高分七號衛星載荷任務管理中的解耦設計

張莎莎 莫凡 丁建釗 徐文強 姚鑫雨 劉付強

(1 北京空間飛行器總體設計部，北京 100094)(2 北京控制工程研究所，北京 100094) (3 西安空間無線電技術研究所，西安 710071)

隨著近地遙感衛星技術的發展，衛星載荷數量和功能也不斷提升，就使得工作模式設計較為復雜。因此為方便衛星用戶使用，遙感衛星普遍開展了星上自主任務管理設計。

國外在衛星自主任務規劃和管理方面已相繼開展了相關的技術研究。NASA在地球觀測(EO-1)衛星的基礎上，先后開發了自主調度與規劃(ASPEN)[1]及調度和執行程序框架(CASPER)[2]兩大衛星任務規劃系統。ESA支持的星上自主計劃(PROBA)[3]研究并驗證了一些星載自主規劃技術；法國國家空間研究中心(CNES)在其昂宿星(Pleiades)上開展了衛星自主任務規劃系統的試驗[4]。與此同時，國內也開展了很多遙感衛星任務規劃技術研究。賀仁杰等人針對地面多星任務規劃問題提出了規劃模型和算法，并開發了一整套地面任務規劃系統，但該系統目前主要應用于地面[5]。田志新等人提出基于有向圖模型的衛星任務指令生成算法，首次在星上實現任務級指令到執行級指令的分解，該方法中雖然統籌考慮了觀測任務和回放任務，但對于觀測和回放任務的解耦工作仍由地面系統而非衛星自主完成[6]。

高分七號(GF-7)衛星是一顆高精度民用測繪衛星，衛星軌道高度約500 km，星上裝載了前、后視測繪相機和激光測高儀，通過對同一區域不同角度的觀測，實現1∶10 000比例尺衛星測繪。本文分析了GF-7衛星工作模式的特點，以典型的觀測模式和回放模式為設計基礎，梳理了兩種工作模式間的約束和耦合關系，并從消除耦合、簡化衛星任務管理、提升衛星對任務的快速、無條件響應的需求出發，提出了一種適用于星上自主任務管理的工作模式解偶設計，有效滿足了不同工作模式的無約束實現。

1 衛星工作模式解耦設計的必要性

1.1 衛星工作模式簡介

GF-7衛星對地觀測任務的完成包括觀測記錄和數據回放兩個活動。

觀測記錄模式(簡稱觀測模式)，由地面觀測目標觸發：衛星飛經觀測目標時，衛星平臺將飛行姿態調整至觀測所需姿態，有效載荷開機并對地觀測，星上數據處理及傳輸系統對載荷觀測數據進行處理、格式編排后，實時送入星載存儲器進行存儲。當進行連續多目標成像觀測時，則衛星平臺需在多個目標的間隔時間內完成快速姿態機動和穩定，以使得載荷觀測視場指向各觀測目標。

數據回放模式(簡稱回放模式)由地面站可視條件觸發：衛星飛經地面站可視范圍內，星上數據處理及傳輸系統對載荷觀測數據進行回放。為提高衛星對地回放時的等效全向輻射功率(EIRP)，衛星采用X-Y二維機械轉動的高增益點波束天線，在對地面站傳輸過程中，需實時控制X、Y軸轉動，使得天線波束中心始終指向地面站。

1.2 衛星工作模式間的耦合因素分析

除1.1節所述的觸發條件之外，衛星工作模式還分別與圖1所示的各因素有關。

從圖1的梳理中可以看出，衛星觀測模式和回放模式的耦合因素為衛星平臺姿態：一方面，觀測模式提出對衛星姿態的期望，衛星控制系統根據該期望，依照一定的控制策略，控制偏航、俯仰和滾動軸轉動來執行姿態調整；另一方面，平臺姿態是回放模式中天線對地面站指向角度的決定因素之一。由此，產生兩種任務之間的耦合關系，如圖2所示，即觀測任務決定衛星姿態，衛星姿態決定回放任務中天線指向。

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

圖2 衛星姿態對觀測記錄模式和數據 回放模式的耦合關系Fig.2 Coupling relationship between observation recording mode and data playback mode in terms of satellite attitude

1.3 解耦設計必要性分析

為提高用戶使用體驗，使得衛星能夠在滿足各模式觸發條件的基礎上即可制定和執行相應的模式，GF-7衛星提出觀測模式和回放模式可并行執行、互無影響的使用需求。但由于在觀測模式準備過程中，為達到其期望姿態，需要進行三軸姿態機動，機動過程為：初始姿態角度→勻角加速度α加速至最大角速度ω→以角速度ω做勻速轉動→勻角加速度減速至0(°)/s→機動到位。對于連續點目標觀測模式來說，需要衛星在兩個點目標之間完成敏捷姿態機動；而傳統的回放模式設計均是以固定姿態角度為輸入，進行天線對地面站指向角的計算，未考慮姿態機動過程中由于姿態角的持續變化帶來的天線對地面站指向角的變化，這樣就會導致天線指向角度誤差隨著控制周期的增加而持續累加，最終超出±0.5°的指向精度要求，從而無法滿足敏捷機動點目標觀測過程中的數據回放。

綜上，為滿足衛星觀測模式和回放模式的無干擾并行執行，就必需進行針對衛星姿態的解耦設計，在回放模式執行過程中，將衛星姿態預報引入天線指向角計算，以此提高天線指向精度。從而使得觀測模式和回放模式均能按照各自的觸發條件進入并執行，相互之間無干擾、無制約。

2 低軌遙感衛星工作模式解耦設計

2.1 衛星姿態測量及轉換

要進行衛星姿態預報，首先需要進行當前及歷史姿態的測量。衛星姿態一般指衛星本體相對于軌道坐標系下零姿態的偏差。GF-7衛星配置星敏感器完成姿態高精度測量。在姿態測量及轉換過程中，涉及到以下坐標系及轉換關系：①星敏感器完成從星敏感器坐標系到慣性空間坐標系(J2000系)的轉換矩陣的實時測量，記為Tis；②設衛星從慣性坐標系到軌道坐標系的轉換矩陣為Toi通常通過星載導航接收機或地面軌道測量數據計算得到；③設衛星從軌道坐標系到本體坐標系轉換矩陣為Tbo；④設衛星從星敏感器坐標系到本體坐標系的轉換矩陣Tbs，通常通過地面標定得到。

上述幾個轉換矩陣具有如下關系

Tbs=Tbo×Toi×Tis

(1)

進而可得

Tbo=Tbs×(Tis)T×(Toi)T

(2)

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

Q=q0+q1i1+q2i2+q3i2

(3)

式中：q0表示四元數的標量部分，q1、q2、q3表示四元數的矢量部分，則有

(4)

若衛星選用Z→Y→X轉序，則對應歐拉角表示的姿態矩陣為

(5)

式中：α、β、γ分別表示衛星星體沿X、Y、Z三個軸向的姿態角。由此可得

(6)

式中：Tbomn表示坐標系轉換矩陣Tbo中的第m行第n列的元素。

2.2 衛星姿態預報方法

2.3 工作模式解耦算法流程

采用二階多項式擬合的姿態預報及解耦算法流程如下：

(1)利用星敏感器輸出的q值，計算得到當前時刻衛星本體坐標系相對于軌道坐標系的歐拉角，即得到衛星三軸姿態角；

3 驗證與分析

為了驗證姿態預報算法的正確性和精度，采用GF-7衛星軌道作為算例，利用本文研究的姿態預報算法，結合數傳天線對地面站指向角度的預報，并利用衛星實際執行的姿態進行驗證，最終得到由于姿態預報誤差引起的天線指向角度誤差。

3.1 算例說明

1)軌道信息

算例的衛星軌道參數見表1。

表1 算例的起始歷元時刻軌道根數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作為數傳接收地面站，喀什站的地理位置信息由STK軟件中自帶的數據信息獲得，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軟件中將衛星起始歷元時刻的瞬根參數作為衛星初始軌道參數值，采用HPOP模型，重力場模型選用21階的WGS84_EGM96模型，STK軟件的精確值中考慮了大氣阻力，設定面質比為0.008 m2/kg，F10.7=150，并考慮了太陽光壓和日月的三體引力影響。

表3為衛星過喀什地區地面站的時間。

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 衛星過喀站的時間Table 3 Arc segment of Kashi station

3)姿態機動情況

算例中，在衛星過喀地面站期間，進行姿態機動，具體為俯仰軸和偏航軸角度保持不變，滾動軸由0°變化至32°，且其機動過程中的姿態角加速度絕對值|α|=0.033(°)/s2，最大轉動角速度ω=0.5(°)/s。具體的機動姿態角度曲線見圖3。

圖3 算例用姿態機動過程三軸角度曲線Fig.3 Three-axes attitude angle curves

3.2 結果分析

算例中利用本文的姿態預報算法周期性預報衛星在姿態機動期間的姿態角度，預報周期為0.5 s，擬合樣本數為3，將預報得到的姿態曲線，以角度變化最大的滾動軸為例，與實際控制到位的姿態曲線進行比較，預報誤差見圖4。同時將姿態預報結果利用STK軟件對預報姿態下的天線指向角度進行仿真，得到該狀態下的指向角誤差如圖5和圖6所示。

仿真分析結果表明：①該姿態預報算法引起的姿態角預報誤差幅值范圍為[-0.051°,0.053°]，該誤差最大值出現在機動軸開始加、減速的時刻，而在勻速轉動過程中，預報誤差不超過[-0.02°,0.02°];②由姿態預報誤差引起的天線X、Y軸指向角度計算誤差幅值范圍分別為[-0.055,0.040]和[-0.037,0.023]，該誤差范圍與姿態預報誤差量級相當，對于指向精度優于0.5°的指標要求，該誤差項貢獻約為10%，可滿足在軌使用。

圖4 算例輸出的滾動軸姿態預報誤差Fig.4 Predicted attitude angle error of rolling axis

圖5 由姿態預報誤差引起的天線X軸 指向角誤差Fig.5 Pointing angle error of X-axis induced by attitude prediction error

圖6 由姿態預報誤差引起的天線Y軸 指向角誤差Fig.6 Pointing angle error of Y-axis induced by attitude prediction error

4 結束語

本文對低軌道遙感衛星觀測模式、回放模式中的姿態耦合因素進行了分析，建立了解耦用的姿態預報模型。這種方法簡單、易于星上實現，且預報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行使用。