高分七號衛星控制分系統設計及在軌驗證

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)衛星是我國民用高分辨率國土立體測繪衛星，以第一顆自主民用高分辨率立體測繪衛星資源三號衛星平臺為基礎，主要用于完成1∶10 000比例尺有控制點國土測繪任務[1]，是高分辨率對地觀測系統中的標志性衛星，也是我國首顆民用亞米級高分辨率光學傳輸型立體測繪衛星。為了實現高精度的姿態確定，衛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確定。為保證載荷工作任務順利實現，衛星配置了高剛高穩SADA進行太陽翼控制，并通過設計數傳天線的軌跡平滑和干擾力矩補償算法實現高穩定度的姿態控制，以滿足測繪和國土資源勘測任務需要。

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

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

1 姿態控制分系統簡介

高分七號衛星姿態控制分系統由高精度陀螺、高精度星敏感器、太陽敏感器、動量輪、高剛高穩太陽翼驅動機構及推進系統等組成，衛星結構如圖1所示。

圖1 衛星結構示意圖Fig.1 Structure sketch of satellite

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

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

(1)

(2)

(3)

(4)

(5)

2 控制分系統方案設計

2.1 控制分系統方案設計的特點

高分七號衛星控制分系統方案設計的主要特點是實現高精度的姿態確定、高穩定度的姿態控制和快速姿態機動控制。為了實現衛星的高精度姿態確定，設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定算法，并可以在地面通過采用前向實時卡爾曼濾波算法分別對載荷姿態分別進行事后高精度姿態確定。為了實現衛星的高穩定度姿態控制，首先考慮軌道進動的軌道角速度計算，提高了衛星偏航軸姿態控制精度；通過數傳天線的轉角平滑和干擾力矩前饋補償大大減小了數傳天線預置和跟蹤過程中對衛星穩定度的影響；通過采用高平穩太陽翼驅動機構，大大提高了衛星的姿態穩定度。為了實現衛星的快速側擺機動，采用剪刀式構型的控制力矩陀螺，并設計了姿態機動過程中的軌跡規劃算法，減小了機動過程中的撓性振動的影響。

2.2 高精度姿態確定算法

2.2.1 基于載荷的高精度姿態確定方案

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

為了提高衛星的姿態確定精度，衛星采用單探頭測量精度優于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)。

根據衛星高精度姿態確定需求，利用星敏感器和陀螺聯合定姿方式進行姿態確定，針對星敏感器和陀螺的噪聲特點，設計了常系數、低增益的卡爾曼濾波算法。該方法易于星上實現，且充分利用陀螺短期測量精度高的特點，實現高精度姿態確定。衛星星上高精度姿態確定選取3個正交陀螺進行姿態預估，選取前視相機上安裝的甚高精度星敏感器的數據進行卡爾曼濾波姿態修正。

衛星下傳各個星敏感器數據，地面根據高精度陀螺數據和星敏感器數據，采用前向實時卡爾曼濾波算法分別對前視相機的姿態和后視相機的姿態分別進行事后高精度姿態確定，事后長期的慣性系姿態確定精度優于1.5″(3σ)。

圖2 衛星星表布局示意圖Fig.2 Configuration sketch of satellite

2.2.2 相對安裝誤差標定算法

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，設計了星敏感器間相對安裝誤差標定算法。星敏感器間安裝誤差的標定原理為同一時刻不同星敏感器的測量應該滿足相對安裝關系。衛星上可以指定任意星敏感器j為基準星敏，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標定。通過對星敏感器相對安裝偏差的標定，提高了星敏感器姿態確定精度。而對于基準星敏感器的安裝偏差，可利用地標點的標定，對星敏感器和載荷間的系統類偏差進行統一修正。

2.3 對地定向的姿態控制

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為衛星幅角，i為軌道傾角，Ω1為擬平升交點赤經的一階長期項系數。

2)高剛度高穩定度SADA進行太陽翼控制

以往的衛星采用的步進電機型太陽翼驅動機構(SADA)，對衛星太陽翼撓性模態的激勵較大，對衛星穩定度有一定的影響[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動源，設計了高剛度高穩定度太陽翼驅動機構[7]。高分七號衛星采用的高剛度高穩定度太陽翼驅動機構，其穩態跟蹤模式下的驅動不平穩性優于5%，大大提高了衛星的三軸姿態穩定度。

3)數傳天線的轉角軌跡平滑

衛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動自由度。首先，天線的多軸運動持續改變整星的質量分布，使衛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，不同轉速范圍對星體穩定度的影響有很大區別，轉速越大姿態擾動越大，因此天線的指向運動對星體姿態控制產生了很大的擾動影響[5]。為了抑制數傳天線預置和跟蹤過程中對衛星姿態的影響，高分七號衛星采用了數傳天線軌跡平滑和干擾力矩估計，并進行前饋力矩補償，在軌應用證明明顯改善了天線運動對衛星穩定度的影響。

為了降低天線跟蹤前(預置)由于天線加速度對星體穩定度影響，擬對天線運動軌跡進行平滑處理(見圖3)。天線對動目標的捕獲軌跡規劃，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，根據天線指令轉角的變化，以及當前轉角與理論轉角的偏差，計算下一周期的期望轉速。其中，一方面為了降低當前轉角與上一周期理論轉角偏差較大時可能引起較大的轉角補償量導致沖擊過大，另一方面也為了提高當前轉角與上一周期理論轉角偏差較小時盡可能加大轉角補償量，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角偏差的自適應轉角補償策略，即根據轉角誤差大小適時調整增益系數，從而使得天線對目標的捕獲過程既保證快速性，又具有平滑性，以避免激發附件振動模態，有效降低對整星姿態的沖擊影響。

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

自適應轉角補償控制參數計算：

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

(7)

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

當前角速度為

(8)

期望轉角指令更新為

αp(t)=αp(t)+Δt·(ωant,r(t)+kant,i·

(αr(t)-αp(t)))

(9)

4)數傳天線的干擾力矩前饋補償

高分七號衛星采用基于差分角動量的數傳天線擾動補償控制算法。假設控制計算機與天線系統的通訊間隔為Δt，可根據在一個通信間隔內天線轉角指令計算出天線運動角動量變化量

ΔHa=Ha(t+Δt)-Ha(t)

(10)

5)控制器設計

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

圖4 控制系統框圖Fig.4 Block diagram for control system

為了得到更好的控制品質，提高抗干擾能力，在PID控制算的基礎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，可避免天線預置和跟蹤時對星體穩定度的影響，避免磁力矩器在產生卸載力矩時對星體穩定度的影響，大大提高星體的穩定度。

2.4 側擺機動控制

為了實現敏捷姿態機動，衛星控制分系統可采用雙控制力矩陀螺(CMG)進行姿態控制[8]。高分七號衛星采用剪刀式安裝構型，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。

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

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軸正方向轉動時為正。

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

單個CMG低速框架轉動提供的力矩為

(11)

力矩方向垂直于框架軸和角動量矢量方向。隨著框架角的轉動，力矩方向將分為沿X軸方向與垂直于X軸方向。

CMG1產生的沿X軸方向和垂直于X軸方向的力矩分別為

(12)

CMG2產生的沿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。因此當兩個CMG的框架角度和角速率均相等時，將產生只有沿X軸方向的合成力矩。

根據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。

在滿足衛星側擺指標前提下，根據CMG的控制能力設計高分七號衛星側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 相對安裝誤差標定算法驗證

高分七號衛星采用相對安裝誤差的標定算法。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定曲線Fig.7 Calibration result of opposite bias built in star sensors

從標定結果可知，以目前的技術水平，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 高穩定度SADA閉環控制驗證

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

圖8 在軌姿態角速度曲線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

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

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

圖9 天線平滑轉角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 的三軸姿態角速度Fig.10 Estimated attituderate for three axes after antenna trajectory smooth and disturb feedback

3.4 在軌運行結果

根據高分七號衛星的太陽翼基頻和執行機構控制能力和系統指標要求，選取PID控制的控制帶寬和阻尼比。衛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，衛星的穩定度得到了提高。

衛星在軌穩態運行時的姿態預估和角速度估計(含偏流角及偏流角角速度控制)曲線如圖11所示。側擺機動測試中的三軸姿態角曲線如圖12所示。

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

圖12 側擺過程中的三軸姿態角曲線Fig.12 Estimated attitude angles for three axes in swayed process

在軌數據表明，衛星可完成偏流角及角速度控制，扣除標稱偏流角后，姿態控制誤差優于0.005°，穩定度優于0.000 06(°)/s，為衛星實現高分辨率的立體測圖提供了穩定運行平臺。

4 結束語

本文介紹了高分七號衛星姿態控制分系統的姿態確定和姿態控制方案，在姿態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標定算法，選取高剛度高穩定度SADA進行太陽翼跟蹤控制，在姿態控制上進行數傳天線軌跡平滑和前饋力矩補償，根據在軌運行結果表明，實現了優于0.000 06(°)/s的穩定度指標。高分七號的設計方案，可以供其他遙感衛星姿態控制分系統借鑒。