基于能源姿態補償的標校衛星精度修正方法研究

郭丹妮 沈瑩 楊慧影 戰風林

（西安衛星測控中心，陜西西安 714000）

0.前言

我國天基標校衛星于2018年發射入軌，衛星在軌期間根據衛星在軌遙測數據分析，衛星太陽電池陣輸出電流發生了兩次異常下降：（1）2019年中，太陽電池陣輸出電流由2.302A下降至2.096A，電流下降了0.206A；（2）2020年初，太陽電池陣輸出電流由2.273A下降為2.097A，電流下降了0.176A。經分析，電池陣輸出異常問題定位于：衛星+X太陽陣二極管錫焊焊盤與覆銅層連接處因溫度交變疲勞開裂，導致電池片斷開，異常開路。

1.衛星太陽電池陣概況

1.1 電池陣基本情況

衛星太陽電池陣選用三結砷化鎵GaInP/GaAs/Ge電池，根據衛星功率需求及整星構型布局設計，采用3塊固定太陽陣，基板為鋁基板，每塊板太陽電池片3串并聯，總面積約為0.3m2。+X太陽陣法線與衛星本體+X軸夾角為30°，-X太陽陣法線與衛星本體-X軸夾角為30°，-Y太陽陣法線與衛星本體-Y軸平行。

1.2 能源平衡分析

2020年初，衛星在軌處于全光照期，負載電流約為1.21A，太陽陣平均輸出電流約為1.97A，整星能源有62%余量，衛星任務暫不受影響。根據2019年地影期太陽陣輸出電流水平，結合目前+X陣兩串開路的情況，預計衛星在最長地影期的能源裕度將降低至4.2%，處于臨界狀態。按照衛星能源平滑風險預案，若衛星在軌能源較低時，必須通過境外測控關機、姿控零動量轉偏置動量等手段降低整星功耗，以維持整星能源平衡。

2.基于衛星姿態補償的能源平衡方法

2.1 自主運行及轉偏置動量降低衛星能耗

衛星能源異常后，需要調整衛星能源供應方式，一是在境外關閉衛星部分載荷；二是通過調整衛星姿態實現能源平衡[1]。衛星載荷開關機可以通過事先設計的境內自主運行實現測控、GNSS境內自主開關，衛星姿態控制可以通過從零動量轉至偏置動量控制方式，逐級降低能源需求，從而實現異常情況下整星能源平衡。

2.2 偏航尋日姿態控制方法

2.2.1 衛星偏航尋日姿態控制

衛星能源下降時，需采用偏航尋日控制方式，保證衛星在太陽光照期充分的儲存能量，所以衛星姿態偏航尋日時，星體+Z軸保持對地，星體-Y軸（即-Y太陽陣法線方向）跟蹤指向太陽矢量在衛星在軌道系當地水平面（XOY面）的投影。太陽矢量在軌道系XOY面的投影與軌道系-Y軸的夾角計算如下：

γ=mod(atan2(SVx,SVy),2π)

其中，SVx為太陽矢量在軌道系X軸的分量，SVy為太陽矢量在軌道系Y軸的分量，γ在[0°360°]區間內。衛星軌道為太陽同步晨昏軌道，軌道Beta角在59°和88°之間變化[2]。

在此基礎上，姿態跟蹤的標稱偏航角為:

β=π-γ

針對偏航尋日姿態控制模式，進行仿真計算。其中，夏至日衛星偏航角范圍最大，達到±31°，期間衛星偏航角及角速率曲線見圖1。衛星最大偏航角速率約為0.04°/s。

衛星偏航尋日起控、星載機復位時，衛星偏航姿態控制初始偏差最大可達±31°。經過仿真驗證，在±31°初始偏航姿態偏差情況下，衛星姿態機動角速度最大約0.8°/s，即在40s內能夠消除初始姿態偏差，完成姿態收斂。目前姿控異常診斷的閾值條件為姿態角大于10°，姿態角速率大于0.2°/s，且持續500s。因此，衛星偏航尋日起控、星載機復位不會引發姿態安全模式。

2.2.2 太陽陣溫度分布分析

太陽陣溫度分布分析首先利用衛星太陽陣在軌溫度遙測數據修正了熱仿真模型，在此基礎上對不同姿態模式進行熱仿真預示[3]。經過熱仿真模型修正后，2019年熱仿真值與在軌實測值的差異均小于7℃。

通過熱仿真分析衛星姿態控制模式變化對太陽陣溫度的影響，結果表明，采取偏航尋日姿態控制后，太陽陣溫度交變范圍有顯著改善，±X太陽陣在夏至日的溫度交變范圍減小約33℃，冬至日的溫度交變范圍減小38℃以上。

3.偏航尋日姿態控制影響分析

3.1 平臺運行影響分析

衛星平臺存在空間指向使用約束的設備，包括測控天線、GNSS天線、星敏感器、太陽敏感器，具體影響分析如下：

采取措施后，+Z軸仍保持對地狀態，故±Z向測控天線、-Z向GNSS天線不受影響；

采取措施后，-Y太陽陣盡可能對日，偏航角速度較小，不超過0.04°/s。太陽敏感器本身安裝在-Y側，其工作條件不受影響；星敏感器安裝朝向+Y側，姿態偏航過程中不存在雜光干擾，且星敏感器能夠適應的姿態角速度不小于0.1°/s，故星敏工作不受影響。

綜上所述，偏航尋日控制措施對平臺運行無影響。

3.2 標校業務精度影響分析

衛星采用偏航尋日姿態控制模式后，衛星姿態將存在繞Z軸的偏航運動，對地面應用系統影響分析如下：

（1）衛星姿態偏航角隨時間變化，范圍在夏至（6月22日）左右達到最大值，約為62°，即一個軌道周期內（軌道周期約為94.5min），衛星偏航角在±31°之間連續變化，相應最大偏航角速度可達0.04°/s。地面應用系統在計算地面站相對衛星星體的視線角時，需要引入衛星姿態角。在計算獲得視線角之后，R值插值處理過程不變，數據庫的使用不受影響。

（2）GNSS天線相位中心相對軌道系的位置隨衛星偏航姿態變化，衛星最大偏航±31°時，GNSS天線相位中心相對軌道系的位置在半徑為48mm的圓面內運動變化，通過仿真衛星在“零偏狀態―零偏定軌、零偏狀態―動偏定軌、動偏狀態―零偏定軌、動偏狀態―動偏定軌”4種模式，如圖2所示。

圖2 動偏狀態與定軌誤差分析

衛星狀態調整后，衛星的姿態維持由零偏模式調整為動偏模式，由圖2可以看出，若地面應用系統采用零偏姿態處理方法，定軌結果會存在12.63cm的定軌誤差，最大可達16cm。所以在衛星姿態調整后，需要對標校服務的地面系統進行適應性更改，在定軌軟件中增加姿態偏離的修正因子，以保證衛星標校服務的精度。

4.結語

本文通過分析標校衛星太陽陣輸出電流異常問題，提出了姿控模式轉換等低功耗改進措施，仿真分析了姿態調整的影響域，為后續開展在軌處置提供了依據。結合衛星運行狀態和標校服務實際，后續可在系統設計中進一步完善能源異常預案，在地面應用系統匹配建立不同姿態條件下的精度鑒定模塊，實現天地一體的風險應對與防控措施，提高標校服務的保障效能。