卫星姿态控制现状与发展方向

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1、1 卫星姿态控制的现状及发展方向 一、 概述 1. 研究背景 航天事业是当今世界最引人注目的事业之一， 人类对社会发展的追求推动着 科学艺术的进步，航天技术的成就使人类的活动领域扩展到宇宙空间。航天技术 是现代科学技术中发展最快的尖端技术之一， 是现代科学技术和基础工业的高度 融合，是一个国家科学技术发展是平的重要标志，是国家级规模的系统工程，也 是综合国力的象征。 在卫星技术及应用方面， 卫星的姿态确定和控制是很重要姿态确定是研究卫 星相对于某个姿态基准的姿态定位， 而姿态控制是指卫星在规定或预先确定的方 向上的定向过程。随着通信、遥感等通信卫星的广泛应用，高精度、长寿命、高 可靠的卫星成为

2、发展趋势。所以对于卫星姿态的精确控制成为热门的课题之一。 现在的卫星一般采用三轴稳定的控制方式， 能够保证指向精度和控制稳定度 等技术指标要求。要保证遥感卫星的高精度、高可靠性和高稳定性的长期在轨运 行，必须保证足够的指向精度和控制稳定度。卫星的姿态控制系统对卫星的姿态 精度和稳定度起了决定性作用。 姿态确定是卫星本体坐标系相对于参考坐标系的 姿态定位过程，而姿态控制是卫星本体坐标系向参考坐标系的定向过程。 近年来随着卫星技术的不断提高， 各种空间任务对卫星姿态控制的精度要求 越来越高 1。如对地观测卫星的指向精度从上世纪七十年代到本世纪初由 1提 高到 0.001 2，寿命提高到数十年。这就

3、意味着高精度姿态控制技术迎来更快 的发展，同时也意味其面临着更多的挑战。 我们知道，卫星是一个极其精密的航天器设备，而且造价高昂，一旦发射进 入太空中就很难对其进行维护，这对卫星研发工作带来了很大的难度，要求星上 的各类系统和设备有着极高的稳定性。同时也由于其成本较高，运行环境是外太 空环境，因此在地面很难对其进行全面的物理仿真实验，这就要求在初期的系统 仿真论证中能够考虑多方面实际因素， 对卫星在轨运行时的各种工作状态和星上 系统进行仿真研究，以此来验证卫星设计工作的可行性以及稳定性。 2. 研究目的 正是在以上研究背景的基础上， 本文的主要目的调研国外卫星姿态控制现状 及发展，主要对三轴稳

4、定控制方式进行研究总结，学习国外卫星执行机构的先进 经验以及姿态控制系统的配置情况，并浅析国内卫星姿态控制的现状及差距。 2 二、 国外卫星姿态敏感器及姿态确定现状及发展 2.1 姿态确定系统研究现状 姿态确定主要的原理就是运用某种姿态确定方法求得卫星本体坐标系相对 于参考坐标系的姿态，然后将得出的姿态参数传递给姿态控制系统，可见姿态确 定的精度对整个姿态控制系统的控制精度和稳定度起着至关重要的作用。 既然姿 态确定是一个测量过程，那么必然需要用到测量仪器，我们称之为姿态敏感器。 同时，卫星在轨运行时，姿态敏感器有着相应的姿态确定算法，二者共同组成了 星上姿态确定系统。 姿态敏感器主要通过测量

5、卫星本体坐标系相对于参考坐标系的姿态参数， 从 而给出卫星姿态测量值。表 2.1 中对当前比较常用的几种敏感器的性能进行比 较。不同的敏感器的测量精度和工作范围各不相同。 表 2.1 几种常用的姿态敏感器性能比较 敏感器 精度 自由度 优点 缺点 地球敏感器 0.01 2 简单，方便 受轨道影响大，无法测量 偏航轴 太阳敏感器 0.1 2 质量小，功耗小 有阴影区，间断使用 星敏感器 0.001 3 精度高 复杂，成本高，昂贵 陀螺仪 0.01/h 3 带宽大，精度较高 成本高，偏移随时间累积 根据目前对高精度卫星的要求， 姿态确定系统中一般将各种敏感器进行组合 使用。下面介绍几种比较典型的敏

6、感器组合方式 1： （1）陀螺组件+星敏感器+冗余敏感器。这种组合方式主要利用星敏感器的 高精度测量值 （可以达到角秒级） 来补偿陀螺常值漂移， 进而提高系统测量精度。 当前高精度卫星普遍采用这种方式， 例如美国 Landsat-D， 精度优于 0.03。 但 是由于星敏感器视场角度受限， 因此卫星的粗定姿或者备份需要用到冗余敏感器， 这种组合方式需要花费较高的成本。 （2）陀螺组件+红外地球敏感器+数字太阳敏感器+冗余敏感器。红外地球敏 感器和数字太阳敏感器的精度虽然略次于星敏感器，但是相对来说依然比较高。 红外地球敏感器无法对星体偏航角度进行测量， 而在太阳阴影区内太阳敏感器不 能正常工作

7、，因此采用这两种敏感器的组合方式进行测量。这种组合方式成本比 较合理，适合在中等精度要求的卫星中应用，例如印度 Apple 卫星、我国资源卫 星就是采用这种敏感器组合方式。 （3）“陀螺+地平仪”方式(偏航姿态由陀螺定轴性来保持)；或者仅采用角 度敏感器组合进行姿态确定。上述方法一般在对精度要求不高的卫星中使用。 2.2 姿态确定算法研究现状 卫星姿态确定子系统是卫星姿态控制系统的重要组成部分,是姿态控制部分 的输入,姿态确定子系统主要由姿态敏感器和相应的信息处理算法即姿态确定算 法组成,接受带有测量噪声的姿态敏感器的测量数据作为输入信息,计算卫星本 3 体相对参考坐标系的姿态参数作为输出。

8、姿态确定的精度取决于姿态敏感器硬件 精度和姿态确定算法的精度。 卫星工作在不同的模式时,使用不同的姿态敏感器, 比如卫星运行在太阳阴影区域时,太阳敏感器无法工作,则采用地球敏感器,陀螺 仪等组合测姿。 不同的姿态敏感器测量精度差别较大,当前,测姿精度最高的是星 敏感器和陀螺仪。 卫星姿态确定算法主要可以分为两类确定性算法和状态估计法。 （1）确定性算法 确定性算法针对具体的姿态参数设计优化方法， 它要求结果有明确的物理或 几何上的意义，对参考矢量的测量精度要求较高，无法克服如敏感器的安装误差 等参考矢量的不确定性，最早出现的确定性算法是 Wahba 提出的求解姿态矩阵 的最小二乘性能指标 3-

9、5。 通过最小化包含矢量测量信息的性能指标， 得到姿态矩 阵最优解，TRIAD 6-7方法根据两个非平行矢量测量值确定姿态矩阵，但是丢失部 分测量信息，只能处理两个矢量，另外还有四元数估计法(QUAST) 7、快速最优 矩阵估计法(FOAM) 5、欧拉轴/角估计法(Euler-q) 8等。 （2）状态估计法 状态估计法与确定性算法的不同之处在于， 它将状态空间表达式运用于系统 模型中，不仅仅限于估计姿态参数，还可以对系统观测中的一些不确定性参数进 行估计。状态估计法提供被估计量的统计最优解，尽可能的减少一些不确定性因 素所造成的影响。从而提高姿态确定的精度 9。 在卫星姿态确定中，在卫星姿态动

10、力学或运动学模型基础上，建立星体姿态 方程，只需要一个时变的矢量来对星体姿态进行估计 10。文献11首次在航天器 的姿态估计中应用卡尔曼滤波技术， 建立基于陀螺仪和矢量姿态敏感器的数学模 型，应用卡尔曼滤波进行状态估计，文献12给出了仅采用星敏感器和滤波算法 的卫星姿态参数和角速度参数的估计方法， 文献13在陀螺仪和星敏感器组合下 采用最小方差估计，用高精度的星敏感器校正陀螺仪常值漂移，文献14较为全 面的给出了多种非线性姿态估计方法。 由于扩展卡尔曼滤波(EKF)算法的局限性， 导致基于卡尔曼滤波的估计方法只能解决小角度情况下的姿态确定问题， 另外还 有粒子滤波(Particle Filte

11、rs, PF)，正交姿态滤波(Orthogonal Attitude Filter, OAF)，预测滤波(Predictive Filtering, PF)，自适应方法(Adaptive Methods, AM)等，采用这些基于卡尔曼滤波的状态估计法，估计精度能够满足系 统要求 15。 不论系统的测量值有几个，状态估计法都适用，并且还能够对某些系统误差 进行最优估计。因此，状态估计法一般用于对姿态精度要求很高的情况。但估计 法估计器需求较高的稳定性和和较强的实时性。 即在建立准确的估计模型和误差 模型的同时，还要求估计算法简单，易于实时计算。 4 三、 国外卫星执行机构现状及发展 卫星执行机构

12、主要有推力器、飞轮及磁力矩器。以喷气发动机推力器为执行 机构的三轴稳定姿态控制是一种主动式零动量姿态控制系统。其优点是响应快、 指向精度较高,但由于常受到发动机所带工质多少的影响,一般只用于姿态稳定 和姿态机动所带较小的情况下。而从国内外长寿命、高精度、高稳定度的卫星姿 态控制系统来看,都是采用飞轮作为稳定运行的主执行机构,这是因为 （a）飞轮可以提供连续、精确的控制力矩,控制精度可以达到很高。而推力 器只能以脉冲方式工作,控制精度不可能很高磁力矩器一般控制力矩较小。 （b）飞轮只消耗电能,寿命一般可达一年。而推力器寿命受卫星携带的燃料 限制。 （c）采用飞轮进行三轴控制,可以选择多种组合方案

13、,使用灵活性大。但推 力器和磁力矩器也是不可缺少的执行部件磁力矩器一般用于为飞轮卸载及备份, 推力器主要用于初始入轨控制、故障模式控制和某些姿态机动控制。 表 3.1 执行机构性能比较 执行机构 精度 缺点 飞轮 高 需要卸载 磁力矩器 较低 受剩磁影响 推力器 较高 消耗星上有限能源 控制力矩陀螺 高 需要卸载 飞轮通过与卫星之间的角动量交换来实现姿态控制。 如果飞轮转速方向可变, 平均角动量为零,则称为反作用轮或零动量轮如果飞轮转速不过零,平均角动量 为一个偏置值,则称为偏置动量轮。根据飞轮的不同工作方式,飞轮执行机构一 般可分为三种类型： （1）零动量反作用轮系统 反作用轮可正反转,整星

14、角动量几乎为零必须至少在三轴上安装有反作用轮 及相应的姿态敏感器,分别在三轴上产生相应的控制力矩,控制精度很高。 但飞轮 转速过零旋转时的不平稳性会影响控制精度。 （2）偏置动量轮系统 一个偏置动量轮主动控制俯仰轴,整星角动量不为零,根据“陀螺效应一定 轴性”被动保持其它两轴。由于偏航一滚动通道的祸合特性,只需再加一个滚动 控制力矩,即可实现对三轴的控制。 因此不需要偏航姿态敏感器和许多飞轮,控制 系统大为简化。 但由于动量轮储存了较大的角动量,引起的祸合效应较大,受扰动 或机动时,易引起章动,且偏航轴无主动控制,因此控制精度比零动量方式低。 （3）零动量轮和偏置动量轮的混合系统 采用 RW

15、和 MW 的多种组合方案,以进一步改变动量轮系统的性能,提高精度。 例如美国 Seasat 卫星,俯仰轴安装偏置动量轮,滚动和偏航轴由反作用轮主动控 制。 一般而言,零动量轮控方式控制精度最高,偏置动量轮控方式或偏置动量轮 与零动量轮的混合方式精度次之。轮控方案的主要问题在于 零动量轮控方式中飞轮过零旋转的问题,由于飞轮过零时刻摩擦干扰的影 响,会产生不稳定性。 偏置动量轮控方式中角动量藕合问题,由于飞轮角动量较大,卫星受到扰 动或机动时,易引起章动。 5 四、 姿态控制系统的配置情况 卫星姿态控制简单的说是通过施加一定的力矩使卫星绕质心旋转,从而改变 或保持在空间的定向。现在常用的卫星姿态控

16、制方式可以分为主动三轴稳定、自 旋稳定、重力梯度稳定,在这三种控制方式中,主动三轴稳定的控制精度最高,目 前高精度遥感卫星主要采用这种控制方法。 卫星姿态控制系统由敏感器、执行机构和控制器三大部分组成,精度指标有 确定误差、控制误差和指向误差。确定误差是姿态估计值与真实值的偏差控制误 差是目标姿态与估计姿态之间的误差指向误差是目标姿态与真实姿态之间的误 差。 姿态控制系统的精度主要决定于其中姿态确定的三轴指向精度和姿态控制稳 定度。 姿态控制系统通过接收不同的控制信号进行姿态控制， 主要可以分为两种 16。 第一种是通过星上计算机产生的自主姿态控制信号， 此时控制系统被称为小回路 姿态控制系统。 该控制系统通过星上信息处理模块直接对姿态敏感器测量信息进 行自主处理，接着按照星上计算机中预先设置的控制律产生控制指令，驱动控制 执行器工作（如小推力器系统、飞轮系统等） ，进而控制星体姿态。第二种控制 信号是由地面指挥系统所发送的，此时系统叫大回路姿态控制系统。该姿态控制 系统通过地面发送的遥控命