LH-2微小衛(wèi)星綜合電子系統(tǒng)設(shè)計及姿態(tài)控制研究

徐喆垚，陳宇坤，張義超，曹夢磊，孫 戎

1 引言

微小衛(wèi)星一般是指10~100 kg級的小型衛(wèi)星系統(tǒng)，具有體積小、集成化程度高、功能密度高、投資與運營成本低、靈活性強(qiáng)、系統(tǒng)建設(shè)周期短等諸多優(yōu)點[1-2]，在教育、科研試驗中廣泛應(yīng)用。阿爾及利亞微小衛(wèi)星ALSAT-1采用動量輪、飛輪、冷噴氣和磁力矩器作為姿控機(jī)構(gòu)，Mohammed等[3]給出了該衛(wèi)星的姿態(tài)確定系統(tǒng)和控制算法。2009年日本發(fā)射了50 kg級的MAIDO-1微小衛(wèi)星[4]，采用自旋穩(wěn)定的姿態(tài)控制方式。夏威夷空間飛行實驗室研制的60 kg級LEO-1小衛(wèi)星[5]用于驗證太陽電池和導(dǎo)彈跟蹤技術(shù)，軌道為600 km的太陽同步軌道，采用磁力矩器和反作用輪進(jìn)行三軸穩(wěn)定；2個太陽傳感器、三軸磁強(qiáng)計和慣性測量單元用于姿態(tài)確定。Takenaka等[6]采用微小衛(wèi)星(質(zhì)量為48 kg，邊長為50 cm立方星)在低地球軌道上與地面站之間進(jìn)行量子通信試驗。

微小衛(wèi)星在功能和系統(tǒng)組成上與傳統(tǒng)大衛(wèi)星相似，包括結(jié)構(gòu)系統(tǒng)、供配電系統(tǒng)、熱控系統(tǒng)、姿態(tài)與軌道控制、測控系統(tǒng)、數(shù)據(jù)管理系統(tǒng)等。但微小衛(wèi)星由于受體積限制，要求具有高度的集成化，在衛(wèi)星架構(gòu)、控制模式上與大型衛(wèi)星有許多不同點[7-8]。微小衛(wèi)星不像大衛(wèi)星通過機(jī)構(gòu)調(diào)整帆板指向，需要調(diào)節(jié)自身姿態(tài)使太陽帆板對日定向。Lyubimov等[9]研究了微小衛(wèi)星的速率阻尼控制方法，其指向精度容易受到空間環(huán)境干擾和慣性矩變化的內(nèi)在不確定性的影響。Yang等[10]提出了一種基于混合H2/H∞魯棒控制的狀態(tài)反饋姿態(tài)控制方法。Sun等[11]針對重力梯度BUAA-SAT微小衛(wèi)星控制問題，提出有限時間跟蹤控制策略。張宏德等[12]針對小衛(wèi)星的快速定向問題，設(shè)計了微小衛(wèi)星定向的姿控方案，通過姿控系統(tǒng)半實物仿真測試驗證控制系統(tǒng)的正確性。

本文針對LH-2微小衛(wèi)星的研制和測試階段綜合電子鏈路的正確性和匹配性問題，進(jìn)行LH-2微小衛(wèi)星的電氣系統(tǒng)集成化設(shè)計，提出姿態(tài)控制方法，并完成控制方法的仿真測試。

2 電氣系統(tǒng)集成化設(shè)計

LH-2微小衛(wèi)星總質(zhì)量約為20 kg，采用立方體結(jié)構(gòu)，尺寸包絡(luò)約為500×280×240 mm。衛(wèi)星裝有4塊太陽帆板，可通過鎖緊機(jī)構(gòu)固定在衛(wèi)星本體4個側(cè)面。衛(wèi)星和運載器分離進(jìn)入軌道后，通過松開鎖緊機(jī)構(gòu)，使太陽帆板展開。太陽帆板展開后呈十字分布，如圖1所示。

圖1 LH-2微小衛(wèi)星Fig.1 LH-2 microsatellite

LH-2微小衛(wèi)星采用一體化的綜合電子系統(tǒng)設(shè)計思路，以星載計算機(jī)模塊為核心，輔以測控數(shù)傳模塊、GPS導(dǎo)航接收模塊、電源控制模塊、姿態(tài)控制模塊以及有效載荷模塊等部分，各板卡之間采用標(biāo)準(zhǔn)接插件連接，各模塊的信息共享，如圖2所示。綜合電子系統(tǒng)具有多種數(shù)據(jù)交換接口，包括模擬接口、數(shù)字接口和總線接口。采用冷熱備份形式，實現(xiàn)冗余，在出現(xiàn)故障時啟動備份，保證系統(tǒng)正常工作。

圖2 綜合電子系統(tǒng)Fig.2 Integrated electronic system

星載計算機(jī)模塊完成星務(wù)管理功能，其中星務(wù)管理分系統(tǒng)是整星電子系統(tǒng)的核心，星務(wù)計算機(jī)負(fù)責(zé)衛(wèi)星的任務(wù)調(diào)度和綜合信息處理。星務(wù)軟件要對星上各任務(wù)模塊的運行進(jìn)行高效可靠的管理和控制、監(jiān)視全星狀態(tài)并協(xié)調(diào)整星工作、接收地面遙控指令及實現(xiàn)飛行遙測參數(shù)的下傳。

測控數(shù)傳模塊實現(xiàn)對下行遙測信息調(diào)制變頻、上行遙控信號合成解調(diào)，包含基帶信號處理FPGA單元、模數(shù)轉(zhuǎn)換單元、數(shù)模轉(zhuǎn)換單元、頻率綜合器、接收解調(diào)單元、調(diào)制發(fā)射單元、雙工合路器。其中雙工合路器將調(diào)制發(fā)射單元輸出的下行發(fā)射信號分成等功率的2路，分別送給2幅天線，將它們接收的上行信號合并為1路輸出給接收解調(diào)單元。頻率綜合器產(chǎn)生載波信號，并提供基準(zhǔn)時鐘信號。整體結(jié)構(gòu)如圖3所示。

圖3 測控數(shù)傳模塊Fig.3 TT&C and data transmission module

LH-2微小衛(wèi)星的電源控制模塊主要是由太陽電池陣、蓄電池組和電源控制模塊組成。電源控制模塊實現(xiàn)太陽能電池分流調(diào)節(jié)、蓄電池充放電管理、負(fù)載電源管理、二次電源轉(zhuǎn)換等功能，如圖4所示。該模塊是星上能源管理的核心，采用4路分流管理，通過分流調(diào)節(jié)母線電壓，二次電源變換模塊DC-DC調(diào)整二次電源輸出，同時具備太陽能電池陣輸出電流檢測、母線電壓濾波功能。在光照期間，調(diào)整衛(wèi)星帆板朝向，使太陽光正面照射到太陽電池陣，給負(fù)載供電，同時給蓄電池組充電；在陰影期間，蓄電池組提供負(fù)載功率。

圖4 電源控制模塊Fig.4 Power control module

姿態(tài)控制模塊、姿態(tài)測量敏感器與姿態(tài)控制執(zhí)行機(jī)構(gòu)組成小衛(wèi)星的姿態(tài)控制系統(tǒng)，如圖5所示。姿態(tài)控制系統(tǒng)主要完成星箭分離后的姿態(tài)穩(wěn)定、初始姿態(tài)確定以及對日定向以實現(xiàn)帆板對日能源采集；或?qū)Φ囟ㄏ蛞詫崿F(xiàn)對地特定區(qū)域載荷功能，如拍照成像和數(shù)據(jù)下傳。

圖5 姿態(tài)控制系統(tǒng)Fig.5 Attitude control system

1)姿態(tài)測量敏感器包括2個數(shù)字式太陽敏感器、1個三軸陀螺和1個三軸磁強(qiáng)計、1個GPS模塊，傳感器采用小型化設(shè)計。數(shù)字式太陽敏感器質(zhì)量為30 g，測量精度中心視場優(yōu)于0.2°，視場范圍優(yōu)于-60°~+60°，采用CAN總線的數(shù)據(jù)輸出方式；陀螺測量范圍大于±350°/s，零偏穩(wěn)定性≤0.5°/h，加速度計分辨率≤2μg；三軸磁強(qiáng)計質(zhì)量為40 g，測量范圍為±2 Gauss，分辨率為 6.7 nT，采樣頻率為30 Hz，采用RS232串口通訊；GPS模塊測量位置精度不大于15 m，速度精度小于0.05 m/s。

2)姿態(tài)控制模塊作為控制器，與各敏感器通過CAN總線、RS232接口連接，實現(xiàn)敏感器的數(shù)據(jù)采集和處理，姿控軟件完成姿態(tài)確定算法、姿態(tài)控制算法等。

3)執(zhí)行機(jī)構(gòu)包括3個反作用飛輪和3個磁力矩器。反作用飛輪的轉(zhuǎn)速范圍為-6000~6000 rpm，轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)動慣量為 1.067×10-4kg·m2，最大角動量為0.067 kg·m2/s，最大輸出力矩為0.01 Nm，反作用飛輪供電電壓為12 V供電，通訊接口為CAN總線；磁力矩器長為180 mm，線圈匝數(shù)為6400，總質(zhì)量為108 g，額定工作電壓為5 V，提供磁矩大于2.5 A·m2。3個反作用飛輪和磁力矩器分別沿體軸3個方向正交分布。衛(wèi)星的姿態(tài)控制主要采用飛輪精確控制，磁力矩器作為飛輪卸載工具和分離后的速率阻尼。

3 姿態(tài)控制

3.1 微小衛(wèi)星動力學(xué)

姿態(tài)控制系統(tǒng)是綜合電子系統(tǒng)重要組成，覆蓋多個執(zhí)行機(jī)構(gòu)和敏感器，進(jìn)行自控測試可驗證綜合電子系統(tǒng)設(shè)計的正確性和匹配性。微小衛(wèi)星的仿真測試，需要建立衛(wèi)星的動力學(xué)模型和環(huán)境模型，動力學(xué)模型包括姿態(tài)動力學(xué)、軌道動力學(xué)，環(huán)境模型包括地磁模型、太陽矢量方向模型等。

微小衛(wèi)星在空間中受到空間環(huán)境力矩、磁力矩器作用力矩和飛輪輸出力矩作用，動力學(xué)方程如式(1)所示：

式中：T為空間環(huán)境力矩、磁力矩器作用力矩之和。h為飛輪的角動量，I為衛(wèi)星轉(zhuǎn)動慣量矩陣，微小衛(wèi)星的角速度ω為體坐標(biāo)系相對于軌道坐標(biāo)系的角速度矢量與軌道角速度矢量兩部分組成。姿態(tài)運動學(xué)方程如式(2)所示：

LH-2微小衛(wèi)星采用太陽敏感器和磁強(qiáng)計進(jìn)行姿態(tài)確定，在進(jìn)行仿真時，需要用環(huán)境模型來測試姿態(tài)以確定算法的正確性，其中地磁場勢函數(shù)如式(3)所示：

式中，λ為地理經(jīng)度，θ為地理緯度，RE為地球半徑，pmn為n階m次勒讓德函數(shù)，gmn與hmn為高斯系數(shù)，r為微小衛(wèi)星相對地心的距離。地球磁位勢在3軸方向的梯度為地球磁場矢量，直接給出簡化的偶極子模型如式(4)所示。通過坐標(biāo)轉(zhuǎn)換矩陣轉(zhuǎn)換到軌道坐標(biāo)系和體坐標(biāo)系下。

式中， BEx、BEy、BEz為地磁場在慣性坐標(biāo)系 x、y、z 3個方向的投影。

太陽矢量方向模型用作太陽敏感器的仿真輸入。太陽光線和地球赤道面的夾角一年內(nèi)在南北回歸線之間周期變化，則地心慣性坐標(biāo)系中的太陽光線的高低角ε如式(5)所示：

式中，Tday為求解時間距離當(dāng)年1月1日的天數(shù)。

太陽方位角γ如式(6)所示：

太陽矢量在慣性系如式(7)所示：

然后可通過Sb=CS坐標(biāo)轉(zhuǎn)換矩陣轉(zhuǎn)換到體坐標(biāo)系。Sb為太陽矢量在本體系下的表示，C為慣性系到本體系的轉(zhuǎn)換矩陣。

3.2 LH-2控制模式

通常大型衛(wèi)星帆板安裝有轉(zhuǎn)動機(jī)構(gòu)，可以實現(xiàn)帆板對日，而微小衛(wèi)星結(jié)構(gòu)緊湊，只能通過調(diào)整衛(wèi)星姿態(tài)實現(xiàn)定向，因此在控制模式上與大型衛(wèi)星不同。微小衛(wèi)星對日定向階段要調(diào)整姿態(tài)使帆板指向太陽，對地工作階段要調(diào)整到對地指向。在2個姿態(tài)指向切換過程中，針對微小衛(wèi)星大角度機(jī)動控制問題，設(shè)計姿態(tài)四元數(shù)的閉環(huán)控制率，參考輸入為期望的姿態(tài)四元數(shù)和期望角速度，如圖6所示。

圖6 姿態(tài)控制回路Fig.6 Attitude control loop

姿態(tài)角控制采用偏差四元數(shù)和偏差角速度的PD控制形式，如式(8)所示：

式中，kp和kd為比例微分系數(shù)，δq為姿態(tài)誤差四元數(shù)，由式(9)計算可得，δq0為誤差四元數(shù)的標(biāo)量部分，由式(10)計算可得，δω為角速度偏差，可以通過等式(9)和(10)得到

使用磁力矩器進(jìn)行飛輪卸載，LH-2微小衛(wèi)星采用磁力矩為飛輪卸載，取磁矩 m =，其中B為地球磁感應(yīng)強(qiáng)度，Δh為衛(wèi)星產(chǎn)生的磁通量，K為控制參數(shù)，則磁力矩如式(11)所示：

微小衛(wèi)星與火箭分離后，將依次進(jìn)入無控階段、速率阻尼階段、太陽搜索階段、對日定向階段、對地定向階段。無控階段保證微小衛(wèi)星與火箭分離后，遠(yuǎn)離到安全距離；之后微小衛(wèi)星開始進(jìn)入速率阻尼階段，即降低衛(wèi)星分離后角速度，此階段采用磁力矩器作為執(zhí)行機(jī)構(gòu)；太陽搜索階段搜尋太陽并完成初始的姿態(tài)確定；微小衛(wèi)星根據(jù)任務(wù)需求，分別進(jìn)入對日定向階段和對地定向階段，調(diào)整衛(wèi)星姿態(tài)使載荷或天線指向地球特定區(qū)域，實現(xiàn)載荷功能或數(shù)據(jù)下傳。

1)速率阻尼。速率阻尼采用Minus-B-dot控制方法，如公式(12)所示：

式中k為一待求常數(shù)矩陣，Bb為本體系下的磁感應(yīng)強(qiáng)度，m為計算得出的控制矢量。根據(jù)實際硬件情況，給定磁矩輸出范圍±2.5 A·m2。輸出力矩如公式(13)所示：

其中，Tm為產(chǎn)生的控制力矩。

2)太陽搜索。在速率阻尼之后，衛(wèi)星進(jìn)入太陽搜索模式，先繞y軸轉(zhuǎn)動一周，搜索太陽。若未搜索到太陽，之后繞x軸轉(zhuǎn)動90°后再繞y軸轉(zhuǎn)動一周，這樣掃描區(qū)域可覆蓋整個天球。

3)對日定向。根據(jù)太陽矢量在軌道坐標(biāo)系下的方位角δS和αS及姿態(tài)變換的對應(yīng)關(guān)系，將衛(wèi)星按照φ→δS，θ→αS，ψ→0做姿態(tài)跟蹤控制，實現(xiàn)對日定向。其中，φ、θ、ψ分別為本體系相對軌道系三軸姿態(tài)角， δS、αS由式(14)、(15)可得，如圖7所示。

圖7 太陽方位角Fig.7 Azimuth angle of sun vector

式中，Sox、Soy、Soz分別為太陽矢量在軌道系下3個軸的投影。

如果太陽帆板的正向指向體坐標(biāo)系的+z軸方向，則對日定向模式的目標(biāo)姿態(tài)四元數(shù)如式(16)所示：

在姿態(tài)跟蹤控制下可使太陽帆板指向太陽。

4)對地定向。對于微小衛(wèi)星，對地定向是指載荷對地工作時，要求衛(wèi)星姿態(tài)指向地心方向，對于LH-2衛(wèi)星此時姿態(tài)控制期望角度為零，也就是 q~= [1 ，0，0，0]T。

4 控制仿真

仿真采用MATLAB，使用龍格-庫塔法對微分方程式(1)和式(2)進(jìn)行積分計算。初始分離角速度給定0.2 rad/s，分離后先后經(jīng)歷初始的無控階段、速率阻尼、太陽搜索、對日定向、對地定向，姿態(tài)控制曲線如圖8~圖10所示。

1)與運載分離后0~2 s內(nèi)，微小衛(wèi)星處于無控模式，之后進(jìn)入速率阻尼；

圖8 全過程姿態(tài)角Fig.8 Attitude angle during simulation

圖9 衛(wèi)星工作模式與時間關(guān)系Fig.9 Satellite working mode over time

圖10 陰影區(qū)和光照區(qū)Fig.10 Shadow area and sunshine area

2)3218 s時完成速率阻尼，進(jìn)入太陽搜索模式。搜索過程中，衛(wèi)星初期長時間處于陰影階段，此時不進(jìn)行轉(zhuǎn)動搜索，衛(wèi)星保持速率為零；

3)約4795 s進(jìn)入光照區(qū)后，開始搜索；

4)5199 s時搜索到太陽，實現(xiàn)姿態(tài)調(diào)整對日定向，進(jìn)入對日定向階段；

5)7726 s時再次進(jìn)入陰影區(qū)，衛(wèi)星做姿態(tài)保持；

6)約11 056 s再次進(jìn)入光照區(qū)，并再次對日定向；

7)13 000 s程控進(jìn)入對地定向模式，調(diào)整姿態(tài)對地。

磁力矩器力矩輸出和飛輪力矩輸出如圖11和圖12所示，磁力矩器開始段輸出力矩實現(xiàn)速率阻尼，5000 s時的輸出力矩為飛輪卸載?？刂葡到y(tǒng)對飛輪輸出力矩最大值按照0.005 Nm進(jìn)行限幅，飛輪輸出力矩在大的角度調(diào)整段出現(xiàn)滿力矩輸出，其它時間段輸出力矩較小。通過全過程仿真可以看出，選定的姿控組件(飛輪、磁力矩器)姿態(tài)確定敏感器可以滿足全過程的姿態(tài)確定和姿態(tài)控制需求，磁力矩器在較大的分離初始角速度下仍實現(xiàn)速率阻尼和整個軌道周期中的飛輪卸載。

圖11 磁力矩器輸出Fig.11 Output of magnetic torque

圖12 飛輪輸出Fig.12 Flywheel output

5 結(jié)論

1)LH-2微小衛(wèi)星采用了集成化電氣系統(tǒng)設(shè)計方案，以星載計算機(jī)模塊為核心，輔以測控數(shù)傳模塊、GPS導(dǎo)航接收模塊、電源控制模塊、姿態(tài)控制模塊以及有效載荷模塊，各板卡之間采用標(biāo)準(zhǔn)接口連接，各模塊的信息共享。

2)針對LH-2微小衛(wèi)星全周期的姿態(tài)控制，采用偏差四元數(shù)實現(xiàn)姿態(tài)控制，并進(jìn)行仿真測試，包括分離后的無控階段、速率阻尼、太陽搜索、對日定向、對地定向等階段，小衛(wèi)星可以實現(xiàn)快速穩(wěn)定的姿態(tài)機(jī)動。本文給出的控制算法可用于LH-2微小衛(wèi)星的半實物測試，用于驗證星務(wù)計算機(jī)、姿控機(jī)構(gòu)、敏感器等硬件回路的正確性。