高分三号卫星控制分系统设计与在轨验证

周剑敏 魏懿 曹永梅 孙鲲 马彦峰 袁军

(北京控制工程研究所,北京 100094)

高分三号卫星控制分系统设计与在轨验证

周剑敏 魏懿 曹永梅 孙鲲 马彦峰 袁军

(北京控制工程研究所,北京 100094)

高分三号(GF-3)卫星是国内首颗设计寿命8年且转动惯量最大的低轨遥感卫星。与以往同类卫星相比,文章针对GF-3卫星的特点,对控制分系统的体系结构、技术方案、可靠性设计、寿命试验等方面进行了概述,重点论述了卫星控制分系统基于二级总线的轻小型化体系结构、高精度姿态全零多普勒导引技术、高精度高稳定度姿态控制技术、长寿命高可靠设计方案。根据卫星在轨运行数据,给出了控制分系统单机和系统性能指标在轨验证情况。

高分三号卫星;控制分系统;体系结构;姿态导引;长寿命

1 引言

高分三号(GF-3)卫星采用降交点地方时为6:00Am的太阳同步回归轨道,轨道倾角98．411°,与以往同类卫星相比[1-4],GF-3卫星对控制分系统姿态测量精度、姿态确定精度、卫星姿态控制精度、卫星机动能力、寿命、质量、可靠性和地面验证等方面都提出了更高的要求。为了满足任务要求,控制分系统通过新研高精度小型一体化星敏感器、200 Am2一体化磁力矩器、摆动式太阳翼驱动机构和基于1553B总线体系的控制器等核心产品,并采用高精度姿态导引和姿态控制方案,实现了卫星在轨高精度、高稳定度运行;控制分系统采用基于二级总线的轻小型化体系结构,实现控制分系统相对以往遥感卫星减重40～50 kg;采用硬件冗余和系统重构方案实现控制分系统8年长寿命设计,并对关键单机开展了寿命验证。

本文在简介GF-3卫星控制分系统的组成、工作模式等的基础上,重点对卫星控制分系统基于二级总线的轻小型化体系结构、高精度姿态全零多普勒导引技术、高精度、高稳定度姿态控制技术,长寿命高可靠设计等方面进行论述。根据卫星在轨运行数据,给出了控制分系统单机和系统性能指标在轨验证情况。

2 控制分系统简介

2．1 分系统主要功能和性能指标要求

GF-3卫星相比以往遥感卫星,需要克服大型SAR天线展开过程长时间的扰动,并建立长期侧视飞行＋全零多普勒导引的飞行姿态,同时卫星转动惯量、惯量差是传统遥感卫星的6～10倍的情况下,实现卫星的大角度机动。主要性能指标:稳定度优于0．000 5(°)/s(3σ);三轴惯性姿态测量精度优于0.003°(3σ);全零多普勒导引姿态精度0．03°(3σ);星体绕滚动轴左姿态变换63°的响应时间(含稳定时间)不大于525 s;在轨寿命8年;分系统质量为160 kg。

2．2 分系统组成

根据卫星功能和性能指标要求,控制分系统由姿态敏感器、执行机构和控制器三部分组成。控制分系统组成框图如图1所示。

姿态敏感器包括:高精度小型一体化星敏感器、二浮陀螺组件、光纤陀螺、一体化红外地球敏感器、太阳敏感器。执行机构包括:动量轮、一体化磁力矩器、摆动式太阳翼驱动机构、推进子系统。控制器包括:中心控制单元、驱动控制单元、信息采集单元。

2．3 主要工作模式

为满足任务要求,GF-3卫星控制分系统的工作模式包括:主动段模式、消初偏模式、对地粗定向模式、轨控模式、大角度机动模式、正常飞行模式、SAR天线展开模式、全姿态捕获模式、停控模式、偏置动量模式、应急安全模式等。其中正常飞行模式是卫星的长期运行模式,卫星长期保持右侧视飞行,并持续引入姿态全零多普勒导引,在卫星有应急任务需要执行时,卫星通过大角度机动模式,转入左侧视模式。卫星有轨控任务时,卫星通过大角度机动模式,机动至轨控姿态后,卫星自主进入轨控模式。卫星姿态失稳或卫星太阳敏感器长时间不见太阳,卫星进入全姿态捕获模式。控制计算机故障时自主进入应急模式。各模式之间设计有进入和退出条件,星上可自主或根据地面指令进行模式切换。各个模式的姿态确定和姿态控制方式均有所不同,下面对正常飞行模式、大角度机动模式两个主要工作模式进行简单介绍。

(1)正常飞行模式。此模式采用陀螺预估加星敏感器修正的方案进行姿态确定。在陀螺故障时设计有星敏无陀螺姿态确定方案。姿态采用动量轮的高稳定度控制算法,磁力矩器提供必要的卸载力矩,必要时采用喷气保护。此模式下,卫星根据任务需求保持在滚动侧视飞行姿态角、俯仰角±90°轨道控制姿态等常用姿态或三轴任意姿态。在滚动侧视飞行姿态下,根据轨道和姿态数据计算姿态导引,并引入姿态导引控制;根据目标姿态,驱动摆动式太阳翼机构自主摆动到指定角度,实现太阳翼对日;计算并输出数传天线控制指令。

(2)大角度机动模式。卫星机动过程中采用陀螺预估加星敏感器修正的方案进行姿态计算。动量轮根据规划的轨迹进行姿态控制,通过该模式卫星可建立滚动侧视飞行姿态角、俯仰角±90°轨道控制姿态等常用姿态或三轴任意姿态。在从右侧视姿态机动至左侧视姿态、或由左侧视姿态机动至右侧视姿态时,若地面要求引入全零多普勒姿态导引,则根据轨道数据计算三轴导引姿态,实施三轴同步机动。根据目标姿态,太阳翼驱动机构同步进行跟踪将太阳翼控制到目标角度。

3 技术特点

3．1 基于二级总线的轻小型化体系结构

为满足轻质量约束,并满足系统的可扩展性,GF-3卫星控制分系统采用基于内部1553B总线的结构形式和通用单机模块化设计思想[5-8],控制分系统的体系结构如图1所示。中心控制单元通过内部1553B总线与信息采集单元、驱动控制单元、星敏感器和太阳翼驱动机构进行通信,实现与各部件之间的信息交互;信息采集单元作为辅助控制器,负责完成太阳、红外、陀螺等姿态测量敏感器数据采集;驱动控制单元作为辅助控制器,负责完各部件加断电控制和动量轮、磁力矩器、推进子系统等单机的数据采集和控制。同时为了提高分系统电源的可靠性,将集中供电改为分散供电,具体见图2。

3．2 高精度姿态全零多普勒导引技术

星载SAR与目标场的空间几何关系决定了回

式中:Rst()是t时刻地心指向卫星的位置矢量,Rtt()是随时间t变化的地心指向地面目标的位置矢量,Rts、Vts、Ats分别是中心时刻雷达到地面目标间的相对距离矢量、速度矢量和加速度矢量。

从回波信号得到的瞬时频率为波信号的多普勒频率,而SAR成像就是利用这一原理,从回波信号的多普勒频率提取目标场的方位和距离信息,重构目标场的地理信息。

以SAR的波束中心照射目标时刻为t,则星载SAR指向地面目标的矢量为;λ为雷达波长;fDC是多普勒中心频率;fDR是多普勒调频。

假设地球是标准球体且保持惯性静止,SAR在标准圆轨道上以侧视角θ观测地球表面,则fDC和fDR是常值。当地球上有物体引起地球表面高度起伏时,则会导致fDC和fDR变化,而这种变化能反映出物体的地理信息。但实际上地球是有一定扁率的椭球体,且在惯性空间转动,而卫星轨道也是椭圆轨道,这些信息与观测目标的地理信息耦合共同引起fDC和fDR变化,导致SAR成像数据处理结果有误差,影响图像定位和成像质量。而对于高分辨率雷达,这种误差必须在雷达成像处理中校正,但随着雷达工作频率的增加和分辨率的提高,在成像处理中进行校正的难度越来越大。因此,SAR卫星要求通过姿态控制,消除地球自转、地球椭率和扁率引起的fDC和fDR变化。从fDC的公式可以看出,SAR成像要求通过卫星主动姿态导引保持Vts⊥Rts＝0。为此,高分三号卫星控制分系统在方案上提出了高精度全零多普勒姿态算法,算法采用实时轨道信息,解算精度更高,多普勒中心频率残余逼近零,这为高分辨率雷达成像处理和干涉成像提供了可能。

图3是GF-3卫星＋31．5°侧视角的全零多普勒姿态,在123转序下表示的滚动角、俯仰角和偏航角姿态成周期小幅波动。图4是对应的多普勒中心频率。

3．3 高精度高稳定度姿态控制技术

为保证GF-3卫星具有稳定姿态测量基准,卫星将3个高精度星敏感器布局安装在同一块碳纤维板上,同时,通过对星敏感器温控进行专项设计,使星敏感器温度控制点的温度控制在±1℃以内,在星敏感器布局、结构形变控制、热控方面保证星敏感器拥有优异的测量环境,同时,在控制方案上还采用了高精度星敏感器标定方法,并根据星敏感器测量误差的高低频噪声特点设计星敏感器滤波参数,实现卫星在轨高精度姿态测量。

卫星刚体模型为[9]

式中:Hw为星体动量矩;Ta为作用在星体上的外力矩;ωbi为星体角速度;为星体转动惯量。

根据附件的展开锁定情况,GF-3卫星有十几种工况,包含有对称和不对称的惯量分布,在异常展开工况下I12/I11超过80%。本体三轴的控制带宽不同,参数选取也比较复杂,而且由于角速度的耦合干扰,不同的姿态角速度会影响本体三轴控制的协调性,为此高分三号卫星引入了惯量协调控制方法,实现三轴同步控制。图5为异常展开工况下I12/I11超过80%的惯量协调控制方法的姿态控制效果,图5中φ为滚动角,θ为俯仰角,Ψ为偏航角,̇φ为滚动角速度,̇θ为俯仰角速度,̇Ψ为偏航角速度。

受空间和结构制约,控制系统采用6个动量轮绕星体Z轴的圆锥面均匀分布,并与星体Z轴夹角54．73°,机动过程中单个轮子可能饱和,因此在卫星轨迹规划中设计了轮子饱和后,采用角动量智能管理的自调整算法,改变规划轨迹的角加速度。这样的设计挖掘了各种轮组的最大机动能力,最终实现了所有的4轮组合都能完成绕星体X轴机动指标。图6为GF-3卫星机动轨迹示意图,图中t0为机动开始时刻,t1为第一次角速度调整时刻,t2为第二次角速度调整时刻,t3为机动至一半目标角时刻,t4为第一次角速度回调时刻,t5为第二次角速度回调时刻,t6为机动至目标角时刻。

3．4 长寿命高可靠设计

为保证完成卫星8年长寿命设计考核,控制分系统从单机和系统两个层面开展分系统的可靠性设计。

(1)单机层面。分系统从降额设计、抗力学设计、热设计、抗辐照设计、电磁兼容性设计、静电防护设计等方面对分系统全部单机开展设计和验证。特别是在抗辐照设计方面,采用高等级元器件和抗辐照加固方案,使所有单机均满足辐射设计余量(RDM)＞2。同时,研制过程中开展了星敏感器光学镜头抗辐照试验、摆动式太阳翼驱动机构加速寿命试验和一体化磁力矩器的加速寿命试验,试验结果表明各单机设计能满足卫星8年寿命要求。

(2)分系统层面。对影响卫星寿命的关键单机进行了优化冗余设计,并开展全面验证,制定了完善的使用方案。对卫星姿态测量、姿态控制、卫星对日安全模式等均设计了多种系统重构方式,当部件发生故障时,系统自主完成重构,确保卫星稳定运行。特别是在安全对策中,利用晨昏轨道和卫星受到突出的重力梯度力矩的特点,化扰为稳,利用重力梯度力矩,设计了欠测量条件下燃耗少的安全对日方案,长期维持对日的燃料消耗极少,有利于卫星的能源安全保障。在信息流方面,分系统设计了软、硬同步两种方式和双总线方式,确保系统信息链路的高可靠。分系统的关键软件如控制计算机软件和星敏感器软件等,均设计了在轨维护功能,必要时,可通过地面注入程序,对星上软件进行维护。

4 在轨飞行情况

GF-3卫星自发射入轨后,控制分系统快速消除卫星太阳翼非对称展开引入的干扰力矩,以及SAR天线展开引起的大角度姿态偏差。在随后飞行过程中,动量轮和新研的一体化磁力矩器、摆动式太阳翼驱动机构及线路、小型一体化星敏感器等单机相继顺利引入系统,卫星在克服巨大惯量差引起的重力梯度力矩情况下,顺利完成了高精度星敏感器定姿下的正飞姿态、大角度俯仰轨控姿态、长期运行的右侧视姿态、姿态全零多普勒导引和应急左侧视姿态等一系列飞行姿态的验证。图7、图8分别为GF-3卫星在轨某圈过境的实时姿态角和姿态角速度曲线,图9是GF-3卫星小型一体化高精度星敏感器在轨误差变化曲线。

从在轨曲线可知,GF-3卫星姿态控制精度优于0．002°(3σ),姿态稳定度优于0．000 1(°)/s(3σ),惯性空间测量精度优于0．001°(3σ),控制分系统在轨功能正常,指标均优于设计指标。

5 结论

根据GF-3卫星高精度、高稳定度、长寿命的要求,控制分系统根据整星的特点,在充分继承以往遥感卫星设计的基础上,采用基于1553B总线的轻小型体系结构,实现控制分系统优化;同时针对SAR卫星特点,提出的全零多普勒导引算法表现优异,为SAR载荷工作提供良好支持;采用惯量协调控制算法,实现了惯量不均匀卫星三轴协调同步控制;采用智能管理轨迹规划挖掘轮组的最大机动能力;通过从单机和分系统层面开展可靠性设计和验证,使系统满足整星寿命要求。卫星在轨飞行对控制分系统的功能性能进行了充分测试,测试结果表明控制分系统功能正常,性能优于设计指标要求。

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AOCS Design and On-orbit Verification of GF-3 Satellite

ZHOU Jianmin WEI Yi CAO Yongmei SUN Kun MA Yanfeng YUAN Jun
(Beijing Institute of Control Engineering,Beijing 100094,China)

GF-3 satellite is first low-orbit remote sensing satellite which has 8 years of designed life and it is the maximal inertia in China．Firstly,this paper introduces technical characteristics of GF-3 satellite,and also simply presents several aspects in AOCS which include system architecture,technical scheme,reliability design and the lifetest．Moreover,this paper mainly analyzes the light miniaturization system architecture,high-precision all-zero dopplerattitude guidance technology,high-precision high-stability attitude control technology,and long-life design scheme of satellite AOCS based on the second-level bus．Furthermore,this paper introduces the on-orbit verification on devices in AOCS and system performance index based on satellite on-orbit operation data．

GF-3 satellite;AOCS;system architecture;attitude guidance;long-life

V44

A

10.3969/j.issn.1673-8748.2017.06.015

2017-10-20;

2017-11-20

国家重大科技专项工程

周剑敏,男,高级工程师,从事航天器姿轨控系统设计工作。Email:liutong8224＠163．com。

(编辑:张小琳)