日本价值 2.7 亿美元的望远镜，上天后碎成了十多块

图片：《日本 X 射线天文望远镜 ASTRO-H》

日本的 X 射线天文望远镜「ASTRO-H」太空中解体，造成这次事故的最主要原因是什么？

@英国那些事儿的报道据称这个天文望远镜由于追星仪故障，螺旋仪出错，喷气方向的代码写反……这一系列 bug 最终导致解题，真实情况是这样么？上天前都不检查一下？bug 也太多了……

姚飞，再邀请我回答民科相关问题我就要骂人了！

估计日本卫星出问题的原因在于没有设置副总祭拜师，主任烧香师，发射前没有去五台山、法门寺、XX 基地大槐树等地磕头，特别是缺乏 D 组织的领导和科学作风男 @鱼塘童鞋 -310 这样的高科技民工…

那个“英国 XXX”的文青乱翻译误导了很多人……

看英文新闻稿的意思是一连串的低层次错误，最后是因为上载的推力器配置表有误了，导致喷气极性反了，变成了正反馈，越转越快……

高速旋转一定是发生了极性错误，负反馈变正反馈然后发散了。飞控软件极性不是错在发动机控制就错在姿态确定数据滤波处理。陀螺有大量的测试可排除极性出错可能，发动机地面不好测出错可能大得多。

Star Tracker 我们不叫“追星仪”，叫“星敏感器”，简称“星敏”。但目前可以考虑请几个国内的研制单位也把名字改成“追星仪”，好浪漫啊……

星敏感器技术研究现状及发展趋势 --《红外与激光工程》2007 年 S2 期

高精度星敏感器星点提取与星图识别研究 CNKI 文献

基于星载敏感器的卫星自主导航及姿态确定方法研究 CNKI 文献

惯性基准的核心是陀螺仪。

执行部件叫“反作用飞轮”、“磁力矩器”。

基于反作用飞轮和磁力矩器的卫星姿态控制系统研究 CNKI 文献

正常模式下，姿控系统使用两种传感器获得星体姿态：星敏感器和惯性基准。

姿态机动完成后，系统才使用星敏数据去修正陀螺积分误差。机动期间陀螺误差是很大的，修正需要一点点时间。

姿态机动之后，卫星进入了地影，星敏看不到星星，4:09 分出地影后按计划执行了星敏初始化操作。4:10 分开始星敏进入跟踪模式，开始修正陀螺误差，似乎滤波算法初值很高，逐渐修正。

星敏遇到某种原因出错（比如单粒子事件，大概视场里全是假星星?），短暂进入了采集模式（就是丢失了星图跟踪，重新匹配星图），没有输出数据，于是陀螺的误差停止了修正，残留误差大约每小时 21.7 度每小时。

大约 4:14 的时候星敏回到了跟踪模式，但是此时星敏测量的数据跟陀螺的数据相差超过了一度。姿控设计方案是正常模式下如果星敏数据和陀螺数据如果相差超过 1 度，就只用陀螺，不理睬星敏，星敏的正确数据被丢弃了。

于是现在软件就要依靠一个错误的输入来控制姿态了。

既然发现星体有绕 Z 轴旋转的角速度，自然要使用反作用飞轮抵消掉这个旋转角速度。而且这时候姿控系统不用太阳敏感器数据，所以没有发现姿态异常。于是反作用飞轮真正让卫星开始旋转起来了。

飞轮很快就会达到最高转速饱和，所以飞轮加速的过程要同时使用磁力矩器对飞轮卸载，但是磁力矩器的能力毕竟是有限的，还要依赖于正确的姿态和地球磁场。所以在错误的姿态下，卸载也不成功。角动量开始逐渐积累。大约 9:50-10:04 期间，飞轮达到设计最大值 120Nms，饱和了。

这中间还有些不闭环的地方，到底是怎么处理陀螺数据的，磁棒怎么配置和处理的。如果陀螺的那个误差一直存在的话，星体应该最后能保持在 29 度每小时的转速，怎么会导致飞轮饱和呢？莫非是开环控制？

当飞轮达到饱和后，系统最后进入了最小安全模式，这种情况下一般的处理是控制航天器对日定向，保证帆板能源供给。

系统方案设计是认为此时飞轮控制已经失效，要靠推力器来保持对日定向。

于是姿控软件启动了推力器做喷气调姿和卸载，但是似乎几天前上载的推力器参数表有问题，喷气效果是喷反了，本来要减缓旋转，结果加速了旋转。

二月 17 日发射时，采用的是一组预置的推力器参数，针对的是入轨收拢状态构型，配合太阳敏感器控制，工作是正常的。

二月 28 日，地面重新上注了新的推力器参数，针对的是望远镜展开后整星质心变化的新力学状态。据信，这组新的推力器参数，从建立到上注的整个过程中，在地面没有充分验证和试验。

总的情况可能是这样：软件判断发动机需要工作一小下，可能只是例行卸载，结果我去，陀螺发现角速度还是大，软件说干扰挺厉害啊我再喷，tmd 又大了，软件心想不怕我早有预案，x 轴角速度超过 1 度每秒是吧，5 号发动机喷 400ms 先，卧槽 2 度每秒了，再喷…这时地面苦逼的设计已经发现了，该是 4 号发动机啊！

但是看这个姿控系统框图，有两个星敏啊？每个视场 8x8 度，采样速率 1Hz。另外还有两组陀螺，四个飞轮，三个磁棒，八个 3N 推力器。

而且据 JAXA 宣称，这个姿控方案还是继承成熟型号的，不是新的。