Потеря Hitomi

voenny — 26.12.2024

Hitomi
Поводом для этого поста стала новость о присуждении премии Правительства РФ группе создателей рентгеновского телескопа ART-XC, более пяти лет успешно работающего на борту космической обсерватории «Спектр-РГ». Кроме того, очень вовремя была просмотрена лекция Алексея Моисеева про советские орбитальные телескопы.
Космический аппарат Hitomi (он же Astro-H) – шестая японская рентгеновская обсерватория – был запущен на орбиту 17 февраля 2016 года и потерян шесть недель спустя из-за отказа системы ориентации и стабилизации. Расследование отказа было выполнено JAXA на удивление оперативно – всего за три месяца (NASA в подобных случаях обычно требуется порядка года), был опубликован подробный отчет о расследовании происшествия. Отчет не оставляет равнодушным: в течение нескольких часов полёта произошел целый ряд отказов в системе ориентации, что привело к вращению аппарата вокруг продольной оси со скоростью 120 об/мин и отделению солнечных батарей и выдвижной фермы с рентгеновскими детекторами. Не всякая система ориентации может разрушить конструкцию спутника-носителя, выдержавшую полет на ракете, поэтому даже в русскоязычном сегменте интернета есть статьи об отказе Hitomi.
Решил заглянуть чуть-чуть поглубже, ведь лишних знаний о ключевой системе космических аппаратов и алгоритмах её работы (особенно в аварийных режимах) не бывает.

История проекта


График создания Hitomi
Рентгеновским излучением называются электромагнитные волны длиной 10^-3…10² нм (это между гамма-излучением и ультрафиолетом). Поскольку такое излучение обладает больше корпускулярными свойствами, чаще оперируют энергиями составляющих его фотонов: от 10 электрон-вольт (эВ) до нескольких МэВ. Чтобы ориентироваться: энергией в 10 эВ обладает фотон с длиной волны 124 нм.
Атмосфера Земли не пропускает рентгеновское излучение, что очень хорошо для жизни на планете, но создает определенные проблемы для астрономии: наблюдать небесные объекты в этом диапазоне спектра возможно только из космоса.
Началом рентгеновской астрономии, наверное, можно считать 1949 год, когда группа американских астрофизиков под руководством Герберта Фридмана запустила трофейную ракету «Фау-2» со счетчиком Гейгера и обнаружила рентгеновское излучение Солнца. Первым рентгеновским спутником стал американский UHURU, запущенный 12.12.1970 и выполнявший наблюдения в течение 2,5 лет. По результатам наблюдений была составлена карта звездного неба в рентгеновском диапазоне, на которую нанесли 339 источников излучения, включая первую в истории астрономии черную дыру.
13.11.1978 была запущена обсерватория «Эйнштейн», оборудованная рентгеновским телескопом с зеркалами конструкции Ганса Волкера. Кванты рентгеновского излучения обладают большой энергией и поэтому практически не преломляются в веществе (значит, невозможно создать «линзы» для данного диапазона) и поглощаются при любых углах падения, кроме самых пологих (порядка 1° между траекторией фотона и поверхностью зеркала). Поэтому в рентгеновском зеркале входящие лучи идут почти параллельно отражающей поверхности. Зеркало представляет собой сужающуюся полую трубку с параболической или гиперболической поверхностью. Г. Волкер отметил, что для правильной фокусировки нужны два последовательно установленных зеркала. А для повышения чувствительности телескопа фокусирующий блок состоит из набора вложенных друг в друга зеркал с общей центральной осью.


Схема зеркала Волкера (первого типа)
21.02.1981 был запущен первый японский рентгеновский телескоп Hinotori (он же Astro-A [1]), в течение десяти лет наблюдавший солнечные вспышки в жестком рентгеновском диапазоне (это излучение с энергией фотонов больше 6 кэВ).
Затем состоялись успешные запуски рентгеновских обсерваторий Tenma (20.02.1983), Ginga (05.02.1987), Asuka (20.02.1993) и Suzaku (10.07.2005 [2]) - Hitomi стал шестым. Надо сказать, что все запущенные аппараты отработали заданный срок, последний, Suzaku на момент запуска Hitomi продолжал успешно работать.
Предпроектный этап создания Hitomi был завершен в 2006 году: были проанализированы результаты летных испытаний предыдущего аппарата, а там было чем заняться – через месяц после запуска был потерян запас жидкого гелия системы охлаждения основного прибора. С июня 2007 года началась фаза А проекта, в этом же году был выбран исполнитель по космическому аппарату – фирма NEC Corporation. В мае 2008 года проект прошел фазу защиты системных требований и началась фаза В. В июне 2008 года было достигнуто соглашение с NASA о создании двух рентгеновских телескопов и спектрометра SXS силами американской стороны. Вклад NASA в проект (стоимость телескопов) составил 44 млн. долл. 28.10.2009 JAXA подписало соглашение с Нидерландским институтом космических исследований, согласно которому последний взял на себя создание специальных фильтров и эталонного источника для калибровки спектрометра SXS. В мае 2010 проект спутника прошел экспертизу, проект перешел в фазу С. 16.03.2012 было достигнуто соглашение между JAXA и Европейским космическим агентством: ЕКА поставляло некоторые компоненты приборов и поддерживало эксплуатацию Hitomi, получая взамен возможность выполнять наблюдения при помощи телескопа. Весной 2012 года Нагойский университет завершил создание зеркала для телескопа HXT. В марте 2013-го американский Центр космических полетов имени Годдарда завершил сборку двух летных образцов телескопов SXT. Весной 2014 начаты сборка и испытания Hitomi, год спустя – в апреле 2015 г. - на спутник были установлены все приборы. 02.10.2015 были завершены функциональные, термовакуумные и вибрационные испытания космического аппарата.


Начало сборки Hitomi в апреле 2014 года


Спутник летом 2014 года
23.01.2016 спутник был установлен на ракету, 17 февраля состоялся успешный запуск на рабочую орбиту. Через 855 секунд после старта спутник отделился от ракеты-носителя, а на втором витке полета состоялся успешный сеанс связи с земной станцией Утиноура, на котором было подтверждено штатное раскрытие солнечных батарей и взятие аппарата на управление.
Да, название Hitomi (в переводе с японского «глаз», «зрачок») было присвоено аппарату после успешного выведения на орбиту. До этого спутник назывался Astro-H.


Пуск ракеты H-IIA с космическим аппаратом Hitomi

Технические характеристики спутника Hitomi
Заказчик: Институт космических и астронавтических наук ISAS в составе Японского космического агентства, JAXA.
Исполнитель: NEC Corporation, Токио, Япония.
Запуск: 17.02.2016 в 08:45:00 UTC с первой площадки стартового комплекса Йосинобу Космического центра Танэгасима.
Номер: 41337, 2016-012А.
Ракета-носитель: H-IIA F30.
Рабочая орбита: наклонение - 31°, высота – 575 км.
Масса: 2700 кг.
Габариты: длина при выдвинутой ферме – 13,9 м, ширина по раскрытым панелям солнечных батарей – 9,2 м.
Стоимость проекта: 273 млн. долл.
Срок активного существования: 3 года (по запасу жидкого гелия в системе охлаждения спектрометра).
Страница спутника на сайте eoportal.com (под VPN)
Страница спутника на сайте space.skyrocket.de

Космический аппарат




Полезная нагрузка


Расположение полезной нагрузки и ход лучей
Телескоп мягкого рентгена SXT с детектором SXI создан Центром космических полетов им. Годдарда (США). Зеркало телескопа имеет диаметр 45 см и состоит из 1624 отражателей, установленных с точностью 5 мкм. Фокусное расстояние прибора – 5,6 м. В фокальной плоскости расположены детектор из четырех ПЗС-матриц по 1280 элементов в каждой. Поле зрения телескопа составляет 38х38’, угловое разрешение – 1,3’; энергетическое – от 150 до 200 эВ в диапазоне 0,4…12 кэВ.
Телескоп мягкого рентгена SXT со спектрометром SXS имеет идентичную оптическую систему, но в качестве чувствительного элемента используется спектрометр, охлажденный до 0,05 К, что обеспечивает энергетическое разрешение лучше 7 эВ в диапазоне 0,3…12 кэВ. Поле зрения телескопа – 2,9х2,9’, размер элемента регистрирующей матрицы – 30”.
Детектором прибора является микрокалориметр, он измеряет изменение температуры, до которой чувствительный элемент нагревается упавшим на него фотоном [2]. Чтобы почувствовать малые изменения температуры детектор захолаживают до 0,05 К при помощи трехступенчатой системы охлаждения на основе сосуда Дьюара. В центре его находится бак, заполненный 25 литрами жидкого гелия с температурой 1,5 К. Он окружен вторым баком, содержащим 100 литров твердого неона при температуре около 17 К. Детектор размещен внутри гелиевого бака и охлаждается до рабочих температур холодильником с адиабатическим размагничиванием, работающим за счет квантовых эффектов.


Внешний вид спектрометра SXS


И его разрез


В полете Hitomi микрокалориметр успел поработать на нужной температуре
Телескоп жесткого рентгена HXT (2 шт.) создан университетами в Нагое и Осаке под руководством JAXA. Он также использует для фокусировки зеркало Волкера I типа диаметром 45 см (собирающая площадь 174 см²), но имеет фокусное расстояние 12 м. В отличие от оптических телескопов, где отражая лучи при помощи системы зеркал, можно существенно сократить габариты прибора, детекторы HXT пришлось выносить за пределы корпуса космического аппарата при помощи выдвижной фермы (EOB) длиной 6,4 м. Лазерная система юстировки и фокусировки телескопа, обеспечивающая измерение взаимного расположения зеркала и детекторов с точностью 60 мкм была создана в Канаде. Для регистрации рентгеновского излучения используются 4 слоя кремниевых детекторов и один – кадмий-теллуровых. Поле зрения прибора – 9х9’, угловое разрешение – 1,7’.


Внешний вид зеркала HXT


И его эскиз
Детекторы мягкого гамма-излучения SGD (2 шт.) построены на основе эффекта Комптона, размещены по бокам корпуса космического аппарата. Имеют энергетическое разрешение 4 кэВ в диапазоне от 60 до 600 кэВ.
Запоминающее устройство имеет емкость 12 Гбит.
Радиолиния передачи целевой информации работает в Х-диапазоне спектра. В состав радиолинии входят два канала со скоростью передачи данных 2 и 8 Мбит/с.

Космическая платформа
Командно-телеметрическая радиолиния спутника работает в традиционном S-диапазоне спектра.
Система электропитания космического аппарата использует в качестве первичного источника питания два крыла солнечных батарей по три панели в каждом. Мощность солнечных батарей составляет 3500 Вт. Приводов для ориентации на Солнце панели не имеют, они жестко закреплены на корпусе космического аппарата.
Поскольку главную роль в потере спутника сыграла система ориентации и стабилизации, ей посвящен отдельный раздел.

Система ориентации и стабилизации


Расположение составных частей системы на космическом аппарате
Система ориентации спутника электромаховичная, она обеспечивает наведение телескопов на объект исследования и стабилизацию спутника в течение 4 секунд (время экспозиции) с точностью порядка 7,2 угловых секунд. При этом угол между нормалью к поверхности солнечных батарей и направлением на Солнце не должен превышать 30°, что, конечно, накладывает ограничения на выбор объектов наблюдения, но любая точка на небесной сфере доступна для наблюдения как минимум дважды в год. Точность измерения ориентации составляет 12 угловых секунд относительно оси Z (продольной) и 3 угловые секунды по остальным осям. Продолжительность перенацеливания на угол 180° составляет 75 минут. Рассмотрим приборный состав системы ориентации.
Звездные датчики, STT (2 шт.) вновь разработанные как «стратегический компонент JAXA», прошли наземную экспериментальную отработку, но в космос раньше не летали. Датчик выдает данные об ориентации с частотой 4 Гц и с точностью 8,8”.


Датчик угловой скорости
Датчики угловой скорости Type-3AS, IRU (2 шт.) созданы Mitsubishi Precision Co., Ltd на базе динамически настраиваемых механических гироскопов. Датчик Type-3A с четырьмя гироскопами широко используется на японских аппаратах, например, он установлен на спутниках GCOM-W1 и ALOS-2. В состав прибора Type-3AS входят только три гироскопа (каждый измеряет угловую скорость относительно двух осей спутника), он летал на ASNARO и на SPRINT-A (Hisaki). Диапазон измеряемых угловых скоростей: до 4°/с до насыщения прибора и до 10°/производится измерение направления вращения. Угол, эквивалентный шуму, составляет 2”, дрейф нуля равен 0,002°/ч. Прибор выдает данные об угловой скорости по интерфейсу RS-422 с частотой 32 Гц. Срок активного существования прибора составляет 20,5 лет.
Датчик Солнца, CSAS (4 шт.) создан ADCOLE (полагаю, что японским филиалом), есть летная квалификация на борту космических аппаратов SPIRIT-A, ASNARO, Akatsuki. Поле зрения датчика, при котором обеспечивается линейность его характеристики, составляет 20°.
Магнитометр, GAS прошел летные испытания на борту SPRINT-A. Ввиду замены компонентов прошел экспериментальную отработку.
Двигатели-маховики Type-L HSRW, RW (4 шт.) также созданы Mitsubishi Precision Co., Ltd, у модели Type-M, имеющей летную квалификацию, был увеличен ротор, что обеспечило повышение кинетического момента двигателя-маховика с 30 до 80 Н·м·с. Управляющий момент равен 0,1 Н·м. Такой двигатель-маховик не очень подходит для быстрого перенацеливания спутника между объектами съемки, но с задачей точной стабилизации при астрономических наблюдениях справится отлично. Двигатели-маховики тоже являются «стратегическими компонентами» JAXA.
Электромагниты MTQ (3 шт.) вновь разработанные, созданы ZARM, прошли наземную отработку. В каждом из трех электромагнитов резервированы обмотки.


Схема установки реактивных двигателей
Реактивная система управления, RCS содержит восемь двигателей тягой по 3 Н, работающих на гидразине. Двигатели успешно эксплуатируются на японских космических аппаратах, в том числе Halca, Akari, Akatsuki и предыдущем рентгеновском телескопе Suzaku. Ввиду замены катализатора двигателей, была проведены ресурсные испытания.


Схема работы фильтра Калмана в системе ориентации Hitomi
Программное обеспечение управления ориентацией, ACFS построено на алгоритмах, отработанных в миссии Suzaku, но дополнено ввиду перехода на использование интерфейса SpaceWire.
Для достижения заданной точности наведения необходимо измерение углов ориентации по осям Х и Y (перпендикулярно визирной оси телескопа) с точностью 3 угловые секунды. Поскольку точность звездного датчика почти втрое хуже (8,8 угловых секунды), его показания уточняются путем применения данных датчика угловой скорости в фильтре Калмана. Опрос данных ДУС проводится с частотой 32 Гц, точность его измерений позволяет уточнить оценку углов ориентации до 0,05 угл. сек. На выходе фильтр Калмана выдает оценки углов ориентации и угловых скоростей, а также оценку дрейфа нуля датчика угловой скорости. При этом как оценки углов уточняются по измерениям угловой скорости, так и оценка дрейфа нуля ДУС уточняется по данным звездного датчика. Эта особенность алгоритма станет ключевой в последующих событиях.

Наземный сегмент
Для связи с рентгеновской обсерваторией используются земные станции в Космическом центре Утиноура в провинции Кагосима, а также станция Кацуура (Япония). Также для связи со спутником применяются станции Масуда (Япония), Сантьяго (Чили), Маспаломас (Испания) и Менгенев (Австралия).
В ходе аварии на связь с Hitomi выходили земные станции Утиноура (на рисунках ниже она обозначена как UCS), Маспаломас (MSP), Менгенев (MGN) и Кацуура (KTU).

Ход полета


Программа летных испытаний
Итак, 17.02.2016 в 17:45:00 по тоийскому времени состоялся успешный пуск ракеты H-IIA со спутником Hitomi. Через 14 минут и 15 секунд космический аппарат отделился от средств выведения, а в 19:40 с космическим аппаратом состоялся первый сеанс связи, в ходе которого было подтверждено раскрытие панелей солнечных батарей, и космический аппарат был взят на управление. Началась критическая фаза полёта продолжительностью 11 суток, в ходе которой выполняется раскрытие фермы EOB с детекторами телескопов HRT и проверки микрокалориметра SXS. В начале полета Suzaku из системы охлаждения SXS был потерян весь запас жидкого гелия, поэтому команда проекта Hitomi переживала за прибор. В ходе критической фазы полета для управления космическим аппаратом привлекались все станции, в зону радиовидимости которых попадал.
29.02.2016 JAXA подтвердило успешное прохождение критической фазы полёта и начала трехмесячных летных испытаний приборов полезной нагрузки. Из них первая половина (шесть недель) отводилась на летно-конструкторские испытания, вторая половина – на калибровку путем съемки хорошо известных небесных объектов. В июне планировалось перейти к наблюдениям. Ферма EOB была выдвинута 28.02.2016, при этом изменились моменты инерции космического аппарата, и на борт были заложены новые уставки для системы ориентации и стабилизации. На этом и последующих этапах для управления космическим аппаратом использовалась только земная станция Утиноура, а остальные станции – для приема телеметрии и измерения параметров орбиты.
16.03.2016 – успешно завершены испытания бортовой навигационной аппаратуры спутника, теперь параметры орбиты определяются по данным бортовых измерений. Но с целью дальнейших испытаний аппаратуры сеансы измерения параметров орбиты при пролетах земных станций отменять не стали.
26.03.2016 – выполнены проверки всех приборов полезной нагрузки, группа управления перешла к этапу тестовых наблюдений в рентгеновском диапазоне.



25.03.2016 выполнялись наблюдения Крабовидной туманности, возникшей на месте взорвавшейся в 1054 году сверхновой и оставившей после себя нейтронную звезду. Туманность была открыта ещё в 1964 году группой Г. Фридмана и с тех пор очень хорошо изучена.
На последнем штатном сеансе связи, который проходил 26.03.2016 года с 03:02 до 03:13 (здесь и далее – время токийское, JST), был начат маневр перенацеливания на квазар Маркарян-205. Маневр должен был завершиться в 03:22, уже вне зоны радиовидимости земной станции.
Следующий сеанс связи (05:49 – 06:02) состоялся со станцией Маспаломас (MSP). Была зафиксирована нештатная ориентация, снижение энергоприхода, отличие температурных режимов от ожидаемых. Кроме того, на этом и последующих сеансах связи не удалось воспроизвести телеметрическую информацию, записанную между сеансами связи – операторы располагали только информацией, полученной в режиме реального времени.
Сеанс связи в 07:31 – 07:44 ничем не отличался от предыдущего, кроме невозможности оценить энергоприход из-за нахождения спутника на теневом участке витка.
Последний сеанс связи со спутником был выполнен с земной станции Менгенев (MGN) в 09:52 – 10:04. За прошедшие два витка ситуация не изменилась – по-прежнему наблюдалась нештатная ориентация, снижение энегоприхода и нештатный температурный режим. Угол между направлением на Солнце и нормалью к поверхности солнечных батарей достиг 123°, а накопленный системой двигателей-маховиков кинетический момент - 112 Н·м·с (предельное значение – 120 Н·м·с). После достижения этого предела система ориентации космического аппарата переходит в аварийный режим SH (Safe Hold), в котором спутник должен навести на Солнце панели солнечных батарей и ждать команд от центра управления полетом.
Следующий сеанс связи был запланирован со станцией Менгенев в 16:40, но сигнал с космического аппарата получен не был.
Наблюдения при помощи наземного телескопа 31.03.2016 показали, что 26 марта в 10:37 Hitomi разделился на 11 объектов, и самый большой из них вращается с периодом 5,22 с (это 11,5 оборотов в минуту).
Измерение параметров орбиты показало, что в момент разрушения спутника произошло снижение перигея на несколько километров.


Изменение расстояния между объектами, на которые разделился Hitomi


Кривая блеска самого большого фрагмента


Изменение периода орбиты

Анализ аварии спутника


Четыре этапа развития аварии
Поскольку в ходе последних сеансов связи не удалось воспроизвести телеметрию, записанную между сеансами, всё изложенное ниже – результат моделирования. Всё началось со сбоя в работе звездного датчика:



В 03:22 завершается маневр наведения на объект Маркарьян-205. В 4:09, после выхода Земли из поля зрения звездного датчика (STT) на последний подается команда инициализации. Датчик в течение минуты выполняет поиск звезд, вычисляет угловое положение космического аппарата и переходит в режим поддержания ориентации (Tracking). В этот момент выполняется сброс фильтра Калмана, он выдает новые оценки углов и скоростей ориентации, а также скорости дрейфа нуля датчика угловой скорости. Новые оценки неточные, но уже примерно через пять минут работы фильтра Калмана и уточнения оценок по данным датчиков они должны вернуться в норму. И в этот момент происходит сбой в работе звездного датчика, он снова переходит в режим поиска, снимает сигнал валидности своих данных - и фильтр Калмана перестает их воспринимать. Оценка дрейфа нуля датчика угловой скорости замирает на значении 21,7°, и как следствие оценка угловой скорости по оси Z также оказывается равна 21,7°. Оценка является ошибочной, на самом деле скорость близка к нулю.
Здесь у читателя могут возникнуть два дополнительных вопроса, из них первый: почему сбоил звездный датчик? Звездный датчик был вновь разработанным изделием, проходил в тот момент летные испытания, а насколько героическим может быть этот процесс, мы помним по прибору ST-16, учившемуся работать на борту SkySat-1 в режиме do-or-die. Вот и японский датчик требовал дополнительной настройки (снижения) порога, по которому он принимал решение, что яркое изображение является звездой. При заводской настройке иногда в поле зрения оказывалось мало распознанных звезд и прибор переходил в режим поиска. Закладка на борт новых настроек датчика была запланирована на 28 марта.
Второй вопрос: почему алгоритм фильтра Калмана спроектирован так, что на его выходе возможно пусть и кратковременное, но появление настолько далеких от истины оценок? Это было сделано с целью сокращения времени настройки фильтра по завершению маневра, после окончания которой можно было переходить к астрономическим наблюдениям. Разработчики спутника хотели повысить эффективность работы обсерватории, вот и оптимизировали параметры фильтра по такому критерию.
В 04:14 звездный датчик снова смог определить свое положение в пространстве и выдал сигнал о валидности данных об ориентации. Фильтр Калмана первым делом проводит сравнение данных от звездного датчика и результата оценки угла ориентации, полученного путем интегрирования угловой скорости:



Оказывается, что разница значений превышает 1° (этот порог оценка угла пересекает примерно на третьей минуте интегрирования) – таком случае алгоритм работы системы ориентации и стабилизации считает, что звездный датчик вышел из строя, и перестает использовать полученную от него информацию. В качестве источника данных остается только датчик угловой скорости. Отметим, что попыток перейти на резервный звездный датчик система не предпринимает.
Итак, система ориентации видит (ошибочно измеренное) вращение вокруг оси Z и начинает его парировать при помощи двигателей-маховиков. В результате космический аппарат начинает вращаться в противоположном направлении, начинается вторая фаза аварии:



Аппарат медленно вращается вокруг оси Z, отворачивая солнечные батареи от направления на Солнце. Через полтора часа вращения он выходит из штатного диапазона в 30°, через четыре часа энергоприход сокращается до нуля, к моменту получения последней телеметрии с аппарата угол составит 123°. Всё это время двигатели-маховики пытаются парировать ошибочно измеренное вращение спутника, скорость их роторов увеличивается, накапливается кинетический момент системы. Конечно, происходит сброс накопленного кинетического момента при помощи электромагнитов, но система магнитной разгрузки не рассчитана на решение такой задачи и помешать накоплению кинетического момента она не может. Тут бы очень помогло наличие в контуре ориентации датчика Солнца, который бы отследил выход светила из рабочей зоны, и по показаниям которого можно было бы восстановить ориентацию. Но алгоритм не предусматривал включение датчика Солнца в таком режиме.
Когда двигатели-маховики достигли предельной скорости вращения (произошло насыщение по кинетическому моменту), система ориентации перешла в аварийный режим Safe Hold с включением в контур реактивной системы управления (режим SH RCS), начинается третья фаза аварии.
Режим SH RCS предусматривает переход на резервный полукомплект датчика Солнца, датчика угловой скорости, вычислителя и реактивной системы управления ориентацией. Если угловая скорость космического аппарата превышает 0,08°/с, то она должна быть погашена при помощи реактивных двигателей. Затем космический аппарат выполняет поиск, захват и удержание Солнца, ориентируя на него ось +Y (т.е. нормаль к солнечным батареям) и стабилизируя угловые скорости на уровне 0,25°/с. Если спутник находится в тени, он ожидает выхода на освещенный участок витка и затем начинает поиск Солнца.
Примерно в 10:06…10:10 система перешла в режим SH RCS. После перехода на резерв датчик угловой скорости обнаружил вращение космического аппарата, и были выданы команды на реактивные двигатели. Двигатели команды исполнили, но вместо снижения угловой скорости, начался её резкий рост. Дело в том, что при формировании новых данных о моментах инерции спутника с раскрытой фермой EOB была допущена ошибка, которая привела к тому, что команды исполнялись с точностью до наоборот.
В ходе расследования специалисты JAXA выяснили, как такое стало возможно. Вот схема формирования и закладки на борт данных о моментах инерции космического аппарата:



А вот более подробно - действия из нижнего левого угла схемы:



По результатам летных испытаний двигателей системы ориентации были уточнены значения тяги двигателей и при помощи специального программного обеспечения была сформирована матрица RCS drive matrix. Также были рассчитаны моменты инерции космического аппарата с раскрытой фермой EOB. И затем оператор уже другой программы на основе данных матрицы с параметрами двигателей и данных о моментах инерции сформировал таблицу с параметрами системы ориентации. Данные, как водится, переносили вручную (там всего 24 значения, из них половина нули) и забыли важный момент: при формировании новой таблицы данные должны быть записаны без знака «минус». Ввиду того, что формирование этих таблиц производится разработчиком спутника (в отчете JAXA он политкорректно не указан, но мы знаем, что это была корпорация NEC) и это мероприятие производится однократно на этапе летных испытаний, никаких руководств пользователя на программное обеспечение не выпускалось. В отчете [3] написано, что оператор хоть и имел опыт подобной работы, но с данной программой работал впервые. На выходе программа сформировала бинарный файл.
А дальше произошло для меня непонятное: было выполнено моделирование работы системы ориентации (см. блок AOCS simulator), которое не выявило ошибку в данных. Отчет написан неясно: вроде как один работник устно попросил второго проверить, но не обратил внимание, что проверить нужно работу реактивных двигателей. А второй, видимо, проверил только штатные режимы. Не могу понять, как можно выполнять столь важные проверки, вообще не вникая в суть происходящего... Да, на симулятор тоже не было руководства пользователя, и не было инструкции по верификации новых данных, которые мог бы прочитать оператор. В итоге 28 февраля новые уставки были загружены на борт и почти месяц ждали своего часа.
После включения двигателей скорость вращения спутника вокруг продольной оси стала нарастать и примерно в 10:42 произошло разрушение космического аппарата. Согласно расчетам, ферма EOB отделяется при угловой скорости 125 об/мин, а солнечные батареи – при 150 об/мин, вот результат моделирования:



С учетом того, что энергоприход по сути прекратился около 8 часов, отсутствие сигнала со спутника на сеансе связи в 16:40 кажется вполне логичным и понятным.

Работа над ошибками





Оранжевый цвет – алгоритм работы системы в ходе аварии, зеленый – правильный вариант алгоритма работы системы ориентации

В отчете JAXA приведены очень наглядные графики, представляющие что-то вроде блок-схем алгоритмов работы системы ориентации: как это было и как должно быть. Большинство принятых решений необходимо заменить на прямо противоположные:
1. Выполнить настройку фильтра Калмана так, чтобы некорректные значения просто не попадали на выход этого блока.
2. В случае сомнений в показаниях основного звездного датчика, нужно выполнить сверку с показаниями резервного прибора.
3. В случае расхождений между показаниями звездного датчика и расчетным углом, полученным путем интегрирования данных об угловой скорости отдавать приоритет звездному датчику (он же выполняет прямое измерение).
4. Не стоит выключать из контура датчик Солнца. И лучше, чтобы его поле зрения совпадало с рабочим диапазоном углов Солнца.

Последствия


Данные, полученные прибором Resolve обсерватории XRISM
Японское космическое агентство по результатам недолгого полета Hitomi выпустило обстоятельный отчет [3], из которого можно почерпнуть немало полезного по алгоритмам работы системы ориентации и стабилизации.
В июле 2017 года JAXA утвердило миссию XARM (X-ray Astronomy Recovery Mission), позднее переименованную в XRISM (X-ray Imaging and Spectroscopy Mission). Полезной нагрузкой орбитальной обсерватории стали два телескопа, работающих в диапазоне мягкого рентгена: Resolve (копия прибора SXS, также поставленная NASA) и Xtend (аналог SXI). От приборов HST и выдвижной фермы было решено отказаться (возможна совместная работа со спутником NuSTAR). Основная цель миссии – возобновить наблюдения, восполнить утрату Hitomi.
Космический аппарат XRISM был запущен на орбиту 6 сентября 2023 года, т.е. создание обсерватории заняло 6,5 лет (с момента аварии Hitomi). Опубликованы результаты наблюдений полезной нагрузки XRISM, сведений об проблемах или отказах я не нашел.
В заключение хочу отметить, что процесс создания космической техники простым не бывает. Единственная цель данного поста (как и всей серии про НШС) – изучение технических решений коллег и их последствий, попытка учиться на чужих ошибках.

Дополнения, уточнения и исправления всячески приветствуются.

Литература
1. Д. Бецис «Глаз», устремленный в глубины Вселенной. Hitomi (Astro-H) на орбите / «Новости космонавтики», № 4, 2016, с. 45 – 49. pdf
2. И. Соболев «Судзаку»: багряная птица, клюющая фотоны. Главный прибор, увы, неисправен… / «Новости космонавтики», № 9, 2005, с. 35 – 37. pdf
3. Hitomi Experience Report: Investigation of Anomalies Affecting the X-ray Astronomy Satellite “Hitomi” (ASTRO-H) / JAXA, 24.05.2016. pdf

Оставить комментарий

Популярные посты:

• Архив