高分三號衛星飛行程序設計與在軌驗證

張和芬 袁智 柳翠翠

(北京空間飛行器總體設計部,北京 100094)

高分三號衛星飛行程序設計與在軌驗證

張和芬 袁智 柳翠翠

(北京空間飛行器總體設計部,北京 100094)

高分三號(GF-3)裝載有大型合成孔徑雷達(SAR)天線及大型太陽翼,因此在其飛行程序設計中要重點考慮太陽翼和SAR天線的展開設計,以及它們的展開對衛星的擾動力矩和姿態的影響。通過分析顯示:太陽翼展開對衛星姿態角和姿態角速度影響較大,為此對幾種太陽翼展開未鎖定的情況作出故障預案;通過分析SAR天線展開的動力學特性,以及SAR天線展開對衛星姿態的影響,進行相應設計,并為實現SAR天線展開可控,采取相應措施。GF-3衛星在軌驗證結果表明:太陽翼和SAR天線展開結果良好,飛行程序設計合理有效。

高分三號衛星;飛行程序;太陽翼;合成孔徑雷達天線

1 引言

衛星的飛行程序規定衛星從發射前在發射工位上衛星初始狀態的設置到整星在軌交付前的主要程序和正常飛行階段的日常使用程序,并會詳細分解第1天入軌飛行中從星箭分離時刻到初次建立高精度對地3軸穩定姿態過程中的衛星動作、地面指令操作程序及指令執行判據,定義軌道調整和在軌測試中的主要內容和流程。可見,飛行程序設計對衛星任務的完成具有重要的作用。

高分三號(GF-3)衛星是中國首顆具備高分辨率成像能力的C頻段多極化合成孔徑雷達(SAR)成像衛星。相較于以往的大型遙感衛星,GF-3衛星首次攜帶大型平板相控陣天線(SAR天線)作為載荷,具有載荷體積大、撓性大的特點,因此要設計適合其特點的飛行程序[1]。

本文首先對GF-3衛星的飛行程序設計進行簡要介紹;然后重點針對太陽翼和SAR天線的展開設計進行分析,根據分析結果設計飛行程序;最后,通過在軌測試數據,對飛行程序設計的合理性進行驗證。

2 飛行程序設計

飛行程序設計原則有一些通用性,同時也要根據衛星自身特點進行特殊考慮。GF-3衛星飛行程序詳細規定了各分系統的發射前狀態設置要求,以及發射入軌階段、SAR天線和數傳天線解鎖、軌道機動過程、側視姿態機動、SAR分系統工作狀態建立、SAR分系統成像設置等詳細步驟。GF-3衛星包括太陽翼和SAR天線2個柔性部件,均安裝在星體外側,雙側太陽翼展開后跨度將近20 m[2],SAR天線展開后跨度也為十幾米。因此,相對于以往遙感衛星,太陽翼和SAR天線更大,需要展開時間更長,如何在衛星剛入軌后前幾弧段的有限時間內,讓太陽翼和SAR天線展開順利且過程可控,是本文關注的重點。

2．1 衛星坐標系

衛星本體坐標系(OS－XSYSZS)如圖1(a)所示[3],以星箭分離面理論圓心點為原點;XS軸位于星箭分離面內,垂直于SAR天線壓緊面,指向衛星正常飛行方向;YS軸位于星箭分離面內,垂直于太陽翼壓緊平面;ZS軸垂直于星箭分離面,由服務艙指向載荷艙方向,該軸為衛星縱軸方向,與XS軸、YS軸構成右手坐標系。

衛星軌道坐標系(OO－XOYOZO)如圖1(b)所示,以軌道當地點為原點;XO軸(滾動軸)為飛行速度矢量方向;YO軸(俯仰軸)垂直于軌道面并指向軌道角速度的反方向;ZO軸(偏航軸)平行于軌道平面指向地心方向,與XO軸和YO軸構成右手坐標系。

GF-3衛星飛行坐標系(OF－XFYFZF),取當地軌道坐標系作為慣性參考基準,原點取在整星質心處。衛星正常飛行狀態下,飛行坐標系與本體坐標系3軸方向一致,與軌道坐標系3軸方向一致,整星縱軸對地飛行。其中:XF軸定義為滾動軸,對應姿態角AXF;YF軸定義為俯仰軸,對應姿態角AYF;ZF軸定義為偏航軸,對應姿態角AZF。

2．2 太陽翼展開設計分析

通過建立基于Adams的太陽翼展開過程動力學分析模型,分析了太陽翼展開過程中衛星的姿態角和姿態角速度,見圖2。可以看出,太陽翼展開過程中對星體質心－ZF軸具有干擾力矩,對星體姿態ZF軸影響顯著,展開過程中ZF軸最大姿態角為－20．070°,最大姿態角速度為－2．060 00(°)/s。因此,在軌展開過程中可能會出現由此引起的各種故障模式。對如表1所示的12種狀態進行分析,計算這些狀態下的衛星質心和轉動慣量,當發生太陽翼展開未鎖定的故障時,通過注入新的轉動慣量塊,保證衛星姿態穩定。

表1 衛星在軌可能出現的狀態Table 1 States of satellite on orbit

2．3 SAR天線展開設計分析

針對大型SAR天線的展開特點,對展開過程進行多方面的設計分析。

首先,地面分析了SAR天線單側和雙側展開對衛星姿態的影響。假設SAR天線展開前衛星3軸姿態角為0．000°,姿態角速度為0．000 00(°)/s,單側SAR天線展開對衛星姿態角AXF,AYF,AZF的影響為0．979 2°,－4．941 2°,－0．125 2°。SAR天線雙側展開具有對稱性,對衛星姿態的影響要小于單側展開,在一定時間內,俯仰和滾動方向姿態角度基本沒有變化,偏航方向姿態角最大為0．047°。因此,在軌展開時要求雙側SAR天線同時展開。SAR天線展開如圖3所示。通過對雙側天線同時展開的工況進行分析可知,展開過程中導致的衛星姿態變化,在可控范圍內,且不影響太陽翼對日獲得能量[4]。

其次,為了實現SAR天線展開過程可控,天線展開機構采用以下設計。①接收測控分系統指令,通過控制電機的啟動和停機、正轉和反轉,控制實現SAR天線展開的啟動、停止、展開和收攏(僅在地面試驗和故障情況下進行反轉,即收攏操作)。②監測SAR天線展開機構的工作狀態,并將遙測數據通過數管分系統下傳到地面。③根據預定判據,在展開到位時自主關機,在異常情況下自主或依據指令停止天線展開或收攏動作。④SAR天線展開時,為防止因為衛星本體姿態控制導致衛星本體與SAR天線發生共振,影響天線展開,在SAR天線展開過程中要求對衛星本體姿態停止控制。經過地面仿真分析,計算出天線展開＋穩定的時間,作為展開過程中的停止控制時間。由于弧段限制和SAR天線展開過程時間有限,因此要求在展開過程中遙測判讀設計緊湊,保證監測天線展開過程的正確性[5]。

最后,對SAR天線展開過程進行動力學分析,采用展開前20 s展開速度為0,然后進行勻加速度展開一段時間,最后保持勻速展開的展開過程。通過展開分析可知:天線板及各桿件均能順利展開鎖定到位,且速度平穩,機構設計合理可行;“先加速、后勻速”的速度控制方案可較好地驅動可展開支撐桁架展開,并在鎖定時保證合理的鎖定速度和沖擊力;SAR天線展開過程中自身沖擊力矩滿足整星要求。

在故障預案方面,由于SAR天線體積較大,撓性特征明顯,展開后可能出現衛星姿態角過大和紅外引入無效的情況,因此設置一定時間后若紅外引入無效,就自主轉入安全模式,并準備注入相關指令塊,進行對地捕獲。

3 在軌驗證

3．1 衛星入軌軌道參數及特性評估

GF-3衛星入軌后,經地面測算得到衛星入軌點(星箭分離點)的誤差如表2所示。可見,衛星實際分離點軌道參數與理論設計值一致,衛星入軌后的軌道根數誤差滿足設計要求,衛星準確進入預定軌道。

表2 衛星軌道根數(J2000坐標系)誤差Table 2 Errors of satellite orbit elements(J2000)

3．2 太陽翼展開情況

在衛星拋開整流罩前,±XS太陽電池陣無輸出;拋掉整流罩后,＋XS太陽電池陣接受陽光照射,為衛星供電并為2組平臺蓄電池充電;在太陽翼展開解鎖后,±XS太陽電池陣建立在軌正常工作狀態。

對于太陽翼,外板設計為平臺太陽電池板,中板、內板、連接板設計為收/發(T/R)太陽電池板,對于平臺蓄電池組采用交叉充電設計。因此,任何一塊外板受照后,可為2組蓄電池充電。太陽電池陣輸出電流變化范圍為[23,25]A,滿足設計指標要求。圖4為太陽電池陣輸出電流曲線。

太陽翼展開前,衛星3軸姿態角為0．006°,0．001°,0．005°。展開后,3軸最大姿態角為0．030°,2.500°,－23.000°。展開后,3軸姿態角速度最大為0．042 00(°)/s,－0．080 80(°)/s,－1．229 40(°)/s。圖5為太陽翼展開后3軸姿態角和姿態角速度輸出曲線,圖6為陀螺輸出曲線。

經在軌驗證,太陽翼展開情況良好,展開過程停止控制,展開后姿態角、姿態角速度在合理范圍內,陀螺輸出正常,太陽翼展開成功。

3．3 SAR天線展開情況

2016年8月10日,SAR天線在軌成功展開,展開過程中的各項遙測參數均在正常值范圍內,－XS側SAR天線展開時間為4′10″,＋XS側SAR天線展開時間為4′14″,與地面展開試驗數據一致性較好。

3．4 衛星姿態控制功能、性能測試情況及評估

1)消除初始姿態偏差情況

2016年8月10日07:17:50,星箭分離,此時3軸姿態角速度分別為－0．068 65(°)/s,0．050 65(°)/s,－0．117 35(°)/s,進入消除初始姿態偏差模式,完成太陽翼展開控制。控制模式字切換曲線如圖6所示。可見,衛星按預定設計程序飛行,消除初始姿態偏差階段的姿態及角速度滿足設計指標。

2)衛星滾動側擺、右側視二維導引情況

衛星正常運行模式時默認處于右側視狀態,從正常飛行模式轉入正常運行模式,開始滾動－31．5°側擺機動,同時太陽翼采用定角保持策略開始轉動,采用6個動量輪控制。圖7(a)和圖7(b)為滾動0°至－31．5°的3軸姿態角和姿態角速度曲線,機動＋穩定的時間為291 s。3軸姿態控制誤差優于0．001°,姿態角速度控制誤差優于0．000 15(°)/s,滿足姿態控制精度優于0．03°、姿態角速度控制精度優于0．000 5(°)/s的要求。圖7(c)和圖7(d)為機動過程中8月17日06:46:30開始從右側視姿態(滾動－31．5°)機動至左側視姿態(滾動＋31．5°),此時在境外無遙測。07:09:46開始從左側視姿態機動回右側視姿態,太陽翼同時轉動。07:16:37機動到位且穩定,機動63°及穩定時間為411 s,滿足小于525 s的指標要求。圖8為衛星姿態機動過程中太陽翼轉角曲線,可見,太陽翼驅動正常,始終保持對日定向。

3．5 SAR載荷功能測試情況及評估

SAR載荷分系統在完成長期加電后,在8月15日進行首次成像,至8月18日飛控結束前,共進行了18次成像,成像過程中各遙測參數均在正常范圍內[5-6],通過地面處理系統對圖像進行處理后,各成像模式工作正常。表3為成像模式及主要參數匯總。

表3 成像模式及主要參數匯總Table 3 Imaging modes and summary of main parameters

4 結束語

本文根據GF-3衛星特點,重點針對飛行程序中太陽翼和SAR天線的展開進行設計和分析。GF-3衛星在軌測試結果表明:衛星運行穩定,所有工程測試指標均符合設計要求,各單機設備狀態良好,圖像質量良好,能夠全面滿足用戶使用需求,衛星具備長期穩定業務運行的能力。太陽翼和SAR天線展開過程設計合理,尤其是針對SAR天線展開過程的設計,可為其他同類衛星的SAR天線展開設計提供參考。

References)

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Design and On-orbit Verification of GF-3 Satellite Flight Program

ZHANG Hefen YUAN Zhi LIU Cuicui
(Beijing Institute of Spacecraft System Engineering,Beijing 100094,China)

GF-3 satellite are equipped with large SAR(synthetic aperture radar)antennas and large solar wings,so the design of satellite flight program should focus on the deployment of the solar wings,especially the SAR antenna,and the influences of deployment on the whole satellite’s disturbance torque and attitude．The analysis of the solar wing deployment shows that it has a great influence on the satellite attitude angle and attitude angular velocity．Therefore,several failure plans have been prepared for solar wings unlocked happening．By analyzing the dynamic characteristics of SAR antenna deployment and SAR antenna deployment influences on the satellites attitude,the corresponding designs are made,and some measures are adopted to make antenna deployment controllable．GF-3 satellite on-orbit verification results show that the solar wings and SAR antenna deploy well,and the flight program design is reasonable and effective．

GF-3 satellite;fight program;solar wing;SAR antenna

V474．2

A

10.3969/j.issn.1673-8748.2017.06.006

2017-10-20;

2017-11-23

國家重大科技專項工程

張和芬,女,碩士,工程師,研究方向為航天器總體設計。Email:313602829＠qq．com。

(編輯:夏光)