基于導星電子星圖模擬器的衛星控制系統半物理試驗方法

李津淞，劉 爽，李 東，秦根健，王 磊

(中國科學院微小衛星創新研究院，上海 201210)

衛星的姿態確定技術是航天控制的主要組成部分，一直是航天工作者關注的重點[1]。隨著航天事業的蓬勃發展，隨之而來的就是對航天任務要求的提升，如任務越來越復雜、對衛星的指向精度指向穩定度的要求越來越高等。為了完成高精度高穩定度控制，對于衛星控制系統而言，姿態確定的精度要求也隨之提高。先進天基太陽天文臺(advanced space-based solar observatory, ASO-S)衛星控制系統的主要任務是實現高精度、高穩定度對日指向控制[2]。ASO-S衛星的科學載荷中, 白光望遠鏡(white-light wolar telescope, WST)前端配置了太陽導行鏡(guide telescope, GT)穩像系統, 通過數學仿真驗證, 基于GT測量值的姿態控制器在非衛星-太陽方向的絕對指向精度優于2″、相對姿態穩定度優于1(″)/60 s。高分七號衛星[3]要求控制系統具有0.001°的姿態確定精度，三軸姿態穩定度要求實現10-4(°)/s。高分七號衛星對控制系統的姿態測量精度、姿態控制精度和穩定度和地面驗證方面都提出了更高的要求。文獻[4]介紹的微型X射線太陽光譜儀衛星(miniature X-ray solar spectrometer，MinXSS)研究太陽發出的軟X射線，通過在軌驗證，姿態控制精度x、y、z軸控制精度分別達到了0.004 2°、0.011 7°和0.006°，姿態控制穩定度x、y、z軸達到了0.018 3(°)/10 s、0.007 3(°)/10 s 和0.010 5(°)/10 s。

中法天文衛星SVOM(space-based multi-band variable objects monitor)工程的主要任務是研制一顆能夠承載多種高能波段探測器，為了更高精度的姿態測量，在衛星載荷望遠鏡上增設了精密制導敏感器(fine guidance sensor，FGS)。分析表明，FGS的姿態測量精度可以達到亞角秒[5]。衛星控制系統半物理仿真比數學仿真有更高的可信度，是高精度高穩定度衛星控制系統研制中的重要環節[6]。半物理仿真將整個衛星控制系統的部分或者全部部件和星務計算機與仿真設備連接成一個仿真回路，用以檢驗系統的實際功能和性能[7-11]。

綜上，中外從大型衛星到立方星，從太陽觀測衛星到遙感成像衛星，都對衛星指向精度和指向穩定度提出了較高的要求，這些約束有的來自衛星平臺，有的來自載荷的約束。這些強約束使得衛星控制系統不得不采用高精度敏感器，進而提高姿態測量精度。同時，采用多敏感器信息融合、卡爾曼濾波等手段進一步獲得更高精度的數據。

為了驗證高精度高穩定度控制，現從兩方面進行創新性設計和驗證。一方面，由于FGS位于載荷望遠鏡中，如果把載荷引入半物理閉環中，會耗費巨大的成本，通過設計導星電子星圖模擬器，可以實現硬件上的互聯，通過軟件設計，可以獲得亞角秒級別的姿態輸出；另一方面，通過把高精度星敏感器、高精度陀螺、高精度控制反作用飛輪引入半物理閉環，配合導星電子星圖模擬器，綜合考慮衛星時序、時延、誤差等因素，搭建全新的半物理試驗系統。

1 控制系統組成

SVOM衛星控制系統硬件部分主要由姿態敏感器、姿態控制器和執行機構三部分組成。

姿態敏感器由星敏感器、導星敏感器、陀螺組件、三軸磁強計和太陽敏感器組成。姿態敏感器主要用于測量衛星相對空間某一參考坐標系的姿態。姿態控制器在星務計算機內，用于綜合敏感器的測量信息，并依據控制規律解算出執行機構的控制輸入量。執行機構包括反作用飛輪組、磁力矩器、推力器。控制系統硬件組成如圖1所示。

圖1 控制系統組成

2 導星電子星圖模擬器

導星電子星圖模擬器，模擬SVOM衛星中載荷相機光學鏡頭及FGS電荷耦合器件(charge-coupled device,CCD)圖像探測的成像輸出功能，為FGS載荷計算機圖像處理提供具有特征噪聲和星點信號的全幅或開窗圖像。該模擬器設計可以實現半物理試驗過程中星上單機的互聯。

導星電子星圖模擬器主要由上位機、圖像轉接板和操作運算軟件組成，圖像轉換板包括配套接口和圖像處理模塊。導星電子星圖模擬器硬件結構圖如圖2所示，導星電子星圖模擬器軟件圖如圖3所示。

圖2 導星電子星圖模擬器硬件結構圖

圖3 導星電子星圖模擬器軟件圖

導星電子星圖模擬器的性能指標如下。

(1)光學視場:12.7′×12.7′(單個CCD)，偏離視場中心x方向±0.567 8°。

(2)光譜范圍:400～650 nm(藍波段)。

(3)窗口數量:每個CCD 1～4個。

(4)窗口大小:60 pixel×60 pixel，15 pixel×15 pixel。

(5)數據輸出頻率:1 Hz，2 Hz(跟蹤模式)。

(6)單個CCD大小:1 024 pixel×1 024 pixel。

(7)像元尺寸:13 μm。

導星電子星圖模擬器主要功能指標如下。

(1)根據姿態指向信號，生成對應天區和探測要求的真實或模擬的星空圖像，圖像包括恒星以及噪聲和誤差，通過串行LVDS接口將圖像發送給外部設備。

(2)能夠接收CAN總線模式切換指令，根據指令調整圖像探測模式(全圖或開窗，成像模式或定標模式)。

(3)能夠通過CAN總線接收圖像參數設置指令，根據指令調整軟件參數。

(4)能夠通過LVDS接口接收秒脈沖信號，并實現時鐘同步。

(5)具有操作和顯示界面，能夠實現參數預設和圖像監視功能。

(6)提供相關的底層驅動及模塊的軟件接口，片選接口。

3 半物理仿真系統組成

半物理仿真系統由衛星姿軌控地面綜合測試系統、星務計算機、載荷計算機、反作用飛輪A、導星電子星圖模擬器、星敏感器C及相應的光學星圖模擬器、光纖陀螺A、三軸轉臺、接口電纜、數據操作及監視界面及數據庫服務器等組成，如圖4所示。

圖4 半物理試驗現場設備展開圖

衛星姿軌控地面綜合測試系統主要由動力學仿真機和單機接口仿真設備組成。動力學仿真機運行動力學仿真程序，在實時系統中運行。接口仿真機實現姿軌控單機電信號的接口仿真。

星務計算機在本次半物理仿真試驗過程中作為控制器，采集敏感器信息，并輸出控制指令，作用于執行機構。

載荷計算機在半物理試驗中接收導星電子星圖模擬器的信息，經過計算處理后，將姿態信息輸出給星務計算機。

反作用飛輪A最大角動量15 N·m·s(在轉速為±2 000 r/min)，調速范圍±2 000 r/min，輸出反作用力矩(絕對值)：>0.215 N·m(在轉速為2 000 r/min)，通過星務計算機實現12位高精度力矩控制。

星敏感器C測量精度為(3，3，28)″，角速度限制≤1.5(°)/s。光學星圖模擬器提供成光星敏光學激勵信號。

光纖陀螺A在角速度小于0.6(°)/s的情況下，測量精度小于5×10-5(°)/s，隨機游走系數優于0.000 7(°)/h1/2，標度因數重復性優于1×10-4。

三軸轉臺接收動力學提供的角速度信息并提供光纖陀螺轉速激勵信號，三軸轉臺角速度輸出精度小于1×10-5(°)/s，通過光纖反射內存網實現與動力學仿真機之間快速數據傳輸，時延小于400 ns。

整個半物理試驗正確合理的關鍵在于整個試驗系統的性能配置機誤差控制是否合理，是否與系統能要要求相匹配，并能真實反映在軌特性。在試驗前需要詳細分析誤差來源及其對整個試驗的影響。

誤差來源主要分為兩大部分，第一部分是星上誤差，是控制系統在軌所具有的，在系統設計時已完成了評估分析。而第二部分是地面試驗系統的誤差，是構建仿真系統以及試驗方法所帶來的，需要分析說明。

(1)地面軌道由衛星工具套件(systems tool kit,STK)仿真生成，與星上理論軌道一致，唯一不同在于星上軌道外推時，有一定誤差，位置誤差小于1.5 km，速度誤差小于1.4 m/s，可以忽略不計。

(2)環境模型誤差，模型精度要求重點在高精度對于星圖模型的影響，需要在星敏感器及光學星模指標測試中進行驗證。

(3)對于轉臺誤差、閉環采樣時差，均反映在各個模擬通道中，可以通過實時、動態比較姿軌控仿真機給敏感器發出數據，以及該數據經過整個模擬通道以后，星上所采獲的相應數據，兩者差異為以上誤差的集成。

(4)執行部件反作用飛輪A，試驗通道誤差主要為地測采樣精度誤差，地測通道的采集精度為16位，高于星務計算機的12位采集精度，此精度不會影響試驗評估結果。

(5)半物理試驗通信所造成的時延誤差，可以通過比較動力學仿真機與星務計算機運算的轉折電比較，獲得時延值。

以上時延誤差分析可以看出，整個時延的誤差主要集中在敏感器通道，需要進行星敏感器及光學星模指標測試和陀螺及三維轉臺指標測試。

4 試驗項目

半物理仿真試驗內容包括姿軌控功能測試和性能測試，重點關注單機實物接入后閉環后，正常模式和故障模式下衛星的定姿精度、控制精度的變化及模式切換的變化，給出系統的性能指標估計。

4.1 星敏感器及光學星模指標測試

動力學仿真機輸出常值衛星本體慣性四元數，模擬衛星慣性指向，如表1所示，動態光學星模擬器乘以安裝矩陣后，將對應天區的星圖投射到星敏感器光學鏡頭前，星敏感器輸出姿態給星務計算機，星務計算機乘以安裝四元數后結果與輸入四元數比較得到誤差。

表1 星敏感器測試四元數列表

4.2 陀螺及三維轉臺指標測試

動力學仿真機輸出特定衛星本體角速度，如表2 所示，三維轉臺通過外框、中框、內框的轉動抵消低速并模擬此角速度，光纖陀螺輸出角速度給星務計算機，星務計算機下傳角速度結果與輸入角速度比較得到誤差。

表2 陀螺測試角速度列表

4.3 姿控閉環測試

設置衛星入軌條件，依次模擬仿真速率阻尼-帆板展開-太陽捕獲-入軌對日定向-任務對日定向入軌流程；設置任務四元數目標穩定控制指向，模擬試驗基于FGS的高穩定姿態仿真測試。

5 試驗結果

5.1 星敏感器及光學星模指標測試

根據表1測試要求，分別對六組四元數進行測量誤差分析，星敏感器C對(0.707，0.707，0，0)精度測試結果如圖5所示。匯總如表3所示。

圖5 衛星姿態(0.707,0.707,0,0)星敏C姿態測量偏差曲線

表3 星敏感器C姿態測量偏差匯總

星敏感器C動態測量精度滿足其技術指標需求(3，3，28)″，動力學仿真機和光學星模所產生的誤差對星敏感器C的精度指標影響在要求范圍內。

5.2 陀螺及三維轉臺指標測試

根據表2測試要求，分別對六組角速度進行測量誤差分析，陀螺精度測試結果如圖6所示。匯總如表4所示。

表4 陀螺A角速度測量偏差匯總

圖6 衛星角速度(0，0，0)，陀螺A角速度測量偏差曲線

陀螺及三維轉臺測量精度在小角速度[<0.01(°)/s]下基本滿足5×10-4(°)/s的測量精度要求，隨著動力學輸出角速度增大，三維轉臺在角速度跟蹤上誤差較大，造成真實陀螺測試的角速度測量結果增大。在半物理條件下，主要驗證小角速度下的測量精度，動力學仿真機和三維轉臺所產生的誤差對到光纖陀螺A精度的影響同樣在要求范圍內。

5.3 姿控半物理閉環測試

5.3.1 入軌過程

入軌條件：初始姿態角(-3，-65，-3)°，初始角速度(0.1，0，0)(°)/s。由于入軌階段算法較成熟，初始角速度設置處置較小。

控制系統對星務計算機的軟件需求提出，衛星分離30 s滿足小于1.5(°)/s角速度要求，展開帆板20 s，之后50 s滿足小于0.5(°)/s角速度進入衛星太陽捕獲，太陽角小于10°時，進入入軌對日定向模式。

圖7中，入軌角速度較小，入軌執行磁控速率阻尼，30 s以后，三軸角速度都小于1.5(°)/s執行帆板展開，帆板展開20 s執行機構不工作。50 s角速度小于0.5(°)/s后反作用飛輪起旋如圖9所示。300 s完成了太陽角小于10°，如圖8所示。進入入軌對日定向模式，保證能源供給，等待任務或地面指令干預。

圖7 入軌過程衛星角速度變化

圖8 入軌過程衛星帆板法線與太陽矢量夾角變化

圖9 衛星入軌過程反作用輪轉速變化

5.3.2 姿態機動到高穩定指向

衛星由對日定向轉任務模式，進入常規指向模式，設計姿態機動導引率，衛星由常規指向q0(0.524 3，0.774 7，0.041 9，0.351 1)經過姿態機動轉入高穩定度指向q1(0.992 4，0.007 596，0.086 824，0.086 824)。

圖10為姿態機動前后四元數變化曲線，300 s完成姿態機動轉入高穩定度指向模式。

圖10 衛星姿態機動四元數曲線

高穩定度指向模式下使用FGS作為相對姿態測量敏感器，穩定度達到10(″)/10 s FGS開機，進入全圖捕獲，捕獲成功后進入60 pixel×60 pixel開窗模式，穩定度滿足2(″)/10 s后進入15 pixel×15 pixel開小窗模式，圖11從宏觀上描述了衛星10 s姿態機動前后相對指向誤差(relative pointing error，RPE)曲線，圖12通過圖11曲線放大得到，重點關注高穩定度指向階段姿態曲線，x軸為光軸RPE較大，非光軸y、z軸RPE達到2(″)/10 s。

圖11 衛星10 s姿態穩定度(RPE10)

圖12 衛星10 s姿態穩定度RPE10[y、z軸達到2(″)/10 s]

y、z軸RPE達到2(″)/10 s，后FGS進入15 pixel×15 pixel開小窗模式，最終穩定度達到5(″)/100 s，如圖13和圖14所示。

圖13 衛星100 s姿態穩定度(RPE100)

圖14 衛星100 s姿態穩定度RPE100[y、z軸達到5(″)/100 s]

圖15表明，FGS進入15 pixel×15 pixel開小窗模式，衛星的三軸角速度達到1.8(″)/s。

圖15 衛星三軸姿態角速度[y、z軸達到1.8(″)/s]

圖16表明，衛星姿態機動結束，姿控程序進入“高穩定度指向模式”后，導星星模及導星處理板工作，導星自主由全圖轉入60 pixel×60 pixel開窗再進入15 pixel×15 pixel開窗穩定一段時間。

圖16 導星工作模式變化曲線

同時，在15 pixel×15 pixel開窗模式期間，本試驗算例驗證了姿控軟件及FGS單機對于FGS“全圖捕獲→60 pixel×60 pixel開窗→15 pixel×15 pixel開窗”的模式切換流程實施的正確性，并且10 s內姿態穩定度在現有硬件條件下y、z軸達到2(″)/10 s，即滿足FGS進入開小窗的穩定度要求，同時，100 s內穩定度達到5(″)/100 s，角速度控制精度為1.8(″)/s。

6 結論

通過將導星電子星圖模擬器引入衛星控制系統半物理仿真試驗中，得到以下結論。

(1)對具有高精度實物單機星敏感器C、陀螺A、FGS、反作用輪A的姿態任務模式的功能及性能進行了驗證與研究。

(2)FGS模式由全圖捕獲模式轉到60 pixel×60 pixel開窗模式，又進入15 pixel×15 pixel開窗模式，FGS切換邏輯驗證了模式切換流程的正確性。

(3)在地面半物理條件下，可以達到FGS進入開小窗條件，y、z軸穩定度達到2(″)/10 s 及5(″)/100 s。