孫 尚，翟興輝，張凱誠(chéng)，劉登嶺，朱文山，張艷召，李利亮

（1.上海航天控制技術(shù)研究所，上海 201109；2.上海市空間智能控制技術(shù)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，上海 201109；3.上海航天技術(shù)研究院，上海 201109）

0 引言

大氣環(huán)境監(jiān)測(cè)衛(wèi)星是我國(guó)首顆大氣環(huán)境綜合探測(cè)衛(wèi)星，采用升交點(diǎn)地方時(shí)為13：30 的太陽(yáng)同步回歸軌道，攜帶了大氣探測(cè)激光雷達(dá)、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(cè)儀及寬幅成像光譜儀等5 臺(tái)有效載荷，可以實(shí)現(xiàn)對(duì)大氣環(huán)境、水環(huán)境和生態(tài)環(huán)境的綜合監(jiān)測(cè)。

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

大氣環(huán)境監(jiān)測(cè)衛(wèi)星繼承了上海航天技術(shù)研究院SAST 3000 平臺(tái)及現(xiàn)有設(shè)計(jì)［2-6］，為滿足任務(wù)要求，AOCS 針對(duì)衛(wèi)星和載荷特點(diǎn)，通過(guò)多頭星敏感器數(shù)據(jù)融合、一體化安裝與精密溫控技術(shù)，設(shè)計(jì)了高精度姿態(tài)測(cè)量方案；采用載荷姿態(tài)導(dǎo)引與干擾力矩補(bǔ)償設(shè)計(jì)，實(shí)現(xiàn)衛(wèi)星在軌高精度、高穩(wěn)定度運(yùn)行。

本文介紹了大氣環(huán)境監(jiān)測(cè)衛(wèi)星AOCS 的體系結(jié)構(gòu)、高精度姿態(tài)測(cè)量設(shè)計(jì)和穩(wěn)態(tài)飛輪控制方案等內(nèi)容，重點(diǎn)論述了姿態(tài)補(bǔ)償方法和在軌驗(yàn)證情況。本文第1 章介紹了大氣環(huán)境監(jiān)測(cè)衛(wèi)星AOCS 的基本情況，包括分系統(tǒng)的主要功能、性能指標(biāo)、硬件組成及控制模式等；第2 章詳細(xì)介紹了衛(wèi)星AOCS 設(shè)計(jì)的亮點(diǎn)，包括高精度姿態(tài)測(cè)量設(shè)計(jì)和針對(duì)衛(wèi)星與載荷特點(diǎn)的姿態(tài)控制方案優(yōu)化；第3 章結(jié)合衛(wèi)星在軌數(shù)據(jù)，分析了AOCS 的姿態(tài)測(cè)量與姿態(tài)控制精度，評(píng)估了優(yōu)化設(shè)計(jì)的效果。

1 AOCS 簡(jiǎn)介

1.1 分系統(tǒng)的主要功能與性能指標(biāo)

大氣環(huán)境監(jiān)測(cè)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(lái)的擾動(dòng)，建立穩(wěn)定的三軸對(duì)地姿態(tài)；根據(jù)載荷的標(biāo)定需求，進(jìn)行導(dǎo)引姿態(tài)的跟蹤；自主檢測(cè)各單機(jī)故障并在故障后重構(gòu)系統(tǒng)等。

AOCS 主要性能指標(biāo)為：三軸慣性測(cè)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(biāo)要求，AOCS 由星敏感器、陀螺組合、三軸磁強(qiáng)計(jì)、太陽(yáng)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(jìn)分系統(tǒng)）和帆板驅(qū)動(dòng)控制器（隸屬于太陽(yáng)電池陣分系統(tǒng)）等執(zhí)行機(jī)構(gòu)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(gè)獨(dú)立的測(cè)量頭部，可以融合輸出姿態(tài)；5 個(gè)飛輪采用“三正裝+兩斜裝”的構(gòu)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(duì)本體軸傾斜安裝，5 個(gè)飛輪中的任意3 個(gè)均可提供三軸控制力矩。

1.3 分系統(tǒng)控制模式設(shè)計(jì)

為滿足任務(wù)需求，AOCS 共設(shè)計(jì)了11 個(gè)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(duì)地定向模式、飛輪控制對(duì)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(cè)試模式。各模式間設(shè)計(jì)了跳轉(zhuǎn)條件，可自主或根據(jù)地面指令進(jìn)行模式切換。

衛(wèi)星采用三軸對(duì)地定向的整星零動(dòng)量穩(wěn)定方式，飛輪控制對(duì)地定向模式是衛(wèi)星在軌的長(zhǎng)期運(yùn)行模式［8-9］。在該模式下，根據(jù)載荷需要進(jìn)行姿態(tài)導(dǎo)引，需執(zhí)行軌控任務(wù)時(shí)進(jìn)入軌道控制模式，當(dāng)衛(wèi)星姿態(tài)失穩(wěn)或出現(xiàn)能源危機(jī)時(shí)進(jìn)入安全模式完成整星對(duì)日定向［10］。長(zhǎng)期運(yùn)行穩(wěn)定運(yùn)行時(shí)，衛(wèi)星的姿態(tài)基準(zhǔn)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(zhǔn)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(dǎo)引采用偏流角導(dǎo)引［14］，使用磁力矩器卸載飛輪角動(dòng)量［15］，選用太陽(yáng)星歷數(shù)據(jù)驅(qū)動(dòng)太陽(yáng)電池陣對(duì)日跟蹤。

2 技術(shù)設(shè)計(jì)特點(diǎn)

2.1 高精度姿態(tài)測(cè)量設(shè)計(jì)

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

1）星敏感器多個(gè)頭部數(shù)據(jù)融合［16-17］。采用星敏感器3 個(gè)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(shè)計(jì)時(shí)使3 個(gè)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(gè)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(shè)計(jì)了3 個(gè)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(duì)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(dòng)控制在±0.3 ℃，保證星敏感器安裝面波動(dòng)量不超過(guò)2.5″。

2.2 飛輪控制方案設(shè)計(jì)

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(biāo)姿態(tài)角。大氣環(huán)境監(jiān)測(cè)衛(wèi)星在傳統(tǒng)飛輪PI 控制律［21-23］的基礎(chǔ)上，在衛(wèi)星姿態(tài)穩(wěn)定后又加入了對(duì)姿態(tài)角誤差的二次積分項(xiàng)，即圖中虛線框中的部分。二次積分項(xiàng)的加入，進(jìn)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(cè)衛(wèi)星的零動(dòng)量飛輪控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)的特點(diǎn)還體現(xiàn)在以下幾個(gè)方面：

1）通過(guò)頻率隔離降低太陽(yáng)電池陣撓性影響。大氣環(huán)境監(jiān)測(cè)衛(wèi)星單翼太陽(yáng)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(yáng)電池陣撓性振動(dòng)及其對(duì)控制的影響［24-25］，將控制系統(tǒng)的截止頻率設(shè)計(jì)為0.08 rad/s，比太陽(yáng)電池陣基頻低一個(gè)數(shù)量級(jí)，實(shí)現(xiàn)了撓性振動(dòng)頻率與控制頻率的隔離。

2）選擇合適的飛輪組合并設(shè)計(jì)偏置角動(dòng)量以避免飛輪轉(zhuǎn)速過(guò)零。反作用飛輪轉(zhuǎn)速頻繁過(guò)零會(huì)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(gè)斜裝飛輪接入閉環(huán)，并根據(jù)衛(wèi)星受到的干擾情況設(shè)置一定的俯仰偏置角動(dòng)量，可以實(shí)現(xiàn)穩(wěn)態(tài)下接入閉環(huán)的3 個(gè)飛輪轉(zhuǎn)速均不過(guò)零。

3）根據(jù)載荷成像和標(biāo)定需求設(shè)計(jì)了多種姿態(tài)導(dǎo)引方式，不同導(dǎo)引方式下的三軸目標(biāo)姿態(tài)角不同。除了常規(guī)的無(wú)導(dǎo)引和偏流角導(dǎo)引外，大氣環(huán)境監(jiān)測(cè)衛(wèi)星還根據(jù)大氣探測(cè)激光雷達(dá)的標(biāo)定需求設(shè)計(jì)了2 種導(dǎo)引方式：①滾動(dòng)姿態(tài)偏置導(dǎo)引，滾動(dòng)姿態(tài)小角度偏置，即φd=φ0≠0，θd=ψd=0，有助于大氣探測(cè)激光雷達(dá)對(duì)地面靶標(biāo)的標(biāo)定；② 偏航圓錐擺動(dòng)導(dǎo)引，滾動(dòng)、俯仰姿態(tài)分別隨時(shí)間t按余弦、正弦跟蹤，即φd=A1cosω1t，θd=A1sinω1t，ψd=0，其中，A1、ω1分別為導(dǎo)引姿態(tài)的幅值和頻率，有助于大氣探測(cè)激光雷達(dá)對(duì)激光指向的標(biāo)定。

4）設(shè)計(jì)前饋補(bǔ)償力矩以抵消載荷啟動(dòng)和停止時(shí)的干擾。大氣環(huán)境監(jiān)測(cè)衛(wèi)星上搭載的多個(gè)有效載荷都在進(jìn)入光照區(qū)后開啟、離開光照區(qū)前關(guān)閉，其上旋轉(zhuǎn)部件的啟動(dòng)和停止將帶來(lái)干擾。為此設(shè)計(jì)了前饋補(bǔ)償力矩如圖3 所示，以衛(wèi)星進(jìn)入光照區(qū)的時(shí)刻作為計(jì)時(shí)起點(diǎn)，其中的補(bǔ)償時(shí)刻t1與t2、補(bǔ)償持續(xù)時(shí)間Δt1與Δt2、補(bǔ)償力矩T1與T2均可地面注數(shù)配置。

圖3 載荷補(bǔ)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(cè)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(duì)地定向的長(zhǎng)期工作模式，經(jīng)過(guò)4 次軌道控制進(jìn)入了標(biāo)稱軌道，啟用偏流角導(dǎo)引并設(shè)置太陽(yáng)電池陣偏置30°。在軌偏流角導(dǎo)引下星敏感器1 的測(cè)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(jì)，星敏感器1 各測(cè)量軸的測(cè)量誤差（3σ）分別為2.62″、1.98″和2.31″，滿足姿態(tài)測(cè)量?jī)?yōu)于0.002°（7.2″）的指標(biāo)要求。

圖4 星敏感器1 的在軌測(cè)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(duì)地定向模式跟蹤偏流角時(shí)，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(jì)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(shè)計(jì)指標(biāo)。此外還可以看出，衛(wèi)星本體的滾動(dòng)、偏航方向受到太陽(yáng)電池陣撓性影響較大，尤其是本體慣量較小的滾動(dòng)方向；同時(shí)，衛(wèi)星進(jìn)出陰影前后太陽(yáng)電池陣的熱顫［28］給滾動(dòng)和偏航方向的姿態(tài)角帶來(lái)了較明顯的波動(dòng)。

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(duì)地定向時(shí)的飛輪返回轉(zhuǎn)速變化如圖7 所示，飛輪X、Z、S1 接入閉環(huán)并設(shè)置了-2.5 N·ms 的俯仰偏置角動(dòng)量，實(shí)現(xiàn)了接入閉環(huán)的3 個(gè)飛輪轉(zhuǎn)速均不過(guò)0。

圖7 在軌飛輪返回轉(zhuǎn)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(zhuǎn)部件的啟動(dòng)與停止規(guī)律，上注了載荷補(bǔ)償力矩參數(shù)并啟用了載荷補(bǔ)償力矩。以滾動(dòng)軸為例，啟用載荷補(bǔ)償力矩前后的姿態(tài)對(duì)比如圖8 所示，可以看出載荷補(bǔ)償力矩抵消了大部分載荷旋轉(zhuǎn)部件干擾，使衛(wèi)星在軌運(yùn)行期間的姿態(tài)精度更高、更加平穩(wěn)。

圖8 啟用載荷補(bǔ)償力矩前后的滾動(dòng)角Fig.8 Roll angle before and after applying the payload compensation torque

4 結(jié)束語(yǔ)

大氣環(huán)境監(jiān)測(cè)衛(wèi)星AOCS 在繼承SAST 3000平臺(tái)控制系統(tǒng)的基礎(chǔ)上，根據(jù)衛(wèi)星的任務(wù)特點(diǎn)，開展了分系統(tǒng)設(shè)計(jì)與研制工作，重點(diǎn)開展了高精度姿態(tài)測(cè)量設(shè)計(jì)和飛輪控制方案設(shè)計(jì)。在軌實(shí)測(cè)指標(biāo)表明，衛(wèi)星的姿態(tài)測(cè)量精度、指向精度和姿態(tài)穩(wěn)定度均滿足指標(biāo)要求。