基于地球敏感器的地影下自旋卫星起旋转速确定

陶景桥

北京控制工程研究所,北京 100090.

0 引 言

风云二号是我国第一代静止轨道气象卫星，姿态控制采用自旋稳定方式.卫星采用单组元推进系统，燃料储存装置分为“皮囊贮箱”和“锥形贮箱”两种.“皮囊贮箱”的工作不依赖自旋离心力，仅依靠自身皮囊压力就可将燃料“挤”至出口，但容量有限，仅供卫星起旋使用；“锥形贮箱”必须依靠卫星自旋离心力才能将燃料“甩”至出口，容量相对较大，用于卫星起旋后的姿态与轨道控制，但在起旋之前是无法使用的[1].

在星箭分离后，由星箭分离信号启动推力器喷气，使用“皮囊贮箱”中的燃料控制卫星绕自旋轴旋转到一定转速，建立自旋稳定状态，然后就可以切换到使用“锥形贮箱”的正常状态.由此可见，星箭分离后卫星可靠起旋至关重要，星箭分离后的起旋转速判断也是非常重要的.

计算起旋转速就是测量自旋周期，属于姿态测量的一部分，一般是利用每旋转一周出现一次的信号进行测量，同时结合滤波技术可以得到更加精确的转速[2-3].在星箭分离时的转速测量主要用于起旋判断，其要求主要是及时和可靠，精度没有过高的要求，最直接的方式就是通过太敏，其输出的脉冲周期与卫星的自旋周期相同，而且空间的太阳辐射相对强烈稳定，太敏的输出能够确保稳定可靠.但在某些情况下，受到发射窗口的限制，星箭分离时处于地影，太敏不可用，给起旋转速确定带来了新的问题.

本文以风云二号09星为背景，分析了地影下起旋转速的各种计算方法，最终以地敏来确定起旋转速.但地敏的设计状态是基于同步轨道高度，而星箭分离时刻的轨道高度仅有几百公里，本文分析了轨道高度对地敏的影响，在不改变星上状态的情况下，提出了一种起旋转速计算方法，解决了地影下的转速确定问题，并成功应用于工程实践中.

1 系统介绍

在星箭分离后，与控制相关的控制回路有两个.

转速控制回路中，采用太敏或地敏为敏感器，其输出的脉冲周期与自旋转速周期相同；采用星地大回路控制，由地面根据敏感器输出和目标转速来计算控制量；最终的控制量由切向推力器完成.

主动章控回路中，沿自旋轴方向安装的加速度计输出的正弦信号代表了卫星的章动运动，可以作为主动章控控制敏感器；控制计算由星上的主动章控控制线路完成；最终的控制量由轴向推力器完成,如图1所示.

图1 系统框图Fig.1 Chart of the control system

卫星利用星箭分离信号启动程控，控制卫星起旋，使卫星建立自旋状态.一般情况下，星箭分离后太阳是可见的，利用太阳敏感器进行转速测量，用于判断卫星是否起旋成功，如果起旋失败，需要迅速发起星地大回路应急起旋.确认起旋成功后，启动主动章动控制，利用加速度计输出的正弦信号作为反馈信号，对卫星进行主动章动控制.

2 现有转速测量方法局限性分析

在控制回路中配备的敏感器有地球敏感器、太阳敏感器、加速度计.地球敏感器用于测量自旋轴与星地矢量的夹角，太阳敏感器用于测量自旋轴与星日矢量的夹角，加速度计用于卫星章动和摇摆测量.以上每种敏感器输出的信号都是周期信号，信号周期与自旋周期相关，也就是都包含有转速信息，但是每种敏感器在使用上都有一定的局限性.

地球敏感器的使用条件是地球可见，而且地球圆盘弦宽在采集系统的范围之内，一般用于同步轨道的自旋轴姿态测量.

太阳敏感器的使用条件是太阳可见，在转移轨道和同步轨道都可以使用.一般情况下，可以结合地球敏感器的测量信息计算自旋轴姿态.

加速度计的使用条件是卫星有章动或摇摆运动.摇摆运动在加速度计上的分量是常值，没有转速信息，无法用于转速测量.章动运动在加速度计上的分量是正弦信号，其幅度代表了章动的大小，其周期代表了章动的周期，并且与自旋周期有固定的比例关系[4-5].

地影下星箭分离后，以上敏感器的使用均受到一定的限制.首先，地影下太阳不可见，太阳敏感器没有输出，无法使用.其次，星箭分离直至起旋初期，卫星的章动运动很微弱，加计的输出也很微弱，很难获取规则的周期信号.最后，地球敏感器的输出也受到一定的限制，较低的轨道高度决定了卫星扫到地球的概率极大，几乎可以认为地球是可见的，但同时也就意味着较大的地球弦宽，有可能超出采集线路的范围.

相对而言，只有地球敏感器有可能用于转速测量，但需要对现有的测量方法进行改造，以适应大弦宽的情况.

3 基于地球敏感器的转速测量方法及改进

3.1 测量原理

地球敏感器本体没有活动部件，其探头光轴向外安装，依靠卫星的自旋转动扫过地球圆盘.为了避免受到太阳干扰，采用南北两台地球敏感器，分别在自旋轴垂直位置向南北偏离5°安装，保证两台地球敏感器不会同时受到太阳干扰，如图2所示.

图2 地球敏感器安装示意图Fig.2 Chart of the earth sensor installation

地球敏感器测量轴从地球红外圆盘扫过，分别得到近似为“梯形”的辐射强度曲线，经过处理得到红外圆盘的穿入和穿出脉冲，分别对应地入和地出时刻，如图3所示.

图3 地敏扫描示意图Fig.3 Scan of earth sensor

在卫星自旋的某一周内，假设地球敏感器的测量轴扫入和扫出地球圆盘的时间分别为ti和to,自旋转速为ω,用角度表示的扫描弦宽为：

μ=ω(to-ti)(1)

根据空间立体几何关系，由扫描弦宽可以得到地星矢量和自旋轴之间的夹角.在下图球面三角EiEmE中，可以列出算式[6]：

cos(ρ/2)=cos(μ/2)cosθe(2)

式中：ρ/2为地球圆盘半张角；μ/2为地球敏感器扫描半弦宽；θe为地球敏感器扫描轴与自旋轴夹角，减去地球敏感器安装角后就得到地星矢量与自旋轴夹角，也就是待求量.

图4 地敏扫描几何关系Fig.4 Geometry relationship of earth sensor scan

在本文中主要讨论自旋转速的确定，穿入和穿出信号的周期与自旋周期相同，因此自旋周期的测定就是穿入或穿出信号周期的测定.

3.2 工程实现

地球敏感器内部工程实现原理框图如图5所示.

图5 地球敏感器功能框图Fig.5 Chart of the earth sensor’ function

红外辐射经过光学系统后，在红外探测器上产生微弱的信号，经过放大和沿口提取得到扫描信号的前沿和后沿信号，分别代表扫入和扫出时刻.取中及月球鉴别电路为数字电路，其功能是通过弦宽宽度鉴别是否扫到月球，在确认扫地球的情况下给出地中脉冲和地出脉冲，分别代表了扫到地心和扫出圆盘的时刻(图6).

地中和地出脉冲信号连同其他敏感器输出脉冲均遥测至地面，由地面处理计算出卫星姿态.由于遥测通道资源的限制，3个脉冲共用一个遥测通道下传，在同一通道中由脉冲宽度来区分不同的脉冲.工程实现中，控制分系统产生的脉冲均是5 ms定宽脉冲，经过星上遥测系统后，分别调制成5 ms、10 ms、20 ms宽度的脉冲，并分配至不同的遥测通道下传.在地面再进行宽度鉴别来识别不同的脉冲，采集各脉冲的时刻，由软件进行姿态计算和处理，如图7所示.

图6 地敏输出脉冲信号Fig.6 Pulse signal of earth sensor

图7 转速计算链路Fig.7 Chain of spin rate calculation

地面软件在计算转速时，首先设定一个基准脉冲，作为卫星旋转一周的起点，再计算其他脉冲相对于基准脉冲的时间差，用于自旋轴姿态计算.基准脉冲的周期就是自旋周期，也就说必须通过选择的基准脉冲来计算自旋周期.

基准脉冲的选取有三种状态：太阳敏感器脉冲、南地球敏感器地中脉冲、北地球敏感器地中脉冲，下面以南地球敏感器地中脉冲为基准脉冲作为示例，给出时序关系图8.

图8 脉冲序列Fig.8 List of pulse

3.3 测量方法的可用性分析

首先需要确认星箭分离时的姿态是否保证红外能够扫到地球圆盘.星箭分离时的轨道高度约250 km，此时地球圆盘对应的半张角接近直角，扫到地球圆盘的概率极大.根据分离姿态测算，地敏扫描地球圆盘弦宽约150°，能够可靠的扫描地球圆盘，并能确保在星箭分离后一段时间内能够持续扫描地球圆盘.

其次需要确认此轨道高度下的红外辐射是否能够触发地敏正常输出.不同轨道高度下的地球圆盘红外辐射波段和强度相当，对于红外探测器的工作频段14～16 μm，不同轨道高度探测器均能正常响应[7].只要确保扫描到地球圆盘，同时也就意味着能够扫到圆盘的边沿，就能确保处理线路能够输出圆盘边沿对应的脉冲.

最后需要确认大弦宽是否满足处理线路的采集条件.经过分析，这种情况下可能导致取中及月球鉴别线路溢出.取中及月球鉴别采用数字电路实现，采用计数器来测量扫描地球圆盘的时间.对于较大地球圆盘和较低的转速，扫描地球圆盘的时间将变得很长，可能导致计数器溢出，产生预期之外的结果.

经过确认，取中线路计数器采用36.5 kHz频率的12位计数器，溢出对应最大地球圆盘时间(地出-地入)约为224 ms.预报的地球弦宽约为150°，在25 r/min转速下对应的扫描圆盘时间约为1 s，将导致溢出.经过数字电路逻辑分析，以及试验验证确认，输出时序如图9所示.其中，地入至地中1时间间隔224 ms是由计数器的溢出时间决定的，地出至地中2的时间间隔9.6 ms是线路的固有时间常数.溢出导致的多中脉冲将导致地面采集系统时序混乱.

3.4 测量方法的改进

由以上分析可知，整个转速确定链路涉及星上和地面，转速确定只是姿态测定中的部分功能，不能改变姿态测量原理，也不能对星上及地面状态进行大的调整，只能在地面处理环节进行微调或不调整.

利用地球敏感器测量起旋转速的主要问题是计数器溢出导致多中脉冲，从而导致地面采集系统的时序混乱.地面在进行数据处理时，必须选定一个基准脉冲作为一个自旋周期的起始位置，基准脉冲的周期就是自旋周期.

目前的地面软件状态决定了基准脉冲只能选择太阳敏感器脉冲、南地球敏感器地中脉冲、北地球敏感器地中脉冲，在太阳敏感器不可用情况下，只能采用地中脉冲作为基准脉冲.根据上述分析，在计数器溢出的情况下，每个周期将会出现两个地中，且地中不再代表指向地心的位置.

对于转速计算来说，只需要脉冲的周期，此时将交替出现两种周期，实际代表了地中1至地中2、地中2至地中1的时间间隔，将这两个时间相加就可以得到地中1至下一个地中1的时间，也就是真正的自旋周期.

图9 溢出输出时序Fig.9 Output of overflow

图10 自旋周期合成Fig.10 Integration of spin cycle

总结测量方法的改进主要有两点：

1) 需要切换姿态测量基准为地中脉冲.

2) 在自旋周期的测量结果中会交替出现两种周期，相加和即为自旋周期.

这种方法改进几乎不改变星上及地面状态，简单可行，应用风险小，最终的测试结果可信度高.

4 工程实践验证

在风云二号09星的飞控中，卫星在地影期星箭分离.分离后的遥测数据显示，通过地中信号测量的自旋周期为1.42 s和0.65 s两个值交替变化，由以上分析可知，这两个值分别对应地中1至地中2、地中2至地中1的时间间隔，相加就可以得到真正的自旋周期2.07 s，与预期起旋转速一致.正是基于这一判断，判定卫星起旋正常.

由以上分析可知，由地中1至地中2的时间间隔可以计算扫描到的地球弦宽.从图9中可以看出地球弦宽为：650 ms+224 ms-9.6 ms=864.4 ms，对应的角度为：(864.4 ms/2 070 ms)×360°≈150.3°，与预报结果接近，验证了测量方法.

约10 min后，卫星出地影，通过太敏对自旋转速进行准确计算，计算结果表明自旋周期为2.083 s，地敏计算结果与实际转速很接近，本方法得到最终验证.

5 结 论

自旋卫星的转速确定属于姿态测量技术，是多种工程技术的综合，在工程实践中具有重要意义.本文提出的地影下采用地敏测量转速方法，解决了地影下星箭分离转速确定问题，提高了对发射窗口的适应性，减轻了发射窗口设计压力.本文提出的测量方法可以对地敏在不同轨道条件下的应用提供一定的参考.