空间控制技术与应用Aerospace Con tro l and Applicati o n 第34卷 第1期2008年2月嫦娥一号卫星的地月转移变轨控制宗 红,王淑一,韩 冬,王大轶,李铁寿,张洪华,黄江川(北京控制工程研究所,北京100080)摘 要:文章阐述了嫦娥一号卫星地月转移阶段(从星箭分离到进入使命轨道)的高可靠、高精度自主变轨控制方案,介绍了飞行轨道、轨控策略及控制参数优化、星上自主变轨控制的系统设计和相关参数的地面标定等,给出了在轨飞行试验的验证结果。

关键词:嫦娥一号卫星;地月转移;轨道控制;自主变轨控制中图分类号:V446 1;V448.22 文献标识码:A 文章编号:1674 1579(2008)01 0044 07O rbitM aneuver C on tro l duri ng C isl unar T ransfer Phase for CE 1SpacecraftZ ONG H ong ,WANG Shuy,i HAN Dong ,WANG Day ,i LI T ieshou ,Z HANG H onghua ,HUANG Ji a ngchuan(B eijing Instit u te of Control Engineering,B eijing 100080,China )Abst ract :A high l y re liab le and accura te on board contro l syste m design sche m e is presented for the or b it m aneuvers o f CE 1spacecraft duri n g its cisl u nar transfer phase .F li g ht trajectories ,or b it transferstrateg i e s and para m eter opti m ization ,on board autono m ous m aneuver control procedures and para m eter cali b erations are addressed.Flight verification resu lts are g i v en as w e l.lK eyw ords :CE 1spacecraf;t cisl u nar transfer ;orbit contro;l autono m ous or b it m aneuver收稿日期:2007 12 11作者简介:宗红(1971-),女,北京人,高级工程师,主要从事飞行器制导导航控制的研究工作(e ma i :l zongh @bice .org .cn)。

1 引 言嫦娥一号卫星于北京时间2007年10月24日18时05分04秒由长征三号甲运载火箭从西昌卫星发射中心发射升空。

经过一次远地点变轨和三次近地点变轨,嫦娥一号于10月31日进入地月转移轨道,并于11月5日准确按计划完成第一次近月制动,成为中国第一颗月球卫星。

又经过两次变轨后,她终于到达离月面200k m 的通过月球两极上空的圆形工作轨道。

嫦娥一号卫星与月球轨道交会过程中地月转移变轨控制至关重要,特别是第三次近地点加速和第一次近月点制动两次关键变轨,其控制窗口具有唯一性和短暂性,必须保证按飞行计划及时、准确地完成各次变轨控制。

为此,嫦娥一号卫星采用星上自主定姿、自主姿态控制、自主开/关变轨发动机、自主故障检测以及快速恢复轨控的自主变轨控制方案,由地面配合进行轨控参数优化及推力标定和加速度计标定,并采取保证变轨精度的系统设计,出色地完成了地月转移过程中的各项轨控任务。

文中所指的地月转移阶段是指从星箭分离开始到进入使命轨道的整个过程。

本文介绍了嫦娥一号卫星地月转移阶段的飞行轨道和变轨策略、轨道控制大系统、星上自动变轨控制的设计、变轨控制参数的计算和标定、保证变轨精度的其它措施以及飞行验证结果。

2 地月转移飞行轨道及控制要求2.1 在地月系统中的标称飞行轨道嫦娥一号卫星的地月转移阶段,包括调相轨道、地44第1期宗 红等:嫦娥一号卫星的地月转移变轨控制月转移轨道和绕月轨道。

飞行轨道如图1所示[1]。

嫦娥一号卫星由长征三号甲运载火箭送入近地点200km 、远地点51000km 的大椭圆轨道(超GTO)。

调相轨道任务是将超GTO 轨道变为远地点约400000km 的地月转移轨道。

星箭分离后,卫星在周期16小时的超GTO 轨道上运行一圈半后,在远地点做一次小的轨道机动,将轨道近地点高度变为600km,再运行一圈半,在近地点进行第一次大的轨道机动,将轨道周期变为约24小时,接着运行1~3圈后,进行第二次近地点变轨,将轨道周期变为约48小时。

运行1圈后,在调相轨道运行结束到达最后一个近地点时,进行第三次近地点变轨,使卫星进入地月转移轨道。

地月转移轨道共飞行114小时,是接近燃料消耗最少的转移轨道。

在转移轨道飞行途中一般都需进行若干次轨道修正,正常情况下是2~3次,一次在离开近地点后的24小时以内完成,最后一次是在到达近月点前的24小时以内完成。

卫星到达近月点后,为了使其变为绕月飞行的月球卫星,需要在近月点进行3次减速机动。

依次将轨道周期变为12小时、3.5小时和127分钟,最终进入使命轨道。

图1 嫦娥一号卫星飞行轨道示意图2.2 对轨道控制的要求科学探测要求嫦娥一号卫星的工作轨道为高度200km 25k m,相对于月球赤道的倾角为90 5 。

为了到达这一工作轨道,嫦娥一号飞行过程中要经历8~10次轨道控制,包括1次远地点变轨、3次近地点变轨、1~3次中途修正和3次近月点制动。

在进入地月转移轨道时,很小的初始速度误差就会导致到达近月点时出现几千千米的位置误差,初始速度误差越大,轨道修正所需的燃料就越多。

此外,由于卫星在近地点的高度低、速度快,若轨道控制的误差较大,就会导致近地点位置发生变化,这时地面就不能保证连续的测控条件,因此嫦娥一号的轨道控制必须足够精确。

地月转移轨道的入口和第一次近月点制动都具有唯一性。

地月转移轨道入口要求必须在特定的时间从特定的位置上进入转移轨道,否则不能按照预定计划与月球交会;第一次近月点制动则要求必须在近月点附近进行减速,否则卫星将飞离月球。

如果这两次变轨中任何一次失利,要想重新到达月球附近就需要花费大量的燃料和时间,甚至根本无法实现。

为确保变轨按计划及时执行,考虑到恶劣情况,在没有地面测控支持时,卫星也要具有一定自主变轨的能力。

基于上述考虑,对嫦娥一号卫星的轨道控制提出了精确性和及时性的要求,同时也要具备一定的自主性。

3 星地大回路轨道控制嫦娥一号卫星轨道控制由星上和地面共同完成。

星上部分主要是制导、导航和控制(GNC )分系45空间控制技术与应用34卷统及推进分系统的相关设备,包括姿态敏感器(星敏感器和陀螺)、计算机和执行机构(变轨发动机和姿态控制推力器)等,并依靠测控数传分系统同地面保持上、下行通信联系。

地面部分主要包括各测控站(船)的跟踪、遥测和遥控设备以及位于北京的航天飞行控制中心。

卫星飞行各阶段,由地面进行精确的轨道测量。

获取测距、测速数据和甚长基线干涉(VLB I)系统的测角数据。

飞控中心处理观测数据,确定轨道参数。

由此在地面制定轨道控制策略,计算优化的变轨控制参数,并适时将有关数据注入星上计算机。

卫星根据注入的变轨控制参数自动地进行姿态机动、变轨姿态保持、发动机开关机和巡航姿态恢复等控制过程。

轨道机动完成后,地面再进行轨道测量和确定、对轨控效果进行标定和评估以及制定后续的轨控策略,从而构成星地大回路轨道控制。

4 变控制参数计算和推力标定如前所述,在变轨控制实施过程中,在地面进行的轨控参数计算和轨控后相关参数标定是必不可少的步骤。

4.1 变轨控制的约束条件变轨控制主要考虑以下约束条件:1)燃料消耗:嫦娥一号卫星携带的燃料量有限,所能提供的总速度增量受到限制;2)测控范围:虽然卫星具有一定的自主变轨能力,但是出于安全性考虑,仍希望整个变轨过程都在地面实时监视下进行,而轨道控制时这样的条件不一定能够满足,因此制定轨控策略时要考虑这一次轨控及后续轨控的地面测控条件;3)卫星能源:卫星轨控过程中,可能处于地球或月球阴影中,或者帆板不一定能够对准太阳,此时卫星依靠电池供电,这要求轨道控制整个过程不能超过电池供电的最长时间。

在不同的阶段和不同的情况下,这些约束条件的重要性不同。

在调相轨道阶段主要考虑测控范围的限制;在近月制动时主要考虑卫星能源;在发生故障而需要重新设计轨控策略时主要考虑燃料消耗约束。

4.2 点火姿态和角速度的选择轨控参数计算时,根据轨控的目标,在满足测控条件的约束下对轨控开机时刻、轨控姿态和轨控时长等参数进行优化,使得在达到目标轨道的同时消耗燃料最少。

同时星上还具备匀速转动变轨的能力,轨控过程中推力方向在空间按一定的角速度旋转,可以进一步减少轨控的燃料消耗。

为了保证轨控过程中星敏感器不受日光、月光和地气光干扰,轨控姿态在保证+X(变轨推力)方向的情况下,可以绕+X轴旋转一定的角度以寻找合适的姿态。

4.3 有限推力轨道控制参数计算在制定轨道控制策略时,按照脉冲变轨方式进行计算,计算过程中只有一个未定变量,即速度增量的大小。

轨道控制策略确定后再按照有限推力方式计算当前这一次轨控的控制参数。

有限推力轨控时需要确定两个变量:轨控开机时刻、轨控关机时刻/开机时长。

轨控开机时刻的选择:一般情况下,有限推力变轨以近地(月)点为中点,前后各取一半的点火时间。

也可以调整开机时刻使轨道的近地点幅角达到期望的目标,这时就要采用牛顿迭代法来调整开机时刻。

轨控关机时刻的选择:首先由脉冲变轨给出关机时刻的初始值,然后再用数值迭代的方法进行精确计算。

迭代时要考虑测控条件的约束,若不满足测控条件的约束,则对关机时刻进行修正,以满足轨控时的测控约束。

对于近月点制动,关机时刻比较容易确定,只需从开机时刻开始,数值积分到轨道半长轴满足预定目标即可。

4.4 加速度计和发动机推力的在轨标定加速度计测量量本身包含零位偏差和脉冲当量误差,如不考虑这些偏差将影响轨道控制精度。

为保证轨控的准确性,需要对加速度计进行标定并给予补偿。

加速度计的在轨标定分为两个方面,一是对加速度计零位偏差的标定。

每次轨控前,统计卫星没有喷气的时间段内加速度计的数据,给出平均值,作为加速度计的零位偏差,以便在轨控中对使用加速度计数据计算的卫星速度增量进行补偿。

二是利用定轨数据对加速度计的刻度系数进行标定。

每次变轨结束后,依据地面测、定轨后给出的变轨过程中的速度增量 V和变轨过程中利用加速度计累计的速度增量,计算加速度计脉冲当量标定系数,在下一次变轨策略计算中对卫星变轨速度增量进行补偿,以提高轨控精度。