Starlink卫星动力学系统仿真建模第六讲-导航制导与控制系统概述

本文介绍现代典型卫星姿轨控系统的操作模式。每个模式以功能需求、功能框图和实现途径等形式给出，控制模式的动态效果以各种仿真的形式进行描述和验证。
姿轨控系统主要负责卫星在轨期间的任务调度（姿轨控相关）、轨道、姿态确定与控制，具体功能与要求包括：
a)任务调度：根据星上姿轨控设备反馈的卫星轨道和姿态信息情况确定姿轨控应采取的姿态指向模式以及控制算法等；
b)轨道确定：通过卫星导航接收机完成自主轨道测量与确定，也具有根据地面上注轨道信息进行自主轨道递推的功能；
c)姿态确定：在入轨段、正常运行和在轨试验等过程中，姿轨控系统通过各种测量敏感器完成卫星姿态角、姿态角速度的测量与确定；
d)姿态指向指令：姿轨控系统的具体机动控制根据载荷和不同卫星的任务需求进行设计，本系统包括的姿态指向模式有：对地稳定、太阳帆板对日、控制轨道偏航、惯性保持姿态以及地面上注的偏置姿态；
e)姿态控制：发射入轨星箭分离后，通过姿态敏感器测量姿态角和姿态角速度，生成姿态控制指令，驱动执行机构完成姿态指向任务；
f)轨道控制：通过地面上注轨控参数，执行卫星轨道的保持和机动，按照时间控制推力器的开关机，轨道控制过程中能保持卫星姿态的稳定；寿命末期，推进组件施加反向推力，实现卫星离轨。

1、模式介绍

卫星姿轨控系统设计成支撑所有的从发射入轨到卫星工作的任务要求，卫星至少要执行一下操作步骤：发射阶段、转移阶段、部署阶段、任务阶段和离轨阶段，每隔阶段都是由一个或者多个卫星姿轨控模式支持的。
a)发射飞行阶段
从运载发射到星箭分离前为发射飞行段，姿轨控系统运行在空闲模式，该模式不进行任何姿态控制；当星务计算机检测到卫星已经从发射装置中分离，并将分离信号传递给姿轨控系统，则姿轨控系统自主切换工作模式。
b)分离入轨阶段
从星箭分离开始到入轨后建立对地稳定的工作状态为分离入轨阶段。本阶段姿轨控系统的主要工作模式有：速率阻尼、姿态捕获、太阳翼解锁展开（非表贴）以及建立稳定在轨运行状态。
c)在轨测试与轨道转移阶段
卫星从分离轨道进入停泊轨道，在停泊轨道上需要完成平台测试及通信载荷功能性能测试。
卫星在分离轨道上经过数轨运行后，确认卫星功能满足要求，之后卫星开始变轨进入与业务轨道。卫星按照地面指令执行变轨动作，星上全部敏感器参与姿态确定、轨道确定计算。
首先卫星按需求调姿，指向所需速度增量方向，然后根据上注指令控制推力器开机施加变轨推力，使用飞轮和磁力矩器保持卫星姿态稳定。到预设时刻后，关闭推力器，卫星调整姿态返回对地稳定模式。
d)业务阶段
从卫星进入业务轨道直至寿命末期为业务阶段。在这个阶段姿轨控系统支持卫星所有日常工作，与有效载荷要求有关的特定功能要在这个阶段实现，如姿态机动、目标凝视等功能。此外，还需要具有轨道保持和机动的能力，维持卫星在正确的轨道位置或使卫星接近参考轨道，通过轨道控制模式能够输出机动所需要的速度增量以达到轨道位置保持的目的。
另外，当在轨运行的卫星出现问题时，需要保证卫星的基本生存能力，此时需要使姿轨控模式切换至安全模式运行。安全模式下，卫星使用飞轮提供定向所需的角动量，磁力矩器输出控制力矩，保持卫星对轨道面法向定向及慢旋，无关设备关机以节约能源，等待星务或地面处理星上故障。
e)离轨阶段
卫星寿命期满或卫星平台不能再支持载荷工作时，经地面评估后决定是否进入离轨模式。根据国际空间法，姿轨控系统必须利用轨控发动机将卫星送入墓地轨道或者衰减轨道。

2、多模式系统

姿轨控系统实现的功能在星载计算机中周期性运行，一般50~500ms一个控制周期，在考虑各种软硬件约束下，控制周期需尽量短。姿轨控系统的周期性任务包括：数据预处理功能、模式管理功能、指令后处理功能。
本文设计的多任务系统支持不同的任务阶段，由多种任务模式组成，每个模式可分为多个子模式。从一种任务模式切换到另一种任务模式可以由地面遥控指令实现也可以由星上自主实现。

2.1、数据预处理

数据预处理主要是对采集回来的敏感器和执行机构的数据进行一系列的判断和转换，主要功能包括：设备故障状态检测、通信是否正常判断、数据阻塞判断、数据范围判断、数据类型和单位转换等，最终输出这些判断的结果和转换好的数据到控制系统用于各类计算。

2.2、轨道确定

卫星轨道确定模型包含GNSS定轨和星上递推2种定轨模式。轨道确定方法的选取是由星上轨道确定的具体工作模式决定的，也可以通过遥控指令更改定轨模式，以指定的方式计算轨道相关信息。GNSS一般输出的信息有卫星在地固系下的位置和速度、GPS周和周秒、秒脉冲等信息，姿轨控系统收收到这些信息后用于轨道确定。
轨道确定模型需要输出的信息包括卫星在惯性系下的位置速度、日月矢量、磁场强度、轨道六根数、惯性系到轨道系转换矩阵及四元数、惯性系到地固系转换矩阵等信息。

2.3、姿态确定

卫星姿态确定以自主方式定姿，通过姿态解算+姿态滤波方式，综合多敏感器数据校核结果，进行多手段数据融合，自动排除异常数据源，确定最优的姿态计算结果。也可以通过遥控指令更改定姿模式，以指定的方式解算姿态。
姿态确定采用高、低精度两种配置方式。高精度姿态确定以星敏和陀螺为主要姿态角测量元件，能够满足卫星平台的任务需求；低精度姿态确定以太敏+地敏双矢量定姿为主要角度测量手段，测量精度能够满足对姿态指向精度要求不高的在轨任务需求。
姿态确定模型输入包括上面提到的相关敏感器信息、上注指令信息、轨道确定的输出信息等。
姿态确定模型输出信息包括卫星本体相对惯性的姿态四元数和角速度、本体系太阳矢量和磁场强度矢量、轨道欧拉角等。

2.4、模式调度

任务调度模型包含了多种任务模式，每种任务模式在具有一套独立的计算调度逻辑，任务模式包含有空闲模式、速率阻尼模式、太阳捕获模式、对地稳定模式和安全模式，且各个模式之间存在自出切换逻辑。具体执行哪一种模式由卫星根据轨道确定、姿态确定、任务需求等自主确定，也可以根据地面指令指定，确定具体任务模式后由该模式指定指令生成与控制模型设成所需姿态指令并进行闭环控制，进而计算出所需姿态控制力矩(轨道控制采用地面遥控的形式，这里不再详述)。

2.5、指令生成与控制

指令生成与控制模型包括姿态指令计算和轮磁控制两个模块。
姿态指令计算负责根据当前任务模式确定的姿态需求，基于姿态确定、轨道确定信息，计算卫星姿态控制目标，计算姿态误差，发送给轮磁控制模块执行。
轮磁控制模块包含飞轮控制和磁力矩器控制模块。
飞轮控制模块负责针对姿态指令计算给出的目标姿态或误差姿态，计算闭环控制力矩，并根据飞轮的工作状态、转速饱和及平衡状态，生成每个飞轮的控制执行力矩。
磁控模块根据执行特定任务模式的需要，计算磁力矩器的控制量，达成卫星角速度的阻尼或角动量的卸载的目的。

2.6、指令后处理

指令后处理负责处理由控制器生成所有命令数据，并将其转换为每一个卫星姿态控制模式中相关敏感器和执行机构可接收的形式。
指令后处理在每一种任务模式中详细阐述了由任务模式管理所产生的高层驱动信息，并将其转换为执行机构输入格式。转换过程包括参考坐标系转换（卫星本体系到设备安装系）、校正、格式转换以及其它的必要处理，形成一个正确的执行机构输入。