敏捷卫星控制分系统动中成像姿态机动模式的集成测试方案设计

王玉爽，蒋志雄，顾 斌

(北京控制工程研究所，北京 100190)

敏捷卫星控制分系统动中成像姿态机动模式的集成测试方案设计

王玉爽，蒋志雄，顾 斌

(北京控制工程研究所，北京 100190)

动中成像姿态机动模式作为敏捷卫星一种新的工作模式，具有机动过程复杂、姿态实时变化、指标要求更高的特点，原有的集成测试环境和测试方法难以对其进行有效验证，针对这一问题，设计了分系统集成测试方案.该方案对分系统集成测试环境的主控机、动力学模型和数据分析系统进行设计，实现了基于任务的自主测试、目标姿态计算模型和可视化测试功能，对测试方法中的机动模式的典型测试工况和指标测试进行了研究.测试结果表明，该方案可有效验证控制分系统姿态机动功能的正确性和指标符合情况，为开展分系统集成测试提供了思路.

敏捷卫星；动中成像；姿态机动；集成测试

0 引 言

随着航天技术应用的发展，高成像质量对卫星的姿态和轨道控制提出了更高的要求.敏捷卫星具有快速姿态机动、高定位精度和高稳定度指标要求、能够根据任务要求快速改变姿态指向，实现遥感卫星灵活多变的工作模式，如点目标成像、条带拼幅、非沿迹成像和立体成像等[1]，进而实现对目标的高效灵活观测.以法国Pleiades卫星为例，可在25 s内实现滚动姿态调整60°，姿态控制精度可达到0.017°(3σ).传统遥感卫星成像模式为静态成像方式[2]，卫星在成像过程中对地指向固定，在姿态机动过程中不进行成像，姿态机动到位后成像.敏捷卫星的动中成像工作模式，是在现有卫星高精度控制基础上，在姿态机动过程中开启光学有效载荷进行成像，即卫星在成像过程中能够实时调整光轴对地指向，从而实现姿态对地指向不断变化的成像方式.为实现动中成像机动模式的姿态控制指标要求，控制分系统设计了相应的机动模式，该模式机动过程复杂、姿态实时变化、指标要求更高，难以直接验证.集成测试是在地面开展的系统级测试，作为验证控制分系设计的关键环节，现有的测试环境和测试用例[3]已不能满足动中成像模式的测试需求，需要针对动中成像姿态机动模式的新特点开展测试方案的设计研究，从而全面有效地开展分系统集成测试.

1 动中成像姿态机动概述

敏捷卫星动中成像技术具备机动过程中开启光学有效载荷进行成像的能力，当被观测的目标区域不在卫星沿轨迹方向，要求卫星能够快速从初始姿态到达目标姿态，然后按一定角速度运动，在卫星姿态机动的过程中对地面物体连续成像(图1).机动中成像时，由卫星的姿态变化产生的像移是影响光学成像质量的主要因素之一，为了实现高分辨率清晰成像，机动过程中的角速度需要满足相机高质量成像条件[4].

动中成像模式机动过程可分为姿态预置过程和动态跟踪过程两个阶段.姿态预置用于回扫成像的起始姿态和角速度的建立以及回扫成像完返回正常姿态的过程中.在姿态预置模式中，卫星可实现任意初始姿态或姿态角速度，在规定的时间，机动至任意目标姿态或姿态角速度，以保证机动后期姿态或姿态角速度的平稳缓变特性和机动到位后时的控制精度.动态跟踪过程按建立的成像要求的角度、角速度进行机动，其跟踪地面目标条带为：起始经纬度和末端点经纬度两点所确定的大圆所对应的劣弧，方向由起始经纬度指向末端点经纬度.卫星目标姿态需保证卫星光轴(卫星本体+Z轴)地面指向点从规定的时间起点开始完成对地表轨迹的连续成像.卫星机动全过程中滚动角、俯仰角均需进行连续机动，偏航角持续进行偏流角修正.通过动中成像姿态机动，卫星可实现对地面任意走向轨迹的跟踪成像，对非沿轨迹方向的狭长地物目标(例如海岸线等)具有很好时效性.

2 集成测试环境设计

控制分系统集成测试环境如图2所示，各部分组成与功能如下：

1)星务模拟器：实现控制分系统对外接口模拟，如数据管理分系统1553B总线接口、GPS秒脉冲接口.

2)主控机：实现分系统集成测试控制，包括测试用例执行中的指令发送等功能

3)动力学计算机：实现卫星姿态轨道动力学模型，并采集星上产品的执行机构信号，通过动力学模型计算输出信号至敏感器产品；

4)数据分析系统：实现测试数据存储、分析和显示的功能.

控制系统现有集成测试环境多针对传统静态成像方式设计，地面注入指令设定卫星的机动角度，通过卫星姿态数据判读验证设计的正确性和指标符合情况.应用现有的测试环境进行敏捷卫星的动中成像姿态机动模式测试存在如下问题：

(1)机动时间与成像任务时间相对独立，不能满足动中成像过程中姿态机动与成像任务之间严格的时间约束关系.

(2)姿态机动设计的正确性不能验证：不能确定姿态机动跟踪过程中的目标姿态是否为跟踪轨迹要求的姿态，需要计算验证.

(3) 测试结果不直观：简单的从卫星姿态信息并不能直观验证卫星对地跟踪轨迹是否与指令注入的轨迹一致.

为解决上述问题，对集成测试环境中的主控机、动力学模型以及数据分析系统开展针对性设计.

2.1基于任务的自主测试

传统的成像方式机动过程与成像过程独立，对于何时发送机动指令并无严格要求，只要满足成像前机动到位即可.动中成像任务可以分解为一个或多个机动指令，动中成像姿态机动指令的发送时间与成像任务有严格的时序约束，体现在两个方面：

1)机动指令的发送时间即为姿态预置的开始时间，因此指令发送时刻会影响姿态预置过程，进而影响动态跟踪(动中成像)过程；

2)连续进行多次机动任务时，前后机动任务的指令间隔时间要满足一定的要求，若在规定时间内未收到下一条指令，则自动回标称姿态.

在主控机中设计了基于星时判断的自动指令序列发送方式，实现测试序列调度，设计功能如下：

1)可将一次测试的机动任务指令按照执行时间、执行条件进行排列组合，保存成机动测试序列文件，其中指令的执行时间设定为姿态机动预置开始时间；

2)能够实时订阅星时遥测信息，开始执行序列后，判断星时满足预先配置好的发送时间条件时，自动逐条发送成像任务指令；

3)可按要求设定指令的间隔时间，能够精确到毫秒.

自动测试序列方式，可保证各个机动指令在准确的时刻发送至星上软件，预置过程按设计的姿态规划时间进行，跟踪时间与任务要求时间一致，并且满足多任务的指令间隔要求，也便于多次重复测试的一致性比对分析.

2.2目标姿态计算模型

动中成像跟踪过程需要实时计算目标姿态，为验证星上目标姿态计算算法的正确性.在动力学计算机中的动力学模型中增加目标姿态计算算法进行测试比对.该算法基于地球椭球模型，对敏捷卫星动态跟踪过程进行建模.

机动模型的建立用到的坐标系有大地坐标系、地心惯性J2000坐标系、卫星轨道系和本体系，各个坐标系的定义与转换关系见参考文献[5].

(1)

其中，Cie为地球坐标系与惯性坐标系的转换矩阵，CPN为岁差章动矩阵.则目标点、卫星与地心的矢量关系如图3所示.

可以得到如下矢量关系:

(2)

式中,re为从地心指向目标点的矢量，rs为从地心指向卫星质心的矢量；rse从卫星质心指向目标点的矢量.

设定卫星轨道系按1-2-3的转序得到本体系，由J2000惯性系到轨道系的转换矩阵Coi得到卫星对地指向在轨道系下的单位矢量为

(3)

即可计算出卫星的滚动和俯仰目标姿态φr、θr，差分得到相应的姿态角速度.

由于机动成像时目标点和相机存在相对运动，需要进行偏流角修正.动中成像机动过程中的偏流角，与仅考虑地球自转角速度引起的偏流角计算不同，根据文献[6]给出了动态成像方式下的偏流角数学解析表达式，可以计算出目标的偏流角ψr.

2.3机动过程可视化测试

动中成像模式一般给出成像开始的时刻、起始点和结束点经纬度，由于姿态角和姿态角速度实时变化，集成测试时仅通过姿态遥测数据可观性差.STK软件是一款功能强大的卫星仿真软件[7]，可提供二维、三维可视化场景，可用于系统的姿态轨道分析中.姿态机动过程中动力学输出的姿态和轨道信息确定了卫星的整体运行状态，可借助STK工具进行测试结果可视化处理.在集成测试环境的数据分析系统设计了姿态机动仿真显示界面，可视化的显示卫星的在轨运行状态，直观的进行机动轨迹监测.

在STK中创建一个工程，建立一个场景，生成二维和三维图像，并建立一个卫星模型和相机模型.将动力学提供的卫星动中成像姿态跟踪期间的姿态数据编写成STK使用的STK．a文件，加载姿态数据，将轨道数据输入，设置跟踪的起始时间，进行情景仿真，可三维动态显示卫星的机动过程，生成姿态动态跟踪期间对地跟踪轨迹，对地跟踪点的经纬度信息在界面中实时更新，便于测试的直观验证.为了获得跟踪的具体数据，可以输出跟踪轨迹的位置数据文件.将STK生成的地表跟踪点经纬度与注入要求的跟踪轨迹比较，可以进一步直观确认机动设计的正确性.

3 集成测试用例设计

3.1测试工况设计

通过动中成像模式成像时，目标区域与星下点几何位置关系会有多种可能，不同的跟踪轨迹，卫星实时的滚动角、俯仰角和偏流角的大小和方向也会有差别，对敏捷卫星的姿态控制需求也不一样.分系统集成测试在进行测试用例设计时，重点对如下卫星在轨工况进行测试：

(1)沿星下点轨迹跟踪：卫星以一定的速度跟踪一段沿迹条带，包括跟踪轨迹与星下点轨迹一致和跟踪轨迹顺行于星下点轨迹方向.跟踪过程中对地指向不断变化，可以按相机要求的速度进行跟踪，跟踪速度与星下点速度不同.对于太阳同步轨道卫星而言，成像条带基本为南北方向.

(2)不沿星下点轨迹跟踪：卫星以一定的速度跟踪一段非沿迹条带，跟踪方向与星下点轨迹方向成一定夹角，最典型工况为沿与星下点轨迹垂直的方向进行跟踪和沿星下点轨迹进行反向跟踪.其中垂直轨迹跟踪可以实现东西方向大范围成像，要求卫星具有快速偏航机动90°的能力，反向跟踪能够满足观测的及时性，要求俯仰方向能够实现大角度机动.

(3)连续进行姿态机动：连续两次或多次进行动中成像姿态机动，在前一次机动结束后发送下一任务指令.多次机动间能够实现正确衔接、平稳过渡，可以满足多条带拼接成像任务的要求，实现曲线条带跟踪.

(4)姿态机动与其它模式的转换：机动模式转换也是控制分系统设计的一部分，在姿态跟踪模式后，系统可以转为正常对地运行模式，也可以根据指令转为其他的机动模式.

3.2机动指标测试

敏捷卫星的动中成像机动指标包括跟踪角速度、机动建立时间、动态跟踪期间稳定度和指向精度.

在测试时，通过典型工况和多次测试统计分析的方式，明确指标具体的实现情况，列出重点考察的曲线，对于有指标要求的内容，给出放大的曲线，使得能从曲线上直接看出指标满足情况.

(1)跟踪状态建立时间测试

对卫星姿态预置模式动力学姿态角和角速度数据进行分析，验证预置过程平稳缓变特性，从预置模式转为跟踪模式，姿态无跳变，在规定的时间点能够建立目标姿态，预置模式持续时间满足建立时间要求，跟踪结束后转回正常模式前的预置过程也满足设计要求.

(2)跟踪过程中的稳定度测试

在动态跟踪过程中，要求保持偏流角修正动作，三轴稳定度满足指标要求.将跟踪过程中的星上目标角速度遥测作为理论值，动力学的角速度与之进行差值计算，对误差进行统计分析，定量评价跟踪过程中的姿态稳定度.

(3)跟踪过程中的指向精度测试

将动力学姿态角数据与星上目标姿态比对处理，对姿态角误差进行统计分析，检查卫星指向精度的实现情况.

(4)跟踪机动能力测试

跟踪机动能力是指卫星机动过程中具备的最大机动角速度，可以在点对点机动模式下进行测试，按最大角度机动检查机动角速度是否可达到跟踪能力要求，控制系统输出能力是否满足使用需求.

4 集成测试方案验证

以某敏捷卫星为例，采用本文设计的集成测试方案开展分系统测试.该卫星具有星敏高精度定姿模式，采用CMG控制，工作轨道为椭圆轨道，测试选取不沿星下点轨迹跟踪的工况，任务目标起始点经纬度为127.328 408 9°、68.738 059 58°，结束点的经纬度为127.876 353 8°、68.261 6272 8°.在集成测试环境下，机动指令序列能够在要求的时刻正确发送；动力学计算的目标姿态数据与星上遥测数据一致，可以验证目标姿态计算算法的正确性；通过数据处理分析系统输出关键曲线，能够验证分系统指标符合情况；利用测试数据仿真能直观的在STK上显示动态跟踪过程.

图4为动中成像姿态机动过程，卫星从初始姿态经过姿态预置过程建立起成像的目标姿态，转入跟踪模式进行成像，成像结束后通过姿态预置过程转入正常对地运行姿态.图5～6为跟踪过程中稳定度和指向精度曲线，从仿真结果可以看出，跟踪期间三轴稳定度优于0.002(°)/s，三轴指向精度优于0.02°，满足控制分系统的技术指标要求.

图7为应用STK软件实现的卫星机动过程显示界面，包括卫星的机动过程三维显示图和对地指向点的经纬度数据.图8为动中成像过程中实际跟踪的经纬度曲线，与任务要求的目标起始点和终止点一致，动态跟踪过程满足任务要求.

5 结 论

为了验证敏捷卫星动中成像机动模式的功能性能满足在轨任务要求，本文设计了分系统集成测试方案，在分系统测试环境中设计了自主测试序列、目标姿态计算算法和可视化显示系统；在测试用例设计中，设计了典型工况，对各项机动指标测试方法进行了设计.通过对某卫星进行测试验证，该集成测试方案能够有效地验证动中成像机动功能设计的正确性，性能指标满足敏捷卫星高精度的姿态控制要求，测试覆盖性全面，测试充分、有效.

[1] 张新伟，戴君，刘付强．敏捷遥感卫星工作模式研究[J]．航天器工程，2011，20(4)：32-38.

ZHANG X W，DAI J，LIU F Q．Research on working mode of remote sensing satellite with agile attitude control[J]．Spacecraft Engineering，2011，20(4)：32-38.

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SU Z H. Research on attitude planning and control in scanning mode of agile satellite[D].Harbin:Harbin Engineering University，2013.

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HUANG Q D,YANG F,ZHAO J. Drift angle analysis for agile satellite imaging when its attitude points to the earth changing continuously[J].Journal of Astronautics，2012，33(10)：1544-1550.

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ZHANG C J. STK and its application in satellite system simulation[J]. Radio Communications Technology，2007，33(4)：45-47.

IntegrationTestSchemeDesignofDynamic-ImagingAttitudeManeuverModeforAgileSatelliteControlSystem

WANG Yushuang, JIANG Zhixiong, GU Bin

(BeijingInstituteofControlEngineering，Beijing100190，China)

As a new work mode of agile satellite, dynamic-imaging attitude maneuver mode has such characteristics as complicated maneuver, real time change of attitude and higher performance index. It is difficult to validate the maneuver mode in the existing test environment using current test method. An integration test scheme is designed to solve this problem. The design of test environment contains master control unit, dynamic model and data analysis system. The automatic test, target attitude calculation and visualization of test system are realized. Typical test conditions and performance test are included in the research of test method. The results show that the designed scheme can verify the correctness of function and the validity of performance index, which provides ideas for integration test of control system.

agile satellite； dynamic imaging； attitude maneuver； integration test

2016-09-23

V448

A

1674-1579(2017)05-0068-05

10.3969/j.issn.1674-1579.2017.05.011

王玉爽(1987—)，女，工程师，研究方向为卫星控制系统设计与测试；蒋志雄(1980—)，男，高级工程师，研究方向为卫星控制系统设计与测试；顾斌(1968—)，男，研究员，研究方向为卫星控制系统设计与测试.