本发明专利技术涉及一种基于多胞型线性微分包含的航天器相对姿态确定方法，属于航天控制技术领域。首先建立绕飞模型下，相对姿态确定系统的状态模型和测量模型；然后转化为PLDI系统描述模型，获取相对姿态估计的一步预测值以及相对姿态估计校正量；再利用相对姿态估计校正量对相对姿态的一步预测进行校正，获取相对姿态估计值。本方法将相对姿态确定非线性滤波器设计问题转换为线性鲁棒滤波器设计问题，不需要实时更新滤波增益，且在实现过程中不需要实时计算雅可比矩阵，极大地降低了计算量，有效地提高了相对姿态确定的实时性；适用于编队飞行、目标拦截、交会对接多工作模式航天器的相对姿态确定。
【技术实现步骤摘要】
本专利技术涉及一种，属于航天控制
技术介绍
相对导航是卫星编队飞行、空间交会对接、卫星在轨捕获及深空探测的关键技术之一，目前用于相对导航的测量传感器主要有激光雷达、微波雷达、GPS、类GPS导航和视觉测量敏感器等。激光雷达、微波雷达受到精度、带宽以及使用范围的限制，并且雷达系统测量出的精确射程信息与解算相对导航的六自由度信息有很大的不同，使其在相对导航中的运用受到限制。GPS是一种先进的导航系统，能实现全球、全天候、连续和高精度星实时位置和姿态确定的，但在相对位姿测量中，需要星间相互通讯，在非合作航天器相对位姿确定中 的运用具有一定的局限性。针对非合作航天器间的相对位姿确定问题，近年来提出了立体视觉测量方法，通过提取目标结构上的一些特征点，基于点特征的视觉测量技术实现相对位姿确定。目前在姿态确定方面应用广泛的算法是扩展尔曼滤波算法(EKF)。EKF为迭代算法，虽然简单易于实现，但由于在线性化过程中引入了模型误差，使得滤波精度下降，甚至会出现滤波发散现象，且在滤波过程中需要实时求解雅克比矩阵，计算复杂，尤其在高维非线性滤波求解中，很容易出现求解困难或错误等问题。微分包含理论通过采用全局线性化方法，将非线性系统转换为线性微分包含系统(LDI)，原非线性系统为LDI的一个子集，虽具有一定的保守性，但由于LDI的线性特性，为简化非线性系统控制及滤波算法的设计提供了新的思路。
技术实现思路
本专利技术的目的在于解决航天器绕飞过程中双目视觉测量相对姿态确定复杂的问题，提出了一种基于多胞型微分包含(PLDI)的非线性相对姿态确定方法，该方法将相对姿态确定的滤波误差系统采用PLDI系统模型来描述，从而将相对姿态确定的非线性滤波问题转换为线性系统鲁棒滤波问题。本专利技术的一种基于PLDI的航天器相对姿态确定方法，具体包括以下步骤步骤1，建立绕飞模型下，相对姿态确定系统的状态模型和测量模型；绕飞模式下，从航天器的相对姿态动力学方程为Jgfb + Jf,m + Jbω + JftW^ (ω + Ω + f) = Tl(I)其中，Jb e R3x3为从航天器惯性矩阵，Tb e R3为作用于从航天器的控制力矩，表示以向量a=T生成的反对称矩阵权利要求1.，其特征在于包括以下步骤 步骤1，建立绕飞模型下，相对姿态确定系统的状态模型和测量模型； 绕飞模式下，从航天器的相对姿态动力学方程为2.根据权利要求I所述的，其特征在于所述相对运动参考系R的原点为目标质心0d、xK轴由地心O指向目标质心0d，yK在目标轨道平面内垂直于xK轴并沿目标飞行方向；zE轴满足右手定则。3.根据权利要求I所述的，其特征在于所述滤波器性能调节参数Ct1= Q2=Io全文摘要本专利技术涉及一种，属于航天控制
首先建立绕飞模型下，相对姿态确定系统的状态模型和测量模型；然后转化为PLDI系统描述模型，获取相对姿态估计的一步预测值以及相对姿态估计校正量；再利用相对姿态估计校正量对相对姿态的一步预测进行校正，获取相对姿态估计值。本方法将相对姿态确定非线性滤波器设计问题转换为线性鲁棒滤波器设计问题，不需要实时更新滤波增益，且在实现过程中不需要实时计算雅可比矩阵，极大地降低了计算量，有效地提高了相对姿态确定的实时性；适用于编队飞行、目标拦截、交会对接多工作模式航天器的相对姿态确定。文档编号G01C21/20GK102944241SQ20121045931公开日2013年2月27日 申请日期2012年11月15日 优先权日2012年11月15日专利技术者陈振, 刘冰, 刘向东, 杨帆 申请人:北京理工大学本文档来自技高网...
【技术保护点】
基于多胞型线性微分包含的航天器相对姿态确定方法，其特征在于：包括以下步骤：步骤1，建立绕飞模型下，相对姿态确定系统的状态模型和测量模型；绕飞模式下，从航天器的相对姿态动力学方程为：Jbω·+Jb[Ω×]ω+Jb[v×]ω+JbW+[(ω+Ω+v)×]Jb(ω+Ω+v)=Tb---(1)其中，Jb∈R3×3为从航天器惯性矩阵，Tb∈R3为作用于从航天器的控制力矩，[a×]表示以向量a=[ax?ay?az]T生成的反对称矩阵：[a×]=0-azayaz0-ax-ayax0ω为在从航天器本体系Bb中，Bb相对于绕飞轨道坐标系F的角速度矢量；Ω为在Bb中，F相对于相对运动参考系R的角速度矢量；v为在Bb中，R相对于惯性坐标系I的角速度矢量；W=R(σ)[nf×]Rz(φ)Rx(γ)Rz(ψ)00nd其中，σ表示由绕飞轨道坐标系F到从航天器本体系Bb姿态的修正罗德里格描述参数，R(σ)=I-4(1-|σ|2)(1+|σ|2)2[σ×]+8(1+|σ|2)2[σ×]2nf、nd分别为从航天器绕目标的平均轨道角速度以及目标的平均轨道角速度，(ψ,γ,φ)表示从相对运动参考系R到绕飞轨道坐标系F姿态按3?1?3旋转顺序描述的欧拉角参数，Rz(ψ)、Rx(γ)、Rz(φ)分别表示三次旋转所对应的姿态转换矩阵：Rz(ψ)=cosψsinψ0-sinψcosψ0001,Rx(γ)=1000cosγsinγ0-sinγcosγ,Rz(φ)=cosφsinφ0-sinφcosφ0001相对姿态运动学方程为：σ·=M(σ)ω---(2)其中，M(σ)=(1-σTσ)I3+2[σ×]+2σσT4根据双目视觉测量原理，基于小孔成像和三角运算关系，建立双目视觉测量方程为：zi=u1iv1iu2iv2i=fdx·yci-b2xci+u0+nv1ifdy·zcixci+v0+nv2ifdx·yci+b2xci+u0+nv3ifdy·zcixci+v0+nv4i其中，zi表示双目视觉测量系统观测到目标第i个特征点的测量信息，(u1i,v1i)、(u2i,v2i)分别表示目标第i个特征点在左右摄像机像素坐标系中的坐标，(xci,yci,zci)表示第i个特征点在从航天器本体系中的坐标，dx、dy分别表示每一像素在像素平面坐标系Xu、Yu轴上的物理尺寸，(u0,v0)表示像平面坐标原点在像素平面坐标系中的坐标，b表示基线长度，f为摄像机的焦距，n=[nv1i?nv2i?nv3i?nv4i]T表示双目视觉测量系统的测量噪声；若观测到的目标特征点个数为N，则相对姿态确定系统的测量模型为：z=z1z2...zN---(3)步骤2，建立相对姿态确定滤波误差系统的PLDI系统描述模型；选取滤波误差系统的状态变量为Δx=[ΔσT?ΔωT]T，其中，Δσ、Δω分别为相对MRP和相对姿态角速度估计误差变量：Δσ=σ⊗σ^-1,Δω=ω-ω^其中，分别表示相对MRP及相对姿态角速度的估计值；表示的逆，等于其负值；表示MRP乘法；采用泰勒级数展开方法得到相对姿态确定滤波误差系统的状态模型和测量模型分别为：Δx·=-[ω^×]14I3×303×3FωΔx+O1(Δx)+03×3I3×3nωΔz=HΔx+O2(Δx)+n其中，Fω=-Jb-1[(ω^+Ω^+v^)×]Jb+Jb-1{[Jb(ω^+Ω^...
【技术特征摘要】
【专利技术属性】
技术研发人员：陈振，刘冰，刘向东，杨帆，
申请(专利权)人：北京理工大学，
类型：发明
国别省市：
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