陳占勝，杜 寧，王世耀，陳文暉，徐家國

（1.上海航天技術(shù)研究院，上海 201109；2.上海衛(wèi)星工程研究所，上海 201109；3.上海航天控制技術(shù)研究所，上海 201109）

0 引言

隨著航天技術(shù)的快速發(fā)展，衛(wèi)星姿態(tài)控制系統(tǒng)功能已由常規(guī)的穩(wěn)定對地定向控制，逐步轉(zhuǎn)為基于載荷對衛(wèi)星平臺需求的多種工作模式、多種目標(biāo)指向控制。以對地觀測小衛(wèi)星為例，受整星重量約束，載荷往往不具備視軸擺動等機(jī)械驅(qū)動功能，因此，可借助衛(wèi)星平臺的姿態(tài)調(diào)整能力，并充分發(fā)揮載荷效能。為最大限度發(fā)揮載荷觀測精度，在保證姿態(tài)指向和姿態(tài)穩(wěn)定度的基礎(chǔ)上，應(yīng)具備光學(xué)載荷零偏流角和合成孔徑雷達(dá)零多普勒高精度導(dǎo)引控制等功能；為最大限度發(fā)揮載荷觀測效能，需進(jìn)一步提升衛(wèi)星姿態(tài)機(jī)動的敏捷性，并具備姿態(tài)規(guī)劃能力，做到能夠在有限的觀測弧段內(nèi)快速調(diào)整載荷視軸指向，以大幅增加載荷觀測范圍。

新技術(shù)試驗衛(wèi)星C 星、D 星由上海航天技術(shù)研究院研制，是為適應(yīng)未來航天裝備體系快速響應(yīng)和網(wǎng)絡(luò)互聯(lián)的發(fā)展趨勢而設(shè)計的。姿軌控分系統(tǒng)首次提出以最大功能包絡(luò)統(tǒng)一設(shè)計雙星軟件及地面測試系統(tǒng)的研制方案，通過一個軟件配置項實現(xiàn)雙星功能，解決了雙星研制周期短、工作模式復(fù)雜等問題。探索了基于操作系統(tǒng)的軟件并行開發(fā)模式，首次開展基于動態(tài)鏈接庫（Dynamic Link Library，DLL）的在軌編程設(shè)計，解決了使用國產(chǎn)操作系統(tǒng)帶來的在軌編程、多線程（Multi-Thrading，MT）劃分、優(yōu)先級設(shè)計、共享內(nèi)存交互、控制器局域網(wǎng)絡(luò)（Controller Area Network，CAN）通信延遲等一系列問題?！皸l帶拼接成像”和“動中成像”等模式兼顧偏流角跟蹤控制，在保證載荷觀測精度的同時，可大幅提升載荷對地觀測的效能。

本文對姿軌控分系統(tǒng)設(shè)計進(jìn)行了詳細(xì)介紹，包括多目標(biāo)凝視姿態(tài)基準(zhǔn)通用化設(shè)計、成像模式姿態(tài)規(guī)劃和基于操作系統(tǒng)的姿軌控應(yīng)用軟件架構(gòu)設(shè)計等，并給出兩星在軌驗證情況。

1 分系統(tǒng)簡介

新技術(shù)試驗衛(wèi)星C 星、D 星質(zhì)量約390 kg，運(yùn)行在500 km 高度的傾斜圓軌道。姿軌控分系統(tǒng)測量單機(jī)包括1 臺光纖陀螺組合、2 臺微型星敏感器、2臺0-1 式太陽敏感器、1 臺模擬式太陽敏感器和1 臺三軸磁強(qiáng)計等；執(zhí)行機(jī)構(gòu)包括4 臺反作用飛輪、3 臺磁力矩器和5 臺推力器。其中，4 臺姿控推力器斜裝，可同時控制衛(wèi)星三軸姿態(tài)。

姿軌控分系統(tǒng)采用零動量飛輪控制方案，長期保持三軸對日定向姿態(tài)，根據(jù)程控指令進(jìn)行姿態(tài)調(diào)整轉(zhuǎn)入任務(wù)模式。C 星需具備對地定向及任意姿態(tài)偏置、Ku 天線對高軌星凝視等功能；D 星需具備相機(jī)偏流角跟蹤、對地數(shù)傳天線（或星間高速天線）對地面站凝視和星間高速天線（或?qū)Φ財?shù)傳天線）對簇內(nèi)成員星凝視等功能。C 星、D 星要求三軸控制精度優(yōu)于0.05°（3

σ

），三軸測量精度優(yōu)于0.01°（3

σ

），三軸穩(wěn)定度優(yōu)于0.001（°）/s（3

σ

）；D 星繞任意空間軸姿態(tài)機(jī)動85°優(yōu)于60 s。

由于雙星姿態(tài)控制模式較多，若應(yīng)用常規(guī)設(shè)計方法需要建立多個姿態(tài)控制基準(zhǔn)，當(dāng)載荷和目標(biāo)的數(shù)量較多時，姿態(tài)基準(zhǔn)設(shè)計算法快速增加，導(dǎo)致程序流程分支較多并且代碼復(fù)雜。因此，有必要研究姿態(tài)基準(zhǔn)的通用設(shè)計方法，一個控制姿態(tài)基準(zhǔn)適用于多目標(biāo)指向任務(wù)，以提高系統(tǒng)開發(fā)和測試效率。此外，姿軌控應(yīng)用軟件與管理軟件、星務(wù)軟件共同運(yùn)行在綜合電子計算機(jī)內(nèi)，基于“風(fēng)云翼輝”國產(chǎn)操作系統(tǒng)并行開發(fā)與調(diào)試，相比于傳統(tǒng)的系統(tǒng)軟件開發(fā)模式，需重新進(jìn)行應(yīng)用軟件架構(gòu)設(shè)計和在軌編程方案設(shè)計?？刂颇Ｊ郊稗D(zhuǎn)換如圖1 所示。

圖1 控制模式及轉(zhuǎn)換Fig.1 Control modes and conversion

2 姿軌控分系統(tǒng)方案設(shè)計

2.1 任意目標(biāo)凝視姿態(tài)基準(zhǔn)設(shè)計

針對各載荷分別對高軌星、低軌星和地面站等目標(biāo)凝視跟蹤需求，新技術(shù)試驗衛(wèi)星C 星、D 星姿軌控分系統(tǒng)采用統(tǒng)一方法構(gòu)建各目標(biāo)凝視參考坐標(biāo)系，控制衛(wèi)星本體坐標(biāo)系與參考坐標(biāo)系平行，即可實現(xiàn)載荷視軸對目標(biāo)凝視跟蹤，如圖2 所示。

圖2 任意目標(biāo)凝視跟蹤Fig.2 Gaze tracking of an arbitrary target

設(shè)計各目標(biāo)凝視參考坐標(biāo)系時，除目標(biāo)方向矢量外，還需選取另一空間矢量，該空間矢量須避免與目標(biāo)矢量平行。對于地面目標(biāo)矢量，空間物理關(guān)系決定衛(wèi)星軌道面的法線不會與之接近平行；對于多個空間目標(biāo)的位置進(jìn)行分析，若空間目標(biāo)沒有位于衛(wèi)星軌道面法線的±20°圓椎體內(nèi)的，則可以確定衛(wèi)星軌道面法線為空間基準(zhǔn)矢量，這個空間矢量適用于為所有目標(biāo)點(diǎn)建立姿態(tài)基準(zhǔn)；若多個空間目標(biāo)部分位于衛(wèi)星軌道面法線的±20°圓椎體內(nèi)，需再確定一個與軌道面法線垂直的矢量，如衛(wèi)星軌道的飛行方向。由此確定出滿足要求的空間基準(zhǔn)矢量

X

和

Y

。將衛(wèi)星指向目標(biāo)的方向定義為衛(wèi)星目標(biāo)坐標(biāo)系的偏航軸（

Z

），如果衛(wèi)星軌道坐標(biāo)系的俯仰軸

Y

與衛(wèi)星指向目標(biāo)的單位矢量

Z

的夾角在90°±70°范圍內(nèi)，則有

J2000 慣性坐標(biāo)系至衛(wèi)星目標(biāo)坐標(biāo)系的姿態(tài)轉(zhuǎn)換矩陣為

將姿態(tài)轉(zhuǎn)換矩陣

A

變換為姿態(tài)四元數(shù)

q

，即為衛(wèi)星目標(biāo)坐標(biāo)系相對于J2000 慣性坐標(biāo)系的姿態(tài)四元數(shù)。結(jié)合載荷的安裝四元數(shù)為

q

，得到衛(wèi)星姿態(tài)基準(zhǔn)四元數(shù)

q

，

式中：?表示四元數(shù)乘法運(yùn)算。

已知前后兩拍的載荷指向目標(biāo)的姿態(tài)基準(zhǔn)四元數(shù)

q

和

q

，根據(jù)四元數(shù)運(yùn)動學(xué)方程，得到當(dāng)前控制周期載荷指向目標(biāo)的姿態(tài)基準(zhǔn)角速度

ω

，

完成期望姿態(tài)四元數(shù)和期望角速度計算后，根據(jù)敏感器測量解算的衛(wèi)星當(dāng)前姿態(tài)和角速度信息，進(jìn)行姿態(tài)偏差和角速度偏差計算，進(jìn)而調(diào)用遞階飽和PID控制器，即可實現(xiàn)任意目標(biāo)定向或凝視跟蹤控制。

在通用姿態(tài)基準(zhǔn)設(shè)計的基礎(chǔ)上，設(shè)計統(tǒng)一的程控指令格式，通過模式字區(qū)分具體任務(wù)姿態(tài)模式。程控指令包含任務(wù)模式字、高軌星編號、地面站經(jīng)緯度和成像滾動與俯仰期望姿態(tài)等信息，見表1。

表1 姿軌控接收程控指令統(tǒng)一格式Tab.1 Unified programmed instruction format received on the attitude and orbital control system

2.2 條帶拼接與主動推掃成像控制

新技術(shù)試驗D 星主載荷為寬幅時間延時積分電荷耦合器件（Time Delay and Integration Charge Coupled Devices，TDICCD）相機(jī)，需通過條帶拼接實現(xiàn)單軌300 km×900 km 區(qū)域成像，此為典型條帶拼接成像問題，在衛(wèi)星姿態(tài)偏置成像過程中，需具備高精度相機(jī)偏流角跟蹤控制功能。此外，主動推掃成像即衛(wèi)星姿態(tài)機(jī)動過程成像功能，將通過在軌測試進(jìn)行驗證。衛(wèi)星快速姿態(tài)機(jī)動、快速穩(wěn)定控制方法和偏流角跟蹤控制方法已進(jìn)行了較為充分研究，此處重點(diǎn)描述條帶拼接與主動推掃成像模式的軟件接口設(shè)計。

2.2.1 多條帶成像

當(dāng)程控模式字為0x77時，姿軌控分系統(tǒng)根據(jù)任務(wù)規(guī)劃模塊給出的衛(wèi)星相對軌道坐標(biāo)系滾動、俯仰成像姿態(tài)指令，進(jìn)行姿態(tài)快速機(jī)動與快速穩(wěn)定控制，并在姿態(tài)偏置的同時進(jìn)行偏流角跟蹤控制。成像模式允許多次設(shè)置成像期望姿態(tài)，因此，可實現(xiàn)同軌多條帶、條帶拼接、立體成像等多種成像工作模式，如圖3所示。

圖3 雙條帶成像Fig.3 Double strip imaging

2.2.2 主動推掃成像

當(dāng)程控模式字為0x5B 時，根據(jù)地面上注的主動推掃成像姿態(tài)初值和推掃角速度，進(jìn)行姿態(tài)機(jī)動過程成像，如圖4 所示，其中，推掃角速度根據(jù)相機(jī)行頻約束進(jìn)行設(shè)計。以新技術(shù)試驗D 星滾動軸機(jī)動成像為例，相對軌道系回擺姿態(tài)初值分別為45、50、90，相對軌道系擺掃角速度為-0.6（°）/s 和-0.70（°）/s，擺掃時間120 s，相機(jī)正向積分，擺掃后20 s 開始成像至120 s。

圖4 滾動擺掃成像Fig.4 Rolling swing-broom imaging

2.3 基于國產(chǎn)操作系統(tǒng)的應(yīng)用軟件設(shè)計

基于操作系統(tǒng)開發(fā)姿軌控應(yīng)用軟件，需將姿軌控進(jìn)程劃分為MT，并與管理軟件約定各線程優(yōu)先級。此外，由于操作系統(tǒng)負(fù)責(zé)內(nèi)存動態(tài)管理，應(yīng)用軟件難以獲取各變量內(nèi)存地址，常規(guī)在軌編程方案不再適用，因此，需進(jìn)行基于操作系統(tǒng)的姿軌控軟件架構(gòu)設(shè)計和在軌編程設(shè)計。

2.3.1 姿軌控軟件架構(gòu)設(shè)計

新技術(shù)試驗衛(wèi)星C 星、D 星姿軌控應(yīng)用軟件采取以下技術(shù)方案：以SMD 架構(gòu)設(shè)計基于操作系統(tǒng)的姿軌控應(yīng)用軟件，以狀態(tài)機(jī)（State Machine，SM）完成姿軌控各運(yùn)行模式的靈活切換和運(yùn)轉(zhuǎn)，如圖5 所示。

圖5 狀態(tài)機(jī)的運(yùn)行Fig.5 Operation of the state machine

以MT 完成姿軌控應(yīng)用軟件多任務(wù)處理，通過DLL 實現(xiàn)模塊可替換。

SM 方法以一種狀態(tài)代表一種工作模式，狀態(tài)的進(jìn)入條件作為模式啟動條件，狀態(tài)的退出條件作為模式結(jié)束條件，并流轉(zhuǎn)到下一個模式。通過狀態(tài)的不斷流轉(zhuǎn)和循環(huán)，完成整個系統(tǒng)的功能，同時增加一個功能，不影響其他功能模塊，提高了軟件的擴(kuò)展性和維護(hù)性。MT 方法將整個姿軌控應(yīng)用劃分為多個線程，即主任務(wù)線程、總線數(shù)據(jù)處理線程、測試數(shù)據(jù)處理線程等，線程劃分如圖6 所示。

圖6 多個線程劃分Fig.6 MT partition

從而讓各線程專職做一項事務(wù)，并通過線程間交互完成信息的傳遞和處理，以簡化多任務(wù)的協(xié)調(diào)。DLL 方法將軟件功能劃分為多個組合，并將這些組合封裝成DLL 形式，供主體姿軌控軟件調(diào)用。庫的封裝性能便于測試和影響域控制，通過庫的替換易于實現(xiàn)軟件在軌升級。

2.3.2 姿軌控軟件的在軌編程設(shè)計

新技術(shù)試驗衛(wèi)星C 星、D 星軟件基于實時操作系統(tǒng)和Flash+Sram 存儲，依據(jù)文件系統(tǒng)替換姿軌控軟件的各個功能，實現(xiàn)星上姿軌控軟件的功能完善和擴(kuò)展。

姿軌控軟件在軌編程主要基于庫文件替換，因此，各庫文件需要保持大小均勻、層次合理和結(jié)構(gòu)清晰的特征。軟件庫文件劃分如圖7 所示。

圖7 姿軌控軟件庫文件劃分Fig.7 File division of the attitude and orbit control software library

姿軌控軟件一共分為4 層10 個庫文件：最高層是主程序文件，主要負(fù)責(zé)初始化、進(jìn)程管理以及主流程控制；高層庫文件主要負(fù)責(zé)模式和對外交互功能；中層庫文件是數(shù)據(jù)處理層庫文件，包括軌道計算、任務(wù)基準(zhǔn)計算、控制算法、敏感器、執(zhí)行機(jī)構(gòu)以及通用計算等部件；低層庫文件是計算機(jī)硬件處理層，如CAN 通信、422 通信等功能。各邏輯庫文件可以進(jìn)一步劃分為更小及滿足要求的庫文件。

在軌編程流程如圖8 所示，當(dāng)主線程啟動后，每個控制周期都去查詢在軌編程標(biāo)志，以確定是否需要在軌編程。如果收到在軌編程標(biāo)志，則退出主程序，程序復(fù)位，使用新的文件開始運(yùn)行姿軌控軟件。在上注時，應(yīng)用程序根據(jù)校驗位是否正常，確定每個注數(shù)包是否正確。根據(jù)包總數(shù)，確定所有包是否都上傳成功。所有包都上傳成功后，則用上傳成功的庫文件替換原有的庫文件，原有的庫文件作為前序版本。

圖8 在軌編程流程Fig.8 On-orbit programming process

3 在軌驗證情況

新技術(shù)試驗衛(wèi)星C星、D星于2020年2月20日入軌后，姿軌控分系統(tǒng)依次正確進(jìn)入噴氣速率阻尼、噴氣對日定向、飛輪對日定向等模式。此后，長期運(yùn)行在三軸對日定向模式下，可根據(jù)程控指令轉(zhuǎn)入任務(wù)模式，并自主返回對日定向模式。2020 年8 月9 日C 星對地定向模式的三軸姿態(tài)和角速度誤差曲線如圖9 和圖10 所示，姿態(tài)控制誤差小于0.002°（3

σ

），穩(wěn)定度優(yōu)于0.000 6（°）/s（3

σ

）。

圖9 C 星對地定向姿態(tài)誤差Fig.9 Control error of earth oriented attitude angle for Satellite C

圖10 C 星對地定向角速度誤差Fig.10 Control error of earth oriented attitude angular velocity for Satellite C

2020 年2 月26 日D 星成像模式衛(wèi)星姿態(tài)角和姿態(tài)控制誤差曲線如圖11 和圖12 所示，成像過程姿態(tài)控制精度優(yōu)于0.002°（3

σ

），相機(jī)偏流角優(yōu)于0.05°（3

σ

），偏流角遙測由相機(jī)載荷根據(jù)衛(wèi)星姿態(tài)和角速度信息計算得出。

圖11 D 星成像模式姿態(tài)角Fig.11 Attitude angle during scan imaging for Satellite D

圖12 D 星成像模式姿態(tài)與偏流角誤差Fig.12 Control errors of attitude angle and drift angle during scan imaging for Satellite D

2020 年2 月25 日D 星數(shù)傳天線凝視地面站模式衛(wèi)星姿態(tài)角和姿態(tài)誤差曲線如圖13 和圖14 所示，動態(tài)跟蹤過程姿態(tài)控制誤差小于0.005°（3

σ

）。

圖13 D 星地面站跟蹤姿態(tài)角Fig.13 Attitude angle during ground station tracking for Satellite D

圖14 D 星地面站跟蹤姿態(tài)誤差Fig.14 Control error of attitude angle during ground station tracking for Satellite D

2020年8月10日C星Ku天線凝視高軌（Geosynchronous Earth Orbit，GEO）衛(wèi)星模式下衛(wèi)星姿態(tài)角和姿態(tài)誤差曲線如圖15 和圖16 所示，動態(tài)跟蹤過程姿態(tài)控制誤差小于0.002°（3

σ

）。

圖15 C 星高軌星跟蹤姿態(tài)Fig.15 Attitude angle during GEO satellite tracking for Satellite C

圖16 C 星高軌星跟蹤姿態(tài)誤差Fig.16 Control error of attitude angle during GEO satellite tracking for Satellite C

D 星各軟件模塊當(dāng)前版本如圖17 所示。陀螺和星敏模塊相比衛(wèi)星發(fā)射狀態(tài)版本10 進(jìn)行過在軌升級，軟件升級過程三軸姿態(tài)誤差小于0.5°并及時收斂，驗證了在軌編程方案的有效性。2020 年3 月1 日C 星計算機(jī)切至備份后自主恢復(fù)對日定向模式，如圖18 所示，三軸姿態(tài)控制正常，驗證了姿軌控軟件重要變量備份和讀取功能的正確性。

圖17 D 星姿軌控軟件庫版本Fig.17 Version of the attitude and orbit control software library for Satellite D

圖18 C 星切機(jī)后姿態(tài)自主恢復(fù)Fig.18 Automatic attitude recovery after switching control by Satellite C

4 結(jié)束語

新技術(shù)試驗衛(wèi)星C 星、D 星姿軌控分系統(tǒng)經(jīng)過在軌測試，姿軌控分系統(tǒng)各項功能正確，性能滿足任務(wù)要求。本研究首先實現(xiàn)基于國產(chǎn)操作系統(tǒng)的姿軌控應(yīng)用軟件設(shè)計，基于DLL 的在軌編程功能得到在軌驗證，為小衛(wèi)星應(yīng)用軟件并行快速開發(fā)積累了寶貴經(jīng)驗。通過敏捷衛(wèi)星多種工作模式姿態(tài)基準(zhǔn)通用設(shè)計，實現(xiàn)了任意載荷對目標(biāo)的凝視跟蹤控制。通過條帶拼接和主動推掃成像控制，擴(kuò)展了相機(jī)的成像范圍，提高了載荷觀測效能。新技術(shù)試驗衛(wèi)星C 星、D 星姿軌控系統(tǒng)成功通過在軌驗證，為我國小型敏捷衛(wèi)星通用化姿軌控系統(tǒng)研制奠定了良好的技術(shù)基礎(chǔ)。