張莎莎 莫凡 丁建釗 徐文強(qiáng) 姚鑫雨 劉付強(qiáng)

(1 北京空間飛行器總體設(shè)計部，北京 100094)(2 北京控制工程研究所，北京 100094) (3 西安空間無線電技術(shù)研究所，西安 710071)

隨著近地遙感衛(wèi)星技術(shù)的發(fā)展，衛(wèi)星載荷數(shù)量和功能也不斷提升，就使得工作模式設(shè)計較為復(fù)雜。因此為方便衛(wèi)星用戶使用，遙感衛(wèi)星普遍開展了星上自主任務(wù)管理設(shè)計。

國外在衛(wèi)星自主任務(wù)規(guī)劃和管理方面已相繼開展了相關(guān)的技術(shù)研究。NASA在地球觀測(EO-1)衛(wèi)星的基礎(chǔ)上，先后開發(fā)了自主調(diào)度與規(guī)劃(ASPEN)[1]及調(diào)度和執(zhí)行程序框架(CASPER)[2]兩大衛(wèi)星任務(wù)規(guī)劃系統(tǒng)。ESA支持的星上自主計劃(PROBA)[3]研究并驗(yàn)證了一些星載自主規(guī)劃技術(shù)；法國國家空間研究中心(CNES)在其昂宿星(Pleiades)上開展了衛(wèi)星自主任務(wù)規(guī)劃系統(tǒng)的試驗(yàn)[4]。與此同時，國內(nèi)也開展了很多遙感衛(wèi)星任務(wù)規(guī)劃技術(shù)研究。賀仁杰等人針對地面多星任務(wù)規(guī)劃問題提出了規(guī)劃模型和算法，并開發(fā)了一整套地面任務(wù)規(guī)劃系統(tǒng)，但該系統(tǒng)目前主要應(yīng)用于地面[5]。田志新等人提出基于有向圖模型的衛(wèi)星任務(wù)指令生成算法，首次在星上實(shí)現(xiàn)任務(wù)級指令到執(zhí)行級指令的分解，該方法中雖然統(tǒng)籌考慮了觀測任務(wù)和回放任務(wù)，但對于觀測和回放任務(wù)的解耦工作仍由地面系統(tǒng)而非衛(wèi)星自主完成[6]。

高分七號(GF-7)衛(wèi)星是一顆高精度民用測繪衛(wèi)星，衛(wèi)星軌道高度約500 km，星上裝載了前、后視測繪相機(jī)和激光測高儀，通過對同一區(qū)域不同角度的觀測，實(shí)現(xiàn)1∶10 000比例尺衛(wèi)星測繪。本文分析了GF-7衛(wèi)星工作模式的特點(diǎn)，以典型的觀測模式和回放模式為設(shè)計基礎(chǔ)，梳理了兩種工作模式間的約束和耦合關(guān)系，并從消除耦合、簡化衛(wèi)星任務(wù)管理、提升衛(wèi)星對任務(wù)的快速、無條件響應(yīng)的需求出發(fā)，提出了一種適用于星上自主任務(wù)管理的工作模式解偶設(shè)計，有效滿足了不同工作模式的無約束實(shí)現(xiàn)。

1 衛(wèi)星工作模式解耦設(shè)計的必要性

1.1 衛(wèi)星工作模式簡介

GF-7衛(wèi)星對地觀測任務(wù)的完成包括觀測記錄和數(shù)據(jù)回放兩個活動。

觀測記錄模式(簡稱觀測模式)，由地面觀測目標(biāo)觸發(fā)：衛(wèi)星飛經(jīng)觀測目標(biāo)時，衛(wèi)星平臺將飛行姿態(tài)調(diào)整至觀測所需姿態(tài)，有效載荷開機(jī)并對地觀測，星上數(shù)據(jù)處理及傳輸系統(tǒng)對載荷觀測數(shù)據(jù)進(jìn)行處理、格式編排后，實(shí)時送入星載存儲器進(jìn)行存儲。當(dāng)進(jìn)行連續(xù)多目標(biāo)成像觀測時，則衛(wèi)星平臺需在多個目標(biāo)的間隔時間內(nèi)完成快速姿態(tài)機(jī)動和穩(wěn)定，以使得載荷觀測視場指向各觀測目標(biāo)。

數(shù)據(jù)回放模式(簡稱回放模式)由地面站可視條件觸發(fā)：衛(wèi)星飛經(jīng)地面站可視范圍內(nèi)，星上數(shù)據(jù)處理及傳輸系統(tǒng)對載荷觀測數(shù)據(jù)進(jìn)行回放。為提高衛(wèi)星對地回放時的等效全向輻射功率(EIRP)，衛(wèi)星采用X-Y二維機(jī)械轉(zhuǎn)動的高增益點(diǎn)波束天線，在對地面站傳輸過程中，需實(shí)時控制X、Y軸轉(zhuǎn)動，使得天線波束中心始終指向地面站。

1.2 衛(wèi)星工作模式間的耦合因素分析

除1.1節(jié)所述的觸發(fā)條件之外，衛(wèi)星工作模式還分別與圖1所示的各因素有關(guān)。

從圖1的梳理中可以看出，衛(wèi)星觀測模式和回放模式的耦合因素為衛(wèi)星平臺姿態(tài)：一方面，觀測模式提出對衛(wèi)星姿態(tài)的期望，衛(wèi)星控制系統(tǒng)根據(jù)該期望，依照一定的控制策略，控制偏航、俯仰和滾動軸轉(zhuǎn)動來執(zhí)行姿態(tài)調(diào)整；另一方面，平臺姿態(tài)是回放模式中天線對地面站指向角度的決定因素之一。由此，產(chǎn)生兩種任務(wù)之間的耦合關(guān)系，如圖2所示，即觀測任務(wù)決定衛(wèi)星姿態(tài)，衛(wèi)星姿態(tài)決定回放任務(wù)中天線指向。

圖1 遙感衛(wèi)星工作模式耦合因素Fig.1 Coupling factors of working modes of a remote sensing satellite

圖2 衛(wèi)星姿態(tài)對觀測記錄模式和數(shù)據(jù) 回放模式的耦合關(guān)系Fig.2 Coupling relationship between observation recording mode and data playback mode in terms of satellite attitude

1.3 解耦設(shè)計必要性分析

為提高用戶使用體驗(yàn)，使得衛(wèi)星能夠在滿足各模式觸發(fā)條件的基礎(chǔ)上即可制定和執(zhí)行相應(yīng)的模式，GF-7衛(wèi)星提出觀測模式和回放模式可并行執(zhí)行、互無影響的使用需求。但由于在觀測模式準(zhǔn)備過程中，為達(dá)到其期望姿態(tài)，需要進(jìn)行三軸姿態(tài)機(jī)動，機(jī)動過程為：初始姿態(tài)角度→勻角加速度α加速至最大角速度ω→以角速度ω做勻速轉(zhuǎn)動→勻角加速度減速至0(°)/s→機(jī)動到位。對于連續(xù)點(diǎn)目標(biāo)觀測模式來說，需要衛(wèi)星在兩個點(diǎn)目標(biāo)之間完成敏捷姿態(tài)機(jī)動；而傳統(tǒng)的回放模式設(shè)計均是以固定姿態(tài)角度為輸入，進(jìn)行天線對地面站指向角的計算，未考慮姿態(tài)機(jī)動過程中由于姿態(tài)角的持續(xù)變化帶來的天線對地面站指向角的變化，這樣就會導(dǎo)致天線指向角度誤差隨著控制周期的增加而持續(xù)累加，最終超出±0.5°的指向精度要求，從而無法滿足敏捷機(jī)動點(diǎn)目標(biāo)觀測過程中的數(shù)據(jù)回放。

綜上，為滿足衛(wèi)星觀測模式和回放模式的無干擾并行執(zhí)行，就必需進(jìn)行針對衛(wèi)星姿態(tài)的解耦設(shè)計，在回放模式執(zhí)行過程中，將衛(wèi)星姿態(tài)預(yù)報引入天線指向角計算，以此提高天線指向精度。從而使得觀測模式和回放模式均能按照各自的觸發(fā)條件進(jìn)入并執(zhí)行，相互之間無干擾、無制約。

2 低軌遙感衛(wèi)星工作模式解耦設(shè)計

2.1 衛(wèi)星姿態(tài)測量及轉(zhuǎn)換

要進(jìn)行衛(wèi)星姿態(tài)預(yù)報，首先需要進(jìn)行當(dāng)前及歷史姿態(tài)的測量。衛(wèi)星姿態(tài)一般指衛(wèi)星本體相對于軌道坐標(biāo)系下零姿態(tài)的偏差。GF-7衛(wèi)星配置星敏感器完成姿態(tài)高精度測量。在姿態(tài)測量及轉(zhuǎn)換過程中，涉及到以下坐標(biāo)系及轉(zhuǎn)換關(guān)系：①星敏感器完成從星敏感器坐標(biāo)系到慣性空間坐標(biāo)系(J2000系)的轉(zhuǎn)換矩陣的實(shí)時測量，記為Tis；②設(shè)衛(wèi)星從慣性坐標(biāo)系到軌道坐標(biāo)系的轉(zhuǎn)換矩陣為Toi通常通過星載導(dǎo)航接收機(jī)或地面軌道測量數(shù)據(jù)計算得到；③設(shè)衛(wèi)星從軌道坐標(biāo)系到本體坐標(biāo)系轉(zhuǎn)換矩陣為Tbo；④設(shè)衛(wèi)星從星敏感器坐標(biāo)系到本體坐標(biāo)系的轉(zhuǎn)換矩陣Tbs，通常通過地面標(biāo)定得到。

上述幾個轉(zhuǎn)換矩陣具有如下關(guān)系

Tbs=Tbo×Toi×Tis

(1)

進(jìn)而可得

Tbo=Tbs×(Tis)T×(Toi)T

(2)

式(2)中，Tis通過星敏感器測量并計算得到。通常，星敏感器的輸出采用四元數(shù)Q的形式，有

Q=q0+q1i1+q2i2+q3i2

(3)

式中：q0表示四元數(shù)的標(biāo)量部分，q1、q2、q3表示四元數(shù)的矢量部分，則有

(4)

若衛(wèi)星選用Z→Y→X轉(zhuǎn)序，則對應(yīng)歐拉角表示的姿態(tài)矩陣為

(5)

式中：α、β、γ分別表示衛(wèi)星星體沿X、Y、Z三個軸向的姿態(tài)角。由此可得

(6)

式中：Tbomn表示坐標(biāo)系轉(zhuǎn)換矩陣Tbo中的第m行第n列的元素。

2.2 衛(wèi)星姿態(tài)預(yù)報方法

2.3 工作模式解耦算法流程

采用二階多項式擬合的姿態(tài)預(yù)報及解耦算法流程如下：

(1)利用星敏感器輸出的q值，計算得到當(dāng)前時刻衛(wèi)星本體坐標(biāo)系相對于軌道坐標(biāo)系的歐拉角，即得到衛(wèi)星三軸姿態(tài)角；

3 驗(yàn)證與分析

為了驗(yàn)證姿態(tài)預(yù)報算法的正確性和精度，采用GF-7衛(wèi)星軌道作為算例，利用本文研究的姿態(tài)預(yù)報算法，結(jié)合數(shù)傳天線對地面站指向角度的預(yù)報，并利用衛(wèi)星實(shí)際執(zhí)行的姿態(tài)進(jìn)行驗(yàn)證，最終得到由于姿態(tài)預(yù)報誤差引起的天線指向角度誤差。

3.1 算例說明

1)軌道信息

算例的衛(wèi)星軌道參數(shù)見表1。

表1 算例的起始?xì)v元時刻軌道根數(shù)Table 1 Orbital elements at the beginning epoch time

2)地面站地理信息

算例中選用新疆喀什地區(qū)作為數(shù)傳接收地面站，喀什站的地理位置信息由STK軟件中自帶的數(shù)據(jù)信息獲得，地面站的約束條件為地面站仰角不小于5°，具體地理位置信息見表2。

在STK軟件中將衛(wèi)星起始?xì)v元時刻的瞬根參數(shù)作為衛(wèi)星初始軌道參數(shù)值，采用HPOP模型，重力場模型選用21階的WGS84_EGM96模型，STK軟件的精確值中考慮了大氣阻力，設(shè)定面質(zhì)比為0.008 m2/kg，F(xiàn)10.7=150，并考慮了太陽光壓和日月的三體引力影響。

表3為衛(wèi)星過喀什地區(qū)地面站的時間。

表2 仿真用喀什站地理位置信息Table 2 Geographic location information of Kashi station for simulation

表3 衛(wèi)星過喀站的時間Table 3 Arc segment of Kashi station

3)姿態(tài)機(jī)動情況

算例中，在衛(wèi)星過喀地面站期間，進(jìn)行姿態(tài)機(jī)動，具體為俯仰軸和偏航軸角度保持不變，滾動軸由0°變化至32°，且其機(jī)動過程中的姿態(tài)角加速度絕對值|α|=0.033(°)/s2，最大轉(zhuǎn)動角速度ω=0.5(°)/s。具體的機(jī)動姿態(tài)角度曲線見圖3。

圖3 算例用姿態(tài)機(jī)動過程三軸角度曲線Fig.3 Three-axes attitude angle curves

3.2 結(jié)果分析

算例中利用本文的姿態(tài)預(yù)報算法周期性預(yù)報衛(wèi)星在姿態(tài)機(jī)動期間的姿態(tài)角度，預(yù)報周期為0.5 s，擬合樣本數(shù)為3，將預(yù)報得到的姿態(tài)曲線，以角度變化最大的滾動軸為例，與實(shí)際控制到位的姿態(tài)曲線進(jìn)行比較，預(yù)報誤差見圖4。同時將姿態(tài)預(yù)報結(jié)果利用STK軟件對預(yù)報姿態(tài)下的天線指向角度進(jìn)行仿真，得到該狀態(tài)下的指向角誤差如圖5和圖6所示。

仿真分析結(jié)果表明：①該姿態(tài)預(yù)報算法引起的姿態(tài)角預(yù)報誤差幅值范圍為[-0.051°,0.053°]，該誤差最大值出現(xiàn)在機(jī)動軸開始加、減速的時刻，而在勻速轉(zhuǎn)動過程中，預(yù)報誤差不超過[-0.02°,0.02°];②由姿態(tài)預(yù)報誤差引起的天線X、Y軸指向角度計算誤差幅值范圍分別為[-0.055,0.040]和[-0.037,0.023]，該誤差范圍與姿態(tài)預(yù)報誤差量級相當(dāng)，對于指向精度優(yōu)于0.5°的指標(biāo)要求，該誤差項貢獻(xiàn)約為10%，可滿足在軌使用。

圖4 算例輸出的滾動軸姿態(tài)預(yù)報誤差Fig.4 Predicted attitude angle error of rolling axis

圖5 由姿態(tài)預(yù)報誤差引起的天線X軸 指向角誤差Fig.5 Pointing angle error of X-axis induced by attitude prediction error

圖6 由姿態(tài)預(yù)報誤差引起的天線Y軸 指向角誤差Fig.6 Pointing angle error of Y-axis induced by attitude prediction error

4 結(jié)束語

本文對低軌道遙感衛(wèi)星觀測模式、回放模式中的姿態(tài)耦合因素進(jìn)行了分析，建立了解耦用的姿態(tài)預(yù)報模型。這種方法簡單、易于星上實(shí)現(xiàn)，且預(yù)報精度可保證天線指向精度的工程要求，可作為星上工作模式自主運(yùn)行使用。