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(tài)敏感器，目前可用于衛(wèi)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(chǎn)生與太陽矢量相關(guān)的太陽光條紋，通過檢測特殊結(jié)構(gòu)的光敏材料輸出與角度相關(guān)的電信號，實(shí)現(xiàn)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(yīng)太陽光強(qiáng)，直接輸出每個電池片的電流值，再根據(jù)電流值計算太陽矢量.3)基于CCD或APS CMOS技術(shù)的數(shù)字式太陽敏感器，捕捉太陽圖像后通過數(shù)字圖像處理算法獲取太陽矢量角.4)基于MEMS技術(shù)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(shù)制作的光纖引入器，照射到光敏感材料上，通過檢測特殊結(jié)構(gòu)的光敏材料輸出與角度相關(guān)的電信號，實(shí)現(xiàn)太陽矢量的測量.5)太陽能電池板復(fù)用式太陽敏感器，通過復(fù)用衛(wèi)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(jìn)行求解各電池板的光電流，獲得當(dāng)前太陽矢量[1].

衛(wèi)星控制分系統(tǒng)根據(jù)太陽敏感器輸出的太陽矢量，進(jìn)行衛(wèi)星的姿態(tài)確定及姿態(tài)控制.在傳統(tǒng)的衛(wèi)星控制系統(tǒng)地面驗證過程中，主要使用太陽模擬器對太陽敏感器進(jìn)行性能驗證，傳統(tǒng)的太陽模擬器模擬太陽的發(fā)光強(qiáng)度及張角，從不同角度照射太陽敏感器，產(chǎn)生不同的太陽矢量.但是，難以將太陽敏感器光學(xué)部分接入控制分系統(tǒng)閉路驗證系統(tǒng)，主要是因為無法實(shí)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(tài)，尤其是閉路驗證需要360°空間的可達(dá)性，目前的太陽模擬器驗證設(shè)備均不具備這樣的功能.總結(jié)傳統(tǒng)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(shè)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(jìn)行太陽捕獲性能的考核；3)激勵系統(tǒng)無法接入控制系統(tǒng)閉路驗證.

本文基于微小型兩軸轉(zhuǎn)臺、太陽模擬器，設(shè)計了一種能引入控制分系統(tǒng)閉路驗證的光學(xué)信號動態(tài)激勵系統(tǒng)，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(tǒng)閉路驗證過程，需要模擬衛(wèi)星在空間環(huán)境的各種姿態(tài)運(yùn)動狀態(tài)，太陽敏感器光學(xué)信號動態(tài)激勵系統(tǒng)的設(shè)計需要解決如下技術(shù)問題：

1)太陽敏感器的激勵需要覆蓋360°空間范圍；2)動態(tài)激勵過程需要可連續(xù)運(yùn)轉(zhuǎn)，不應(yīng)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(tài)變化要求滿足實(shí)時性需求，能快速響應(yīng)動力學(xué)仿真系統(tǒng)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(tài)及動態(tài)指向精度；5)激勵信號的動態(tài)變化由動力學(xué)仿真系統(tǒng)實(shí)時驅(qū)動；6)激勵信號需要逼近真實(shí)的太陽光特性.

2 動態(tài)激勵構(gòu)型

基于需求分析，本系統(tǒng)主要由微小型兩軸轉(zhuǎn)臺、太陽模擬器以及相關(guān)控制電路組成.太陽敏感器安裝于微小型兩軸轉(zhuǎn)臺運(yùn)動機(jī)構(gòu)中，采用光源固定、太陽敏感器機(jī)動的方式，通過含導(dǎo)電滑環(huán)的兩軸轉(zhuǎn)臺解決上述問題1～4、合適的姿態(tài)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(tǒng)閉路驗證階段，如圖1所示，由衛(wèi)星姿軌控動力學(xué)仿真系統(tǒng)對衛(wèi)星空間姿態(tài)、軌道環(huán)境進(jìn)行實(shí)時仿真，根據(jù)衛(wèi)星軌道、姿態(tài)數(shù)據(jù)，計算出相對于衛(wèi)星本體系的太陽矢量，將該太陽矢量發(fā)送給微小型兩軸轉(zhuǎn)臺機(jī)構(gòu)，由該機(jī)構(gòu)帶動太陽敏感器在空間進(jìn)行運(yùn)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(qiáng)弱的太陽模擬信號，產(chǎn)生動態(tài)的姿態(tài)數(shù)據(jù)，并發(fā)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(tài)數(shù)據(jù)進(jìn)行融合，計算出衛(wèi)星的實(shí)時姿態(tài)，據(jù)此進(jìn)行相應(yīng)姿態(tài)控制，將控制信號激勵到姿軌控動力學(xué)仿真系統(tǒng)中，形成閉環(huán)驗證系統(tǒng).

圖1 太陽敏感器動態(tài)激勵引入閉路驗證系統(tǒng)數(shù)據(jù)流

3 太陽模擬器

太陽模擬器系統(tǒng)如圖2所示，由橢球聚光鏡、短弧氙燈、平面反射鏡、光學(xué)積分器組件、準(zhǔn)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(diǎn)附近短弧氙燈發(fā)出的光輻射通量，經(jīng)聚光鏡內(nèi)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(xué)積分器場鏡陣列對稱分割成N個小范圍的輻照范圍，并經(jīng)光學(xué)積分器投影鏡陣列中對應(yīng)的(同一光通道)元素透鏡成像到無窮遠(yuǎn)，疊加成一個較均勻的輻照分布，經(jīng)準(zhǔn)直鏡后以準(zhǔn)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(shí)的太陽輻照度，即達(dá)到一個太陽常數(shù)(1 353 W/m2)；2)模擬太陽準(zhǔn)直角32′；3)模擬輻照均勻性；4)模擬輻照穩(wěn)定性.

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

輻照不均勻度=

輻照不穩(wěn)定度=

本文所述系統(tǒng)的光學(xué)特性見表1所示.

表1 太陽模擬器性能

4 微小型兩軸轉(zhuǎn)臺

基于問題1～4，本系統(tǒng)所述微小型兩軸轉(zhuǎn)臺主要技術(shù)難點(diǎn)在以下幾個方面：1)雙軸360°轉(zhuǎn)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(zhuǎn)臺由負(fù)載框、俯仰軸轉(zhuǎn)臺、方位軸轉(zhuǎn)臺、U形支撐件、滑環(huán)構(gòu)成[6].

俯仰軸和方位軸的兩套單軸轉(zhuǎn)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(jī)直接驅(qū)動，角度編碼器為角度測量和反饋元件，便于實(shí)現(xiàn)角位置精度及角速率穩(wěn)定度.軸芯安裝有導(dǎo)電滑環(huán)實(shí)現(xiàn)轉(zhuǎn)臺的360°角度空間連續(xù)旋轉(zhuǎn).

4.1 應(yīng)力及形變分析

俯仰軸和方位軸的兩套單軸轉(zhuǎn)臺采用UT結(jié)構(gòu)，通過U形支撐件連接.以最大負(fù)載7 kg進(jìn)行計算，經(jīng)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(zhuǎn)臺的垂直度影響約為0.0007°.

圖3 微小型兩軸轉(zhuǎn)臺示意圖

圖4 U形支撐件承重變形

4.2 驅(qū)動模塊

相比于伺服電機(jī)，直流力矩電機(jī)具有高平穩(wěn)、高精度、低噪聲等優(yōu)點(diǎn)，本文所述俯仰軸和方位軸的驅(qū)動電機(jī)均選用J80LY028直流力矩電機(jī)，該電機(jī)參數(shù)見表2.

表2 電機(jī)型號及技術(shù)參數(shù)

有以下角運(yùn)動公式：

摩擦力矩最大值按0.2 N·m預(yù)估[7]，計算得出兩軸轉(zhuǎn)臺的動態(tài)性能如表3.

表3 方位、俯仰部件最大加速度

4.3 導(dǎo)電滑環(huán)

微小型兩軸轉(zhuǎn)臺雙軸全范圍可控，即雙軸皆可連續(xù)旋轉(zhuǎn)，不受角度范圍限制，即雙軸均需要安裝滑環(huán)進(jìn)行信號傳輸.本微小型兩軸轉(zhuǎn)臺所使用的導(dǎo)電滑環(huán)為整體式封閉結(jié)構(gòu)，便于安裝和維護(hù).

導(dǎo)電滑環(huán)的主要技術(shù)參數(shù)見表4所示.

圖5 導(dǎo)電滑環(huán)示意圖

表4 導(dǎo)電滑環(huán)主要技術(shù)參數(shù)

4.4 零位狀態(tài)空間關(guān)系

為減小系統(tǒng)誤差，本系統(tǒng)的微小型兩軸轉(zhuǎn)臺處于零位狀態(tài)時(圖6所示)，重點(diǎn)對以下兩方面進(jìn)行控制：1)太陽模擬器的光軸與微小型兩軸轉(zhuǎn)臺的兩轉(zhuǎn)軸交點(diǎn)重合，誤差小于0.02°，該項主要在系統(tǒng)安裝階段通過經(jīng)緯儀等工具調(diào)節(jié)；2)太陽敏感器的光電池表面與微小型兩軸轉(zhuǎn)臺的兩轉(zhuǎn)軸共面，誤差小于0.02°，該項主要通過結(jié)構(gòu)設(shè)計及數(shù)控加工保證.

圖6 微小型兩軸轉(zhuǎn)臺零位狀態(tài)關(guān)系

5 動態(tài)激勵控制算法

5.1 空間姿態(tài)矢量映射

姿軌控動力學(xué)仿真系統(tǒng)根據(jù)衛(wèi)星姿態(tài)、軌道信息，給出如下信息：1)星本體坐標(biāo)系相對于J2000慣性系的姿態(tài)轉(zhuǎn)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(wèi)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(tài)轉(zhuǎn)移矩陣，經(jīng)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(zhuǎn)臺的方位角為α,俯仰角為β,一般情況下，當(dāng)方位角與俯仰角不為0°時，空間構(gòu)型如圖7所示.

圖7 非零位狀態(tài)空間關(guān)系

根據(jù)坐標(biāo)轉(zhuǎn)換原理，可得出方位角α、俯仰角β與太陽矢量的數(shù)學(xué)關(guān)系：

即

從而

初到西點(diǎn)軍校的時候，我只有22歲，是系里最年輕的講師。當(dāng)時二戰(zhàn)已經(jīng)結(jié)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(zhuǎn)臺伺服控制由內(nèi)、外兩個獨(dú)立的回路組成，方位軸、俯仰軸獨(dú)立進(jìn)行閉環(huán)控制.

控制系統(tǒng)采用位置、速度和電流三閉環(huán)伺服控制方式.電機(jī)驅(qū)動電流與驅(qū)動單元構(gòu)成電流閉環(huán).測速信號經(jīng)過轉(zhuǎn)換處理后構(gòu)成速率閉環(huán)，以改善機(jī)械結(jié)構(gòu)的非線性影響、低速性能和系統(tǒng)的動態(tài)性能.光電絕對角編碼器產(chǎn)生當(dāng)前的轉(zhuǎn)臺軸角信號進(jìn)入驅(qū)動器模板，信號經(jīng)解碼后形成絕對位置脈沖并記錄在當(dāng)前位置寄存器中，與產(chǎn)生的數(shù)字指令信號比較產(chǎn)生位移誤差碼，再經(jīng)過數(shù)字PID算法校正處理后構(gòu)成伺服閉環(huán)控制系統(tǒng)，控制器同時完成前饋算法構(gòu)成復(fù)合控制系統(tǒng)，保證精度要求的實(shí)現(xiàn).

圖8表示了微小型兩軸轉(zhuǎn)臺單回路控制系統(tǒng)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(zhuǎn)臺進(jìn)行測量，測量結(jié)果見表5，結(jié)果表明，該轉(zhuǎn)臺能實(shí)現(xiàn)0.02°的角度控制精度，能實(shí)現(xiàn)±0.001(°)/s～±15(°)/s的角速度調(diào)整范圍.

表5 角度及角速度控制精度

6 太陽敏感器系統(tǒng)級驗證方法

在衛(wèi)星控制分系統(tǒng)級和整星級的閉路驗證項目中，與太陽敏感器相關(guān)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(xué)頭部，直接將模擬電路產(chǎn)生的動態(tài)電流引入太陽敏感器處理線路.電流的數(shù)值大小由衛(wèi)星姿軌控動力學(xué)仿真系統(tǒng)產(chǎn)生.該方法優(yōu)點(diǎn)是能夠進(jìn)行閉路控制，缺點(diǎn)是太陽敏感器的光學(xué)部件未接入閉路系統(tǒng)，缺少對光學(xué)系統(tǒng)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(jìn)行多角度的照射，對太陽敏感器輸出的角度進(jìn)行分析.該方法主要用于對太陽敏感器的極性進(jìn)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(wèi)星控制分系統(tǒng)閉環(huán)驗證過程.

3)機(jī)械式多角度模擬光源照射法：通過電機(jī)驅(qū)動，使得模擬光源相對太陽敏感器在一定角度范圍內(nèi)轉(zhuǎn)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(diǎn)是可達(dá)角度范圍較小，驅(qū)動裝置的動態(tài)精度較低，無法接入衛(wèi)星控制分系統(tǒng)閉環(huán)驗證過程.

4)本文所述的動態(tài)激勵方法：利用太陽模擬器模擬太陽的發(fā)光強(qiáng)度及張角，滿足光源精度的要求，利用微小型兩軸轉(zhuǎn)臺驅(qū)動太陽敏感器實(shí)現(xiàn)全天區(qū)轉(zhuǎn)動，其中微小型兩軸轉(zhuǎn)臺由衛(wèi)星姿軌控動力學(xué)仿真系統(tǒng)的實(shí)時數(shù)據(jù)驅(qū)動.

相比前3種驗證方法，本文所述的動態(tài)激勵方法融合了太陽敏感器精度測試及控制分系統(tǒng)閉路測試的需求，在以下幾個方面具有較為明顯的優(yōu)勢：1)光源照射角度由兩軸轉(zhuǎn)臺動態(tài)設(shè)置，可對太陽敏感器進(jìn)行太陽捕獲性能的考核；2)通過滑環(huán)的設(shè)計，微小型兩軸轉(zhuǎn)臺能夠?qū)崿F(xiàn)360°角度空間可達(dá)，可模擬真實(shí)衛(wèi)星空間姿態(tài)運(yùn)動過程；3)微小型兩軸轉(zhuǎn)臺由姿軌控動力學(xué)仿真系統(tǒng)實(shí)時驅(qū)動，在使用光學(xué)信號激勵太陽敏感器的狀態(tài)下，能夠參與控制分系統(tǒng)閉路驗證過程.

7 控制分系統(tǒng)閉路驗證試驗

本文所述太陽敏感器光學(xué)信號動態(tài)激勵系統(tǒng)應(yīng)用于某型號衛(wèi)星控制分系統(tǒng)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(jié)構(gòu)及與星本體坐標(biāo)系關(guān)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(jī)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(jìn)而計算出衛(wèi)星姿態(tài).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(biāo)系關(guān)系示意圖

分別對星箭分離后太陽搜索過程、遠(yuǎn)地點(diǎn)點(diǎn)火過程、衛(wèi)星全天球姿態(tài)機(jī)動過程進(jìn)行了模擬試驗.對姿軌控動力學(xué)仿真模型輸出的理論值與太陽敏感器輸出的測量值進(jìn)行了對比.

7.1 坐標(biāo)系定義

本次試驗采用如圖9所述的星本體坐標(biāo)系，定義星本體坐標(biāo)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(diǎn)連線平行.

本節(jié)所述衛(wèi)星姿態(tài)、角速度、太陽矢量均以星本體坐標(biāo)系為基準(zhǔn).

7.2 太陽搜索試驗

控制分系統(tǒng)對星箭分離后太陽搜索過程進(jìn)行仿真試驗.該過程衛(wèi)星姿態(tài)角為太陽敏感器與陀螺數(shù)據(jù)融合確定的姿態(tài)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(shí)測結(jié)果表明，太陽搜索過程運(yùn)行穩(wěn)定，巡航模式姿態(tài)穩(wěn)定后太陽矢量為[0.0002 -0.0003 -0.99997]，使用該系統(tǒng)進(jìn)行閉路控制的綜合姿態(tài)精度優(yōu)于±0.45°，該定姿誤差主要是由粗太陽敏感器測量誤差導(dǎo)致.

圖10 太陽搜索階段試驗曲線

7.3 遠(yuǎn)地點(diǎn)點(diǎn)火試驗

控制分系統(tǒng)對高軌衛(wèi)星遠(yuǎn)地點(diǎn)點(diǎn)火過程進(jìn)行仿真試驗，試驗流程如表7所示.

表7 遠(yuǎn)地點(diǎn)點(diǎn)火過程試驗流程

圖11為試驗過程曲線.實(shí)測結(jié)果表明，衛(wèi)星在遠(yuǎn)地點(diǎn)點(diǎn)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(tài)激勵系統(tǒng)激勵的太陽敏感器輸出與理論值偏差優(yōu)于±0.3°.

7.4 衛(wèi)星全天球姿態(tài)機(jī)動試驗

本試驗?zāi)M衛(wèi)星在360°空間范圍內(nèi)進(jìn)行姿態(tài)機(jī)動過程.試驗流程如表8所示.

圖12為試驗監(jiān)視曲線，實(shí)測結(jié)果表明，衛(wèi)星在360°空間范圍機(jī)動過程中，當(dāng)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(xù)的光電流，當(dāng)該夾角處于[0°，90°]及[270°，360°]范圍，即電池片表面未受照時，對應(yīng)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(guān)系一致.

圖11 遠(yuǎn)地點(diǎn)點(diǎn)火階段試驗曲線

表8 全天球姿態(tài)機(jī)動試驗流程

圖12 衛(wèi)星360°空間姿態(tài)機(jī)動試驗曲線

8 結(jié) 論

本文對太陽敏感器光學(xué)信號動態(tài)激勵系統(tǒng)應(yīng)用于控制分系統(tǒng)閉路驗證的技術(shù)難度進(jìn)行了分析，針對應(yīng)用需求，設(shè)計了相應(yīng)的太陽模擬器、微小型兩軸轉(zhuǎn)臺及控制算法，構(gòu)成可接入閉路驗證的光學(xué)動態(tài)激勵系統(tǒng).

在對太陽敏感器的系統(tǒng)級驗證方法進(jìn)行了全面分析的同時，將該激勵系統(tǒng)應(yīng)用于某衛(wèi)星控制分系統(tǒng)閉路驗證階段，分別對太陽搜索的姿態(tài)機(jī)動過程、遠(yuǎn)地點(diǎn)點(diǎn)火的非機(jī)動過程、衛(wèi)星全天球姿態(tài)機(jī)動過程進(jìn)行了試驗，試驗結(jié)果表明，該激勵系統(tǒng)滿足控制分系統(tǒng)閉路驗證的各項技術(shù)需求.

本文所述動態(tài)激勵系統(tǒng)首次將含光學(xué)組件的太陽敏感器引入控制分系統(tǒng)閉路驗證試驗，突破了太陽敏感器在控制分系統(tǒng)地面驗證過程中的應(yīng)用局限性，擴(kuò)展了控制分系統(tǒng)的測試覆蓋性范圍，對優(yōu)化太陽敏感器的分系統(tǒng)級驗證方法具有重要的意義.