地球同步軌道光學(xué)遙感衛(wèi)星高精度高穩(wěn)定度控制技術(shù)

李 果, 劉新彥

1. 遙感衛(wèi)星總體部， 北京 100094

2. 北京控制工程研究所， 北京 100094

0 引 言

地球同步軌道高分辨率對(duì)地觀測(cè)技術(shù)是未來對(duì)地遙感領(lǐng)域發(fā)展的重要方向，歐美等國(guó)家都在積極開展地球同步軌道高分辨率對(duì)地觀測(cè)衛(wèi)星的論證和技術(shù)儲(chǔ)備工作.通過國(guó)家重大科技專項(xiàng)——高分辨率對(duì)地觀測(cè)系統(tǒng)的支持，我國(guó)在地球同步軌道高分辨率光學(xué)遙感領(lǐng)域取得了長(zhǎng)足發(fā)展，在獲取高時(shí)間分辨率遙感數(shù)據(jù)產(chǎn)品的基礎(chǔ)上，空間分辨率水平也在不斷提升，為更好地滿足減災(zāi)、氣象、林業(yè)等多個(gè)業(yè)務(wù)系統(tǒng)的應(yīng)用需求發(fā)揮了越來越重要的作用.

但是，由于地球同步軌道高分辨率光學(xué)成像的軌道很高，相機(jī)曝光時(shí)間較長(zhǎng)，若要比較準(zhǔn)確地定位地球表面的目標(biāo)以及獲取高質(zhì)量的遙感影像，要求衛(wèi)星必須具有極高的姿態(tài)指向精度和極高的姿態(tài)穩(wěn)定度.而姿態(tài)確定與控制系統(tǒng)是其中的一個(gè)關(guān)鍵組成部分，它決定了姿態(tài)的指向精度和穩(wěn)定度.如我國(guó)新一代地球同步軌道遙感衛(wèi)星，姿態(tài)確定精度已經(jīng)達(dá)到角秒級(jí)，姿態(tài)穩(wěn)定度也已突破了0.000 1(°)/s的要求，遠(yuǎn)超低軌遙感衛(wèi)星Geoeye-1衛(wèi)星的指向精度0.02°以及Quickbird-2衛(wèi)星姿態(tài)穩(wěn)定度5.7×10-4(°)/s的水平.

我國(guó)新一代地球同步軌道光學(xué)遙感衛(wèi)星感衛(wèi)星控制系統(tǒng)，其姿態(tài)精度、姿態(tài)穩(wěn)定度以及小角度頻繁快速機(jī)動(dòng)等要求是目前在軌衛(wèi)星中較高的，在多項(xiàng)技術(shù)上進(jìn)行了技術(shù)創(chuàng)新和技術(shù)攻關(guān)，其技術(shù)水平國(guó)內(nèi)領(lǐng)先，控制精度國(guó)際領(lǐng)先，綜合技術(shù)達(dá)到國(guó)際先進(jìn)水平，其先進(jìn)性和創(chuàng)造性對(duì)高軌遙感領(lǐng)域競(jìng)爭(zhēng)具有極其重要的影響，該項(xiàng)目已完成在軌測(cè)試，并投入使用.

1 控制系統(tǒng)主要技術(shù)指標(biāo)及系統(tǒng)組成

控制系統(tǒng)及主要部件技術(shù)指標(biāo)如表1所示.

表1 控制系統(tǒng)及主要部件技術(shù)指標(biāo)

控制分系統(tǒng)組成及互聯(lián)關(guān)系如圖1所示.

圖1 控制系統(tǒng)組成及連接示意圖

衛(wèi)星牽引研發(fā)了甚高精度三浮陀螺、甚高精度光纖陀螺并首飛，多頭甚高星敏首次高軌應(yīng)用，大力矩動(dòng)量輪及細(xì)分帆板機(jī)構(gòu)在軌高可靠穩(wěn)定運(yùn)行，對(duì)滿足高軌大型遙感衛(wèi)星高精、高穩(wěn)、快啟、快停和快穩(wěn)任務(wù)需求奠定了基礎(chǔ).

圖2 多頭甚高精度型敏感器

圖3 甚高精度三浮陀螺組件及線路盒

圖4 甚高精度光纖陀螺的結(jié)構(gòu)外形

2 適應(yīng)同步軌道光學(xué)載荷的控制系統(tǒng)技術(shù)設(shè)計(jì)

2.1 快速機(jī)動(dòng)、快速穩(wěn)定設(shè)計(jì)

通過優(yōu)化控制率，設(shè)計(jì)了既能避免引起柔性部件較大振顫又能較快機(jī)動(dòng)的多種路徑規(guī)劃方法，采用了前饋、反饋控制方法，機(jī)動(dòng)和穩(wěn)定不同的控制律，使得衛(wèi)星快速機(jī)動(dòng)并能快速穩(wěn)定，實(shí)現(xiàn)了衛(wèi)星在71 s時(shí)間內(nèi)使用0.5 N·m大力矩飛輪作為執(zhí)行機(jī)構(gòu)快速機(jī)動(dòng)6.4°，姿態(tài)穩(wěn)定度達(dá)到0.000 1(°)/s，最大角速度在0.14(°)/s,實(shí)際在軌遙測(cè)曲線如圖5所示.

圖5 姿態(tài)機(jī)動(dòng)角度與角速度曲線

2.2 姿態(tài)控制設(shè)計(jì)

圖6 機(jī)動(dòng)穩(wěn)定后姿態(tài)角度、角速度曲線

圖7 星敏夾角曲線

2.3 針對(duì)斜切遮光罩的自主、平穩(wěn)陽光規(guī)避技術(shù)設(shè)計(jì)

以往的地球同步軌道遙感衛(wèi)星遮光罩為圓筒型，陽光規(guī)避較為簡(jiǎn)單.針對(duì)地球同步軌道下斜切遮光罩的陽光規(guī)避需求，設(shè)計(jì)了午夜陽光規(guī)避與中午陽光規(guī)避相結(jié)合的自主姿態(tài)規(guī)避技術(shù)[1-2]，規(guī)避時(shí)刻與角度由星上自主計(jì)算，采用午夜規(guī)避起始階段太陽沿跡規(guī)劃、分點(diǎn)前后防偏航突變規(guī)劃等方法，一方面規(guī)避了使用熱門遮陽的活動(dòng)機(jī)構(gòu)卡死風(fēng)險(xiǎn)，另一方面，解決了星上姿態(tài)規(guī)避對(duì)地面測(cè)控的依賴，極大提高了衛(wèi)星可靠性和自主性.

在午夜陽光規(guī)避設(shè)計(jì)時(shí)，設(shè)計(jì)了圖9所示的虛擬軌跡，保證虛擬太陽矢量始終處于衛(wèi)星本體xoz面內(nèi)且偏向于+x方向，這樣保證了偏航的平穩(wěn)運(yùn)動(dòng)，其中太陽高度角為α，規(guī)劃太陽高度角為α*.

圖8 衛(wèi)星一天運(yùn)行規(guī)避太陽示意圖

圖9 午夜規(guī)避起始偏航軌跡規(guī)劃

同時(shí)考慮了太陽高度角α較小時(shí)，存在偏航偏置角部分時(shí)段角速度較大的問題，設(shè)計(jì)了圖10所示的虛擬軌跡規(guī)劃，保證在太陽高度角小于αL(默認(rèn)取為10°)時(shí)，在午夜12點(diǎn)能夠達(dá)到αL，最大偏航角速度不大于0.03(°)/s.

圖10 午夜陽光規(guī)避分點(diǎn)前后防奇異軌跡規(guī)劃

偏航規(guī)避角的計(jì)算方法：

(1)

式中s1x，s1y，s1z為虛擬太陽矢量在本體中的分量.

當(dāng)偏航機(jī)動(dòng)過程中太陽矢量在本體oxz面內(nèi)投影與z軸夾角小于規(guī)定的規(guī)避角度時(shí)，采用俯仰偏置來保證，整個(gè)過程中偏置角速度都小于0.03(°)/s.

俯仰規(guī)避角的計(jì)算方法：

(2)

式中,sbx，sby，sbz為真實(shí)太陽矢量在本體中的分量，βo為相機(jī)要求的太陽矢量與光軸的最小夾角.

帆板轉(zhuǎn)動(dòng)則根據(jù)理論目標(biāo)角自主轉(zhuǎn)動(dòng).

圖11給出了午夜陽光規(guī)避期間角度、角速度偏置和帆板自主控制結(jié)果.

圖11 午夜陽光規(guī)避有關(guān)變量曲線

2.4 精確對(duì)地指向的地速自主補(bǔ)償設(shè)計(jì)

實(shí)現(xiàn)了對(duì)地遙感目標(biāo)地速補(bǔ)償功能，拓展了衛(wèi)星應(yīng)用場(chǎng)景，配以高精度、高同步姿態(tài)輔助數(shù)據(jù)，首次完成了高軌面陣相機(jī)圖像配準(zhǔn)工作，大幅提升了衛(wèi)星指向精度及圖像配準(zhǔn)能力；

地速補(bǔ)償主要保持相機(jī)光軸指向地面的經(jīng)緯度保持不變.設(shè)計(jì)思路如圖12所示.

圖12 地速補(bǔ)償姿態(tài)角計(jì)算

圖13顯示了地速補(bǔ)償效果：在不允許地速補(bǔ)償時(shí)，本體相對(duì)于東南基準(zhǔn)坐標(biāo)系的姿態(tài)不變，但隨著軌道運(yùn)行，衛(wèi)星本體z軸指向地表地理緯度在逐漸變化，一個(gè)小時(shí)內(nèi)變化約0.15°，相當(dāng)于漂移16 km左右.允許地速補(bǔ)償后，無姿態(tài)機(jī)動(dòng)時(shí)，保持經(jīng)緯度指向不變，姿態(tài)機(jī)動(dòng)后，保持新的指向點(diǎn)不變，從而大幅提升了衛(wèi)星指向精度及圖像配準(zhǔn)能力.

圖13 地速補(bǔ)償姿態(tài)控制

2.5 任意空間指向控制“一鍵”完成功能設(shè)計(jì)

設(shè)計(jì)自主對(duì)月定向、退月對(duì)地重定向等功能，對(duì)任意慣性空間可“一鍵”定向.高軌遙感衛(wèi)星經(jīng)常要根據(jù)載荷的需求對(duì)特定目標(biāo)進(jìn)行成像，為此設(shè)計(jì)了基于星敏測(cè)量和偏置四元數(shù)的任意姿態(tài)基準(zhǔn)的姿態(tài)確定策略，目標(biāo)姿態(tài)qbt由式(3)確定：

(3)

實(shí)際衛(wèi)星的基準(zhǔn)坐標(biāo)系選用過對(duì)日定向坐標(biāo)系(原點(diǎn)為衛(wèi)星質(zhì)心，z軸指向太陽負(fù)方向，x為黃北極方向)，東南坐標(biāo)系(原點(diǎn)為衛(wèi)星質(zhì)心，z軸指向地心方向，x為正東方向)，J2000慣性坐標(biāo)系，在軌使用均取得了良好的效果.

在星上設(shè)計(jì)了高精度月球軌道計(jì)算模型，月球矢量指向精度達(dá)到2′以內(nèi)，在軌進(jìn)行了自主對(duì)月定向定標(biāo)試驗(yàn)，準(zhǔn)確對(duì)準(zhǔn)了月球，相機(jī)成像效果良好，見圖14.根據(jù)載荷要求實(shí)施了多種姿態(tài)定向，提供部分熱管的受曬需求，均是一鍵實(shí)施，解決了空間目標(biāo)觀測(cè)任務(wù)地面工作量大、測(cè)控操作復(fù)雜的問題，有效提升了在軌任務(wù)可靠性.

圖14 衛(wèi)星對(duì)月成像

3 高定位精度方案設(shè)計(jì)與技術(shù)實(shí)現(xiàn)

地球同步軌道光學(xué)遙感衛(wèi)星的成像體制與傳統(tǒng)低軌道衛(wèi)星有很大區(qū)別，如采用面陣探測(cè)器，采用“步進(jìn)機(jī)動(dòng)+凝視觀測(cè)”的成像方案等.為提高圖像無控制點(diǎn)定位精度，首先要獲取衛(wèi)星姿態(tài)極高的指向精度(前節(jié)已經(jīng)闡述過).但是相比于低軌遙感衛(wèi)星，地球同步軌道衛(wèi)星空間熱環(huán)境變化非常復(fù)雜，衛(wèi)星光照條件會(huì)受到一年中不同季節(jié)、一天中不同時(shí)間變化而變化，加之衛(wèi)星若采用“機(jī)動(dòng)+凝視”成像方案，不同成像姿態(tài)下也會(huì)使衛(wèi)星的熱場(chǎng)有較大改變.利用衛(wèi)星的成像幾何模型對(duì)各誤差項(xiàng)仿真分析可知，雖然星敏(+陀螺)組合定姿測(cè)量實(shí)現(xiàn)了極高的定姿精度，但熱變形引起的星敏與相機(jī)夾角變化誤差假設(shè)該夾角變化達(dá)到幾十角秒量級(jí)，所帶來的定位誤差將接近幾公里左右.

因此針對(duì)衛(wèi)星軌道特點(diǎn)，建立了嚴(yán)格的幾何成像模型，識(shí)別影響衛(wèi)星圖像無控制點(diǎn)定位精度的星地全鏈路誤差要素；借鑒國(guó)內(nèi)外具有高幾何精度能力的低軌遙感衛(wèi)星成功工程經(jīng)驗(yàn)，在系統(tǒng)層面進(jìn)行設(shè)計(jì)優(yōu)化和改進(jìn)；最后，輔以在軌高分辨率序列圖像提供的有效檢校手段，從而提高了衛(wèi)星圖像無控制點(diǎn)定位精度.

3.1 地球同步軌道衛(wèi)星幾何成像模型

地球同步軌道光學(xué)成像衛(wèi)星在軌成像實(shí)現(xiàn)無控制點(diǎn)高定位精度是一個(gè)涉及到定時(shí)、定姿、定軌等多因素的復(fù)雜過程，各影響因素獲得數(shù)據(jù)之間的嚴(yán)格轉(zhuǎn)換是構(gòu)建光學(xué)衛(wèi)星影像嚴(yán)格幾何成像模型的必要前提.地球同步軌道光學(xué)衛(wèi)星多采用面陣傳感器，其成像本質(zhì)為面陣傳感器的中心投影成像方式，成像時(shí)刻投影中心與面陣上每一個(gè)成像像元以及像元對(duì)應(yīng)地物點(diǎn)滿足共線條件，其衛(wèi)星成像幾何關(guān)系示意圖如圖15所示.

圖15 地球同步軌道光學(xué)衛(wèi)星成像幾何關(guān)系示意圖

假設(shè)衛(wèi)星影像上某像點(diǎn)P的影像坐標(biāo)為(x,y)，焦距為f(mm)，在WGS84坐標(biāo)系下對(duì)應(yīng)的物方點(diǎn)坐標(biāo)為(X,Y,Z)，構(gòu)建地球同步軌道遙感衛(wèi)星影像嚴(yán)格的幾何成像模型為：

(4)

3.2 影響無控制點(diǎn)定位精度要素分析

表2 圖像無控制點(diǎn)定位精度的影響因素

由式(4)可看出，計(jì)算圖像的無控制點(diǎn)定位精度主要依靠標(biāo)記的時(shí)間與相應(yīng)時(shí)刻的姿態(tài)和軌道數(shù)據(jù)進(jìn)行匹配處理.而表2所述的系統(tǒng)誤差均可以在軌檢校消除，因此影響衛(wèi)星無控制點(diǎn)定位精度主要為以下幾項(xiàng)(依影響大小排列)：姿態(tài)確定誤差、熱變形引起的星敏與相機(jī)夾角變化誤差、軌道確定誤差以及星上時(shí)間同步誤差等.

3.3 提高無控制點(diǎn)定位精度技術(shù)與實(shí)現(xiàn)

通過在軌內(nèi)、外檢校只能將影響圖像的無控制點(diǎn)定位精度中的系統(tǒng)誤差項(xiàng)扣除，對(duì)于隨機(jī)誤差項(xiàng)、低頻誤差項(xiàng)則需要通過多種手段來降低對(duì)圖像無控制點(diǎn)定位精度的影響，這些手段包括：

(1)提高姿態(tài)確定精度

針對(duì)星敏隨機(jī)測(cè)量誤差，在衛(wèi)星系統(tǒng)設(shè)計(jì)時(shí)采取了以下措施：

選用低動(dòng)態(tài)范圍、高精度的多頭APS星敏感器作為主要姿態(tài)測(cè)量部件，通過兩個(gè)星敏的測(cè)量數(shù)據(jù)確定衛(wèi)星姿態(tài)，保證雙星敏組合定姿姿態(tài)測(cè)量精度最高；

采用“星敏+陀螺”組合定姿算法，陀螺選用量程范圍較小但輸出精度極高的甚高精度三浮陀螺，陀螺的隨機(jī)誤差相對(duì)較小，短時(shí)間姿態(tài)計(jì)算由陀螺測(cè)量數(shù)據(jù)積分獲得，保證成像期間定姿數(shù)據(jù)連續(xù)性和準(zhǔn)確性；

進(jìn)行了高精度星敏控溫設(shè)計(jì)，與安裝結(jié)構(gòu)采用隔熱方式連接，同時(shí)嚴(yán)格控制星敏安裝法蘭、光學(xué)鏡頭、鏡筒的溫度水平、溫度穩(wěn)定度、軸線、徑向溫度梯度變化范圍，為星敏創(chuàng)造一個(gè)穩(wěn)定的熱環(huán)境；

由于星敏的低頻誤差項(xiàng)會(huì)引起陀螺漂移估計(jì)殘差的周期性變化，利用該信息并結(jié)合在軌星敏陀螺組合濾波算法，通過設(shè)計(jì)基于譜分析的參數(shù)辨識(shí)方法實(shí)現(xiàn)對(duì)星敏感器低頻誤差的校準(zhǔn)，通過優(yōu)化姿態(tài)確定濾波算法的設(shè)計(jì)消弱星敏感器相對(duì)安裝誤差和乘性噪聲的影響.

提高星敏、陀螺數(shù)據(jù)輸出頻率，并將成像過程中及成像前后1分鐘內(nèi)的星敏測(cè)量四元數(shù)、陀螺測(cè)量原始數(shù)據(jù)、軌道數(shù)據(jù)等作為圖像輔助數(shù)據(jù)按照最大輸出頻率隨圖像下傳，在地面進(jìn)行更為精確的計(jì)算和補(bǔ)償.同時(shí)采用Kalman濾波算法利用長(zhǎng)期數(shù)據(jù)進(jìn)行平滑處理，對(duì)星敏的低頻誤差進(jìn)行標(biāo)定，最終將星敏低頻誤差和隨機(jī)誤差總和控制在幾個(gè)角秒以內(nèi).

(2)確定相機(jī)星敏間夾角誤差

由于地球同步軌道光學(xué)衛(wèi)星星地距離較遠(yuǎn)，微小角度測(cè)量偏差都會(huì)被放大進(jìn)而帶來較大定位誤差，例如1″偏差將引起的位置誤差約為174 m，而復(fù)雜的熱環(huán)境變化對(duì)星敏感器光軸與相機(jī)光軸間的夾角變化影響非常明顯.引起其夾角變化的環(huán)節(jié)較多，包括星敏法蘭盤變形、星敏支架安裝界面變形、相機(jī)安裝面面變形等多種因素，衛(wèi)星入軌后將很難剝離開進(jìn)行單獨(dú)分析和補(bǔ)償，因此衛(wèi)星系統(tǒng)設(shè)計(jì)時(shí)在星敏、相機(jī)以及二者的連接結(jié)構(gòu)等部分著重考慮熱穩(wěn)定性并盡可能減小相關(guān)變形，采取的措施包括如下幾個(gè)方面：

1)星敏支架選用溫度不敏感的低膨脹復(fù)合材料，減少溫度梯度對(duì)變形的影響，且支架采用了主動(dòng)控溫的方式，并使溫度波動(dòng)范圍在百分之幾度的范圍內(nèi)，通過合理的在星敏支架上廣布測(cè)點(diǎn)，形成輔助數(shù)據(jù)并下傳至地面，為修正星敏支架引起的低頻誤差提供周期性參考；

2)星敏和相機(jī)采用一體化安裝，通過一體化結(jié)構(gòu)為相機(jī)和星敏提供統(tǒng)一的安裝基礎(chǔ)和力熱穩(wěn)定性，最大程度減小相機(jī)與星敏間結(jié)構(gòu)路徑，以及減少溫度梯度傳遞造成相機(jī)光軸與星敏光軸指向間的非同向的隨機(jī)變化.

(3)減小星時(shí)同步誤差、軌道預(yù)報(bào)誤差

主要采取了以下措施：

1)采用高精度時(shí)間同步技術(shù)，嚴(yán)格鎖存星敏曝光時(shí)刻的時(shí)間，將誤差控制在幾微秒以內(nèi)，并隨輔助數(shù)據(jù)一起下傳；

2)采用高精度軌道確定技術(shù)，同時(shí)利用地球同步軌道第二類無奇點(diǎn)根數(shù)的分析法，考慮地球非球形引力攝動(dòng)帶諧項(xiàng)的J2部分和田諧項(xiàng)J22部分、日月引力、光壓攝動(dòng)、坐標(biāo)系轉(zhuǎn)化附加攝動(dòng)等對(duì)軌道計(jì)算的影響，實(shí)現(xiàn)每天的軌道外推誤差在200 m以內(nèi)；

(4)基于時(shí)序圖像的定位誤差補(bǔ)償

針對(duì)衛(wèi)星定位精度不穩(wěn)定的問題，獲取長(zhǎng)時(shí)間成像的時(shí)序影像進(jìn)行定位精度的統(tǒng)計(jì)，根據(jù)統(tǒng)計(jì)數(shù)據(jù)進(jìn)行規(guī)律分析，設(shè)計(jì)定位誤差補(bǔ)償?shù)姆桨?

由于衛(wèi)星為高軌靜止軌道衛(wèi)星，熱環(huán)境的變化較為劇烈，具體現(xiàn)象為衛(wèi)星中午陽關(guān)規(guī)避前后，遙感影像的定位精度相差較大，這說明上下午熱環(huán)境差異較為明顯，導(dǎo)致衛(wèi)星內(nèi)外方位元素發(fā)生改變，從而造成定位精度差異.在使用同一套定標(biāo)系數(shù)的情況下，上午和下午對(duì)同一地區(qū)進(jìn)行成像時(shí)，獲取的定位精度存在不一致的情況，造成這一現(xiàn)象的根本原因是衛(wèi)星上午下午熱環(huán)境相對(duì)變化較大，導(dǎo)致上下午時(shí)段器件熱變形不同，進(jìn)而造成相機(jī)定標(biāo)參數(shù)發(fā)生了變化，最終影響到定位精度的穩(wěn)定性.根據(jù)這一特點(diǎn)，使用不同時(shí)刻確定的相應(yīng)的幾何定標(biāo)系數(shù)，進(jìn)行影像產(chǎn)品生產(chǎn)時(shí)采用各自對(duì)應(yīng)時(shí)間段的定標(biāo)系數(shù)，進(jìn)行定位誤差的補(bǔ)償，可進(jìn)一步提高定位精度.

4 結(jié)束語

本文介紹了我國(guó)新一代地球同步軌道光學(xué)成像衛(wèi)星控制系統(tǒng)的組成及技術(shù)特點(diǎn)，分析了其在實(shí)現(xiàn)高精度姿態(tài)確定、高姿態(tài)穩(wěn)定度及其全自主陽光規(guī)避控制中取得的成果，表明我國(guó)在發(fā)展地球同步軌道高分辨率光學(xué)成像衛(wèi)星控制中無論是姿態(tài)測(cè)量敏感器、姿態(tài)控制執(zhí)行機(jī)構(gòu)研制還是高精度控制理論和方法研究都達(dá)到了國(guó)際先進(jìn)水平，從而為我國(guó)更高分辨率地球同步軌道光學(xué)遙感衛(wèi)星的發(fā)展奠定了扎實(shí)的基礎(chǔ).