高分三號衛星控制分系統設計與在軌驗證

周劍敏 魏懿 曹永梅 孫鯤 馬彥峰 袁軍

(北京控制工程研究所,北京 100094)

高分三號衛星控制分系統設計與在軌驗證

周劍敏 魏懿 曹永梅 孫鯤 馬彥峰 袁軍

(北京控制工程研究所,北京 100094)

高分三號(GF-3)衛星是國內首顆設計壽命8年且轉動慣量最大的低軌遙感衛星。與以往同類衛星相比,文章針對GF-3衛星的特點,對控制分系統的體系結構、技術方案、可靠性設計、壽命試驗等方面進行了概述,重點論述了衛星控制分系統基于二級總線的輕小型化體系結構、高精度姿態全零多普勒導引技術、高精度高穩定度姿態控制技術、長壽命高可靠設計方案。根據衛星在軌運行數據,給出了控制分系統單機和系統性能指標在軌驗證情況。

高分三號衛星;控制分系統;體系結構;姿態導引;長壽命

1 引言

高分三號(GF-3)衛星采用降交點地方時為6:00Am的太陽同步回歸軌道,軌道傾角98．411°,與以往同類衛星相比[1-4],GF-3衛星對控制分系統姿態測量精度、姿態確定精度、衛星姿態控制精度、衛星機動能力、壽命、質量、可靠性和地面驗證等方面都提出了更高的要求。為了滿足任務要求,控制分系統通過新研高精度小型一體化星敏感器、200 Am2一體化磁力矩器、擺動式太陽翼驅動機構和基于1553B總線體系的控制器等核心產品,并采用高精度姿態導引和姿態控制方案,實現了衛星在軌高精度、高穩定度運行;控制分系統采用基于二級總線的輕小型化體系結構,實現控制分系統相對以往遙感衛星減重40～50 kg;采用硬件冗余和系統重構方案實現控制分系統8年長壽命設計,并對關鍵單機開展了壽命驗證。

本文在簡介GF-3衛星控制分系統的組成、工作模式等的基礎上,重點對衛星控制分系統基于二級總線的輕小型化體系結構、高精度姿態全零多普勒導引技術、高精度、高穩定度姿態控制技術,長壽命高可靠設計等方面進行論述。根據衛星在軌運行數據,給出了控制分系統單機和系統性能指標在軌驗證情況。

2 控制分系統簡介

2．1 分系統主要功能和性能指標要求

GF-3衛星相比以往遙感衛星,需要克服大型SAR天線展開過程長時間的擾動,并建立長期側視飛行＋全零多普勒導引的飛行姿態,同時衛星轉動慣量、慣量差是傳統遙感衛星的6～10倍的情況下,實現衛星的大角度機動。主要性能指標:穩定度優于0．000 5(°)/s(3σ);三軸慣性姿態測量精度優于0.003°(3σ);全零多普勒導引姿態精度0．03°(3σ);星體繞滾動軸左姿態變換63°的響應時間(含穩定時間)不大于525 s;在軌壽命8年;分系統質量為160 kg。

2．2 分系統組成

根據衛星功能和性能指標要求,控制分系統由姿態敏感器、執行機構和控制器三部分組成。控制分系統組成框圖如圖1所示。

姿態敏感器包括:高精度小型一體化星敏感器、二浮陀螺組件、光纖陀螺、一體化紅外地球敏感器、太陽敏感器。執行機構包括:動量輪、一體化磁力矩器、擺動式太陽翼驅動機構、推進子系統。控制器包括:中心控制單元、驅動控制單元、信息采集單元。

2．3 主要工作模式

為滿足任務要求,GF-3衛星控制分系統的工作模式包括:主動段模式、消初偏模式、對地粗定向模式、軌控模式、大角度機動模式、正常飛行模式、SAR天線展開模式、全姿態捕獲模式、停控模式、偏置動量模式、應急安全模式等。其中正常飛行模式是衛星的長期運行模式,衛星長期保持右側視飛行,并持續引入姿態全零多普勒導引,在衛星有應急任務需要執行時,衛星通過大角度機動模式,轉入左側視模式。衛星有軌控任務時,衛星通過大角度機動模式,機動至軌控姿態后,衛星自主進入軌控模式。衛星姿態失穩或衛星太陽敏感器長時間不見太陽,衛星進入全姿態捕獲模式。控制計算機故障時自主進入應急模式。各模式之間設計有進入和退出條件,星上可自主或根據地面指令進行模式切換。各個模式的姿態確定和姿態控制方式均有所不同,下面對正常飛行模式、大角度機動模式兩個主要工作模式進行簡單介紹。

(1)正常飛行模式。此模式采用陀螺預估加星敏感器修正的方案進行姿態確定。在陀螺故障時設計有星敏無陀螺姿態確定方案。姿態采用動量輪的高穩定度控制算法,磁力矩器提供必要的卸載力矩,必要時采用噴氣保護。此模式下,衛星根據任務需求保持在滾動側視飛行姿態角、俯仰角±90°軌道控制姿態等常用姿態或三軸任意姿態。在滾動側視飛行姿態下,根據軌道和姿態數據計算姿態導引,并引入姿態導引控制;根據目標姿態,驅動擺動式太陽翼機構自主擺動到指定角度,實現太陽翼對日;計算并輸出數傳天線控制指令。

(2)大角度機動模式。衛星機動過程中采用陀螺預估加星敏感器修正的方案進行姿態計算。動量輪根據規劃的軌跡進行姿態控制,通過該模式衛星可建立滾動側視飛行姿態角、俯仰角±90°軌道控制姿態等常用姿態或三軸任意姿態。在從右側視姿態機動至左側視姿態、或由左側視姿態機動至右側視姿態時,若地面要求引入全零多普勒姿態導引,則根據軌道數據計算三軸導引姿態,實施三軸同步機動。根據目標姿態,太陽翼驅動機構同步進行跟蹤將太陽翼控制到目標角度。

3 技術特點

3．1 基于二級總線的輕小型化體系結構

為滿足輕質量約束,并滿足系統的可擴展性,GF-3衛星控制分系統采用基于內部1553B總線的結構形式和通用單機模塊化設計思想[5-8],控制分系統的體系結構如圖1所示。中心控制單元通過內部1553B總線與信息采集單元、驅動控制單元、星敏感器和太陽翼驅動機構進行通信,實現與各部件之間的信息交互;信息采集單元作為輔助控制器,負責完成太陽、紅外、陀螺等姿態測量敏感器數據采集;驅動控制單元作為輔助控制器,負責完各部件加斷電控制和動量輪、磁力矩器、推進子系統等單機的數據采集和控制。同時為了提高分系統電源的可靠性,將集中供電改為分散供電,具體見圖2。

3．2 高精度姿態全零多普勒導引技術

星載SAR與目標場的空間幾何關系決定了回

式中:Rst()是t時刻地心指向衛星的位置矢量,Rtt()是隨時間t變化的地心指向地面目標的位置矢量,Rts、Vts、Ats分別是中心時刻雷達到地面目標間的相對距離矢量、速度矢量和加速度矢量。

從回波信號得到的瞬時頻率為波信號的多普勒頻率,而SAR成像就是利用這一原理,從回波信號的多普勒頻率提取目標場的方位和距離信息,重構目標場的地理信息。

以SAR的波束中心照射目標時刻為t,則星載SAR指向地面目標的矢量為;λ為雷達波長;fDC是多普勒中心頻率;fDR是多普勒調頻。

假設地球是標準球體且保持慣性靜止,SAR在標準圓軌道上以側視角θ觀測地球表面,則fDC和fDR是常值。當地球上有物體引起地球表面高度起伏時,則會導致fDC和fDR變化,而這種變化能反映出物體的地理信息。但實際上地球是有一定扁率的橢球體,且在慣性空間轉動,而衛星軌道也是橢圓軌道,這些信息與觀測目標的地理信息耦合共同引起fDC和fDR變化,導致SAR成像數據處理結果有誤差,影響圖像定位和成像質量。而對于高分辨率雷達,這種誤差必須在雷達成像處理中校正,但隨著雷達工作頻率的增加和分辨率的提高,在成像處理中進行校正的難度越來越大。因此,SAR衛星要求通過姿態控制,消除地球自轉、地球橢率和扁率引起的fDC和fDR變化。從fDC的公式可以看出,SAR成像要求通過衛星主動姿態導引保持Vts⊥Rts＝0。為此,高分三號衛星控制分系統在方案上提出了高精度全零多普勒姿態算法,算法采用實時軌道信息,解算精度更高,多普勒中心頻率殘余逼近零,這為高分辨率雷達成像處理和干涉成像提供了可能。

圖3是GF-3衛星＋31．5°側視角的全零多普勒姿態,在123轉序下表示的滾動角、俯仰角和偏航角姿態成周期小幅波動。圖4是對應的多普勒中心頻率。

3．3 高精度高穩定度姿態控制技術

為保證GF-3衛星具有穩定姿態測量基準,衛星將3個高精度星敏感器布局安裝在同一塊碳纖維板上,同時,通過對星敏感器溫控進行專項設計,使星敏感器溫度控制點的溫度控制在±1℃以內,在星敏感器布局、結構形變控制、熱控方面保證星敏感器擁有優異的測量環境,同時,在控制方案上還采用了高精度星敏感器標定方法,并根據星敏感器測量誤差的高低頻噪聲特點設計星敏感器濾波參數,實現衛星在軌高精度姿態測量。

衛星剛體模型為[9]

式中:Hw為星體動量矩;Ta為作用在星體上的外力矩;ωbi為星體角速度;為星體轉動慣量。

根據附件的展開鎖定情況,GF-3衛星有十幾種工況,包含有對稱和不對稱的慣量分布,在異常展開工況下I12/I11超過80%。本體三軸的控制帶寬不同,參數選取也比較復雜,而且由于角速度的耦合干擾,不同的姿態角速度會影響本體三軸控制的協調性,為此高分三號衛星引入了慣量協調控制方法,實現三軸同步控制。圖5為異常展開工況下I12/I11超過80%的慣量協調控制方法的姿態控制效果,圖5中φ為滾動角,θ為俯仰角,Ψ為偏航角,?φ為滾動角速度,?θ為俯仰角速度,?Ψ為偏航角速度。

受空間和結構制約,控制系統采用6個動量輪繞星體Z軸的圓錐面均勻分布,并與星體Z軸夾角54．73°,機動過程中單個輪子可能飽和,因此在衛星軌跡規劃中設計了輪子飽和后,采用角動量智能管理的自調整算法,改變規劃軌跡的角加速度。這樣的設計挖掘了各種輪組的最大機動能力,最終實現了所有的4輪組合都能完成繞星體X軸機動指標。圖6為GF-3衛星機動軌跡示意圖,圖中t0為機動開始時刻,t1為第一次角速度調整時刻,t2為第二次角速度調整時刻,t3為機動至一半目標角時刻,t4為第一次角速度回調時刻,t5為第二次角速度回調時刻,t6為機動至目標角時刻。

3．4 長壽命高可靠設計

為保證完成衛星8年長壽命設計考核,控制分系統從單機和系統兩個層面開展分系統的可靠性設計。

(1)單機層面。分系統從降額設計、抗力學設計、熱設計、抗輻照設計、電磁兼容性設計、靜電防護設計等方面對分系統全部單機開展設計和驗證。特別是在抗輻照設計方面,采用高等級元器件和抗輻照加固方案,使所有單機均滿足輻射設計余量(RDM)＞2。同時,研制過程中開展了星敏感器光學鏡頭抗輻照試驗、擺動式太陽翼驅動機構加速壽命試驗和一體化磁力矩器的加速壽命試驗,試驗結果表明各單機設計能滿足衛星8年壽命要求。

(2)分系統層面。對影響衛星壽命的關鍵單機進行了優化冗余設計,并開展全面驗證,制定了完善的使用方案。對衛星姿態測量、姿態控制、衛星對日安全模式等均設計了多種系統重構方式,當部件發生故障時,系統自主完成重構,確保衛星穩定運行。特別是在安全對策中,利用晨昏軌道和衛星受到突出的重力梯度力矩的特點,化擾為穩,利用重力梯度力矩,設計了欠測量條件下燃耗少的安全對日方案,長期維持對日的燃料消耗極少,有利于衛星的能源安全保障。在信息流方面,分系統設計了軟、硬同步兩種方式和雙總線方式,確保系統信息鏈路的高可靠。分系統的關鍵軟件如控制計算機軟件和星敏感器軟件等,均設計了在軌維護功能,必要時,可通過地面注入程序,對星上軟件進行維護。

4 在軌飛行情況

GF-3衛星自發射入軌后,控制分系統快速消除衛星太陽翼非對稱展開引入的干擾力矩,以及SAR天線展開引起的大角度姿態偏差。在隨后飛行過程中,動量輪和新研的一體化磁力矩器、擺動式太陽翼驅動機構及線路、小型一體化星敏感器等單機相繼順利引入系統,衛星在克服巨大慣量差引起的重力梯度力矩情況下,順利完成了高精度星敏感器定姿下的正飛姿態、大角度俯仰軌控姿態、長期運行的右側視姿態、姿態全零多普勒導引和應急左側視姿態等一系列飛行姿態的驗證。圖7、圖8分別為GF-3衛星在軌某圈過境的實時姿態角和姿態角速度曲線,圖9是GF-3衛星小型一體化高精度星敏感器在軌誤差變化曲線。

從在軌曲線可知,GF-3衛星姿態控制精度優于0．002°(3σ),姿態穩定度優于0．000 1(°)/s(3σ),慣性空間測量精度優于0．001°(3σ),控制分系統在軌功能正常,指標均優于設計指標。

5 結論

根據GF-3衛星高精度、高穩定度、長壽命的要求,控制分系統根據整星的特點,在充分繼承以往遙感衛星設計的基礎上,采用基于1553B總線的輕小型體系結構,實現控制分系統優化;同時針對SAR衛星特點,提出的全零多普勒導引算法表現優異,為SAR載荷工作提供良好支持;采用慣量協調控制算法,實現了慣量不均勻衛星三軸協調同步控制;采用智能管理軌跡規劃挖掘輪組的最大機動能力;通過從單機和分系統層面開展可靠性設計和驗證,使系統滿足整星壽命要求。衛星在軌飛行對控制分系統的功能性能進行了充分測試,測試結果表明控制分系統功能正常,性能優于設計指標要求。

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AOCS Design and On-orbit Verification of GF-3 Satellite

ZHOU Jianmin WEI Yi CAO Yongmei SUN Kun MA Yanfeng YUAN Jun
(Beijing Institute of Control Engineering,Beijing 100094,China)

GF-3 satellite is first low-orbit remote sensing satellite which has 8 years of designed life and it is the maximal inertia in China．Firstly,this paper introduces technical characteristics of GF-3 satellite,and also simply presents several aspects in AOCS which include system architecture,technical scheme,reliability design and the lifetest．Moreover,this paper mainly analyzes the light miniaturization system architecture,high-precision all-zero dopplerattitude guidance technology,high-precision high-stability attitude control technology,and long-life design scheme of satellite AOCS based on the second-level bus．Furthermore,this paper introduces the on-orbit verification on devices in AOCS and system performance index based on satellite on-orbit operation data．

GF-3 satellite;AOCS;system architecture;attitude guidance;long-life

V44

A

10.3969/j.issn.1673-8748.2017.06.015

2017-10-20;

2017-11-20

國家重大科技專項工程

周劍敏,男,高級工程師,從事航天器姿軌控系統設計工作。Email:liutong8224＠163．com。

(編輯:張小琳)