孫 尚，翟興輝，張凱誠，劉登嶺，朱文山，張艷召，李利亮

（1.上海航天控制技術研究所，上海 201109；2.上海市空間智能控制技術重點實驗室，上海 201109；3.上海航天技術研究院，上海 201109）

0 引言

大氣環(huán)境監(jiān)測衛(wèi)星是我國首顆大氣環(huán)境綜合探測衛(wèi)星，采用升交點地方時為13：30 的太陽同步回歸軌道，攜帶了大氣探測激光雷達、高精度偏振掃描儀、多角度偏振成像儀、紫外高光譜大氣成分探測儀及寬幅成像光譜儀等5 臺有效載荷，可以實現(xiàn)對大氣環(huán)境、水環(huán)境和生態(tài)環(huán)境的綜合監(jiān)測。

衛(wèi)星姿軌控分系統(tǒng)（Attitude and Orbit Control System，AOCS）在任務期間為衛(wèi)星提供滿足載荷需求的對地觀測姿態(tài)，并將軌道維持在標稱軌道附近，同時保持太陽帆板對日定向跟蹤。載荷在姿態(tài)測量精度、姿態(tài)確定精度、姿態(tài)控制精度、壽命等方面對AOCS 提出了較高的要求，特別是星上搭載的大氣探測激光雷達要求AOCS 實現(xiàn)高精度姿態(tài)測量［1］。

大氣環(huán)境監(jiān)測衛(wèi)星繼承了上海航天技術研究院SAST 3000 平臺及現(xiàn)有設計［2-6］，為滿足任務要求，AOCS 針對衛(wèi)星和載荷特點，通過多頭星敏感器數(shù)據(jù)融合、一體化安裝與精密溫控技術，設計了高精度姿態(tài)測量方案；采用載荷姿態(tài)導引與干擾力矩補償設計，實現(xiàn)衛(wèi)星在軌高精度、高穩(wěn)定度運行。

本文介紹了大氣環(huán)境監(jiān)測衛(wèi)星AOCS 的體系結構、高精度姿態(tài)測量設計和穩(wěn)態(tài)飛輪控制方案等內(nèi)容，重點論述了姿態(tài)補償方法和在軌驗證情況。本文第1 章介紹了大氣環(huán)境監(jiān)測衛(wèi)星AOCS 的基本情況，包括分系統(tǒng)的主要功能、性能指標、硬件組成及控制模式等；第2 章詳細介紹了衛(wèi)星AOCS 設計的亮點，包括高精度姿態(tài)測量設計和針對衛(wèi)星與載荷特點的姿態(tài)控制方案優(yōu)化；第3 章結合衛(wèi)星在軌數(shù)據(jù)，分析了AOCS 的姿態(tài)測量與姿態(tài)控制精度，評估了優(yōu)化設計的效果。

1 AOCS 簡介

1.1 分系統(tǒng)的主要功能與性能指標

大氣環(huán)境監(jiān)測衛(wèi)星AOCS 的主要功能包括：消除衛(wèi)星星箭分離和電池陣展開帶來的擾動，建立穩(wěn)定的三軸對地姿態(tài)；根據(jù)載荷的標定需求，進行導引姿態(tài)的跟蹤；自主檢測各單機故障并在故障后重構系統(tǒng)等。

AOCS 主要性能指標為：三軸慣性測量精度優(yōu)于0.002°（3σ），三軸指向精度優(yōu)于0.05°（3σ），三軸穩(wěn)定度優(yōu)于0.001（°）/s（3σ）。

1.2 分系統(tǒng)的硬件組成

根據(jù)衛(wèi)星功能和性能指標要求，AOCS 由星敏感器、陀螺組合、三軸磁強計、太陽敏感器等姿態(tài)敏感器、控制器和反作用飛輪、磁力矩器、推力器（隸屬于推進分系統(tǒng)）和帆板驅(qū)動控制器（隸屬于太陽電池陣分系統(tǒng)）等執(zhí)行機構組成，如圖1 所示。

圖中，星敏感器1 為高精度多頭星敏感器，具有3 個獨立的測量頭部，可以融合輸出姿態(tài)；5 個飛輪采用“三正裝+兩斜裝”的構型，飛輪X、Y、Z分別沿本體三軸安裝，飛輪S1、S2 沿不同方向相對本體軸傾斜安裝，5 個飛輪中的任意3 個均可提供三軸控制力矩。

1.3 分系統(tǒng)控制模式設計

為滿足任務需求，AOCS 共設計了11 個工作模式［7］：消初偏模式、等待模式、姿態(tài)消偏模式、噴氣控制對地定向模式、飛輪控制對地定向模式、軌道控制模式、飛輪控制安全模式、噴氣控制安全模式、磁輪聯(lián)控模式、星地大回路模式和測試模式。各模式間設計了跳轉條件，可自主或根據(jù)地面指令進行模式切換。

衛(wèi)星采用三軸對地定向的整星零動量穩(wěn)定方式，飛輪控制對地定向模式是衛(wèi)星在軌的長期運行模式［8-9］。在該模式下，根據(jù)載荷需要進行姿態(tài)導引，需執(zhí)行軌控任務時進入軌道控制模式，當衛(wèi)星姿態(tài)失穩(wěn)或出現(xiàn)能源危機時進入安全模式完成整星對日定向［10］。長期運行穩(wěn)定運行時，衛(wèi)星的姿態(tài)基準選用星敏感器與陀螺聯(lián)合濾波［11-12］確定的姿態(tài)角，軌道基準選用全球?qū)Ш叫l(wèi)星系統(tǒng)（GNSS）的定軌數(shù)據(jù)［13］，姿態(tài)導引采用偏流角導引［14］，使用磁力矩器卸載飛輪角動量［15］，選用太陽星歷數(shù)據(jù)驅(qū)動太陽電池陣對日跟蹤。

2 技術設計特點

2.1 高精度姿態(tài)測量設計

為保證大氣探測激光雷達的探測精度，AOCS姿態(tài)測量需滿足0.002°（3σ）的指標。為滿足姿態(tài)測量指標要求，AOCS 采取了以下措施：

1）星敏感器多個頭部數(shù)據(jù)融合［16-17］。采用星敏感器3 個頭部的融合姿態(tài)作為星敏感器的輸出姿態(tài)，并在頭部布局設計時使3 個頭部光軸兩兩間的夾角盡可能大，保證姿態(tài)融合的效果。

2）星敏感器3 個頭部采用一體化支架安裝［18］。為減小星敏感器安裝位置和在軌熱變形的影響，設計了3 個頭部一體化的安裝支架，支架采用熱膨脹系數(shù)較優(yōu)的鋁基碳化硅材料。

3）對星敏感器支架采取精密溫控［19-20］。為星敏感器支架配備了精密溫控儀，將星敏感器安裝面溫度波動控制在±0.3 ℃，保證星敏感器安裝面波動量不超過2.5″。

2.2 飛輪控制方案設計

AOCS 的飛輪控制框，如圖2 所示。圖中：KP、KI、KI2為控制參數(shù)；I為星體慣量；φ、θ、ψ分別為三軸姿態(tài)確定角；φd、θd、ψd分別為三軸目標姿態(tài)角。大氣環(huán)境監(jiān)測衛(wèi)星在傳統(tǒng)飛輪PI 控制律［21-23］的基礎上，在衛(wèi)星姿態(tài)穩(wěn)定后又加入了對姿態(tài)角誤差的二次積分項，即圖中虛線框中的部分。二次積分項的加入，進一步提高了穩(wěn)態(tài)下的姿態(tài)控制精度。

圖2 AOCS 飛輪控制框Fig.2 Simplified flywheel control chart of the AOCS

大氣環(huán)境監(jiān)測衛(wèi)星的零動量飛輪控制系統(tǒng)設計的特點還體現(xiàn)在以下幾個方面：

1）通過頻率隔離降低太陽電池陣撓性影響。大氣環(huán)境監(jiān)測衛(wèi)星單翼太陽電池陣基頻低至0.12 Hz 且耦合系數(shù)較大，其撓性的影響不可忽略。為降低太陽電池陣撓性振動及其對控制的影響［24-25］，將控制系統(tǒng)的截止頻率設計為0.08 rad/s，比太陽電池陣基頻低一個數(shù)量級，實現(xiàn)了撓性振動頻率與控制頻率的隔離。

2）選擇合適的飛輪組合并設計偏置角動量以避免飛輪轉速過零。反作用飛輪轉速頻繁過零會影響系統(tǒng)穩(wěn)定度和飛輪壽命［26］，理論分析表明，選擇飛輪X、Z和一個斜裝飛輪接入閉環(huán)，并根據(jù)衛(wèi)星受到的干擾情況設置一定的俯仰偏置角動量，可以實現(xiàn)穩(wěn)態(tài)下接入閉環(huán)的3 個飛輪轉速均不過零。

3）根據(jù)載荷成像和標定需求設計了多種姿態(tài)導引方式，不同導引方式下的三軸目標姿態(tài)角不同。除了常規(guī)的無導引和偏流角導引外，大氣環(huán)境監(jiān)測衛(wèi)星還根據(jù)大氣探測激光雷達的標定需求設計了2 種導引方式：①滾動姿態(tài)偏置導引，滾動姿態(tài)小角度偏置，即φd=φ0≠0，θd=ψd=0，有助于大氣探測激光雷達對地面靶標的標定；② 偏航圓錐擺動導引，滾動、俯仰姿態(tài)分別隨時間t按余弦、正弦跟蹤，即φd=A1cosω1t，θd=A1sinω1t，ψd=0，其中，A1、ω1分別為導引姿態(tài)的幅值和頻率，有助于大氣探測激光雷達對激光指向的標定。

4）設計前饋補償力矩以抵消載荷啟動和停止時的干擾。大氣環(huán)境監(jiān)測衛(wèi)星上搭載的多個有效載荷都在進入光照區(qū)后開啟、離開光照區(qū)前關閉，其上旋轉部件的啟動和停止將帶來干擾。為此設計了前饋補償力矩如圖3 所示，以衛(wèi)星進入光照區(qū)的時刻作為計時起點，其中的補償時刻t1與t2、補償持續(xù)時間Δt1與Δt2、補償力矩T1與T2均可地面注數(shù)配置。

圖3 載荷補償力矩Fig.3 Schematic diagram of the payload compensation torque

3 在軌性能

大氣環(huán)境監(jiān)測衛(wèi)星于2022 年4 月16 日發(fā)射，入軌后AOCS 工作正常，按照飛行程序消除姿態(tài)偏差，建立了飛輪控制對地定向的長期工作模式，經(jīng)過4 次軌道控制進入了標稱軌道，啟用偏流角導引并設置太陽電池陣偏置30°。在軌偏流角導引下星敏感器1 的測量誤差［27］和衛(wèi)星的姿態(tài)確定角分別圖4 和圖5 所示。經(jīng)統(tǒng)計，星敏感器1 各測量軸的測量誤差（3σ）分別為2.62″、1.98″和2.31″，滿足姿態(tài)測量優(yōu)于0.002°（7.2″）的指標要求。

圖4 星敏感器1 的在軌測量誤差Fig.4 On-orbit measurement error of star sensor 1

圖5 衛(wèi)星在軌姿態(tài)確定角Fig.5 On-orbit attitude determination angles of the satellite

飛輪控制對地定向模式跟蹤偏流角時，衛(wèi)星姿態(tài)角控制誤差和角速度控制誤差如圖6 所示。數(shù)據(jù)統(tǒng)計顯示，衛(wèi)星姿態(tài)指向精度優(yōu)于0.002°（3σ）以內(nèi)，姿態(tài)穩(wěn)定度優(yōu)于0.000 6（°）/s（3σ）以內(nèi)，優(yōu)于0.05°（3σ）、0.001（°）/s（3σ）的設計指標。此外還可以看出，衛(wèi)星本體的滾動、偏航方向受到太陽電池陣撓性影響較大，尤其是本體慣量較小的滾動方向；同時，衛(wèi)星進出陰影前后太陽電池陣的熱顫［28］給滾動和偏航方向的姿態(tài)角帶來了較明顯的波動。

圖6 在軌姿態(tài)角與角速度控制誤差Fig.6 Control errors of the on-orbit attitude angle and angular velocity

衛(wèi)星穩(wěn)態(tài)飛輪控制對地定向時的飛輪返回轉速變化如圖7 所示，飛輪X、Z、S1 接入閉環(huán)并設置了-2.5 N·ms 的俯仰偏置角動量，實現(xiàn)了接入閉環(huán)的3 個飛輪轉速均不過0。

圖7 在軌飛輪返回轉速Fig.7 On-orbit feedback speed of the flywheels

載荷開始工作后，AOCS 根據(jù)載荷旋轉部件的啟動與停止規(guī)律，上注了載荷補償力矩參數(shù)并啟用了載荷補償力矩。以滾動軸為例，啟用載荷補償力矩前后的姿態(tài)對比如圖8 所示，可以看出載荷補償力矩抵消了大部分載荷旋轉部件干擾，使衛(wèi)星在軌運行期間的姿態(tài)精度更高、更加平穩(wěn)。

圖8 啟用載荷補償力矩前后的滾動角Fig.8 Roll angle before and after applying the payload compensation torque

4 結束語

大氣環(huán)境監(jiān)測衛(wèi)星AOCS 在繼承SAST 3000平臺控制系統(tǒng)的基礎上，根據(jù)衛(wèi)星的任務特點，開展了分系統(tǒng)設計與研制工作，重點開展了高精度姿態(tài)測量設計和飛輪控制方案設計。在軌實測指標表明，衛(wèi)星的姿態(tài)測量精度、指向精度和姿態(tài)穩(wěn)定度均滿足指標要求。