高分七號衛(wèi)星高精度控制技術(shù)與驗證

陳超，丁建釗，王淑一,2，劉潔,2

1. 北京控制工程研究所，北京 100094 2. 空間智能控制技術(shù)重點實驗室，北京 100094

高分七號衛(wèi)星(GF-7)是中國首顆1∶10000比例尺立體測繪衛(wèi)星，并要求在具有無控制點的情況下實現(xiàn)大比例尺測繪。衛(wèi)星采用降交點地方時為上午10:30的太陽同步回歸軌道，軌道高度495 km，設(shè)計壽命8年。GF-7要求控制系統(tǒng)具有0.001°的姿態(tài)確定精度，三軸姿態(tài)穩(wěn)定度要求實現(xiàn)10-4(°)/s；具有32°范圍內(nèi)快速側(cè)擺機動能力；驅(qū)動翼板跟蹤太陽，驅(qū)動對地數(shù)傳天線跟蹤地面站。與以往同類衛(wèi)星相比[1-4]，GF-7衛(wèi)星對控制分系統(tǒng)姿態(tài)測量精度、姿態(tài)控制精度和穩(wěn)定度、衛(wèi)星機動能力、壽命、可靠性和地面驗證方面都提出了更高的要求。

通過調(diào)研高精度測繪衛(wèi)星控制系統(tǒng)設(shè)計[1,4-6]發(fā)現(xiàn)，根據(jù)不同的測繪體制[5]，衛(wèi)星控制系統(tǒng)的配置也相去甚遠。具有異軌測繪體制的遙感衛(wèi)星，包括早期的Quick_Bird，以及近年發(fā)射的WorldView-4，都配置CMG群，通過快速機動，實現(xiàn)異軌測繪或通過快速機動、凝視成像等技術(shù)滿足立體測繪需求。在中國以外，同軌測繪以日本的ALOS-1衛(wèi)星為代表，配置了動量輪實現(xiàn)同軌立體測繪。

縱觀國外的測繪衛(wèi)星，控制系統(tǒng)都配置了高精度的星敏感器進行姿態(tài)測量，滿足高精度的姿態(tài)測量要求[7]，其中美國測繪衛(wèi)星指標最高，均采用了亞角秒級星敏感器。中國測繪衛(wèi)星發(fā)展較晚，早期的民用測繪衛(wèi)星以資源三號衛(wèi)星(ZY-3)01、02星為代表，控制系統(tǒng)穩(wěn)定度達到5×10-4(°)/s，慣性姿態(tài)測量精度實現(xiàn)了0.005°指標要求[8]。GF-7發(fā)射后經(jīng)在軌評估，其控制指標達到了國內(nèi)領(lǐng)先、國際先進的水平。指標比較如表1所示。

表1 主要測繪衛(wèi)星控制指標比較

為了滿足任務(wù)要求，GF-7控制分系統(tǒng)配置具有星圖融合功能的甚高精度星敏感器和高平穩(wěn)翼板驅(qū)動機構(gòu)，采用優(yōu)化的高精度校時、短延遲的3U控制器體系構(gòu)架，并設(shè)計了星地大閉環(huán)姿態(tài)補償算法，采用敏感器在軌參數(shù)標定技術(shù)，實現(xiàn)了衛(wèi)星在軌高精度高穩(wěn)定度運行。控制分系統(tǒng)基于系統(tǒng)配套全面、功能經(jīng)典的設(shè)計特點，首次實現(xiàn)了在基于3U平臺體系下的控制算法規(guī)范化、編程模塊化、程序通用化的代碼固件庫，功能模塊代碼可以直接應(yīng)用于其他衛(wèi)星。采用硬件冗余和系統(tǒng)重構(gòu)方案實現(xiàn)控制分系統(tǒng)8年長壽命設(shè)計，并對關(guān)鍵單機開展壽命驗證。

1 控制系統(tǒng)設(shè)計

1.1 任務(wù)分析

早期的測繪衛(wèi)星由于星敏感器存在幾十角秒的低頻噪聲，并且當翼板驅(qū)動機構(gòu)驅(qū)動撓性翼板時會引起姿態(tài)較大的波動，這些現(xiàn)狀都成為GF-7實現(xiàn)高精度指標的瓶頸。

圖1為ZY-3衛(wèi)星在軌飛行期間星敏感器光軸夾角變化曲線。從圖中不難發(fā)現(xiàn)，在軌道運行周期，星敏感器的夾角成周期性波動。最大波動范圍約20″。

圖1 ZY-3衛(wèi)星星敏感器在軌夾角誤差輸出曲線Fig.1 Error curve of included angles between optical axises of star sensor in ZY-3 satellite

圖2為ZY-3衛(wèi)星在軌運行期間姿態(tài)角速度波動曲線。經(jīng)分析，該波動主要由于具有撓性的翼板經(jīng)步進式驅(qū)動電機驅(qū)動引起星體姿態(tài)抖動。

基于控制系統(tǒng)的任務(wù)需求分析，GF-7控制系統(tǒng)設(shè)計的重點在于克服姿態(tài)測量回路的低頻噪聲和抑制翼板轉(zhuǎn)動引入的姿態(tài)抖動。在驅(qū)動翼板和對地數(shù)傳天線運動過程中實現(xiàn)高精度指向和高穩(wěn)定控制。飛行期間具有偏流角修正，同時在姿態(tài)機動后需要快速穩(wěn)定。

圖2 ZY-3衛(wèi)星在軌期間三軸姿態(tài)角速度曲線Fig.2 Estimated rate curves of attitude angles for three axis on orbit of ZY-3 satellite

1.2 控制系統(tǒng)配置

在GF-7高精度姿態(tài)測量需求的牽引下，控制系統(tǒng)配置新研制的甚高精度星敏感器與三浮陀螺組合進行姿態(tài)測量。同時針對可靠性設(shè)計需求，測量系統(tǒng)中設(shè)計了紅外地敏與陀螺構(gòu)成中等精度姿態(tài)確定系統(tǒng)，實現(xiàn)姿態(tài)確定系統(tǒng)的異構(gòu)備份。

在控制回路設(shè)計中，配置了動量輪和控制力矩陀螺(CMG)，兼顧高穩(wěn)定控制和姿態(tài)快速機動。配置推力器完成初始姿態(tài)捕獲和軌道維持。

為了成像期間克服由于驅(qū)動翼板激起的撓性，配置了新研制的高平穩(wěn)翼板驅(qū)動機構(gòu)。

為了滿足8年設(shè)計壽命的需求，不但對敏感器和執(zhí)行機構(gòu)通過冗余備份，控制器也都配置了主備份。控制系統(tǒng)采用具有短延遲、通用化的3U控制器[3]，“3U”是控制計算機(CCU，含A、B機互為備份，以及異構(gòu)的應(yīng)急線路)、信息采集單元(ICU，含A、B機互為備份)和驅(qū)動控制單元(ACU，含A、B機互為備份)的統(tǒng)稱，分別負責控制律計算、敏感器信號采集和執(zhí)行機構(gòu)驅(qū)動。控制系統(tǒng)配置圖如圖3所示。

1.3 控制系統(tǒng)主要工作模式

為了滿足高精度控制任務(wù)要求，GF-7控制系統(tǒng)設(shè)計了多種工作模式，包括運行段飛行模式、姿態(tài)機動模式等。尤其相比于以往測繪衛(wèi)星新增的陀螺標定模式，專門用于標定陀螺的安裝矩陣，以提高姿態(tài)確定精度。

圖3 GF-7姿態(tài)軌道控制系統(tǒng)構(gòu)成邏輯示意Fig.3 Sketch of GF-7 AOCS architecture configuration

2 技術(shù)特點

2.1 高精度姿態(tài)確定技術(shù)

在GF-7控制系統(tǒng)設(shè)計中，為了實現(xiàn)0.001°姿態(tài)確定精度，一方面根據(jù)指標分解，在單機層面，通過采用星圖融合算法及結(jié)構(gòu)穩(wěn)定設(shè)計技術(shù)，研制了短周期誤差(LFE)更小的甚高精度星敏感器；另一方面，在系統(tǒng)設(shè)計中，采用多種抑制低頻誤差的方法進一步提高姿態(tài)確定精度。

由GF-7指標需求，國內(nèi)首次提出亞角秒級短周期誤差的精度要求，開展星敏感器單機技術(shù)攻關(guān)。為了提高姿態(tài)測量精度，對星敏感器的重量和功耗分別進行約束，滿足與衛(wèi)星相機載荷一體化安裝的需求，從而減少星敏相對基準變化量。在系統(tǒng)層面，GF-7采用姿態(tài)參數(shù)補償?shù)姆椒ǎ瑴p少姿態(tài)的低頻誤差。該方法根據(jù)星敏感器誤差分類[12]，建立傅里葉多項級數(shù)誤差模型[13]。

設(shè)計中針對星敏不同頻次的誤差項分別進行識別和補償。GF-7針對星敏感器低頻誤差項，通過對帶控制點的衛(wèi)星相機圖像數(shù)據(jù)進行事后處理，采用擴展卡爾曼濾波多項式擬和參數(shù)估計的方法辨識衛(wèi)星姿態(tài)測量中的低頻誤差[14]，并補償?shù)叫求w姿態(tài)測量系統(tǒng)中。補償公式如下：

(1)

式中：φ、θ、ψ分別為滾動、俯仰和偏航方向的短周期誤差角；ω為衛(wèi)星運行角速度；t為時間；N為星敏低頻誤差建模的傅立葉級數(shù)的總階數(shù)；aki、bki(i=x,y,z)為低頻誤差待確定的傅立葉級數(shù)的系數(shù)。圖4為補償前后的姿態(tài)估計誤差仿真曲線。

圖4 引入低頻補償后姿態(tài)估計誤差曲線Fig.4 Estimated error curves of attitude angles based on low frequency compensation

此外，為了減小星敏感器安裝基準偏差，GF-7專門設(shè)計了陀螺在軌參數(shù)標定模式，通過采用在軌陀螺參數(shù)辨識的方法，估計陀螺安裝誤差、刻度因子誤差[9]。陀螺誤差公式如下所示：

(2)

令

(3)

(4)

(5)

圖5 引入陀螺標定計算的陀螺安裝誤差曲線Fig.5 Alignment error curves based on gyro calibration

2.2 高平穩(wěn)度控制技術(shù)

為了克服翼板的撓性震動，GF-7控制系統(tǒng)采用分布式控制技術(shù)，通過單機和系統(tǒng)兩個層面，開展撓性抑制設(shè)計，提高系統(tǒng)穩(wěn)定度。分布控制原理框圖如圖6所示。

首先在單機層面，提出高平穩(wěn)翼板驅(qū)動機構(gòu)要實現(xiàn)5%相對穩(wěn)定度的指標需求。單機通過安裝在輸出軸的反饋元件將翼板的撓性模態(tài)檢測并反饋至驅(qū)動機構(gòu)的控制器，通過設(shè)計相位補償器實現(xiàn)了翼板擾動的主動控制和抑制。補償器傳遞函數(shù)H1(s)如下：

(6)

式中：α為分度系數(shù)；T1為設(shè)計的時間常數(shù)。

圖6 分布式控制示意Fig.6 Diagram of distributed control

在系統(tǒng)層面，設(shè)計了結(jié)構(gòu)濾波器，進一步減少翼板撓性的影響。結(jié)構(gòu)濾波器采用的結(jié)構(gòu)形式如式(7)所示[15]。

依據(jù)翼板第一階頻率設(shè)計衛(wèi)星三軸結(jié)構(gòu)濾波器參數(shù)，三軸結(jié)構(gòu)濾波器傳遞函數(shù)F(s)為：

(7)

式中：ωz、ωp分別為零、極點頻率；ζz、ζp為阻尼比。結(jié)構(gòu)濾波器的波特圖如圖7所示。

圖7 結(jié)構(gòu)濾波器波特圖Fig.7 Band diagram of structure filter

2.3 高精度控制系統(tǒng)體系構(gòu)架

在GF-7的高性能指標下為控制系統(tǒng)研制了新單機和新控制器構(gòu)架，該構(gòu)架包括高精度星敏感器、高平穩(wěn)翼板驅(qū)動機構(gòu)以及具有高時間同步機制的計算機體系結(jié)構(gòu)，形成了可用于其他遙感衛(wèi)星控制系統(tǒng)設(shè)計的基本型。

2.3.1 高時間同步體系

GF-7控制系統(tǒng)設(shè)計了具有高時間同步精度的控制器構(gòu)架。時間同步信號連接示意圖如圖8所示。控制系統(tǒng)通過CCU接收整星提供的高穩(wěn)時鐘秒脈沖信號，分發(fā)給姿態(tài)測量敏感器和執(zhí)行機構(gòu)，同時校準控制系統(tǒng)內(nèi)部的時間基準。

圖8 GF-7控制系統(tǒng)時間同步信號 連接邏輯示意Fig.8 Logic diagram of time synchronization signal of GF-7 control system

為了進一步提高時間同步精度，除了采用常規(guī)時鐘基準單元校時[16]外，相對早期測繪衛(wèi)星還新增了均勻校時算法。

均勻校時公式如下：

Δt調(diào)=Δt調(diào)×k+(1-k)×Δnew

(8)

式中：Δt調(diào)為控制系統(tǒng)每個控制周期增加的時間，其中：

Δnew=(Tnew-Told)/1000000-1

(9)

式中：Tnew、Told分別為當前次和上次時間基準單元秒脈沖鎖存的星時計數(shù)器值；k為濾波系數(shù)。

在下次高穩(wěn)時鐘單元的秒脈沖信號到來之前，系統(tǒng)引入1 s內(nèi)星時均勻調(diào)整校時計算，即在剩余的控制周期內(nèi)按照Δt調(diào)/n進行均勻校時，其中n為控制周期。

2.3.2 短延遲時序設(shè)計

在軟件時序設(shè)計中，為了保持系統(tǒng)延遲最優(yōu)設(shè)計，采用姿態(tài)測量與控制律計算分開運行的時序策略，將控制量快速輸出，較優(yōu)化前延遲時間縮短幾十毫秒，進一步提高控制系統(tǒng)穩(wěn)定度。

2.4 高精度姿態(tài)測量敏感器

在系統(tǒng)配置中，甚高精度星敏感器采用遮光罩、光學系統(tǒng)和探測器三級溫控的方式，實現(xiàn)了0.3″/℃結(jié)構(gòu)熱變形指標。此外在中國首次研制基于星點融合的算法，姿態(tài)測量精度達到亞角秒級。

為了提高姿態(tài)測量精度，采用具有2 048×2 048像元的CMV4000探測器。為了實現(xiàn)星圖快速處理，該產(chǎn)品為中國首次采用多核處理(CPU芯片型號：SOC2012)完成3個探頭星點識別、星圖融合、姿態(tài)計算等。實物照片如圖9所示。SOC2012關(guān)鍵指標如表2所示。甚高精度星敏感器關(guān)鍵性能參數(shù)要求如表3所示。

圖9 甚高精度星敏感器實物Fig.9 Picture of very high precision star sensor

表2 SOC2012處理器關(guān)鍵參數(shù)

表3 甚高精度星敏感器關(guān)鍵性能參數(shù)

2.5 高平穩(wěn)翼板驅(qū)動機構(gòu)

高平穩(wěn)翼板驅(qū)動機構(gòu)首次采用永磁同步電機直接驅(qū)動太陽翼板的驅(qū)動形式,該產(chǎn)品通過上位機控制與本機高帶寬控制器形成分布式控制系統(tǒng)。在本體控制系統(tǒng)中，通過安裝在輸出軸的反饋元件對翼板的撓性模態(tài)進行檢測并反饋至驅(qū)動機構(gòu)的控制器，實現(xiàn)了翼板擾動的主動控制和抑制。實物照片如圖10所示。單機實現(xiàn)的主要性能如表4所示。在地面開展性能驗證，穩(wěn)定度測試數(shù)據(jù)如表5所示。

圖10 高平穩(wěn)翼板驅(qū)動機構(gòu)實物圖Fig.10 Picture of high-stability SADA

表4 高平穩(wěn)翼板驅(qū)動機構(gòu)關(guān)鍵性能參數(shù)

表5 高平穩(wěn)翼板驅(qū)動機構(gòu)的穩(wěn)定度測試數(shù)據(jù)

3 在軌飛行驗證

GF-7于2019年11月3日發(fā)射，控制系統(tǒng)按照飛行程序開展相應(yīng)工作模式的驗證。經(jīng)過對在軌遙測數(shù)據(jù)分析，控制系統(tǒng)實現(xiàn)了各項要求的指標。其中，姿態(tài)穩(wěn)定度達到10-5(°)/s量級，如圖11所示。慣性姿態(tài)測量精度優(yōu)于0.001°。星敏感器測量精度統(tǒng)計結(jié)果如表6所示。光軸夾角曲線如圖12所示。圖13描述了翼板驅(qū)動機構(gòu)由開環(huán)控制模式轉(zhuǎn)為閉環(huán)控制模式時穩(wěn)定度明顯提高的過程。圖14為整星姿態(tài)角速度在翼板驅(qū)動機構(gòu)由開環(huán)控制改為閉環(huán)控制時穩(wěn)定度明顯提高的過程。

圖11 GF-7星敏感器在軌夾角誤差輸出曲線Fig.11 Error curve of included angles between star sensor′s optical axis of GF-7

表6 甚高精度星敏感器在軌性能統(tǒng)計結(jié)果

圖12 引入轉(zhuǎn)速閉環(huán)后的翼板驅(qū)動角速度曲線Fig.12 Angular rate curves of high stability SADA with closed-loop control

圖13 引入轉(zhuǎn)速閉環(huán)后的姿態(tài)角速度曲線Fig.13 Attitude angular rate curves after SADA′s closed-loop control

圖14 引入轉(zhuǎn)速閉環(huán)后的局部放大的 姿態(tài)角速度控制曲線Fig.14 Control curve of local enlarged attitude rate based on SADA closed loop control

4 結(jié)束語

經(jīng)過在軌飛行驗證，GF-7衛(wèi)星控制系統(tǒng)實現(xiàn)了衛(wèi)星提出的高精度指標要求，研制的甚高精度星敏感器、高平穩(wěn)度翼板驅(qū)動機構(gòu)性能滿足設(shè)計指標，所形成的軟件代碼固件已經(jīng)成功應(yīng)用于其他衛(wèi)星。在軌測試結(jié)果表明，控制系統(tǒng)采用的分布式控制技術(shù)有效地提高了穩(wěn)定度指標，采用的甚高精度星敏感器有效改善了姿態(tài)測量中的短周期項波動。從在軌測試數(shù)據(jù)不難發(fā)現(xiàn)星敏感器依然存在呈軌道周期性的低頻噪聲項，后續(xù)將根據(jù)地面影像采用事后處理技術(shù)進一步提高定姿精度。