器平臺(tái)與載荷一體化控制方法，通過集成設(shè)計(jì)航天器平臺(tái)與載荷的控制系統(tǒng)，實(shí)現(xiàn)平臺(tái)與載荷之間的協(xié)同工作，提高航天器在軌運(yùn)行的穩(wěn)定性和遙感數(shù)據(jù)的精度。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)思路

1、為了克服現(xiàn)有技術(shù)的上述缺陷，本發(fā)明提供了一種面向空間遙感的航天器平臺(tái)與載荷一體化控制方法，以解決上述背景技術(shù)中存在的問題。

2、本發(fā)明提供如下技術(shù)方案：一種面向空間遙感的航天器平臺(tái)與載荷一體化控制方法，包括以下步驟：

3、步驟s01：對(duì)航天器平臺(tái)進(jìn)行穩(wěn)定控制：通過姿態(tài)控制實(shí)現(xiàn)對(duì)航天器平臺(tái)的穩(wěn)定控制；

4、步驟s02：載荷作業(yè)控制：設(shè)計(jì)載荷控制策略，實(shí)現(xiàn)對(duì)載荷的精確控制；

5、步驟s03：基于步驟s01與步驟s02，構(gòu)建航天器平臺(tái)與載荷一體化模型，實(shí)現(xiàn)平臺(tái)與載荷的協(xié)同控制；

6、步驟s04：結(jié)合實(shí)際任務(wù)需求，對(duì)工作參數(shù)進(jìn)行調(diào)整。

7、優(yōu)選的，所述姿態(tài)控制的具體方式為：

8、步驟s11：采集航天器平臺(tái)姿態(tài)信息，建立姿態(tài)運(yùn)動(dòng)學(xué)模型；

9、步驟s12：基于步驟s11中建立的姿態(tài)運(yùn)動(dòng)學(xué)模型，設(shè)計(jì)姿態(tài)控制算法；

10、步驟s13：實(shí)施姿態(tài)調(diào)整，實(shí)現(xiàn)航天器平臺(tái)的穩(wěn)定控制。

11、優(yōu)選的，所述步驟s11中姿態(tài)信息為航天器的四元數(shù)；根據(jù)、β1、β2、β3四個(gè)參數(shù)定義從坐標(biāo)系a到坐標(biāo)系b的旋轉(zhuǎn)四元數(shù)，其中，為坐標(biāo)系a繞on旋轉(zhuǎn)的角度，β1為on與坐標(biāo)軸xa的夾角，β2為on與坐標(biāo)軸ya的夾角，β3為on與坐標(biāo)軸za的夾角；所述坐標(biāo)系a為oxayaza，坐標(biāo)系b為oxbybzb，坐標(biāo)系a繞軸線on旋轉(zhuǎn)即與坐標(biāo)系b重合；

12、，其中，qba表示從坐標(biāo)系a到坐標(biāo)系b的旋轉(zhuǎn)四元數(shù)，q0為四元數(shù)的標(biāo)部，為四元數(shù)的矢部，滿足；四元數(shù)都是由實(shí)數(shù)加上三個(gè)虛數(shù)單位組成，q1、q2以及q3即表示為虛數(shù)單位；

13、所述姿態(tài)運(yùn)動(dòng)學(xué)模型用公式表示為：，其中，q′為姿態(tài)運(yùn)動(dòng)學(xué)模型表示，f(ω)表示角速度參數(shù)，公式表示為：，其中，ω為坐標(biāo)系b相對(duì)坐標(biāo)系a的角速度在oxbybzb中的分量列陣，，其中，ωx為x軸方向上的角速度分量，ωy為y軸方向上的角速度分量，ωz為z軸方向上的角速度分量。

14、優(yōu)選的，所述步驟s12中設(shè)計(jì)姿態(tài)控制算法的具體方式為：

15、步驟s21：基于姿態(tài)運(yùn)動(dòng)學(xué)模型，設(shè)定航天器的目標(biāo)姿態(tài)，目標(biāo)姿態(tài)相對(duì)軌道坐標(biāo)系的四元數(shù)記為qm，星體相對(duì)軌道坐標(biāo)系的四元數(shù)記為qb，目標(biāo)姿態(tài)相對(duì)軌道坐標(biāo)系的角速度為ωm，星體相對(duì)軌道坐標(biāo)系的角速度表示為ωb，目標(biāo)姿態(tài)相對(duì)軌道坐標(biāo)系的角加速度為am；

16、步驟s22：計(jì)算姿態(tài)四元數(shù)誤差與姿態(tài)角速度誤差：所述姿態(tài)四元數(shù)誤差的計(jì)算公式為：，其中，qe為姿態(tài)四元數(shù)誤差；

17、所述姿態(tài)角速度誤差的計(jì)算公式為：，其中，ωe為姿態(tài)角速度誤差，a(qe)為星體姿態(tài)相對(duì)目標(biāo)姿態(tài)的旋轉(zhuǎn)矩陣；

18、步驟s23：采用基于四元數(shù)與姿態(tài)角速度反饋的控制算法，控制航天器當(dāng)前姿態(tài)向目標(biāo)姿態(tài)趨近，獲取反饋控制力矩：，其中，uf為反饋控制力矩，qev為姿態(tài)四元數(shù)誤差的矢量部分，k與d為控制參數(shù)常值對(duì)角陣，sat(·)為限幅，上標(biāo)和下標(biāo)分別對(duì)應(yīng)限幅上限和下限；qevmax為控制器中四元數(shù)誤差的限幅值，采用矢量限幅方式，公式表示為：。

19、優(yōu)選的，所述載荷作業(yè)控制的具體方式為：

20、步驟s21：獲取軌道與載荷的工作參數(shù)；

21、步驟s22：獲取載荷作業(yè)最優(yōu)路徑，形成載荷作業(yè)控制策略；

22、步驟s23：基于步驟s22的控制策略，生成載荷作業(yè)控制指令，通過載荷執(zhí)行機(jī)構(gòu)實(shí)施作業(yè)指令，實(shí)現(xiàn)對(duì)載荷的精確控制。

23、優(yōu)選的，所述步驟s21中的工作參數(shù)包括軌道位置、航天器速度、溫度、壓力以及歷史載荷作業(yè)路徑；

24、所述步驟s22通過遺傳算法，獲取載荷作業(yè)最優(yōu)路徑，并基于最優(yōu)路徑作為控制策略對(duì)載荷作業(yè)進(jìn)行控制；

25、所述遺傳算法的具體方式為：

26、步驟a1：獲取載荷作業(yè)路徑，并進(jìn)行編碼，獲取染色體，構(gòu)建初始種群；

27、將載荷作業(yè)路徑編碼為x，x即為染色體，隨機(jī)生成n個(gè)染色體構(gòu)成初始種群；

28、步驟a2：確定適應(yīng)度函數(shù)；

29、所述適應(yīng)度函數(shù)用公式表示為：，其中，fi為第i個(gè)染色體對(duì)應(yīng)的適應(yīng)度，ppi為第i個(gè)染色體對(duì)應(yīng)的匹配度，i=1、2、3……n；

30、步驟a3：對(duì)種群中的染色體進(jìn)行自然選擇；

31、步驟a4：對(duì)種群中的染色體進(jìn)行交叉重組；

32、步驟a5：對(duì)種群中的染色體進(jìn)行變異；

33、步驟a6：獲取新種群，預(yù)設(shè)種群代數(shù)為l，適應(yīng)度閾值為q，l為大于0的整數(shù)，q為大于0的實(shí)數(shù)；循環(huán)步驟a3至步驟a5，直至新種群對(duì)應(yīng)的代數(shù)為l或新種群中存在染色體對(duì)應(yīng)的適應(yīng)度大于或等于適應(yīng)度閾值時(shí)，循環(huán)結(jié)束，獲取新種群中適應(yīng)度最大對(duì)應(yīng)的染色體對(duì)應(yīng)的載荷作業(yè)路徑為載荷作業(yè)最優(yōu)路徑。

34、優(yōu)選的，所述航天器平臺(tái)與載荷一體化模型的構(gòu)建具體方式為：

35、對(duì)航天器平臺(tái)與載荷進(jìn)行一體化布局，將航天器平臺(tái)與載荷各分系統(tǒng)進(jìn)行集成，包括機(jī)械集成、電氣集成以及軟件集成；建立航天器平臺(tái)與載荷一體化的三維仿真模型，對(duì)模型進(jìn)行性能仿真，驗(yàn)證航天器的各項(xiàng)性能指標(biāo)是否滿足需求。

36、本發(fā)明的技術(shù)效果和優(yōu)點(diǎn)：

37、本發(fā)明通過設(shè)有步驟s01與步驟s02，有利于通過采集航天器平臺(tái)姿態(tài)信息，建立姿態(tài)運(yùn)動(dòng)學(xué)模型，并基于建立的姿態(tài)運(yùn)動(dòng)學(xué)模型設(shè)計(jì)姿態(tài)控制算法，對(duì)航天器平臺(tái)姿態(tài)進(jìn)行精準(zhǔn)控制，基于四元數(shù)對(duì)航天器平臺(tái)姿態(tài)進(jìn)行控制，提高航天器平臺(tái)的穩(wěn)定性，同時(shí)通過遺傳算法獲取載荷作業(yè)最優(yōu)路徑，形成載荷作業(yè)控制策略，生成載荷作業(yè)控制指令，實(shí)現(xiàn)對(duì)載荷的精確控制；確保成像過程中的穩(wěn)定性與準(zhǔn)確性，對(duì)航天器平臺(tái)與載荷進(jìn)行分析后，構(gòu)建一體化模型，通過集成設(shè)計(jì)航天器平臺(tái)與載荷的控制系統(tǒng)，實(shí)現(xiàn)平臺(tái)與載荷之間的協(xié)同工作，提高了航天器在軌運(yùn)行的穩(wěn)定性，同時(shí)提高了遙感數(shù)據(jù)的精度。

技術(shù)特征：

1.一種面向空間遙感的航天器平臺(tái)與載荷一體化控制方法，其特征在于：包括以下步驟：

2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種面向空間遙感的航天器平臺(tái)與載荷一體化控制方法，其特征在于：所述姿態(tài)控制的具體方式為：

3.根據(jù)權(quán)利要求2所述的一種面向空間遙感的航天器平臺(tái)與載荷一體化控制方法，其特征在于：所述步驟s11中姿態(tài)信息為航天器的四元數(shù)；根據(jù)、β1、β2、β3四個(gè)參數(shù)定義從坐標(biāo)系a到坐標(biāo)系b的旋轉(zhuǎn)四元數(shù)，其中，為坐標(biāo)系a繞on旋轉(zhuǎn)的角度，β1為on與坐標(biāo)軸xa的夾角，β2為on與坐標(biāo)軸ya的夾角，β3為on與坐標(biāo)軸za的夾角；所述坐標(biāo)系a為oxayaza，坐標(biāo)系b為oxbybzb，坐標(biāo)系a繞軸線on旋轉(zhuǎn)即與坐標(biāo)系b重合；

4.根據(jù)權(quán)利要求2所述的一種面向空間遙感的航天器平臺(tái)與載荷一體化控制方法，其特征在于：所述步驟s12中設(shè)計(jì)姿態(tài)控制算法的具體方式為：

5.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種面向空間遙感的航天器平臺(tái)與載荷一體化控制方法，其特征在于：所述載荷作業(yè)控制的具體方式為：

6.根據(jù)權(quán)利要求5所述的一種面向空間遙感的航天器平臺(tái)與載荷一體化控制方法，其特征在于：所述步驟s21中的工作參數(shù)包括軌道位置、航天器速度、溫度、壓力以及歷史載荷作業(yè)路徑；

7.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種面向空間遙感的航天器平臺(tái)與載荷一體化控制方法，其特征在于：所述航天器平臺(tái)與載荷一體化模型的構(gòu)建具體方式為：

技術(shù)總結(jié)
本發(fā)明涉及航空航天技術(shù)領(lǐng)域，且公開了一種面向空間遙感的航天器平臺(tái)與載荷一體化控制方法，包括以下步驟：步驟S01：對(duì)航天器平臺(tái)進(jìn)行穩(wěn)定控制；步驟S02：載荷作業(yè)控制；步驟S03：構(gòu)建航天器平臺(tái)與載荷一體化模型；步驟S04：結(jié)合實(shí)際任務(wù)需求，對(duì)工作參數(shù)進(jìn)行調(diào)整；通過設(shè)有步驟S01與步驟S02，有利于對(duì)航天器平臺(tái)姿態(tài)進(jìn)行精準(zhǔn)控制，提高航天器平臺(tái)的穩(wěn)定性，同時(shí)通過遺傳算法獲取載荷作業(yè)最優(yōu)路徑，形成載荷作業(yè)控制策略，生成載荷作業(yè)控制指令，實(shí)現(xiàn)對(duì)載荷的精確控制；確保成像過程中的穩(wěn)定性與準(zhǔn)確性，通過集成設(shè)計(jì)航天器平臺(tái)與載荷的控制系統(tǒng)，實(shí)現(xiàn)平臺(tái)與載荷之間的協(xié)同工作，提高了航天器在軌運(yùn)行的穩(wěn)定性，同時(shí)提高了遙感數(shù)據(jù)的精度。

技術(shù)研發(fā)人員：李東禹,胡慶雷,鄭建英,吳晗,童尚
受保護(hù)的技術(shù)使用者：北京航空航天大學(xué)
技術(shù)研發(fā)日：
技術(shù)公布日：2025/1/6