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(hào)(GF-7)衛(wèi)星是我國(guó)民用高分辨率國(guó)土立體測(cè)繪衛(wèi)星，以第一顆自主民用高分辨率立體測(cè)繪衛(wèi)星資源三號(hào)衛(wèi)星平臺(tái)為基礎(chǔ)，主要用于完成1∶10 000比例尺有控制點(diǎn)國(guó)土測(cè)繪任務(wù)[1]，是高分辨率對(duì)地觀測(cè)系統(tǒng)中的標(biāo)志性衛(wèi)星，也是我國(guó)首顆民用亞米級(jí)高分辨率光學(xué)傳輸型立體測(cè)繪衛(wèi)星。為了實(shí)現(xiàn)高精度的姿態(tài)確定，衛(wèi)星采用與前后視相機(jī)一體化安裝的甚高精度星敏感器進(jìn)行姿態(tài)確定。為保證載荷工作任務(wù)順利實(shí)現(xiàn)，衛(wèi)星配置了高剛高穩(wěn)SADA進(jìn)行太陽(yáng)翼控制，并通過設(shè)計(jì)數(shù)傳天線的軌跡平滑和干擾力矩補(bǔ)償算法實(shí)現(xiàn)高穩(wěn)定度的姿態(tài)控制，以滿足測(cè)繪和國(guó)土資源勘測(cè)任務(wù)需要。

高分七號(hào)衛(wèi)星于2019年11月3日由太原衛(wèi)星發(fā)射中心發(fā)射入軌，入軌時(shí)工作在軌道高度為495 km的太陽(yáng)同步軌道上，其姿態(tài)控制分系統(tǒng)是整個(gè)衛(wèi)星系統(tǒng)中最為關(guān)鍵，也最復(fù)雜的分系統(tǒng)之一[2]，姿態(tài)控制分系統(tǒng)要在衛(wèi)星運(yùn)行過程中為有效載荷提供高精度、高穩(wěn)定度的對(duì)地定向衛(wèi)星平臺(tái)，同時(shí)具有偏流角修正、軌道維持、繞滾動(dòng)軸的快速側(cè)擺機(jī)動(dòng)、驅(qū)動(dòng)太陽(yáng)翼對(duì)日定向及給數(shù)傳天線提供指令角度等控制能力。

本文首先對(duì)姿態(tài)控制分系統(tǒng)進(jìn)行說明，其次對(duì)控制系統(tǒng)方案設(shè)計(jì)進(jìn)行詳細(xì)介紹，包括高精度姿態(tài)確定算法、對(duì)地定向姿態(tài)控制和姿態(tài)機(jī)動(dòng)的姿態(tài)控制算法，最后給出在軌驗(yàn)證情況。

1 姿態(tài)控制分系統(tǒng)簡(jiǎn)介

高分七號(hào)衛(wèi)星姿態(tài)控制分系統(tǒng)由高精度陀螺、高精度星敏感器、太陽(yáng)敏感器、動(dòng)量輪、高剛高穩(wěn)太陽(yáng)翼驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)及推進(jìn)系統(tǒng)等組成，衛(wèi)星結(jié)構(gòu)如圖1所示。

圖1 衛(wèi)星結(jié)構(gòu)示意圖Fig.1 Structure sketch of satellite

衛(wèi)星姿態(tài)控制分系統(tǒng)主要功能包括：星箭分離后，由推力器進(jìn)行衛(wèi)星姿態(tài)控制，消除星箭分離干擾和太陽(yáng)翼展開的擾動(dòng)；建立對(duì)地定向姿態(tài)后，啟動(dòng)動(dòng)量輪和CMG；正常情況下由動(dòng)量輪進(jìn)行姿態(tài)控制，各動(dòng)量輪工作在標(biāo)稱轉(zhuǎn)速附近，通過動(dòng)量輪間的協(xié)調(diào)控制實(shí)現(xiàn)整星零動(dòng)量；在陀螺和星敏感器的高精度定姿方式下，根據(jù)載荷成像任務(wù)需求，可由CMG和動(dòng)量輪控制實(shí)現(xiàn)繞滾動(dòng)軸的快速側(cè)擺機(jī)動(dòng)；根據(jù)地面指令可進(jìn)行軌道機(jī)動(dòng)控制，并滿足機(jī)動(dòng)期間姿態(tài)控制指標(biāo)要求。正常軌道運(yùn)行期間，衛(wèi)星根據(jù)模擬太陽(yáng)敏感器輸出或者太陽(yáng)翼轉(zhuǎn)角輸出，進(jìn)行太陽(yáng)翼指令角速度計(jì)算，實(shí)現(xiàn)太陽(yáng)翼對(duì)日跟蹤；在衛(wèi)星與地面站互見弧段，可為數(shù)傳天線提供指向控制的指令，實(shí)現(xiàn)天線對(duì)地面站的捕獲與跟蹤。

衛(wèi)星要實(shí)時(shí)進(jìn)行太陽(yáng)翼的驅(qū)動(dòng)控制，且太陽(yáng)翼較大，因此整星的動(dòng)力學(xué)以中心剛體+兩個(gè)撓性附件[3]描述為

(1)

(2)

(3)

(4)

(5)

2 控制分系統(tǒng)方案設(shè)計(jì)

2.1 控制分系統(tǒng)方案設(shè)計(jì)的特點(diǎn)

高分七號(hào)衛(wèi)星控制分系統(tǒng)方案設(shè)計(jì)的主要特點(diǎn)是實(shí)現(xiàn)高精度的姿態(tài)確定、高穩(wěn)定度的姿態(tài)控制和快速姿態(tài)機(jī)動(dòng)控制。為了實(shí)現(xiàn)衛(wèi)星的高精度姿態(tài)確定，設(shè)計(jì)了基于載荷的一體化安裝布局方式和星敏感器間相對(duì)安裝誤差標(biāo)定算法，并可以在地面通過采用前向?qū)崟r(shí)卡爾曼濾波算法分別對(duì)載荷姿態(tài)分別進(jìn)行事后高精度姿態(tài)確定。為了實(shí)現(xiàn)衛(wèi)星的高穩(wěn)定度姿態(tài)控制，首先考慮軌道進(jìn)動(dòng)的軌道角速度計(jì)算，提高了衛(wèi)星偏航軸姿態(tài)控制精度；通過數(shù)傳天線的轉(zhuǎn)角平滑和干擾力矩前饋補(bǔ)償大大減小了數(shù)傳天線預(yù)置和跟蹤過程中對(duì)衛(wèi)星穩(wěn)定度的影響；通過采用高平穩(wěn)太陽(yáng)翼驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)，大大提高了衛(wèi)星的姿態(tài)穩(wěn)定度。為了實(shí)現(xiàn)衛(wèi)星的快速側(cè)擺機(jī)動(dòng)，采用剪刀式構(gòu)型的控制力矩陀螺，并設(shè)計(jì)了姿態(tài)機(jī)動(dòng)過程中的軌跡規(guī)劃算法，減小了機(jī)動(dòng)過程中的撓性振動(dòng)的影響。

2.2 高精度姿態(tài)確定算法

2.2.1 基于載荷的高精度姿態(tài)確定方案

衛(wèi)星配置兩臺(tái)雙線陣立體測(cè)繪相機(jī)，前視相機(jī)視軸方向?yàn)樾l(wèi)星本體系+Z軸繞本體系+Y軸轉(zhuǎn)動(dòng)+26°后確定的坐標(biāo)軸方向，后視相機(jī)視軸方向?yàn)樾l(wèi)星本體系+Z軸繞本體系+Y軸轉(zhuǎn)動(dòng)-5°后確定的坐標(biāo)軸方向。

為了提高衛(wèi)星的姿態(tài)確定精度，衛(wèi)星采用單探頭測(cè)量精度優(yōu)于1″(3σ)的甚高精度星敏感器[4]，并且將其中兩個(gè)星敏感器與前視相機(jī)一體化安裝，另外兩個(gè)星敏感器與后視相機(jī)一體化安裝的安裝布局(見圖2)。

根據(jù)衛(wèi)星高精度姿態(tài)確定需求，利用星敏感器和陀螺聯(lián)合定姿方式進(jìn)行姿態(tài)確定，針對(duì)星敏感器和陀螺的噪聲特點(diǎn)，設(shè)計(jì)了常系數(shù)、低增益的卡爾曼濾波算法。該方法易于星上實(shí)現(xiàn)，且充分利用陀螺短期測(cè)量精度高的特點(diǎn)，實(shí)現(xiàn)高精度姿態(tài)確定。衛(wèi)星星上高精度姿態(tài)確定選取3個(gè)正交陀螺進(jìn)行姿態(tài)預(yù)估，選取前視相機(jī)上安裝的甚高精度星敏感器的數(shù)據(jù)進(jìn)行卡爾曼濾波姿態(tài)修正。

衛(wèi)星下傳各個(gè)星敏感器數(shù)據(jù)，地面根據(jù)高精度陀螺數(shù)據(jù)和星敏感器數(shù)據(jù)，采用前向?qū)崟r(shí)卡爾曼濾波算法分別對(duì)前視相機(jī)的姿態(tài)和后視相機(jī)的姿態(tài)分別進(jìn)行事后高精度姿態(tài)確定，事后長(zhǎng)期的慣性系姿態(tài)確定精度優(yōu)于1.5″(3σ)。

圖2 衛(wèi)星星表布局示意圖Fig.2 Configuration sketch of satellite

2.2.2 相對(duì)安裝誤差標(biāo)定算法

針對(duì)入軌后星敏感器安裝變形以及存在地面測(cè)量誤差的情況，設(shè)計(jì)了星敏感器間相對(duì)安裝誤差標(biāo)定算法。星敏感器間安裝誤差的標(biāo)定原理為同一時(shí)刻不同星敏感器的測(cè)量應(yīng)該滿足相對(duì)安裝關(guān)系。衛(wèi)星上可以指定任意星敏感器j為基準(zhǔn)星敏，對(duì)其他星敏感器i的安裝矩陣進(jìn)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(zhuǎn)序求出星敏感器i相對(duì)星敏感器j的滾動(dòng)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(duì)標(biāo)定誤差角進(jìn)行濾波。鑒于后視相機(jī)的基線較短，有利于地面標(biāo)定精度，因此在軌選取與后視相機(jī)一體化安裝的星敏感器進(jìn)行基準(zhǔn)標(biāo)定。通過對(duì)星敏感器相對(duì)安裝偏差的標(biāo)定，提高了星敏感器姿態(tài)確定精度。而對(duì)于基準(zhǔn)星敏感器的安裝偏差，可利用地標(biāo)點(diǎn)的標(biāo)定，對(duì)星敏感器和載荷間的系統(tǒng)類偏差進(jìn)行統(tǒng)一修正。

2.3 對(duì)地定向的姿態(tài)控制

1)考慮軌道進(jìn)動(dòng)的軌道角速度計(jì)算

為了提高偏航軸的姿態(tài)控制精度，采用考慮軌道進(jìn)動(dòng)的軌道系相對(duì)于慣性系J2000.0的角速度ωOI計(jì)算公式為

(6)

式中：ωo為軌道角速度，u為衛(wèi)星幅角，i為軌道傾角，Ω1為擬平升交點(diǎn)赤經(jīng)的一階長(zhǎng)期項(xiàng)系數(shù)。

2)高剛度高穩(wěn)定度SADA進(jìn)行太陽(yáng)翼控制

以往的衛(wèi)星采用的步進(jìn)電機(jī)型太陽(yáng)翼驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)(SADA)，對(duì)衛(wèi)星太陽(yáng)翼?yè)闲阅B(tài)的激勵(lì)較大，對(duì)衛(wèi)星穩(wěn)定度有一定的影響[5-6]。為了解決該問題，采用以擾動(dòng)力矩較小的永磁同步電機(jī)作為驅(qū)動(dòng)源，設(shè)計(jì)了高剛度高穩(wěn)定度太陽(yáng)翼驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)[7]。高分七號(hào)衛(wèi)星采用的高剛度高穩(wěn)定度太陽(yáng)翼驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)，其穩(wěn)態(tài)跟蹤模式下的驅(qū)動(dòng)不平穩(wěn)性優(yōu)于5%，大大提高了衛(wèi)星的三軸姿態(tài)穩(wěn)定度。

3)數(shù)傳天線的轉(zhuǎn)角軌跡平滑

衛(wèi)星一般安裝有多副通信天線，每副天線一般具有兩個(gè)或以上的轉(zhuǎn)動(dòng)自由度。首先，天線的多軸運(yùn)動(dòng)持續(xù)改變整星的質(zhì)量分布，使衛(wèi)星姿控性能受到影響，對(duì)星體各軸均存在擾動(dòng)影響；其次，天線的指向運(yùn)動(dòng)不是勻速運(yùn)動(dòng)，不同轉(zhuǎn)速范圍對(duì)星體穩(wěn)定度的影響有很大區(qū)別，轉(zhuǎn)速越大姿態(tài)擾動(dòng)越大，因此天線的指向運(yùn)動(dòng)對(duì)星體姿態(tài)控制產(chǎn)生了很大的擾動(dòng)影響[5]。為了抑制數(shù)傳天線預(yù)置和跟蹤過程中對(duì)衛(wèi)星姿態(tài)的影響，高分七號(hào)衛(wèi)星采用了數(shù)傳天線軌跡平滑和干擾力矩估計(jì)，并進(jìn)行前饋力矩補(bǔ)償，在軌應(yīng)用證明明顯改善了天線運(yùn)動(dòng)對(duì)衛(wèi)星穩(wěn)定度的影響。

為了降低天線跟蹤前(預(yù)置)由于天線加速度對(duì)星體穩(wěn)定度影響，擬對(duì)天線運(yùn)動(dòng)軌跡進(jìn)行平滑處理(見圖3)。天線對(duì)動(dòng)目標(biāo)的捕獲軌跡規(guī)劃，其主要思想是在給定的天線運(yùn)動(dòng)角速度和角加速度幅值約束條件下，根據(jù)天線指令轉(zhuǎn)角的變化，以及當(dāng)前轉(zhuǎn)角與理論轉(zhuǎn)角的偏差，計(jì)算下一周期的期望轉(zhuǎn)速。其中，一方面為了降低當(dāng)前轉(zhuǎn)角與上一周期理論轉(zhuǎn)角偏差較大時(shí)可能引起較大的轉(zhuǎn)角補(bǔ)償量導(dǎo)致沖擊過大，另一方面也為了提高當(dāng)前轉(zhuǎn)角與上一周期理論轉(zhuǎn)角偏差較小時(shí)盡可能加大轉(zhuǎn)角補(bǔ)償量，使得誤差收斂速度足夠大，針對(duì)上述兩方面的考慮引入了轉(zhuǎn)角偏差的自適應(yīng)轉(zhuǎn)角補(bǔ)償策略，即根據(jù)轉(zhuǎn)角誤差大小適時(shí)調(diào)整增益系數(shù)，從而使得天線對(duì)目標(biāo)的捕獲過程既保證快速性，又具有平滑性，以避免激發(fā)附件振動(dòng)模態(tài)，有效降低對(duì)整星姿態(tài)的沖擊影響。

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

自適應(yīng)轉(zhuǎn)角補(bǔ)償控制參數(shù)計(jì)算：

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

(7)

式中：αr(t)為當(dāng)前周期根據(jù)目標(biāo)計(jì)算的期望轉(zhuǎn)角αr(t)，αp(t)為天線當(dāng)前平滑后的實(shí)際轉(zhuǎn)角指令αp(t)。高分七號(hào)選取自適應(yīng)轉(zhuǎn)角補(bǔ)償控制器參數(shù)：kant,0=0.1，kant,v=0.2，β=10.0。

當(dāng)前角速度為

(8)

期望轉(zhuǎn)角指令更新為

αp(t)=αp(t)+Δt·(ωant,r(t)+kant,i·

(αr(t)-αp(t)))

(9)

4)數(shù)傳天線的干擾力矩前饋補(bǔ)償

高分七號(hào)衛(wèi)星采用基于差分角動(dòng)量的數(shù)傳天線擾動(dòng)補(bǔ)償控制算法。假設(shè)控制計(jì)算機(jī)與天線系統(tǒng)的通訊間隔為Δt，可根據(jù)在一個(gè)通信間隔內(nèi)天線轉(zhuǎn)角指令計(jì)算出天線運(yùn)動(dòng)角動(dòng)量變化量

ΔHa=Ha(t+Δt)-Ha(t)

(10)

5)控制器設(shè)計(jì)

在正常對(duì)地定向姿態(tài)下，采用整星零動(dòng)量的三軸輪控方式，設(shè)計(jì)了經(jīng)典比例-積分-微分控制(PID)控制器，控制系統(tǒng)簡(jiǎn)化如圖4所示。

圖4 控制系統(tǒng)框圖Fig.4 Block diagram for control system

為了得到更好的控制品質(zhì)，提高抗干擾能力，在PID控制算的基礎(chǔ)上引入天線干擾力矩的前饋補(bǔ)償、磁力矩的前饋補(bǔ)償和偏流角力矩的前饋補(bǔ)償，可避免天線預(yù)置和跟蹤時(shí)對(duì)星體穩(wěn)定度的影響，避免磁力矩器在產(chǎn)生卸載力矩時(shí)對(duì)星體穩(wěn)定度的影響，大大提高星體的穩(wěn)定度。

2.4 側(cè)擺機(jī)動(dòng)控制

為了實(shí)現(xiàn)敏捷姿態(tài)機(jī)動(dòng)，衛(wèi)星控制分系統(tǒng)可采用雙控制力矩陀螺(CMG)進(jìn)行姿態(tài)控制[8]。高分七號(hào)衛(wèi)星采用剪刀式安裝構(gòu)型，雙CMG安裝方式為兩個(gè)CMG零位時(shí)角動(dòng)量矢量相反，且角動(dòng)量矢量方向與低速框架軸矢量方向均垂直于需要提供機(jī)動(dòng)力矩的星體軸向。

基于剪刀式安裝構(gòu)型的雙CMG力矩分配的基本原理，是根據(jù)期望的機(jī)動(dòng)控制力矩在兩個(gè)CMG之間進(jìn)行合理分配，同時(shí)通過算法設(shè)計(jì)使兩CMG框架角盡量保持同步，避免在其它方向產(chǎn)生擾動(dòng)力矩。

如圖5所示，機(jī)動(dòng)軸為X軸，兩CMG角動(dòng)量在框架角零位時(shí)方向相反，均垂直于X軸，并在機(jī)動(dòng)過程中相對(duì)于X軸對(duì)稱，因此所提供的機(jī)動(dòng)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(shí)為正，定義CMG1的框架角δ1為其角動(dòng)量HCM1與X軸垂直時(shí)為零，向X軸正方向轉(zhuǎn)動(dòng)時(shí)為正。同理定義CMG2的框架角δ2為其角動(dòng)量HCM2與X軸垂直時(shí)為零，向X軸正方向轉(zhuǎn)動(dòng)時(shí)為正。

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

單個(gè)CMG低速框架轉(zhuǎn)動(dòng)提供的力矩為

(11)

力矩方向垂直于框架軸和角動(dòng)量矢量方向。隨著框架角的轉(zhuǎn)動(dòng)，力矩方向?qū)⒎譃檠豖軸方向與垂直于X軸方向。

CMG1產(chǎn)生的沿X軸方向和垂直于X軸方向的力矩分別為

(12)

CMG2產(chǎn)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(fù)。因此當(dāng)兩個(gè)CMG的框架角度和角速率均相等時(shí)，將產(chǎn)生只有沿X軸方向的合成力矩。

根據(jù)PID控制率和前饋力矩綜合計(jì)算出滾動(dòng)軸的期望力矩TCMG，基于剪刀式安裝構(gòu)型的雙CMG力矩分配算法計(jì)算出兩個(gè)CMG的低速框架角速度指令。

在滿足衛(wèi)星側(cè)擺指標(biāo)前提下，根據(jù)CMG的控制能力設(shè)計(jì)高分七號(hào)衛(wèi)星側(cè)擺時(shí)的加減速力矩和機(jī)動(dòng)的最大角速度，由兩個(gè)CMG同時(shí)工作提供繞滾動(dòng)軸的控制力矩。

圖6 側(cè)擺軌跡示意圖Fig.6 Sketch of maneuver trajectory planning of swayed attitude

3 在軌驗(yàn)證

3.1 相對(duì)安裝誤差標(biāo)定算法驗(yàn)證

高分七號(hào)衛(wèi)星采用相對(duì)安裝誤差的標(biāo)定算法。在軌期間，前視相機(jī)一體化安裝的星敏感器1a相對(duì)基準(zhǔn)星敏感器的安裝誤差如圖7所示。

圖7 星敏感器相對(duì)安裝偏差標(biāo)定曲線Fig.7 Calibration result of opposite bias built in star sensors

從標(biāo)定結(jié)果可知，以目前的技術(shù)水平，由于精測(cè)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(duì)安裝誤差進(jìn)行標(biāo)定補(bǔ)償。由于星敏感器存在隨機(jī)的測(cè)量誤差，使得星敏感器相對(duì)安裝偏差標(biāo)定存在一定的波動(dòng)，可通過濾波將該波動(dòng)控制在角秒量級(jí)以下。

3.2 高穩(wěn)定度SADA閉環(huán)控制驗(yàn)證

高分七號(hào)衛(wèi)星入軌初期高穩(wěn)定度SADA采取開環(huán)控制，過境時(shí)地面注入指令，引入高剛度高穩(wěn)定度SADA的閉環(huán)控制。由圖8的三軸衛(wèi)星姿態(tài)角速度曲線可知，高穩(wěn)定度SADA工作時(shí)衛(wèi)星穩(wěn)定度得到了大幅的提高。

圖8 在軌姿態(tài)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(bǔ)償算法驗(yàn)證

高分七號(hào)衛(wèi)星在軌數(shù)傳天線在預(yù)置跟蹤過程中對(duì)衛(wèi)星穩(wěn)定度的影響約為0.002 (°)/s，在軌指令引入數(shù)傳天線軌跡平滑和干擾力矩補(bǔ)償算法，引入后數(shù)傳天線在預(yù)置跟蹤過程中對(duì)衛(wèi)星穩(wěn)定度的影響大大減小，達(dá)到了預(yù)期效果。

圖9給出了數(shù)傳天線1進(jìn)行預(yù)置跟蹤時(shí)的天線指令轉(zhuǎn)角和實(shí)際轉(zhuǎn)角曲線，以及此時(shí)衛(wèi)星的三軸姿態(tài)角速度曲線，由圖10可以看出，引入數(shù)傳天線在預(yù)置跟蹤過程中的指令平滑和干擾力矩補(bǔ)償后對(duì)衛(wèi)星的三軸姿態(tài)角速度小于0.000 5 (°)/s。

圖9 天線平滑轉(zhuǎn)角Fig.9 Antenna trajectory angle

圖10 引入天線軌跡平滑和天線干擾力矩補(bǔ)償后 的三軸姿態(tài)角速度Fig.10 Estimated attituderate for three axes after antenna trajectory smooth and disturb feedback

3.4 在軌運(yùn)行結(jié)果

根據(jù)高分七號(hào)衛(wèi)星的太陽(yáng)翼基頻和執(zhí)行機(jī)構(gòu)控制能力和系統(tǒng)指標(biāo)要求，選取PID控制的控制帶寬和阻尼比。衛(wèi)星采用考慮軌道進(jìn)動(dòng)的軌道系相對(duì)于慣性系的角速度計(jì)算方法，由下圖可知，衛(wèi)星的穩(wěn)定度得到了提高。

衛(wèi)星在軌穩(wěn)態(tài)運(yùn)行時(shí)的姿態(tài)預(yù)估和角速度估計(jì)(含偏流角及偏流角角速度控制)曲線如圖11所示。側(cè)擺機(jī)動(dòng)測(cè)試中的三軸姿態(tài)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(cè)擺過程中的三軸姿態(tài)角曲線Fig.12 Estimated attitude angles for three axes in swayed process

在軌數(shù)據(jù)表明，衛(wèi)星可完成偏流角及角速度控制，扣除標(biāo)稱偏流角后，姿態(tài)控制誤差優(yōu)于0.005°，穩(wěn)定度優(yōu)于0.000 06(°)/s，為衛(wèi)星實(shí)現(xiàn)高分辨率的立體測(cè)圖提供了穩(wěn)定運(yùn)行平臺(tái)。

4 結(jié)束語

本文介紹了高分七號(hào)衛(wèi)星姿態(tài)控制分系統(tǒng)的姿態(tài)確定和姿態(tài)控制方案，在姿態(tài)確定上采用與前后視相機(jī)一體化安裝的甚高精度星敏感器和相對(duì)安裝偏差基準(zhǔn)標(biāo)定算法，選取高剛度高穩(wěn)定度SADA進(jìn)行太陽(yáng)翼跟蹤控制，在姿態(tài)控制上進(jìn)行數(shù)傳天線軌跡平滑和前饋力矩補(bǔ)償，根據(jù)在軌運(yùn)行結(jié)果表明，實(shí)現(xiàn)了優(yōu)于0.000 06(°)/s的穩(wěn)定度指標(biāo)。高分七號(hào)的設(shè)計(jì)方案，可以供其他遙感衛(wèi)星姿態(tài)控制分系統(tǒng)借鑒。