呂高見 關宏 田科豐 傅秀濤 姚寧

(北京控制工程研究所，北京 100094)

高分多模衛(wèi)星(GFDM-1)是我國首顆分辨率優(yōu)于0.5 m同時具有多種敏捷成像模式的民用光學遙感衛(wèi)星，也是國內(nèi)首顆具備姿態(tài)機動自主任務規(guī)劃的衛(wèi)星。衛(wèi)星采用降交點地方時為10:30 Am的太陽同步回歸軌道，軌道傾角97.96°，與以往同類衛(wèi)星相比[1-4]，GFDM-1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、壽命、質(zhì)量、可靠性和地面驗證方面都提出了更高的要求，尤其是衛(wèi)星的機動能力，較以往遙感衛(wèi)星有大幅度提高。為了滿足任務要求，控制分系統(tǒng)通過新研中大型控制力矩陀螺、大量程三浮陀螺、甚高精度星敏感器、高穩(wěn)定度太陽帆板驅(qū)動機構(gòu)、一體化磁力矩器、基于1553B總線體系的“中心控制單元+驅(qū)動控制單元”控制器等核心產(chǎn)品，并采用高精度姿態(tài)控制方案，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)采用基于二級總線的輕小型化體系結(jié)構(gòu)，實現(xiàn)控制分系統(tǒng)減重，并使衛(wèi)星具備良好的系統(tǒng)擴展性；設計星上姿態(tài)機動自主任務規(guī)劃方案，使衛(wèi)星具備星上自主姿態(tài)規(guī)劃和姿態(tài)機動；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年長壽命設計，并對關鍵單機開展壽命驗證。

本文在對GFDM-1衛(wèi)星控制分系統(tǒng)的組成、工作模式等方面進行簡單介紹的基礎上，重點對衛(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)、高精度高穩(wěn)定度姿態(tài)控制技術(shù)、敏捷機動姿態(tài)軌跡規(guī)劃技術(shù)、長壽命高可靠設計等方面進行論述。根據(jù)衛(wèi)星在軌運行數(shù)據(jù)，給出了控制分系統(tǒng)單機和系統(tǒng)性能指標在軌驗證情況。

1 控制系統(tǒng)簡介

1.1 分系統(tǒng)主要功能和性能指標要求

GFDM-1衛(wèi)星相比以往遙感衛(wèi)星，三軸姿態(tài)測量精度、指向精度、偏流角修正精度要求有較大提高。在機動方面，中型敏捷衛(wèi)星強調(diào)衛(wèi)星的快速機動能力，衛(wèi)星在機動的快速性、機動模式的多樣性和復雜性方面均相比以往衛(wèi)星有質(zhì)的突破。主要性能指標：被動成像模式下，三軸慣性姿態(tài)測量精度優(yōu)于0.001°(3σ)；主動成像模式下，三軸慣性姿態(tài)測量精度優(yōu)于0.02°(3σ)。繞任意軸歐拉角最大角加速度1.2(°)/s2，最大角速度4.5(°)/s；典型的機動指標為0～5°/10 s，10°/15 s，25°/20 s，40°/25 s；在軌壽命8年；分系統(tǒng)質(zhì)量為293 kg。

1.2 系統(tǒng)組成

根據(jù)衛(wèi)星功能和性能指標要求，控制分系統(tǒng)由姿態(tài)敏感器、執(zhí)行機構(gòu)和控制器3部分組成。控制分系統(tǒng)組成框圖如圖1所示。

圖1 控制分系統(tǒng)組成框圖Fig.1 Architecture/Configuration of GNC sub-system

姿態(tài)敏感器包括：甚高精度有源像元傳感器(APS)星敏感器、三浮陀螺、光纖陀螺、一體化紅外地球敏感器、太陽敏感器。執(zhí)行機構(gòu)包括：控制力矩陀螺、一體化磁力矩器、帆板驅(qū)動機構(gòu)、推進子系統(tǒng)?？刂破靼ǎ褐行目刂茊卧Ⅱ?qū)動控制單元。

1.3 主要工作模式

為滿足任務要求，GFDM-1衛(wèi)星控制分系統(tǒng)的工作模式包括：主動段模式、入軌段控制模式、正常對地運行模式、點對點姿態(tài)機動模式、姿態(tài)/角速度預置模式、偏置飛行模式、勻地速非沿跡跟蹤模式、勻角速度勻積分時間跟蹤模式、測試與標定模式、軌控模式、全姿態(tài)捕獲模式、無控模式、凝視模式、慣性定向模式等多個模式。其中正常飛行模式是衛(wèi)星的長期運行模式，引入偏流角修正，姿態(tài)任務接收與規(guī)劃模式處于待命狀態(tài)，在衛(wèi)星收到姿態(tài)機動任務后，衛(wèi)星通過對目標點進行姿態(tài)規(guī)劃并自主執(zhí)行，進入姿態(tài)機動模式(點對點姿態(tài)機動模式或者姿態(tài)/角速度預置模式)，并在成像任務開始前進入目標模式(偏置飛行模式、勻地速非沿跡跟蹤模式、勻角速度勻積分時間跟蹤模式、凝視模式、慣性定向模式)。衛(wèi)星有軌控任務時，衛(wèi)星通過繞俯仰軸或者滾動軸進行大角度姿態(tài)機動，機動至軌控姿態(tài)后，衛(wèi)星自主進入軌控模式。衛(wèi)星姿態(tài)失穩(wěn)或衛(wèi)星接收到整星能源安全報警后，衛(wèi)星進入全姿態(tài)捕獲模式。各模式之間設計有進入和退出條件，星上可自主或根據(jù)地面指令進行模式切換。各個模式的姿態(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、姿態(tài)機動相關模式等主要工作模式進行簡單介紹。

(1)正常飛行模式采用陀螺預估加星敏感器修正的方案進行姿態(tài)確定。在陀螺故障時設計有星敏無陀螺姿態(tài)確定方案。姿態(tài)采用CMG的高穩(wěn)定度控制算法，磁力矩器提供卸載力矩，必要時采用噴氣保護。根據(jù)太陽信息，控制高穩(wěn)定太陽翼驅(qū)動機構(gòu)轉(zhuǎn)動，實現(xiàn)太陽翼對日；同時對待執(zhí)行任務進行姿態(tài)規(guī)劃，并進行數(shù)傳天線、中繼天線的控制指向計算。

(2)姿態(tài)機動相關模式是在衛(wèi)星接收到成像任務或者天線控制任務后，進行相應的姿態(tài)機動時，經(jīng)歷的一系列模式轉(zhuǎn)換并實現(xiàn)任務所需要的姿態(tài)。在姿態(tài)機動過程中，使用陀螺數(shù)據(jù)對星體姿態(tài)進行預估，根據(jù)姿態(tài)機動軌跡規(guī)劃結(jié)果，在機動結(jié)束時，將星敏的姿態(tài)信息引入，進行姿態(tài)修正。在成像任務、數(shù)傳天線任務或者中繼天線任務時，建立偏置飛行模式、勻地速非沿跡跟蹤模式、勻角速度勻積分時間跟蹤模式、凝視模式、慣性定向模式等，實現(xiàn)衛(wèi)星的成像、數(shù)據(jù)傳輸?shù)热蝿?。姿態(tài)機動及穩(wěn)態(tài)控制過程中，系統(tǒng)使用CMG進行高精度、敏捷機動姿態(tài)控制。同時，根據(jù)軌道角速度，控制高穩(wěn)定太陽翼驅(qū)動機構(gòu)轉(zhuǎn)動，保證任務執(zhí)行結(jié)束回對地姿態(tài)后，太陽翼處于對日狀態(tài)。

2 技術(shù)特點

2.1 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)的可擴展性，GFDM-1衛(wèi)星控制分系統(tǒng)采用基于內(nèi)部1553B總線的結(jié)構(gòu)形式和通用單機模塊化設計思想[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總線與驅(qū)動控制單元、甚高精度APS星敏感器、三浮陀螺、一體化紅外、控制力矩陀螺和帆板驅(qū)動機構(gòu)進行通信，實現(xiàn)與各主要部件之間的信息交互；通過RS422串口實現(xiàn)與光纖陀螺、數(shù)字太陽敏感器等通訊，完成光纖陀螺、太陽等姿態(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，負責完各部件加斷電控制和磁力矩器、推進子系統(tǒng)等單機的數(shù)據(jù)采集和控制。同時為了提高分系統(tǒng)電源的可靠性，將集中供電改為分散供電，具體見圖2。

圖2 控制分系統(tǒng)電源拓撲圖Fig.2 Power resource topology of GNC sub-system

2.2 高精度高穩(wěn)定度姿態(tài)控制技術(shù)

為保證GFDM-1衛(wèi)星具有穩(wěn)定姿態(tài)測量基準，衛(wèi)星將3個甚高精度星敏感器與相機一體化安裝，同時，通過對星敏感器溫控進行專項設計，使星敏感器溫度控制點的溫度控制在±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，在控制方案上還采用了甚高精度星敏感器標定方法，并根據(jù)星敏感器測量誤差的高低頻噪聲特點設計星敏感器濾波參數(shù)，實現(xiàn)衛(wèi)星在軌高精度姿態(tài)測量。

衛(wèi)星剛體模型為

(1)

為滿足整星敏捷機動的要求，控制分系統(tǒng)采用5個控制力矩陀螺繞星體Z軸的圓錐面均勻分布。為規(guī)避控制力矩陀螺的控制力矩奇異，在框架角速度指令精確解算的基礎上，引入零運動規(guī)律和魯棒奇異規(guī)避操縱規(guī)律。當在一定框架角下，各CMG的輸出力矩共面，則控制力矩陀螺群的控制作用局限于該面(即輸出合力矩在此平面內(nèi))，喪失三維控制能力，此時稱控制力矩陀螺陷入框架構(gòu)型奇異狀態(tài)(CMG奇異點)。CMG奇異點可分為隱奇點和顯奇點兩種，其中隱奇點附近可以在不影響合角動量變化下調(diào)整框架構(gòu)型(框架重構(gòu)型)，脫離奇異狀態(tài)，因此不產(chǎn)生附加的合陀螺力矩；對于顯奇異，調(diào)整框架構(gòu)型必然引起合角動量的變化，從而對星體產(chǎn)生力矩。由隱奇異點的特點可知，在根據(jù)期望控制力矩計算基礎上引入框架角零運動規(guī)律，使得框架構(gòu)型遠離奇異點。顯奇異的規(guī)避主要采用魯棒奇異規(guī)避方法，即根據(jù)奇異度量大小調(diào)整框架角，使得框架構(gòu)型繞開顯奇異點，但星體的運動姿態(tài)與期望(規(guī)劃)軌跡有差異。當衛(wèi)星處于穩(wěn)態(tài)狀態(tài)時，采用磁力矩器進行角動量卸載，從而保證衛(wèi)星穩(wěn)態(tài)時不處于奇異點附近。

圖3 正常模式下控制效果Fig.3 Performance of normal-mode attitude control

圖4 機動模式下控制效果Fig.4 Performance of maneuver-mode attitude control

2.3 敏捷機動姿態(tài)軌跡規(guī)劃技術(shù)

2.3.1 點對點機動姿態(tài)軌跡規(guī)劃

根據(jù)衛(wèi)星的機動能力，若采用Bang-Bang軌跡控制時，可以滿足衛(wèi)星的機動指標。但從有效載荷角度來看，衛(wèi)星機動到位后還需要達到一定的穩(wěn)定度，才能正常工作。由于衛(wèi)星裝有兩個大型太陽翼，在機動過程中需要避免太陽翼撓性模態(tài)振動。因此，在進行點對點機動時，衛(wèi)星采用基于角加速度正弦的軌跡規(guī)劃方法來保證衛(wèi)星機動過程中的平穩(wěn)性。

正弦軌跡規(guī)劃算法中，姿態(tài)機動的變速段和勻速段時長可寫為

(2)

式中：tacc為變速段時長；tsli為滑行段時長；χ為機動目標角；ωcmg和αcmg為衛(wèi)星的角速度和角加速度。

圖5 角加速度正弦軌跡規(guī)劃Fig.5 Trajectory planning based onsine angular acceleration

2.3.2 主動推掃機動姿態(tài)軌跡規(guī)劃

GFDM-1衛(wèi)星在掃描成像機動模式中，要求衛(wèi)星建立一個恒定的掃描角速度(<2 °/s)，并保證在該速度下的速度穩(wěn)定度為0.002 (°)/s(3σ)。

在進行姿態(tài)和角速度預置時，系統(tǒng)采用基于末端平滑的7階多項式規(guī)劃來對衛(wèi)星三軸歐拉角進行規(guī)劃。多項式曲線規(guī)劃用途廣泛，理論上適用于從任意初始姿態(tài)、姿態(tài)角速度到任意末姿態(tài)、姿態(tài)角速度，且機動過程時間已知的情況。

(3)

滾動φ、俯仰θ、偏航ψ方向算法相同。規(guī)劃結(jié)果如圖6所示。

圖6 主動跟蹤姿態(tài)角規(guī)劃Fig.6 Active attitude trajectory planning

2.4 長壽命高可靠設計

GFDM-1衛(wèi)星作為壽命8年的低軌遙感衛(wèi)星，為保證完成衛(wèi)星長壽命設計考核，控制分系統(tǒng)從單機和系統(tǒng)兩個層面開展分系統(tǒng)的可靠性設計。

單機層面。分系統(tǒng)從降額設計、抗力學設計、熱設計、抗輻照設計、電磁兼容性設計、靜電防護設計等方面對分系統(tǒng)全部單機開展設計和驗證。特別是在抗輻照設計方面，采用高等級元器件和抗輻照加固方案，使所有單機均滿足輻射設計余量。同時，研制過程中開展了星敏感器光學鏡頭抗輻照試驗、擺動式帆板驅(qū)動機構(gòu)加速壽命試驗和一體化磁力矩器的加速壽命試驗，試驗結(jié)果表明各單機設計能滿足衛(wèi)星8年壽命要求。

分系統(tǒng)層面。對影響衛(wèi)星壽命的關鍵單機進行了優(yōu)化冗余設計，并開展全面驗證，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計了多種系統(tǒng)重構(gòu)方式，當部件發(fā)生故障時，系統(tǒng)自主完成重構(gòu)，確保衛(wèi)星穩(wěn)定運行。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，化擾為穩(wěn)，利用重力梯度力矩，設計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)設計了軟、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)的關鍵軟件如控制計算機軟件和星敏軟件等，均設計了在軌維護功能，必要時，可通過地面注入程序，對星上軟件進行維護。

3 在軌飛行驗證情況

GFDM-1衛(wèi)星自發(fā)射入軌后，控制分系統(tǒng)快速消除衛(wèi)星太陽翼展開引入的干擾力矩以及數(shù)傳天線、中繼天線展開引起的大角度姿態(tài)偏差。在隨后飛行過程中，新研的控制力矩陀螺、一體化磁力矩器、高穩(wěn)定度太陽翼驅(qū)動機構(gòu)、甚高精度星敏感器等單機相繼順利引入系統(tǒng)，完成了高精度星敏感器定姿下的正飛姿態(tài)、機動能力指標測試、勻地速機動成像、軌道控制等一系列飛行姿態(tài)的驗證。GFDM-1衛(wèi)星在軌姿態(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)；敏捷姿態(tài)機動指標滿足整星的設計要求，控制分系統(tǒng)在軌功能正常，在軌指標均優(yōu)于設計指標。

4 結(jié)論

根據(jù)GFDM-1衛(wèi)星高精度、高穩(wěn)定度、敏捷機動的要求，控制分系統(tǒng)根據(jù)整星的特點，在充分繼承以往遙感衛(wèi)星設計的基礎上，采用基于1553B總線的輕小型體系結(jié)構(gòu)，實現(xiàn)控制系統(tǒng)優(yōu)化；同時針對高精度姿態(tài)控制要求，采用甚高精度星敏感器，實現(xiàn)了在軌的高精度定姿定位；針對機動模式采用不同方式的姿態(tài)規(guī)劃算法，實現(xiàn)了衛(wèi)星的敏捷姿態(tài)機動和高精度控制；通過設計姿態(tài)任務規(guī)劃算法，實現(xiàn)衛(wèi)星整軌自主姿態(tài)規(guī)劃，在軌連續(xù)姿態(tài)機動；通過從單機和分系統(tǒng)層面開展可靠性設計和驗證，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)于指標要求。