卫星表面物体反射光对太阳敏感器的影响分析

梁翠娜 朱位 杨春 郝文宇 谭沧海

(北京空间飞行器总体设计部,北京 100094)

卫星表面物体反射光对太阳敏感器的影响分析

梁翠娜 朱位 杨春 郝文宇 谭沧海

(北京空间飞行器总体设计部,北京 100094)

太阳敏感器是卫星姿态确定和控制的关键产品,在轨工作时,可能会受到卫星表面物体反射光等杂反光的影响,反射光进入到太阳敏感器视场后,会对敏感器造成干扰,导致控制系统做出误判。文章在分析卫星表面物体对太阳敏感器的遮挡及反射光特性的基础上,提出了一种定量计算卫星表面物体反射光强度的方法;并以某卫星为例,计算了卫星表面物体反射进入太阳敏感器的太阳光强度;在此基础上,提出了合理选择卫星外表面热控材料以降低反射光影响的措施。

太阳敏感器;反射光;视场;热控材料

1 引言

太阳敏感器是卫星姿态确定和控制系统的关键产品,用于实现卫星在特定坐标系中的姿态稳定。太阳敏感器作为常见的光感应姿态敏感器件,在航天器领域发挥着重要作用[1-2],特别是数字太阳敏感器具备视场宽、精度高的优势,自其诞生以来几乎所有卫星都在使用。

数字太阳敏感器在工作过程中除了能够接收到正常的能量外,还会受到星光、地球或卫星本体的反射光等杂反光的干扰。杂反光进入敏感器视场,会增大图像的背景噪声,降低图像的对比度[3],直接影响敏感器的精度和可靠性,严重时甚至会使系统失效。

为此,敏感器的消杂光问题一直以来就是研究的热点,文献[4]介绍了利用计算机仿真技术进行消杂散光设计和评价的原理,结合CAD软件建模进行了主镜内遮光罩、外遮光筒、次镜百叶窗式遮光罩的设计;文献[5]提出了使用“扩展窗口相对质心法”消除杂反光影响,利用引入扩展窗口的杂反光信息来消除正常孔窗口中的杂反光分量;文献[6]和文献[7]通过仿真,对敏感器的遮挡罩进行优化设计,以提高其杂光抑制能力。

但是通常的杂光抑制研究主要集中在对敏感器内部算法及结构设计的优化上,较少考虑敏感器周边环境的影响。本文在分析敏感器视场及环境的基础上,从卫星表面物体的反射光特性出发,提出了一种消除反射光影响的方法。

2 数字太阳敏感器工作原理

数字式太阳敏感器(简称数字太敏)是一种通过感应太阳辐射来测量太阳矢量与卫星的相对方位,从而获取卫星姿态的测量装置。作为卫星常用的姿态敏感器,几乎所有的卫星都需要安装太阳敏感器,以便根据太阳敏感器提供的姿态反馈信息,完成卫星各个阶段的姿态控制任务[8]。数字太敏的工作原理如图1所示,主要是运用小孔成像原理对太阳进行成像,使其光斑投射在图像传感器上,然后信息处理电路用某种算法提取像光斑中心位置,并测算出太阳光线入射角[9]。

根据数字太敏的工作原理,只要可见光辐射使光敏元件产生的信号值大于其本身所设定的阈值,太阳敏感器即指示太阳光进入[10]。但在其工作过程中除了能够接收到正常的太阳光外,还会受到星体反射光等杂反光的影响。当其他高强度的杂反光进入太阳敏感器的视场后,光敏元件也将产生信号,这种信号就是干扰信号。干扰信号如果大于太阳敏感器的阈值,将输出错误的指示信号,可能导致系统做出误判,进而影响到卫星的姿态确定及控制。

为提高系统的鲁棒性,太阳敏感器在进行信号处理时,会过滤掉进入其探头的偶然强光,以及低于设计阈值的太阳光(太阳光强度一般以太阳常数S0表示,太阳常数定义为太阳与地球之间为年平均距离时,地球大气层上垂直于阳光射线边界处,单位面积单位时间内接收的太阳辐射能量,一般取1 353 W/m2)。

本文以某卫星使用的数字太阳敏感器为例,综合考虑寿命末期电池片的退化,以及地气光等的影响,该阈值设定为0.1个太阳常数(即若数字太阳敏感器接收到的太阳光强低于0.1个太阳常数,认为光照太阳电池片输出的信号无效,不会干扰到敏感器正常工作)。

3 敏感器视场分析

如图2所示,若敏感器视场范围内不存在物体的遮挡,则视场外物体的反射光线也不可能进入到敏感器的视场中,不会对敏感器造成影响;反之,若敏感器视场范围内存在物体对其造成遮挡,则该物体可能会反射太阳光线进入到敏感器的视场中,对正常进入视场的太阳光线形成干扰,进而影响到敏感器的测量输出。

尽管卫星在布局设计时,会尽量避免敏感器视场的遮挡,但由于敏感器视场较大,且受卫星平台选型、有效载荷布局等限制,经常会存在视场遮挡的情况。这种情况下的视场遮挡,通过分析有效视场、提前规避,不会影响敏感器的探测范围,但其引起的反射光特性尚不明确。

以某卫星为例,所使用的数字太阳敏感器的视场为(±60°)×(±60°)。根据卫星布局设计,数字太阳敏感器被展开状态的导航天线遮挡,在轴视场被遮挡范围约为15°,不受遮挡视场范围为(-60°～+45°)×(±60°),如图3所示。

另外,为满足卫星星体外部件的热控要求,舱外部件包覆有热控材料,考虑到在轨环境,若遇空间碎片或热控材料本身粘贴不牢导致脱落,热控材料很可能会进入到敏感器的视场中,进而产生杂反光。

4 卫星表面物体反射光强度计算方法

太阳光投射到物体表面后的反射现象,有镜面反射和漫反射的区分。本文考虑反射的太阳光强度,即单位时间内、单位可见面积辐射出去的落在单位立体角内的辐射能量,分别分析卫星表面物体的镜面反射强度和漫反射强度。

4.1 镜面反射强度分析

镜面反射强度主要取决于被反射材料的性能,包括材料的发射率、该材料镜面反射占全部反射强度的比率,并与反射光进入敏感器的角度相关,可简化为

式中:S1为卫星表面物体到敏感器的镜面反射强度,以太阳常数的倍数表示;ε为热控材料的发射率(表1列出了常见材料的太阳吸收比和发射率);λ1为镜面反射占比。

表1 常见热控材料的太阳吸收比/发射率Table 1 Solar absorptance/emissivity of common materials

4.2 漫反射强度分析

漫反射与辐射发出面(表面1)和辐射接收面(表面2)间的角系数密切相关。表面1对表面2的角系数定义为表面1发出的辐射能落到表面2上的百分数,记为。

式中:A1为辐射发出面的面积,A2为辐射接收面的面积,r为两个表面间的距离,φ1、φ2为辐射能与物体表面法向的夹角[13]。

角系数纯是一个几何因子,与两个表面的温度及发射率没有关系,因为物体的表面温度及发射率的改变,只影响到该物体向外发射的辐射能大小,而不影响在空间的相对分布,因而不影响辐射到其他表面上的百分数。

卫星表面物体到太阳敏感器的漫反射强度,与角系数及材料的发射率成正比,即

式中:S2为卫星表面物体到敏感器的漫反射强度,以太阳常数的倍数表示;λ2为漫反射占比。

5 计算结果及消除措施

镜面反射由于反射光的方向是固定的,因此与太阳光入射方向及卫星姿态密切相关,由于卫星在轨会运行在不同的工况下,太阳光可能会来自各个方位,不能一一列举。为充分说明问题,本文以最恶劣情况,即太阳光线经过镜面反射恰好进入到敏感器视场为例进行分析。

数字太敏的视场受导航天线遮挡,如图4所示,当太阳光经镜面反射进入数字太敏时,对应的入射角θ为45°～60°(见图3);当反射光进入数字太敏的入射角最小,即θ=45°时,此时镜面反射强度最大。

导航天线包覆有黄色多层隔热组件膜,按表1黄膜的发射率为0.64、镜反射所占比率为33%;导航天线进入敏感器视场的面积为A1=11572 mm2,数字太敏的面积A2=1750 mm2,两者之间的距离r=3.2 m。随着天线转动,极限情况下天线与数字太敏正对,即cosφ1=cosφ2=1,两个表面之间的角系数为

经导航天线反射到数字太敏的镜面反射强度为

由式(5)、(6)可知,漫反射计算时角系数的量级在10-5,到达数字太敏的太阳光强度远低于其设计阈值。其他情况下的漫反射类似,因此认为漫反射不会影响太阳敏感器的使用。但是卫星表面物体到太阳敏感器的镜面反射强度,存在大于敏感器工作阈值的情况,可能会影响敏感器的输出,必须采取措施消除这种干扰。

根据式(1),镜面反射的强度与材料的发射率、该材料镜面反射占全部反射强度的比率、反射光进入敏感器的角度成正比。

其中,反射光进入敏感器的角度与卫星布局及在轨姿态密切相关,因此在布局时应尽量确保敏感器视场内无遮挡物或遮挡角度尽可能小;材料的发射率、该材料镜面反射占全部反射强度的比率是由所选用材料的特性决定的,应选择以漫反射为主且发射率低的材料。

根据表1,黑膜的发射率远远低于黄膜,且黑膜全部为漫反射,若将舱外天线的热控材料更换为黑膜,材料的镜面反射可以忽略,只考虑漫反射(即λ1=0,λ2=1)。则漫反射强度为

可见将材料更换为发射率低的黑膜将大大降低太阳光反射强度,某卫星将导航天线的多层隔热组件更换为黑膜,目前已在轨工作超过2年,受遮挡的太阳敏感器工作正常。

因此,在不影响卫星热控的前提下,可将敏感器视场内所有的热控多层更换为黑色多层隔热组件膜。另外,考虑到在轨环境,若遇空间碎片或热控材料本身粘贴不牢导致脱落,其他热控材料也有可能会进入到敏感器的视场中,建议在选择热控材料时,靠近敏感器视场的应选择发射率低的材料。

6 结束语

本文对卫星表面物体反射光对太阳敏感器的影响进行了分析,结果表明:对于遮挡物体产生的反射光,漫反射的强度很小,不会影响太阳敏感器正常工作,可以不予考虑;在某些特殊情况下,物体镜面反射的强度会超过太阳敏感器工作的阈值,进而影响到敏感器工作。为消除反射光干扰的风险,在不影响卫星热控的前提下,建议敏感器视场内以及靠近敏感器的物体,选择发射率低的热控材料,如黑色多层隔热组件膜。

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Analysis for Effect of Satellite’s External Object Reflected Light on Sun Sensor

LIANG Cuina ZHU Wei YANG Chun HAO Wenyu TAN Canghai
(Beijing Institute of Spacecraft System Engineering,Beijing 100094,China)

Sun sensor is the critical equipment of satellite attitude determination and control system,it may be affected by stray light such as satellite’s external object reflected light.When the inflected light enters the field of view of the sun sensor,it may cause interference to the sensor and then causes the attitude control system to make a false judgment.Based on the analysis of overshadow by satellite and the characteristics of the reflected light,a quantitative method of calculating the intensity of reflected light is proposed in the paper.Taking a certain type of satellites as an example,reflectied light of satellite’s external object into sun sensor is calculated,the measures to reduce the influence of reflected light by reasonably choosing thermal control materials are proposed.

sun sensor;reflected light;field of view;thermal control materials

V423.4

A

10.3969/j.issn.1673-8748.2017.05.008

2017-08-31;

2017-09-14

国家重大科技专项工程

梁翠娜,女,硕士,工程师,研究方向为航天器总体设计。Email:liangcn123@126.com。

(编辑:李多)