郭丹妮 沈瑩 楊慧影 戰(zhàn)風(fēng)林

（西安衛(wèi)星測控中心，陜西西安 714000）

0.前言

我國天基標(biāo)校衛(wèi)星于2018年發(fā)射入軌，衛(wèi)星在軌期間根據(jù)衛(wèi)星在軌遙測數(shù)據(jù)分析，衛(wèi)星太陽電池陣輸出電流發(fā)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(jīng)分析，電池陣輸出異常問題定位于：衛(wèi)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(dǎo)致電池片斷開，異常開路。

1.衛(wèi)星太陽電池陣概況

1.1 電池陣基本情況

衛(wèi)星太陽電池陣選用三結(jié)砷化鎵GaInP/GaAs/Ge電池，根據(jù)衛(wèi)星功率需求及整星構(gòu)型布局設(shè)計(jì)，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(lián)，總面積約為0.3m2。+X太陽陣法線與衛(wèi)星本體+X軸夾角為30°，-X太陽陣法線與衛(wèi)星本體-X軸夾角為30°，-Y太陽陣法線與衛(wèi)星本體-Y軸平行。

1.2 能源平衡分析

2020年初，衛(wèi)星在軌處于全光照期，負(fù)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(wèi)星任務(wù)暫不受影響。根據(jù)2019年地影期太陽陣輸出電流水平，結(jié)合目前+X陣兩串開路的情況，預(yù)計(jì)衛(wèi)星在最長地影期的能源裕度將降低至4.2%，處于臨界狀態(tài)。按照衛(wèi)星能源平滑風(fēng)險(xiǎn)預(yù)案，若衛(wèi)星在軌能源較低時(shí)，必須通過境外測控關(guān)機(jī)、姿控零動量轉(zhuǎn)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(wèi)星姿態(tài)補(bǔ)償?shù)哪茉雌胶夥椒?/h2>

2.1 自主運(yùn)行及轉(zhuǎn)偏置動量降低衛(wèi)星能耗

衛(wèi)星能源異常后，需要調(diào)整衛(wèi)星能源供應(yīng)方式，一是在境外關(guān)閉衛(wèi)星部分載荷；二是通過調(diào)整衛(wèi)星姿態(tài)實(shí)現(xiàn)能源平衡[1]。衛(wèi)星載荷開關(guān)機(jī)可以通過事先設(shè)計(jì)的境內(nèi)自主運(yùn)行實(shí)現(xiàn)測控、GNSS境內(nèi)自主開關(guān)，衛(wèi)星姿態(tài)控制可以通過從零動量轉(zhuǎn)至偏置動量控制方式，逐級降低能源需求，從而實(shí)現(xiàn)異常情況下整星能源平衡。

2.2 偏航尋日姿態(tài)控制方法

2.2.1 衛(wèi)星偏航尋日姿態(tài)控制

衛(wèi)星能源下降時(shí)，需采用偏航尋日控制方式，保證衛(wèi)星在太陽光照期充分的儲存能量，所以衛(wèi)星姿態(tài)偏航尋日時(shí)，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(wèi)星在軌道系當(dāng)?shù)厮矫妫╔OY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(jì)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(qū)間內(nèi)。衛(wèi)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(chǔ)上，姿態(tài)跟蹤的標(biāo)稱偏航角為:

β=π-γ

針對偏航尋日姿態(tài)控制模式，進(jìn)行仿真計(jì)算。其中，夏至日衛(wèi)星偏航角范圍最大，達(dá)到±31°，期間衛(wèi)星偏航角及角速率曲線見圖1。衛(wèi)星最大偏航角速率約為0.04°/s。

衛(wèi)星偏航尋日起控、星載機(jī)復(fù)位時(shí)，衛(wèi)星偏航姿態(tài)控制初始偏差最大可達(dá)±31°。經(jīng)過仿真驗(yàn)證，在±31°初始偏航姿態(tài)偏差情況下，衛(wèi)星姿態(tài)機(jī)動角速度最大約0.8°/s，即在40s內(nèi)能夠消除初始姿態(tài)偏差，完成姿態(tài)收斂。目前姿控異常診斷的閾值條件為姿態(tài)角大于10°，姿態(tài)角速率大于0.2°/s，且持續(xù)500s。因此，衛(wèi)星偏航尋日起控、星載機(jī)復(fù)位不會引發(fā)姿態(tài)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(wèi)星太陽陣在軌溫度遙測數(shù)據(jù)修正了熱仿真模型，在此基礎(chǔ)上對不同姿態(tài)模式進(jìn)行熱仿真預(yù)示[3]。經(jīng)過熱仿真模型修正后，2019年熱仿真值與在軌實(shí)測值的差異均小于7℃。

通過熱仿真分析衛(wèi)星姿態(tài)控制模式變化對太陽陣溫度的影響，結(jié)果表明，采取偏航尋日姿態(tài)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(tài)控制影響分析

3.1 平臺運(yùn)行影響分析

衛(wèi)星平臺存在空間指向使用約束的設(shè)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(tài)，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(cè)，其工作條件不受影響；星敏感器安裝朝向+Y側(cè)，姿態(tài)偏航過程中不存在雜光干擾，且星敏感器能夠適應(yīng)的姿態(tài)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(yùn)行無影響。

3.2 標(biāo)校業(yè)務(wù)精度影響分析

衛(wèi)星采用偏航尋日姿態(tài)控制模式后，衛(wèi)星姿態(tài)將存在繞Z軸的偏航運(yùn)動，對地面應(yīng)用系統(tǒng)影響分析如下：

（1）衛(wèi)星姿態(tài)偏航角隨時(shí)間變化，范圍在夏至（6月22日）左右達(dá)到最大值，約為62°，即一個(gè)軌道周期內(nèi)（軌道周期約為94.5min），衛(wèi)星偏航角在±31°之間連續(xù)變化，相應(yīng)最大偏航角速度可達(dá)0.04°/s。地面應(yīng)用系統(tǒng)在計(jì)算地面站相對衛(wèi)星星體的視線角時(shí)，需要引入衛(wèi)星姿態(tài)角。在計(jì)算獲得視線角之后，R值插值處理過程不變，數(shù)據(jù)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(wèi)星偏航姿態(tài)變化，衛(wèi)星最大偏航±31°時(shí)，GNSS天線相位中心相對軌道系的位置在半徑為48mm的圓面內(nèi)運(yùn)動變化，通過仿真衛(wèi)星在“零偏狀態(tài)―零偏定軌、零偏狀態(tài)―動偏定軌、動偏狀態(tài)―零偏定軌、動偏狀態(tài)―動偏定軌”4種模式，如圖2所示。

圖2 動偏狀態(tài)與定軌誤差分析

衛(wèi)星狀態(tài)調(diào)整后，衛(wèi)星的姿態(tài)維持由零偏模式調(diào)整為動偏模式，由圖2可以看出，若地面應(yīng)用系統(tǒng)采用零偏姿態(tài)處理方法，定軌結(jié)果會存在12.63cm的定軌誤差，最大可達(dá)16cm。所以在衛(wèi)星姿態(tài)調(diào)整后，需要對標(biāo)校服務(wù)的地面系統(tǒng)進(jìn)行適應(yīng)性更改，在定軌軟件中增加姿態(tài)偏離的修正因子，以保證衛(wèi)星標(biāo)校服務(wù)的精度。

4.結(jié)語

本文通過分析標(biāo)校衛(wèi)星太陽陣輸出電流異常問題，提出了姿控模式轉(zhuǎn)換等低功耗改進(jìn)措施，仿真分析了姿態(tài)調(diào)整的影響域，為后續(xù)開展在軌處置提供了依據(jù)。結(jié)合衛(wèi)星運(yùn)行狀態(tài)和標(biāo)校服務(wù)實(shí)際，后續(xù)可在系統(tǒng)設(shè)計(jì)中進(jìn)一步完善能源異常預(yù)案，在地面應(yīng)用系統(tǒng)匹配建立不同姿態(tài)條件下的精度鑒定模塊，實(shí)現(xiàn)天地一體的風(fēng)險(xiǎn)應(yīng)對與防控措施，提高標(biāo)校服務(wù)的保障效能。