fy1c卫星姿态控制系统的设计与实现

fy1c卫星姿态控制系统的设计与实现

0卫星姿态控制技术卫星图像控制系统是卫星的关键和重要组成部分。它的主要任务是确保卫星在地面方向上的三个轴的稳定性。FY-1C卫星姿态控制系统在技术上以长寿命和高可靠性为目标,在继承FY-1A、B两颗卫星经验的基础上,系统从零动量控制方案改为偏置动量控制方案,采取了一些新的技术以实现卫星稳定可靠。国外同类卫星姿态控制系统采用偏置动量方案的有日本的MOS和加拿大的Radarsat等卫星。FY-1C卫星姿态控制系统飞行实测三轴指向精度优于0.42°,三轴稳定度优于0.0025(°)/s。FY-1卫星在70年代就开始进行研究,曾在1988年和1990年发射了FY-1A和FY-1B卫星。其姿态控制系统采用零动量控制方案,但因系统的可靠性和长寿命问题,没有达到设计要求。从1991年开始进行改进设计。偏置动量三轴稳定方案在指向精度指标上不如零动量方案,但在系统的结构上可以不用偏航姿态敏感器,仅用一个偏置动量轮就可实现三轴稳定,转动部件少,系统以较少的硬件就能实现三轴稳定,从而使系统的可靠性相对提高。目前采用偏置动量轮稳定方案的姿态控制系统仍广泛用于中等精度三轴稳定卫星。1系统总结1.1获取地球云图卫星姿态控制系统的主要任务是进行三轴稳定控制,使卫星天线或遥感系统的光学基准对准地球目标,确保卫星遥感系统(照相机)获取稳定清楚的地球云图照片。其主要性能指标如表1所示。1.2系统的硬件结构卫星姿态控制系统采用偏置动量三轴稳定控制方案,系统由姿态测量、姿态控制、执行机构和星载软件系统四大部分组成。姿态测量由三套红外地平仪子系统、两套(6路)正交的陀螺子系统、两台太阳出现探头、一台模拟式太阳角计、一套9路“0-l”太阳出现敏感器、一套三轴地磁场测量仪(简称磁强计)组成;姿态控制由一台双冗余具有故障诊断和重构能力的16位数字计算机和一台备份模拟控制器组成;执行机构由一套具有冗余功能的冷气推进系统、两台互为冗余的偏置动量轮子系统、一台反作用飞轮子系统和四根磁力矩器组成;星载软件系统由管理软件、姿态确定软件、多模式控制软件、故障识别和系统重构软件等组成。图l为姿态控制系统的组成简化方框图。1.3系统调度设计卫星姿态控制系统稳态主要以红外地平仪、三轴磁强计、计算机、偏置动量轮和磁力矩器等组成的硬件,实现星上自主三轴稳定控制。从星箭分离开始,卫星捕获地球,并用整星为零动量三轴喷气稳定方式完成对地定向控制。然后在此状态下平稳地起旋偏置动量轮,使卫星从零动量方式安全平稳地转向偏置动量三轴稳定对地定向控制。太阳敏感器由一个4路的模拟式太阳角计和9路“0-l”式太阳出现敏感器组成。模拟式太阳角计主要用于太阳定向控制,“0-l”式主要用于太阳捕获控制。在卫星失控且气源耗尽的情况下,“0-l”式太阳出现敏感器还为磁消旋控制提供进动控制的方向指示和控制基准,目的是在消旋的过程中,使卫星太阳帆板对日定向。三轴磁强计探头和三轴磁强计线路盒提供沿卫星本体三轴的地磁场强度,主要用于卫星失控且气源耗尽情况下的消旋控制、卫星稳态控制时的地磁场基准和卫星俯仰轴剩磁补偿的测量基准。陀螺A和陀螺B提供沿卫星本体的三轴角速率测量值,主要用于消除星箭分离干扰、捕获地球、初始起旋偏置动量轮(5N·m·s以下)、太阳定向控制、捕获太阳控制和磁消旋控制。其中以A组陀螺为主,B组陀螺为热备份。以星上自主切换为主,地面切换为辅。红外地平仪共有3套,提供卫星的滚动和俯仰姿态,是姿态控制系统的重要组成部分之一。3套互为冗余,既可星上自主切换,又可地面遥控切换。喷气执行机构子系统由主气源、备气源和6个喷嘴等组成,主要用于卫星初始姿态建立期间消除分离干扰、捕获地球和起旋偏置动量轮控制等。三根正交的磁力矩器受星载双冗余计算机控制,主要用于卫星稳态时的章动/进动控制和偏置动量轮的卸载,用于卫星失控且气源耗尽情况下的消旋和进动等控制。飞轮子系统由l台飞轮线路盒,2台25N·m·s偏置动量轮和1台1N·m·s的反作用飞轮组成。2台偏置动量轮互为冗余冷备份,用于稳定卫星姿态控制。反作用飞轮主要用于消除卫星大姿态章动角,消除频繁的扰动和备系统的章动阻尼控制。模拟控制器为姿态控制系统提供了模拟控制方式,当以计算机为核心的数字控制方式失效后,可以由地面遥控切换到模拟控制器控制。俯仰磁力矩器是模拟控制器的主要执行部件之一,在地面遥控控制下,提供卫星的进动控制力矩。1.4飞行工作程序根据卫星的性能、控制要求、工作顺序及星地信息流程的协调性、匹配性等要求,飞行工作程序主要包括:a.卫星起飞入轨;b.卫星入轨第1～3圈的控制(也包括第7～9圈等指令发送及注数要求);c.两个星期之后的控制;d.在轨测试和长期管理。2控制模式的工作原理根据系统任务、可靠性和安全性的要求,系统设计了17种不同的控制模式,每一种控制模式对应有不同的工作原理。这些控制模式的用途和功能、所使用的硬件组合、工作的条件等见表2。3技术设计3.1确定磁控制系统在整个控制回路的设计中,俯仰轴的设计是独立的,而偏航轴则依靠轨道罗盘效应,当滚动轴受控在小角度时,偏航收敛。滚动轴的控制可以通过磁力矩器来实现,也可以利用斜放反作用飞轮控制。因为滚动轴是直接闭环主动受控的,其精度可以通过系统设计、改变系统增益得以提高。在卫星中,采用了磁控制技术。磁控制是卫星姿控系统的主控模式,是确保卫星姿控系统两年寿命的主要和关键手段。磁控制是利用安装在俯仰轴上的一根磁棒来实现的,其工作原理为:卫星磁矩与地球磁场的相互作用产生磁力矩。卫星磁矩来源于姿态控制用的磁矩线圈,控制通过磁矩线圈(简称磁棒)的电流,可以形成预期的卫星磁矩M,它与卫星所处的地磁场的磁感应强度作用,产生磁力矩,即有Τ=Μ×B(1)T=M×B(1)由式(1)可知,要想获得精确的磁控制力矩,必须建立准确的地磁场模型。3.2磁章动、进动控制方程a.偏置动量飞轮加磁控制的闭环分析磁控制闭环控制框图如图2所示。利用俯仰轴磁棒,控制规律为Μy=Κ2Bz(AΚxΚz⋅BxBz-s)⋅φ(2)My=K2Bz(AKxKz⋅BxBz−s)⋅φ(2)式中,My为俯仰轴磁力矩器的控制磁矩;φ为卫星的滚动姿态角;A=Hmy/|Amy|,且A=1时,偏置动量轮沿正y轴,A=-1时,偏置动量轮沿负y轴(Hmy为偏置动量轮的偏置动量);常数Kx和Kz分别为进动控制增益、章动阻尼增益,且Kx≥0,Kz≥0;Bx、Bz分别为地球磁场在卫星本体滚动和偏航本体上的分量;s为拉氏变换函数。在对系统进行稳定性分析时,用近似磁场。令降交点为起点(t=0),则有Bx=-0.2⋅cosξBz=-0.4⋅sinξ}(3)Bx=−0.2⋅cosξBz=−0.4⋅sinξ}(3)其中,ξ=ω0t为卫星飞行时间;ω0为轨道角速度。将式(3)代入式(2),得Μy=2ΚzB0⋅sinξ⋅(b-s)⋅φ(4)其中,b=(1/2)A·η·cotξ;η=Kx/Kz;B0=0.2。由磁矩My与地球磁场B的作用,可得作用在卫星本体上的控制力矩LbLbx=lx⋅φ⋅10-4Lbz=lz⋅˙φ⋅10-4}(5)式中,lx=4B20·Kz·sin2ξ·(b-s);lz=-2B20·Kzsinξcosξ(b-s)。将式(5)代入φ-Ψ动力学方程[Ιxs2+gzω0g0s-g0sΙzs2+gxω0]⋅[φΨ]=[LexLez](6)其中,g0=(Iy-Ix-Iz)ω0-H0;gx=(Iy-Ix)ω0-H0;gz=(Iy-Iz)ω0-H0;Lex,Lez分别为作用在卫星本体滚动和偏航轴上的外干扰力矩。得到卫星滚动和偏航的磁章动、进动控制方程如下:[φΨ]=1Δ[Ιzs2+tx-g0sg0s+lz(Ιxs2+tz)-lx]⋅[LexLez](7)其中,Δ为闭环特征方程,且Δ=(Ixs2+tz)(Lzs2+tx)+g20s2-lx(Izs2+tx)+lzg0s=IxIz(s2+ω20)(s2+ω2n)-lx(Izs2+tx)+lzg0s;tx=gxω0;tz=gzω0;ω0为章动频率。b.磁章动、进动分析磁控中的比例控制与动量飞轮的安装方向(系数A)有关,即动量飞轮的动量是沿正y轴还是沿负y轴;而微分控制则与动量飞轮的安装方向无关。针对进动控制,当正滚动角时,则沿偏航轴施加正力矩。根据陀螺理论可知偏置角动量倒向外力矩,从而消除滚动角。针对章动控制,当滚动角速度˙φ>0时,沿滚动轴的负方向施加力矩,从而抑制˙φ的增大。图3为滚动偏航通道磁控制的根轨迹图。当偏置动量轮的角动量在其中心值附近变化时,会对章、进动的稳定性有一定的影响。当角动量增大时,章动根轨迹的发散点减少,而进动发散点减少的同时收敛点也减少。偏置动量:Hmy=-20N·m·s。当进动控制增益增大时,章动根轨迹向不稳定区延伸,但对最左侧的稳定点无影响;当进动控制增益增大时,系统的相对稳定性减弱。4诊断和治疗系统故障4.1急救安全模式异常控制模式是为卫星在故障情况下,需要抢救、动力学稳定或安全模式而设计的。异常控制模式主要有喷气控制、磁控制和偏置动量轮控制三大软件模块组成。4.1.1星上硬件的安全控制由地面经遥控向星载计算机注入姿控参数,使姿控程序进入喷气控制流程,驱动喷气实现星地联合控制操作。特别是,当卫星姿态失控,星上硬件无法实现自主闭环喷气消旋控制时,可以利用该模式进行消旋、动力学稳定、安全模式、进动等控制。喷气控制在地面遥控注入下,分别对卫星X、Y、Z三轴正负喷气进行大小和方向控制,每次喷气控制范围(0～5)s。通过地面多次注入,喷气控制范围可能更大。4.1.2星上无自主权,星上无自主权磁消旋与进动控制模式必须由地面遥控注入才能进入,星上无自主权。磁消旋与进动控制模式用于卫星异常情况下的抢救,该程序必须经过多个注入单元的控制才能进入。4.1.3偏置动能轮的输出该模式主要用于配合喷气控制和磁控制。当遥控注入单元“DLXYK”改变时,可以使卫星处于以下几种动力学状态:a.当“DLXYK”=0(初值)时,动量飞轮在中心动量固定不变,其他控制输出为零。b.当“DLXYK”=1时,卫星俯仰轴依靠喷气稳定在1(°)/s旋转,其他控制输出为零。c.当“DLXYK”=2时,偏置动量轮在中心动量固定不变,卫星俯仰轴依靠喷气稳定在-0.35(°)/s旋转,其他控制输出为零。d.当“DLXYK”=3时,全部控制输出为零。4.2地平仪重建是否受地面控制指导a.故障识别故障识别主要是指地平仪数据是否可以使用的判别,如果地平仪扫天或冷备份,那么认为地平仪数据当前不能用。b.地平仪重构地平仪重构受地面遥控注入控制,初始状态为星上允许自主重构。地平仪选择共有7种状态。4.3螺钉原始数据的获取陀螺故障识别与对策功能可以由地面遥控注入切除,初始状态为允许星上自主识别与对策。a.故障识别陀螺故障判别条件:(a)若遥控注入禁止陀螺自主故障诊断,或分离后第一个0.2s时间内陀螺数据还不足以充分敏感卫星角速度,则不再进行陀螺故障诊断与分析;(b)整个诊断过程在初态实时控制过程中完成,对已经确认的陀螺,不再进行重复判别;(c)对同一轴上的A、B组陀螺原始数据,根据一致和不一致情况,将其一分为二;(d)无论A、B组陀螺数据是否一致,均将进一步区分数据正饱和、负饱和和不饱和三种状态;(e)当喷气累计至正喷或负喷1s时,对不饱和数据细化,分陀螺敏感和不敏感两种情况;(f)若喷气累计量不足±1s时,区分卫星角速度和陀螺无电源零位的真伪性。卫星分离时,默认A组X、Y、Z陀螺组合模式。30s时,对仍未确定的X、Y、Z轴陀螺,判B组陀螺数据;若数据绝对值≥0.15(°)/s,则选B组陀螺但不予以确认;待累积到有喷气时,再进一步确认B或反确认A。若数据绝对值<0.15(°)/s,则X、Y、Z轴陀螺维持原状态。b.故障对策陀螺故障对策为陀螺重新组合,或切换系统控制模式。4.4稳态故障识别与对策动量轮故障有不转、转速偏低、转速失控(高速旋转)三种。a.初态故障识别与对策在初态,根据正常起旋和太阳定向起旋动量轮进行故障识别与对策。动量轮的初态故障识别与对策功能可以由地面遥控注入切除,初始为允许星上自主识别和重构。b.稳态故障识别与对策稳态动量轮的故障为星上自主识别,地面遥控对策。如果动量轮突然故障使卫星姿态翻滚,系统自动使动量轮指令电压固定为8V,其余控制输出电压为零。该自主应急安全模式受地面遥控注入控制可以切除,初态不允许星上自主。4.5初态初态开环系统中某些关键硬件发生故障,特别是正在工作的控制模式回路中的硬件发生故障,一般会使系统处于开环状态,系统很快就会发散。除了硬件自身的故障识别外,万一出现异常故障无法识别,利用开环特点立即使系统处于动力学稳定状态或切换控制模式。回路中某处故障使系统开环的故障识别与对策可以通过遥控注入切换该功能,初态为允许星上自主。a.初态初态系统开环的表现特征为喷气单方向开环连续工作、陀螺积分姿态单方向开环发散、红外地平仪卫星姿态单方向开环发散。b.稳态当红外地平仪滚动姿态大于6°或俯仰姿态大于6°(连续18s以上),切除磁控制;滚动姿态大于18°或俯仰姿态大于12°,使动量轮指令电压为8V固定不变,其余控制输出接口为零,系统处于动力学稳定安全模式。4.6星箭分离后运行控制模式控制模式保护不受地面遥控注入限制(采取星上自主),在管理程序初始化中进行。初/稳态控制模式判别准则:a.星箭分离状态一旦星箭分离,无条件地确认系统初态控制模式且完成初态初始化处理。b.软件抢救状态分离后,软件在执行过程中一旦发现故障,要求程序重复执行三遍,每遍确定一个初/稳态状态;三遍执行后,按三取二表决方式最终确定系统初/稳态控制模式且完成初始化处理。4.7初态异常情况下保气对策初态异常情况下的保气是非常重要的。当系统出现发散和严重自激振荡时,气源很快耗尽,卫星很快翻滚或振荡,如果不尽快采取保气措施,后果是严重的。初态异常情况下保气对策有以下2条:a.当正负喷气单方向超差时(X:±30s;Y:+18s,-30s;Z:±18s),切除喷气。b.当累计喷气X轴正或负超过60s时,切除X轴喷气(动量轮指令电压≥2V时,同时切除Z轴喷气);Z轴正或负超过60s时,切除Z轴喷气(动量轮指令电压≥2V时,同时切除X轴喷气);Y轴正超过60s或Y轴负超过90s时,切除X、Y和Z轴喷气。5系统的技术特点5.1双冗余计算机硬件及系统FY-lC卫星姿态控制系统采用了多项新技术和新产品。a.研制了具有新的性能和技术的产品,主要有:25N·m·s动量轮;1N·m·s分体式反作用飞轮;低速扫描技术的红外地平仪和遇太阳控制技术;半液浮速率陀螺;采用止回阀和电爆阀技术的具有冗余的推进系统;具有故障诊断和重构的双冗余计算机。b.软件采取了新设计、新方法和新技术,主要有:采取了软件容错、纠错和状态自动恢复等技术;系统采取了抗辐加固设计技术;系统采用了三轴磁强计用于卫星三轴稳定姿态控制;设计了主系统为数字控制、备系统为模拟控制的冗余系统;采用了两套正交陀螺和自主冗余控制技术;采用了磁章动进动、反作用飞轮章动进动和喷气章动进动的多模式控制技术。5.2稳定控制的应用设计了偏置动量加磁控制的分区非线性三轴稳定控制,特别是在控制策略和工程上,解决了用最少的硬件获取高性能的三轴稳定技术,从而有效地解决了系统稳定性,降低了成本。5.3压力和转速随转速变化根据全球地球磁场的交变特性,设计了非线性分区控制技术,减小了卫星滚动和偏航通道之间的耦合影响;采取全球线性卸载,使偏置动量轮转速始终在中心动量±100r/min以内,卫星在稳态时不用喷气进行控制,减小了卫星姿态的抖动,提高了卫星的性能;特别是采用此项技术后,解决了卫星必须依靠自带燃料决定长寿命的问题。FY-lC姿态控制系统根据系统的要求设计了磁控制方法,同时解决了滚动、偏航轴的姿态章动/进动稳定控制和俯仰轴偏置动量轮的卸载问题,有效地提高了系统的可靠性和稳定性。5.4解决稳定切换问题根据卫星稳定性要求和国内测控区范围小的特点,采取了喷气控制平稳起旋动量轮技术,使系统在入轨消除分离干扰、捕获地球后就迅速使卫星处于三轴稳定对地定向状态,解决了卫星不同状态下的稳定切换问题。5.5星载软件开发平台和测试系统设计了姿态控制系统软件开发平台和软件测试系统。该系统由软件编程开发系统、软件超实时闭环测试系统和软件实时动态闭环仿真系统组成。5.6半液体浮率的螺钉设计和研制了半液浮速率陀螺,降低了成本、减轻了系统的重量和降低了功耗,提高了系统的可靠性。5.72改进的轴承预载技术研制和应用25N·m·s动量轮,设计了反转控制和系统切换电路,采用了软、硬兼容的轴承预载技术,使得轴承预载不受温度和力学环境因素的影响,提高了轴承的运行寿命,解决了飞轮子系统的受控灵活性和工作稳定性问题,减小了飞轮的噪声和抖动,确保了卫星姿态的稳定性能。5.8闭环半物理仿真系统与vxi自动化测试系统系统研制了目标模拟器、执行机构的动力学仿真设备等,设计了用于系统装星后的闭环半物理仿真系统和VXI自动化测试系统,为FY-lC卫星姿态控制系统的研制提供了地面检验、考核的方法和标准。5.9卫星探测的能力卫星每天14轨绕地球飞行,每天升降轨共对地球进行全球的两次观测,每天大部分时间不在中国境内,万一系统出现异常,地面无法对卫星进行持续有效的测控。为此,系统设计了陀螺自主冗余、红外地平仪自主冗余、多模式自主平稳转换、系统的自主故障诊断和系统重构技术。5.10磁强计与卫星剩磁和磁应力器的耦合设计了磁强计及其在三轴稳定姿态控制系统中的控制技术,重点解决了磁强计与卫星剩磁和磁力矩器的耦合问题,提高了系统的性能和自主化的能力。用磁场表时,卫星滚动最大误差为1.5°左右,用磁强计以后,卫星滚动姿态最大误差减小到0.38°左右,系统的性能明显提高。5.11系统软件设计采用了容错技术,设计了具有检错纠错、状态控制、模块化结构的软件模块,使系统软件在数据处理、故障判别、中断管理等方面达到了高稳定、高可靠、高性能的要求。5.12系统的设计难度由于FY-lC卫星姿态控制系统的复杂性,多种不同的控制模式,轨道飞行中参数和状态在变化,所以系统的设计具有一定的难度。FY-lC姿态控制系统采用自动控制理论、计算机技术和CAD技术、图形技术,研制开发了用于变结构变参数设计的方法,解决了时变系统的稳定性设计和实时/超实时仿真问题。5.13抗辐加固试验根据系统在轨道上飞行的环境,为了确保系统在辐射环境下的工作安全性和稳定性,采取了下述设计措施:a.抗辐总剂量指标为1×105rad(Si);b.加防护措施后最低抗辐总剂量为6×103rad(Si);c.采取抗闩锁措施;d.采用抗SEU技术和措施;e.系统具有状态记忆、保护和恢复等措施;f.采取了地面抗辐加固试验;g.采取了地面抗辐加固仿真设计技术。6飞机测试6.1卫星姿态控制系统在卫星发射后的一个月,系统按计划有步骤地进行了测控,关闭备份单机电源,使卫星处于最佳工作状态。姿态控制系统关闭了动量轮B、陀螺、后滚动地平仪电源;接入磁强计用于卫星姿态控制;在软件中设置了保护功能、修正了地平仪弦宽,并在测控期间观察记录了连续300min的全球地球磁场变化规律、卫星姿态速率的变化规律、卫星姿态的变化规律。6.2主动段活动情况卫星入轨后,姿态控制系统所有工作单机均运行正常,整个系统状态稳定。星上的工作单机为:前滚动及俯仰地平仪、动量轮A、磁强计、X/Y/Z三根磁力矩器和星载计算机等,其余单机均为冷备份。a.主动段工作情况CZ-4B火箭于1999年5月10日09:33:00点火起飞,9:34:44收到卫星的工程遥测信号,遥测显示:(a)陀螺数据变化,能够敏感火箭的角速度,表明陀螺工作正常。图4为Y轴陀螺在主动段及初始入轨段的变化规律。(b)整流罩抛掉后,二象限模拟太阳角计即敏感到太阳信号。(c)主动段动量轮A、B的转速均保持在200r/min左右,电流在250mA左右。星箭分离时,三轴角速度均在0.06(°)/s左右;主气瓶温度21.07°C,压力16.565MPa。b.第一轨工作情况(a)星箭分离时刻卫星三轴角速度不大,卫星立即进入俯仰轴-1(°)/s转动的工作流程,68s后俯仰轴减速,开始捕获地球。此时的俯仰姿态