基于能源姿态补偿的标校卫星精度修正方法研究
2021-07-31郭丹妮沈莹杨慧影战风林
郭丹妮 沈莹 杨慧影 战风林
(西安卫星测控中心,陕西西安 714000)
0.前言
我国天基标校卫星于2018年发射入轨,卫星在轨期间根据卫星在轨遥测数据分析,卫星太阳电池阵输出电流发生了两次异常下降:(1)2019年中,太阳电池阵输出电流由2.302A下降至2.096A,电流下降了0.206A;(2)2020年初,太阳电池阵输出电流由2.273A下降为2.097A,电流下降了0.176A。经分析,电池阵输出异常问题定位于:卫星+X太阳阵二极管锡焊焊盘与覆铜层连接处因温度交变疲劳开裂,导致电池片断开,异常开路。
1.卫星太阳电池阵概况
1.1 电池阵基本情况
卫星太阳电池阵选用三结砷化镓GaInP/GaAs/Ge电池,根据卫星功率需求及整星构型布局设计,采用3块固定太阳阵,基板为铝基板,每块板太阳电池片3串并联,总面积约为0.3m2。+X太阳阵法线与卫星本体+X轴夹角为30°,-X太阳阵法线与卫星本体-X轴夹角为30°,-Y太阳阵法线与卫星本体-Y轴平行。
1.2 能源平衡分析
2020年初,卫星在轨处于全光照期,负载电流约为1.21A,太阳阵平均输出电流约为1.97A,整星能源有62%余量,卫星任务暂不受影响。根据2019年地影期太阳阵输出电流水平,结合目前+X阵两串开路的情况,预计卫星在最长地影期的能源裕度将降低至4.2%,处于临界状态。按照卫星能源平滑风险预案,若卫星在轨能源较低时,必须通过境外测控关机、姿控零动量转偏置动量等手段降低整星功耗,以维持整星能源平衡。
2.基于卫星姿态补偿的能源平衡方法
2.1 自主运行及转偏置动量降低卫星能耗
卫星能源异常后,需要调整卫星能源供应方式,一是在境外关闭卫星部分载荷;二是通过调整卫星姿态实现能源平衡[1]。卫星载荷开关机可以通过事先设计的境内自主运行实现测控、GNSS境内自主开关,卫星姿态控制可以通过从零动量转至偏置动量控制方式,逐级降低能源需求,从而实现异常情况下整星能源平衡。
2.2 偏航寻日姿态控制方法
2.2.1 卫星偏航寻日姿态控制
卫星能源下降时,需采用偏航寻日控制方式,保证卫星在太阳光照期充分的储存能量,所以卫星姿态偏航寻日时,星体+Z轴保持对地,星体-Y轴(即-Y太阳阵法线方向)跟踪指向太阳矢量在卫星在轨道系当地水平面(XOY面)的投影。太阳矢量在轨道系XOY面的投影与轨道系-Y轴的夹角计算如下:
γ=mod(atan2(SVx,SVy),2π)
其中,SVx为太阳矢量在轨道系X轴的分量,SVy为太阳矢量在轨道系Y轴的分量,γ在[0°360°]区间内。卫星轨道为太阳同步晨昏轨道,轨道Beta角在59°和88°之间变化[2]。
在此基础上,姿态跟踪的标称偏航角为:
β=π-γ
针对偏航寻日姿态控制模式,进行仿真计算。其中,夏至日卫星偏航角范围最大,达到±31°,期间卫星偏航角及角速率曲线见图1。卫星最大偏航角速率约为0.04°/s。
卫星偏航寻日起控、星载机复位时,卫星偏航姿态控制初始偏差最大可达±31°。经过仿真验证,在±31°初始偏航姿态偏差情况下,卫星姿态机动角速度最大约0.8°/s,即在40s内能够消除初始姿态偏差,完成姿态收敛。目前姿控异常诊断的阈值条件为姿态角大于10°,姿态角速率大于0.2°/s,且持续500s。因此,卫星偏航寻日起控、星载机复位不会引发姿态安全模式。
2.2.2 太阳阵温度分布分析
太阳阵温度分布分析首先利用卫星太阳阵在轨温度遥测数据修正了热仿真模型,在此基础上对不同姿态模式进行热仿真预示[3]。经过热仿真模型修正后,2019年热仿真值与在轨实测值的差异均小于7℃。
通过热仿真分析卫星姿态控制模式变化对太阳阵温度的影响,结果表明,采取偏航寻日姿态控制后,太阳阵温度交变范围有显著改善,±X太阳阵在夏至日的温度交变范围减小约33℃,冬至日的温度交变范围减小38℃以上。
3.偏航寻日姿态控制影响分析
3.1 平台运行影响分析
卫星平台存在空间指向使用约束的设备,包括测控天线、GNSS天线、星敏感器、太阳敏感器,具体影响分析如下:
采取措施后,+Z轴仍保持对地状态,故±Z向测控天线、-Z向GNSS天线不受影响;
采取措施后,-Y太阳阵尽可能对日,偏航角速度较小,不超过0.04°/s。太阳敏感器本身安装在-Y侧,其工作条件不受影响;星敏感器安装朝向+Y侧,姿态偏航过程中不存在杂光干扰,且星敏感器能够适应的姿态角速度不小于0.1°/s,故星敏工作不受影响。
综上所述,偏航寻日控制措施对平台运行无影响。
3.2 标校业务精度影响分析
卫星采用偏航寻日姿态控制模式后,卫星姿态将存在绕Z轴的偏航运动,对地面应用系统影响分析如下:
(1)卫星姿态偏航角随时间变化,范围在夏至(6月22日)左右达到最大值,约为62°,即一个轨道周期内(轨道周期约为94.5min),卫星偏航角在±31°之间连续变化,相应最大偏航角速度可达0.04°/s。地面应用系统在计算地面站相对卫星星体的视线角时,需要引入卫星姿态角。在计算获得视线角之后,R值插值处理过程不变,数据库的使用不受影响。
(2)GNSS天线相位中心相对轨道系的位置随卫星偏航姿态变化,卫星最大偏航±31°时,GNSS天线相位中心相对轨道系的位置在半径为48mm的圆面内运动变化,通过仿真卫星在“零偏状态―零偏定轨、零偏状态―动偏定轨、动偏状态―零偏定轨、动偏状态―动偏定轨”4种模式,如图2所示。
图2 动偏状态与定轨误差分析
卫星状态调整后,卫星的姿态维持由零偏模式调整为动偏模式,由图2可以看出,若地面应用系统采用零偏姿态处理方法,定轨结果会存在12.63cm的定轨误差,最大可达16cm。所以在卫星姿态调整后,需要对标校服务的地面系统进行适应性更改,在定轨软件中增加姿态偏离的修正因子,以保证卫星标校服务的精度。
4.结语
本文通过分析标校卫星太阳阵输出电流异常问题,提出了姿控模式转换等低功耗改进措施,仿真分析了姿态调整的影响域,为后续开展在轨处置提供了依据。结合卫星运行状态和标校服务实际,后续可在系统设计中进一步完善能源异常预案,在地面应用系统匹配建立不同姿态条件下的精度鉴定模块,实现天地一体的风险应对与防控措施,提高标校服务的保障效能。