硬X射线调制望远镜卫星飞行程序设计及在轨验证

顾荃莹 倪润立 张志强 戴孟瑜

(北京空间飞行器总体设计部,北京 100094)

卫星飞行程序是指卫星临射前检查、运载火箭起飞、卫星入轨、正常运行过程中,卫星按规定的要求设计的工作程序[1]。由于任务不同,其轨道、星载设备以及有效载荷要求等存在很大差异,因此不同卫星的飞行程序设计也存在很大差异。飞行程序是卫星在轨测试、在轨运行管理程序编排的依据,同时也是地面模飞测试细则的依据,对卫星任务的完成具有极其重要的作用。

硬X射线调制望远镜(HXMT)卫星携带了多种观测载荷,通过巡天、定点、小天区等不同姿态指向控制的空间观测模式及多种姿态机动方式对遍布全天球的目标开展观测,设计了多种具有HXMT卫星特色的自主功能,此外还搭载了X射线脉冲星导航探测器、数据采集系统以及甚高精度星敏感器,具有在轨工作模式复杂、飞行事件耦合强、载荷需求约束多、在轨测试内容多的特点[2],飞行程序设计需符合其独特需求。

本文对HXMT卫星的飞行程序进行介绍,重点针对入轨段程序时序评估与改进、观测模式和星上自主功能应用设计以及复杂工作状态组合和约束条件下的飞行程序综合优化设计进行说明,并通过在轨测试结果对飞行程序的合理性和有效性进行验证。

1 飞行程序设计

卫星飞行程序设计遵照通用性原则开展,同时要考虑自身任务特点和特殊需求,使设计结果符合卫星使用要求[1]。由于HXMT卫星观测载荷在轨测试及在轨标定工作与科学需求、观测规划以及地面应用系统数据处理模型校准工作高度耦合,具有很强的不确定性,需要根据具体需求确定具体的工作步骤,不适合制定标准化工作程序。因此HXMT卫星的飞行程序主要规定的是从卫星射前状态设置到卫星平台在轨测试结束的工作程序,以及卫星长期在轨运行期间的基本操作的详细步骤。

1.1 飞行程序设计主要特点

HXMT卫星任务需求、有效载荷配置以及工作模式设计与传统低轨卫星[3-7]有很大差异,根据卫星的任务及使用特点,飞行程序设计特点主要包括:

1)兼顾科学需求和卫星功能验证需求,优化复杂观测模式应用设计

HXMT卫星通过巡天、定点、小天区3种采用不同空间姿态控制方式的观测模式[5],实现不同科学目标的观测需求。卫星观测目标可遍布整个天球,观测目标的具体位置与科学目标密切相关,具体观测模式的应用时机受限于目标天体与太阳的相对关系。在轨测试期间还要同时考虑卫星功能测试和设备标校工作的观测模式需求,如巡天扫描自主换向、星敏标定等。因此需优化观测模式的飞行程序编排,最大程度的兼顾科学需求和功能测试需求。

2)与飞行事件操作流程耦合的多种在轨自主管理、自主保护功能的应用设计

HXMT卫星携带进行X射线光子采集的准直型望远镜,具有多种观测模式,观测计划由地面应用系统根据收集的科学需求制定上注。同时对全空间覆盖的双数传天线采用分时复用方案,需在每次数传时根据卫星姿态指向选择对地条件好的一副使用。此外,轨道还具有每天连续12 h不过境的特点。为提高观测效率和长期运营可靠性并降低地面工作量,确保载荷和平台的性能和安全,HXMT卫星设计了多种在轨自主管理和自主保护功能,其中部分功能在轨测试程序与载荷开机、数据下传程序耦合,因此如何确保自主功能的测试和应用安排合理、有效是飞行程序设计必须要考虑的。

3)多系统多种组合工作状态下,飞行程序综合优化

HXMT卫星更换观测目标就要通过姿态机动进行一次观测模式切换。姿态机动方式有直接和路径规划两种,根据观测时机选择使用,同时还要根据目标的观测特点使用不同的调姿指令形式完成模式切换实施。卫星还具有地面干预和星上自主控制两种数传方式,不同观测模式下星上自主控制算法和执行流程有所差别。3个地面站可选,用于实施单站和多站接力数传。每次数传有4种数据回放方式和2种断点更新方式可选。观测模式、姿态机动方式、数传方式、回放方式多系统使用方式相互交叉组合成数量众多的卫星在轨工作状态,卫星交付前必须要完成有效的在轨测试覆盖,同时兼顾科学需求和测试效率。

4)入轨段程序的可靠性、安全性设计

HXMT卫星为在惯性空间定向的卫星,入轨段程序与传统低轨卫星有差异,因此飞行程序设计需重点从可靠性和安全性角度,对入轨段(发射首圈)程序变化及各分系统间的时序匹配进行分析评估与优化改进。

1.2 入轨段程序时序设计与改进

HXMT卫星入轨段飞行事件如图1所示。

图1 HXMT卫星入轨段飞行事件Fig.1 HXMT satellite flight events in injection stage

通过对HXMT卫星入轨段程控时序设计状态与飞行事件执行时序需求分析,发现推进线路接通晚于控制分系统启动速率阻尼的时刻,而火工品引爆太阳翼展开时序存在时间浪费,有优化余地,由此对数管星箭分离成功判据进行改进。改进前后的入轨段程序时序对比见图2。

图2 改进前后的入轨段程序时序Fig.2 Time sequence of injection stage program(before and after design improvement)

HXMT卫星与运载火箭以传统的对地姿态分离,入轨段测控弧段240 s,卫星出境前需完成太阳翼展开锁定确认和对日姿态捕获。飞行程序设计时需要对各飞行事件的执行时间进行计算分析,以确保设计合理。地面仿真和整星测试结果表明,卫星可在17 s内(设计留有90 s)完成速率阻尼,太阳翼展开锁定时间不超过13 s(设计留有17.75 s),入轨段为阳照区,且星箭分离时星体对日轴与太阳夹角小于11°,太阳翼展开后可立即遥测判断太阳翼展开状态,星箭分离后约130 s(卫星出境前)即可完成对日定向姿态建立,首圈各工作时间余量充足。

1.3 观测模式应用安排设计

观测模式的系统规划框架见图3。常规运行期间以科学需求为驱动,观测模式规划只需判断是否满足观测需求、是否有匹配观测约束,并根据实施时机选择卫星使用效率最高的调姿方式即可完成飞行程序的设计。而在轨测试期间,则还要进一步考虑如何兼顾大量的平台测试需求,进行反复组合优化和设计迭代,以完成最合理、高效的飞行程序设计。

图3 观测模式系统规划框架Fig.3 System planning diagram of observation modes

1.4 自主管理和自主保护功能应用安排设计

HXMT卫星有10项自主管理和自主保护功能,根据卫星需求制定的在轨应用安排见表1。

表1 HXMT卫星自主功能应用安排Table 1 The application design of HXMT autonomous functions

1.5 设计需求约束与飞行程序编排

HXMT卫星有巡天、定点、小天区3种观测姿态模式,10种姿态机动状态,可通过调姿数据块或6条总线设置指令(共20种指令填充格式)完成姿态机动并实现观测模式切换;有高、低2种数传速率,可通过地面干预和星上自主(3种观测姿态模式处理程序不同)的方式进行数传控制,对应3个地面数传站(数传控制方式与数传链路接口组合共计32种),每次数传有全盘、分区(A、B、C、D分区可选)、按时间、按地址4种回放方式和2种断点处理方式可选(共12种回放组合形式)。卫星在轨工作状态组成,由控制、数管、数传、数据记录以及地面数据站等多系统交叉耦合,组合形式数量大,无法在平台在轨测试期间全部进行测试。此外平台在轨测试期间还需完成星敏感器标定、轨控流程测试以及搭载测试等与卫星观测模式密切相关的卫星功能测试和设备标校工作,有效载荷首次开机的时间、顺序、与功能测试状态的耦合问题等约束要求也需要一并统筹考虑。

因此,HXMT卫星飞行程序编排难点在于提取能够有效验证全部工作状态的系统状态组合形式,并优化编排,在有限测试时间内完成卫星功能和工作状态的有效测试。为使科学产出最大化,平台测试期间所选用观测目标全部来自于科学标定源,对平台在轨测试期间的飞行程序的编排又增加了一定的约束。经分析,形成以下的编排原则:

(1)所有观测模式穿插编排,即不连续编排相同的观测模式;

(2)从用户在轨使用出发,调姿方式以轮控和总线设置指令为主,调姿块方式通过提供的固定块完成测试验证,喷气机动方式原则上仅测试一次,交与用户使用的总线设置指令和轮控机动方式需测试覆盖;

(3)长时间定点模式下的星敏标定通过境外时段完成;

(4)小天区模式参数选取从科学需求出发,至少覆盖最小/最大尺寸、最小/最大扫描速率、最小/中位/最大行间距,飞行程序编排要保证天区可以完成完整扫描;

(5)数传测试覆盖低速、高速,并以高速为主;覆盖各模式下的数传控制使用方式,联合覆盖3个地面站使用,需专门安排定点模式的多站接力数传验证;回放覆盖4种方式和2种断点处置方式,考虑星上数据的存储优先级顺序,分区回放重点考核A、B分区;

(6)飞行事件编排应具有一定调整适应性,以适应飞控期间非预期执行结果出现时的测试工作应急调整需求,确保后续工作连续。

2 在轨验证

2.1 卫星入轨参数及特性评估

HXMT卫星实际分离点轨道参数与理论设计值一致,经地面测算得到的轨道误差见表2,卫星入轨后的轨道根数误差满足设计要求,卫星准确进入预定轨道。

表2 卫星轨道根数误差Table 2 Errors of satellite orbit elements

2.2 入轨段程序执行情况

HXMT卫星于北京时间2017年6月15日11时11分10秒星箭分离,遥测显示(图4和图5)星箭分离时卫星三轴角速度分别为－0.094(°)/s,－0.067(°)/s,0.01(°)/s,控制分系统进入入轨段模式,卫星速率阻尼。11时12分43秒太阳翼开始展开,星箭分离后103 s太阳翼完成展开锁定,用时10 s。星箭分离后约110 s,卫星再次启动喷气执行速率阻尼和对日捕获程序,遥测显示(图5)卫星立即完成了对日捕获并建立对日定向姿态。

图4 入轨段三轴姿态角速度遥测曲线Fig.4 Triaxial attitude angular velocity during injection stage

图5 入轨段控制模式字和太阳捕获模式字曲线Fig.5 Telemetry curve of AOCS mode word and sun-capture mode word during injection stage

HXMT卫星首圈测控弧段内即建立对日定向姿态,用时约110 s。在轨验证结果与飞行程序设计一致。

2.3 卫星工作模式验证情况

飞控期间,对卫星6种在轨正常工作模式、固定调姿块和全部总线设置指令调姿方式、所有轮控机动组合和喷气机动方式、立即/延时机动进行了验证,覆盖了卫星在轨期间全部正常工作模式及各种使用方式,测试结果正常,自主规划有效,各模式功能性能均符合要求。

2.4 数传测试情况

在轨测试期间,共进行了21次数传测试,覆盖了60 Mbit/s和120 Mbit/s下传能力、下行通道性能、全部观测模式下地面干预和星上自主数传方式、全部数传工作模式和数传天线使用方式、全部回放功能及全部3个地面站的单站和双站接力日常接收和数据处理接口进行了验证。21轨数据均接收成功,下行通道性能满足要求,数据格式正确,星地接口匹配。

2.5 有效载荷开机测试情况

2017年6月16日空间环境监测器和粒子监测器开机,6月19日启动南大西洋异常(SAA)区自主管理时间判据功能并开启中、低能望远镜。在SAA区自主管理时间判据功能验证有效、粒子监测器和空间环境监测器判据在轨调整到位后,6月20日,依次开启高能望远镜各模块高压,完成全部观测载荷开机、基本工作参数调整和SAA区自主管理各功能判据在轨验证。

2017年6月15日－6月19日,中、低能望远镜开机前进行了污染防护,在轨遥测结果表明满足探测器阵列平均温度相对于辐冷板平均温度不小于1℃的要求,有效实现了低温状态下的探测器的污染防护。

有效载荷分系统的开机过程中,各设备遥测、关键数据判读正常,确认高、中、低能望远镜和空间环境监测器工作正常,SAA区自主管理功能有效。开机前卫星各项自主保护功能开启,测试过程中未发生触发事件。

3 结束语

本文基于HXMT卫星特点,对飞行程序设计特点和应用优化编排设计进行分析与说明,并对在轨测试验证情况进行了介绍。HXMT卫星在轨测试结果表明:卫星在轨运行稳定,所有工程测试指标均符合设计要求,各单机设备状态良好,各项在轨自主功能有效,能够满足全天球扫描覆盖、空间任意天区和点源指向的科学观测需求,以及卫星长期在轨运行期间科学数据传输、载荷平台自主保护、观测计划灵活有效执行的用户使用需求。入轨段程序设计和飞行事件编排合理,在轨验证结果与地面预计一致。

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