先进陆地观测卫星的精确姿态和轨道控制系统

先进陆地观测卫星(ALOS)精度姿态和轨道控制

系统

日本，Tsukuba，日本的国家空间开发机构。

Takeshi Yoshizawa, Hiroki Hoshino，和Ken Maeda NEC东芝太空系统，日本横滨。

摘要

先进的陆地观测卫星(ALOS)是NASDA的高分辨率地球观测的旗舰。ALOS任务的特点是同时取得了250万的分辨率和全球的数据收集，它需要一套指向的要求，为观测到的图像提供精确的几何精度。在指向管理框架,旨在满足指向要求,态度和轨道控制系统(家)对自己严格的要求:态度稳定(3.9×10−4度p p),态度决定射门角度(上:3.0×10−4度),和定位精度(离线:1米)。为AOCS开发和实现了多种解决方案。这一挑战包括精密恒星跟踪器、高精度GPS接收机、高性能机载计算机、基于星型传感器的姿态确定和控制、柔性结构的相位稳定和精密的协同控制。本文介绍了AOCS原型机的设计和测试结果，重点介绍了新方法的发展，使其具有了一定的精度。

1.介绍

在土地观察方面，继续努力争取更高的决议。随着空间分辨率的提高，观测图像几何精度的重要性越来越明显。这一趋势已经给今天的地球观测卫星的姿态和轨道控制系统的设计带来了影响。

国家空间发展的先进陆地观测卫星(ALOS)。

图1:先进的陆地观测卫星。

日本航空公司(NASDA)在2004年开始研发，是高分辨率地球观测的旗舰(图1)。主要致力于制图，ALOS的独特特点是同时实现了信心目标:全球数据收集，分辨率达250万。这种特性要求精确的地理定位和几何校正，而不需要地面控制点。为此，我们为ALOS开发了一组指示性需求:指向稳定(4.010度 p-p)，定位精度(板载:4.010度，脱机:

-4-42.010-4度)，定位精度(板载:200米，脱机:1m)。

为了满足这些需求，一种扩展了姿态控制、卫星系统和地面系统的集成框架被取消了。由于姿态和轨道控制系统(AOCS)是实现这些要求的关键，我们对AOCS进行了严格的精度要求。为了接受这个挑战，AOCS开发并实现了各种解决方案。

ALOS AOCS的特点是它的精度。它的性能和性能，为日本的姿态和轨道控制系统提供了一个新的标准。本文介绍了ALOS AOCS原型机的设计和测试结果，特别强调了新的开发。

图2:ALOS原型模型的集成

2.先进陆地观测卫星(ALOS)

2.1任务概述

目前地球观测有两个品种。一是通过观察全球环境来代表地球科学的使命，而另一个代表实际应用的陆地区域观察任务。ALOS是一个大型高分辨率卫星，旨在促进实际应用。特别地，ALOS致力于制图、区域环境监测、灾害管理支持和资源调查，通过全球收集高分辨率图像。

2.2卫星系统

为了完成任务要求，ALOS有3个大型观测传感器:立体测图(PRISM)的全色遥感仪(PRISM)，具有2.5m的空间分辨率，先进的可见光和近红外辐射-2 (AVNIR-2)，具有多光谱能力，相控阵型l波段合成孔径雷达(PALSAR)具有全天候观测能力。作为一个卫星整体，ALOS是一颗大型地球观测卫星，其质量为4000kg，产生的功率为7kW。它将由一个H-IIA火箭发射到一个太阳同步的次循环轨道，它的高度为691.65公里，在当地时间的10点30分升节点，并将执行任务5年。

NASDA已经完成了ALOS工程模型的开发测试和原型飞行模型的设计。目前，如图2所示，卫星原型机模型的测试和积分正在NASDA的Tsukuba空间中心进行。

图3:指向需求的频域表示

图4:指向管理系统

2.3指出需求

具有250万分辨率的全球数据收集的任务特性，得到了精确的地理位置测定和全球观测图像的几何校正的要求。在重测条件下，像素地理位置的确定精度、图像的几何畸变、调制传递函数的退化都是最小化的，重叠部分是最大的。为此，需要对卫星位置和传感器的指向方向进行精确的测量，并将传感器指向方向的变化最小化。表1总结了这些指向需求。要求在指向稳定性、指示反终止精度和位置确定精度方面遇到困难。在图3中给出了指向要求的频域表示。

2.4精密指向管理

ALOS引入了一个集成框架，如图4所示，以给出这些需求的解决方案。这个框架，指

向管理系统，扩展到传统的AOCS到热变形的热变形设计，传感器的校准管理，控制带宽的控制，干扰管理，时间管理，高带宽指向测量，数据处理设计，以及基于地面的图像处理的指向确定[3]。由于卫星姿态的相互作用具有显著的姿态控制精度、姿态稳定性、姿态确定精度和位置确定精度，并给予AOCS(表2)。

表1:指向要求(3)

ing lity Pointing ControlAccuracy PointShortTerm StabiLongTerm Roll, Pitch, Yaw:±0.1度 Roll,Yaw: 2.0×10−5度/0.37ms(p-p) Pitch:1.0×10−5度/0..37ms(p-p)−4度 Roll,Pitch,Yaw:20×10y y y allfrequencallfrequencallfrequenc1)Roll, Pitch, Yaw: 4.4度Onboard Pointing /5s(p-p)× 10−4Roll, Pitch, Yaw: ±4.0 ×10−0 0 ∼10Hz DeterminationAccuracy Onboard Position 200m 0 ∼1Hz −4DeterminationAccuracy Pointing DeterminationAccuracy3) Roll, Pitch, Yaw: ±2.0 ×10度 0 Position DeterminationAccuracy3) 1m 0 ∼1Hz 1) DRC antenna not in drive. 2) DRC antenna in drive. 3) after ground processing.

3.态度动力学

3.1开环动态

树脂黄有三个大型柔性结构:太阳能ar-ray桨(PDL)23米的长度和质量的220公斤,PALSAR天线的长度9米和480公斤的质量,和数据中继通信(DRC)天线2米的长度和质量的160公斤。柔性结构的最低振动模式为0.03Hz的太阳能桨，0.5Hz为PALSAR, 3.7Hz为DRC，在无约束条件下。在图5中给出了卫星的典型开环频率响应。考虑到这些灵活的结构和ALOS的平移运动，我们可以通过以下的运动方程来表达ALOS的态度动力学:

jjjiTcTe (1) IT(Rj0i1i)qjijMTvCG+q0ii0 (2)

jjjjjTjT0 (3) i2iiqiiqi(Rj0i1i)vqCG1ijjjjj2ji=模式编号，j = PDL, PALSAR, DRC。

3.2干扰

图6展示了ALOS的态度动态及其关系的主要元素。内部和外部干扰的Ma-jor源包括DRC的天线驱动机构、AVNIR-2镜像驱动机构、反应轮、PDL驱动机构、PDL热-mal snap，以及太阳辐射压力不连续性的环境干扰。

这些扰动不仅影响了航天器主体的刚体姿态，而且激发了DRC H/D齿轮和支撑臂、PALSAR、PDL、空间飞行器主结构和推进剂晃动的各种动态模式。除了这些因素外，错误的姿态控制参考框架也会导致姿态退化。系统角质层的陀螺效应也很重要。

图6:扰动和动态模式

图7:干扰频率特性

3.3频率特性

先前描述的扰动和动态模式有它们自己的频率内容。图7显示了它们的频带，表明扰动和动态模态分布在较宽的频率范围内。虽然姿态位移的低频率分量主要受到姿态控制的抑制，但干扰抑制控制带宽和姿态控制的补偿带宽是频率受限的。因此，本征值管理和干扰管理对控制带宽之外的姿态位移具有重要的意义。

图5:姿态频率响应(PDL角度= 90度)

表2:AOCS的主要规格 Approach Mode AttitudeControl Accuracy AttitudeStability Short LongZero Momentum Control with 3-axis Strapdown AttitudeDetermination Stanby, Acquisition, OrbitControl, NormalControl(Standard/Precision) R, P, Y:±0.095度(3σ) R,Y:1.9×10−5度/0.37ms(p-p) P:0.95×10−5度/0.37ms(p-p) R,P,Y:1.9×10−4度/5s(p-p)1) R, P, Y: ±3.0 × 10−4度(3σ) 200m(95%) OnboardAttitudeOnboardPosition Det. Accuracy DataOutput STT, GPSR, & IRU data forOffline Pointing & PositionDeterminations OtherFeatures Yaw Steering, Paddle Control,1553B Data Bus, CCSDS DataHandling ControlCycle 10Hz FaultTolerance H/W Redundant, Triplex MPU,FDIR 1) DRC antenna not in drive. 2) DRC antenna indrive.

图8:AOCS过渡方式工艺流程图

4姿态和轨道控制系统

4.1 概述

ALOS姿态和轨道控制系统(AOCS)的主要规格见表2。ALOS AOCS基于三轴垂向姿态确定和零动量姿态控制。它有一个采集模式，一个正常的控制模式，和一个轨道控制模式，如图8所示，并通过一个基于星型跟踪的姿态确定和控制在正常控制模式下，实现了表2中指定

的精度。这个AOCS是由它的精度所独有的，特别是姿态稳定性(3.910的刚毅测定精度(3.010(1m)。

44度/5s)，板载

度)，地面定点定位精度(2.0104度)，地面定位定位精度

在设计这个AOCS时，我们开发了新技术，以实现ALOS的精度要求，同时利用ETS-VI、ADEOS和ADEOS-II AOCSs的技术传统。

4.2体系结构

4.2.1硬件体系结构

该体系结构如图9所示（硬件架构）和图10（软件体系结构）。除了传统的成分如地球传感器（ESA），太阳传感器（FSS），惯性参考单元（IRU），和磁力矩器（MTQ）、AOC介绍以下新的组成部分：（1）高精度星敏感器（STT）与随机误差角9.0arecsec和0.74弧秒偏置角误差，（2）高精度GPS接收机（GPSR）能够双频载波相位测量，（3）高性能机载计算机（AOCE）基于新的64位星载微处理器，和（4）用于补偿桨致热卡和天线驱动引起的干扰力矩大飞轮。

图9：AOC体系结构（硬件）

图10：体系结构（软件）

图11：AOC的闭环控制框图

4.2.2软件架构

该飞行软件(ACFS)是用C语言在一个基于商业的基于电子的实时操作系统上实现的。态度等传统的应用程序采集、轨道控制,ESA的基础态度确定和控制,和FDIR安装以下新功能:(1)FMM(容错多处理器经理),(2)明星身份,(3)精密态度决心使用扩展卡尔曼滤波,(4)精密合作控制,(5)桨驱动控制与动态避免共振,(6)轮角速度偏差操作,(7)上精密轨道模型,(8)1553 b数据之间,(9)冲洗液兼容的数据处理。

4.2.3闭环架构

将AOCS硬件和软件集成在一起构成图11所示的闭环。该AOCS的一个独特之处是基于STT的精度态度决定(PADS)和基于ESA的标准态度去终止(SADS)的并行处理。在正常模式下，AOCS控制ALOS的态度与精确的态度估计，同时它通过FDIR函数来监测精确的态度估计和标准的态度估计。在精密姿态确定系统的操作和应急模式下，标准的态度也被用于姿态控制。该设计使我们能够为用户提供精确的态度，以达到卓越的姿态控制和态度的稳定性，同时以标准的态度决定国家的传统，最大限度地降低风险。图12展示了AOCS组件在进行的原型飞行测试中的飞行硬件。

4.3 容错设计

ALOS AOCS的容错设计有三个层次。在最低级别上，所有AOCS组件都有内部冗余或备用冗余，以实现对单个硬件故障的健壮性。在这些冗余的基础上，建立了容错计算机系统，在此基础上，通过FMM、回滚处理、延时表型和MPU重新配置对2个MPU的相互监视，在单个故障、单个事件或MPU级别的延迟事件中维护计算能力。此外，该系统还通过EDAC进行了1位错误校正，并通过观察狗定时器对其进行了过度躲避。在顶部的层次结构中，在ACFS中的FDIR程序是一个失败，并对一个子系统级异常重新配置AOCS。

图12:AOCS PFM在原型飞行测试中

图13:指向数据处理

图14 :AOCE结构

表3:AOCS组件规范

4.4数据处理设计

地球观测卫星的现代姿态和轨道控制系统预计将具有生成任务数据的附加功能，用于观测图像的几何校正。ALOS AOCS可以提供24小时的人力资源。态度估计，数据，数据，和GPSR数据，除了传统的健康和家庭保持遥测。如图13所示，这些数据以全速率被记录下来，并作为低速任务数据与地面接收站的低速度任务数据相关联，在这些站点中，离线的姿态和位置决定被执行，以达到较高的精度。

5 AOCS组件

本节描述了AOCE、STT和GPSR。其他AOCS组件的主要规格见表3。

5.1态度和轨道控制电子

ALOS姿态和轨道控制电子(AOCE)[4]使用了3个25-MIPS, 64位的MPUs，每一个都基于1M的门阵列，并且有一个浮点计算单元。这个MPU是由NASDA开发的，是世界上第一个64位的星载MPU。在图14中显示了AOCE的体系结构，并在表4中对规范进行了总结。3 CPU单元的内部冗余和其他功能的双单元。为了最大限度地使用MPU电源和容纳越来越

复杂的ACFS, AOCE有512KB的普通ROM和2MB的普通RAM，每个CPU单元有4MB的本地RAM。这些配置允许AOCE完成100ms的控制周期，尽管由于精度的态度决定了大量的计算负载。数据接口为1553B数据总线，符合CCSDS标准。AOCE也允许轨道重构。图15显示了ALOS AOCE原型模型。

表4:AOCE规范 Function SensorSignalProcessing,Attitude Determination&Control,ActuatorDrive SignalProcessing,Configuration MPU Computation ControlCycle MemorySize Fault Tolerance Reprogramming Interface R490025MIPSMPU(MIPIII)×3 (Nominal:DuplexOperation) 64-bits,FloatingPointComputation 100ms 512KBC/ROM,4MBCPURAM, 2MBC/RAM(1bitErrorCorrection) MutualMonitoringby2CPU,Roll-back Processing,Time-delayedVoting OrbitlProgramLoadingCapability 1553BDataBus,CCSDSCompatible, RS422(GPSR,STT,DRC)

图15:AOCE原型机模型

5.2精密星跟踪器

态度确定精度的一个关键因素是ALOS的精密恒星跟踪器(STT)，它将自己与世界上最好的星位精度(random error: 9.0arecsec @6mag, bias error: 0.74弧秒，都在3)中区分。图16显示了STT的架构。ALOS STT有3个光学头(STO)，同时使用2个光头。为了使最佳的星位精度成为可能，我们采用了低热量的脱扭结构，并实现了严格的温度调节。对于每一个STO, STT有88度的视场，每秒钟为5颗星的跟踪模式和10颗星提供位置和亮度。表5给出了STT的主要规范，而图17展示了STT的原型机模型。

图16:STT框图

表5:STT规范 Configuration FOV Magnitude No. ofstars StarPosition Error(3σ) OutputRate 3 ON, 2 in operation 8 ×8度 4 ∼6.5mag 10 × 2 (ACQ), 5 × 2(TRK) 9弧秒(6mag) 0.74弧秒(postorbitcal.) 1Hz Random Bias

图17:STT原型机模型

5.3精密GPS接收器

该位置测定的关键部件是ALOS的高精度GPS接收器(GPSR)。我们开发了提供载波相位测量的双频GPS接收机。图18显示了GPSR的内部架构。GPSR测量了L1和L2信号的伪角度和载波相位。l1 -波段信号的伪距用于机载、独立(即:不定积分)定位。将GPSR的导航结果作为有效载荷取心数据，并通过TT&C向其他子系统(如任务传感器)提供精确的位置信息。此外，GPSR还能产生精确的参考时间脉冲，并作为卫星内部时间管理的参考时钟。表6显示了ALOS GPSR的主要特性，图19显示了GPSR的原型机模型。

L1和L2信号的载波相位在任务数据处理系统中被记录在GPSR的其他数据24小时内，作为低速任务数据被传输到地面站。将GPSR所传递的信息与世界各地地面参考点测量的载波相位相结合，精确定位系统实现了载波相位高频的定位，使ALOS的位置精确到亚米。

图18:GPSR方框图。

表6:GPS接收机规格 Configuration (Antenna,LNA,Receiver)×2 SimultaneousReceptionChannel L1:6s/c,L2:6s/c Navigation Position 200m(withSA) Accuracy Velocity 1.0m/s(withSA) ReferencePulseAccuracy 404ns Measurement L1Pseudo-range 10m Accuracy L1CarrierPhase 10mm L2Pseudo-range 10m L2CarrierPhase 18mm OutputRate 1Hz

图19:GPSR原型机模型

6态度决定

ALOS的姿态确定精度由精确的星型跟踪器、星载星识别、扩展卡尔曼滤波的姿态四元数、以及STT和IRU之间的校准变化来完成。

6.1星识别

在正常的地球观测模式下，AOCS exe-cutes自动序列启动精度姿态测定，并最终将STT置

于跟踪模式中，其中AOCS采用直接匹配的方法进行星形识别。 星形识别处理的状态转换如图20所示。在STT的交点模式下，AOCS执行一种模式配对法，不需要先验的态度知识。一旦识别成功，AOCS自动启动直接匹配并继续进行星形识别。如果在指定的时间内失败了星号标识，则返回到模式匹配。通过对所有天空场的模拟运行，对该算法的性能进行了评价。

识别成功后，AOCS向前移动，将STT从采集模式切换到跟踪模式。如果在模式转换后直接匹配失败，AOCS自动返回到获取模式的直接匹配。

在获取模式中，姿态测量是由一种基于三元的多星对扩展的方法导出的。在跟踪模式下，采用STT的测量方法计算了姿态测量：

s1c1(ATA)1（4）

sncnci3ci2C100ci1（5） A，Cici30ci2ci1Cn星定位向量从STTsi,和星方向向量从机载星ci.目录所得姿态误差转化为四元数。然后，将

其添加到预测的姿态四元数中，产生STT测量姿态四元数。

6.2星目录

基于Hipparcos目录的Sky2000.0 ver2 .2用于ALOS的主目录，其位置精度、大小精度、可靠性和覆盖范围。根据这个目录，我们可以通过删除以下的恒星来生成一个星载目录:星对小的分离角度，双星，明亮的恒星，暗淡的恒星，有大的适当运动的恒星，可变的恒星，无噪声的恒星，星云或星系中的恒星。在星上识别后，确定的恒星的位置与恒星的属性校准:正确的运动，每年的视差，从地球的旋转和卫星运动的，和引力透镜效应。

6.3扩展卡尔曼滤波器

成功的恒星识别可以产生基于STT的姿态测量。利用这些姿态测量和IRU输出，AOCS通过扩展卡尔曼滤波器来估计ALOS的姿态四元数相对于惯性参考。一个实际的算法是基于非线性过程方程的线性化和每个姿态估计的观测方程。

应用扩展卡尔曼滤波方法，导出了姿态估计误差的系统方程：

0d1zqdt2yxz0xyyx0zxy1q()q（6） z20db2,ub1（7） dt

这里真正的姿态四元数是qq1q2Tq3Tq4qvq4T，物体的真实角速度

T是：IRU输出是：uuxuyuz，xyz，IRU漂移速度是：TTbbxbybz，随机漂移噪声是：11x1y1z，随机漫步漂移

T噪声是：22x2y2z。

TTTTTTTTTb让一个状态向量xq，估计xeqebeqevq4be，和

eube。引入一个误差四元数q及其矢量分量qv通过四元数乘法qqeq，

TTTbb然后，可以定义一个态度估计错误xqv给出了姿态估计误差系统e方程的一阶近似：

11()II33de33xx22dtI330330330(e)ezey0331 2I33ez0exeyex（8） 0通过泰勒展开式展开xe。

使用x,还可以获得的观测方程的态度估计错误:

ymI33033xv（9）

态度测量误差为ym，测量噪声为v。

利用卡尔曼滤波方法对系统方程的解耦导出的离散误差系统进行了应用。测量更新是在1Hz进行STT的测量，而四元数的时间更新是在10Hz对应于陀螺仪测量周期。在ACFS中，扩展卡尔曼滤波器的实际实现利用了协方差矩阵的UD分解位置。进一步的细节是被禁止的参考。

6.4传感器校准

传感器中热变形的最小化是精确姿态确定的关键。为此，PRISM、STT、IRU和一个高带宽抖动传感器(ADS)被放置在光学工作台上(图21)。此外，棱镜、光学试验台、STT支架和STT均受精确的温度控制。在棱镜的辐射计中，温度是通过被动和主动控制在每个地方的231

度内进行的。光学工作台和STT支架的温度也控制在233度内。斯托的温度调节得更紧。例如，STO的镜头单元在250.2度中被控制。因此，STT和IRU的对齐方式在10弧秒内保持不变。STOs之间的对齐变化在0.25弧秒内被调整。

6.5姿态决定性能

通过对天空所有方位的无数模拟，对精度姿态确定系统的性能进行了评价。图22展示了模拟结果的一个示例。图23对板载姿态确定精度的分析结果。

进一步的改进将在地面对姿态确定精度，并随后，指出确定的准确性。这是通过使用平滑和广告测量在精确定位和地理定位确定系统，NASDA目前发展。

图23:姿态决定性能

7姿态控制和稳定

ALOS的姿态控制精度主要由精确的机载轨道模型和基于精度姿态确定系统的姿态控制来实现。

树脂黄稳定的态度是通过不同的方法,如相稳定灵活的结构,精密合作控制和参数识别,天线指向的主动阻尼控制,基于星体跟踪定位器的姿态控制,一个特征值管理,一个轮子偏见操作,和一系列随机PDL修剪。

7.1姿态控制参考框架。

由于精度态度决定了对J2000.0惯性坐标的估计姿态角，因此在实现地心指向姿态控制时，需要从ALOS的真实轨道位置对地心参考姿态进行加减。为了使这种能力得到满足，ACFS拥有以下精确的机载轨道模型，其中10个参数为P1,...,P10。

aP1K1cos2 (10) exPK3cos (11) 2K2cos3eyP3K2cos3K4cos (12)

P)tP (13) iP4K5cos2K8cos2(10G7P5Pt7K6sin2 (14) K7sin2K9sin10 (15) 2(GP7)tP2P6PtPt89 (16)

execos,eyesin,M (17)

ACFS通过传播该模型来计算控制参考轨道框架，并从惯性坐标系下的估计姿态中减去参考姿态，得到控制误差角。在目前的计划中，基于地面轨道估计的模型参数将至少每3天更新一次。

图24:姿态控制律

图25:姿态控制性能

7.2反馈控制律

图24所示的独立控制律适用于滚动、俯仰和偏航的每个轴。控制律包括PD控制、积分补偿、前置延迟滤波器和轮速伺服回路。该控制律实现了低阶柔性模态的动相稳定。反馈回路的补偿带宽扩展到0.5 1Hz，干扰抑制带宽为0.005Hz，为3个轴。在图5中显示了带有该控制器的补偿的Bode图，并显示了开环频率的复核。图25显示了评估的姿态控制精度。

7.3解决态度稳定性的方法。

表7总结了实现态度稳定性的方法。DRC天线的步进电动机带动天线的爆振模式和谐波传动齿轮模式。DRC的跟踪和指向控制系统提供了这些模式的主动阻尼来减少激励。此外，为了减少激振，从结构和控制的角度来看，吊杆和齿轮的设计都是有缺陷的，它们的特征值是通过设计和制造过程控制的。

DRC天线偶尔会产生一个大的指向变化。由于这个旋转运动而产生的角动量改变可能会产生显著的姿态运动。为了减小这一效应，AOCS对DRC天线运动进行了前馈控制。这种前馈控制称为合作控制。由于这种协同控制的性能取决于DRC质量模型的参数精度，因此将进行飞行参数识别，将合作控制误差降低到1%。

AOCS在响应AVNIR-2的镜像驱动信号时也会执行类似的协同控制，因为反射镜的大动作会引起动量交换，干扰了姿态。

提高态度稳定性的一个主要因素是AOCS的反馈控制。它实现了PDL和PALSAR低频率模态的相位稳定。这也会抑制PDL在短时间内的热吸附引起的态度变化。

表7:姿态稳定性的方法

Pointing ControlAccuracy Pointing ShortTerm Stability LongTerm Roll, Pitch, Yaw:±0.1deg Roll,Yaw: 2.0×10−5deg/0.37ms(p-p) Pitch:1.0×10−5deg/0.37(p-p) −4ms1)Roll, Roll,Pitch,Yaw:2.0×10deg/5s(p-p)allfrequency allfrequency allfrequency 0 ∼10Hz 0 ∼1Hz 0 ∼10(450)Hz 0 ∼1Hz −42)Onboard Pointing DeterminationAccuracy Pitch, Yaw: 4.0 105s(p-p)Roll, Pitch, Yaw: ×± 4.0 ×deg/10−4deg Onboard Position DeterminationAccuracy 200m 3)Pointing DeterminationAccuracy Roll, Pitch, Yaw: ±2.0 ×10−4deg Position DeterminationAccuracy3) 1m 1) DRC antenna not in drive. 2) DRC antenna in drive. 3) after ground processing.

图26:合作控制和轮速伺服回路

7.4 DRC合作控制

给出了ALOS空间飞行器在体坐标系中的总角动量:

IBHDRCHwheel0（18）

AOCS的协同控制使角动量为HwheelHDRC的反应车轮，以尽量减少由DRC的旋转

运动引起的姿态率误差。从天线的角度、频率和由天线质量特性组成的频率和条件之间可以推导出一种线性关系，即DRC的角动量:

,) (19) HDRCG(M,I,r)f(AZ,EL,AZEL在这里，我们使用一个三刚体模型作为天线模型来减少建模误差。线性关系的引入减轻了舰

载的通信负载，有利于参数的一致性。由DRC的速率指令信号代替了天线角速率，以避免由于编码器的微分而导致的时间衰减。如图26所示，转轮伺服的前馈是由从角动量推导出的扭矩的形式，以消除车轮伺服回路的时滞。

图27:驱动器中的DRC姿态稳定性

7.5态度稳定性能

图27(a)显示了DRC的主动阻尼控制运行时的韧角和姿态稳定性的仿真结果。图27(b)也显示了该合作控制对刚果民主共和国的旋转运动的模拟结果。在(a)和(b)中，上面的图显示了一个滚动的响应，而较低的数字显示了滚动的长期姿态稳定性。表8总结了影响长期指向稳定性的因素及它们的定性贡献。

8开发测试和原型飞行测试。

通过AOCE、ACFS、STT、GPSR等工程模型，成功地完成了一系列部件和子系统的开发试验。子系统开发测试包括静态开环测试(SOLT)、静态闭环测试(SCLT)、STT-AOCE闭环测试和STT-AOCE现场测试。

对于原型飞行测试，完整的SOLT，全SCLT, STT-AOCE闭环测试，以及STT-AOCE现场测试都是在所有AOCS组件的原型飞行测试之外进行的。请注意，现场测试使用STT和AOCE的工程模型硬件，但是他们的原型飞行模型软件。到今天为止，所有AOCS组件的原型飞行测试已经完成，AOCS子系统的最终认证正在进行中，并且将在今年夏天完成。 图28显示了SCLT在原型飞行测试中的典型结果。AOCS在正常的控制模式下，以基于ESA的控制为基础，手动和自动控制。

表8:长期姿态稳定性表现 Factors AttitudeStability(3σ) Environment DRC AVNIR-2 RW Continuous factors, Gyroeffect Discontinuousfactor Resonance, Acquisition Slew Cooperative controlerror MIrrordrive Dynamic & Zerocross FF error, Ripple, Low freq. Drivemacro Drivemicro Thermal snap (after 7 min.) disturbanceDisturbance Radiation,Oblateness,PertSTT error, Ground sys. error Roll 1.0 (1.4)3.8 0.5 0.36 (0.1) 1.0×10−6 0.0 1.5×10−4 0.1 1.4×10−4 (2.5) 0.49 Pitch 0.5 (0.4)2.4 0.045 0.67 (0.031) 3.5×10−7 0.45 1.2×10−3 0.4 1.4×10−8 (1.3) 0.49 Yaw 1.0 (2.5)3.0 0.021 0.44 (0.2) 4.3×10−7 0.0 1.3×10−4 1.8 1.4×10−8 (2.0) 0.49 MTQPDL ESAIRU Att.Det.

RCS Sloshing StrVibration PDL, DRC, AVNIR-2,RW Total (DRC not in drive) Total (DRC indrive) ×10−4deg/5s 0.49 0.069 1.3 3.8 0.6 0.011 1.4 2.8 0.65 0.028 2.3 3.8

图28:PFM SCLT的典型结果

9结论

随着各种新方法的引入，开发了ALOS的精度姿态和轨道控制系统。该AOCS满足了对姿态确定精度、姿态控制精度、姿态稳定性和定位精度的严格要求。本文介绍了AOCS设计的概况。一系列的开发测试对其可行性和有效性进行了分析。AOCS原型机模型的最终认证正在进行中。ALOS将在2004年夏天推出，为用户提供高精度的高精度图像。

参考文献

[1] Takanori Iwata, Sensing and Control in High-Resolution Earth Observation Satellites:

Present and Prospects for the 21st Century, Measurement and Control, Vol. 40, No. 1, pp. 113–121, 2001(in Japanese).

[2] Takanori Iwata, et. al., The Advanced Land Observing Satellite (ALOS) – Preliminary Design, 49th IAF, IAF-98-B.2.01, Melbourne, Australia,1998.

[3] Takanori Iwata, et. al., Precision Pointing Management for the Advanced Land Observing Satellite (ALOS), 23rd ISTS, ISTS-2002-d-56, Matsue, Japan, 2002.

[4] Takanori Iwata, et. al., High-Performance Attitude and Orbit Control Electronics for the Advanced Land Ob-serving Satellite (ALOS), 46th Space Science and Technology Joint Conference, 02-3D4, Koganei, Japan, 2002(in Japanese).

[5] Takanori Iwata et. al., Precision Star Tracker for the Advanced Land Observing Satellite (ALOS), 45th Space Science and Technology Joint Conference, 01-2A17, Hamamatsu, Japan, 2001(in Japanese).

[6] Susumu Kumagai, et. al., Precision GPS Receiver for the Advanced Land Observing Satellite

(ALOS), 45th Space Science and Technology Joint Conference, Hamamatsu, Japan, 2001(in Japanese).

[7] Yuichi Chida, et. al., On-board Precision Attitude Determination Algorithm for the Advanced Land Observing Satellite (ALOS), 21st ISTS, ISTS-98-e-14, Ohmiya, Japan, 1998.