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(wèi)星控制分系統(tǒng)設(shè)計(jì)與在軌驗(yàn)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(wèi)星是國內(nèi)首顆設(shè)計(jì)壽命8年且轉(zhuǎn)動慣量最大的低軌遙感衛(wèi)星。與以往同類衛(wèi)星相比,文章針對GF-3衛(wèi)星的特點(diǎn),對控制分系統(tǒng)的體系結(jié)構(gòu)、技術(shù)方案、可靠性設(shè)計(jì)、壽命試驗(yàn)等方面進(jìn)行了概述,重點(diǎn)論述了衛(wèi)星控制分系統(tǒng)基于二級總線的輕小型化體系結(jié)構(gòu)、高精度姿態(tài)全零多普勒導(dǎo)引技術(shù)、高精度高穩(wěn)定度姿態(tài)控制技術(shù)、長壽命高可靠設(shè)計(jì)方案。根據(jù)衛(wèi)星在軌運(yùn)行數(shù)據(jù),給出了控制分系統(tǒng)單機(jī)和系統(tǒng)性能指標(biāo)在軌驗(yàn)證情況。

高分三號衛(wèi)星;控制分系統(tǒng);體系結(jié)構(gòu);姿態(tài)導(dǎo)引;長壽命

1 引言

高分三號(GF-3)衛(wèi)星采用降交點(diǎn)地方時(shí)為6:00Am的太陽同步回歸軌道,軌道傾角98．411°,與以往同類衛(wèi)星相比[1-4],GF-3衛(wèi)星對控制分系統(tǒng)姿態(tài)測量精度、姿態(tài)確定精度、衛(wèi)星姿態(tài)控制精度、衛(wèi)星機(jī)動能力、壽命、質(zhì)量、可靠性和地面驗(yàn)證等方面都提出了更高的要求。為了滿足任務(wù)要求,控制分系統(tǒng)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(qū)動機(jī)構(gòu)和基于1553B總線體系的控制器等核心產(chǎn)品,并采用高精度姿態(tài)導(dǎo)引和姿態(tài)控制方案,實(shí)現(xiàn)了衛(wèi)星在軌高精度、高穩(wěn)定度運(yùn)行;控制分系統(tǒng)采用基于二級總線的輕小型化體系結(jié)構(gòu),實(shí)現(xiàn)控制分系統(tǒng)相對以往遙感衛(wèi)星減重40～50 kg;采用硬件冗余和系統(tǒng)重構(gòu)方案實(shí)現(xiàn)控制分系統(tǒng)8年長壽命設(shè)計(jì),并對關(guān)鍵單機(jī)開展了壽命驗(yàn)證。

本文在簡介GF-3衛(wèi)星控制分系統(tǒng)的組成、工作模式等的基礎(chǔ)上,重點(diǎn)對衛(wèi)星控制分系統(tǒng)基于二級總線的輕小型化體系結(jié)構(gòu)、高精度姿態(tài)全零多普勒導(dǎo)引技術(shù)、高精度、高穩(wěn)定度姿態(tài)控制技術(shù),長壽命高可靠設(shè)計(jì)等方面進(jìn)行論述。根據(jù)衛(wèi)星在軌運(yùn)行數(shù)據(jù),給出了控制分系統(tǒng)單機(jī)和系統(tǒng)性能指標(biāo)在軌驗(yàn)證情況。

2 控制分系統(tǒng)簡介

2．1 分系統(tǒng)主要功能和性能指標(biāo)要求

GF-3衛(wèi)星相比以往遙感衛(wèi)星,需要克服大型SAR天線展開過程長時(shí)間的擾動,并建立長期側(cè)視飛行＋全零多普勒導(dǎo)引的飛行姿態(tài),同時(shí)衛(wèi)星轉(zhuǎn)動慣量、慣量差是傳統(tǒng)遙感衛(wèi)星的6～10倍的情況下,實(shí)現(xiàn)衛(wèi)星的大角度機(jī)動。主要性能指標(biāo):穩(wěn)定度優(yōu)于0．000 5(°)/s(3σ);三軸慣性姿態(tài)測量精度優(yōu)于0.003°(3σ);全零多普勒導(dǎo)引姿態(tài)精度0．03°(3σ);星體繞滾動軸左姿態(tài)變換63°的響應(yīng)時(shí)間(含穩(wěn)定時(shí)間)不大于525 s;在軌壽命8年;分系統(tǒng)質(zhì)量為160 kg。

2．2 分系統(tǒng)組成

根據(jù)衛(wèi)星功能和性能指標(biāo)要求,控制分系統(tǒng)由姿態(tài)敏感器、執(zhí)行機(jī)構(gòu)和控制器三部分組成?？刂品窒到y(tǒng)組成框圖如圖1所示。

姿態(tài)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(zhí)行機(jī)構(gòu)包括:動量輪、一體化磁力矩器、擺動式太陽翼驅(qū)動機(jī)構(gòu)、推進(jìn)子系統(tǒng)。控制器包括:中心控制單元、驅(qū)動控制單元、信息采集單元。

2．3 主要工作模式

為滿足任務(wù)要求,GF-3衛(wèi)星控制分系統(tǒng)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(jī)動模式、正常飛行模式、SAR天線展開模式、全姿態(tài)捕獲模式、停控模式、偏置動量模式、應(yīng)急安全模式等。其中正常飛行模式是衛(wèi)星的長期運(yùn)行模式,衛(wèi)星長期保持右側(cè)視飛行,并持續(xù)引入姿態(tài)全零多普勒導(dǎo)引,在衛(wèi)星有應(yīng)急任務(wù)需要執(zhí)行時(shí),衛(wèi)星通過大角度機(jī)動模式,轉(zhuǎn)入左側(cè)視模式。衛(wèi)星有軌控任務(wù)時(shí),衛(wèi)星通過大角度機(jī)動模式,機(jī)動至軌控姿態(tài)后,衛(wèi)星自主進(jìn)入軌控模式。衛(wèi)星姿態(tài)失穩(wěn)或衛(wèi)星太陽敏感器長時(shí)間不見太陽,衛(wèi)星進(jìn)入全姿態(tài)捕獲模式?？刂朴?jì)算機(jī)故障時(shí)自主進(jìn)入應(yīng)急模式。各模式之間設(shè)計(jì)有進(jìn)入和退出條件,星上可自主或根據(jù)地面指令進(jìn)行模式切換。各個(gè)模式的姿態(tài)確定和姿態(tài)控制方式均有所不同,下面對正常飛行模式、大角度機(jī)動模式兩個(gè)主要工作模式進(jìn)行簡單介紹。

(1)正常飛行模式。此模式采用陀螺預(yù)估加星敏感器修正的方案進(jìn)行姿態(tài)確定。在陀螺故障時(shí)設(shè)計(jì)有星敏無陀螺姿態(tài)確定方案。姿態(tài)采用動量輪的高穩(wěn)定度控制算法,磁力矩器提供必要的卸載力矩,必要時(shí)采用噴氣保護(hù)。此模式下,衛(wèi)星根據(jù)任務(wù)需求保持在滾動側(cè)視飛行姿態(tài)角、俯仰角±90°軌道控制姿態(tài)等常用姿態(tài)或三軸任意姿態(tài)。在滾動側(cè)視飛行姿態(tài)下,根據(jù)軌道和姿態(tài)數(shù)據(jù)計(jì)算姿態(tài)導(dǎo)引,并引入姿態(tài)導(dǎo)引控制;根據(jù)目標(biāo)姿態(tài),驅(qū)動擺動式太陽翼機(jī)構(gòu)自主擺動到指定角度,實(shí)現(xiàn)太陽翼對日;計(jì)算并輸出數(shù)傳天線控制指令。

(2)大角度機(jī)動模式。衛(wèi)星機(jī)動過程中采用陀螺預(yù)估加星敏感器修正的方案進(jìn)行姿態(tài)計(jì)算。動量輪根據(jù)規(guī)劃的軌跡進(jìn)行姿態(tài)控制,通過該模式衛(wèi)星可建立滾動側(cè)視飛行姿態(tài)角、俯仰角±90°軌道控制姿態(tài)等常用姿態(tài)或三軸任意姿態(tài)。在從右側(cè)視姿態(tài)機(jī)動至左側(cè)視姿態(tài)、或由左側(cè)視姿態(tài)機(jī)動至右側(cè)視姿態(tài)時(shí),若地面要求引入全零多普勒姿態(tài)導(dǎo)引,則根據(jù)軌道數(shù)據(jù)計(jì)算三軸導(dǎo)引姿態(tài),實(shí)施三軸同步機(jī)動。根據(jù)目標(biāo)姿態(tài),太陽翼驅(qū)動機(jī)構(gòu)同步進(jìn)行跟蹤將太陽翼控制到目標(biāo)角度。

3 技術(shù)特點(diǎn)

3．1 基于二級總線的輕小型化體系結(jié)構(gòu)

為滿足輕質(zhì)量約束,并滿足系統(tǒng)的可擴(kuò)展性,GF-3衛(wèi)星控制分系統(tǒng)采用基于內(nèi)部1553B總線的結(jié)構(gòu)形式和通用單機(jī)模塊化設(shè)計(jì)思想[5-8],控制分系統(tǒng)的體系結(jié)構(gòu)如圖1所示。中心控制單元通過內(nèi)部1553B總線與信息采集單元、驅(qū)動控制單元、星敏感器和太陽翼驅(qū)動機(jī)構(gòu)進(jìn)行通信,實(shí)現(xiàn)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(fù)責(zé)完成太陽、紅外、陀螺等姿態(tài)測量敏感器數(shù)據(jù)采集;驅(qū)動控制單元作為輔助控制器,負(fù)責(zé)完各部件加斷電控制和動量輪、磁力矩器、推進(jìn)子系統(tǒng)等單機(jī)的數(shù)據(jù)采集和控制。同時(shí)為了提高分系統(tǒng)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(tài)全零多普勒導(dǎo)引技術(shù)

星載SAR與目標(biāo)場的空間幾何關(guān)系決定了回

式中:Rst()是t時(shí)刻地心指向衛(wèi)星的位置矢量,Rtt()是隨時(shí)間t變化的地心指向地面目標(biāo)的位置矢量,Rts、Vts、Ats分別是中心時(shí)刻雷達(dá)到地面目標(biāo)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(shí)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(biāo)場的方位和距離信息,重構(gòu)目標(biāo)場的地理信息。

以SAR的波束中心照射目標(biāo)時(shí)刻為t,則星載SAR指向地面目標(biāo)的矢量為;λ為雷達(dá)波長;fDC是多普勒中心頻率;fDR是多普勒調(diào)頻。

假設(shè)地球是標(biāo)準(zhǔn)球體且保持慣性靜止,SAR在標(biāo)準(zhǔn)圓軌道上以側(cè)視角θ觀測地球表面,則fDC和fDR是常值。當(dāng)?shù)厍蛏嫌形矬w引起地球表面高度起伏時(shí),則會導(dǎo)致fDC和fDR變化,而這種變化能反映出物體的地理信息。但實(shí)際上地球是有一定扁率的橢球體,且在慣性空間轉(zhuǎn)動,而衛(wèi)星軌道也是橢圓軌道,這些信息與觀測目標(biāo)的地理信息耦合共同引起fDC和fDR變化,導(dǎo)致SAR成像數(shù)據(jù)處理結(jié)果有誤差,影響圖像定位和成像質(zhì)量。而對于高分辨率雷達(dá),這種誤差必須在雷達(dá)成像處理中校正,但隨著雷達(dá)工作頻率的增加和分辨率的提高,在成像處理中進(jìn)行校正的難度越來越大。因此,SAR衛(wèi)星要求通過姿態(tài)控制,消除地球自轉(zhuǎn)、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(wèi)星主動姿態(tài)導(dǎo)引保持Vts⊥Rts＝0。為此,高分三號衛(wèi)星控制分系統(tǒng)在方案上提出了高精度全零多普勒姿態(tài)算法,算法采用實(shí)時(shí)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(dá)成像處理和干涉成像提供了可能。

圖3是GF-3衛(wèi)星＋31．5°側(cè)視角的全零多普勒姿態(tài),在123轉(zhuǎn)序下表示的滾動角、俯仰角和偏航角姿態(tài)成周期小幅波動。圖4是對應(yīng)的多普勒中心頻率。

3．3 高精度高穩(wěn)定度姿態(tài)控制技術(shù)

為保證GF-3衛(wèi)星具有穩(wěn)定姿態(tài)測量基準(zhǔn),衛(wèi)星將3個(gè)高精度星敏感器布局安裝在同一塊碳纖維板上,同時(shí),通過對星敏感器溫控進(jìn)行專項(xiàng)設(shè)計(jì),使星敏感器溫度控制點(diǎn)的溫度控制在±1℃以內(nèi),在星敏感器布局、結(jié)構(gòu)形變控制、熱控方面保證星敏感器擁有優(yōu)異的測量環(huán)境,同時(shí),在控制方案上還采用了高精度星敏感器標(biāo)定方法,并根據(jù)星敏感器測量誤差的高低頻噪聲特點(diǎn)設(shè)計(jì)星敏感器濾波參數(shù),實(shí)現(xiàn)衛(wèi)星在軌高精度姿態(tài)測量。

衛(wèi)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(zhuǎn)動慣量。

根據(jù)附件的展開鎖定情況,GF-3衛(wèi)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(shù)選取也比較復(fù)雜,而且由于角速度的耦合干擾,不同的姿態(tài)角速度會影響本體三軸控制的協(xié)調(diào)性,為此高分三號衛(wèi)星引入了慣量協(xié)調(diào)控制方法,實(shí)現(xiàn)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(xié)調(diào)控制方法的姿態(tài)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(jié)構(gòu)制約,控制系統(tǒng)采用6個(gè)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(jī)動過程中單個(gè)輪子可能飽和,因此在衛(wèi)星軌跡規(guī)劃中設(shè)計(jì)了輪子飽和后,采用角動量智能管理的自調(diào)整算法,改變規(guī)劃軌跡的角加速度。這樣的設(shè)計(jì)挖掘了各種輪組的最大機(jī)動能力,最終實(shí)現(xiàn)了所有的4輪組合都能完成繞星體X軸機(jī)動指標(biāo)。圖6為GF-3衛(wèi)星機(jī)動軌跡示意圖,圖中t0為機(jī)動開始時(shí)刻,t1為第一次角速度調(diào)整時(shí)刻,t2為第二次角速度調(diào)整時(shí)刻,t3為機(jī)動至一半目標(biāo)角時(shí)刻,t4為第一次角速度回調(diào)時(shí)刻,t5為第二次角速度回調(diào)時(shí)刻,t6為機(jī)動至目標(biāo)角時(shí)刻。

3．4 長壽命高可靠設(shè)計(jì)

為保證完成衛(wèi)星8年長壽命設(shè)計(jì)考核,控制分系統(tǒng)從單機(jī)和系統(tǒng)兩個(gè)層面開展分系統(tǒng)的可靠性設(shè)計(jì)。

(1)單機(jī)層面。分系統(tǒng)從降額設(shè)計(jì)、抗力學(xué)設(shè)計(jì)、熱設(shè)計(jì)、抗輻照設(shè)計(jì)、電磁兼容性設(shè)計(jì)、靜電防護(hù)設(shè)計(jì)等方面對分系統(tǒng)全部單機(jī)開展設(shè)計(jì)和驗(yàn)證。特別是在抗輻照設(shè)計(jì)方面,采用高等級元器件和抗輻照加固方案,使所有單機(jī)均滿足輻射設(shè)計(jì)余量(RDM)＞2。同時(shí),研制過程中開展了星敏感器光學(xué)鏡頭抗輻照試驗(yàn)、擺動式太陽翼驅(qū)動機(jī)構(gòu)加速壽命試驗(yàn)和一體化磁力矩器的加速壽命試驗(yàn),試驗(yàn)結(jié)果表明各單機(jī)設(shè)計(jì)能滿足衛(wèi)星8年壽命要求。

(2)分系統(tǒng)層面。對影響衛(wèi)星壽命的關(guān)鍵單機(jī)進(jìn)行了優(yōu)化冗余設(shè)計(jì),并開展全面驗(yàn)證,制定了完善的使用方案。對衛(wèi)星姿態(tài)測量、姿態(tài)控制、衛(wèi)星對日安全模式等均設(shè)計(jì)了多種系統(tǒng)重構(gòu)方式,當(dāng)部件發(fā)生故障時(shí),系統(tǒng)自主完成重構(gòu),確保衛(wèi)星穩(wěn)定運(yùn)行。特別是在安全對策中,利用晨昏軌道和衛(wèi)星受到突出的重力梯度力矩的特點(diǎn),化擾為穩(wěn),利用重力梯度力矩,設(shè)計(jì)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(wèi)星的能源安全保障。在信息流方面,分系統(tǒng)設(shè)計(jì)了軟、硬同步兩種方式和雙總線方式,確保系統(tǒng)信息鏈路的高可靠。分系統(tǒng)的關(guān)鍵軟件如控制計(jì)算機(jī)軟件和星敏感器軟件等,均設(shè)計(jì)了在軌維護(hù)功能,必要時(shí),可通過地面注入程序,對星上軟件進(jìn)行維護(hù)。

4 在軌飛行情況

GF-3衛(wèi)星自發(fā)射入軌后,控制分系統(tǒng)快速消除衛(wèi)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(tài)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(qū)動機(jī)構(gòu)及線路、小型一體化星敏感器等單機(jī)相繼順利引入系統(tǒng),衛(wèi)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(tài)、大角度俯仰軌控姿態(tài)、長期運(yùn)行的右側(cè)視姿態(tài)、姿態(tài)全零多普勒導(dǎo)引和應(yīng)急左側(cè)視姿態(tài)等一系列飛行姿態(tài)的驗(yàn)證。圖7、圖8分別為GF-3衛(wèi)星在軌某圈過境的實(shí)時(shí)姿態(tài)角和姿態(tài)角速度曲線,圖9是GF-3衛(wèi)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(wèi)星姿態(tài)控制精度優(yōu)于0．002°(3σ),姿態(tài)穩(wěn)定度優(yōu)于0．000 1(°)/s(3σ),慣性空間測量精度優(yōu)于0．001°(3σ),控制分系統(tǒng)在軌功能正常,指標(biāo)均優(yōu)于設(shè)計(jì)指標(biāo)。

5 結(jié)論

根據(jù)GF-3衛(wèi)星高精度、高穩(wěn)定度、長壽命的要求,控制分系統(tǒng)根據(jù)整星的特點(diǎn),在充分繼承以往遙感衛(wèi)星設(shè)計(jì)的基礎(chǔ)上,采用基于1553B總線的輕小型體系結(jié)構(gòu),實(shí)現(xiàn)控制分系統(tǒng)優(yōu)化;同時(shí)針對SAR衛(wèi)星特點(diǎn),提出的全零多普勒導(dǎo)引算法表現(xiàn)優(yōu)異,為SAR載荷工作提供良好支持;采用慣量協(xié)調(diào)控制算法,實(shí)現(xiàn)了慣量不均勻衛(wèi)星三軸協(xié)調(diào)同步控制;采用智能管理軌跡規(guī)劃挖掘輪組的最大機(jī)動能力;通過從單機(jī)和分系統(tǒng)層面開展可靠性設(shè)計(jì)和驗(yàn)證,使系統(tǒng)滿足整星壽命要求。衛(wèi)星在軌飛行對控制分系統(tǒng)的功能性能進(jìn)行了充分測試,測試結(jié)果表明控制分系統(tǒng)功能正常,性能優(yōu)于設(shè)計(jì)指標(biāo)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(xiàng)工程

周劍敏,男,高級工程師,從事航天器姿軌控系統(tǒng)設(shè)計(jì)工作。Email:liutong8224＠163．com。

(編輯:張小琳)