一种航天器控制能力降维表征及量化估计的方法及装置与流程

1.本发明涉及航天器控制技术领域，具体涉及一种航天器控制能力降维表征及量化估计的方法及装置。

背景技术：

2.对于航天任务而言，自主控制技术是航天器执行各类空间任务，如遥感、空间操作等，所必需的关键技术之一。而在航天器上实现对控制能力的实时量化评估，对实现航天器自主控制至关重要。基于量化评估指标，可为航天器自主决策、控制提供客观的依据，可以从根本上提升控制系统的自主化水平。
3.然而，受限于航天器计算能力的严酷约束，现有的航天器控制能力量化估计方法难以在航天器上直接应用。现有的航天器控制能力量化估计方法主要包括：1、能控性矩阵标准型分析；2、姿态机动误差法。其中，能控性矩阵标准型分析是通过构建航天器控制系统的能控性矩阵，再以矩阵的标准型元素大小量化评估系统控制能力；姿态机动误差法是通过建立姿态评估指标体系，通过数值仿真计算评估系统的控制能力强弱。上述方法中，能控性矩阵标准型建立通常涉及复杂的高维矩阵运算，姿态机动误差法则需要进行大量打靶仿真运算，在星上计算资源严苛约束条件下，两类方法只能在设计阶段使用，难以满足航天器控制能力器上量化估计的需求。

技术实现要素：

4.有鉴于此，本发明提供了一种航天器控制能力降维表征及量化估计的方法及装置，能够解决对航天器的控制能力量化估计方法的技术问题。
5.为了解决上述技术问题，本发明是这样实现的。
6.一种航天器控制能力降维表征及量化估计的方法，所述方法包括如下步骤：
7.步骤s1：基于所述航天器的型号，获取所述航天器的技术状态参数，建立航天器控制能力分析动力学模型；
8.步骤s2：确定代表航天器控制能力的特征，所述特征包括姿态机动误差[δq
0 δq
1 δq
2 δq3]、以及姿态机动角速度误差[δω
x δω
y δωz]，其中，δ为前缀，表示参数变化差值，[q
0 q
1 q
2 q3]为航天器的姿态四元素，[ω
x ω
y ωz]为航天器的姿态机动角速度；
[0009]
步骤s3：基于航天器控制能力分析动力学模型，对所述代表航天器控制能力的特征进行转换，形成所述航天器控制能力对应的航天器控制能力降维表征参数；
[0010]
步骤s4：基于所述航天器控制能力降维表征参数，得到所述航天器控制能力量化估计的表达式。
[0011]
优选地，所述步骤s1，所述航天器控制能力分析动力学模型为：
[0012][0013]
其中，(x,y,z)为航天器相对某个地面目标点的相对位置、为航天器相对某个地面目标点的相对速度，为航天器相对某个地面目标点的相对加速度，f
sat
为航天器的真近点角，为航天器的真点近角速度，为航天器的真近点角加速度，r
sat
为从航天器质心到地球质心的距离，r
earth
为地面目标点到地球质心的距离，μ为地球引力常数。
[0014]
优选地，所述步骤s3，包括：
[0015]
步骤s31：基于所述航天器的遥测数据，确定所述航天器的姿态四元素[q
0 q
1 q
2 q3]以及航天器的姿态机动角速度[ω
x ω
y ωz]；
[0016]
步骤s32：确定航天器姿态指向矢量量υ及指向矢量变化速率
[0017][0018][0019]
步骤s33：基于所述航天器控制能力分析动力学模型，确定相对距离ρ及距离变化率其中：
[0020]
相对距离ρ为：
[0021]
距离变化率为：
[0022]
确定航天器指向点在地球的投影点位置及变化速率其中：
[0023][0024]
所述航天器指向点在地球的投影点变化速率为：
[0025]
[0026]
步骤s34：根据航天器姿态机动任务，获取期望的姿态四元素[q
r0 q
r1 q
r2 q
r3
]和期望的姿态机动角速度[ω
rx ω
ry ω
rz
]，得到航天器期望的姿态指向矢量υr及期望的指向矢量变化速率
[0027][0028][0029]
步骤s35：确定航天器期望指向点在地球的投影点位置及变化速率其中：
[0030]
所述航天器期望指向点在地球的投影点位置为：
[0031][0032]
所述航天器期望指向点在地球的投影点变化速率为：
[0033][0034]
步骤s36：以所述航天器指向点在地球的投影点位置与所述航天器期望指向点在地球的投影点位置的夹角差异δα表征所述姿态机动误差；以所述航天器指向点在地球的投影点变化速率与所述航天器期望指向点在地球的投影点变化速率的尺度差异表征所述姿态机动角速度误差；其中，δα及均为所述航天器控制能力对应的航天器控制能力降维表征参数。
[0035]
优选地，所述步骤s4，所述航天器控制能力量化估计的表达式为：
[0036][0037][0038]
其中，为期望指向点向量转置操作，为期望指向点向量2范数计算操作，为指向点向量转置操作；为期望指向点向量与指向点向量之差的2范数计算操作。
[0039]
本发明所提供的一种航天器控制能力降维表征及量化估计的装置，所述装置包括：
[0040]
模型建立模块：配置为基于所述航天器的型号，获取所述航天器的技术状态参数，建立航天器控制能力分析动力学模型；
[0041]
特征模块：配置为确定代表航天器控制能力的特征，所述特征包括姿态机动误差[δq
0 δq
1 δq
2 δq3]、以及姿态机动角速度误差[δω
x δω
y δωz]，其中，δ为前缀，表示参数变化差值，[q
0 q
1 q
2 q3]为航天器的姿态四元素，[ω
x ω
y ωz]为航天器的姿态机动角速度；
[0042]
参数表达模块：配置为基于航天器控制能力分析动力学模型，对所述代表航天器控制能力的特征进行转换，形成所述航天器控制能力对应的航天器控制能力降维表征参数；
[0043]
综合模块：配置为基于所述航天器控制能力降维表征参数，得到所述航天器控制能力量化估计的表达式。
[0044]
本发明所提供的一种计算机可读存储介质，所述存储介质中存储有多条指令；所述多条指令，用于由处理器加载并执行如前所述方法。
[0045]
本发明所提供的一种电子设备，其特征在于，所述电子设备，包括：
[0046]
处理器，用于执行多条指令；
[0047]
存储器，用于存储多条指令；
[0048]
其中，所述多条指令，用于由所述存储器存储，并由所述处理器加载并执行如前所述方法。
[0049]
有益效果：
[0050]
本发明是针对一类二阶系统的可观测能力解析量经估计方法。具有以下有益效果：
[0051]
(1)相比于传统控制能力表征方法，本发明给出的航天器控制能力降维表征参数，维数仅有2维，极大地降低了控制能力表征维度，有利于简化控制能力分析。
[0052]
(2)相比于传统控制能力量化估计方法，本发明给出的航天器控制能力量化估计方法，量化形式为解析表达，因此计算复杂度更低，适合在计算资源严重受限的航天器上进行控制能力估计。
[0053]
(3)本发明方案执行简单，易于执行，能够全面地对航天器控制能力进行量化估计。
[0054]
(4)本发明方法可靠、占用计算资源少。
附图说明
[0055]
图1为本发明提供的航天器控制能力降维表征及量化估计的方法流程示意图；
[0056]
图2为本发明提供的航天器控制能力降维表征及量化估计的装置的结构示意图。
具体实施方式
[0057]
下面结合附图和实施例，对本发明进行详细描述。
[0058]
如图1所示，本发明提出了一种航天器控制能力降维表征及量化估计的方法，所述方法包括如下步骤：
[0059]
步骤s1：基于所述航天器的型号，获取所述航天器的技术状态参数，建立航天器控
制能力分析动力学模型；
[0060]
步骤s2：确定代表航天器控制能力的特征，所述特征包括姿态机动误差[δq
0 δq
1 δq
2 δq3]、以及姿态机动角速度误差[δω
x δω
y δωz]，其中，δ为前缀，表示参数变化差值，[q
0 q
1 q
2 q3]为航天器的姿态四元素，[ω
x ω
y ωz]为航天器的姿态机动角速度；
[0061]
步骤s3：基于航天器控制能力分析动力学模型，对所述代表航天器控制能力的特征进行转换，形成所述航天器控制能力对应的航天器控制能力降维表征参数；
[0062]
步骤s4：基于所述航天器控制能力降维表征参数，得到所述航天器控制能力量化估计的表达式。
[0063]
步骤s1，所述航天器控制能力分析动力学模型为：
[0064][0065]
其中，(x,y,z)为航天器相对某个地面目标点的相对位置、为航天器相对某个地面目标点的相对速度，为航天器相对某个地面目标点的相对加速度，f
sat
为航天器的真近点角，为航天器的真点近角速度，为航天器的真近点角加速度，r
sat
为从航天器质心到地球质心的距离，r
earth
为地面目标点到地球质心的距离，μ为地球引力常数。
[0066]
所述步骤s3，包括：
[0067]
步骤s31：基于所述航天器的遥测数据，确定所述航天器的姿态四元素[q
0 q
1 q
2 q3]以及航天器的姿态机动角速度[ω
x ω
y ωz]；
[0068]
步骤s32：确定航天器姿态指向矢量量υ及指向矢量变化速率
[0069][0070][0071]
步骤s33：基于所述航天器控制能力分析动力学模型，确定相对距离ρ及距离变化率其中：
[0072]
相对距离ρ为：
[0073]
距离变化率为：
[0074]
确定航天器指向点在地球的投影点位置及变化速率其中：
[0075][0076]
所述航天器指向点在地球的投影点变化速率为：
[0077][0078]
步骤s34：根据航天器姿态机动任务，获取期望的姿态四元素[q
r0 q
r1 q
r2 q
r3
]和期望的姿态机动角速度[ω
rx ω
ry ω
rz
]，得到航天器期望的姿态指向矢量υr及期望的指向矢量变化速率
[0079][0080][0081]
步骤s35：确定航天器期望指向点在地球的投影点位置及变化速率其中：
[0082]
所述航天器期望指向点在地球的投影点位置为：
[0083][0084]
所述航天器期望指向点在地球的投影点变化速率为：
[0085][0086]
步骤s36：以所述航天器指向点在地球的投影点位置与所述航天器期望指向点在地球的投影点位置的夹角差异δα表征所述姿态机动误差；以所述航天器指向点在地球的投影点变化速率与所述航天器期望指向点在地球的投影点变化速率的尺度差异表征所述姿态机动角速度误差；其中，δα及均为所述航天器控制能力对应的航天器控制能力降维表征参数。
[0087]
所述步骤s4，所述航天器控制能力量化估计的表达式为：
[0088][0089][0090]
其中，为期望指向点向量转置操作，为期望指向点向量2范数计算操作，为指向点向量转置操作；为期望指向点向量与指向点向量之差的2范数计算操作。
[0091]
本发明还提供了一种航天器控制能力降维表征及量化估计的装置，如图2所示，所述装置包括：
[0092]
模型建立模块：配置为基于所述航天器的型号，获取所述航天器的技术状态参数，建立航天器控制能力分析动力学模型；
[0093]
特征模块：配置为确定代表航天器控制能力的特征，所述特征包括姿态机动误差[δq
0 δq
1 δq
2 δq3]、以及姿态机动角速度误差[δω
x δω
y δωz]，其中，δ为前缀，表示参数变化差值，[q
0 q
1 q
2 q3]为航天器的姿态四元素，[ω
x ω
y ωz]为航天器的姿态机动角速度；
[0094]
参数表达模块：配置为基于航天器控制能力分析动力学模型，对所述代表航天器控制能力的特征进行转换，形成所述航天器控制能力对应的航天器控制能力降维表征参数；
[0095]
综合模块：配置为基于所述航天器控制能力降维表征参数，得到所述航天器控制能力量化估计的表达式。
[0096]
以上的具体实施例仅描述了本发明的设计原理，该描述中的部件形状，名称可以不同，不受限制。所以，本发明领域的技术人员可以对前述实施例记载的技术方案进行修改或等同替换；而这些修改和替换未脱离本发明创造宗旨和技术方案，均应属于本发明的保护范围。

技术特征：

1.一种航天器控制能力降维表征及量化估计的方法，其特征在于，所述方法包括如下步骤：步骤s1：基于所述航天器的型号，获取所述航天器的技术状态参数，建立航天器控制能力分析动力学模型；步骤s2：确定代表航天器控制能力的特征，所述特征包括姿态机动误差[δq
0 δq
1 δq
2 δq3]、以及姿态机动角速度误差[δω
x δω
y δω
z
]，其中，δ为前缀，表示参数变化差值，[q
0 q
1 q
2 q3]为航天器的姿态四元素，[ω
x ω
y ω
z
]为航天器的姿态机动角速度；步骤s3：基于航天器控制能力分析动力学模型，对所述代表航天器控制能力的特征进行转换，形成所述航天器控制能力对应的航天器控制能力降维表征参数；步骤s4：基于所述航天器控制能力降维表征参数，得到所述航天器控制能力量化估计的表达式。2.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述步骤s1，所述航天器控制能力分析动力学模型为：其中，(x,y,z)为航天器相对某个地面目标点的相对位置、为航天器相对某个地面目标点的相对速度，为航天器相对某个地面目标点的相对加速度，f
sat
为航天器的真近点角，为航天器的真点近角速度，为航天器的真近点角加速度，r
sat
为从航天器质心到地球质心的距离，r
earth
为地面目标点到地球质心的距离，μ为地球引力常数。3.如权利要求2所述的方法，其特征在于，所述步骤s3，包括：步骤s31：基于所述航天器的遥测数据，确定所述航天器的姿态四元素[q
0 q
1 q
2 q3]以及航天器的姿态机动角速度[ω
x ω
y ω
z
]；步骤s32：确定航天器姿态指向矢量量υ及指向矢量变化速率步骤s32：确定航天器姿态指向矢量量υ及指向矢量变化速率步骤s32：确定航天器姿态指向矢量量υ及指向矢量变化速率步骤s33：基于所述航天器控制能力分析动力学模型，确定相对距离ρ及距离变化率其中：
相对距离ρ为：距离变化率为：确定航天器指向点在地球的投影点位置及变化速率其中：所述航天器指向点在地球的投影点变化速率为：步骤s34：根据航天器姿态机动任务，获取期望的姿态四元素[q
r0 q
r1 q
r2 q
r3
]和期望的姿态机动角速度[ω
rx ω
ry ω
rz
]，得到航天器期望的姿态指向矢量υ
r
及期望的指向矢量变化速率化速率化速率步骤s35：确定航天器期望指向点在地球的投影点位置及变化速率其中：所述航天器期望指向点在地球的投影点位置为：所述航天器期望指向点在地球的投影点变化速率为：步骤s36：以所述航天器指向点在地球的投影点位置与所述航天器期望指向点在地球的投影点位置的夹角差异δα表征所述姿态机动误差；以所述航天器指向点在地球的投影
点变化速率与所述航天器期望指向点在地球的投影点变化速率的尺度差异表征所述姿态机动角速度误差；其中，δα及均为所述航天器控制能力对应的航天器控制能力降维表征参数。4.如权利要求3所述的方法，其特征在于，所述步骤s4，所述航天器控制能力量化估计的表达式为：的表达式为：其中，为期望指向点向量转置操作，为期望指向点向量2范数计算操作，为指向点向量转置操作；为期望指向点向量与指向点向量之差的2范数计算操作。5.一种航天器控制能力降维表征及量化估计的装置，其特征在于，所述装置包括：模型建立模块：配置为基于所述航天器的型号，获取所述航天器的技术状态参数，建立航天器控制能力分析动力学模型；特征模块：配置为确定代表航天器控制能力的特征，所述特征包括姿态机动误差[δq
0 δq
1 δq
2 δq3]、以及姿态机动角速度误差[δω
x δω
y δω
z
]，其中，δ为前缀，表示参数变化差值，[q
0 q
1 q
2 q3]为航天器的姿态四元素，[ω
x ω
y ω
z
]为航天器的姿态机动角速度；参数表达模块：配置为基于航天器控制能力分析动力学模型，对所述代表航天器控制能力的特征进行转换，形成所述航天器控制能力对应的航天器控制能力降维表征参数；综合模块：配置为基于所述航天器控制能力降维表征参数，得到所述航天器控制能力量化估计的表达式。6.一种计算机可读存储介质，所述存储介质中存储有多条指令；所述多条指令，用于由处理器加载并执行如权利要求1-4中任一项所述方法。7.一种电子设备，其特征在于，所述电子设备，包括：处理器，用于执行多条指令；存储器，用于存储多条指令；其中，所述多条指令，用于由所述存储器存储，并由所述处理器加载并执行如权利要求1-4中任一项所述方法。

技术总结

本发明公开了航天器控制能力降维表征及量化估计的方法及装置，所述方法包括：基于所述航天器的型号，获取所述航天器的技术状态参数，建立航天器控制能力分析动力学模型；确定代表航天器控制能力的特征，所述特征包括姿态机动误差、以及姿态机动角速度误差；基于航天器控制能力分析动力学模型，对所述代表航天器控制能力的特征进行转换，形成所述航天器控制能力对应的航天器控制能力降维表征参数；基于所述航天器控制能力降维表征参数，得到所述航天器控制能力量化估计的表达式。本发明的方法，给出的航天器控制能力降维表征参数，维数仅有2维，极大地降低了控制能力表征维度，有利于简化控制能力分析。于简化控制能力分析。于简化控制能力分析。