一种人在回路的非合作目标抵近跟踪控制方法

1.本发明属于航天器控制技术领域，具体涉及一种人在回路的非合作目标抵近跟踪控制方法。


背景技术：

2.美国的“地球同步轨道空间态势感知计划”(gssap)利用日常运行在近地同步轨道的卫星和地球同步轨道的相对漂移进行轨道巡视，能够对感兴趣的航天器进行探测、编目和精确侦察，必要时还能通过轨道机动抵近地球同步轨道目标进行抵近详查获取目标高清图像。当前航天器的自主能力弱，无法独立实施针对gssap卫星袭扰的察觉与规避，因此，采用“人在回路”方案进行决策与操作交互，具有前期基础足、实施周期短以及响应速度快等优点，是解决前述问题的首选方案。空间攻防对抗是未来大国博弈的主战场，建立有人参与的空间攻防体系，能够增强系统灵活性，提高技术通用性。
3.面对可能存在的空间安全对抗问题，如何确定敌方高动态机动航天器飞行目的，并实现提前防御需要进一步研究。因此针对可能存在攻击性的目标航天器开展主动跟踪研究存在潜在研究价值。本发明针对可能存在的空间安全问题为背景，针对提高我方航天器博弈机动能力的需求，开展“人在回路”的航天器博弈操控研究，突破基于目标航天器的像跟踪的操作交互方法，解决目标航天器状态未知条件下，融合操作人员主动感知的航天器机动策略生成问题。


技术实现要素：

4.本发明所要解决的技术问题是：
5.针对安全防御过程中对非合作目标航天器跟踪，提高我方航天器博弈机动能力的问题，本发明提供一种人在回路对非合作目标抵近跟踪的控制方法。
6.为了解决上述技术问题，本发明采用的技术方案为：
7.一种人在回路的非合作目标抵近跟踪控制方法，其特征在于包括以下步骤：
8.步骤1：给出初始时刻地心坐标系下追逐航天器位置x
p
，目标航天器位置xe，给出轨道坐标系与地心坐标系之间的转换关系；
9.步骤2：通过转换关系得到轨道坐标系下两个航天器位置，并给出当前时刻虚拟目标点位置xd＝xe，建立相对运动动力学模型；
10.步骤3：采集手控器当前关节角，通过正运动学，计算当前末端位置，计算得到当前由操作人员通过手控器给出对追逐航天器的直接控制量u1；
11.步骤4：计算得到追逐航天器在轨道坐标系下的位置增量，通过坐标变换得到地心坐标系下的位置增量，计算得到追逐航天器自动抵近目标航天器给出的自动控制量u2；
12.步骤5：最终得到追逐航天器控制量u＝u1+u2，将控制量输入引入步骤2中建立的相对运动动力学模型中，求解得到控制输入情况下追逐航天器位置；并且在每个更新周期内，更新得到目标航天器的虚拟目标点位置；重复步骤3-5的过程，得到最终追逐航天器位置。
13.本发明进一步的技术方案：步骤1轨道坐标系与地心坐标系之间的转换关系为：
[0014][0015]
其中，r0＝[r
0x
,r
0y
,r
0z
]
t
为牵连惯性坐标系原点在地心赤道惯性坐标系中的位置坐标，a为矩阵参数，[x
l
,y
l
,z
l
]
t
为航天器轨道坐标系的位置，[x
r1
,y
r1
,z
r1
]
t
为航天器地心坐标系的位置。
[0016]
本发明进一步的技术方案：步骤2相对运动动力学模型为：
[0017][0018]
其中，[x，y，z]为追逐航天器轨道坐标系下目标航天器的虚拟位置与追逐航天器的位置之差，u
x
、uy、uz为追逐航天器的控制输入，ω为追逐航天器周期初始时刻所在圆轨道角速度，分别表示x，y，z的二阶求导，分别表示x，y的一阶求导。
[0019]
本发明进一步的技术方案：步骤3具体为：
[0020]
通过正运动学得到当前末端位置(xf，yf，zf)：
[0021]
xf＝-sinθ1(l2sinθ3+l1cosθ2)
[0022]
yf＝-l2cosθ3+l1sinθ2+l3[0023]
zf＝l2cosθ1sinθ3+l1cosθ1cosθ
2-l4[0024]
式中，θ1，θ2，θ3分别为前三个关节的旋转角度，l1和l2分别为连杆1和2的长度，l3为手持杆与第一个关节点的高度距离之差，l4为手持杆与第一个关节点的水平距离之差；
[0025]
计算当前由操作人员通过手控器给出对追逐航天器的直接控制量u1＝[u
x
，uy，uz]
t
：
[0026][0027]
其中，k
dx
，k
dy
，k
dz
为增益系数，(x
zero
，y
zero
，z
zero
)为中立位置点。
[0028]
本发明进一步的技术方案：步骤4具体为：
[0029]
通过计算得到轨道坐标系下的追逐航天器位置增量δx：
[0030]
δx＝[x
dt[k]
，y
dt[k]
，z
dt[k]
]
t-[x
dt[k-1]
，y
dt[k-1]
，z
dt[k-1]
]
t
[0031]
通过坐标变换可以得到追逐航天器在地心坐标系下的位置增量δρ＝a
t
δx，计算得到实际控制量为u2＝-k
p
δρ-kdδρ
′
，其中k
p
，kd分别表示pd控制中比例和微分环节的增益系数，δρ
′
表示为地心赤道惯性坐标系下位置增量的变化率。
[0032]
一种计算机系统，其特征在于包括：一个或多个处理器，计算机可读存储介质，用于存储一个或多个程序，其中，当所述一个或多个程序被所述一个或多个处理器执行时，使得所述一个或多个处理器实现上述的方法。
[0033]
一种计算机可读存储介质，其特征在于存储有计算机可执行指令，所述指令在被执行时用于实现上述的方法。
[0034]
本发明的有益效果在于：
[0035]
本发明提供的一种人在回路的非合作目标抵近跟踪控制方法，在光学载荷阶段性更新目标航天器成像条件下，实现操作人员在地面观察目标航天器成像，并利用交互装置生成追逐航天器的轨道机动策略，实现“人在回路”对目标航天器的主动跟踪。
[0036]
通过对空间中追逐航天器抵近过程中自动控制过程加入地面操作员的控制输入，实现人在回路的航天器抵近交会控制，保证在抵近过程中目标航天器动力学和轨道信息存在偏差的情况下，追逐航天器仍可以实现安全可靠的交会抵近策略，保证抵近过程安全可靠。突破基于目标航天器的像跟踪的操作交互方法，解决目标航天器状态未知条件下，融合操作人员主动感知的航天器机动策略生成问题。
附图说明
[0037]
附图仅用于示出具体实施例的目的，而并不认为是对本发明的限制，在整个附图中，相同的参考符号表示相同的部件。
[0038]
图1地心坐标系与轨道坐标系示意图；
[0039]
图2手控器结构示意图；
[0040]
图3航天器抵近跟踪系统结构图；
[0041]
图4地心坐标系下追逐星与目标星x轴位置；
[0042]
图5地心坐标系下追逐星与目标星y轴位置；
[0043]
图6地心坐标系下追逐星与目标星z轴位置。
具体实施方式
[0044]
为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图和实施例，对本发明进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。此外，下面描述的本发明各个实施方式中所涉及到的技术特征只要彼此之间未构成冲突就可以相互组合。
[0045]
本发明实施例提供了一种人在回路的非合作目标抵近跟踪控制方法，通过对空间中追逐航天器抵近过程中自动控制过程加入地面操作员的控制输入，实现基于目标航天器的像跟踪的人在回路操作交互的航天器抵近跟踪控制，保证在抵近过程中目标航天器动力学和轨道信息存在偏差的情况下，追逐航天器仍可以实现安全可靠的交会抵近策略，保证抵近过程安全可靠。包括以下步骤：
[0046]
步骤1：给出初始时刻地心坐标系下追逐航天器位置x
p
，目标航天器位置xe，给出轨道坐标系与地心坐标系之间的转换关系。
[0047]
步骤2：通过转换关系得到轨道坐标系下两个航天器位置，并给出当前时刻虚拟目标点位置xd＝xe，建立相对运动动力学模型。
[0048]
步骤3：采集手控器当前关节角，通过正运动学，计算当前末端位置，计算得到当前由操作人员通过手控器给出对追逐航天器的直接控制量u1。
[0049]
步骤4：计算得到追逐航天器在轨道坐标系下的位置增量，通过坐标变换得到地心坐标系下的位置增量，计算得到追逐航天器自动抵近目标航天器给出的自动控制量u2。
[0050]
步骤5：最终得到追逐航天器控制量u＝u1+u2，将控制量输入引入步骤2中建立的相
对运动动力学模型中，u＝[u
x
,uy,uz]
t
，求解得到控制输入情况下追逐航天器位置。并且在每个更新周期内，更新得到目标航天器的虚拟目标点位置。重复步骤3-5的过程，可以得到最终追逐航天器位置结果。
[0051]
上述步骤具体如下：
[0052]
步骤1：定义原点在追逐航天器质心的轨道坐标系，建立地心赤道惯性坐标系下追逐航天器与目标航天器坐标与追逐航天器轨道坐标系(lvlh)下坐标转换关系。
[0053]
建立航天器轨道坐标系oxyz(so)，其原点在追逐航天器的质心o上，x轴沿地心指向追逐航天器方向，y轴在轨道平面上与x轴垂直，指向追逐航天器的速度方向，z轴和x轴、y轴组成右手正交坐标系，与轨道平面的法线平行。
[0054]
地心赤道惯性坐标系与航天器轨道坐标系(lvlh)定义和关系如图1所示，图中ω、ω、θ分别为追逐航天器的升交点赤经，近地点幅角和真近地角。
[0055]
坐标系转换关系
[0056]
1、牵连惯性坐标系与地心赤道惯性坐标系之间的转换关系
[0057]
牵连惯性坐标系与地心赤道惯性坐标系之间仅存在平移关系，故在追逐航天器某一时刻位置处建立一个牵连惯性坐标系，其中追逐航天器牵连惯性坐标系原点在追逐航天器质心，假设以该点为原点，建立各个轴都与地心惯性坐标系平行且方向相同的坐标系，将其命名为ox1y1z1，该坐标系可以通过地心惯性坐标系平移得到，平移量为该坐标系下原点的坐标数值。令r1和r2分别表示同一个位置点在地心惯性坐标系oixiyizi(si)下和牵连惯性坐标系ox1y1z1下的位置坐标，二者的转换关系可以表示为
[0058]
r2＝r
1-r0ꢀꢀꢀꢀ
(1)
[0059]
式中，r0表示牵连惯性坐标系原点在惯性坐标系下的位置坐标。
[0060]
2、牵连惯性坐标系与追逐航天器轨道坐标系转换关系
[0061]
轨道坐标系可以通过牵连惯性坐标系旋转变化得到，可以将轨道坐标系中追逐航天器参考坐标位置通过变化得到其在地心惯性坐标系中的位置。
[0062]
首先假设牵连惯性坐标系ox1y1z1中位置(x，y，z)
t
，通过以下旋转变化：
[0063]
ox1y1z1绕z轴旋转ω角，得到ox2y2z2，这两个坐标系之间变换矩阵为
[0064][0065]
ox2y2z2绕x轴旋转i角，得到ox3y3z3，这两个坐标系转换关系为
[0066][0067]
假设圆轨道近地点在升交点位置处，并且航天器初始位置为升交点处，ox3y3z3绕z轴旋转f角，f为追逐航天器建立坐标系时所在位置处对应的角度，得到轨道坐标系，两个坐标系间的转换关系为
[0068][0069]
综合以上变换，轨道坐标系oxyz与参考坐标系ox1y1z1的直接转换关系为
[0070][0071]
式中，x、y、z表示牵连惯性坐标系下的坐标位置，[x
l
，y
l
，z
l
]表示航天器轨道坐标系下一点位置。
[0072]
若轨道坐标系中分量已知，需要确定其在参考坐标系下的矢量分量，则利用两个坐标系之间正交变换的逆矩阵等于其转置矩阵的性质，即a-1
＝a
t
得到
[0073][0074]
3、追逐航天器轨道坐标系与地心赤道惯性坐标系转换关系
[0075]
根据上述两个转化关系可以得到追逐航天器轨道坐标系与地心赤道惯性坐标系转换关系，将追逐航天器轨道坐标系中两个航天器的位置，将其更新至地心惯性坐标系中。假设航天器轨道坐标系下一点位置为[x
l
，y
l
，z
l
]
t
，假设牵连惯性坐标系原点在地心赤道惯性坐标系中的位置坐标为r0＝[r
0x
，r
0y
，r
0z
]
t
，可以得到航天器轨道坐标系下该点在地心赤道惯性坐标系下的位置坐标为：
[0076][0077]
步骤2：建立追逐航天器在轨道坐标系下相对运动动力学模型
[0078]
在地心赤道惯性坐标系下，当前时刻t追逐卫星位置为rc，目标卫星位置为r
t
，两个卫星位置分别满足轨道动力学
[0079][0080]
其中r表示航天器在地心赤道惯性坐标系下的位置矢量，r表示航天器在地心赤道惯性坐标系下的位置标量，即为航天器到原点的距离。u表示航天器的控制输入，表示为u＝[u
x
，uy，uz]
t
，μ为引力参数，对于地球其数值为：μ＝3.986012
×
103km3/s2。
[0081]
假设追逐航天器相对于目标航天器的相对位置矢量为ρ，两个航天器轨道动力学方程相减可得在地心赤道惯性坐标系下目标航天器相对于追逐航天器的相对运动动力学方程为：
[0082]
[0083]
其中，u
t
表示追逐航天器的控制输入，uc表示目标航天器的控制输入，r
t
表示追逐航天器在地心赤道惯性坐标系下的位置矢量，rc表示目标航天器在地心赤道惯性坐标系下的位置矢量。
[0084]
根据地心赤道惯性坐标系和航天器轨道坐标系的导数关系，有
[0085][0086]
其中，ω表示追逐航天器轨道角速度。在航天器轨道坐标系中ω＝[0，0，ω]
t
。
[0087]
在本方法过程中，由于目标航天器时非合作目标，其控制量未知，并且位置通过传感器与地面信息周期更新，因此在本方案中将其周期更新的位置设为虚拟目标点，追逐航天器控制目标为在每个周期接近虚拟目标点，实现跟踪。因此在每个周期内追逐航天器运动轨迹可以近似看作一个圆轨道的一部分，因此假设追逐航天器在圆轨道上运行，可以得到其角速度ω恒定，因此其中在每个周期开始时，需要更新轨道角速度ω，得到追逐航天器轨道为圆轨道时的相对运动动力学方程为，公式(9)可写为：
[0088][0089]
在此基础上，由于实际过程中无法精确得到目标航天器的实际位置坐标信息，因此引入目标航天器虚拟坐标点，即为虚拟目标点，将其看作追逐航天器期望位置rd，代替在动坐标系下的目标航天器实际位置，上式可写为：
[0090][0091]
其中，ρ为两个航天器当前实际位置之差，通过化简可以将上式写为：
[0092][0093]
其中，[x,y,z]为追逐航天器轨道坐标系下目标航天器的虚拟位置与追逐航天器的位置之差。ω为追逐航天器周期初始时刻所在圆轨道角速度。u
x
、uy、uz为追逐航天器的控制输入。
[0094]
步骤3：确定手控器控制输入计算与转换关系
[0095]
在本发明中通过人机交互，实现操作人员根据追逐航天器前端摄像头视景中的目标航天器位置，通过手控器向控制系统发出控制输入信号对追逐航天器进行遥操作控制。具体实施方法为，操作人员控制手控器的末端位置，通过力位映射关系得到操作人员对航天器输入得控制量，最后通过坐标转换将控制量转换为航天器本体上每个方向上所需要施加的控制量，实现人在回路的追逐航天器对非合作目标的抵近跟踪。
[0096]
本发明手控器采用phantom omni手控器，如图2所示，其前三个关节实现三维空间的定位，后三个关节实现姿态的调整，该手控器的手握端具有一个万向节点，将三个方向的转动轴线交于一点实现位置和姿态的解耦，因此手控器末端的位置不受姿态方面的影响。
[0097]
由于本发明中不涉及对姿态的考虑，因此只对手控器前三个关节进行分析，根据
结构图，该手控器的正运动学方程为：
[0098]
xf＝-sinθ1(l2sinθ3+l1cosθ2)
ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
(13)
[0099]
yf＝-l2cosθ3+l1sinθ2+l3ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
(14)
[0100]
zf＝l2cosθ1sinθ3+l1cosθ1cosθ
2-l4ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
(15)
[0101]
上式中，xf，yf，zf分别为点f在坐标系中x轴，y轴和z轴的位置，θ1，θ2，θ3分别为前三个关节的旋转角度，l1和l2分别为连杆1和2的长度，l3为手持杆与第一个关节点的高度距离之差，l4为手持杆与第一个关节点的水平距离之差。
[0102]
在操作过程中，实时采集手控器末端关节空间下的关节角，通过正运动学得到当前末端位置(xf，yf，zf)，假设中立位置点(x
zero
，y
zero
，z
zero
)，通过计算位置差得到施加在航天器上操作人员给出的控制量u1＝[u
x
，uy，uz]
t
为：
[0103][0104]
其中，k
dx
，k
dy
，k
dz
为增益系数。
[0105]
步骤4：建立固定时间间隔目标航天器更新的航天器自动抵近过程控制方法
[0106]
为使得两个航天器距离减少，实现追逐成功的目的，上式可以看作是跟随问题，控制目标为ρ1→
0，采取pd控制，可以得到期望控制量为
[0107][0108]
即
[0109][0110]
通过将其代入(12)求解微分方程，可以求得在追逐航天器轨道坐标系下的追逐航天器期望追踪轨迹[x
dt[k]
，y
dt[k]，zdt[k]
]
t
，通过计算可以得到轨道坐标系下的追逐航天器位置增量δx：
[0111]
δx＝[x
dt[k]
，y
dt[k]
，z
dt[k]
]
t-[x
dt[k-1]
，y
dt[k-1]
，z
dt[k-1]
]
t
ꢀꢀꢀ
(19)
[0112]
在上述基础上，通过坐标变换可以得到追逐航天器在地心坐标系下的位置增量δρ＝a
t
δx，计算得到实际控制量为u2＝-k
p
δρ-kdδρ
′
，其中k
p
，kd分别表示pd控制中比例和微分环节的增益系数，根据实际情况选择。δρ
′
表示为地心赤道惯性坐标系下位置增量的变化率，即为其一阶导数。
[0113]
步骤5：基于上述两阶段控制计算结果，给出人在回路航天器抵近过程控制输入。
[0114]
根据步骤3和步骤4的计算，最终施加在追逐航天器上的控制输入为：
[0115]
u＝u1+u2ꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
(20)
[0116]
将控制量输入引入步骤2中建立的相对运动动力学模型中，u＝[u
x
，uy，uz]
t
，求解得到控制输入情况下追逐航天器位置。重复步骤3-5的过程，可以得到最终追逐航天器位置，并将位置结果传输于视景系统中，实现人员的目视观察。
[0117]
以上所述，仅为本发明的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何
熟悉本技术领域的技术人员在本发明公开的技术范围内，可轻易想到各种等效的修改或替换，这些修改或替换都应涵盖在本发明的保护范围之内。

技术特征：
1.一种人在回路的非合作目标抵近跟踪控制方法，其特征在于包括以下步骤：步骤1：给出初始时刻地心坐标系下追逐航天器位置x
p
，目标航天器位置x
e
，给出轨道坐标系与地心坐标系之间的转换关系；步骤2：通过转换关系得到轨道坐标系下两个航天器位置，并给出当前时刻虚拟目标点位置x
d
＝x
e
，建立相对运动动力学模型；步骤3：采集手控器当前关节角，通过正运动学，计算当前末端位置，计算得到当前由操作人员通过手控器给出对追逐航天器的直接控制量u1；步骤4：计算得到追逐航天器在轨道坐标系下的位置增量，通过坐标变换得到地心坐标系下的位置增量，计算得到追逐航天器自动抵近目标航天器给出的自动控制量u2；步骤5：最终得到追逐航天器控制量u＝u1+u2，将控制量输入引入步骤2中建立的相对运动动力学模型中，求解得到控制输入情况下追逐航天器位置；并且在每个更新周期内，更新得到目标航天器的虚拟目标点位置；重复步骤3-5的过程，得到最终追逐航天器位置。2.根据权利要求书1所述的人在回路的非合作目标抵近跟踪控制方法，其特征在于步骤1轨道坐标系与地心坐标系之间的转换关系为：其中，r0＝[r
0x
,r
0y
,r
0z
]
t
为牵连惯性坐标系原点在地心赤道惯性坐标系中的位置坐标，a为矩阵参数，[x
l
,y
l
,z
l
]
t
为航天器轨道坐标系的位置，[x
r1
,y
r1
,z
r1
]
t
为航天器地心坐标系的位置。3.根据权利要求书2所述的人在回路的非合作目标抵近跟踪控制方法，其特征在于步骤2相对运动动力学模型为：其中，[x,y,z]为追逐航天器轨道坐标系下目标航天器的虚拟位置与追逐航天器的位置之差，u
x
、u
y
、u
z
为追逐航天器的控制输入，ω为追逐航天器周期初始时刻所在圆轨道角速度，分别表示x,y,z的二阶求导，分别表示x,y的一阶求导。4.根据权利要求书3所述的人在回路的非合作目标抵近跟踪控制方法，其特征在于步骤3具体为：通过正运动学得到当前末端位置(x
f
,y
f
,z
f
)：x
f
＝-sinθ1(l2sinθ3+l1cosθ2)y
f
＝-l2cosθ3+l1sinθ2+l3z
f
＝l2cosθ1sinθ3+l1cosθ1cosθ
2-l4式中，θ1，θ2，θ3分别为前三个关节的旋转角度，l1和l2分别为连杆1和2的长度，l3为手持杆与第一个关节点的高度距离之差，l4为手持杆与第一个关节点的水平距离之差；计算当前由操作人员通过手控器给出对追逐航天器的直接控制量u1＝[u
x
,u
y
,u
z
]
t
：
其中，k
dx
，k
dy
，k
dz
为增益系数，(x
zero
,y
zero
,z
zero
)为中立位置点。5.根据权利要求书4所述的人在回路的非合作目标抵近跟踪控制方法，其特征在于步骤4具体为：通过计算得到轨道坐标系下的追逐航天器位置增量δx：δx＝[x
dt[k]
,y
dt[k]
,z
dt[k]
]
t-[x
dt[k-1]
,y
dt[k-1]
,z
dt[k-1]
]
t
通过坐标变换可以得到追逐航天器在地心坐标系下的位置增量δρ＝a
t
δx，计算得到实际控制量为u2＝-k
p
δρ-k
d
δρ'，其中k
p
，k
d
分别表示pd控制中比例和微分环节的增益系数，δρ
′
表示为地心赤道惯性坐标系下位置增量的变化率。6.一种计算机系统，其特征在于包括：一个或多个处理器，计算机可读存储介质，用于存储一个或多个程序，其中，当所述一个或多个程序被所述一个或多个处理器执行时，使得所述一个或多个处理器实现权利要求1所述的方法。7.一种计算机可读存储介质，其特征在于存储有计算机可执行指令，所述指令在被执行时用于实现权利要求1所述的方法。

技术总结
本发明涉及一种人在回路的非合作目标抵近跟踪控制方法，属于航天器控制技术领域。通过对空间中追逐航天器抵近过程中自动控制过程加入地面操作员的控制输入，实现人在回路的航天器抵近交会控制，保证在抵近过程中目标航天器动力学和轨道信息存在偏差的情况下，追逐航天器仍可以实现安全可靠的交会抵近策略，保证抵近过程安全可靠。突破基于目标航天器的像跟踪的操作交互方法，解决目标航天器状态未知条件下，融合操作人员主动感知的航天器机动策略生成问题。略生成问题。略生成问题。


技术研发人员：黄攀峰 马铄恒 马志强 刘正雄 常海涛
受保护的技术使用者：西北工业大学
技术研发日：2023.07.19
技术公布日：2023/9/26