太陽敏感器光學信號動態激勵系統設計*

蔡君亮，王佐偉，鄧 雅，徐菁宇

0 引 言

太陽敏感器是航天器姿態敏感器，目前可用于衛星的太陽敏感器主要分為以下幾種：1)基于光電池等光敏元件的模擬式太陽敏感器，利用光柵產生與太陽矢量相關的太陽光條紋，通過檢測特殊結構的光敏材料輸出與角度相關的電信號，實現太陽矢量的測量.2)基于硅光電池片的粗太陽敏感器，利用不同角度安裝的電池片感應太陽光強，直接輸出每個電池片的電流值，再根據電流值計算太陽矢量.3)基于CCD或APS CMOS技術的數字式太陽敏感器，捕捉太陽圖像后通過數字圖像處理算法獲取太陽矢量角.4)基于MEMS技術的小型化太陽敏感器，其工作原理是太陽光穿過基于MEMS技術制作的光纖引入器，照射到光敏感材料上，通過檢測特殊結構的光敏材料輸出與角度相關的電信號，實現太陽矢量的測量.5)太陽能電池板復用式太陽敏感器，通過復用衛星表面安裝的太陽能電池板，測量其輸出電流電壓，然后通過太陽能電池板模型進行求解各電池板的光電流，獲得當前太陽矢量[1].

衛星控制分系統根據太陽敏感器輸出的太陽矢量，進行衛星的姿態確定及姿態控制.在傳統的衛星控制系統地面驗證過程中，主要使用太陽模擬器對太陽敏感器進行性能驗證，傳統的太陽模擬器模擬太陽的發光強度及張角，從不同角度照射太陽敏感器，產生不同的太陽矢量.但是，難以將太陽敏感器光學部分接入控制分系統閉路驗證系統，主要是因為無法實時控制太陽敏感器或者太陽模擬器在空間中的位置和姿態，尤其是閉路驗證需要360°空間的可達性，目前的太陽模擬器驗證設備均不具備這樣的功能.總結傳統的太陽敏感器驗證方法，主要存在以下幾方面的不足：1)照射的角度和位置由人工開路設定，只能確定大概的角度和位置，不能確定精確的照射角度和位置;2)無法對太陽敏感器進行太陽捕獲性能的考核；3)激勵系統無法接入控制系統閉路驗證.

本文基于微小型兩軸轉臺、太陽模擬器，設計了一種能引入控制分系統閉路驗證的光學信號動態激勵系統，可驗證太陽敏感器的太陽捕獲性能.

1 需求分析

控制分系統閉路驗證過程，需要模擬衛星在空間環境的各種姿態運動狀態，太陽敏感器光學信號動態激勵系統的設計需要解決如下技術問題：

1)太陽敏感器的激勵需要覆蓋360°空間范圍；2)動態激勵過程需要可連續運轉，不應受到累積角度變化上限的約束；3)激勵信號矢量方向的動態變化要求滿足實時性需求，能快速響應動力學仿真系統輸出;4)激勵矢量相對于太陽敏感器測量面具有較高的靜態及動態指向精度；5)激勵信號的動態變化由動力學仿真系統實時驅動；6)激勵信號需要逼近真實的太陽光特性.

2 動態激勵構型

基于需求分析，本系統主要由微小型兩軸轉臺、太陽模擬器以及相關控制電路組成.太陽敏感器安裝于微小型兩軸轉臺運動機構中，采用光源固定、太陽敏感器機動的方式，通過含導電滑環的兩軸轉臺解決上述問題1～4、合適的姿態映射算法解決問題5、太陽模擬器解決問題6.

在控制分系統閉路驗證階段，如圖1所示，由衛星姿軌控動力學仿真系統對衛星空間姿態、軌道環境進行實時仿真，根據衛星軌道、姿態數據，計算出相對于衛星本體系的太陽矢量，將該太陽矢量發送給微小型兩軸轉臺機構，由該機構帶動太陽敏感器在空間進行運動，而太陽模擬器相對固定，使得太陽敏感器接收不同角度與強弱的太陽模擬信號，產生動態的姿態數據，并發送給AOCS控制器，由AOCS控制器對太陽敏感器及其他敏感器的姿態數據進行融合，計算出衛星的實時姿態，據此進行相應姿態控制，將控制信號激勵到姿軌控動力學仿真系統中，形成閉環驗證系統.

圖1 太陽敏感器動態激勵引入閉路驗證系統數據流

3 太陽模擬器

太陽模擬器系統如圖2所示，由橢球聚光鏡、短弧氙燈、平面反射鏡、光學積分器組件、準直物鏡組件等組成.

圖2 太陽模擬器組成

位于橢球聚光鏡第一焦點附近短弧氙燈發出的光輻射通量，經聚光鏡內表面反射并以給定的包容角匯聚投影到橢球鏡第二焦面上，形成一個較大范圍的輻照分布.這個較大范圍的輻照分布被位于第二焦面上的光學積分器場鏡陣列對稱分割成N個小范圍的輻照范圍，并經光學積分器投影鏡陣列中對應的(同一光通道)元素透鏡成像到無窮遠，疊加成一個較均勻的輻照分布，經準直鏡后以準直光輻照.

太陽模擬器對太陽光的模擬逼近度主要有[2-4]：1)輻射光束具有真實的太陽輻照度，即達到一個太陽常數(1 353 W/m2)；2)模擬太陽準直角32′；3)模擬輻照均勻性；4)模擬輻照穩定性.

GB/T6495.9-2006對太陽模擬器相關指標的計算公式定義如下[5]:

輻照不均勻度=

輻照不穩定度=

本文所述系統的光學特性見表1所示.

表1 太陽模擬器性能

4 微小型兩軸轉臺

基于問題1～4，本系統所述微小型兩軸轉臺主要技術難點在以下幾個方面：1)雙軸360°轉動；2)角度測量及控制精度；3)角加速度性能；4)幾何空間精度.

如圖3所示，微小型兩軸轉臺由負載框、俯仰軸轉臺、方位軸轉臺、U形支撐件、滑環構成[6].

俯仰軸和方位軸的兩套單軸轉臺由成對精密角接觸軸承7009/P4支撐，具有良好的角剛度，能同時承受軸向與徑向的載荷.采用直流力矩電機直接驅動，角度編碼器為角度測量和反饋元件，便于實現角位置精度及角速率穩定度.軸芯安裝有導電滑環實現轉臺的360°角度空間連續旋轉.

4.1 應力及形變分析

俯仰軸和方位軸的兩套單軸轉臺采用UT結構，通過U形支撐件連接.以最大負載7 kg進行計算，經仿真分析，該U形支撐件的承載后變形如圖4所示，其最大變形為0.0018 mm，該變形對兩軸轉臺的垂直度影響約為0.0007°.

圖3 微小型兩軸轉臺示意圖

圖4 U形支撐件承重變形

4.2 驅動模塊

相比于伺服電機，直流力矩電機具有高平穩、高精度、低噪聲等優點，本文所述俯仰軸和方位軸的驅動電機均選用J80LY028直流力矩電機，該電機參數見表2.

表2 電機型號及技術參數

有以下角運動公式：

摩擦力矩最大值按0.2 N·m預估[7]，計算得出兩軸轉臺的動態性能如表3.

表3 方位、俯仰部件最大加速度

4.3 導電滑環

微小型兩軸轉臺雙軸全范圍可控，即雙軸皆可連續旋轉，不受角度范圍限制，即雙軸均需要安裝滑環進行信號傳輸.本微小型兩軸轉臺所使用的導電滑環為整體式封閉結構，便于安裝和維護.

導電滑環的主要技術參數見表4所示.

圖5 導電滑環示意圖

表4 導電滑環主要技術參數

4.4 零位狀態空間關系

為減小系統誤差，本系統的微小型兩軸轉臺處于零位狀態時(圖6所示)，重點對以下兩方面進行控制：1)太陽模擬器的光軸與微小型兩軸轉臺的兩轉軸交點重合，誤差小于0.02°，該項主要在系統安裝階段通過經緯儀等工具調節；2)太陽敏感器的光電池表面與微小型兩軸轉臺的兩轉軸共面，誤差小于0.02°，該項主要通過結構設計及數控加工保證.

圖6 微小型兩軸轉臺零位狀態關系

5 動態激勵控制算法

5.1 空間姿態矢量映射

姿軌控動力學仿真系統根據衛星姿態、軌道信息，給出如下信息：1)星本體坐標系相對于J2000慣性系的姿態轉移矩陣CIB；2)在J2000慣性系中，太陽的方位矢量[SixSiySiz]T;3)太陽敏感器測量系相對于衛星本體系的安裝矩陣CBSS.

定義CISS為太陽敏感器測量系相對于J2000慣性系的姿態轉移矩陣，經下述計算，得到太陽敏感器測量系中太陽的方位矢量[SsxSsySsz]T:

CISS=CIBCBSS

定義微小型兩軸轉臺的方位角為α,俯仰角為β,一般情況下，當方位角與俯仰角不為0°時，空間構型如圖7所示.

圖7 非零位狀態空間關系

根據坐標轉換原理，可得出方位角α、俯仰角β與太陽矢量的數學關系：

即

從而

初到西點軍校的時候，我只有22歲，是系里最年輕的講師。當時二戰已經結束，我覺得人生就像一場剛開始的盛宴。

Ssx=sinβcosα,Ssy=-sinα,Ssz=cosβcosα.

方位角、俯仰角解算公式如下：

5.2 雙軸控制算法

微小型兩軸轉臺伺服控制由內、外兩個獨立的回路組成，方位軸、俯仰軸獨立進行閉環控制.

控制系統采用位置、速度和電流三閉環伺服控制方式.電機驅動電流與驅動單元構成電流閉環.測速信號經過轉換處理后構成速率閉環，以改善機械結構的非線性影響、低速性能和系統的動態性能.光電絕對角編碼器產生當前的轉臺軸角信號進入驅動器模板，信號經解碼后形成絕對位置脈沖并記錄在當前位置寄存器中，與產生的數字指令信號比較產生位移誤差碼，再經過數字PID算法校正處理后構成伺服閉環控制系統，控制器同時完成前饋算法構成復合控制系統，保證精度要求的實現.

圖8表示了微小型兩軸轉臺單回路控制系統的算法原理圖.

圖8 單軸控制回路

5.3 角度及角速度控制精度

通過專用儀器對微小型兩軸轉臺進行測量，測量結果見表5，結果表明，該轉臺能實現0.02°的角度控制精度，能實現±0.001(°)/s～±15(°)/s的角速度調整范圍.

表5 角度及角速度控制精度

6 太陽敏感器系統級驗證方法

在衛星控制分系統級和整星級的閉路驗證項目中，與太陽敏感器相關的驗證方法主要有以下幾種.

1)電流信號源法：用電流信號源代替太陽敏感器光學頭部，直接將模擬電路產生的動態電流引入太陽敏感器處理線路.電流的數值大小由衛星姿軌控動力學仿真系統產生.該方法優點是能夠進行閉路控制，缺點是太陽敏感器的光學部件未接入閉路系統，缺少對光學系統的閉路驗證.

2)手持式模擬光源照射法：由人工手持小型太陽模擬器，對太陽敏感器進行多角度的照射，對太陽敏感器輸出的角度進行分析.該方法主要用于對太陽敏感器的極性進行驗證，方便快捷，但無法精確驗證太陽敏感器的測量性能，無法接入衛星控制分系統閉環驗證過程.

3)機械式多角度模擬光源照射法：通過電機驅動，使得模擬光源相對太陽敏感器在一定角度范圍內轉動，從不同角度照射太陽敏感器.該方法比手持式模擬光源的照射角精度較高，缺點是可達角度范圍較小，驅動裝置的動態精度較低，無法接入衛星控制分系統閉環驗證過程.

4)本文所述的動態激勵方法：利用太陽模擬器模擬太陽的發光強度及張角，滿足光源精度的要求，利用微小型兩軸轉臺驅動太陽敏感器實現全天區轉動，其中微小型兩軸轉臺由衛星姿軌控動力學仿真系統的實時數據驅動.

相比前3種驗證方法，本文所述的動態激勵方法融合了太陽敏感器精度測試及控制分系統閉路測試的需求，在以下幾個方面具有較為明顯的優勢：1)光源照射角度由兩軸轉臺動態設置，可對太陽敏感器進行太陽捕獲性能的考核；2)通過滑環的設計，微小型兩軸轉臺能夠實現360°角度空間可達，可模擬真實衛星空間姿態運動過程；3)微小型兩軸轉臺由姿軌控動力學仿真系統實時驅動，在使用光學信號激勵太陽敏感器的狀態下，能夠參與控制分系統閉路驗證過程.

7 控制分系統閉路驗證試驗

本文所述太陽敏感器光學信號動態激勵系統應用于某型號衛星控制分系統閉路驗證試驗中，所使用的太陽敏感器為粗太陽敏感器.圖9為粗太陽敏感器結構及與星本體坐標系關系示意圖.該敏感器含不同角度安裝的5片太陽電池片ABCDE，粗太陽敏感器無處理線路，直接輸出5個電流值，控制計算機通過對5片電池片輸出電流值的計算，得出太陽矢量角度，進而計算出衛星姿態.該粗太陽敏感器定姿精度為±0.5°.

圖9 粗太陽敏感器及與星本體坐標系關系示意圖

分別對星箭分離后太陽搜索過程、遠地點點火過程、衛星全天球姿態機動過程進行了模擬試驗.對姿軌控動力學仿真模型輸出的理論值與太陽敏感器輸出的測量值進行了對比.

7.1 坐標系定義

本次試驗采用如圖9所述的星本體坐標系，定義星本體坐標系-Z軸與粗太陽敏感器頂面電池片E的法線重合，X軸與電池片A、C的中心點連線平行.

本節所述衛星姿態、角速度、太陽矢量均以星本體坐標系為基準.

7.2 太陽搜索試驗

控制分系統對星箭分離后太陽搜索過程進行仿真試驗.該過程衛星姿態角為太陽敏感器與陀螺數據融合確定的姿態角.試驗流程如表6所示.

表6 太陽搜索過程試驗流程

試驗過程曲線如圖10所示，實測結果表明，太陽搜索過程運行穩定，巡航模式姿態穩定后太陽矢量為[0.0002 -0.0003 -0.99997]，使用該系統進行閉路控制的綜合姿態精度優于±0.45°，該定姿誤差主要是由粗太陽敏感器測量誤差導致.

圖10 太陽搜索階段試驗曲線

7.3 遠地點點火試驗

控制分系統對高軌衛星遠地點點火過程進行仿真試驗，試驗流程如表7所示.

表7 遠地點點火過程試驗流程

圖11為試驗過程曲線.實測結果表明，衛星在遠地點點火過程中，太陽矢量處于[0.587 -0.167 -0.792]附近，由本文所述動態激勵系統激勵的太陽敏感器輸出與理論值偏差優于±0.3°.

7.4 衛星全天球姿態機動試驗

本試驗模擬衛星在360°空間范圍內進行姿態機動過程.試驗流程如表8所示.

圖12為試驗監視曲線，實測結果表明，衛星在360°空間范圍機動過程中，當粗太陽敏感器某電池片法線方向與模擬太陽光入射矢量夾角處于[90°,270°]范圍，即電池片表面受照時，該電池片能正確輸出連續的光電流，當該夾角處于[0°，90°]及[270°，360°]范圍，即電池片表面未受照時，對應電池片輸出電流為0 mA.粗太陽敏感器5片電池片輸出電流與太陽矢量關系一致.

圖11 遠地點點火階段試驗曲線

表8 全天球姿態機動試驗流程

圖12 衛星360°空間姿態機動試驗曲線

8 結 論

本文對太陽敏感器光學信號動態激勵系統應用于控制分系統閉路驗證的技術難度進行了分析，針對應用需求，設計了相應的太陽模擬器、微小型兩軸轉臺及控制算法，構成可接入閉路驗證的光學動態激勵系統.

在對太陽敏感器的系統級驗證方法進行了全面分析的同時，將該激勵系統應用于某衛星控制分系統閉路驗證階段，分別對太陽搜索的姿態機動過程、遠地點點火的非機動過程、衛星全天球姿態機動過程進行了試驗，試驗結果表明，該激勵系統滿足控制分系統閉路驗證的各項技術需求.

本文所述動態激勵系統首次將含光學組件的太陽敏感器引入控制分系統閉路驗證試驗，突破了太陽敏感器在控制分系統地面驗證過程中的應用局限性，擴展了控制分系統的測試覆蓋性范圍，對優化太陽敏感器的分系統級驗證方法具有重要的意義.