王國華，常亮，吳會英，唐濤，王明亮

（1.中國科學(xué)院微小衛(wèi)星創(chuàng)新研究院，上海 201203；2.上海微小衛(wèi)星工程中心，上海 201203）

衛(wèi)星任務(wù)規(guī)劃從體系化應(yīng)用來看屬于資源管理的一部分.目前，衛(wèi)星任務(wù)規(guī)劃大多以地面離線規(guī)劃為主,采用復(fù)雜的算法對觀測目標(biāo)、星上載荷資源、地面站資源等進行合理調(diào)度，實現(xiàn)觀測任務(wù).2000 年，美國國家航空航天局（NASA）就開發(fā)了ASPEN[1]和CASPER[2]兩大衛(wèi)星任務(wù)規(guī)劃系統(tǒng)，ASPEN 可針對觀測目標(biāo)，自動生成每日工作計劃，CASPER 提出一種實時重規(guī)劃機制，可基于固定的時間或事件步長采集系統(tǒng)狀態(tài)和目標(biāo)，并在此基礎(chǔ)上進行重規(guī)劃.文獻[3 ? 5]對星座協(xié)同自主任務(wù)規(guī)劃進行了研究，分別提出了集中協(xié)調(diào)式規(guī)劃策略、多智能體協(xié)作模型以及基于效用的后悔博弈等分布式協(xié)商策略；關(guān)寧等[6]結(jié)合敏捷衛(wèi)星任務(wù)規(guī)劃等提出了基于在軌任務(wù)規(guī)劃的開發(fā)需求[7]，提出了使用動態(tài)語言和大型嵌入式操作系統(tǒng)進行在軌任務(wù)規(guī)劃的開發(fā)方法；鄧寶松等[8]提出了衛(wèi)星在軌應(yīng)急任務(wù)規(guī)劃、多系統(tǒng)協(xié)同任務(wù)規(guī)劃、高低軌衛(wèi)星聯(lián)合任務(wù)規(guī)劃、低軌組網(wǎng)衛(wèi)星任務(wù)規(guī)劃一體化、星地協(xié)同任務(wù)規(guī)劃等技術(shù)；薛志家等[9]提出了一種突發(fā)性任務(wù)自主規(guī)劃方法，該算法能夠處理時間窗口約束，求得完成目標(biāo)任務(wù)所需的時序規(guī)劃解，經(jīng)過地面系統(tǒng)規(guī)劃后，生成指令序列，由地面測運控系統(tǒng)上注至衛(wèi)星，衛(wèi)星嚴(yán)格按時序執(zhí)行指令序列中的指令，完成載荷觀測任務(wù).此方式優(yōu)點是操作模式簡單、實用、星上軟件壓力較小，但是由于任務(wù)規(guī)劃大部分功能都在地面進行，導(dǎo)致人工操作壓力大且易出錯，一旦指令序列未能及時上注，則導(dǎo)致觀測任務(wù)不能及時完成或觀測時間減少的結(jié)果.

星上綜合電子系統(tǒng)的處理器主頻已經(jīng)達到200 MHz以上[10?11]，使用經(jīng)過篩選的工業(yè)級處理器更是能夠達到1 GHz，結(jié)合較大的內(nèi)存容量，完全有能力將地面任務(wù)規(guī)劃部分功能轉(zhuǎn)移到星上處理.

太陽同步近圓軌道衛(wèi)星軌道平面和太陽始終保持相對固定的取向，軌道的傾角接近90°, 從相同的方向經(jīng)過同一緯度的當(dāng)?shù)貢r間是相同的,該特性為基于太陽矢量進行自主任務(wù)規(guī)劃提供了有利條件，目前國內(nèi)對此方向研究較少.本文提出了一種基于軌道系太陽矢量的衛(wèi)星星上自主任務(wù)規(guī)劃方法，該方法可以減少地面上注指令條數(shù)，節(jié)省測控資源，降低任務(wù)出錯概率，提高星上智能化水平，對重復(fù)觀測某特定目標(biāo)具有較好的效果.

1 衛(wèi)星任務(wù)規(guī)劃約束優(yōu)化模型

1.1 載荷任務(wù)約束條件

衛(wèi)星在軌運行受到載荷、能源、溫度、姿態(tài)、軌道以及觀測目標(biāo)等環(huán)境影響，無法實現(xiàn)長時間不間斷任務(wù)觀測，為了充分利用星上資源，實現(xiàn)精準(zhǔn)觀測，需要綜合星上以及地面條件，及時調(diào)整觀測策略.而完全依賴地面系統(tǒng)進行任務(wù)規(guī)劃會導(dǎo)致指令序列中的指令快速增長，目前國內(nèi)測運控系統(tǒng)資源有限，衛(wèi)星入境時間較短，較大的指令序列有可能上注失敗.

1.2 衛(wèi)星任務(wù)規(guī)劃約束優(yōu)化模型

太陽同步軌道（Sun-synchronous orbit, or heliosynchronous orbit , SSO）是一種極地軌道.對于一顆太陽同步圓軌道衛(wèi)星，定義衛(wèi)星質(zhì)心軌道坐標(biāo)系（VVLH坐標(biāo)系），Z軸為衛(wèi)星到地球質(zhì)心連線，指向地球質(zhì)心；Y軸與軌道平面負(fù)法線方向一致，X軸與Y、Z軸成右手正交系，在軌道平面指向前進方向（若為圓軌道則與速度方向一致），如圖1 所示.

圖1 VVLH 坐標(biāo)系Fig.1 VVLH coordinate system

衛(wèi)星姿控模塊根據(jù)太陽星歷模型和軌道數(shù)據(jù)經(jīng)過推導(dǎo)可得出歸一化的軌道系太陽矢量μso.太陽矢量μso在VVLH 系下的各個角度定義如圖2 所示：其中φ角為太陽矢量μso在軌道面的投影與Z軸的夾角，繞Y軸為正；α角為太陽矢量μso與其在XOY平面的投影的夾角（即太陽高度角），朝向Z軸為負(fù)；β角為太陽矢量μso與其在軌道面投影的夾角（即軌道太陽角），朝向Y軸為負(fù)；θ角為太陽矢量μso的投影與X軸的夾角，繞Z軸為正.根據(jù)軌道特性，φ角在[?π,π]內(nèi)做線性變化，β角大小在一定時期內(nèi)幾乎不變，由此可推導(dǎo)出太陽的位置即太陽高度角α到達時的星上時刻T，根據(jù)地面上注的太陽高度角αflag計算出每個任務(wù)的開始結(jié)束時刻Tflag，αflag和Tflag定義如下

圖2 太陽矢量在軌道坐標(biāo)系下的角度示意圖Fig.2 Angle diagram of solar vector in orbital coordinate system

2 基于軌道系太陽矢量衛(wèi)星自主任務(wù)規(guī)劃設(shè)計

2.1 角度計算

由圖2 可推導(dǎo)出太陽矢量和各個夾角的關(guān)系如下

由式（3）可得出α、β、θ、?計算公式

?角與α、β角的關(guān)系如式(8)和(9).

太陽升起階段

太陽降落階段

由?和β計算α的公式如式（10）

θ角與α和β的計算公式如式（11）、（12）.

太陽升起段

太陽降落段

2.2 自主任務(wù)規(guī)劃算法設(shè)計

若已知地面任務(wù)規(guī)劃系統(tǒng)設(shè)計的任務(wù)觀測時刻的太陽高度角α的值(可通過指令上注修改)，則可由α、β計算出觀測時刻的?值.由于?值做線性變化，由此可推導(dǎo)出任務(wù)開始和結(jié)束觀測的星上時刻Tflag(i)(i=1,2,)···，如式（11），星載軟件每隔一段時間計算Tflag(i)，消除誤差.當(dāng)星上時等于Tflag(i)時，星載軟件的自主任務(wù)管理模塊根據(jù)當(dāng)前衛(wèi)星能源情況、衛(wèi)星姿態(tài)等信息，輸出相應(yīng)指令，執(zhí)行相關(guān)操作，開始或結(jié)束任務(wù)觀測.

式中：Tflag(i)為任務(wù)觀測的起止星上時刻點；?α為開始觀測時刻太陽高度角對應(yīng)的?值；?now為當(dāng)前星上時的?值；Tsat為星上時當(dāng)前時間；ω為飛行器軌道角速度，由軌道模塊給出.

3 系統(tǒng)實現(xiàn)及驗證

3.1 系統(tǒng)實現(xiàn)

依據(jù)上文描述算法在某衛(wèi)星上進行了軟件實現(xiàn).該衛(wèi)星搭載7 個載荷，另外安裝了轉(zhuǎn)臺用來與平臺共同實現(xiàn)指向精度，同時對觀測目標(biāo)有多次重復(fù)觀測需求.

星載軟件采用任務(wù)模式字對任務(wù)進行區(qū)分，地面上注修改任務(wù)模式字指令實現(xiàn)任務(wù)切換，不做任何任務(wù)時可設(shè)置空閑模式字，衛(wèi)星姿態(tài)調(diào)整為豎立對地、轉(zhuǎn)臺和載荷關(guān)機，整星處于待命狀態(tài).每個任務(wù)再細(xì)分子任務(wù)，每個子任務(wù)對應(yīng)子模式字，子模式字由星上根據(jù)觀測時段自主設(shè)置.通過太陽矢量計算任務(wù)的起止時刻.任務(wù)觀測流程如圖3所示.

圖3 任務(wù)流程Fig.3 Task flow chart

應(yīng)用戶要求，該衛(wèi)星對日觀測任務(wù)依據(jù)太陽高度角分7 個觀測階段，有互斥要求.為充分利用衛(wèi)星資源，星上將任務(wù)安排在一軌內(nèi)進行，每個觀測階段定義為一個子任務(wù)，典型觀測需求（星上默認(rèn)參數(shù)）如表1 所示.

表1 任務(wù)對應(yīng)開始結(jié)束時刻Tab.1 Task corresponding start and end time

地面規(guī)劃任務(wù)時需提前上注任務(wù)模式字，以便星上軟件提前調(diào)整衛(wèi)星姿態(tài)，配置載荷參數(shù)等操作.接收到對日觀測任務(wù)模式字后，星上軟件根據(jù)式（9）和（10）計算轉(zhuǎn)臺轉(zhuǎn)動的角度，根據(jù)式(6)和(7)分別計算出太陽升起和降落階段太陽高度角為?17°、?13°、?5°、5°、20°左側(cè)和右側(cè)75 s 時刻以及高度角最大值的左側(cè)和右側(cè)75 s 時刻的φ角，然后再根據(jù)式(11)計算各個觀測階段起止時刻Tflag(i)以及各個關(guān)鍵時間點.設(shè)地面上注任務(wù)模式字指令執(zhí)行時刻為T0，星上軟件處理流程見表2 和圖4.

表2 星上軟件任務(wù)流程Tab.2 Task flow on board software

圖4 星上軟件時序示意圖Fig.4 Timing diagram of onboard software

表2 和圖4 僅描述了太陽升起階段任務(wù)自主執(zhí)行過程，降落階段與升起階段流程大致相同，此處不再贅述.圖4 為示意圖，實際軟件實現(xiàn)中還涉及到載荷單機參數(shù)配置，與載管通信等操作.

3.2 星上驗證

衛(wèi)星星載計算機采用SPARC 處理器，VxWorks操作系統(tǒng)，軟件運行周期4 Hz，搭載轉(zhuǎn)臺、光學(xué)相機、紅外相機等載荷，軌道高度280 km，星上軌道外推采用J2 地球扁率攝動模型，采用本文所述算法實現(xiàn)星上自主任務(wù)規(guī)劃.在地面測試階段，為了對比精度，STK 也采用了J2 攝動，仿真用的HPOP 高精度瞬時根數(shù)外推，軌道根數(shù)輸入如圖5 所示.

圖5 STK 仿真使用的軌道根數(shù)Fig.5 Orbital elements used in STK simulation

仿真輸出的太陽方位角（right ascension）和俯仰角（declination，為高度角的負(fù)值）如圖6 所示.

圖6 STK 仿真太陽方位角和俯仰角Fig.6 Right ascension and declination in STK

星上軟件配合導(dǎo)航星模擬器和動力學(xué)進行驗證，通過地測軟件界面查看Tflag(i)，結(jié)果如圖7 所示.

圖7 星上軟件運行結(jié)果截圖Fig.7 Screenshot of on-board software operation results

將STK 仿真結(jié)果與星上軟件運算結(jié)果進行比較，結(jié)果見表3.由表3 可以看出，任務(wù)起止時刻星上軟件計算結(jié)果與STK 仿真結(jié)果相差1 s 以內(nèi)，誤差在用戶可以接受的5 s 以內(nèi).

表3 星上軟件計算結(jié)果與STK 仿真結(jié)果對比Tab.3 Comparison between on-board software calculation results and STK simulation results

星上自主任務(wù)規(guī)劃需上注指令條數(shù)與通過地面遙控系統(tǒng)上注指令序列形式對比如表4.

表4 本算法與傳統(tǒng)方式上注指令數(shù)量對比Tab.4 Comparison of the number of instructions between this algorithm and the traditional method

4 結(jié) 論

本文提出了基于軌道系太陽矢量實現(xiàn)星上自主任務(wù)規(guī)劃的方法，提升了觀測時間利用率以及星上自主任務(wù)規(guī)劃能力，通過某衛(wèi)星在軌實踐結(jié)果表明：基于軌道系太陽矢量進行星上任務(wù)規(guī)劃能夠?qū)⒖梢姷挠^測時間窗口離散化，減少地面上注指令序列條數(shù)約60%，節(jié)省了測控通道資源、減少人工干預(yù)，同時該方法可實現(xiàn)同一軌做不同的互斥任務(wù)，提高了星上資源使用效率，對后續(xù)衛(wèi)星的星上自主任務(wù)規(guī)劃有借鑒意義.