宗 紅，王淑一，韓 冬，王大軼，李鐵壽，張洪華，黃江川

（北京控制工程研究所，北京l00080）

嫦娥一號(hào)衛(wèi)星的地月轉(zhuǎn)移變軌控制

宗 紅，王淑一，韓 冬，王大軼，李鐵壽，張洪華，黃江川

（北京控制工程研究所，北京l00080）

文章闡述了嫦娥一號(hào)衛(wèi)星地月轉(zhuǎn)移階段（從星箭分離到進(jìn)入使命軌道）的高可靠、高精度自主變軌控制方案，介紹了飛行軌道、軌控策略及控制參數(shù)優(yōu)化、星上自主變軌控制的系統(tǒng)設(shè)計(jì)和相關(guān)參數(shù)的地面標(biāo)定等，給出了在軌飛行試驗(yàn)的驗(yàn)證結(jié)果。

嫦娥一號(hào)衛(wèi)星；地月轉(zhuǎn)移；軌道控制；自主變軌控制

1 引 言

嫦娥一號(hào)衛(wèi)星于北京時(shí)間2007年l0月24日l(shuí)8時(shí)05分04秒由長(zhǎng)征三號(hào)甲運(yùn)載火箭從西昌衛(wèi)星發(fā)射中心發(fā)射升空。經(jīng)過(guò)一次遠(yuǎn)地點(diǎn)變軌和三次近地點(diǎn)變軌，嫦娥一號(hào)于l0月3l日進(jìn)入地月轉(zhuǎn)移軌道，并于11月5日準(zhǔn)確按計(jì)劃完成第一次近月制動(dòng)，成為中國(guó)第一顆月球衛(wèi)星。又經(jīng)過(guò)兩次變軌后，她終于到達(dá)離月面200km的通過(guò)月球兩極上空的圓形工作軌道。

嫦娥一號(hào)衛(wèi)星與月球軌道交會(huì)過(guò)程中地月轉(zhuǎn)移變軌控制至關(guān)重要，特別是第三次近地點(diǎn)加速和第一次近月點(diǎn)制動(dòng)兩次關(guān)鍵變軌，其控制窗口具有唯一性和短暫性，必須保證按飛行計(jì)劃及時(shí)、準(zhǔn)確地完成各次變軌控制。為此，嫦娥一號(hào)衛(wèi)星采用星上自主定姿、自主姿態(tài)控制、自主開(kāi)/關(guān)變軌發(fā)動(dòng)機(jī)、自主故障檢測(cè)以及快速恢復(fù)軌控的自主變軌控制方案，由地面配合進(jìn)行軌控參數(shù)優(yōu)化及推力標(biāo)定和加速度計(jì)標(biāo)定，并采取保證變軌精度的系統(tǒng)設(shè)計(jì)，出色地完成了地月轉(zhuǎn)移過(guò)程中的各項(xiàng)軌控任務(wù)。

文中所指的地月轉(zhuǎn)移階段是指從星箭分離開(kāi)始到進(jìn)入使命軌道的整個(gè)過(guò)程。本文介紹了嫦娥一號(hào)衛(wèi)星地月轉(zhuǎn)移階段的飛行軌道和變軌策略、軌道控制大系統(tǒng)、星上自動(dòng)變軌控制的設(shè)計(jì)、變軌控制參數(shù)的計(jì)算和標(biāo)定、保證變軌精度的其它措施以及飛行驗(yàn)證結(jié)果。

2 地月轉(zhuǎn)移飛行軌道及控制要求

2.1 在地月系統(tǒng)中的標(biāo)稱飛行軌道

嫦娥一號(hào)衛(wèi)星的地月轉(zhuǎn)移階段，包括調(diào)相軌道、地月轉(zhuǎn)移軌道和繞月軌道。飛行軌道如圖l所示[l]。

嫦娥一號(hào)衛(wèi)星由長(zhǎng)征三號(hào)甲運(yùn)載火箭送入近地點(diǎn)200km、遠(yuǎn)地點(diǎn)5l000km的大橢圓軌道（超GTO）。調(diào)相軌道任務(wù)是將超GTO軌道變?yōu)檫h(yuǎn)地點(diǎn)約400000km的地月轉(zhuǎn)移軌道。星箭分離后，衛(wèi)星在周期l6小時(shí)的超GTO軌道上運(yùn)行一圈半后，在遠(yuǎn)地點(diǎn)做一次小的軌道機(jī)動(dòng)，將軌道近地點(diǎn)高度變?yōu)?00km，再運(yùn)行一圈半，在近地點(diǎn)進(jìn)行第一次大的軌道機(jī)動(dòng)，將軌道周期變?yōu)榧s24小時(shí)，接著運(yùn)行l(wèi)～3圈后，進(jìn)行第二次近地點(diǎn)變軌，將軌道周期變?yōu)榧s48小時(shí)。運(yùn)行l(wèi)圈后，在調(diào)相軌道運(yùn)行結(jié)束到達(dá)最后一個(gè)近地點(diǎn)時(shí)，進(jìn)行第三次近地點(diǎn)變軌，使衛(wèi)星進(jìn)入地月轉(zhuǎn)移軌道。

地月轉(zhuǎn)移軌道共飛行l(wèi) l4小時(shí)，是接近燃料消耗最少的轉(zhuǎn)移軌道。在轉(zhuǎn)移軌道飛行途中一般都需進(jìn)行若干次軌道修正，正常情況下是2～3次，一次在離開(kāi)近地點(diǎn)后的24小時(shí)以內(nèi)完成，最后一次是在到達(dá)近月點(diǎn)前的24小時(shí)以內(nèi)完成。

衛(wèi)星到達(dá)近月點(diǎn)后，為了使其變?yōu)槔@月飛行的月球衛(wèi)星，需要在近月點(diǎn)進(jìn)行3次減速機(jī)動(dòng)。依次將軌道周期變?yōu)閘2小時(shí)、3.5小時(shí)和l27分鐘，最終進(jìn)入使命軌道。

圖l 嫦娥一號(hào)衛(wèi)星飛行軌道示意圖

2.2 對(duì)軌道控制的要求

科學(xué)探測(cè)要求嫦娥一號(hào)衛(wèi)星的工作軌道為高度200km±25km，相對(duì)于月球赤道的傾角為90°±5°。為了到達(dá)這一工作軌道，嫦娥一號(hào)飛行過(guò)程中要經(jīng)歷8～l0次軌道控制，包括l次遠(yuǎn)地點(diǎn)變軌、3次近地點(diǎn)變軌、l～3次中途修正和3次近月點(diǎn)制動(dòng)。

在進(jìn)入地月轉(zhuǎn)移軌道時(shí)，很小的初始速度誤差就會(huì)導(dǎo)致到達(dá)近月點(diǎn)時(shí)出現(xiàn)幾千千米的位置誤差，初始速度誤差越大，軌道修正所需的燃料就越多。此外，由于衛(wèi)星在近地點(diǎn)的高度低、速度快，若軌道控制的誤差較大，就會(huì)導(dǎo)致近地點(diǎn)位置發(fā)生變化，這時(shí)地面就不能保證連續(xù)的測(cè)控條件，因此嫦娥一號(hào)的軌道控制必須足夠精確。

地月轉(zhuǎn)移軌道的入口和第一次近月點(diǎn)制動(dòng)都具有唯一性。地月轉(zhuǎn)移軌道入口要求必須在特定的時(shí)間從特定的位置上進(jìn)入轉(zhuǎn)移軌道，否則不能按照預(yù)定計(jì)劃與月球交會(huì)；第一次近月點(diǎn)制動(dòng)則要求必須在近月點(diǎn)附近進(jìn)行減速，否則衛(wèi)星將飛離月球。如果這兩次變軌中任何一次失利，要想重新到達(dá)月球附近就需要花費(fèi)大量的燃料和時(shí)間，甚至根本無(wú)法實(shí)現(xiàn)。

為確保變軌按計(jì)劃及時(shí)執(zhí)行，考慮到惡劣情況，在沒(méi)有地面測(cè)控支持時(shí)，衛(wèi)星也要具有一定自主變軌的能力。

基于上述考慮，對(duì)嫦娥一號(hào)衛(wèi)星的軌道控制提出了精確性和及時(shí)性的要求，同時(shí)也要具備一定的自主性。

3 星地大回路軌道控制

嫦娥一號(hào)衛(wèi)星軌道控制由星上和地面共同完成。星上部分主要是制導(dǎo)、導(dǎo)航和控制（GNC）分系統(tǒng)及推進(jìn)分系統(tǒng)的相關(guān)設(shè)備，包括姿態(tài)敏感器（星敏感器和陀螺）、計(jì)算機(jī)和執(zhí)行機(jī)構(gòu)（變軌發(fā)動(dòng)機(jī)和姿態(tài)控制推力器）等，并依靠測(cè)控?cái)?shù)傳分系統(tǒng)同地面保持上、下行通信聯(lián)系。地面部分主要包括各測(cè)控站（船）的跟蹤、遙測(cè)和遙控設(shè)備以及位于北京的航天飛行控制中心。

衛(wèi)星飛行各階段，由地面進(jìn)行精確的軌道測(cè)量。獲取測(cè)距、測(cè)速數(shù)據(jù)和甚長(zhǎng)基線干涉（VLBI）系統(tǒng)的測(cè)角數(shù)據(jù)。飛控中心處理觀測(cè)數(shù)據(jù)，確定軌道參數(shù)。由此在地面制定軌道控制策略，計(jì)算優(yōu)化的變軌控制參數(shù)，并適時(shí)將有關(guān)數(shù)據(jù)注入星上計(jì)算機(jī)。衛(wèi)星根據(jù)注入的變軌控制參數(shù)自動(dòng)地進(jìn)行姿態(tài)機(jī)動(dòng)、變軌姿態(tài)保持、發(fā)動(dòng)機(jī)開(kāi)關(guān)機(jī)和巡航姿態(tài)恢復(fù)等控制過(guò)程。軌道機(jī)動(dòng)完成后，地面再進(jìn)行軌道測(cè)量和確定、對(duì)軌控效果進(jìn)行標(biāo)定和評(píng)估以及制定后續(xù)的軌控策略，從而構(gòu)成星地大回路軌道控制。

4 變控制參數(shù)計(jì)算和推力標(biāo)定

如前所述，在變軌控制實(shí)施過(guò)程中，在地面進(jìn)行的軌控參數(shù)計(jì)算和軌控后相關(guān)參數(shù)標(biāo)定是必不可少的步驟。

4.1 變軌控制的約束條件

變軌控制主要考慮以下約束條件：

l）燃料消耗：嫦娥一號(hào)衛(wèi)星攜帶的燃料量有限，所能提供的總速度增量受到限制；

2）測(cè)控范圍：雖然衛(wèi)星具有一定的自主變軌能力，但是出于安全性考慮，仍希望整個(gè)變軌過(guò)程都在地面實(shí)時(shí)監(jiān)視下進(jìn)行，而軌道控制時(shí)這樣的條件不一定能夠滿足，因此制定軌控策略時(shí)要考慮這一次軌控及后續(xù)軌控的地面測(cè)控條件；

3）衛(wèi)星能源：衛(wèi)星軌控過(guò)程中，可能處于地球或月球陰影中，或者帆板不一定能夠?qū)?zhǔn)太陽(yáng)，此時(shí)衛(wèi)星依靠電池供電，這要求軌道控制整個(gè)過(guò)程不能超過(guò)電池供電的最長(zhǎng)時(shí)間。

在不同的階段和不同的情況下，這些約束條件的重要性不同。在調(diào)相軌道階段主要考慮測(cè)控范圍的限制；在近月制動(dòng)時(shí)主要考慮衛(wèi)星能源；在發(fā)生故障而需要重新設(shè)計(jì)軌控策略時(shí)主要考慮燃料消耗約束。

4.2 點(diǎn)火姿態(tài)和角速度的選擇

軌控參數(shù)計(jì)算時(shí)，根據(jù)軌控的目標(biāo)，在滿足測(cè)控條件的約束下對(duì)軌控開(kāi)機(jī)時(shí)刻、軌控姿態(tài)和軌控時(shí)長(zhǎng)等參數(shù)進(jìn)行優(yōu)化，使得在達(dá)到目標(biāo)軌道的同時(shí)消耗燃料最少。同時(shí)星上還具備勻速轉(zhuǎn)動(dòng)變軌的能力，軌控過(guò)程中推力方向在空間按一定的角速度旋轉(zhuǎn)，可以進(jìn)一步減少軌控的燃料消耗。

為了保證軌控過(guò)程中星敏感器不受日光、月光和地氣光干擾，軌控姿態(tài)在保證+X（變軌推力）方向的情況下，可以繞+X軸旋轉(zhuǎn)一定的角度以尋找合適的姿態(tài)。

4.3 有限推力軌道控制參數(shù)計(jì)算

在制定軌道控制策略時(shí)，按照脈沖變軌方式進(jìn)行計(jì)算，計(jì)算過(guò)程中只有一個(gè)未定變量，即速度增量的大小。軌道控制策略確定后再按照有限推力方式計(jì)算當(dāng)前這一次軌控的控制參數(shù)。有限推力軌控時(shí)需要確定兩個(gè)變量：軌控開(kāi)機(jī)時(shí)刻、軌控關(guān)機(jī)時(shí)刻/開(kāi)機(jī)時(shí)長(zhǎng)。

軌控開(kāi)機(jī)時(shí)刻的選擇：一般情況下，有限推力變軌以近地（月）點(diǎn)為中點(diǎn)，前后各取一半的點(diǎn)火時(shí)間。也可以調(diào)整開(kāi)機(jī)時(shí)刻使軌道的近地點(diǎn)幅角達(dá)到期望的目標(biāo)，這時(shí)就要采用牛頓迭代法來(lái)調(diào)整開(kāi)機(jī)時(shí)刻。

軌控關(guān)機(jī)時(shí)刻的選擇：首先由脈沖變軌給出關(guān)機(jī)時(shí)刻的初始值，然后再用數(shù)值迭代的方法進(jìn)行精確計(jì)算。迭代時(shí)要考慮測(cè)控條件的約束，若不滿足測(cè)控條件的約束，則對(duì)關(guān)機(jī)時(shí)刻進(jìn)行修正，以滿足軌控時(shí)的測(cè)控約束。對(duì)于近月點(diǎn)制動(dòng)，關(guān)機(jī)時(shí)刻比較容易確定，只需從開(kāi)機(jī)時(shí)刻開(kāi)始，數(shù)值積分到軌道半長(zhǎng)軸滿足預(yù)定目標(biāo)即可。

4.4 加速度計(jì)和發(fā)動(dòng)機(jī)推力的在軌標(biāo)定

加速度計(jì)測(cè)量量本身包含零位偏差和脈沖當(dāng)量誤差，如不考慮這些偏差將影響軌道控制精度。為保證軌控的準(zhǔn)確性，需要對(duì)加速度計(jì)進(jìn)行標(biāo)定并給予補(bǔ)償。

加速度計(jì)的在軌標(biāo)定分為兩個(gè)方面，一是對(duì)加速度計(jì)零位偏差的標(biāo)定。每次軌控前，統(tǒng)計(jì)衛(wèi)星沒(méi)有噴氣的時(shí)間段內(nèi)加速度計(jì)的數(shù)據(jù)，給出平均值，作為加速度計(jì)的零位偏差，以便在軌控中對(duì)使用加速度計(jì)數(shù)據(jù)計(jì)算的衛(wèi)星速度增量進(jìn)行補(bǔ)償。二是利用定軌數(shù)據(jù)對(duì)加速度計(jì)的刻度系數(shù)進(jìn)行標(biāo)定。每次變軌結(jié)束后，依據(jù)地面測(cè)、定軌后給出的變軌過(guò)程中的速度增量δV和變軌過(guò)程中利用加速度計(jì)累計(jì)的速度增量，計(jì)算加速度計(jì)脈沖當(dāng)量標(biāo)定系數(shù)，在下一次變軌策略計(jì)算中對(duì)衛(wèi)星變軌速度增量進(jìn)行補(bǔ)償，以提高軌控精度。

衛(wèi)星入軌后，發(fā)動(dòng)機(jī)推力會(huì)隨著推進(jìn)劑貯箱溫度和壓力等參數(shù)的變化呈現(xiàn)出不同的特性。若采用同樣的推力進(jìn)行軌控策略的計(jì)算，勢(shì)必會(huì)帶來(lái)較大的計(jì)算誤差，影響變軌精度。所以在每次變軌后對(duì)推力器的推力標(biāo)定是高精度變軌必不可少的步驟。目前國(guó)內(nèi)外均有許多種推力標(biāo)定的方法。嫦娥一號(hào)衛(wèi)星主要根據(jù)加速度計(jì)數(shù)據(jù)對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)推力進(jìn)行標(biāo)定，同時(shí)根據(jù)衛(wèi)星貯箱壓力溫度等參數(shù)進(jìn)行適當(dāng)修正。

5 星上自主變軌控制的設(shè)計(jì)

為了解決深空探測(cè)中衛(wèi)星的變軌問(wèn)題，保證準(zhǔn)確、及時(shí)、可靠地完成衛(wèi)星的變軌控制，在嫦娥一號(hào)衛(wèi)星的變軌控制中，采用了一種星上自主地進(jìn)行的姿態(tài)確定、姿態(tài)機(jī)動(dòng)以及自主變軌的變軌程序。

5.1 變軌控制飛行程序

月球探測(cè)衛(wèi)星大部分軌道控制利用490N大推力發(fā)動(dòng)機(jī)完成，少量中途軌道修正以及環(huán)月運(yùn)行后軌道維持控制采用l0N小推力發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行。根據(jù)每種發(fā)動(dòng)機(jī)使用特點(diǎn)，制定了490N變軌準(zhǔn)備子程序，變軌控制程序，l0N變軌準(zhǔn)備、變軌控制以及l(fā)0N軌道維持子程序。保證各種軌道控制準(zhǔn)時(shí)、可靠。

5.2 與變軌控制有關(guān)的工作模式設(shè)計(jì)

GNC分系統(tǒng)設(shè)計(jì)了四種工作模式，用于衛(wèi)星變軌準(zhǔn)備和變軌控制：

l）恒星捕獲：在衛(wèi)星建立軌控點(diǎn)火姿態(tài)之前，利用敏感器信息預(yù)估衛(wèi)星的慣性姿態(tài)并進(jìn)行衛(wèi)星姿態(tài)控制；

2）慣性調(diào)姿：用于建立衛(wèi)星軌控點(diǎn)火姿態(tài)，實(shí)現(xiàn)衛(wèi)星三軸大角度姿態(tài)機(jī)動(dòng)；

3）恒星定向：在衛(wèi)星建立軌控點(diǎn)火姿態(tài)之后保證衛(wèi)星的穩(wěn)態(tài)控制；

4）軌控定向：進(jìn)行軌控發(fā)動(dòng)機(jī)開(kāi)、關(guān)機(jī)控制，確定衛(wèi)星的點(diǎn)火姿態(tài)，并進(jìn)行點(diǎn)火期間的姿態(tài)穩(wěn)定控制。

5.3 預(yù)置控制參數(shù)的自主變軌控制程序

在衛(wèi)星建立軌控點(diǎn)火姿態(tài)之前，衛(wèi)星進(jìn)入恒星捕獲模式，對(duì)陀螺漂移和加速度計(jì)零位偏差進(jìn)行標(biāo)定；根據(jù)程控指令，衛(wèi)星自主轉(zhuǎn)入慣性調(diào)姿階段，建立衛(wèi)星軌控點(diǎn)火姿態(tài)；調(diào)姿到位后，衛(wèi)星自主轉(zhuǎn)入軌控前的姿態(tài)穩(wěn)定階段，利用星敏感器對(duì)衛(wèi)星姿態(tài)進(jìn)行濾波修正；程控時(shí)間到，衛(wèi)星自主進(jìn)入軌控定向模式，星上自主控制軌控發(fā)動(dòng)機(jī)開(kāi)關(guān)機(jī)。軌控發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)機(jī)后，衛(wèi)星穩(wěn)定一段時(shí)間，自主轉(zhuǎn)入太陽(yáng)定向模式，恢復(fù)衛(wèi)星巡航姿態(tài)。

5.4 建立點(diǎn)火姿態(tài)的再定向機(jī)動(dòng)

近地軌道衛(wèi)星的姿態(tài)機(jī)動(dòng)多為單軸姿態(tài)機(jī)動(dòng)，或是三軸小角度的姿態(tài)控制。嫦娥一號(hào)衛(wèi)星在軌道控制前，需要將衛(wèi)星從對(duì)日定向的巡航姿態(tài)調(diào)整到軌道控制所需的點(diǎn)火姿態(tài)。這種姿態(tài)調(diào)整可能是任意姿態(tài)的調(diào)整，為此采用四元數(shù)方式同時(shí)進(jìn)行三軸姿態(tài)機(jī)動(dòng)。控制律設(shè)計(jì)中在考慮調(diào)姿時(shí)間有限制這一條件的同時(shí)還考慮了根據(jù)衛(wèi)星調(diào)姿姿態(tài)設(shè)置不同調(diào)姿角速度的方法，這樣既滿足時(shí)間要求又可適當(dāng)?shù)販p小軸間耦合。

5.5 點(diǎn)火姿態(tài)的測(cè)定

點(diǎn)火姿態(tài)主要通過(guò)陀螺數(shù)據(jù)估計(jì)確定。當(dāng)衛(wèi)星姿態(tài)角速度較大時(shí)，在適合星敏感器測(cè)量的條件下，自動(dòng)引入星敏感器信息修正衛(wèi)星點(diǎn)火姿態(tài)。

5.6 軌控發(fā)動(dòng)機(jī)的開(kāi)機(jī)和關(guān)機(jī)控制

軌控開(kāi)機(jī)采取預(yù)先注入開(kāi)機(jī)時(shí)間的自主程控點(diǎn)火，軌控關(guān)機(jī)采用速度增量及時(shí)間雙保險(xiǎn)關(guān)機(jī)的控制方法。當(dāng)加速度計(jì)信號(hào)積分值達(dá)到預(yù)定速度增量數(shù)值時(shí)，計(jì)算機(jī)發(fā)出關(guān)機(jī)指令。時(shí)間關(guān)機(jī)控制方法是指當(dāng)點(diǎn)火時(shí)間累計(jì)值達(dá)到預(yù)定點(diǎn)火時(shí)長(zhǎng)數(shù)值時(shí)，計(jì)算機(jī)發(fā)出關(guān)機(jī)指令。這一控制邏輯能夠保證，在正常情況下使用速度關(guān)機(jī)方法，實(shí)現(xiàn)高精度變軌；加速度計(jì)異常情況下使用時(shí)間關(guān)機(jī)方法，防止錯(cuò)過(guò)控制窗口或引發(fā)災(zāi)難性故障。

5.7 點(diǎn)火姿態(tài)的穩(wěn)定控制

考慮到軌控發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火的干擾力矩大，可能激發(fā)液體推進(jìn)劑晃動(dòng)和太陽(yáng)帆板撓性振動(dòng)，設(shè)計(jì)了基于脈寬調(diào)制（PWM）的PID和濾波校正的純數(shù)字化的噴氣姿態(tài)控制律[2]，有效地保證了變軌期間衛(wèi)星姿態(tài)控制精度。同時(shí)盡可能地減少了推力器脈沖工作次數(shù)。圖2給出了穩(wěn)定控制原理框圖。

圖2 軌控期間姿態(tài)穩(wěn)定控制原理框圖

5.8 關(guān)機(jī)后巡航姿態(tài)的自主恢復(fù)

以往靜止軌道衛(wèi)星變軌結(jié)束后，均由地面控制衛(wèi)星進(jìn)行太陽(yáng)捕獲，建立巡航姿態(tài)。嫦娥一號(hào)衛(wèi)星在變軌發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)機(jī)并穩(wěn)定一段時(shí)間后，自主地進(jìn)入太陽(yáng)定向模式，利用衛(wèi)星上安裝的太陽(yáng)敏感器進(jìn)行太陽(yáng)捕獲和太陽(yáng)定向控制，自主地恢復(fù)巡航姿態(tài)。

5.9 自主故障檢測(cè)、處理和恢復(fù)

目前靜止軌道衛(wèi)星的變軌控制多采用地面控制的方式，在變軌過(guò)程中若出現(xiàn)姿態(tài)控制或推進(jìn)系統(tǒng)異常情況，由地面進(jìn)行故障診斷，然后采取措施關(guān)閉軌控發(fā)動(dòng)機(jī)，中止軌道控制。中低軌道衛(wèi)星具有一定的自主軌控能力，但在軌控過(guò)程中出現(xiàn)姿態(tài)異常等現(xiàn)象，仍然能自主退出軌控，待地面排除故障后，再擇機(jī)進(jìn)行軌控。這種控制策略，對(duì)于軌控窗口有唯一性要求的月球探測(cè)衛(wèi)星卻不再適用。

嫦娥一號(hào)衛(wèi)星變軌控制過(guò)程中，是由星上自主檢測(cè)衛(wèi)星姿態(tài)信息，當(dāng)檢測(cè)出故障后，緊急關(guān)閉變軌發(fā)動(dòng)機(jī)，自主地進(jìn)行故障處置。同時(shí)，星上自主控制進(jìn)入一個(gè)過(guò)渡模式，待衛(wèi)星的姿態(tài)角速度被適當(dāng)阻尼后，自主地重新轉(zhuǎn)入軌控準(zhǔn)備階段，重新設(shè)置軌控流程。根據(jù)重新設(shè)定的時(shí)間，衛(wèi)星自主地轉(zhuǎn)入相應(yīng)的工作階段，恢復(fù)軌控，并根據(jù)所需要的控制量完成變軌開(kāi)、關(guān)機(jī)。

6 保證變軌精度的其他措施

對(duì)于嫦娥一號(hào)衛(wèi)星或其他對(duì)軌道要求嚴(yán)格的航天器，必須考慮到姿態(tài)控制噴氣（含動(dòng)量輪卸載）構(gòu)成其軌道運(yùn)動(dòng)的攝動(dòng)力，可能會(huì)影響軌道確定精度和變軌控制參數(shù)計(jì)算精度，最終影響變軌精度。為此，在嫦娥一號(hào)衛(wèi)星GNC系統(tǒng)設(shè)計(jì)中采用了減少噴氣和計(jì)量噴氣的措施，還研究了多種工作模式下的噴氣影響分析和補(bǔ)償方法。

6.1 巡航姿態(tài)的動(dòng)量輪控制

以往衛(wèi)星太陽(yáng)定向模式下多采用噴氣姿態(tài)控制。非力偶式安裝的推力器工作時(shí)，不但產(chǎn)生姿態(tài)控制力矩，而且產(chǎn)生使衛(wèi)星質(zhì)心速度改變的推力，使衛(wèi)星軌道發(fā)生復(fù)雜變化。為了減小衛(wèi)星姿控的噴氣量，嫦娥一號(hào)衛(wèi)星的太陽(yáng)定向巡航姿態(tài)采用動(dòng)量輪控制方式，有效地減少了噴氣對(duì)軌道的擾動(dòng)。但是，由于受到環(huán)境干擾力矩的作用，會(huì)造成動(dòng)量輪角動(dòng)量飽和。星上采用三輪零動(dòng)量工作方式，增加系統(tǒng)存儲(chǔ)角動(dòng)量的能力，減少噴氣卸載次數(shù)。

6.2 巡航姿態(tài)的慢旋方式和停旋控制

衛(wèi)星在巡航姿態(tài)下處于不同的軌道段，所受的干擾力矩不同。調(diào)相段主要受重力梯度力矩的影響，地月轉(zhuǎn)移段主要受太陽(yáng)光壓力矩的影響，月球捕獲段主要受月球引力的影響。在上述階段衛(wèi)星處于慣性定向姿態(tài)，干擾力矩引起不同程度的動(dòng)量積累。在巡航姿態(tài)下采用地面控制衛(wèi)星慢旋與星上自主啟旋的方式，使衛(wèi)星繞對(duì)日定向軸（+X軸）慢旋，抵消大部分干擾力矩的影響，減少巡航姿態(tài)長(zhǎng)期運(yùn)行中的噴氣卸載。在衛(wèi)星每次變軌前，地面控制衛(wèi)星停旋在適當(dāng)相位，以減少衛(wèi)星慣性調(diào)姿控制的噴氣量。

6.3 動(dòng)量輪噴氣卸載的計(jì)量納入軌道預(yù)報(bào)模型

嫦娥一號(hào)衛(wèi)星GNC分系統(tǒng)設(shè)計(jì)，采用了提供遙測(cè)通道將姿態(tài)控制推力器的工作時(shí)間和工作次數(shù)下傳到地面，結(jié)合姿態(tài)敏感器數(shù)據(jù)可以在地面較為準(zhǔn)確地計(jì)量每一個(gè)遙測(cè)周期內(nèi)噴氣推力的大小和方向的方法。根據(jù)遙測(cè)數(shù)據(jù)獲得噴氣加速度在航天器慣性坐標(biāo)系中的分量，定軌時(shí)計(jì)算并計(jì)入了噴氣攝動(dòng)，以補(bǔ)償姿控噴氣對(duì)軌道確定精度的影響。該方法顯著地提高了衛(wèi)星軌道確定的精度，補(bǔ)償流程如圖3所示。

圖3 定軌噴氣補(bǔ)償流程圖

為了防止動(dòng)量輪卸載發(fā)生在地面不可見(jiàn)（無(wú)遙測(cè)）弧段，GNC系統(tǒng)設(shè)計(jì)了強(qiáng)制卸載手段。飛控過(guò)程中，安排在地面可見(jiàn)弧段（在飛出測(cè)控區(qū)之前的一段時(shí)間）進(jìn)行強(qiáng)制卸載，通過(guò)地面注入卸載指令，強(qiáng)制動(dòng)量輪卸載有效地避免了航天器在不可測(cè)控弧段噴氣卸載。

6.4 變軌前后姿控噴氣納入變軌參數(shù)計(jì)算模型

由于在巡航姿態(tài)下進(jìn)行變軌前的測(cè)、定軌，計(jì)算出軌控參數(shù)后才進(jìn)行姿態(tài)機(jī)動(dòng)建立點(diǎn)火姿態(tài)，而姿態(tài)機(jī)動(dòng)采用噴氣控制完成，軌控過(guò)程中姿態(tài)控制和軌控后恢復(fù)巡航姿態(tài)的姿態(tài)機(jī)動(dòng)也會(huì)噴氣。在變軌參數(shù)計(jì)算時(shí)如果不考慮這些噴氣，會(huì)對(duì)變軌精度產(chǎn)生影響。

根據(jù)數(shù)學(xué)仿真和飛行遙測(cè)數(shù)據(jù)，可以估算不同條件下姿態(tài)機(jī)動(dòng)時(shí)的噴氣攝動(dòng)，并生成數(shù)據(jù)表。在軌控參數(shù)計(jì)算中，根據(jù)航天器本體相對(duì)于目標(biāo)姿態(tài)的誤差四元數(shù)查表求得對(duì)應(yīng)的航天器姿態(tài)機(jī)動(dòng)產(chǎn)生的速度增量，據(jù)此在軌控計(jì)算中修正軌控量，從而提高軌控精度，補(bǔ)償計(jì)算流程如圖4所示。

圖4 軌控參數(shù)計(jì)算中補(bǔ)償噴氣流程圖

7 飛行試驗(yàn)結(jié)果

嫦娥一號(hào)衛(wèi)星于2007年l0月24日l(shuí)8時(shí)29分38秒入軌，入軌后的近地點(diǎn)高度為200km，遠(yuǎn)地點(diǎn)高度為5l000km。入軌后當(dāng)天就對(duì)加速度計(jì)進(jìn)行了標(biāo)定，標(biāo)定出了兩個(gè)加速度計(jì)的零位偏差。

7.1 調(diào)相軌道階段

星箭分離后，嫦娥一號(hào)衛(wèi)星進(jìn)入周期為l5.8小時(shí)的超地球同步轉(zhuǎn)移軌道。經(jīng)過(guò)大約l天（繞地球一圈半），于l0月25日l(shuí)7時(shí)55分進(jìn)行了一次遠(yuǎn)地點(diǎn)變軌。衛(wèi)星從對(duì)太陽(yáng)定向的巡航姿態(tài)開(kāi)始，自動(dòng)進(jìn)行大角度姿態(tài)機(jī)動(dòng)，建立點(diǎn)火姿態(tài)；發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火關(guān)機(jī)后，衛(wèi)星自動(dòng)恢復(fù)巡航姿態(tài)；整個(gè)過(guò)程中地面沒(méi)有向衛(wèi)星發(fā)出任何遙控指令。以后每次變軌都要重復(fù)這一過(guò)程。因此，這是對(duì)于新設(shè)計(jì)的變軌控制流程的一次在軌試驗(yàn)，同時(shí)也將軌道的近地點(diǎn)高度提高到600km，改善了后續(xù)近地點(diǎn)變軌操作時(shí)的觀測(cè)條件。

在遠(yuǎn)地點(diǎn)變軌后大約l天，即26日l(shuí)7時(shí)33分和29日l(shuí)7時(shí)49分，成功地進(jìn)行了第一次近地點(diǎn)變軌控制。由于近地點(diǎn)附近地面觀測(cè)時(shí)間短，且易受軌道誤差影響，故使用了前述的自動(dòng)軌道控制流程。整個(gè)過(guò)程中地面未向衛(wèi)星發(fā)出任何遙控指令。變軌完成后，衛(wèi)星軌道周期從l5.8小時(shí)變?yōu)?4小時(shí)，遠(yuǎn)地點(diǎn)高度從5l000km變?yōu)?2000km。

按照衛(wèi)星飛行程序，在第一次近地點(diǎn)變軌后大約3天，進(jìn)行了第二次近地點(diǎn)變軌，軌道周期變?yōu)?8小時(shí)，遠(yuǎn)地點(diǎn)高度升至l20000km，超過(guò)了以往中國(guó)人造地球衛(wèi)星所到達(dá)過(guò)的高度。

衛(wèi)星繼續(xù)飛行約2天后，在l0月3l日l(shuí)7時(shí)l5分開(kāi)始進(jìn)行了第三次近地點(diǎn)加速。完成變軌后進(jìn)入了與月球交會(huì)的地月轉(zhuǎn)移軌道，這一次軌控特意提前了3分鐘，這樣就將軌道的近地點(diǎn)幅角減小了0.23°，使得中途修正的速度增量減小了一半。地月轉(zhuǎn)移軌道入口點(diǎn)時(shí)刻為l0月3l日l(shuí)7時(shí)25分4.7秒，比設(shè)計(jì)的地月轉(zhuǎn)移軌道入口時(shí)刻僅提前了23.3秒。

7.2 地月轉(zhuǎn)移軌道階段

由于實(shí)現(xiàn)了在發(fā)射窗口前沿發(fā)射，并且軌道控制精度較高，所以取消了原計(jì)劃在進(jìn)入地月轉(zhuǎn)移軌道第l7小時(shí)所進(jìn)行的第一次中途軌道修正，在進(jìn)入轉(zhuǎn)移軌道后第4l小時(shí)進(jìn)行了一次小的修正，修正量為4.84m/s。這次中途修正之后，根據(jù)定軌的結(jié)果，衛(wèi)星到達(dá)近月點(diǎn)的高度為211km，軌道傾角為90.l7°，近月點(diǎn)時(shí)刻為11月5日11時(shí)25分48秒，僅僅比標(biāo)稱軌道晚了20秒到達(dá)近月點(diǎn)。因此再一次取消了原計(jì)劃在到達(dá)第一個(gè)近月點(diǎn)前24小時(shí)進(jìn)行的第三次中途修正。

衛(wèi)星在轉(zhuǎn)移軌道上共飛行約114小時(shí)，于11月5日11時(shí)l5分開(kāi)始進(jìn)行第一次近月點(diǎn)制動(dòng)變軌，11時(shí)36分33秒變軌發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)機(jī)，衛(wèi)星進(jìn)入周期為l2小時(shí)2分的繞月軌道，成為一顆月球衛(wèi)星。

7.3 近月點(diǎn)制動(dòng)軌道階段

第一次近月點(diǎn)制動(dòng)后的環(huán)月軌道周期為l2小時(shí)l45秒。在11月6日11時(shí)2l分開(kāi)始進(jìn)行第二次近月點(diǎn)制動(dòng)，制動(dòng)后的環(huán)月軌道周期為3.5小時(shí)l04秒。在11月7日8時(shí)24分開(kāi)始進(jìn)行第三次近月點(diǎn)制動(dòng)，制動(dòng)后將衛(wèi)星的遠(yuǎn)月點(diǎn)高度降低到l87.66km，成為了近月點(diǎn)，原來(lái)的近月點(diǎn)成為了遠(yuǎn)月點(diǎn)，高度為2l3.2km，滿足高度200km±25km、傾角90°±5°的要求。至此嫦娥一號(hào)衛(wèi)星進(jìn)入了預(yù)定工作軌道。

8 結(jié) 論

嫦娥一號(hào)衛(wèi)星GNC分系統(tǒng)的高可靠、高精度自主變軌控制，保證了衛(wèi)星從繞地球運(yùn)行軌道順利轉(zhuǎn)移到預(yù)定的繞月球運(yùn)行軌道，為中國(guó)首次月球探測(cè)工程的圓滿成功作出了重要貢獻(xiàn)。本文從變軌參數(shù)優(yōu)化和參數(shù)標(biāo)定、星上自動(dòng)變軌控制和系統(tǒng)設(shè)計(jì)保障措施等方面詳細(xì)描述了嫦娥一號(hào)衛(wèi)星地月轉(zhuǎn)移階段的變軌控制過(guò)程以及高精度的變軌控制方法，同時(shí)給出了在軌飛行試驗(yàn)的驗(yàn)證結(jié)果，可供后續(xù)深空探測(cè)系列衛(wèi)星的軌道控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)參考。

[l]宗紅，李鐵壽，王大軼.月球衛(wèi)星GNC系統(tǒng)方案設(shè)想[J].航天控制，2005，23（l）：2～6

[2]王寨，李鐵壽，王大軼.探月衛(wèi)星變軌時(shí)的姿態(tài)控制研究[J].航天控制，2005，23（l）：11～l4

Orbit Maneuver Contro1during Cis1unar-Transfer Phase for CE-1 Spacecraft

ZONG Hong，WANG Shuyi，HAN Dong，WANG Dayi，LI Tieshou，ZHANG Honghua，HUANG Jiangchuan
（Beijing Institute of Control Engineering，Beijing 100080，China）

A highly reliable and accurate on-board control system design scheme is presented for the orbit maneuvers of CE-l spacecraft during it scislunar transfer phase.Flight trajectories，orbit transfer strategies and parameter optimization，on-board autonomous maneuver control procedures and parameter caliberations are addressed.Flight verification results are given as well.

CE-l spacecraft；cislunar transfer；orbit control；autonomous orbitmaneuver

V446.l；V448.22

A

l674-l579（2008）0l-0044-07

2007-l2-11

宗紅（l97l-），女，北京人，高級(jí)工程師，主要從事飛行器制導(dǎo)導(dǎo)航控制的研究工作（e-mail：zongh@bice.org.cn）。