高分七號(hào)衛(wèi)星載荷任務(wù)管理中的解耦設(shè)計(jì)

張莎莎 莫凡 丁建釗 徐文強(qiáng) 姚鑫雨 劉付強(qiáng)

(1 北京空間飛行器總體設(shè)計(jì)部，北京 100094)(2 北京控制工程研究所，北京 100094) (3 西安空間無(wú)線電技術(shù)研究所，西安 710071)

隨著近地遙感衛(wèi)星技術(shù)的發(fā)展，衛(wèi)星載荷數(shù)量和功能也不斷提升，就使得工作模式設(shè)計(jì)較為復(fù)雜。因此為方便衛(wèi)星用戶使用，遙感衛(wèi)星普遍開展了星上自主任務(wù)管理設(shè)計(jì)。

國(guó)外在衛(wèi)星自主任務(wù)規(guī)劃和管理方面已相繼開展了相關(guān)的技術(shù)研究。NASA在地球觀測(cè)(EO-1)衛(wèi)星的基礎(chǔ)上，先后開發(fā)了自主調(diào)度與規(guī)劃(ASPEN)[1]及調(diào)度和執(zhí)行程序框架(CASPER)[2]兩大衛(wèi)星任務(wù)規(guī)劃系統(tǒng)。ESA支持的星上自主計(jì)劃(PROBA)[3]研究并驗(yàn)證了一些星載自主規(guī)劃技術(shù)；法國(guó)國(guó)家空間研究中心(CNES)在其昂宿星(Pleiades)上開展了衛(wèi)星自主任務(wù)規(guī)劃系統(tǒng)的試驗(yàn)[4]。與此同時(shí)，國(guó)內(nèi)也開展了很多遙感衛(wèi)星任務(wù)規(guī)劃技術(shù)研究。賀仁杰等人針對(duì)地面多星任務(wù)規(guī)劃問(wèn)題提出了規(guī)劃模型和算法，并開發(fā)了一整套地面任務(wù)規(guī)劃系統(tǒng)，但該系統(tǒng)目前主要應(yīng)用于地面[5]。田志新等人提出基于有向圖模型的衛(wèi)星任務(wù)指令生成算法，首次在星上實(shí)現(xiàn)任務(wù)級(jí)指令到執(zhí)行級(jí)指令的分解，該方法中雖然統(tǒng)籌考慮了觀測(cè)任務(wù)和回放任務(wù)，但對(duì)于觀測(cè)和回放任務(wù)的解耦工作仍由地面系統(tǒng)而非衛(wèi)星自主完成[6]。

高分七號(hào)(GF-7)衛(wèi)星是一顆高精度民用測(cè)繪衛(wèi)星，衛(wèi)星軌道高度約500 km，星上裝載了前、后視測(cè)繪相機(jī)和激光測(cè)高儀，通過(guò)對(duì)同一區(qū)域不同角度的觀測(cè)，實(shí)現(xiàn)1∶10 000比例尺衛(wèi)星測(cè)繪。本文分析了GF-7衛(wèi)星工作模式的特點(diǎn)，以典型的觀測(cè)模式和回放模式為設(shè)計(jì)基礎(chǔ)，梳理了兩種工作模式間的約束和耦合關(guān)系，并從消除耦合、簡(jiǎn)化衛(wèi)星任務(wù)管理、提升衛(wèi)星對(duì)任務(wù)的快速、無(wú)條件響應(yīng)的需求出發(fā)，提出了一種適用于星上自主任務(wù)管理的工作模式解偶設(shè)計(jì)，有效滿足了不同工作模式的無(wú)約束實(shí)現(xiàn)。

1 衛(wèi)星工作模式解耦設(shè)計(jì)的必要性

1.1 衛(wèi)星工作模式簡(jiǎn)介

GF-7衛(wèi)星對(duì)地觀測(cè)任務(wù)的完成包括觀測(cè)記錄和數(shù)據(jù)回放兩個(gè)活動(dòng)。

觀測(cè)記錄模式(簡(jiǎn)稱觀測(cè)模式)，由地面觀測(cè)目標(biāo)觸發(fā)：衛(wèi)星飛經(jīng)觀測(cè)目標(biāo)時(shí)，衛(wèi)星平臺(tái)將飛行姿態(tài)調(diào)整至觀測(cè)所需姿態(tài)，有效載荷開機(jī)并對(duì)地觀測(cè)，星上數(shù)據(jù)處理及傳輸系統(tǒng)對(duì)載荷觀測(cè)數(shù)據(jù)進(jìn)行處理、格式編排后，實(shí)時(shí)送入星載存儲(chǔ)器進(jìn)行存儲(chǔ)。當(dāng)進(jìn)行連續(xù)多目標(biāo)成像觀測(cè)時(shí)，則衛(wèi)星平臺(tái)需在多個(gè)目標(biāo)的間隔時(shí)間內(nèi)完成快速姿態(tài)機(jī)動(dòng)和穩(wěn)定，以使得載荷觀測(cè)視場(chǎng)指向各觀測(cè)目標(biāo)。

數(shù)據(jù)回放模式(簡(jiǎn)稱回放模式)由地面站可視條件觸發(fā)：衛(wèi)星飛經(jīng)地面站可視范圍內(nèi)，星上數(shù)據(jù)處理及傳輸系統(tǒng)對(duì)載荷觀測(cè)數(shù)據(jù)進(jìn)行回放。為提高衛(wèi)星對(duì)地回放時(shí)的等效全向輻射功率(EIRP)，衛(wèi)星采用X-Y二維機(jī)械轉(zhuǎn)動(dòng)的高增益點(diǎn)波束天線，在對(duì)地面站傳輸過(guò)程中，需實(shí)時(shí)控制X、Y軸轉(zhuǎn)動(dòng)，使得天線波束中心始終指向地面站。

1.2 衛(wèi)星工作模式間的耦合因素分析

除1.1節(jié)所述的觸發(fā)條件之外，衛(wèi)星工作模式還分別與圖1所示的各因素有關(guān)。

從圖1的梳理中可以看出，衛(wèi)星觀測(cè)模式和回放模式的耦合因素為衛(wèi)星平臺(tái)姿態(tài)：一方面，觀測(cè)模式提出對(duì)衛(wèi)星姿態(tài)的期望，衛(wèi)星控制系統(tǒng)根據(jù)該期望，依照一定的控制策略，控制偏航、俯仰和滾動(dòng)軸轉(zhuǎn)動(dòng)來(lái)執(zhí)行姿態(tài)調(diào)整；另一方面，平臺(tái)姿態(tài)是回放模式中天線對(duì)地面站指向角度的決定因素之一。由此，產(chǎn)生兩種任務(wù)之間的耦合關(guān)系，如圖2所示，即觀測(cè)任務(wù)決定衛(wèi)星姿態(tài)，衛(wèi)星姿態(tài)決定回放任務(wù)中天線指向。

圖1 遙感衛(wèi)星工作模式耦合因素Fig.1 Coupling factors of working modes of a remote sensing satellite

圖2 衛(wèi)星姿態(tài)對(duì)觀測(cè)記錄模式和數(shù)據(jù) 回放模式的耦合關(guān)系Fig.2 Coupling relationship between observation recording mode and data playback mode in terms of satellite attitude

1.3 解耦設(shè)計(jì)必要性分析

為提高用戶使用體驗(yàn)，使得衛(wèi)星能夠在滿足各模式觸發(fā)條件的基礎(chǔ)上即可制定和執(zhí)行相應(yīng)的模式，GF-7衛(wèi)星提出觀測(cè)模式和回放模式可并行執(zhí)行、互無(wú)影響的使用需求。但由于在觀測(cè)模式準(zhǔn)備過(guò)程中，為達(dá)到其期望姿態(tài)，需要進(jìn)行三軸姿態(tài)機(jī)動(dòng)，機(jī)動(dòng)過(guò)程為：初始姿態(tài)角度→勻角加速度α加速至最大角速度ω→以角速度ω做勻速轉(zhuǎn)動(dòng)→勻角加速度減速至0(°)/s→機(jī)動(dòng)到位。對(duì)于連續(xù)點(diǎn)目標(biāo)觀測(cè)模式來(lái)說(shuō)，需要衛(wèi)星在兩個(gè)點(diǎn)目標(biāo)之間完成敏捷姿態(tài)機(jī)動(dòng)；而傳統(tǒng)的回放模式設(shè)計(jì)均是以固定姿態(tài)角度為輸入，進(jìn)行天線對(duì)地面站指向角的計(jì)算，未考慮姿態(tài)機(jī)動(dòng)過(guò)程中由于姿態(tài)角的持續(xù)變化帶來(lái)的天線對(duì)地面站指向角的變化，這樣就會(huì)導(dǎo)致天線指向角度誤差隨著控制周期的增加而持續(xù)累加，最終超出±0.5°的指向精度要求，從而無(wú)法滿足敏捷機(jī)動(dòng)點(diǎn)目標(biāo)觀測(cè)過(guò)程中的數(shù)據(jù)回放。

綜上，為滿足衛(wèi)星觀測(cè)模式和回放模式的無(wú)干擾并行執(zhí)行，就必需進(jìn)行針對(duì)衛(wèi)星姿態(tài)的解耦設(shè)計(jì)，在回放模式執(zhí)行過(guò)程中，將衛(wèi)星姿態(tài)預(yù)報(bào)引入天線指向角計(jì)算，以此提高天線指向精度。從而使得觀測(cè)模式和回放模式均能按照各自的觸發(fā)條件進(jìn)入并執(zhí)行，相互之間無(wú)干擾、無(wú)制約。

2 低軌遙感衛(wèi)星工作模式解耦設(shè)計(jì)

2.1 衛(wèi)星姿態(tài)測(cè)量及轉(zhuǎn)換

要進(jìn)行衛(wèi)星姿態(tài)預(yù)報(bào)，首先需要進(jìn)行當(dāng)前及歷史姿態(tài)的測(cè)量。衛(wèi)星姿態(tài)一般指衛(wèi)星本體相對(duì)于軌道坐標(biāo)系下零姿態(tài)的偏差。GF-7衛(wèi)星配置星敏感器完成姿態(tài)高精度測(cè)量。在姿態(tài)測(cè)量及轉(zhuǎn)換過(guò)程中，涉及到以下坐標(biāo)系及轉(zhuǎn)換關(guān)系：①星敏感器完成從星敏感器坐標(biāo)系到慣性空間坐標(biāo)系(J2000系)的轉(zhuǎn)換矩陣的實(shí)時(shí)測(cè)量，記為Tis；②設(shè)衛(wèi)星從慣性坐標(biāo)系到軌道坐標(biāo)系的轉(zhuǎn)換矩陣為Toi通常通過(guò)星載導(dǎo)航接收機(jī)或地面軌道測(cè)量數(shù)據(jù)計(jì)算得到；③設(shè)衛(wèi)星從軌道坐標(biāo)系到本體坐標(biāo)系轉(zhuǎn)換矩陣為Tbo；④設(shè)衛(wèi)星從星敏感器坐標(biāo)系到本體坐標(biāo)系的轉(zhuǎn)換矩陣Tbs，通常通過(guò)地面標(biāo)定得到。

上述幾個(gè)轉(zhuǎn)換矩陣具有如下關(guān)系

Tbs=Tbo×Toi×Tis

(1)

進(jìn)而可得

Tbo=Tbs×(Tis)T×(Toi)T

(2)

式(2)中，Tis通過(guò)星敏感器測(cè)量并計(jì)算得到。通常，星敏感器的輸出采用四元數(shù)Q的形式，有

Q=q0+q1i1+q2i2+q3i2

(3)

式中：q0表示四元數(shù)的標(biāo)量部分，q1、q2、q3表示四元數(shù)的矢量部分，則有

(4)

若衛(wèi)星選用Z→Y→X轉(zhuǎn)序，則對(duì)應(yīng)歐拉角表示的姿態(tài)矩陣為

(5)

式中：α、β、γ分別表示衛(wèi)星星體沿X、Y、Z三個(gè)軸向的姿態(tài)角。由此可得

(6)

式中：Tbomn表示坐標(biāo)系轉(zhuǎn)換矩陣Tbo中的第m行第n列的元素。

2.2 衛(wèi)星姿態(tài)預(yù)報(bào)方法

2.3 工作模式解耦算法流程

采用二階多項(xiàng)式擬合的姿態(tài)預(yù)報(bào)及解耦算法流程如下：

(1)利用星敏感器輸出的q值，計(jì)算得到當(dāng)前時(shí)刻衛(wèi)星本體坐標(biāo)系相對(duì)于軌道坐標(biāo)系的歐拉角，即得到衛(wèi)星三軸姿態(tài)角；

3 驗(yàn)證與分析

為了驗(yàn)證姿態(tài)預(yù)報(bào)算法的正確性和精度，采用GF-7衛(wèi)星軌道作為算例，利用本文研究的姿態(tài)預(yù)報(bào)算法，結(jié)合數(shù)傳天線對(duì)地面站指向角度的預(yù)報(bào)，并利用衛(wèi)星實(shí)際執(zhí)行的姿態(tài)進(jìn)行驗(yàn)證，最終得到由于姿態(tài)預(yù)報(bào)誤差引起的天線指向角度誤差。

3.1 算例說(shuō)明

1)軌道信息

算例的衛(wèi)星軌道參數(shù)見表1。

表1 算例的起始?xì)v元時(shí)刻軌道根數(shù)Table 1 Orbital elements at the beginning epoch time

2)地面站地理信息

算例中選用新疆喀什地區(qū)作為數(shù)傳接收地面站，喀什站的地理位置信息由STK軟件中自帶的數(shù)據(jù)信息獲得，地面站的約束條件為地面站仰角不小于5°，具體地理位置信息見表2。

在STK軟件中將衛(wèi)星起始?xì)v元時(shí)刻的瞬根參數(shù)作為衛(wèi)星初始軌道參數(shù)值，采用HPOP模型，重力場(chǎng)模型選用21階的WGS84_EGM96模型，STK軟件的精確值中考慮了大氣阻力，設(shè)定面質(zhì)比為0.008 m2/kg，F(xiàn)10.7=150，并考慮了太陽(yáng)光壓和日月的三體引力影響。

表3為衛(wèi)星過(guò)喀什地區(qū)地面站的時(shí)間。

表2 仿真用喀什站地理位置信息Table 2 Geographic location information of Kashi station for simulation

表3 衛(wèi)星過(guò)喀站的時(shí)間Table 3 Arc segment of Kashi station

3)姿態(tài)機(jī)動(dòng)情況

算例中，在衛(wèi)星過(guò)喀地面站期間，進(jìn)行姿態(tài)機(jī)動(dòng)，具體為俯仰軸和偏航軸角度保持不變，滾動(dòng)軸由0°變化至32°，且其機(jī)動(dòng)過(guò)程中的姿態(tài)角加速度絕對(duì)值|α|=0.033(°)/s2，最大轉(zhuǎn)動(dòng)角速度ω=0.5(°)/s。具體的機(jī)動(dòng)姿態(tài)角度曲線見圖3。

圖3 算例用姿態(tài)機(jī)動(dòng)過(guò)程三軸角度曲線Fig.3 Three-axes attitude angle curves

3.2 結(jié)果分析

算例中利用本文的姿態(tài)預(yù)報(bào)算法周期性預(yù)報(bào)衛(wèi)星在姿態(tài)機(jī)動(dòng)期間的姿態(tài)角度，預(yù)報(bào)周期為0.5 s，擬合樣本數(shù)為3，將預(yù)報(bào)得到的姿態(tài)曲線，以角度變化最大的滾動(dòng)軸為例，與實(shí)際控制到位的姿態(tài)曲線進(jìn)行比較，預(yù)報(bào)誤差見圖4。同時(shí)將姿態(tài)預(yù)報(bào)結(jié)果利用STK軟件對(duì)預(yù)報(bào)姿態(tài)下的天線指向角度進(jìn)行仿真，得到該狀態(tài)下的指向角誤差如圖5和圖6所示。

仿真分析結(jié)果表明：①該姿態(tài)預(yù)報(bào)算法引起的姿態(tài)角預(yù)報(bào)誤差幅值范圍為[-0.051°,0.053°]，該誤差最大值出現(xiàn)在機(jī)動(dòng)軸開始加、減速的時(shí)刻，而在勻速轉(zhuǎn)動(dòng)過(guò)程中，預(yù)報(bào)誤差不超過(guò)[-0.02°,0.02°];②由姿態(tài)預(yù)報(bào)誤差引起的天線X、Y軸指向角度計(jì)算誤差幅值范圍分別為[-0.055,0.040]和[-0.037,0.023]，該誤差范圍與姿態(tài)預(yù)報(bào)誤差量級(jí)相當(dāng)，對(duì)于指向精度優(yōu)于0.5°的指標(biāo)要求，該誤差項(xiàng)貢獻(xiàn)約為10%，可滿足在軌使用。

圖4 算例輸出的滾動(dòng)軸姿態(tài)預(yù)報(bào)誤差Fig.4 Predicted attitude angle error of rolling axis

圖5 由姿態(tài)預(yù)報(bào)誤差引起的天線X軸 指向角誤差Fig.5 Pointing angle error of X-axis induced by attitude prediction error

圖6 由姿態(tài)預(yù)報(bào)誤差引起的天線Y軸 指向角誤差Fig.6 Pointing angle error of Y-axis induced by attitude prediction error

4 結(jié)束語(yǔ)

本文對(duì)低軌道遙感衛(wèi)星觀測(cè)模式、回放模式中的姿態(tài)耦合因素進(jìn)行了分析，建立了解耦用的姿態(tài)預(yù)報(bào)模型。這種方法簡(jiǎn)單、易于星上實(shí)現(xiàn)，且預(yù)報(bào)精度可保證天線指向精度的工程要求，可作為星上工作模式自主運(yùn)行使用。