張和芬 袁智 柳翠翠

(北京空間飛行器總體設(shè)計(jì)部,北京 100094)

高分三號(hào)衛(wèi)星飛行程序設(shè)計(jì)與在軌驗(yàn)證

張和芬 袁智 柳翠翠

(北京空間飛行器總體設(shè)計(jì)部,北京 100094)

高分三號(hào)(GF-3)裝載有大型合成孔徑雷達(dá)(SAR)天線及大型太陽翼,因此在其飛行程序設(shè)計(jì)中要重點(diǎn)考慮太陽翼和SAR天線的展開設(shè)計(jì),以及它們的展開對(duì)衛(wèi)星的擾動(dòng)力矩和姿態(tài)的影響。通過分析顯示:太陽翼展開對(duì)衛(wèi)星姿態(tài)角和姿態(tài)角速度影響較大,為此對(duì)幾種太陽翼展開未鎖定的情況作出故障預(yù)案;通過分析SAR天線展開的動(dòng)力學(xué)特性,以及SAR天線展開對(duì)衛(wèi)星姿態(tài)的影響,進(jìn)行相應(yīng)設(shè)計(jì),并為實(shí)現(xiàn)SAR天線展開可控,采取相應(yīng)措施。GF-3衛(wèi)星在軌驗(yàn)證結(jié)果表明:太陽翼和SAR天線展開結(jié)果良好,飛行程序設(shè)計(jì)合理有效。

高分三號(hào)衛(wèi)星;飛行程序;太陽翼;合成孔徑雷達(dá)天線

1 引言

衛(wèi)星的飛行程序規(guī)定衛(wèi)星從發(fā)射前在發(fā)射工位上衛(wèi)星初始狀態(tài)的設(shè)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(huì)詳細(xì)分解第1天入軌飛行中從星箭分離時(shí)刻到初次建立高精度對(duì)地3軸穩(wěn)定姿態(tài)過程中的衛(wèi)星動(dòng)作、地面指令操作程序及指令執(zhí)行判據(jù),定義軌道調(diào)整和在軌測(cè)試中的主要內(nèi)容和流程。可見,飛行程序設(shè)計(jì)對(duì)衛(wèi)星任務(wù)的完成具有重要的作用。

高分三號(hào)(GF-3)衛(wèi)星是中國(guó)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(dá)(SAR)成像衛(wèi)星。相較于以往的大型遙感衛(wèi)星,GF-3衛(wèi)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(diǎn),因此要設(shè)計(jì)適合其特點(diǎn)的飛行程序[1]。

本文首先對(duì)GF-3衛(wèi)星的飛行程序設(shè)計(jì)進(jìn)行簡(jiǎn)要介紹;然后重點(diǎn)針對(duì)太陽翼和SAR天線的展開設(shè)計(jì)進(jìn)行分析,根據(jù)分析結(jié)果設(shè)計(jì)飛行程序;最后,通過在軌測(cè)試數(shù)據(jù),對(duì)飛行程序設(shè)計(jì)的合理性進(jìn)行驗(yàn)證。

2 飛行程序設(shè)計(jì)

飛行程序設(shè)計(jì)原則有一些通用性,同時(shí)也要根據(jù)衛(wèi)星自身特點(diǎn)進(jìn)行特殊考慮。GF-3衛(wèi)星飛行程序詳細(xì)規(guī)定了各分系統(tǒng)的發(fā)射前狀態(tài)設(shè)置要求,以及發(fā)射入軌階段、SAR天線和數(shù)傳天線解鎖、軌道機(jī)動(dòng)過程、側(cè)視姿態(tài)機(jī)動(dòng)、SAR分系統(tǒng)工作狀態(tài)建立、SAR分系統(tǒng)成像設(shè)置等詳細(xì)步驟。GF-3衛(wèi)星包括太陽翼和SAR天線2個(gè)柔性部件,均安裝在星體外側(cè),雙側(cè)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(duì)于以往遙感衛(wèi)星,太陽翼和SAR天線更大,需要展開時(shí)間更長(zhǎng),如何在衛(wèi)星剛?cè)胲壓笄皫谆《蔚挠邢迺r(shí)間內(nèi),讓太陽翼和SAR天線展開順利且過程可控,是本文關(guān)注的重點(diǎn)。

2．1 衛(wèi)星坐標(biāo)系

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

衛(wèi)星軌道坐標(biāo)系(OO－XOYOZO)如圖1(b)所示,以軌道當(dāng)?shù)攸c(diǎn)為原點(diǎn);XO軸(滾動(dòng)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(gòu)成右手坐標(biāo)系。

GF-3衛(wèi)星飛行坐標(biāo)系(OF－XFYFZF),取當(dāng)?shù)剀壍雷鴺?biāo)系作為慣性參考基準(zhǔn),原點(diǎn)取在整星質(zhì)心處。衛(wèi)星正常飛行狀態(tài)下,飛行坐標(biāo)系與本體坐標(biāo)系3軸方向一致,與軌道坐標(biāo)系3軸方向一致,整星縱軸對(duì)地飛行。其中:XF軸定義為滾動(dòng)軸,對(duì)應(yīng)姿態(tài)角AXF;YF軸定義為俯仰軸,對(duì)應(yīng)姿態(tài)角AYF;ZF軸定義為偏航軸,對(duì)應(yīng)姿態(tài)角AZF。

2．2 太陽翼展開設(shè)計(jì)分析

通過建立基于Adams的太陽翼展開過程動(dòng)力學(xué)分析模型,分析了太陽翼展開過程中衛(wèi)星的姿態(tài)角和姿態(tài)角速度,見圖2?？梢钥闯?太陽翼展開過程中對(duì)星體質(zhì)心－ZF軸具有干擾力矩,對(duì)星體姿態(tài)ZF軸影響顯著,展開過程中ZF軸最大姿態(tài)角為－20．070°,最大姿態(tài)角速度為－2．060 00(°)/s。因此,在軌展開過程中可能會(huì)出現(xiàn)由此引起的各種故障模式。對(duì)如表1所示的12種狀態(tài)進(jìn)行分析,計(jì)算這些狀態(tài)下的衛(wèi)星質(zhì)心和轉(zhuǎn)動(dòng)慣量,當(dāng)發(fā)生太陽翼展開未鎖定的故障時(shí),通過注入新的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量塊,保證衛(wèi)星姿態(tài)穩(wěn)定。

表1 衛(wèi)星在軌可能出現(xiàn)的狀態(tài)Table 1 States of satellite on orbit

2．3 SAR天線展開設(shè)計(jì)分析

針對(duì)大型SAR天線的展開特點(diǎn),對(duì)展開過程進(jìn)行多方面的設(shè)計(jì)分析。

首先,地面分析了SAR天線單側(cè)和雙側(cè)展開對(duì)衛(wèi)星姿態(tài)的影響。假設(shè)SAR天線展開前衛(wèi)星3軸姿態(tài)角為0．000°,姿態(tài)角速度為0．000 00(°)/s,單側(cè)SAR天線展開對(duì)衛(wèi)星姿態(tài)角AXF,AYF,AZF的影響為0．979 2°,－4．941 2°,－0．125 2°。SAR天線雙側(cè)展開具有對(duì)稱性,對(duì)衛(wèi)星姿態(tài)的影響要小于單側(cè)展開,在一定時(shí)間內(nèi),俯仰和滾動(dòng)方向姿態(tài)角度基本沒有變化,偏航方向姿態(tài)角最大為0．047°。因此,在軌展開時(shí)要求雙側(cè)SAR天線同時(shí)展開。SAR天線展開如圖3所示。通過對(duì)雙側(cè)天線同時(shí)展開的工況進(jìn)行分析可知,展開過程中導(dǎo)致的衛(wèi)星姿態(tài)變化,在可控范圍內(nèi),且不影響太陽翼對(duì)日獲得能量[4]。

其次,為了實(shí)現(xiàn)SAR天線展開過程可控,天線展開機(jī)構(gòu)采用以下設(shè)計(jì)。①接收測(cè)控分系統(tǒng)指令,通過控制電機(jī)的啟動(dòng)和停機(jī)、正轉(zhuǎn)和反轉(zhuǎn),控制實(shí)現(xiàn)SAR天線展開的啟動(dòng)、停止、展開和收攏(僅在地面試驗(yàn)和故障情況下進(jìn)行反轉(zhuǎn),即收攏操作)。②監(jiān)測(cè)SAR天線展開機(jī)構(gòu)的工作狀態(tài),并將遙測(cè)數(shù)據(jù)通過數(shù)管分系統(tǒng)下傳到地面。③根據(jù)預(yù)定判據(jù),在展開到位時(shí)自主關(guān)機(jī),在異常情況下自主或依據(jù)指令停止天線展開或收攏動(dòng)作。④SAR天線展開時(shí),為防止因?yàn)樾l(wèi)星本體姿態(tài)控制導(dǎo)致衛(wèi)星本體與SAR天線發(fā)生共振,影響天線展開,在SAR天線展開過程中要求對(duì)衛(wèi)星本體姿態(tài)停止控制。經(jīng)過地面仿真分析,計(jì)算出天線展開＋穩(wěn)定的時(shí)間,作為展開過程中的停止控制時(shí)間。由于弧段限制和SAR天線展開過程時(shí)間有限,因此要求在展開過程中遙測(cè)判讀設(shè)計(jì)緊湊,保證監(jiān)測(cè)天線展開過程的正確性[5]。

最后,對(duì)SAR天線展開過程進(jìn)行動(dòng)力學(xué)分析,采用展開前20 s展開速度為0,然后進(jìn)行勻加速度展開一段時(shí)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(wěn),機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)合理可行;“先加速、后勻速”的速度控制方案可較好地驅(qū)動(dòng)可展開支撐桁架展開,并在鎖定時(shí)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(yù)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(xiàn)衛(wèi)星姿態(tài)角過大和紅外引入無效的情況,因此設(shè)置一定時(shí)間后若紅外引入無效,就自主轉(zhuǎn)入安全模式,并準(zhǔn)備注入相關(guān)指令塊,進(jìn)行對(duì)地捕獲。

3 在軌驗(yàn)證

3．1 衛(wèi)星入軌軌道參數(shù)及特性評(píng)估

GF-3衛(wèi)星入軌后,經(jīng)地面測(cè)算得到衛(wèi)星入軌點(diǎn)(星箭分離點(diǎn))的誤差如表2所示?？梢?衛(wèi)星實(shí)際分離點(diǎn)軌道參數(shù)與理論設(shè)計(jì)值一致,衛(wèi)星入軌后的軌道根數(shù)誤差滿足設(shè)計(jì)要求,衛(wèi)星準(zhǔn)確進(jìn)入預(yù)定軌道。

表2 衛(wèi)星軌道根數(shù)(J2000坐標(biāo)系)誤差Table 2 Errors of satellite orbit elements(J2000)

3．2 太陽翼展開情況

在衛(wèi)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(wèi)星供電并為2組平臺(tái)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(tài)。

對(duì)于太陽翼,外板設(shè)計(jì)為平臺(tái)太陽電池板,中板、內(nèi)板、連接板設(shè)計(jì)為收/發(fā)(T/R)太陽電池板,對(duì)于平臺(tái)蓄電池組采用交叉充電設(shè)計(jì)。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(shè)計(jì)指標(biāo)要求。圖4為太陽電池陣輸出電流曲線。

太陽翼展開前,衛(wèi)星3軸姿態(tài)角為0．006°,0．001°,0．005°。展開后,3軸最大姿態(tài)角為0．030°,2.500°,－23.000°。展開后,3軸姿態(tài)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(tài)角和姿態(tài)角速度輸出曲線,圖6為陀螺輸出曲線。

經(jīng)在軌驗(yàn)證,太陽翼展開情況良好,展開過程停止控制,展開后姿態(tài)角、姿態(tài)角速度在合理范圍內(nèi),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(xiàng)遙測(cè)參數(shù)均在正常值范圍內(nèi),－XS側(cè)SAR天線展開時(shí)間為4′10″,＋XS側(cè)SAR天線展開時(shí)間為4′14″,與地面展開試驗(yàn)數(shù)據(jù)一致性較好。

3．4 衛(wèi)星姿態(tài)控制功能、性能測(cè)試情況及評(píng)估

1)消除初始姿態(tài)偏差情況

2016年8月10日07:17:50,星箭分離,此時(shí)3軸姿態(tài)角速度分別為－0．068 65(°)/s,0．050 65(°)/s,－0．117 35(°)/s,進(jìn)入消除初始姿態(tài)偏差模式,完成太陽翼展開控制?？刂颇Ｊ阶智袚Q曲線如圖6所示?？梢?衛(wèi)星按預(yù)定設(shè)計(jì)程序飛行,消除初始姿態(tài)偏差階段的姿態(tài)及角速度滿足設(shè)計(jì)指標(biāo)。

2)衛(wèi)星滾動(dòng)側(cè)擺、右側(cè)視二維導(dǎo)引情況

衛(wèi)星正常運(yùn)行模式時(shí)默認(rèn)處于右側(cè)視狀態(tài),從正常飛行模式轉(zhuǎn)入正常運(yùn)行模式,開始滾動(dòng)－31．5°側(cè)擺機(jī)動(dòng),同時(shí)太陽翼采用定角保持策略開始轉(zhuǎn)動(dòng),采用6個(gè)動(dòng)量輪控制。圖7(a)和圖7(b)為滾動(dòng)0°至－31．5°的3軸姿態(tài)角和姿態(tài)角速度曲線,機(jī)動(dòng)＋穩(wěn)定的時(shí)間為291 s。3軸姿態(tài)控制誤差優(yōu)于0．001°,姿態(tài)角速度控制誤差優(yōu)于0．000 15(°)/s,滿足姿態(tài)控制精度優(yōu)于0．03°、姿態(tài)角速度控制精度優(yōu)于0．000 5(°)/s的要求。圖7(c)和圖7(d)為機(jī)動(dòng)過程中8月17日06:46:30開始從右側(cè)視姿態(tài)(滾動(dòng)－31．5°)機(jī)動(dòng)至左側(cè)視姿態(tài)(滾動(dòng)＋31．5°),此時(shí)在境外無遙測(cè)。07:09:46開始從左側(cè)視姿態(tài)機(jī)動(dòng)回右側(cè)視姿態(tài),太陽翼同時(shí)轉(zhuǎn)動(dòng)。07:16:37機(jī)動(dòng)到位且穩(wěn)定,機(jī)動(dòng)63°及穩(wěn)定時(shí)間為411 s,滿足小于525 s的指標(biāo)要求。圖8為衛(wèi)星姿態(tài)機(jī)動(dòng)過程中太陽翼轉(zhuǎn)角曲線,可見,太陽翼驅(qū)動(dòng)正常,始終保持對(duì)日定向。

3．5 SAR載荷功能測(cè)試情況及評(píng)估

SAR載荷分系統(tǒng)在完成長(zhǎng)期加電后,在8月15日進(jìn)行首次成像,至8月18日飛控結(jié)束前,共進(jìn)行了18次成像,成像過程中各遙測(cè)參數(shù)均在正常范圍內(nèi)[5-6],通過地面處理系統(tǒng)對(duì)圖像進(jìn)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(shù)匯總。

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

4 結(jié)束語

本文根據(jù)GF-3衛(wèi)星特點(diǎn),重點(diǎn)針對(duì)飛行程序中太陽翼和SAR天線的展開進(jìn)行設(shè)計(jì)和分析。GF-3衛(wèi)星在軌測(cè)試結(jié)果表明:衛(wèi)星運(yùn)行穩(wěn)定,所有工程測(cè)試指標(biāo)均符合設(shè)計(jì)要求,各單機(jī)設(shè)備狀態(tài)良好,圖像質(zhì)量良好,能夠全面滿足用戶使用需求,衛(wèi)星具備長(zhǎng)期穩(wěn)定業(yè)務(wù)運(yùn)行的能力。太陽翼和SAR天線展開過程設(shè)計(jì)合理,尤其是針對(duì)SAR天線展開過程的設(shè)計(jì),可為其他同類衛(wèi)星的SAR天線展開設(shè)計(jì)提供參考。

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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(guó)家重大科技專項(xiàng)工程

張和芬,女,碩士,工程師,研究方向?yàn)楹教炱骺傮w設(shè)計(jì)。Email:313602829＠qq．com。

(編輯:夏光)