地球同步轨道光学遥感卫星高精度高稳定度控制技术

李 果, 刘新彦

1. 遥感卫星总体部， 北京 100094

2. 北京控制工程研究所， 北京 100094

0 引 言

地球同步轨道高分辨率对地观测技术是未来对地遥感领域发展的重要方向，欧美等国家都在积极开展地球同步轨道高分辨率对地观测卫星的论证和技术储备工作.通过国家重大科技专项——高分辨率对地观测系统的支持，我国在地球同步轨道高分辨率光学遥感领域取得了长足发展，在获取高时间分辨率遥感数据产品的基础上，空间分辨率水平也在不断提升，为更好地满足减灾、气象、林业等多个业务系统的应用需求发挥了越来越重要的作用.

但是，由于地球同步轨道高分辨率光学成像的轨道很高，相机曝光时间较长，若要比较准确地定位地球表面的目标以及获取高质量的遥感影像，要求卫星必须具有极高的姿态指向精度和极高的姿态稳定度.而姿态确定与控制系统是其中的一个关键组成部分，它决定了姿态的指向精度和稳定度.如我国新一代地球同步轨道遥感卫星，姿态确定精度已经达到角秒级，姿态稳定度也已突破了0.000 1(°)/s的要求，远超低轨遥感卫星Geoeye-1卫星的指向精度0.02°以及Quickbird-2卫星姿态稳定度5.7×10-4(°)/s的水平.

我国新一代地球同步轨道光学遥感卫星感卫星控制系统，其姿态精度、姿态稳定度以及小角度频繁快速机动等要求是目前在轨卫星中较高的，在多项技术上进行了技术创新和技术攻关，其技术水平国内领先，控制精度国际领先，综合技术达到国际先进水平，其先进性和创造性对高轨遥感领域竞争具有极其重要的影响，该项目已完成在轨测试，并投入使用.

1 控制系统主要技术指标及系统组成

控制系统及主要部件技术指标如表1所示.

表1 控制系统及主要部件技术指标

控制分系统组成及互联关系如图1所示.

图1 控制系统组成及连接示意图

卫星牵引研发了甚高精度三浮陀螺、甚高精度光纤陀螺并首飞，多头甚高星敏首次高轨应用，大力矩动量轮及细分帆板机构在轨高可靠稳定运行，对满足高轨大型遥感卫星高精、高稳、快启、快停和快稳任务需求奠定了基础.

图2 多头甚高精度型敏感器

图3 甚高精度三浮陀螺组件及线路盒

图4 甚高精度光纤陀螺的结构外形

2 适应同步轨道光学载荷的控制系统技术设计

2.1 快速机动、快速稳定设计

通过优化控制率，设计了既能避免引起柔性部件较大振颤又能较快机动的多种路径规划方法，采用了前馈、反馈控制方法，机动和稳定不同的控制律，使得卫星快速机动并能快速稳定，实现了卫星在71 s时间内使用0.5 N·m大力矩飞轮作为执行机构快速机动6.4°，姿态稳定度达到0.000 1(°)/s，最大角速度在0.14(°)/s,实际在轨遥测曲线如图5所示.

图5 姿态机动角度与角速度曲线

2.2 姿态控制设计

图6 机动稳定后姿态角度、角速度曲线

图7 星敏夹角曲线

2.3 针对斜切遮光罩的自主、平稳阳光规避技术设计

以往的地球同步轨道遥感卫星遮光罩为圆筒型，阳光规避较为简单.针对地球同步轨道下斜切遮光罩的阳光规避需求，设计了午夜阳光规避与中午阳光规避相结合的自主姿态规避技术[1-2]，规避时刻与角度由星上自主计算，采用午夜规避起始阶段太阳沿迹规划、分点前后防偏航突变规划等方法，一方面规避了使用热门遮阳的活动机构卡死风险，另一方面，解决了星上姿态规避对地面测控的依赖，极大提高了卫星可靠性和自主性.

在午夜阳光规避设计时，设计了图9所示的虚拟轨迹，保证虚拟太阳矢量始终处于卫星本体xoz面内且偏向于+x方向，这样保证了偏航的平稳运动，其中太阳高度角为α，规划太阳高度角为α*.

图8 卫星一天运行规避太阳示意图

图9 午夜规避起始偏航轨迹规划

同时考虑了太阳高度角α较小时，存在偏航偏置角部分时段角速度较大的问题，设计了图10所示的虚拟轨迹规划，保证在太阳高度角小于αL(默认取为10°)时，在午夜12点能够达到αL，最大偏航角速度不大于0.03(°)/s.

图10 午夜阳光规避分点前后防奇异轨迹规划

偏航规避角的计算方法：

(1)

式中s1x，s1y，s1z为虚拟太阳矢量在本体中的分量.

当偏航机动过程中太阳矢量在本体oxz面内投影与z轴夹角小于规定的规避角度时，采用俯仰偏置来保证，整个过程中偏置角速度都小于0.03(°)/s.

俯仰规避角的计算方法：

(2)

式中,sbx，sby，sbz为真实太阳矢量在本体中的分量，βo为相机要求的太阳矢量与光轴的最小夹角.

帆板转动则根据理论目标角自主转动.

图11给出了午夜阳光规避期间角度、角速度偏置和帆板自主控制结果.

图11 午夜阳光规避有关变量曲线

2.4 精确对地指向的地速自主补偿设计

实现了对地遥感目标地速补偿功能，拓展了卫星应用场景，配以高精度、高同步姿态辅助数据，首次完成了高轨面阵相机图像配准工作，大幅提升了卫星指向精度及图像配准能力；

地速补偿主要保持相机光轴指向地面的经纬度保持不变.设计思路如图12所示.

图12 地速补偿姿态角计算

图13显示了地速补偿效果：在不允许地速补偿时，本体相对于东南基准坐标系的姿态不变，但随着轨道运行，卫星本体z轴指向地表地理纬度在逐渐变化，一个小时内变化约0.15°，相当于漂移16 km左右.允许地速补偿后，无姿态机动时，保持经纬度指向不变，姿态机动后，保持新的指向点不变，从而大幅提升了卫星指向精度及图像配准能力.

图13 地速补偿姿态控制

2.5 任意空间指向控制“一键”完成功能设计

设计自主对月定向、退月对地重定向等功能，对任意惯性空间可“一键”定向.高轨遥感卫星经常要根据载荷的需求对特定目标进行成像，为此设计了基于星敏测量和偏置四元数的任意姿态基准的姿态确定策略，目标姿态qbt由式(3)确定：

(3)

实际卫星的基准坐标系选用过对日定向坐标系(原点为卫星质心，z轴指向太阳负方向，x为黄北极方向)，东南坐标系(原点为卫星质心，z轴指向地心方向，x为正东方向)，J2000惯性坐标系，在轨使用均取得了良好的效果.

在星上设计了高精度月球轨道计算模型，月球矢量指向精度达到2′以内，在轨进行了自主对月定向定标试验，准确对准了月球，相机成像效果良好，见图14.根据载荷要求实施了多种姿态定向，提供部分热管的受晒需求，均是一键实施，解决了空间目标观测任务地面工作量大、测控操作复杂的问题，有效提升了在轨任务可靠性.

图14 卫星对月成像

3 高定位精度方案设计与技术实现

地球同步轨道光学遥感卫星的成像体制与传统低轨道卫星有很大区别，如采用面阵探测器，采用“步进机动+凝视观测”的成像方案等.为提高图像无控制点定位精度，首先要获取卫星姿态极高的指向精度(前节已经阐述过).但是相比于低轨遥感卫星，地球同步轨道卫星空间热环境变化非常复杂，卫星光照条件会受到一年中不同季节、一天中不同时间变化而变化，加之卫星若采用“机动+凝视”成像方案，不同成像姿态下也会使卫星的热场有较大改变.利用卫星的成像几何模型对各误差项仿真分析可知，虽然星敏(+陀螺)组合定姿测量实现了极高的定姿精度，但热变形引起的星敏与相机夹角变化误差假设该夹角变化达到几十角秒量级，所带来的定位误差将接近几公里左右.

因此针对卫星轨道特点，建立了严格的几何成像模型，识别影响卫星图像无控制点定位精度的星地全链路误差要素；借鉴国内外具有高几何精度能力的低轨遥感卫星成功工程经验，在系统层面进行设计优化和改进；最后，辅以在轨高分辨率序列图像提供的有效检校手段，从而提高了卫星图像无控制点定位精度.

3.1 地球同步轨道卫星几何成像模型

地球同步轨道光学成像卫星在轨成像实现无控制点高定位精度是一个涉及到定时、定姿、定轨等多因素的复杂过程，各影响因素获得数据之间的严格转换是构建光学卫星影像严格几何成像模型的必要前提.地球同步轨道光学卫星多采用面阵传感器，其成像本质为面阵传感器的中心投影成像方式，成像时刻投影中心与面阵上每一个成像像元以及像元对应地物点满足共线条件，其卫星成像几何关系示意图如图15所示.

图15 地球同步轨道光学卫星成像几何关系示意图

假设卫星影像上某像点P的影像坐标为(x,y)，焦距为f(mm)，在WGS84坐标系下对应的物方点坐标为(X,Y,Z)，构建地球同步轨道遥感卫星影像严格的几何成像模型为：

(4)

3.2 影响无控制点定位精度要素分析

表2 图像无控制点定位精度的影响因素

由式(4)可看出，计算图像的无控制点定位精度主要依靠标记的时间与相应时刻的姿态和轨道数据进行匹配处理.而表2所述的系统误差均可以在轨检校消除，因此影响卫星无控制点定位精度主要为以下几项(依影响大小排列)：姿态确定误差、热变形引起的星敏与相机夹角变化误差、轨道确定误差以及星上时间同步误差等.

3.3 提高无控制点定位精度技术与实现

通过在轨内、外检校只能将影响图像的无控制点定位精度中的系统误差项扣除，对于随机误差项、低频误差项则需要通过多种手段来降低对图像无控制点定位精度的影响，这些手段包括：

(1)提高姿态确定精度

针对星敏随机测量误差，在卫星系统设计时采取了以下措施：

选用低动态范围、高精度的多头APS星敏感器作为主要姿态测量部件，通过两个星敏的测量数据确定卫星姿态，保证双星敏组合定姿姿态测量精度最高；

采用“星敏+陀螺”组合定姿算法，陀螺选用量程范围较小但输出精度极高的甚高精度三浮陀螺，陀螺的随机误差相对较小，短时间姿态计算由陀螺测量数据积分获得，保证成像期间定姿数据连续性和准确性；

进行了高精度星敏控温设计，与安装结构采用隔热方式连接，同时严格控制星敏安装法兰、光学镜头、镜筒的温度水平、温度稳定度、轴线、径向温度梯度变化范围，为星敏创造一个稳定的热环境；

由于星敏的低频误差项会引起陀螺漂移估计残差的周期性变化，利用该信息并结合在轨星敏陀螺组合滤波算法，通过设计基于谱分析的参数辨识方法实现对星敏感器低频误差的校准，通过优化姿态确定滤波算法的设计消弱星敏感器相对安装误差和乘性噪声的影响.

提高星敏、陀螺数据输出频率，并将成像过程中及成像前后1分钟内的星敏测量四元数、陀螺测量原始数据、轨道数据等作为图像辅助数据按照最大输出频率随图像下传，在地面进行更为精确的计算和补偿.同时采用Kalman滤波算法利用长期数据进行平滑处理，对星敏的低频误差进行标定，最终将星敏低频误差和随机误差总和控制在几个角秒以内.

(2)确定相机星敏间夹角误差

由于地球同步轨道光学卫星星地距离较远，微小角度测量偏差都会被放大进而带来较大定位误差，例如1″偏差将引起的位置误差约为174 m，而复杂的热环境变化对星敏感器光轴与相机光轴间的夹角变化影响非常明显.引起其夹角变化的环节较多，包括星敏法兰盘变形、星敏支架安装界面变形、相机安装面面变形等多种因素，卫星入轨后将很难剥离开进行单独分析和补偿，因此卫星系统设计时在星敏、相机以及二者的连接结构等部分着重考虑热稳定性并尽可能减小相关变形，采取的措施包括如下几个方面：

1)星敏支架选用温度不敏感的低膨胀复合材料，减少温度梯度对变形的影响，且支架采用了主动控温的方式，并使温度波动范围在百分之几度的范围内，通过合理的在星敏支架上广布测点，形成辅助数据并下传至地面，为修正星敏支架引起的低频误差提供周期性参考；

2)星敏和相机采用一体化安装，通过一体化结构为相机和星敏提供统一的安装基础和力热稳定性，最大程度减小相机与星敏间结构路径，以及减少温度梯度传递造成相机光轴与星敏光轴指向间的非同向的随机变化.

(3)减小星时同步误差、轨道预报误差

主要采取了以下措施：

1)采用高精度时间同步技术，严格锁存星敏曝光时刻的时间，将误差控制在几微秒以内，并随辅助数据一起下传；

2)采用高精度轨道确定技术，同时利用地球同步轨道第二类无奇点根数的分析法，考虑地球非球形引力摄动带谐项的J2部分和田谐项J22部分、日月引力、光压摄动、坐标系转化附加摄动等对轨道计算的影响，实现每天的轨道外推误差在200 m以内；

(4)基于时序图像的定位误差补偿

针对卫星定位精度不稳定的问题，获取长时间成像的时序影像进行定位精度的统计，根据统计数据进行规律分析，设计定位误差补偿的方案.

由于卫星为高轨静止轨道卫星，热环境的变化较为剧烈，具体现象为卫星中午阳关规避前后，遥感影像的定位精度相差较大，这说明上下午热环境差异较为明显，导致卫星内外方位元素发生改变，从而造成定位精度差异.在使用同一套定标系数的情况下，上午和下午对同一地区进行成像时，获取的定位精度存在不一致的情况，造成这一现象的根本原因是卫星上午下午热环境相对变化较大，导致上下午时段器件热变形不同，进而造成相机定标参数发生了变化，最终影响到定位精度的稳定性.根据这一特点，使用不同时刻确定的相应的几何定标系数，进行影像产品生产时采用各自对应时间段的定标系数，进行定位误差的补偿，可进一步提高定位精度.

4 结束语

本文介绍了我国新一代地球同步轨道光学成像卫星控制系统的组成及技术特点，分析了其在实现高精度姿态确定、高姿态稳定度及其全自主阳光规避控制中取得的成果，表明我国在发展地球同步轨道高分辨率光学成像卫星控制中无论是姿态测量敏感器、姿态控制执行机构研制还是高精度控制理论和方法研究都达到了国际先进水平，从而为我国更高分辨率地球同步轨道光学遥感卫星的发展奠定了扎实的基础.