高分四號衛(wèi)星控制方案設(shè)計(jì)特點(diǎn)及在軌實(shí)現(xiàn)*

黎康，喬國棟，劉新彥

(1.北京控制工程研究所，北京100190;2.空間智能控制技術(shù)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，北京100190)

高分四號衛(wèi)星控制方案設(shè)計(jì)特點(diǎn)及在軌實(shí)現(xiàn)*

黎康1，2，喬國棟1，2，劉新彥1

(1.北京控制工程研究所，北京100190;2.空間智能控制技術(shù)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，北京100190)

高分四號(GF-4)是首顆地球靜止軌道光學(xué)面陣遙感衛(wèi)星.簡要綜述了國外該領(lǐng)域發(fā)展情況，重點(diǎn)介紹了高分四號衛(wèi)星控制系統(tǒng)方案設(shè)計(jì)的主要特點(diǎn)，包括全星敏轉(zhuǎn)移軌道技術(shù)、姿態(tài)小角度步進(jìn)機(jī)動與快速穩(wěn)定、以及陽光規(guī)避技術(shù)，并結(jié)合實(shí)際飛行情況介紹了上述技術(shù)的在軌驗(yàn)證情況，最后對后續(xù)該領(lǐng)域技術(shù)發(fā)展提出了展望.

地球靜止軌道;光學(xué)遙感;高分辨率;姿軌控制

0 引言

高分四號衛(wèi)星，即地球靜止軌道50 m分辨率光學(xué)成像衛(wèi)星，是中國地球靜止軌道高分辨面陣光學(xué)遙感領(lǐng)域的第一顆衛(wèi)星，也是世界首顆地球靜止軌道光學(xué)面陣遙感衛(wèi)星.高分四號衛(wèi)星具有多光譜和紅外成像能力，通過衛(wèi)星姿態(tài)快速指向控制，獲取星下點(diǎn)地面像元分辨率50 m的全色/多光譜圖像信息、地面像元分辨率為400 m的紅外圖像信息，實(shí)現(xiàn)對中國及周邊區(qū)域的觀測.該衛(wèi)星將較高像元分辨率和極高時間分辨率相結(jié)合，滿足多個業(yè)務(wù)系統(tǒng)的需要，如減災(zāi)、農(nóng)業(yè)普查、國家應(yīng)急、氣象觀測等.

高分四號衛(wèi)星于2015年12月29日在西昌衛(wèi)星發(fā)射中心由長征三號乙運(yùn)載火箭成功發(fā)射升空，經(jīng)過4次遠(yuǎn)地點(diǎn)變軌，4次定點(diǎn)捕獲，最終于2016年01月04日定點(diǎn)于106°E赤道上空.衛(wèi)星控制系統(tǒng)不僅出色完成了轉(zhuǎn)移軌道和同步軌道階段的所有控制任務(wù)，還首次采用了全星敏轉(zhuǎn)移軌道控制技術(shù)、大推力變軌自主軌道計(jì)算、自主陽光規(guī)避、并聯(lián)貯箱推進(jìn)劑平衡排放技術(shù)以及首次使用大力矩飛輪實(shí)現(xiàn)小角度快速步進(jìn)機(jī)動技術(shù)，這些技術(shù)均在軌得到有效驗(yàn)證.

本文首先簡要介紹國外在高軌光學(xué)遙感衛(wèi)星方面的進(jìn)展，而后對我國高分四號衛(wèi)星控制系統(tǒng)方案設(shè)計(jì)的主要特點(diǎn)進(jìn)行分析，此外對高分四號控制系統(tǒng)飛行測控情況進(jìn)行簡要介紹，最后給出高軌光學(xué)遙感衛(wèi)星的發(fā)展展望.

1 國內(nèi)外情況

地球靜止軌道對地觀測技術(shù)非常適合于對地球進(jìn)行長期連續(xù)監(jiān)視.但由于軌道高度高，成像物距是近地軌道的數(shù)十倍，早期在光學(xué)成像載荷技術(shù)能力的限制下，難以獲得高空間分辨率探測圖像，因此其發(fā)展多在對空間分辨率要求不高的氣象衛(wèi)星和導(dǎo)彈預(yù)警衛(wèi)星領(lǐng)域［1-2］.近些年來，隨著光學(xué)成像載荷技術(shù)和各類新型光學(xué)成像技術(shù)的發(fā)展，歐美等國出現(xiàn)了將高分辨率光學(xué)相機(jī)應(yīng)用在地球同步軌道上的論證，充分發(fā)揮高軌道駐留時間長的優(yōu)勢，滿足部分軍民應(yīng)用需求［3-4］.與氣象衛(wèi)星、導(dǎo)彈預(yù)警衛(wèi)星的任務(wù)不同，光學(xué)對地觀測任務(wù)、尤其是軍事偵察監(jiān)視任務(wù)，對于成像分辨率的要求很高，而且越高越好;對成像質(zhì)量和復(fù)雜條件下的成像能力(包括MTF、動態(tài)范圍等)要求也很高.這些要求決定了高軌高分辨率遙感衛(wèi)星需要裝載大口徑光學(xué)相機(jī)，并且對衛(wèi)星平臺的高精度、高穩(wěn)定度的控制能力要求極高.因此，高軌高分辨率光學(xué)衛(wèi)星是一個全新的技術(shù)領(lǐng)域.

表1為美國規(guī)劃的在地球靜止軌道(36 000 km)實(shí)現(xiàn)不同分辨率所需要的光學(xué)系統(tǒng)口徑［5］.下面對高軌高分辨率光學(xué)成像衛(wèi)星的發(fā)展情況進(jìn)行介紹.

表1 分辨率和光學(xué)系統(tǒng)口徑的關(guān)系Tab.1Resolution and optical diameters

(1)美國研究情況

美國在光學(xué)對地成像技術(shù)上居于世界絕對領(lǐng)先地位.其在KH-12、Hubble等衛(wèi)星上早已實(shí)現(xiàn)主鏡口徑2.4～3 m;據(jù)推測，具備在地球同步軌道實(shí)現(xiàn)10～20 m分辨率的技術(shù)能力.但由于美國各類可以用于軍事偵察的低軌光學(xué)衛(wèi)星數(shù)量非常多，天基之外的偵察手段也很完備，對地球同步軌道10 m以上分辨率的需求并不強(qiáng)烈.因此美國并未在基于整體式主鏡的地球同步軌道光學(xué)衛(wèi)星方面開展實(shí)質(zhì)性工作.

(2)歐洲研究情況

歐空局和一些大型航天公司在近10年針對某些軍民應(yīng)用需求，提出了一些基于整體式主鏡的地球同步軌道光學(xué)衛(wèi)星方案設(shè)想和研制計(jì)劃.2005年歐空局提出了地球同步軌道GEO-Oculus為代表的衛(wèi)星方案，從概念上對實(shí)現(xiàn)高空間、高時間、高光譜分辨率的光學(xué)對地觀測技術(shù)進(jìn)行探索和研究，主要面向歐洲及周邊海域的災(zāi)害、資源、海洋等應(yīng)用.

GEO-Oculus衛(wèi)星擬采用面陣相機(jī)，設(shè)計(jì)了從紫外到長波紅外共27個探測通道.光學(xué)相機(jī)口徑1.5 m，實(shí)現(xiàn)可見光全色譜段地面像元分辨率20 m，長波紅外地面像元分辨率400 m，相機(jī)視場范圍300 km×300 km，衛(wèi)星具有快速調(diào)整星體姿態(tài)，實(shí)現(xiàn)在1 min內(nèi)機(jī)動1°并穩(wěn)定的能力，如圖1所示.

圖1 GEO-Oculus載荷和衛(wèi)星設(shè)計(jì)圖Fig.1Sketch of GEO-Oculus payload and structure

該衛(wèi)星設(shè)計(jì)指標(biāo):姿態(tài)指向精度約為0.01°，指向漂移偏差在相機(jī)積分時間內(nèi)0.001(°)/s，抖動量在相機(jī)積分時間內(nèi)0.15～0.2 μrad(峰峰值，＞10 Hz)，有控制點(diǎn)定位誤差優(yōu)于0.5像元，無控制點(diǎn)定位精度500 m.衛(wèi)星擬采用磁懸浮飛輪和電推進(jìn)系統(tǒng)完成姿態(tài)控制.

此外，美、歐、日、印等國正在開展地球同步軌道可展開光學(xué)系統(tǒng)技術(shù)、稀疏孔徑成像技術(shù)、超大型成像雷達(dá)天線等創(chuàng)新技術(shù)領(lǐng)域的研究.

2 高分四號控制方案設(shè)計(jì)主要特點(diǎn)

2.1 全星敏轉(zhuǎn)移軌道技術(shù)

(1)基于歐拉軸機(jī)動建立點(diǎn)火姿態(tài)

傳統(tǒng)的高軌道衛(wèi)星平臺利用地球敏感器、太陽敏感器和陀螺來建立遠(yuǎn)地點(diǎn)點(diǎn)火姿態(tài)，一般需要經(jīng)歷地球捕獲、地球指向等模式，建立點(diǎn)火姿態(tài)時還需要分別繞不同的本體坐標(biāo)軸旋轉(zhuǎn)多次才能實(shí)現(xiàn).

高分四號基于星敏感器和陀螺組合定姿，具備由對日定向姿態(tài)直接建立遠(yuǎn)地點(diǎn)點(diǎn)火的慣性姿態(tài)或?qū)Φ刈藨B(tài)的能力.衛(wèi)星采用角速度受限的繞歐拉軸旋轉(zhuǎn)姿態(tài)機(jī)動策略，即繞歐拉轉(zhuǎn)軸以所限定的最大轉(zhuǎn)速實(shí)現(xiàn)最短路徑機(jī)動.盡管Bilimor等基于哈密爾頓原理已證明［5］，對稱剛體航天器姿態(tài)機(jī)動的時間最優(yōu)控制并非繞歐拉軸的單次旋轉(zhuǎn)，而是一個較為復(fù)雜的控制序列.但高分四號衛(wèi)星實(shí)現(xiàn)的類似“bang-off-bang”形式的機(jī)動控制策略，可完成繞歐拉軸的近時間最優(yōu)控制，而且在機(jī)動過程中僅依靠反饋角速度來維持機(jī)動角速度，而在接近目標(biāo)角度時才引入姿態(tài)角度作為控制反饋，使得機(jī)動過程中噴氣量較少，節(jié)省燃料.

(2)考慮大推力變軌自主軌道計(jì)算

衛(wèi)星在轉(zhuǎn)移軌道依賴星上軌道計(jì)算實(shí)現(xiàn)點(diǎn)火姿態(tài)的閉環(huán)控制，遠(yuǎn)地點(diǎn)點(diǎn)火期間星上軌道計(jì)算的重要性對高分四號衛(wèi)星是不言而喻的.

為此，高分四號星上采用的基于解析法的軌道預(yù)報(bào)策略，其要點(diǎn)是:

1)采用GEO第二類無奇點(diǎn)根數(shù)的分析法，同時適應(yīng)轉(zhuǎn)移軌道大偏心率，以及同步軌道小偏心率小傾角問題［9］

2)采用擬平均根數(shù)法構(gòu)造Kepler根數(shù)(a，e，i，Ω，ω，M)的攝動分析解，在此基礎(chǔ)上，同樣采用擬平均根數(shù)法構(gòu)造第二類無奇點(diǎn)根數(shù)的攝動分析解.

3)關(guān)于點(diǎn)火期間的噴氣攝動需要說明的是，對于數(shù)值法軌道外推，噴氣過程的長與短，不會影響方法的有效性，但對于分析法軌道外推，噴氣過程的長與短有較大的差別，在噴氣過程不足一個軌道周期或更短的情況下，分析解已無實(shí)際意義.為此，星上適應(yīng)性改進(jìn)計(jì)算了六個軌道根數(shù)在推力攝動下的累積變化量，即在相應(yīng)受攝運(yùn)動方程的右端考慮此累積量，以作為瞬時變軌的計(jì)算方法.

(3)星敏技術(shù)的改進(jìn)

高分四號采用國產(chǎn)APS星敏，在軌期間無論是數(shù)據(jù)精度還是動態(tài)性能均表現(xiàn)優(yōu)異，主要的特點(diǎn)有:

1)卷簾門修正功能:在星點(diǎn)提取、排序完成后，根據(jù)角速度，對每個星點(diǎn)進(jìn)行卷簾門曝光延時導(dǎo)致的位置偏差補(bǔ)償;

2)軟復(fù)位修正功能:在卷簾門修正基礎(chǔ)上，對APS芯片軟復(fù)位導(dǎo)致的星點(diǎn)位置偏差進(jìn)行補(bǔ)償;

3)軸對稱離焦修正功能:對軸對稱離焦導(dǎo)致的星點(diǎn)偏差進(jìn)行補(bǔ)償，并在本幀定姿完成后，采用匹配星點(diǎn)的坐標(biāo)信息，計(jì)算離焦修正系數(shù);

4)軸不對稱離焦修正功能:增加了對軸不對稱離焦導(dǎo)致的星點(diǎn)偏差進(jìn)行補(bǔ)償.

飛行試驗(yàn)表明，在轉(zhuǎn)移軌道即星體滾動和俯仰軸角速度超過0.5(°)/s(根據(jù)安裝布局，投影到星敏像面上的角速度也不低于0.5(°)/s)時，星敏識別的恒星數(shù)雖有波動，但仍能有效輸出數(shù)據(jù)，可滿足遠(yuǎn)地點(diǎn)點(diǎn)火時姿態(tài)控制的要求.

另外，轉(zhuǎn)移軌道星敏開機(jī)后，3個星敏安裝基準(zhǔn)的變化，3個星敏輸出的星體姿態(tài)角相差最大接近0.5°，這對于判斷3個星敏的數(shù)據(jù)可用性不利.為此，高分四號通過標(biāo)定星敏安裝偏差并注入修正的方式，將3個星敏的輸出統(tǒng)一到某個姿態(tài)基準(zhǔn)上(例如可選地敏太敏的測量基準(zhǔn))，為星敏可用性判斷提供了前提.

2.2 姿態(tài)步進(jìn)機(jī)動控制技術(shù)

為了滿足衛(wèi)星區(qū)域成像和圖像拼接的要求，衛(wèi)星需要具備姿態(tài)小角度頻繁快速機(jī)動與快速穩(wěn)定的能力.相對傳統(tǒng)地球同步軌道衛(wèi)星而言，要實(shí)現(xiàn)姿態(tài)步進(jìn)快速機(jī)動及快速穩(wěn)定有諸多困難.

2.2.1 主要困難

(1)執(zhí)行機(jī)構(gòu)輸出力矩的制約

目前在軌的高軌衛(wèi)星主要為通信、氣象等衛(wèi)星，在軌期間幾乎無姿態(tài)快速機(jī)動需求，因此姿態(tài)執(zhí)行機(jī)構(gòu)多采用0.1 N·m動量和V/L型布局.而對高軌光學(xué)遙感衛(wèi)星的步進(jìn)機(jī)動要求，這樣的配置難以滿足快速性要求，需要采用新型的大力矩輸出執(zhí)行機(jī)構(gòu)，并合理配置構(gòu)型.

(2)撓性振動對機(jī)動影響

快速機(jī)動對大型太陽翼具有較大激勵，機(jī)動到位后太陽翼撓性振動衰減較慢，嚴(yán)重影響衛(wèi)星穩(wěn)定度.一種途徑是規(guī)劃合理機(jī)動路徑，盡量減小大角度機(jī)動對太陽翼撓性的激勵.另外一條途徑，直接在太陽翼上安裝振動測量敏感器和致動器進(jìn)行主動控制，但技術(shù)成熟度較低.

(3)多約束下的機(jī)動路徑優(yōu)化

對于帶撓性的航天器，當(dāng)姿態(tài)發(fā)生機(jī)動時，撓性與機(jī)動快速性的矛盾更為突出.合理的機(jī)動路徑規(guī)劃對實(shí)現(xiàn)快速機(jī)動與穩(wěn)定是非常必要的.不過，機(jī)動路徑收到多種因素的制約，比如姿態(tài)敏感器的動態(tài)特性、執(zhí)行機(jī)構(gòu)的輸出限幅，以及撓性振動.

目前，S曲線運(yùn)動規(guī)劃(或其特例)和輸入成形器是兩個常用的解決手段.輸入成形器對模態(tài)參數(shù)較為敏感，若采用高階魯棒成形器，對模態(tài)參數(shù)的精確性要求可以大大降低，但路徑更為復(fù)雜;S形曲線(包括其特殊形式如bangbang、正弦或加加速度規(guī)劃)指導(dǎo)思想是避免激勵撓性，因此，受撓性的制約，需要在機(jī)動時間、撓性抑制及力矩需求等方面折中處理［6-8］.

(4)姿態(tài)快速穩(wěn)定技術(shù)

復(fù)雜衛(wèi)星快速機(jī)動及穩(wěn)定控制問題包含航天器動力學(xué)、結(jié)構(gòu)與控制、執(zhí)行機(jī)構(gòu)及伺服控制、姿態(tài)測量敏感器等控制回路各個環(huán)節(jié)，必須考慮敏感器、執(zhí)行機(jī)構(gòu)的動力學(xué)特性對快速穩(wěn)定的影響.

從目前星敏感器、陀螺、動量輪、控制力矩陀螺等部件，其含有明顯的隨機(jī)噪聲特性，機(jī)動到位后系統(tǒng)非線性特性減弱，隨機(jī)噪聲成為影響系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)高穩(wěn)定性能的主要因素之一.另外，動量輪的摩擦力矩、組合定姿中陀螺漂移估計(jì)的波動等因素也不可忽略.

2.2.2 主要解決方法

(1)前饋+反饋的復(fù)合控制器結(jié)構(gòu)

為滿足衛(wèi)星姿態(tài)快速機(jī)動和快速穩(wěn)定的要求，選擇合理的控制器結(jié)構(gòu).本文提出了前饋+反饋的復(fù)合控制策略.其中前饋控制的基本思想為按照設(shè)計(jì)的運(yùn)動規(guī)律，直接驅(qū)動衛(wèi)星姿態(tài)機(jī)動，以滿足快速性要求.由于前饋控制回路不需要等到輸出量發(fā)生變化并形成偏差才產(chǎn)生作用，避免了系統(tǒng)響應(yīng)的滯后效應(yīng)，因此對于提高快速性非常有利.但是在單一的前饋控制系統(tǒng)中，由于不存在受控變量的反饋，因此，當(dāng)受控變量與設(shè)定值出現(xiàn)偏差時，系統(tǒng)無法獲取偏差信息并進(jìn)行校正.為解決前饋控制的這一局限，設(shè)計(jì)引入基于姿態(tài)測量信息的控制方法，這樣既發(fā)揮了前饋校正作用及時的優(yōu)點(diǎn)，又保證了足夠的精度.

衛(wèi)星成像模式下的姿態(tài)機(jī)動控制結(jié)構(gòu)框圖如圖2所示.主要包括機(jī)動指令生成器、反饋控制器、機(jī)動前饋補(bǔ)償及力矩分配器.其中補(bǔ)償力矩的計(jì)算公式如下:

式中，Tcom為三軸補(bǔ)償力矩矢量，Isat為星體慣性張量為期望姿態(tài)角加速度矢量(由機(jī)動指令生成器給出)，ω為衛(wèi)星姿態(tài)角速度矢量.

圖2 前饋加反饋復(fù)合控制策略Fig.2Control methodology of feed forward and feedback combination

(2)基于星敏陀螺組合的高精度定姿

姿態(tài)確定系統(tǒng)是實(shí)現(xiàn)衛(wèi)星機(jī)動及快速穩(wěn)定的重要組成部分.利用高精度星敏和高精度陀螺組合式實(shí)現(xiàn)高精度定姿的必然選擇.星敏感器+陀螺組合定姿過程包括兩部分:基于陀螺的測量數(shù)據(jù)，對姿態(tài)四元數(shù)進(jìn)行積分計(jì)算得到衛(wèi)星姿態(tài)的預(yù)估值;利用星敏感器的測量數(shù)據(jù)，對衛(wèi)星姿態(tài)估計(jì)誤差進(jìn)行Kalman濾波校正，并估計(jì)陀螺漂移.這樣得到的衛(wèi)星姿態(tài)是相對于慣性坐標(biāo)系的姿態(tài)，當(dāng)給定衛(wèi)星軌道參數(shù)后，就可以進(jìn)一步得到衛(wèi)星相對于軌道坐標(biāo)系的姿態(tài)參數(shù).

星敏感器是高精度姿態(tài)敏感器，要發(fā)揮其效能，還必須對可能的系統(tǒng)誤差進(jìn)行合理的標(biāo)定和補(bǔ)償.這其中主要包括:

1)定姿時所用慣性參考坐標(biāo)系和星敏感器中存的星圖所采用的坐標(biāo)系不同，會引起歲差，對坐標(biāo)系進(jìn)行轉(zhuǎn)換可以補(bǔ)償歲差.例如星敏感器中的星圖坐標(biāo)系是J2 000.0歷元地心平赤道坐標(biāo)系，而定姿在瞬時平赤道地心慣性坐標(biāo)系，則需要進(jìn)行坐標(biāo)系轉(zhuǎn)換，以補(bǔ)償歲差.

2)所謂光行差是指同一瞬間運(yùn)動中的衛(wèi)星與靜止觀測者所看到的同一天體的視線方向(即天體的視位置)之差.也就是因衛(wèi)星隨地球的軌道運(yùn)動而引起的天體的視位置與真位置之間的差異.為得到目標(biāo)天體在慣性系中的真位置而不是視位置，需要計(jì)算補(bǔ)償由于地球自轉(zhuǎn)和公轉(zhuǎn)引起的光行差.

3)星敏的時間補(bǔ)償.由于星敏探測器元件的曝光時間中心與控制周期非同步，利用星上記錄的該時間差，可以得到控制周期到達(dá)時刻星敏光軸的慣性指向，從而提高定姿精度.

4)星敏間相對誤差標(biāo)定.由于安裝、熱變形、加工裝配等誤差，多個星敏之間在軌期間可能存在相對安裝偏差，進(jìn)而影響利用多個星敏光軸參與定姿的精度.利用星敏的慣性測量數(shù)據(jù)，可以將多個星敏的測量基準(zhǔn)統(tǒng)一，避免不同星敏基準(zhǔn)不同而引起的姿態(tài)波動.

5)星敏的低頻誤差補(bǔ)償.星敏的測量誤差除了系統(tǒng)偏差、隨機(jī)噪聲外，低頻誤差在高精度定姿中的影響不可忽略.一般認(rèn)為，低頻誤差成因主要由于軌道運(yùn)動引起空間環(huán)境周期變化有關(guān)，包括陽光照射、星體結(jié)構(gòu)受曬面的變化，以及星表誤差等.基于星敏觀測數(shù)據(jù)及其他輔助信息，通過精確的數(shù)據(jù)處理手段將低頻誤差項(xiàng)從其它誤差中分離出來，根據(jù)所分離出來的誤差建立低頻誤差的數(shù)學(xué)模型，利用該模型實(shí)現(xiàn)對星上測量數(shù)據(jù)的修正.

(3)輪子摩擦力矩在軌估計(jì)與角動量自調(diào)整

高分四號衛(wèi)星采用4個動量輪進(jìn)行姿態(tài)控制時，由于輪子摩擦的影響，動量輪的轉(zhuǎn)速會逐漸降低，進(jìn)而偏離標(biāo)稱轉(zhuǎn)速.若能在輪子輸出控制力矩的同時，每個輪子再輸出一組額外力矩，使得每個輪子的轉(zhuǎn)速趨于標(biāo)稱值，而4個輪子的合力矩仍為零(即所謂動量輪構(gòu)型零運(yùn)動)，則能調(diào)整各動量輪的角動量維持在標(biāo)稱值附近，且不影響正常姿態(tài)控制.采用該算法后，彌補(bǔ)由于輪子摩擦估計(jì)不準(zhǔn)而帶來的輪子轉(zhuǎn)速偏離.

下面對自調(diào)整算法的效果進(jìn)行仿真.假設(shè)4個動量輪的初始角動量均為標(biāo)稱值15 N·m·s，輪子摩擦力矩幅值為0.02 N·m.若不采用自調(diào)整算法，則4個輪子的轉(zhuǎn)速在摩擦力矩的作用下，會緩慢下降，見圖3.采用自調(diào)整算法后，輪子的轉(zhuǎn)速仍保持標(biāo)稱值，見圖4.

(4)大小力矩輪力矩優(yōu)化分配

高分四號衛(wèi)星從姿態(tài)機(jī)動能力及執(zhí)行機(jī)構(gòu)可靠性角度出發(fā)，采用了兩種動量輪共同參與姿控，即0.5 N·m大力矩輪和0.1 N·m小力矩輪.從國內(nèi)外公開的技術(shù)資料開，現(xiàn)有計(jì)算姿控分配力矩一般采用動量輪的安裝矩陣的偽逆作為分配矩陣，這種方法適用于單一類動量輪，不適應(yīng)多種輪子混合使用的情況.表現(xiàn)在輪子輸出力矩不均衡，導(dǎo)致大力矩輪仍有較大能力余量時，小輪子輸出已經(jīng)飽和.

該問題可描述為:設(shè)輪子的安裝矩陣為M∈R3×n，輪子力矩輸出值為Tw∈Rn×1，要求最優(yōu)的分配陣在某個機(jī)動軸上的輸出力矩最大，而保證其他兩軸力矩為零，即:

式中j≠i，Lb∈Rn×1和Ub∈Rn×1為n個輪子力矩上下界.該問題可簡化為線性規(guī)劃問題求解.

設(shè)混合輪系采用兩個大力矩輪和兩個小力矩輪，若采用安裝矩陣求偽逆的方法作為輪子力矩分配，從圖5和圖6可以看出，大輪子仍有較大余量，而小輪子已經(jīng)飽和.采用本節(jié)的最優(yōu)分配陣后，兩種輪子均未飽和且工作在各自較為理想的狀態(tài).

圖3 輪子轉(zhuǎn)速(無自調(diào)整算法)Fig.3Wheel speed(without self-regulation algorithm)

圖4 輪子轉(zhuǎn)速(有自調(diào)整算法)Fig.4Wheel speed(with self-regulation algorithm)

2.3 陽光規(guī)避預(yù)測及自主規(guī)避

陽光規(guī)避機(jī)動是高軌光學(xué)衛(wèi)星都面臨的問題.在午夜前后，由于太陽矢量與相機(jī)光軸夾角較小，使得陽光可能進(jìn)入相機(jī)視場內(nèi)，造成相機(jī)器件的損傷.不同的季節(jié)，由于太陽赤緯的不同，需要規(guī)避的機(jī)動角度也不同.為此，星上需要預(yù)測發(fā)生陽光規(guī)避的時間，并完成規(guī)避路徑的實(shí)時計(jì)算和規(guī)劃.

圖5 一般分配矩陣計(jì)算的輪子力矩Fig.5Common wheel torque distribution method

圖6 最優(yōu)分配矩陣計(jì)算的輪子力矩Fig.6Optimal wheel torque distribution method

陽光規(guī)避時間的預(yù)報(bào)，其原理是由軌道計(jì)算當(dāng)前的太陽矢量在軌道系中的坐標(biāo)，并根據(jù)相機(jī)安全角和當(dāng)前姿態(tài)偏置量，計(jì)算發(fā)生陽光規(guī)避時太陽矢量在赤道面內(nèi)的投影;該投影與當(dāng)前太陽矢量在赤道面投影的角距即可代表陽光規(guī)避時刻的預(yù)報(bào)值.

陽光規(guī)避路徑的規(guī)劃，需要實(shí)時計(jì)算需要機(jī)動的角度，為簡單起見，以滾動軸機(jī)動來規(guī)避陽光，使得相機(jī)光軸與太陽矢量始終保持在安全角外.需要注意的是，在陽光規(guī)避的起點(diǎn)和終點(diǎn)，需采用一階連續(xù)的光滑曲線作為過渡路徑，否則可能引起動量輪力矩過大，甚至引發(fā)角動量卸載［10］，見圖7和圖8.

3 飛控驗(yàn)證情況

高分四號衛(wèi)星從發(fā)射到進(jìn)入長期管理，歷經(jīng)主動段管路排氣、星箭分離、太陽捕獲、帆板展開、地球指向、4次遠(yuǎn)地點(diǎn)變軌、4次定點(diǎn)捕獲、開啟動量輪、建立正常模式等一系列測控事件，控制分系統(tǒng)工作完全正常，飛控和在軌測試期間控制系統(tǒng)各部件均工作為主份健康，未進(jìn)行過備份切換，技術(shù)指標(biāo)優(yōu)于設(shè)計(jì)要求.本節(jié)對關(guān)鍵技術(shù)的驗(yàn)證情況進(jìn)行說明.

3.1 慣性指向模式

衛(wèi)星慣性指向模式主要完成對日定向、捕獲地球、建立遠(yuǎn)地點(diǎn)點(diǎn)火姿態(tài)等任務(wù).由于星上采用星敏陀螺組合濾波定姿技術(shù)，陀螺漂移的標(biāo)定由星上自主完成;此外，無論是捕獲地球或是建立遠(yuǎn)地點(diǎn)姿態(tài)，均采用繞歐拉軸一次旋轉(zhuǎn)獲得，使得轉(zhuǎn)移軌道飛控工作較傳統(tǒng)高軌衛(wèi)星大為簡化.圖9為建立遠(yuǎn)地點(diǎn)點(diǎn)火姿態(tài)時與目標(biāo)姿態(tài)的誤差曲線.

圖7 春分點(diǎn)的陽光規(guī)避Fig.7Sunlight avoidance at vernal equinox

圖8 夏至點(diǎn)的陽光規(guī)避Fig.8Sunlight avoidance at summer solstice

圖9 建立點(diǎn)火姿態(tài)的角度和角速度誤差曲線Fig.9Angular and angular rate errors while establishing firing attitude

3.2 遠(yuǎn)地點(diǎn)點(diǎn)火模式

從圖10遙測曲線看，各次遠(yuǎn)地點(diǎn)點(diǎn)火姿態(tài)均滿足指標(biāo)要求.另外，由于衛(wèi)星推進(jìn)系統(tǒng)采用并聯(lián)貯箱布局，對由于不平衡排放引起的點(diǎn)火期間干擾力矩格外關(guān)注.從實(shí)際飛行結(jié)果看，不平衡排放引起的干擾力矩很小.根據(jù)各次遠(yuǎn)地點(diǎn)控制器輸出結(jié)果可以估算，三軸干擾力矩基本穩(wěn)定在0.2 N·m以下.不過，每次點(diǎn)火干擾力矩具有時變特性，甚至極性都發(fā)生變化.

飛控過程中，還對各次遠(yuǎn)地點(diǎn)點(diǎn)火期間星上軌道外推精度進(jìn)行了評估.根據(jù)星上實(shí)時軌道計(jì)算結(jié)果與地面軌道預(yù)測的比較，三軸平均誤差不超過10 km，表明大推力變軌條件下星上自主軌道外推精度達(dá)到預(yù)期效果.

圖10 典型的點(diǎn)火期間控制器輸出Fig.10Typical control output during AFM

3.3 正常模式

正常模式是高分四號衛(wèi)星定點(diǎn)后最主要的工作模式，主要完成:1)成像期間的高精度姿態(tài)確定、高穩(wěn)定度姿態(tài)控制以及姿態(tài)快速機(jī)動和穩(wěn)定;2)非成像期間的動量輪角動量管理，自主實(shí)現(xiàn)動量輪角動量噴氣卸載;3)非成像期間的東西位保控制;4)午夜前后的陽光規(guī)避姿態(tài)機(jī)動.

從圖11實(shí)際飛行遙測曲線看，衛(wèi)星出色地完成全部既定任務(wù)，衛(wèi)星小角度步進(jìn)機(jī)動快速性優(yōu)異，典型的滾動軸或俯仰軸步進(jìn)0.64°并穩(wěn)定的時間及機(jī)動后的姿態(tài)穩(wěn)定度完全滿足步進(jìn)機(jī)動成像要求.衛(wèi)星的自主陽光規(guī)避功能運(yùn)行正常，星上每天預(yù)報(bào)陽光規(guī)避時刻，并在午夜前后進(jìn)行自主的陽光規(guī)避，通過滾動軸機(jī)動來實(shí)現(xiàn).

圖11 滾動俯仰軸步進(jìn)機(jī)動0.64°并穩(wěn)定Fig.11Step maneuvering 0.64°and stabilizing of roll and pitch axis

4 結(jié)論與展望

高分四號的發(fā)射成功和在軌穩(wěn)定運(yùn)行，開辟了地球同步軌道光學(xué)遙感的新領(lǐng)域，使得實(shí)現(xiàn)同時具有高空間分辨率和高時間分辨率光學(xué)遙感成為可能.可以預(yù)見，未來更高空間分辨率將是地球同步軌道光學(xué)遙感衛(wèi)星的不懈追求，衛(wèi)星控制系統(tǒng)將在以下幾個方面出現(xiàn)創(chuàng)新性進(jìn)展:

(1)針對新型成像體制的姿態(tài)高穩(wěn)定控制新方法，例如對于可展開光學(xué)大型柔性結(jié)構(gòu)高穩(wěn)定度控制、高穩(wěn)定度二級平臺接力控制等;

(2)大力矩大角動量容量高穩(wěn)定度執(zhí)行部件技術(shù)，如高穩(wěn)定度動量輪、高穩(wěn)定度CMG和高穩(wěn)定度帆板驅(qū)動機(jī)構(gòu)及減震技術(shù);

(3)亞角秒級星敏感器技術(shù)，需要開發(fā)具有結(jié)構(gòu)穩(wěn)定性、熱穩(wěn)定性的亞角秒級星敏感器;此外，還包括新型智能敏感器如壓電陶瓷、高頻角位移傳感器等;

(4)精密圖像定位技術(shù)研究，要充分認(rèn)識到圖像定位技術(shù)的跨領(lǐng)域特性，開展精密定軌、星敏陀螺精密定姿、基于高頻抖動的數(shù)據(jù)濾波等技術(shù)研究，實(shí)現(xiàn)無控制點(diǎn)情況下的高定位精度要求.

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Highlights of Attitude and Orbit Control System(AOCS)for GaoFen-4 Satellite with On-Orbit Verification

LI Kang1，2，QIAO Guodong1，2，LIU Xinyan1
(1.Beijing Institute of Control Engineering，Beijing 100190，China; 2.Science and Technology on Space Intelligent Control Laboratory，Beijing 100190，China)

GF-4 is the debut of high resolution remote sensing satellite on GEO.The technic development in this domain is briefed，and the highlights of AOCS for GaoFen-4 satellite are detailed，including transfer orbit control via star tracker，attitude control with small angle step maneuvering and stabilizing，and sunlight avoiding control.Besides，the verifications of these technologies are also presented based on orbit flying data.The future technical developing trends are proposed finally.

GEO;remote sensing;high resolution;attitude and orbit control

V448

A

1674-1579(2016)06-0001-08

10.3969/j.issn.1674-1579.2016.06.001

黎康(1974—)，男，研究員，研究方向?yàn)樾l(wèi)星編隊(duì)飛行自主控制技術(shù)、撓性航天器控制技術(shù);喬國棟(1980—)，男，高級工程師，研究方向?yàn)楹教炱鲗?dǎo)航制導(dǎo)與控制;劉新彥(1970—)，男，研究員，研究方向?yàn)楹教炱骺刂葡到y(tǒng)總體設(shè)計(jì).

*國家自然科學(xué)基金資助項(xiàng)目(61473037).

2016-05-18