高端衛(wèi)星姿態(tài)確定與控制系統(tǒng)設(shè)計與實現(xiàn)

笑笑生77uvusv8 2022-07-07 發(fā)布于陜西

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任務(wù)概述

自20世紀(jì)70年代初以來，通過美國陸地衛(wèi)星1-7系列衛(wèi)星對地球地表進(jìn)行了定期采集，最近又在2013年2月發(fā)射了陸地衛(wèi)星數(shù)據(jù)連續(xù)性任務(wù)（現(xiàn)稱為陸地衛(wèi)星8號），作為補充。1986年，在法國航天局CNES的領(lǐng)導(dǎo)下，首次發(fā)射了法國系列SPOT衛(wèi)星，從而確立了歐洲的能力。雖然首批陸地衛(wèi)星使用掃描技術(shù)，但SPOT衛(wèi)星是基于推掃技術(shù)的首批任務(wù)之一。

為了繼續(xù)這些非常重要的前導(dǎo)任務(wù)，歐洲現(xiàn)在正在建立所謂的哨兵任務(wù)的全面運作服務(wù)，其中哨兵-2是光學(xué)陸地觀察任務(wù)。Sentinel-2也基于推掃技術(shù)。表1和圖1總結(jié)了Sentinel-2及其前體任務(wù)的主要特征。

前兩顆Sentinel-2衛(wèi)星正在空客國防和航天公司的設(shè)施中完成，計劃于2015年第二季度發(fā)射Sentinel-2A，大約一年后發(fā)射Sentinel-2B。Sentinel-2將在光學(xué)陸地觀測領(lǐng)域取得重大突破，因為它將首次使用多光譜儀器（MSI）連續(xù)、系統(tǒng)地獲取全球所有陸地表面，從而為真正的業(yè)務(wù)服務(wù)提供基礎(chǔ)。

該多光譜儀器在13個光譜通道中采集圖像，從可見光和近紅外到短波紅外，地面覆蓋范圍為290公里，空間分辨率為10到60米。這些數(shù)據(jù)確保了與陸地衛(wèi)星和SPOT衛(wèi)星系列生成的現(xiàn)有數(shù)據(jù)集的連續(xù)性，并將進(jìn)一步提供詳細(xì)的光譜信息，以便衍生生物物理或地球物理產(chǎn)品。

表1:Landsat、SPOT和Sentinel-2的關(guān)鍵性能參數(shù)（MS=多光譜，PAN=全色）。

Performance

Landsat

SPOT

Sentinel-2

Numberofsatellites

Swath

185

2 x60

290

Spatialresolution

MS:100mPAN: 15m

MS:10m,20m

PAN:down to 1.5m

MS:10m,20m,60m

Spectralbands

Up to 7 MS +1 PANVIS/NIR/SWIR/TIR

4MS+PAN VIS/NIR/SWIR

13 MSVIS/NIR/SWIR

圖1:Sentinel-2提供了13個光譜帶，從可見光（VIS）和近紅外（NIR）到短波紅外（SWIR），在10到60米的不同特殊地面分辨率下。

兩顆衛(wèi)星組成的星座在同一軌道平面上以180°相位分離飛行，每個衛(wèi)星的在軌標(biāo)稱運行壽命為7年，將在赤道僅5天內(nèi)獲得所有陸地表面。為了支持緊急操作，這些衛(wèi)星還可以在擴展的觀測模式下運行，甚至可以每天對地球上的任何點進(jìn)行成像。

由于創(chuàng)新的儀器設(shè)計，結(jié)合以雙頻GPS接收機、高性能多頭星跟蹤器和光纖陀螺為中心的高性能衛(wèi)星姿態(tài)和軌道控制子系統(tǒng)，在地理位置優(yōu)于16米的情況下，可實現(xiàn)出色的幾何圖像質(zhì)量性能。

為了應(yīng)對車載高數(shù)據(jù)量，使用最先進(jìn)的小波壓縮方案對數(shù)據(jù)進(jìn)行壓縮。由于一個功能強大的任務(wù)數(shù)據(jù)處理系統(tǒng)圍繞一個新開發(fā)的基于閃存技術(shù)的超大固態(tài)大容量存儲器而構(gòu)建，車載壓縮損失將保持在最低水平。

Sentinel-2衛(wèi)星的設(shè)計具有高度靈活的操作概念，允許所有任務(wù)數(shù)據(jù)下行鏈路到標(biāo)稱X波段核心地面站網(wǎng)絡(luò)。此外，用戶可以在選定的X波段本地用戶地面站接收任務(wù)數(shù)據(jù)集，或通過與Ka波段用戶地面站的地球靜止中繼衛(wèi)星的軌道間光鏈路，通過光通信有效載荷（OCP）接收任務(wù)數(shù)據(jù)集。飛行中可以選擇不同的優(yōu)先級方案，以便以盡可能短的延遲傳輸關(guān)鍵圖像數(shù)據(jù)。

該系統(tǒng)旨在實現(xiàn)高度的系統(tǒng)自主權(quán)，允許提前15天對運行計劃進(jìn)行預(yù)編程，而不受地面干擾。除了標(biāo)稱和擴展成像模式外，衛(wèi)星還具有校準(zhǔn)模式，以支持儀器的常規(guī)在軌輻射校準(zhǔn)。

總體而言，Sentinel-2衛(wèi)星的設(shè)計目的是為大于97%的儀器數(shù)據(jù)提供在軌可用性，這滿足了多光譜地球觀測全面運行系統(tǒng)的要求。

表2:Sentinel-2任務(wù)提供了多光譜圖像，覆蓋范圍為-56°至+84°的陸地表面，重訪時間為5天。

Mission

MissionLifetime

15 years

NumberofSatellites

NominalIn-OrbitLifetime

7.25 with consumablesforadditional5

NominalOrbit

Sunsynchronous786 kmaltitude,10:30 localtimeofdescendingnode

LandCoverage

-56°to+84°latitude

GlobalRevisitTime

<5 days

GlobalAccessibility

<2 days, <1 dayabove45°latitude

HighQualityMissionProducts

Level0, 1a,1b,1c,andhigherLevels

MissionPhases

LEOP,commissioning,operational,de-orbiting

圖2：左：Sentinel-2的藝術(shù)家視圖，右：兩顆相隔180°的相同衛(wèi)星被放置在太陽同步軌道上，平均高度為786公里，下降節(jié)點的當(dāng)?shù)貢r間為10:30。

需求驅(qū)動

Sentinel-2任務(wù)的主要目標(biāo)是利用一個雙星星座，連續(xù)、系統(tǒng)地對全球范圍內(nèi)-56°（巴塔哥尼亞）和+84°（格陵蘭）緯度之間的所有陸地區(qū)域進(jìn)行成像。從發(fā)射、注入、初始采集和系統(tǒng)穩(wěn)定、平臺和有效載荷調(diào)試開始，到常規(guī)運行階段，再到衛(wèi)星接近壽命結(jié)束時的處置階段，該觀測場景要求決定了整個系統(tǒng)架構(gòu)以及所有邊界約束。此外，將光通信有效載荷作為對地靜止中繼衛(wèi)星的運行前通信實驗，也是一個關(guān)鍵因素。

影響姿態(tài)控制系統(tǒng)的驅(qū)動系統(tǒng)要求如下：

l 多光譜儀器視線絕對指向誤差≤ 在99.7%置信水平下行駛2公里

l 數(shù)據(jù)的地理位置準(zhǔn)確性≤ 在95.5%置信水平下，不需要任何地面控制點

根據(jù)系統(tǒng)要求，定義了姿態(tài)控制系統(tǒng)車載性能要求：

l 絕對指向誤差≤每軸1200μrad ，在99.7%置信水平下

l 絕對姿態(tài)知識Attitude Knowledge錯誤≤每軸10μrad，在95.5%置信水平下，

l 絕對速率誤差≤每軸20μrad/s，在99.7%置信水平下，

l 絕對水平位置知識誤差≤12m，在99.7%置信水平下

姿態(tài)控制系統(tǒng)必須在存在由旋轉(zhuǎn)太陽能電池板和光通信有效載荷引起的干擾時提供所需的性能。應(yīng)盡量減少姿態(tài)控制系統(tǒng)引起的微振動，以避免對圖像質(zhì)量造成不利影響。

Sentinel-2的敏捷性要求適中，回轉(zhuǎn)率<0.5°/s。標(biāo)稱姿態(tài)為地心地球指向，帶有偏航轉(zhuǎn)向，以補償?shù)厍蜃赞D(zhuǎn)并避免圖像失真。此外，還應(yīng)支持?jǐn)U展觀測模式，該模式引入約20°的滾動角，以便對相鄰地面軌道進(jìn)行成像。需要圍繞偏航軸進(jìn)行進(jìn)一步回轉(zhuǎn)，以使推進(jìn)器指向軌道控制操縱。

衛(wèi)星設(shè)計

Sentinel-2衛(wèi)星由一個緊湊的鋁結(jié)構(gòu)組成，承載所有平臺設(shè)備、多光譜儀器和光通信有效載荷。

Sentinel 2多光譜儀器（MSI）是一種基于濾波器的推掃式成像儀。它在13個光譜通道中提供圖像，空間分辨率從10米到60米不等。該儀器配備了一個光學(xué)望遠(yuǎn)鏡，可提供大視場，以達(dá)到290公里的所需測繪帶寬度。為了實現(xiàn)緊湊的設(shè)計和優(yōu)化的光學(xué)性能，我們選擇了直徑相當(dāng)于15厘米的長方形瞳孔。

Sentinel-2光通信有效載荷（OCP）是通過使用地球靜止衛(wèi)星作為中繼的激光鏈路評估高速數(shù)據(jù)通信的第二有效載荷。預(yù)計將在運行前使用OCP，以補充基準(zhǔn)X波段有效載荷數(shù)據(jù)處理子系統(tǒng)。OCP由一個框架單元結(jié)構(gòu)和一個可移動的粗指向組件組成。

電源由一個可部署的7.2 m2太陽能電池陣列提供，該陣列帶有三結(jié)砷化鎵太陽能電池，在生命開始時提供2300W的功率。電源通過28V無調(diào)節(jié)母線進(jìn)行分配，最大功率點跟蹤。太陽能電池板傾斜22.5°以獲得最佳太陽入射角，并通過扭轉(zhuǎn)膠囊太陽能電池板驅(qū)動裝置隨太陽旋轉(zhuǎn)，軌道在陽光照射一側(cè)的旋轉(zhuǎn)速率為0.06°/s。在日食中，太陽陣列以0.2°/s的增加旋轉(zhuǎn)速率向后旋轉(zhuǎn)，以便在日食結(jié)束時重新開始向前旋轉(zhuǎn)。

數(shù)據(jù)處理系統(tǒng)包括帶冗余MIL-STD-1553B總線接口的車載計算機（OBC）和為設(shè)備提供非MIL-STD-1553B接口的遠(yuǎn)程接口單元（RIU）。

S波段通信系統(tǒng)用于遙控、遙測和測距。有效載荷數(shù)據(jù)由X波段有效載荷數(shù)據(jù)傳輸系統(tǒng)傳輸。

單推進(jìn)劑化學(xué)推進(jìn)系統(tǒng)由兩個分支和四個傾斜推進(jìn)器組成，每個推進(jìn)器為軌道操縱提供推力，并為姿態(tài)控制提供三維扭矩。油箱、管道和推進(jìn)器被組裝成一個獨立的推進(jìn)模塊，該模塊允許獨立開發(fā)和測試，并易于集成到衛(wèi)星中。

表3:Sentinel-2衛(wèi)星的主要特征。

Key

Launcher

Vega,backupRockot

Satellitelaunch

1225

Satellitemomentsofinertia

700/1100/

SatelliteDimensions(Stowed)

3390x1630 x2350

Fuel

130

Power

2300 Wbeginoflife, 7.2 solararray, 1250 Wtypicalconsumption

圖3：左：多光譜儀器（移除了MLI），右：光通信有效載荷（Tesat）

圖4：Sentinel-2飛行配置。

圖5:Sentinel-2爆炸圖。

AOCS設(shè)計

姿態(tài)控制系統(tǒng)由OBC上執(zhí)行的星載軟件中的控制算法和一套傳感器和執(zhí)行器組成，以滿足所需的控制和狀態(tài)估計性能。該設(shè)計是一種容錯設(shè)計，可在一個設(shè)備單元可能丟失后保持全部性能。

尤其具有挑戰(zhàn)性的是姿態(tài)和位置知識以及速率誤差要求，這對于滿足圖像質(zhì)量需求至關(guān)重要。

操作模式

Sentinel-2姿態(tài)控制系統(tǒng)提供四種操作模式和多個子模式來執(zhí)行自主姿態(tài)控制（圖6）。

初始采集模式和安全模式

與發(fā)射器分離后，進(jìn)入初始采集模式（IAM）。其目的是抑制衛(wèi)星速率，并從任何初始條件獲得粗略的地球指向姿態(tài)，以確保衛(wèi)星的安全熱條件和功率條件。

如果出現(xiàn)故障，則進(jìn)入安全模式（SFM）。功能和性能與初始采集模式相同，但為了獨立于標(biāo)稱模式，使用了冗余設(shè)備。

當(dāng)進(jìn)入該模式時，陀螺儀測量的衛(wèi)星速率將被阻尼（速率阻尼子模式RD）。一旦剩余速率足夠小，衛(wèi)星就會使用粗地球和太陽傳感器在地球獲取子模式（EA）下測量的地球矢量獲取地球指向姿態(tài)。在地球采集之后，衛(wèi)星圍繞偏航軸旋轉(zhuǎn)到正確的飛行方向（偏航采集子模式Y(jié)A），并最終達(dá)到穩(wěn)態(tài)子模式（SS）。

在與發(fā)射器分離并進(jìn)行初始速率阻尼后，太陽能陣列的部署只需進(jìn)入一次部署子模式（DEP）。

所使用的執(zhí)行器是用于快速阻尼和采集的推進(jìn)器，由磁性扭矩器支持，以最大限度地減少穩(wěn)態(tài)下的燃油消耗。磁強計用于測量計算磁力矩器適當(dāng)磁矩指令所需的磁場。

正常模式

正常模式（NOM）是儀器正常運行的模式。當(dāng)從IAM或SFM進(jìn)入時，第一個子模式是姿態(tài)保持模式（AH），這是一種穩(wěn)健模式，將衛(wèi)星從ASM期間姿態(tài)誤差高達(dá)30°的粗略姿態(tài)移動到更精確的地球指向姿態(tài)，指向誤差在毫拉德范圍內(nèi)，然后切換到精細(xì)指向子模式（FP）進(jìn)行觀測。

為了使儀器能夠側(cè)視，可以使用回轉(zhuǎn)（SL）和后回轉(zhuǎn)（BSL）子模式，將衛(wèi)星繞滾轉(zhuǎn)軸旋轉(zhuǎn)約20°（擴展精對準(zhǔn)，EFP）。

NOM中用于姿態(tài)估計的傳感器是三個高性能星體跟蹤器和高性能陀螺，主要執(zhí)行器是四個反作用輪。磁性扭矩器用于釋放儲存在反作用輪中的角動量，避免車輪飽和。

軌道控制模式

軌道控制模式用于執(zhí)行軌道修正操縱。第一個子模式是回轉(zhuǎn)子模式（SL），用于繞偏航軸旋轉(zhuǎn)衛(wèi)星，并將推進(jìn)器定向到正確的方向。在推進(jìn)器點火（Delta-V子模式DV）之前，接下來是一段穩(wěn)定期（子模式STAB）。delta-v操縱期間的姿態(tài)控制由推進(jìn)器關(guān)閉調(diào)制執(zhí)行。最后，將衛(wèi)星旋轉(zhuǎn)回其標(biāo)稱飛行方向（后回轉(zhuǎn)子模式BSL）。

除OCMDV子模式外，使用的傳感器和執(zhí)行器與正常模式類似。

圖6：姿態(tài)控制系統(tǒng)提供四種操作模式和多個子模式。

表4:Sentinel-2 AOCS硬件到模式矩陣。

IAM

SFM

NOM

OCM

MAG

CESS

MIMU

IMU

STR

GPSR

MTQ

THR

SADM

1個用于提供姿態(tài)控制扭矩的磁性扭矩器

2用于磁動量控制的磁力矩器

3.用于on調(diào)制的推進(jìn)器，以提供姿態(tài)控制扭矩

4個推進(jìn)器，用于關(guān)閉調(diào)制，以提供線性力和姿態(tài)控制扭矩

5未在速率阻尼子模式下使用太陽能電池板驅(qū)動器

設(shè)備與配置

以下圖表概述了姿態(tài)控制系統(tǒng)使用的設(shè)備。傳感器和執(zhí)行器通過冗余MIL-STD-1553B連接至車載計算機，或在使用模擬線時連接至遠(yuǎn)程接口單元。

圖 7：AOCS 相關(guān)設(shè)備通過 MIL-STD-1553 總線或通過模擬信號的遠(yuǎn)程接口單元連接。

表5:

Unit

Type

Supplier

UnitName

OBC

Onboardcomputer,ERC32based

Ruag, S

RIU

Remoteinterfacemodule,frontendforOBC

Patria,SF

MAG

3-axisfluxgatemagnetometer

ZARM Technik D

FGM-A-75

CESS

Thermo-opticalcoarseearth-andsunsensor

Astrium,D

MIMU

3 axis ringlaser gyro

Honeywell,USA

MIMU

GPSR

2 band GPS receiver

RUAG,A

STR

Activepixelsensorstartracker

JenaOptronik, D

AstroAPS

IMU

Highperformancefibreoptical

Astrium,F

ASTRIX 200

MTQ

140magnetictorquer

ZARM Technik D

MT140-2

18reaction wheel

Honeywell,USAMOOGBradford

HR12 (S2A)

W180

THR

1Nmonopropellantthruster

EADS ST, D

CHT1N-6

SADM

Steppermotorplusgearbox,twistcapsule,potentiometeranglesensor

RUAG,CH

SEPTA-34-C

圖8：衛(wèi)星上的AOCS設(shè)備艙。

正常模式控制，尤其是高精度姿態(tài)知識Attitude Knowledge的關(guān)鍵傳感器是四通道慣性測量單元（四通道冗余中有三個）和三個高性能APS星跟蹤器（三通道冗余中有兩個），它們具有大角度間隔。用于姿態(tài)參考的軌道位置和速度知識由兩個冷冗余雙頻GPS接收機提供。

星載姿態(tài)測量精度要求至少兩個星跟蹤器測量值與慣性測量單元的測量值融合?；诳柭鼮V波器的姿態(tài)估計為MSI圖像產(chǎn)品的地理位置提供了精確的姿態(tài)知識Attitude Knowledge，而由慣性測量單元傳播到當(dāng)前時間的直接星跟蹤器測量用于姿態(tài)控制。

MSI視線的熱穩(wěn)定性通過直接連接到公共支撐結(jié)構(gòu)上的MSI儀器來實現(xiàn)。在正常觀測期間，星體跟蹤器的觀察方向根據(jù)視距的最大化和視野中太陽和地球的避開進(jìn)行了優(yōu)化。在軌道控制操縱過程中，可能會發(fā)生星體跟蹤器的瞬時日盲；然而，姿態(tài)估計概念對一個甚至兩個星體跟蹤器的瞬時致盲具有魯棒性。

星跟蹤器的一個特殊功能是在每個星跟蹤器外殼上安裝專用散熱器，以控制APS芯片的溫度。使用散熱器可避免熱量通過星跟蹤器接口流入支撐結(jié)構(gòu)，從而導(dǎo)致有害的熱變形。

三個正交配置的磁力矩器帶有兩個冷冗余線圈，每個都為連續(xù)反作用輪去飽和和初始捕獲/安全模式穩(wěn)態(tài)下的姿態(tài)控制提供力矩。

三個熱冗余三軸磁強計測量在初始采集和安全模式下指令磁力矩器所需的磁場矢量。在正常模式下，當(dāng)通過GPS接收機測量或車載軌道傳播器知道軌道位置時，使用磁場模型。

內(nèi)部三重冗余粗地球和太陽傳感器是地球指向初始采集和安全模式的主要傳感器。六個傳感器頭以正交配置安裝在衛(wèi)星上（兩個安裝在平臺上，三個安裝在多光譜儀器上，一個安裝在太陽能電池板頂部），具有全球面視圖。它們通過測量每個人頭上兩個具有不同熱光特性（鏡面和黑色）的板塊的溫度，提供粗略的地球和太陽矢量。

三軸速率測量單元在安全模式下用于速率測量，與所有其他模式下使用的慣性測量單元無關(guān)。

圖9:Astrix-200慣性測量裝置、JenaOptronik Astro APS恒星跟蹤器（JenaOptronik）和RUAG GPS接收器（RUAG）。

圖10：左：ZARM 140-2磁力矩器（ZARM），右：ZARMFGM-A-75磁強計（ZARM）。

圖 11：左：霍尼韋爾 MIMU 速率測量單元（霍尼韋爾），右：粗地球和太陽傳感器的一個測量頭。

具有四分之三冗余的四個反作用輪用作正常模式下的主執(zhí)行器。名義上所有四個輪子都在運行，并且額外的自由度用于零空間控制以避免過零。但是，如果一個輪子出現(xiàn)故障，三個輪子就可以實現(xiàn)全部性能，但是，零交叉就無法避免了。車輪動量通過帶有磁力扭矩器的連續(xù)運行的卸載回路來控制。這些輪子安裝在空中客車防務(wù)和航天公司開發(fā)的彈性體阻尼器（Viton型）上，以最大限度地減少向儀器傳輸?shù)奈⒄駝硬⒈苊鈱D像質(zhì)量產(chǎn)生不利影響。

帶有四個1N單組元推進(jìn)器的兩個冷冗余分支以及聯(lián)氨排污罐集成到推進(jìn)模塊中。作為一個獨立組件，推進(jìn)模塊可以在通過發(fā)射器接口環(huán)集成到主結(jié)構(gòu)中之前進(jìn)行單獨集成和測試。推進(jìn)器相對于衛(wèi)星x軸傾斜，以便在初始捕獲和使用脈寬調(diào)制的安全模式下以及在使用關(guān)閉調(diào)制的軌道操縱期間為姿態(tài)控制提供全三維扭矩。

圖12：左側(cè)：帶反作用輪支架的推進(jìn)模塊，右側(cè)：彈性體輪隔離器、空客CHT1N-6推進(jìn)器和帶紅色保護(hù)蓋的傾斜推進(jìn)器配置。

內(nèi)部冗余太陽能陣列驅(qū)動器在所有模式下旋轉(zhuǎn)太陽能陣列。在軌道的陽光照射一側(cè)，旋轉(zhuǎn)速率等于太陽跟蹤的軌道速率（0.06°/s）。在日食中，快速倒帶（0.2°/s）被執(zhí)行，以便在離開日食時再次進(jìn)行太陽跟蹤。微步進(jìn)用于太陽跟蹤，以盡量減少振動。由于日食中不進(jìn)行成像，旋轉(zhuǎn)方向的變化和快退造成的干擾對任務(wù)沒有影響。太陽能電池板驅(qū)動器的扭轉(zhuǎn)膠囊設(shè)計避免了需要傳輸安裝在太陽能電池板頂端的粗糙地球和太陽傳感器頭的信號，以便在滑環(huán)上不受干擾地觀看。

圖 13：RUAG SEPTA-34-C扭轉(zhuǎn)膠囊太陽能陣列驅(qū)動器 (RUAG)

圖 14：太陽能電池陣列驅(qū)動角度演變，陽光照射時 0.06°/s 的太陽跟蹤和日食時快速倒帶。

圖 15：波特圖顯示了在 ~0.02 Hz 的第一晃動模式和不同太陽能電池陣列驅(qū)動角度的太陽能電池陣列靈活模式（第一模式 ~ 0.4 Hz）。

軟件架構(gòu)

實現(xiàn)控制邏輯的AOCS算法構(gòu)成了姿態(tài)控制應(yīng)用的核心。數(shù)據(jù)處理部分和姿態(tài)控制算法之間的接口是數(shù)據(jù)池，這是交換數(shù)據(jù)的共享存儲區(qū)。

因此，姿態(tài)控制算法有一個清晰的接口，不直接訪問硬件或操作系統(tǒng)功能，允許獨立開發(fā)和測試姿態(tài)控制算法軟件，并直接集成到整個系統(tǒng)中

圖 16：軟件架構(gòu)為獨立算法開發(fā)和測試提供了清晰的界面。

AOCS算法

AOCS算法實現(xiàn)傳感器處理和管理、狀態(tài)估計、姿態(tài)引導(dǎo)、控制器和執(zhí)行器的指揮和管理，以及算法模式管理和本地故障檢測、隔離和恢復(fù)，例如一致性檢查、數(shù)據(jù)替換和從熱冗余單元中選擇。

圖 17：AOCS 算法模塊。

初始采集和安全模式

初始采集和安全模式使用來自粗地球和太陽傳感器的太陽和地球矢量、來自慣性測量單元（IAM）的衛(wèi)星角速率矢量、微型慣性測量單元（SFM）和磁強計測量的磁場矢量。一致性檢查適用于所有傳感器數(shù)據(jù)。在粗略姿態(tài)模塊中，滾轉(zhuǎn)角和俯仰角由測量的地球矢量確定。偏航角由軌道速率確定，軌道速率是由IMU或MIMU測量的慣性速率與通過地球矢量偽微分計算的相對于局部垂直-局部水平框架的速率之差來估計的。

純速率控制器用于速率阻尼階段。在通過地球采集和偏航采集子模式獲取最終地球指向姿態(tài)后，通過滾轉(zhuǎn)和俯仰角的PD控制以及圍繞偏航軸的比例速率控制執(zhí)行穩(wěn)態(tài)控制。

計算出的控制力矩被分配到磁力矩器和推進(jìn)器。磁力矩器使用磁強計提供的磁場矢量來確定所需的磁偶極矩。推進(jìn)器指令使用標(biāo)準(zhǔn)脈沖寬度調(diào)制。在速率阻尼階段，推力器自然是主要的執(zhí)行器，而在穩(wěn)定狀態(tài)下，應(yīng)盡量減少推力器的驅(qū)動。因此，推進(jìn)器指令采用了一個與姿態(tài)和速率相關(guān)的死區(qū)，再加上適當(dāng)?shù)目刂破髡{(diào)整，可以在只有很少甚至沒有推進(jìn)器脈沖的情況下實現(xiàn)穩(wěn)態(tài)姿態(tài)控制。

正常模式

正常模式控制基于星跟蹤器姿態(tài)測量和慣性測量單元的速率測量。在精細(xì)姿態(tài)模塊中，對星體跟蹤器四元數(shù)進(jìn)行最小二乘融合，并將姿態(tài)傳播到當(dāng)前時間。

參考姿態(tài)由GPS測量的衛(wèi)星位置和速度計算得出。車載軌道傳播器將GPS測量值傳播到當(dāng)前時間，并在GPS中斷時確保軌道狀態(tài)向量的可用性。

采用帶滾降濾波器的PID控制器計算反作用輪陣列的姿態(tài)控制力矩。反作用車輪陣列零空間控制避免車輪過零。車輪摩擦估計器用于摩擦補償。動量管理模塊計算車輪去飽和扭矩，該扭矩由磁性扭矩器持續(xù)施加。

對于姿態(tài)知識Attitude Knowledge，恒星跟蹤器和慣性測量單元的測量值被輸入陀螺恒星估計器，該估計器使用恒定增益卡爾曼濾波器進(jìn)行估計。

軌道控制模式

軌道控制模式與正常模式類似，除了Delta-V子模式，即四個推進(jìn)器同時點火進(jìn)行軌道控制。PID控制器用于計算所需的姿態(tài)控制力矩，以補償主要由推進(jìn)器失配或未對準(zhǔn)引起的干擾。然后，通過關(guān)閉傾斜推進(jìn)器配置的調(diào)制來施加控制扭矩。

太陽能陣列驅(qū)動控制

太陽能陣列驅(qū)動器在所有模式下運行，太陽能陣列在軌道的陽光照射部分跟蹤太陽，并在日食中快速倒帶。在正常模式和軌道控制模式下，參考太陽陣列驅(qū)動旋轉(zhuǎn)角度由計算的太陽方向?qū)С?。在初始采集和安全模式下，粗地球和太陽傳感器檢測到的日食轉(zhuǎn)換用于切換太陽陣列驅(qū)動旋轉(zhuǎn)。

預(yù)期性能

在AOCS設(shè)計和性能驗證活動期間，在高保真數(shù)值模擬器上進(jìn)行了大量的參數(shù)變化模擬。下圖顯示了一些典型的性能結(jié)果，以表明預(yù)期的姿態(tài)控制精度。

初始采集和安全模式

圖18：頂行和中行：圍繞每個衛(wèi)星軸從1.5°/s初始速率進(jìn)行初始捕獲時的真實姿態(tài)和速率誤差。標(biāo)稱地球指向姿態(tài)在2000秒內(nèi)獲得。底行：一天內(nèi)的穩(wěn)態(tài)初始采集和安全模式指向性能（左）。粗略的指向精度由粗略的地球和太陽傳感器測量誤差驅(qū)動（右）?；疑尘氨硎救帐?。

正常模式

圖19：頂行：衛(wèi)星姿態(tài)w.r.t.最低點幀和慣性率。在4500秒到10000秒之間，AOCS切換到20°滾動角的擴展精細(xì)指向。對于偏航轉(zhuǎn)向，偏航角在±4°之間波動。姿態(tài)和速率的峰值是由太陽能電池板驅(qū)動器的旋轉(zhuǎn)變化引起的。灰色背景表示成像階段。

中排：太陽能電池板驅(qū)動角度和速率。

底行：一個成像相位的真實姿態(tài)和速率誤差變焦。左：一個測量階段的陀螺恒星估計器估計誤差。

具體解決辦法

地球指向安全模式

Sentinel-2 姿態(tài)控制系統(tǒng)實施初始捕獲和安全模式，提供指向地球的穩(wěn)態(tài)姿態(tài)

l 無需大角度回轉(zhuǎn)即可快速輕松地轉(zhuǎn)換到正常模式；

l 平臺和有效載荷的穩(wěn)定熱條件

l 穩(wěn)定的電力條件

l 穩(wěn)定的設(shè)備視野條件允許在轉(zhuǎn)換到正常模式之前不受干擾的星跟蹤器和GPS 接收器操作。

l 進(jìn)入模式時不需要先驗狀態(tài)信息

l 粗地球和太陽傳感器的全球面視圖- 無需搜索操作

最終的地球指向姿態(tài)基于地球矢量和慣性率測量。滾動角和俯仰角由地球矢量推導(dǎo)出來，偏航角由軌道速率估計，軌道速率可以計算為衛(wèi)星固定參考系中慣性速率與地球矢量變化的差值。

對于初始速率阻尼和捕獲階段，傾斜推進(jìn)器配置在所有航天器軸周圍提供足夠的扭矩，以應(yīng)對高初始速率。然而，在最終穩(wěn)態(tài)下，最好通過磁轉(zhuǎn)矩進(jìn)行磁驅(qū)動，應(yīng)盡量減少推進(jìn)器的使用，以確保燃料安全，并避免推進(jìn)器在短脈沖模式下運行。因此，在推進(jìn)器上應(yīng)用考慮姿態(tài)和速率的死區(qū)命令，僅在磁力矩器提供的控制不足的情況下啟用推進(jìn)器。

但是，如何設(shè)計磁PD控制回路，以最佳利用磁力矩器的能力，并最大限度地減少推進(jìn)器的使用？在下文中，我們研究了是否應(yīng)反饋估計的偏航角以進(jìn)行控制（偏航角反饋增益Kpz）的問題≠ 0）或不（Kpz=0）。為此，我們僅分析了磁力矩器驅(qū)動時控制回路的穩(wěn)定性。

最簡單的方法是將該控制回路視為線性時不變系統(tǒng)。如圖20頂行所示，兩種方案的控制回路似乎都是穩(wěn)定的。然而，在高保真模擬器上進(jìn)行的數(shù)值模擬中，由于偏航角反饋，系統(tǒng)似乎變得不穩(wěn)定（圖20，左下一行）。

使用磁力矩器的控制回路本質(zhì)上不是一個時不變的系統(tǒng)，而是一個周期為零的周期系統(tǒng)

由于磁力矩與地球磁場的相互作用，約100分鐘（一個軌道）和約24小時（一個地球自轉(zhuǎn)）。忽略系統(tǒng)的時間方差會導(dǎo)致穩(wěn)定系統(tǒng)的錯誤結(jié)論，而周期系統(tǒng)實際上是不穩(wěn)定的。

為了正確評估穩(wěn)定性，采用了周期系統(tǒng)的Floquet理論（參見示例[7]）。圖20，中間一行，顯示了相應(yīng)單數(shù)矩陣的特征值。帶有偏航角反饋的控制回路在單位圓外有一個特征值，表明周期系統(tǒng)的不穩(wěn)定性，與數(shù)值模擬結(jié)果一致。

在帶有磁力矩器和推進(jìn)器的實際姿態(tài)控制系統(tǒng)中，磁力矩器控制回路的這種不穩(wěn)定性不會導(dǎo)致衛(wèi)星姿態(tài)損失。然而，一旦姿態(tài)誤差超過推力器驅(qū)動死區(qū)，推力器的使用和燃料消耗將增加，因為推力器將接管。

有關(guān)完整詳細(xì)的討論，請參考[5]。

圖20：磁轉(zhuǎn)矩驅(qū)動周期控制回路的穩(wěn)定性分析[5]。左列：帶偏航角反饋，右列不帶偏航角反饋。上排：線性化時不變系統(tǒng)的極點和零點，這意味著一個穩(wěn)定的系統(tǒng)，中排：周期系統(tǒng)的單值矩陣的特征值，帶有偏航角反饋的情況現(xiàn)在被識別為不穩(wěn)定。最后一行：數(shù)值模擬證實了這一結(jié)果。

姿態(tài)知識Attitude Knowledge

姿態(tài)控制系統(tǒng)的明確驅(qū)動因素是所需的絕對姿態(tài)知識Attitude Knowledge誤差≤ 每軸10μrad，置信度為95.5%，這只能通過星敏感器姿態(tài)和慣性測量單位速率測量數(shù)據(jù)的適當(dāng)融合來實現(xiàn)。

為了滿足這一要求，已經(jīng)實施了一系列設(shè)計解決方案：

l 在安裝在多光譜儀器上的熱穩(wěn)定結(jié)構(gòu)上容納三個高精度APS 星跟蹤器（JenaOptronik Astro APS，總噪聲水平< 10 μrad 1 σ），以減少星跟蹤器和儀器視線之間的熱引起的失準(zhǔn).每個星跟蹤器都配備了一個專用散熱器，以避免通過星跟蹤器接口的傳導(dǎo)熱流到安裝結(jié)構(gòu)中，從而導(dǎo)致熱變形。星跟蹤器之間的角間距最大化，以允許使用三個單元中的任何兩個（最小間距約60°）實現(xiàn)標(biāo)稱性能；

l 在多光譜儀器上安裝高精度慣性測量單元（AirbusAstrix-200，角度隨機游動< 0.00015 °/h1/2）的測量頭；

l 在飛行中識別和校準(zhǔn)星跟蹤器的相互校準(zhǔn)和相對于儀表視線的校準(zhǔn)；

l 在融合 10 Hz IMU 和 2 Hz STR 測量數(shù)據(jù)的 AOCS 算法中實施具有恒定增益卡爾曼濾波器的 Gyro Stellar Estimator。

Gyro Stellar Estimator 僅用于姿態(tài)知識Attitude Knowledge。對于姿態(tài)控制，采用了三個星跟蹤器中的兩個的最小二乘融合，但這顯然不足以滿足所需的姿態(tài)知識Attitude Knowledge。

為了適應(yīng)慣性測量單元測量頭和Gyro Stellar Estimator 的設(shè)計，已經(jīng)對不同的解決方案進(jìn)行了權(quán)衡，這在[6] 中有記錄：

l 航天器內(nèi)的測量頭與安裝在多光譜儀器上的對比；

l 需要增加陀螺星估計器的狀態(tài)，以估計慣性測量單元和星跟蹤器之間的時變錯位；

l 時間相關(guān)星跟蹤器噪聲項與協(xié)方差調(diào)整的估計。

最后，將慣性測量單元的測量頭放置在多光譜儀器上，并使用協(xié)方差調(diào)諧的六狀態(tài)卡爾曼濾波器來考慮時間相關(guān)噪聲。

圖21：安裝在多光譜儀器上的慣性測量單元傳感器頭和星體跟蹤器，以最大限度地減少熱變形。

圖22：陀螺恒星估計器提供的模擬姿態(tài)估計性能[6]。

SADM 干擾識別

已開發(fā)出詳細(xì)的太陽能電池陣列驅(qū)動仿真模型，以評估太陽能電池陣列驅(qū)動對衛(wèi)星指向的影響，并考慮所有相關(guān)部件和屬性，包括齒輪剛度、齒隙、摩擦、阻尼和制動扭矩。

圖 23：太陽能電池陣列驅(qū)動仿真模型示意圖。

模型的適當(dāng)參數(shù)化被證明是一項非常重要的任務(wù)，因此，使用硬件測試設(shè)置對模型參數(shù)進(jìn)行了識別。

為了進(jìn)行參數(shù)識別，RUAGSEPTA-34-C太陽能陣列驅(qū)動器的鑒定模型已安裝在配備有力傳感器的Kistler測量臺上。附加扭矩傳感器用于測量SADM輸出的軸向扭矩。附加在SADM上的質(zhì)量代表太陽能電池板的轉(zhuǎn)動慣量。

利用Matlab系統(tǒng)辨識工具箱，利用測得的軸向轉(zhuǎn)矩辨識模型參數(shù)。圖25顯示了時域和頻域中測量（藍(lán)色）和模擬軸向扭矩的比較，顯示了與最終確定的參數(shù)化（紅色）非常匹配，尤其是共振峰的位置。綠線顯示了參數(shù)識別前根據(jù)工程數(shù)據(jù)推導(dǎo)的初步模型參數(shù)化的軸向扭矩。

圖 24：太陽能電池陣列驅(qū)動參數(shù)識別的測試設(shè)置。

圖25：在時域和頻域中，用于模型驗證的測量和模擬軸向太陽能電池陣列驅(qū)動扭矩的比較。藍(lán)色：測量扭矩，綠色：帶有初步模型參數(shù)的模擬扭矩，紅色：帶有已識別模型參數(shù)的模擬扭矩。

圖 26：微步進(jìn)的時域太陽能電池陣列驅(qū)動仿真結(jié)果，1 kHz 仿真頻率。

實現(xiàn)

驅(qū)動AOCS功能和性能的AOCS算法已使用基于模型的開發(fā)方法開發(fā)和實現(xiàn)。清晰的數(shù)據(jù)池接口使AOCS算法能夠在軟件編碼規(guī)范之前獨立開發(fā)和預(yù)驗證。

在第一步中，AOCS算法的模型被實現(xiàn)到高保真的Matlab/Simulink功能模擬器中。算法的實現(xiàn)伴隨著從單元級開始的連續(xù)測試，并逐步發(fā)展到完整的算法開環(huán)和閉環(huán)測試，以確保正確的算法行為?？刂扑惴ㄒ?guī)范中記錄的算法模型，以及單元和開環(huán)測試向量，然后作為算法軟件編碼的規(guī)范。

在軟件編碼和成功的開環(huán)測試之后，算法軟件代碼被重新集成到功能模擬器中，用于AOCS設(shè)計和性能驗證。選定的測試用例后來被用作軟件和硬件在環(huán)測試臺的參考測試用例。

對于Sentinel-2，算法軟件由葡萄牙關(guān)鍵軟件公司作為分包商手動編碼。然而，空客國防和航天公司最近開發(fā)了一個完整的軟件開發(fā)過程，該過程基于直接從算法模型自動生成代碼，作為本文介紹的基于模型的開發(fā)的自然擴展。除了由于刪除編碼過程而帶來的明顯節(jié)約之外，軟件驗證活動和代碼覆蓋率等指標(biāo)也被轉(zhuǎn)移到了算法模型中，從而以最小的相互依賴性實現(xiàn)了更快、更健壯的開發(fā)進(jìn)度。

圖28：基于模型的算法軟件開發(fā)過程允許在軟件編碼規(guī)范之前獨立開發(fā)和預(yù)驗證AOCS算法，

參考文獻(xiàn)

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