硬X射线调制望远镜卫星系统级测试设计与实现

王清泉 罗荣蒸 封硕 高英伟 文向阳 徐玉朋

(1北京空间飞行器总体设计部,北京 100094)(2中国科学院高能物理研究所,北京 100049)

整星系统级电性能综合测试是卫星研制过程中的重要环节,主要目的是验证卫星总体设计,同时为总体改进设计提供数据支持,检查卫星各分系统间电接口的匹配性,验证各分系统在装星后的系统电气性能、指标与各级规范的一致性,验证卫星系统的电磁兼容性,验证卫星在轨的工作模式和工作程序的合理性,验证卫星在轨飞行任务的适应性,考核星载计算机软件的工作能力,提供整星技术流程关键节点的测试数据包支持,并为卫星在轨运行保障提供数据积累[1]。因此,卫星发射前必须进行全面和彻底的系统级测试[2]。

硬X射线调制望远镜(HXMT)卫星为惯性空间定向的X射线探测卫星,探测的X射线能区覆盖1～250 ke V[3]。这些特点对整星测试系统提出了新需求,如惯性空间闭环动力学模型、X射线探测器装星后的系统级地面验证方法,因此要针对性设计地面测试系统及方案,以满足其整星测试需求。

本文总结了HXMT卫星系统级测试特点,并针对其特有测试需求进行针对性设计,有效保障了HXMT卫星整星测试及发射任务。

1 整星测试系统方案

卫星综合测试设备称为电器地面支持设备(EGSE),是一个两级分布式的网络系统,主要由总控设备(OCOE)和分系统专用测试设备(SCOE)组成[4-5]。采用可靠性高、通用性高、集成度高的设备配置和成熟的测试软件,结合OCOE和SCOE两级分布式的系统设计理念,设计了HXMT卫星综合测试系统。其系统组成如图1所示。

图1 HXMT卫星综合测试系统组成Fig.1 Integrated test system composition of HXMT satellite

OCOE负责完成测试数据库准备、测试过程管理、数据处理与验证、数据归档与离线数据回放等。SCOE包括供配电专用测试设备、测控专用测试设备、姿态与轨道控制专用测试设备和有效载荷专用测试设备。供配电专用测试设备模拟太阳方阵、蓄电池的各种特性,包括不同负载下的伏安特性、电压调节范围、方阵组合及分流,实现对HXMT卫星的供电和配电。测控专用测试设备可接收HXMT卫星发送的载波信号,并解调出遥测信号,同时可发送射频信号到卫星,对卫星进行控制。姿态与轨道控制专用测试设备测试各种姿态、轨道参数,提供各种模拟信号源与仿真程序,完成开环、闭环测试。有效载荷专用测试设备对HXMT卫星有效载荷的工程数据和科学数据进行处理、分析、监测,生成直方图和时间观测曲线,实时给出能反映有效载荷功能的统计信息。OCOE具有较强的通用性,SCOE的规模、组成和功能因不同卫星有较大差异。

与其他对地观测卫星相比,HXMT卫星在综合测试设计上具有以下特点。

1)惯性定向动中探测姿态机动测试

与其他对地观测卫星不同,面向天文观测的空间科学卫星为惯性空间定向。为实现小天区扫描任务,HXMT卫星采用动中探测工作模式(如图2所示),即在现有卫星高精度控制的基础上,在姿态机动过程中开启有效载荷进行工作,也就是卫星在望远镜工作过程中能够实时调整光轴对惯性空间的指向,从而实现姿态对天区指向不断变化的X射线探测。现有的测试环境和测试用例已不能满足动中探测模式的测试需求[3-4],需要针对这种模式的新特点开展测试方案的设计研究。

2)宽谱段X射线探测性能测试

HXMT卫星的探测目标为宇宙间波长在0.01～0.10 nm的硬X射线,通过高能、中能和低能望远镜的联合观测,实现1～250 keV的X射线巡天和定点观测。高能、中能和低能望远镜的能区有相互重叠部分,总共覆盖1～250 ke V能区。整星综合测试需要对望远镜探测功能进行定性检查,以验证载荷分系统与卫星平台接口的正确性,并检查经历大型试验后望远镜功能、性能是否满足设计要求。天体的X射线无法到达地面,人们所熟知的具有很强穿透力的X射线,仅仅是整个X射线谱中的一部分。因此,需要设计X射线源及打靶装置,进行望远镜性能测试。

图2 小天区深度扫描原理示意Fig.2 Depth scan schematic of small sky coverage

2 测试设计与实现

针对HXMT卫星系统级测试需求,设计了动中探测姿态机动测试系统及X射线光管打靶测试系统,并进行了实现,以有效保证HXMT卫星开展整星测试及望远镜性能测试。

2.1 动中探测姿态机动测试

传统整星测试环境多针对静态对地成像方式设计,地面注入指令设定卫星的机动角度,通过卫星姿态数据判读验证设计的正确性和指标符合情况。应用传统的测试环境进行空间科学卫星的动中探测姿态机动模式测试存在如下问题。

(1)地面闭环测试系统采用以地固坐标系为基准的动力学模型,不适用于惯性空间定向卫星的星地闭环测试。

(2)机动时间与望远镜任务时间相对独立,不能满足动中探测过程中姿态机动与扫描任务之间严格的时间约束关系。

为解决上述问题,对整星测试环境中的自动测试用例、动力学闭环系统、时间同步系统及数据分析系统开展针对性设计。整星姿态机动测试环境主要由星上平台产品、控制分系统产品、地面闭环测试系统和地面平台服务测试系统组成(如图3所示),各部分功能如下。

(1)星上平台产品:为控制分系统提供遥测、遥控、时间等信息交互通道,同时与地面平台服务系统建立遥测遥控通道。

(2)星上控制分系统产品:根据星上指令完成姿态机动任务规划,接收闭环测试系统发送的敏感器信息,并将执行机构信息传输至闭环测试系统。

(3)闭环测试系统:实现卫星姿态轨道动力学模型,并采集星上产品的执行机构信号,通过动力学模型计算输出信号至敏感器产品;建立星地统一时间信息,实现星地闭环时序统一。

(4)平台服务测试系统:由总控服务系统、自动化测试软件和平台分系统设备组成,主要任务是仿真测试平台与总控数据的交互,同时可进行测试数据的监视与判读。

图3 整星姿态机动测试系统组成Fig.3 Composition of system-level attitude maneuver test system

为满足卫星导航接收机及动力学闭环测试星地时间统一系统的一致测试需求,设计双频GPS高动态信号模拟源。模拟源可以模拟产生GPS卫星导航信号,通过高频电缆发送给星上导航接收机,导航接收机根据导航信号计算时间信息,为星上设备提供时间基准。同时,模拟预案通过422接口与主控计算机通信,将参考时钟与校时信息发送给动力学闭环测试系统,完成星地时间统一。

高动态信号模拟源由数学仿真模块、中频信号生成模块、射频模块和对外接口组成,如图4所示。

(1)数学仿真模块:完成GPS星座卫星轨道计算、空间环境仿真、用户轨迹仿真、导航电文生成、系统完好性信息生成及观测数据生成等,具备卫星事件仿真能力。

(2)中频信号生成模块:能够产生独立的GPS L1,L2频点的中频信号。

(3)射频模块:主要完成将中频输入的GPS L1,L2频点QPSK信号进行上变频处理、功率调整,最终得到相应的射频信号。

(4)对外接口:包括射频输出(RFout)端口和422端口。其中:RFout端口通过高频电缆将导航信息传输至星上设备;422接口通过电缆将时间信息传输至主控计算机。

图4 GPS信号模拟源逻辑框图Fig.4 Logic diagram of GPS signal simulation source

2.2 X射线光管打靶测试

射线源有放射源和X射线光管2种选择,其中X射线光管断电后就不会再产生X射线。从辐射防护安全考虑,在整星正样阶段测试中,以X射线光管作为性能测试的射线源。在望远镜上方放置1个靶,基于不同金属的二次荧光发射产生单能X射线[6],进行望远镜性能测试。3个X射线光管同时照射,产生的X射线覆盖高能、中能和低能望远镜,可以同时进行性能测试。

1)二次打靶方案

X射线光管发射的光子谱呈现比较典型的三角形(韧致辐射光子主导),见图5。性能测试时利用该特征谱线,为减小连续谱的影响,采用二次打靶方案(见图6)。X射线光管发射连续谱段X射线至靶板,经靶板上不同金属材料产生的荧光效应,获得不同谱段的特征X射线,反射至相应高能、中能和低能望远镜接收区域,满足高能、中能和低能望远镜性能测试所需能谱范围的X射线需求。不同望远镜接收区域所使用的靶板材料和对应的特征X射线,如表1所示。

图5 X射线光管出射光子谱Fig.5 Photon emission spectrum of X-ray tube

图6 X射线光管二次打靶示意Fig.6 Schematic diagram of X-ray tube two shooting

表1 靶板材料及对应特征X射线Table 1 Target plate materials and corresponding characteristics X-ray

2)靶板安装结构

测试架主要由靶板、支撑环、支撑杆及X射线光管组成,靶板安装如图7所示。靶板选用铝蜂窝板材,板面外形尺寸约为1900 mm×1650 mm,板厚15 mm,面向望远镜的一侧贴覆金属膜,高能区域贴锡膜,中能区域贴钼膜,低能区域贴铜膜。

图7 靶板安装示意Fig.7 Target plate assembly

3)X射线光管控制

X射线光管采用12 V直流电源供电,断电后不保存工作状态,每次上电需要通过USB接口设置高压和电流参数,然后开启X射线光管。控制计算机及电源放在地面,电缆由地面到望远镜支撑杆再引向X射线光管。X射线光管在测试间通过网线远程控制。

4)热试验测试打靶方案

在热真空罐内,望远镜需要使用X射线光管产生荧光信号进行性能测试。在热真空罐侧壁通过非标法兰安装小型X射线光管,利用其在热沉内壁上激发的特征X射线对望远镜性能进行监测;设计X射线发射角度,保证其轴线指向望远镜轴线与热沉交点,并覆盖望远镜上方区域;X射线发射后,能够照射至罐内顶部,以便产生的荧光可以照射到望远镜。另外,中能望远镜还需要悬挂钼靶,在中能探测器机箱正上方,距离整星遮阳板高度需要大于756 mm。热试验打靶方案如图8所示。

图8 热试验打靶方案Fig.8 Shooting scheme in thermal test

3 整星测试应用

本文所设计的测试系统完成了HXMT卫星初样电测、正样电测和发射场测试,为卫星总体设计提供了依据,为卫星成功发射提供了保障,为卫星在轨应用积累了试验案例与数据。

(1)应用星地时间统一系统的闭环测试系统,完成整星模拟飞行测试。测试结果表明:惯性空间定向卫星在轨飞行流程,可满足各分系统正常状态建立及望远镜在轨测试任务,飞行程序方案可行。

(2)验证小天区、巡天、定点等惯性空间定向多模式静态和动态姿态指标满足设计要求,模式切换满足在轨使用要求。

(3)通过X射线光管打靶试验,验证望远镜在整星测试各阶段性能正常稳定,功能满足设计要求。

4 结束语

本文分析总结了HXMT卫星系统级测试特点,介绍了适应其整星测试的测试系统设计方案。在此基础上,本文着重设计了动中探测姿态机动系统级测试系统,通过星地时间统一装置保证动中探测实时性要求;采用X射线光管打靶设计了望远镜性能测试系统,在整星各阶段完成对望远镜的性能功能验证。卫星的初样和正样电综合测试、力学试验、热真空试验、出厂试验,以及发射场测试和发射任务表明,该地面测试系统满足测试需求,有力支撑了HXMT卫星的成功发射和在轨运行。本文的测试系统设计方案,可为未来空间科学卫星的测试设计与实现提供参考。

参考文献(References)

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