一种星上自主空间非合作目标相对导航相机指向控制方法

摘要

本发明提供了一种星上自主空间非合作目标相对导航相机指向控制方法：(1)、计算主动航天器指向空间非合作目标矢量；(2)、计算令相对导航相机视轴指向非合作目标的主动航天器姿态角指令；(3)、按照主动航天器姿态角指令，调整主动航天器的姿态；(4)、根据非合作目标在相对导航相机视场内偏离视场中心的方位信息和非合作目标与主动航天器的相对距离，重新确定当前时刻空间非合作目标在主动航天器本体坐标系下的位置；(5)、重复步骤(1)～(4)，直至非合作目标偏离相对导航相机视场中心的横向偏差量和纵向偏差量小于预设值。本发明对由于非合作目标定轨偏差引起的相对导航相机指向偏差修正，从而得到相对导航相机的精确指向。

说明书

技术领域

本发明涉及一种星上自主空间非合作目标相对导航相机指向控制方法，可应用于航天器在轨服务、空间碎片清理等复杂航天任务，为解决对于空间非合作目标航天器的相对导航问题，属于空间在轨服务技术领域。

背景技术

随着人类探索宇宙空间的不断深入，对航天技术提出了更高的要求。诸如航天器在轨捕获与维护、空间碎片清除等问题已成为航天技术发展亟需面对和解决的技术难题。其中航天器对非合作目标的交会对接、捕获过程中需要得到准确的相对距离、相对速度等信息。针对非合作目标的精确相对导航存在观测量不完备、缺少相对定位标志等困难，需要航天器实现星上自主的相对导航，而相对导航需要航天器上安装测量传感器，对非合作目标进行相对距离、相对速度的测量。

一般来说，传感器的视场范围有一定限制，在进行相关参数测量时需要对目标进行精确指向，否则若目标不在传感器的视场内则无法实现星上自主的相对导航。对于非合作目标来说，目标的轨道信息较少，存在定轨误差大的问题，对于追踪航天器的相对导航相机对目标的指向要求高。因此需要设计一套对星上自主的空间非合作目标相对导航相机的指向策略，能够实现非合作目标定轨误差大的情况依然能够指向目标。

随着近年来我国航天技术水平的提升，对于卫星的精确指向技术已经日臻成熟，在遥感卫星上，可根据卫星轨道信息、目标信息，实现星上自主计算、自主控制的对目标精确指向成像；在载人航天的交会对接领域，可以实现追踪航天器和目标航天器的自主快速交会对接。但对于已知目标的成像指向是建立在目标为空间合作目标或地面目标位置信息已知，且信息准确、精度高的前提下，而对于空间非合作目标进行相对导航的传感器指向，最大问题在于空间非合作目标的已知信息有限，定轨误差较大。

发明内容

本发明的技术解决问题是：克服空间非合作目标已知信息不足、定轨误差较大的问题，提供了一种星上自主空间非合作目标相对导航相机指向控制方法，通过引入非合作目标在相对导航相机视场内偏离视场中心的方位信息和非合作目标与主动航天器的相对距离，对由于非合作目标定轨偏差引起的相对导航相机指向偏差修正，从而得到相对导航相机的精确指向，最终满足航天器在轨捕获与维护、空间碎片清除等在轨服务任务的需求。

本发明的技术解决方案是：一种星上自主空间非合作目标相对导航相机指向控制方法，该方法包括如下步骤：

(1)、根据空间非合作目标在主动航天器本体坐标系下的位置，计算主动航天器本体坐标系下主动航天器指向空间非合作目标矢量；

(2)、根据主动航天器指向空间非合作目标矢量和相对导航相机视轴在主动航天器本体坐标系下的矢量表示，计算令相对导航相机视轴指向非合作目标的主动航天器姿态角指令，所述相对导航相机安装在主动航天器上；

(3)、按照主动航天器姿态角指令，调整主动航天器的姿态，姿态调整到位后，测量非合作目标在相对导航相机视场内偏离视场中心的方位信息、非合作目标与主动航天器的相对距离；

(4)、根据非合作目标在相对导航相机视场内偏离视场中心的方位信息、非合作目标与主动航天器的相对距离，重新确定当前时刻空间非合作目标在主动航天器本体坐标系下的位置；

(5)、重复步骤(1)～(4)，直至非合作目标偏离相对导航相机视场中心的横向偏差量和纵向偏差量均小于相应的预设门限。

所述步骤(1)具体步骤如下：

(1.1)、计算主动航天器在地心赤道惯性坐标系中的位置和空间非合作目标航天器在地心赤道惯性坐标系中的位置

(1.2)、根据主动航天器在地心赤道惯性坐标系中的位置和空间非合作目标航天器在地心赤道惯性坐标系中的位置计算在地心赤道惯性坐标系中主动航天器指向空间非合作目标航天器的矢量

(1.3)、计算在主动航天器本体坐标系下主动航天器指向空间非合作目标的矢量。

当相对导航相机的相机坐标系以相对导航相机的视轴为Z轴时，步骤(2)中所述主动航天器姿态角指令为：为了使主动航天器相对导航相机指向空间非合作目标，主动航天器绕其本体坐标系Z轴的转动角度α和主动航天器绕其本体坐标系Y轴转动的角度β，所述步骤(2)的具体实现为：

(2.1)、根据相对导航相机视轴在主动航天器本体坐标系中的矢量表示计算在主动航天器本体坐标系中的经度λ_S,body、纬度δ_S,body；

(2.2)、根据主动航天器指向空间非合作目标在主动航天器本体坐标系中的矢量表示计算在主动航天器本体坐标系中的经度λ_Δr,body、纬度δ_Δr,body

(2.3)、根据λ_S,body、δ_S,body、λ_Δr,body、δ_Δr,body，计算为了使主动航天器相对导航相机指向空间非合作目标，主动航天器绕其本体坐标系Z轴的转动角度α和主动航天器绕其本体坐标系Y轴转动的角度β，具体计算公式为：

α＝λ_Δr,body-λ_S,body

β＝δ_Δr,body-δ_S,body。

本发明与现有技术相比的有益效果是：

(1)、本发明方法基于工程任务需求，在对合作目标或已知目标的精确指向方法上，考虑了空间非合作目标已知信息有限、定轨误差大的因素，在主动航天器相对导航相机指向策略计算中，引入非合作目标在相对导航相机视场内偏离视场中心的方位信息、非合作目标与主动航天器的相对距离，对相对导航相机进行实时修正，能够确保相对导航相机最终实现对非合作目标的精确指向。

(2)、本发明针对相对导航相机的视轴为相对导航相机的相机坐标系的Z轴时的情况，提出了一种调整航天器姿态角指令的方法，该方法将三维坐标表示转换为经度、纬度表示方法，从而得到二维姿态角指令，方便主动航天器机动实施。

附图说明

图1为本发明的相对导航相机指向策略方法流程框图；

图2为主动航天器指向空间非合作目标的示意图。

具体实施方式

以下结合附图和具体实施例对本发明进行详细说明。

如图1所示，本发明提供了一种星上自主空间非合作目标相对导航相机指向控制方法：首先，根据空间非合作目标的相对初始定轨位置，计算主动航天器与相对导航相机的初始指向；其次，根据星上相对导航相机测量得到的方位信息、非合作目标与主动航天器的相对距离，得到非合作目标相对初始定轨位置的偏差；然后根据得到的相对初始定轨位置的偏差，重新计算相对导航相机的指向，对初始指向进行修正，通过不断对指向进行修正最终使相对导航相机精确指向空间非合作目标。所述空间非合作目标的相对初始定轨位置为空间非合作目标相对于主动航天器的位置，可以通过主动航天器轨道参数和空间非合作目标航天器的初始定轨轨道参数确定，主动航天器轨道参数和空间非合作目标航天器的初步定轨轨道参数均通过地面观测设备跟踪定轨得到，并发送至主动航天器。

具体包括如下步骤：

(1)、根据空间非合作目标在主动航天器本体坐标系下的位置，计算主动航天器本体坐标系下主动航天器指向空间非合作目标矢量；

如图2所示，主动航天器指向空间非合作目标矢量的具体计算步骤为：

(1.1)、计算主动航天器在地心赤道惯性坐标系中的位置和空间非合作目标航天器在地心赤道惯性坐标系中的位置

主动航天器和空间非合作目标航天器的轨道信息采用轨道六根数(半长轴a、偏心率e、轨道倾角i、升交点赤经Ω、近地点幅角ω、真近点角θ)的形式表示，根据轨道六根数，可以计算航天器在地心赤道惯性坐标系中的位置和其中为主动航天器在地心赤道惯性坐标系中的位置，为空间非合作目标航天器在地心赤道惯性坐标系中的位置，具体计算公式可参见肖业伦著的《航天器飞行动力学原理》的第二章第6节。

(2)、根据主动航天器在地心赤道惯性坐标系中的位置和空间非合作目标航天器在地心赤道惯性坐标系中的位置计算在地心赤道惯性坐标系中主动航天器指向空间非合作目标航天器的矢量

根据空间解析几何和矢量理论，主动航天器指向空间非合作目标航天器的矢量为空间非合作目标航天器位置矢量减主动航天器的位置矢量，具体计算公式为：

即：

(3)、根据主动航天器的姿态数据，计算在主动航天器本体坐标系的主动航天器指向空间非合作目标的矢量。

a.计算主动航天器指向空间非合作目标矢量在主动航天器本体坐标系中的表示时，首先需要计算地心赤道惯性坐标系到主动航天器本体坐标系的转换矩阵，具体的转换矩阵L_body,ECI计算公式为：

L_body,ECI＝L_body,orbit·L_orbit,ECI

其中，L_orbit,ECI为地心赤道惯性坐标系到主动航天器轨道坐标系下的转换矩阵，具体形式为：

u＝ω+θ为主动航天器的纬度幅角。

L_body,orbit为主动航天器的轨道坐标系到本体坐标系的转换矩阵，其中需要主动航天器的姿态角信息、姿态转序信息。由于不同航天器型号的姿态转序各不相同，因此转换矩阵L_body,orbit也会由于转序的不同而不同。目前对于低轨卫星通常采用1-2-3的姿态转序(滚转(X轴)-俯仰(Y轴)-偏航(Z轴)，)，以此为例，L_body,orbit的计算公式为：

其中，为主动航天器姿态滚动角，θ为主动航天器姿态俯仰角，ψ为主动航天器姿态偏航角。

b.根据地心赤道惯性坐标系中的主动航天器指向空间非合作目标的矢量和从地心赤道惯性坐标系到主动航天器本体坐标系的转换矩阵，计算主动航天器指向空间非合作目标矢量在主动航天器本体坐标系中的表示

(2)、根据主动航天器指向空间非合作目标矢量和相对导航相机视轴在主动航天器本体坐标系下的矢量表示，计算令相对导航相机视轴指向非合作目标的主动航天器姿态角指令；

a.根据主动航天器上的相对导航相机的安装方式，计算相对导航相机的视轴在主动航天器本体坐标系中的矢量表示。

由于相对导航相机在主动航天器上的安装方式在不同型号上并不相同，因此，从相对导航相机的相机坐标系到主动航天器本体坐标系的转换矩阵并不相同，具体的转换矩阵L_body,camera要根据具体的相机安装方式进行确定。

本实施例中，相对导航相机的相机坐标系的Z轴为相对导航相机的视轴，相对导航相机视轴在主动航天器本体坐标系中的矢量表示计算公式为：

b.根据相对导航相机视轴在主动航天器本体坐标系中的矢量表示主动航天器本体坐标系中主动航天器指向空间非合作目标的矢量表示计算令相对导航相机视轴指向非合作目标的主动航天器姿态角指令。

本实施例中，当相对导航相机的视轴为相对导航相机的相机坐标系的Z轴时，步骤(2)中所述主动航天器姿态角指令为主动航天器相对导航相机指向空间非合作目标时绕主动航天器Z轴的转动角度α和绕主动航天器Y轴转动的角度β。

所述步骤(2)的具体实现为：

(2.1)、根据相对导航相机视轴在主动航天器本体坐标系中的矢量表示计算在主动航天器本体坐标系中的经度λ_S,body、纬度δ_S,body；

经度λ_S,body为矢量在主动航天器本体坐标系XOY平面的投影与主动航天器本体坐标系X轴的夹角，纬度δ_S,body为矢量和矢量在主动航天器本体坐标系XOY平面的投影之间的夹角，具体的计算公式为：

(2.2)、根据主动航天器指向空间非合作目标在主动航天器本体坐标系中的矢量表示计算在主动航天器本体坐标系中的经度λ_Δr,body、纬度δ_Δr,body

具体的计算公式为：

(2.3)、根据λ_S,body、δ_S,body、λ_Δr,body、δ_Δr,body，计算为了使主动航天器相对导航相机指向空间非合作目标，主动航天器绕其本体坐标系Z轴的转动角度α和主动航天器绕其本体坐标系Y轴转动的角度β，具体计算公式为：

α＝λ_Δr,body-λ_S,body

β＝δ_Δr,body-δ_S,body。

(3)、按照主动航天器姿态角指令，调整主动航天器的姿态，姿态调整到位后，测量非合作目标在相对导航相机视场内偏离视场中心的方位信息、非合作目标与主动航天器的相对距离；

由于空间非合作目标的定轨误差，初始调整姿态时，空间非合作目标不在主动航天器相对导航相机的视场中心。非合作目标在相对导航相机视场内偏离视场中心的方位信息包括横向偏差量和纵向偏差量，由主动航天器根据相对导航相机获取的非合作目标在视场的图像计算得到。非合作目标与主动航天器的相对距离可以采用激光测距或者雷达测距方式测量得到。

(4)、根据非合作目标在相对导航相机视场内偏离视场中心的方位信息、非合作目标与主动航天器的相对距离，重新确定当前时刻空间非合作目标在主动航天器本体坐标系下的位置；

具体为：

(4.1)、根据非合作目标在相对导航相机视场内偏离视场中心的方位信息和非合作目标与主动航天器的相对距离，得到主动航天器相对空间非合作目标位置的修正量[ΔxΔy Δz]′；

主动航天器相对空间非合作目标位置的修正量与相机图像坐标系的定义有关，本实施例中，设非合作目标在相对导航相机视场内偏离视场中心的方位信息为Angle₁和Angle₂，非合作目标与主动航天器的相对距离ΔL，其中Angle₁为非合作目标在相对导航相机视场内的横向偏差角度，Angle₂为非合作目标在相对导航相机视场内的纵向偏差角度，则主动航天器相对空间非合作目标位置的修正量[Δx>

(4.2)、采用主动航天器相对空间非合作目标位置的修正量[Δx Δy Δz]′，计算修正后的主动航天器指向空间非合作目标在主动航天器本体坐标系中的表示具体计算公式为：

其中Δr′_x,body、Δr′_y,body、Δr′_z,body为在主动航天器本体坐标系中的三轴分量。

(5)、重复步骤(1)～(4)，直至非合作目标偏离相对导航相机视场中心的横向偏差量和纵向偏差量小于预设值，使得非合作目标在相对导航相机的视场中不断接近视场中心，最终得到相对导航相机精确指向非合作目标。

本实施例中，利用修正后得到的再次计算在主动航天器本体坐标系中的经度λ′_Δr,body、纬度δ′_Δr,body，计算经过修正后的主动航天器相对导航相机指向空间非合作目标时先绕主动航天器Z轴的转动角度α′和再绕主动航天器Y轴转动的角度β′。此时空间非合作目标在相对导航相机视场中的位置相对修正前更靠近相机视场中心。

本说明书中未进行详细描述部分属于本领域技术人员公知常识。