高分七號衛(wèi)星控制分系統(tǒng)設(shè)計及在軌驗證

劉潔 王淑一 陸棟寧 陳超

(北京控制工程研究所，北京 100094)

高分七號(GF-7)衛(wèi)星是我國民用高分辨率國土立體測繪衛(wèi)星，以第一顆自主民用高分辨率立體測繪衛(wèi)星資源三號衛(wèi)星平臺為基礎(chǔ)，主要用于完成1∶10 000比例尺有控制點國土測繪任務(wù)[1]，是高分辨率對地觀測系統(tǒng)中的標(biāo)志性衛(wèi)星，也是我國首顆民用亞米級高分辨率光學(xué)傳輸型立體測繪衛(wèi)星。為了實現(xiàn)高精度的姿態(tài)確定，衛(wèi)星采用與前后視相機一體化安裝的甚高精度星敏感器進行姿態(tài)確定。為保證載荷工作任務(wù)順利實現(xiàn)，衛(wèi)星配置了高剛高穩(wěn)SADA進行太陽翼控制，并通過設(shè)計數(shù)傳天線的軌跡平滑和干擾力矩補償算法實現(xiàn)高穩(wěn)定度的姿態(tài)控制，以滿足測繪和國土資源勘測任務(wù)需要。

高分七號衛(wèi)星于2019年11月3日由太原衛(wèi)星發(fā)射中心發(fā)射入軌，入軌時工作在軌道高度為495 km的太陽同步軌道上，其姿態(tài)控制分系統(tǒng)是整個衛(wèi)星系統(tǒng)中最為關(guān)鍵，也最復(fù)雜的分系統(tǒng)之一[2]，姿態(tài)控制分系統(tǒng)要在衛(wèi)星運行過程中為有效載荷提供高精度、高穩(wěn)定度的對地定向衛(wèi)星平臺，同時具有偏流角修正、軌道維持、繞滾動軸的快速側(cè)擺機動、驅(qū)動太陽翼對日定向及給數(shù)傳天線提供指令角度等控制能力。

本文首先對姿態(tài)控制分系統(tǒng)進行說明，其次對控制系統(tǒng)方案設(shè)計進行詳細介紹，包括高精度姿態(tài)確定算法、對地定向姿態(tài)控制和姿態(tài)機動的姿態(tài)控制算法，最后給出在軌驗證情況。

1 姿態(tài)控制分系統(tǒng)簡介

高分七號衛(wèi)星姿態(tài)控制分系統(tǒng)由高精度陀螺、高精度星敏感器、太陽敏感器、動量輪、高剛高穩(wěn)太陽翼驅(qū)動機構(gòu)及推進系統(tǒng)等組成，衛(wèi)星結(jié)構(gòu)如圖1所示。

圖1 衛(wèi)星結(jié)構(gòu)示意圖Fig.1 Structure sketch of satellite

衛(wèi)星姿態(tài)控制分系統(tǒng)主要功能包括：星箭分離后，由推力器進行衛(wèi)星姿態(tài)控制，消除星箭分離干擾和太陽翼展開的擾動；建立對地定向姿態(tài)后，啟動動量輪和CMG；正常情況下由動量輪進行姿態(tài)控制，各動量輪工作在標(biāo)稱轉(zhuǎn)速附近，通過動量輪間的協(xié)調(diào)控制實現(xiàn)整星零動量；在陀螺和星敏感器的高精度定姿方式下，根據(jù)載荷成像任務(wù)需求，可由CMG和動量輪控制實現(xiàn)繞滾動軸的快速側(cè)擺機動；根據(jù)地面指令可進行軌道機動控制，并滿足機動期間姿態(tài)控制指標(biāo)要求。正常軌道運行期間，衛(wèi)星根據(jù)模擬太陽敏感器輸出或者太陽翼轉(zhuǎn)角輸出，進行太陽翼指令角速度計算，實現(xiàn)太陽翼對日跟蹤；在衛(wèi)星與地面站互見弧段，可為數(shù)傳天線提供指向控制的指令，實現(xiàn)天線對地面站的捕獲與跟蹤。

衛(wèi)星要實時進行太陽翼的驅(qū)動控制，且太陽翼較大，因此整星的動力學(xué)以中心剛體+兩個撓性附件[3]描述為

(1)

(2)

(3)

(4)

(5)

2 控制分系統(tǒng)方案設(shè)計

2.1 控制分系統(tǒng)方案設(shè)計的特點

高分七號衛(wèi)星控制分系統(tǒng)方案設(shè)計的主要特點是實現(xiàn)高精度的姿態(tài)確定、高穩(wěn)定度的姿態(tài)控制和快速姿態(tài)機動控制。為了實現(xiàn)衛(wèi)星的高精度姿態(tài)確定，設(shè)計了基于載荷的一體化安裝布局方式和星敏感器間相對安裝誤差標(biāo)定算法，并可以在地面通過采用前向?qū)崟r卡爾曼濾波算法分別對載荷姿態(tài)分別進行事后高精度姿態(tài)確定。為了實現(xiàn)衛(wèi)星的高穩(wěn)定度姿態(tài)控制，首先考慮軌道進動的軌道角速度計算，提高了衛(wèi)星偏航軸姿態(tài)控制精度；通過數(shù)傳天線的轉(zhuǎn)角平滑和干擾力矩前饋補償大大減小了數(shù)傳天線預(yù)置和跟蹤過程中對衛(wèi)星穩(wěn)定度的影響；通過采用高平穩(wěn)太陽翼驅(qū)動機構(gòu)，大大提高了衛(wèi)星的姿態(tài)穩(wěn)定度。為了實現(xiàn)衛(wèi)星的快速側(cè)擺機動，采用剪刀式構(gòu)型的控制力矩陀螺，并設(shè)計了姿態(tài)機動過程中的軌跡規(guī)劃算法，減小了機動過程中的撓性振動的影響。

2.2 高精度姿態(tài)確定算法

2.2.1 基于載荷的高精度姿態(tài)確定方案

衛(wèi)星配置兩臺雙線陣立體測繪相機，前視相機視軸方向為衛(wèi)星本體系+Z軸繞本體系+Y軸轉(zhuǎn)動+26°后確定的坐標(biāo)軸方向，后視相機視軸方向為衛(wèi)星本體系+Z軸繞本體系+Y軸轉(zhuǎn)動-5°后確定的坐標(biāo)軸方向。

為了提高衛(wèi)星的姿態(tài)確定精度，衛(wèi)星采用單探頭測量精度優(yōu)于1″(3σ)的甚高精度星敏感器[4]，并且將其中兩個星敏感器與前視相機一體化安裝，另外兩個星敏感器與后視相機一體化安裝的安裝布局(見圖2)。

根據(jù)衛(wèi)星高精度姿態(tài)確定需求，利用星敏感器和陀螺聯(lián)合定姿方式進行姿態(tài)確定，針對星敏感器和陀螺的噪聲特點，設(shè)計了常系數(shù)、低增益的卡爾曼濾波算法。該方法易于星上實現(xiàn)，且充分利用陀螺短期測量精度高的特點，實現(xiàn)高精度姿態(tài)確定。衛(wèi)星星上高精度姿態(tài)確定選取3個正交陀螺進行姿態(tài)預(yù)估，選取前視相機上安裝的甚高精度星敏感器的數(shù)據(jù)進行卡爾曼濾波姿態(tài)修正。

衛(wèi)星下傳各個星敏感器數(shù)據(jù)，地面根據(jù)高精度陀螺數(shù)據(jù)和星敏感器數(shù)據(jù)，采用前向?qū)崟r卡爾曼濾波算法分別對前視相機的姿態(tài)和后視相機的姿態(tài)分別進行事后高精度姿態(tài)確定，事后長期的慣性系姿態(tài)確定精度優(yōu)于1.5″(3σ)。

圖2 衛(wèi)星星表布局示意圖Fig.2 Configuration sketch of satellite

2.2.2 相對安裝誤差標(biāo)定算法

針對入軌后星敏感器安裝變形以及存在地面測量誤差的情況，設(shè)計了星敏感器間相對安裝誤差標(biāo)定算法。星敏感器間安裝誤差的標(biāo)定原理為同一時刻不同星敏感器的測量應(yīng)該滿足相對安裝關(guān)系。衛(wèi)星上可以指定任意星敏感器j為基準(zhǔn)星敏，對其他星敏感器i的安裝矩陣進行了修正。一般各星敏之間的安裝誤差較小，星上按照1、2、3轉(zhuǎn)序求出星敏感器i相對星敏感器j的滾動軸、俯仰軸和偏航軸安裝誤差角φi,θi,ψi?？紤]到星敏感器噪聲影響，對標(biāo)定誤差角進行濾波。鑒于后視相機的基線較短，有利于地面標(biāo)定精度，因此在軌選取與后視相機一體化安裝的星敏感器進行基準(zhǔn)標(biāo)定。通過對星敏感器相對安裝偏差的標(biāo)定，提高了星敏感器姿態(tài)確定精度。而對于基準(zhǔn)星敏感器的安裝偏差，可利用地標(biāo)點的標(biāo)定，對星敏感器和載荷間的系統(tǒng)類偏差進行統(tǒng)一修正。

2.3 對地定向的姿態(tài)控制

1)考慮軌道進動的軌道角速度計算

為了提高偏航軸的姿態(tài)控制精度，采用考慮軌道進動的軌道系相對于慣性系J2000.0的角速度ωOI計算公式為

(6)

式中：ωo為軌道角速度，u為衛(wèi)星幅角，i為軌道傾角，Ω1為擬平升交點赤經(jīng)的一階長期項系數(shù)。

2)高剛度高穩(wěn)定度SADA進行太陽翼控制

以往的衛(wèi)星采用的步進電機型太陽翼驅(qū)動機構(gòu)(SADA)，對衛(wèi)星太陽翼撓性模態(tài)的激勵較大，對衛(wèi)星穩(wěn)定度有一定的影響[5-6]。為了解決該問題，采用以擾動力矩較小的永磁同步電機作為驅(qū)動源，設(shè)計了高剛度高穩(wěn)定度太陽翼驅(qū)動機構(gòu)[7]。高分七號衛(wèi)星采用的高剛度高穩(wěn)定度太陽翼驅(qū)動機構(gòu)，其穩(wěn)態(tài)跟蹤模式下的驅(qū)動不平穩(wěn)性優(yōu)于5%，大大提高了衛(wèi)星的三軸姿態(tài)穩(wěn)定度。

3)數(shù)傳天線的轉(zhuǎn)角軌跡平滑

衛(wèi)星一般安裝有多副通信天線，每副天線一般具有兩個或以上的轉(zhuǎn)動自由度。首先，天線的多軸運動持續(xù)改變整星的質(zhì)量分布，使衛(wèi)星姿控性能受到影響，對星體各軸均存在擾動影響；其次，天線的指向運動不是勻速運動，不同轉(zhuǎn)速范圍對星體穩(wěn)定度的影響有很大區(qū)別，轉(zhuǎn)速越大姿態(tài)擾動越大，因此天線的指向運動對星體姿態(tài)控制產(chǎn)生了很大的擾動影響[5]。為了抑制數(shù)傳天線預(yù)置和跟蹤過程中對衛(wèi)星姿態(tài)的影響，高分七號衛(wèi)星采用了數(shù)傳天線軌跡平滑和干擾力矩估計，并進行前饋力矩補償，在軌應(yīng)用證明明顯改善了天線運動對衛(wèi)星穩(wěn)定度的影響。

為了降低天線跟蹤前(預(yù)置)由于天線加速度對星體穩(wěn)定度影響，擬對天線運動軌跡進行平滑處理(見圖3)。天線對動目標(biāo)的捕獲軌跡規(guī)劃，其主要思想是在給定的天線運動角速度和角加速度幅值約束條件下，根據(jù)天線指令轉(zhuǎn)角的變化，以及當(dāng)前轉(zhuǎn)角與理論轉(zhuǎn)角的偏差，計算下一周期的期望轉(zhuǎn)速。其中，一方面為了降低當(dāng)前轉(zhuǎn)角與上一周期理論轉(zhuǎn)角偏差較大時可能引起較大的轉(zhuǎn)角補償量導(dǎo)致沖擊過大，另一方面也為了提高當(dāng)前轉(zhuǎn)角與上一周期理論轉(zhuǎn)角偏差較小時盡可能加大轉(zhuǎn)角補償量，使得誤差收斂速度足夠大，針對上述兩方面的考慮引入了轉(zhuǎn)角偏差的自適應(yīng)轉(zhuǎn)角補償策略，即根據(jù)轉(zhuǎn)角誤差大小適時調(diào)整增益系數(shù)，從而使得天線對目標(biāo)的捕獲過程既保證快速性，又具有平滑性，以避免激發(fā)附件振動模態(tài)，有效降低對整星姿態(tài)的沖擊影響。

圖3 天線轉(zhuǎn)角軌跡平滑框圖Fig.3 Block diagram forantenna rotation trajectory

自適應(yīng)轉(zhuǎn)角補償控制參數(shù)計算：

kant,i=kant,0+kant,v·exp(-β|αr(t)-αp(t)|)

(7)

式中：αr(t)為當(dāng)前周期根據(jù)目標(biāo)計算的期望轉(zhuǎn)角αr(t)，αp(t)為天線當(dāng)前平滑后的實際轉(zhuǎn)角指令αp(t)。高分七號選取自適應(yīng)轉(zhuǎn)角補償控制器參數(shù)：kant,0=0.1，kant,v=0.2，β=10.0。

當(dāng)前角速度為

(8)

期望轉(zhuǎn)角指令更新為

αp(t)=αp(t)+Δt·(ωant,r(t)+kant,i·

(αr(t)-αp(t)))

(9)

4)數(shù)傳天線的干擾力矩前饋補償

高分七號衛(wèi)星采用基于差分角動量的數(shù)傳天線擾動補償控制算法。假設(shè)控制計算機與天線系統(tǒng)的通訊間隔為Δt，可根據(jù)在一個通信間隔內(nèi)天線轉(zhuǎn)角指令計算出天線運動角動量變化量

ΔHa=Ha(t+Δt)-Ha(t)

(10)

5)控制器設(shè)計

在正常對地定向姿態(tài)下，采用整星零動量的三軸輪控方式，設(shè)計了經(jīng)典比例-積分-微分控制(PID)控制器，控制系統(tǒng)簡化如圖4所示。

圖4 控制系統(tǒng)框圖Fig.4 Block diagram for control system

為了得到更好的控制品質(zhì)，提高抗干擾能力，在PID控制算的基礎(chǔ)上引入天線干擾力矩的前饋補償、磁力矩的前饋補償和偏流角力矩的前饋補償，可避免天線預(yù)置和跟蹤時對星體穩(wěn)定度的影響，避免磁力矩器在產(chǎn)生卸載力矩時對星體穩(wěn)定度的影響，大大提高星體的穩(wěn)定度。

2.4 側(cè)擺機動控制

為了實現(xiàn)敏捷姿態(tài)機動，衛(wèi)星控制分系統(tǒng)可采用雙控制力矩陀螺(CMG)進行姿態(tài)控制[8]。高分七號衛(wèi)星采用剪刀式安裝構(gòu)型，雙CMG安裝方式為兩個CMG零位時角動量矢量相反，且角動量矢量方向與低速框架軸矢量方向均垂直于需要提供機動力矩的星體軸向。

基于剪刀式安裝構(gòu)型的雙CMG力矩分配的基本原理，是根據(jù)期望的機動控制力矩在兩個CMG之間進行合理分配，同時通過算法設(shè)計使兩CMG框架角盡量保持同步，避免在其它方向產(chǎn)生擾動力矩。

如圖5所示，機動軸為X軸，兩CMG角動量在框架角零位時方向相反，均垂直于X軸，并在機動過程中相對于X軸對稱，因此所提供的機動控制力矩沿X軸方向。定義期望的CMG控制力矩TCMG沿X軸正方向時為正，定義CMG1的框架角δ1為其角動量HCM1與X軸垂直時為零，向X軸正方向轉(zhuǎn)動時為正。同理定義CMG2的框架角δ2為其角動量HCM2與X軸垂直時為零，向X軸正方向轉(zhuǎn)動時為正。

圖5 剪刀式安裝構(gòu)型雙CMG示意圖Fig.5 Block diagram for scissors configuration of two CMG

單個CMG低速框架轉(zhuǎn)動提供的力矩為

(11)

力矩方向垂直于框架軸和角動量矢量方向。隨著框架角的轉(zhuǎn)動，力矩方向?qū)⒎譃檠豖軸方向與垂直于X軸方向。

CMG1產(chǎn)生的沿X軸方向和垂直于X軸方向的力矩分別為

(12)

CMG2產(chǎn)生的沿X軸方向和垂直于X軸方向的力矩分別為

(13)

以圖5為例，垂直于X方向的力矩極性定義為向右為正，向左為負。因此當(dāng)兩個CMG的框架角度和角速率均相等時，將產(chǎn)生只有沿X軸方向的合成力矩。

根據(jù)PID控制率和前饋力矩綜合計算出滾動軸的期望力矩TCMG，基于剪刀式安裝構(gòu)型的雙CMG力矩分配算法計算出兩個CMG的低速框架角速度指令。

在滿足衛(wèi)星側(cè)擺指標(biāo)前提下，根據(jù)CMG的控制能力設(shè)計高分七號衛(wèi)星側(cè)擺時的加減速力矩和機動的最大角速度，由兩個CMG同時工作提供繞滾動軸的控制力矩。

圖6 側(cè)擺軌跡示意圖Fig.6 Sketch of maneuver trajectory planning of swayed attitude

3 在軌驗證

3.1 相對安裝誤差標(biāo)定算法驗證

高分七號衛(wèi)星采用相對安裝誤差的標(biāo)定算法。在軌期間，前視相機一體化安裝的星敏感器1a相對基準(zhǔn)星敏感器的安裝誤差如圖7所示。

圖7 星敏感器相對安裝偏差標(biāo)定曲線Fig.7 Calibration result of opposite bias built in star sensors

從標(biāo)定結(jié)果可知，以目前的技術(shù)水平，由于精測誤差、入軌后的形變等因素，將引起星敏感器安裝矩陣的變化，為提高定姿精度，有必要對安裝誤差進行標(biāo)定補償。由于星敏感器存在隨機的測量誤差，使得星敏感器相對安裝偏差標(biāo)定存在一定的波動，可通過濾波將該波動控制在角秒量級以下。

3.2 高穩(wěn)定度SADA閉環(huán)控制驗證

高分七號衛(wèi)星入軌初期高穩(wěn)定度SADA采取開環(huán)控制，過境時地面注入指令，引入高剛度高穩(wěn)定度SADA的閉環(huán)控制。由圖8的三軸衛(wèi)星姿態(tài)角速度曲線可知，高穩(wěn)定度SADA工作時衛(wèi)星穩(wěn)定度得到了大幅的提高。

圖8 在軌姿態(tài)角速度曲線Fig.8 Estimated attituderate for three axes on orbit

3.3 天線軌跡平滑和干擾力矩補償算法驗證

高分七號衛(wèi)星在軌數(shù)傳天線在預(yù)置跟蹤過程中對衛(wèi)星穩(wěn)定度的影響約為0.002 (°)/s，在軌指令引入數(shù)傳天線軌跡平滑和干擾力矩補償算法，引入后數(shù)傳天線在預(yù)置跟蹤過程中對衛(wèi)星穩(wěn)定度的影響大大減小，達到了預(yù)期效果。

圖9給出了數(shù)傳天線1進行預(yù)置跟蹤時的天線指令轉(zhuǎn)角和實際轉(zhuǎn)角曲線，以及此時衛(wèi)星的三軸姿態(tài)角速度曲線，由圖10可以看出，引入數(shù)傳天線在預(yù)置跟蹤過程中的指令平滑和干擾力矩補償后對衛(wèi)星的三軸姿態(tài)角速度小于0.000 5 (°)/s。

圖9 天線平滑轉(zhuǎn)角Fig.9 Antenna trajectory angle

圖10 引入天線軌跡平滑和天線干擾力矩補償后 的三軸姿態(tài)角速度Fig.10 Estimated attituderate for three axes after antenna trajectory smooth and disturb feedback

3.4 在軌運行結(jié)果

根據(jù)高分七號衛(wèi)星的太陽翼基頻和執(zhí)行機構(gòu)控制能力和系統(tǒng)指標(biāo)要求，選取PID控制的控制帶寬和阻尼比。衛(wèi)星采用考慮軌道進動的軌道系相對于慣性系的角速度計算方法，由下圖可知，衛(wèi)星的穩(wěn)定度得到了提高。

衛(wèi)星在軌穩(wěn)態(tài)運行時的姿態(tài)預(yù)估和角速度估計(含偏流角及偏流角角速度控制)曲線如圖11所示。側(cè)擺機動測試中的三軸姿態(tài)角曲線如圖12所示。

圖11 三軸角速度曲線Fig.11 Estimated attitude rate for three axes

圖12 側(cè)擺過程中的三軸姿態(tài)角曲線Fig.12 Estimated attitude angles for three axes in swayed process

在軌數(shù)據(jù)表明，衛(wèi)星可完成偏流角及角速度控制，扣除標(biāo)稱偏流角后，姿態(tài)控制誤差優(yōu)于0.005°，穩(wěn)定度優(yōu)于0.000 06(°)/s，為衛(wèi)星實現(xiàn)高分辨率的立體測圖提供了穩(wěn)定運行平臺。

4 結(jié)束語

本文介紹了高分七號衛(wèi)星姿態(tài)控制分系統(tǒng)的姿態(tài)確定和姿態(tài)控制方案，在姿態(tài)確定上采用與前后視相機一體化安裝的甚高精度星敏感器和相對安裝偏差基準(zhǔn)標(biāo)定算法，選取高剛度高穩(wěn)定度SADA進行太陽翼跟蹤控制，在姿態(tài)控制上進行數(shù)傳天線軌跡平滑和前饋力矩補償，根據(jù)在軌運行結(jié)果表明，實現(xiàn)了優(yōu)于0.000 06(°)/s的穩(wěn)定度指標(biāo)。高分七號的設(shè)計方案，可以供其他遙感衛(wèi)星姿態(tài)控制分系統(tǒng)借鑒。