現(xiàn)代小型月球探測器總體方案設計

1、現(xiàn)代小型月球探測器總體方案設計李立濤楊滌崔祜濤(哈爾濱工業(yè)大學航天學院哈爾濱150001摘要基于現(xiàn)代小衛(wèi)星總體設計的概念和思想,充分借鑒了哈爾濱工業(yè)大學探索1號小衛(wèi)星的設計經(jīng)驗和成果,對小型月球探測器的總體方案進行了設計,對其布局和各分系統(tǒng)進行了設計和分析,重點討論了GNC 系統(tǒng)的設計方案,并進行了軌道的分析和計算。關鍵詞小型月球探測器,總體設計方案,軌道設計0引言自1994年1月美國發(fā)射了克萊門汀21深空探測器并發(fā)現(xiàn)月球存在水資源以來,各國掀起了月球探測的新高潮。從各國發(fā)展態(tài)勢來看,輕小型月球探測器是當今月球探測的發(fā)展趨勢。例如美國1998年1月發(fā)射的“月球勘測者”探測器、日本將于近期發(fā)射的

2、“L UNAR 2A ”月球探測器、歐洲空間局將于2001年發(fā)射“SMAR T 21”探測器等?，F(xiàn)代輕小型探測器以其重量輕、多功能、費用低、研制周期短的優(yōu)點成為當今國際航天界的研究熱點,從而對輕小型探測器的總體方案設計思想和輕型化技術提出了新的挑戰(zhàn)。本文從現(xiàn)代小型衛(wèi)星的概念出發(fā),充分借鑒了哈爾濱工業(yè)大學正在研制和試驗的探索1號的設計經(jīng)驗和成果,提出了一種現(xiàn)代小型月球探測器的總體設計方案。1探測器的任務及分系統(tǒng)組成1.1任務目標根據(jù)研究結果,確定本小型月球探測器的任務目標如下:通過月球探測器的研制和飛行過程的研究,對我國現(xiàn)代輕小型深空探測器的設計、制造等技術進行演示 和驗證。通過對小型月球探測器

3、進行軌道設計和優(yōu)化及飛行過程中的實際軌跡控制,對深空目標(月球和行星的軌道設計、軌道規(guī)劃、軌道優(yōu)化及控制技術進行演示和驗證。作為一個長期的空間平臺并以此為突破口,對幾項深空探測的關鍵技術進行演示和驗證,同時對適用于輕小型衛(wèi)星和探測器的遙感器和有效載荷進行實驗和驗證。通過對月球表面進行較全面的測繪和遙感及對近月空間環(huán)境進行探測,以獲取第一批有關月球數(shù)據(jù),為以后的奔月飛行作準備。1.2總體設計思路本文應用現(xiàn)代小衛(wèi)星的先進總體設計思想,充分借鑒了美國的Clementine 21型探測器及哈工大探索1號微小衛(wèi)星的設計經(jīng)驗和技術,設計了現(xiàn)代小型月球探測器的總體方案,使探測器的重量限制在220kg 以下(

4、干重,功率限制在400W 下。1.3探測器的總體布局和特性本方案所設計的小型月球探測器外型為一長方箱體,尺寸為1.1m ×1.0m ×1.4m 。主承力結構為中心承力筒+壁板結構。結構采用分艙段的模塊化設計和布局,將有效載荷和服務系統(tǒng)分成不同的艙段,按推進艙、服務艙、有效載荷艙、天線艙和太陽帆板等艙段分別進行艙段設計,從而縮短總裝和測試周期,如圖1所示。其中用于月球表面測繪和觀測的有效載荷安裝在探測器的+Z 面并指向月球表面,用于環(huán)境探測的敏感器安裝在探測器的2Z 面。兩扇太陽帆板安裝在探測器的+Y 和2Y 面上。直徑為0.8m 的拋物面天線安裝在探測器的+X 面上,并指向

5、飛行器運動的方向。月球探測器的主要總體性能指標如下:月球衛(wèi)星軌道參數(shù)2軌道類型:極月圓軌道,軌道高度:300km ,傾角:90°發(fā)射方式:一箭多星或小型運載火箭單獨發(fā)射;姿控精度:a 1自旋階段定姿精男,1974年生,碩士;研究方向:航天器動力學與控制;聯(lián)系人。(收稿日期:2000205208;修訂日期:2000205208863計劃資助項目(863222523.4。度:3°,姿態(tài)控制精度:5°b 1V 慣性定向定姿精度:0125°(三軸,姿態(tài)控制精度:015°(三軸;c 1對月球定向定姿精度:0115° (三軸,姿態(tài)控制精度:013

6、°(三軸,穩(wěn)定度:0101°/s (三軸;d 1對地數(shù)傳指向精度13°,穩(wěn)定度:0105°/s ;電源:電池陣面積:410m 2,輸出功率:480W ,蓄電池容量:25Ah ;測控與通信:數(shù)傳存儲能力:1Gbytes ,碼速率:大于256kbps;衛(wèi)星構型:本體尺寸:1100×1000×1500mm 3;飛行狀態(tài)尺寸:1100×5500×1500mm 3;探測器質量:干重220kg ;濕重330kg。 (a (b 圖1探測器在地球停泊軌道(a 和環(huán)月軌道(b 的飛行情況1.4有效載荷為滿足小型月球探測器所制定科學任

7、務和目標,本方案采用了多個新的輕型遙感器和有效載荷,使探測器具有多任務性并提高了系統(tǒng)的功能密度,完成了以前重達幾噸的探測器才能完成的功能。本探測器方案采用了如下的遙感器和有效載荷:三線陣可見光立體測繪CCD 相機(像元分辨率40m ,用于月球表面的立體測繪;可見光和近紅外線陣CCD 相機(像元分辨率70m ,用于月面礦產(chǎn)和土壤的勘測;三軸磁強計,用于勘測月球表面和近月空間的磁場;高能粒子探測器和高能電子望遠鏡,用于勘測近月空間的宇宙射線、高能粒子等。1.5推進系統(tǒng)探測器的推進分系統(tǒng)的作用是在轉移軌道進入階段(TTI 點燃固體火箭發(fā)動機、提供在軌的三軸和自旋的姿控推力及提供V 調整推力。推進分系

8、統(tǒng)的構成設計如下:固體火箭發(fā)動機提供TTI 段推力。工作前使用切向推力器起旋到60r/min ?？衫^承我國現(xiàn)有的固體火箭技術。單組元推進系統(tǒng)為探測器起旋和消旋、角動量阻尼和主動章動控制、軌道轉移的姿態(tài)控制及月球測繪階段的軌道機動提供控制推力。采用肼燃料,包括10個(4N 和2個(10N 的姿態(tài)控制推力器。雙組元推進系統(tǒng)為TTI 以后階段提供V 機動推力,包括軌道機動和軌道調整、月球軌道進入等。推進劑選為增壓的雙組元N 2O 4/MMH 推進劑。主推力器可采用東三衛(wèi)星采用的480N 遠地點發(fā)動機。推進分系統(tǒng)的推力器的安裝方位和推力方向如圖2所示。其中P1是490N 的主發(fā)動機,P2為10N 的推

9、力器,P3為4N 的推力器。圖2月球探測器的推力器布局1.6星務管理系統(tǒng)本方案采用了輕型、高性能的星務管理系統(tǒng),總線沿用TS 21號衛(wèi)星星務管理系統(tǒng)采用的系統(tǒng)總線采用異步串行總線及CAN 總線異型備份方案。系統(tǒng)主要包括飛行器控制器及一個固態(tài)數(shù)據(jù)記錄儀。飛行器控制器是一個雙處理器系統(tǒng),包括6個模塊星務管理處理器模塊、敏感器圖像處理器模塊、指令模塊、測控模塊、姿態(tài)控制/推進系統(tǒng)接口模塊和電源支持模塊。其中星務管理處理器和敏感器圖像處理器采用Intel386EX 處理器,其功能是提供飛行器指令和遙測、星務管理及STC 圖像處理以及敏感器的圖像處理和數(shù)據(jù)處理功能。同時兩個處理器互為備份。固態(tài)數(shù)據(jù)記錄儀

10、用于標準月球測繪階段存儲遙感數(shù)據(jù),總存儲量為2.0Gbit 。1.7電源系統(tǒng)探測器的電源系統(tǒng)為需要電能的系統(tǒng)提供能源獲取、儲存和分配功能。系統(tǒng)組成包括:輕型NiH 2壓力容器蓄電池(25Ah ,用于太陽陰影下和電力使用高峰時的電源儲存。兩扇BSFR 硅太陽電池太陽帆板,為飛行器所有的系統(tǒng)提供能源,能自動對太陽定向。太陽帆板的功率產(chǎn)生同飛行任務階段有關。TTI 階段燃燒后,帆板展開并自動跟蹤太陽,功率上升到480W 。采用全調節(jié)母線的供電系統(tǒng)。1.8測控和通信系統(tǒng)小型月球探測器的測控和通訊系統(tǒng)提供了對地面測控站的瞬時射頻上行、下行鏈接,和跟蹤能力。探測器的測控和通信系統(tǒng)包括2個S波段全向低增益天

11、線,用于低數(shù)據(jù)傳輸率的上、下行通訊,和1個體固連直徑為0.8m的S波段高增益拋物面天線,用于高數(shù)據(jù)傳輸率的通訊,碼速率大于256kbps。兩個S波段異頻雷達接收機單元(一個備份為探測器提供接收和發(fā)送功能。2姿態(tài)與軌道控制系統(tǒng)為完成規(guī)定的科學任務和滿足輕型探測器的總體以及有效載荷和各分系統(tǒng)的要求,月球探測器采用了輕型GNC系統(tǒng)的設計方案,以輕型、廉價的器件完成姿態(tài)和軌道控制系統(tǒng)的任務,同時獲得較高的姿態(tài)測量和控制精度以及一定的軌道自主導航和控制能力。2.1姿軌控系統(tǒng)的構成姿軌控系統(tǒng)由敏感器、執(zhí)行機構和控制器三類設備及軟件組成。(1測量部件:數(shù)字式太陽敏感器2個光纖速率陀螺4個輕型星敏感器2個加速

12、度計4個(2執(zhí)行機構:反作用飛輪4個變軌發(fā)動機1個490N姿態(tài)控制推力器4N(10個10N(2個探測器的姿態(tài)控制系統(tǒng)主要采用主動三軸穩(wěn)定控制方案,另外為降低由固體火箭安裝偏差所導致的偏心力矩對探測器定向精度的影響,在TTI階段采用了自旋穩(wěn)定控制方案。星敏感器能根據(jù)單個圖像提供任何姿態(tài)下的三軸姿態(tài)信息(除太陽、地球和月球同時出現(xiàn)在一個視場中。10個4N和2個10N的噴氣推力器用于加速度較大的旋轉機動、角動量管理、V機動時的指向控制、起旋、消旋、主動章動控制和自旋軸的進動控制。4個輕型反作用飛輪組件用于精確的指向和加速度較小的旋轉機動控制。飛行器標稱情況下使用三個正交飛輪,第四個斜裝飛輪作為備份。

13、2.2月球探測器的姿態(tài)測量方案星敏感器與光纖陀螺聯(lián)合定姿該方案為探測器的主要定姿方案。主要應用在下面兩種情況:(1星敏感器與光纖陀螺組成Kalman濾波定姿系統(tǒng),可用于高精度、高穩(wěn)定度對月對地定向的三軸穩(wěn)定控制模式。高精度的星敏感器每隔數(shù)秒鐘提供一次姿態(tài)更新信息,Kalman濾波器則對光纖陀螺的常值漂移進行修正,從而降低了對光纖陀螺精度的要求。(2星敏感器賦姿態(tài)初值、光纖陀螺積分進行定姿,用于對月/對地或/對日的雙向大角度姿態(tài)機動控制模式。數(shù)字式太陽敏感器與光纖陀螺聯(lián)合定姿用于探測器自旋穩(wěn)定階段的姿態(tài)確定。2.3月球探測器的姿態(tài)控制方案月球探測器主要的姿態(tài)控制模式有8種。自旋穩(wěn)定階段的姿態(tài)控制

14、模式有4種:(1自旋軸開環(huán)轉速控制模式;(2自旋軸閉環(huán)轉速控制模式;(3主動章動控制模式;(4自旋軸進動控制模式。自旋穩(wěn)定階段的姿態(tài)確定方案為數(shù)字式太陽敏感器與光纖陀螺的聯(lián)合定姿。執(zhí)行機構為6個推力器,其中(1和(2的控制通過4個切向4N的推力器完成,(3和(4則使用軸向的2個10N推力器。主動三軸穩(wěn)定階段的姿態(tài)控制模式也有4種。(1對月或對地定向三軸穩(wěn)定控制模式:本控制模式主要用于對月或對地的高精度、高穩(wěn)定度的穩(wěn)定控制。姿態(tài)確定方案采用星敏感器與光纖陀螺組成Kalman濾波定姿系統(tǒng),執(zhí)行機構為4個反作用飛輪(一個備用。(2對月/對地/對日姿態(tài)機動控制模式:探測器在月衛(wèi)階段對月/對地/對日定向

15、姿態(tài)的雙向切換過程,采用繞歐拉軸快速機動PD控制方案。姿態(tài)確定方案為星敏感器賦初值,光纖陀螺積分定姿。執(zhí)行機構為反作用飛輪,由于飛輪控制只消耗探測器的電能,與傳統(tǒng)的推力器機動方案相比,降低了燃料的質量。(3慣性指向三軸穩(wěn)定控制模式:慣性指向穩(wěn)定控制模式主要用于軌道機動和修正時的V點火姿態(tài)的建立和對某些特殊目標的跟蹤。姿態(tài)確定方案同1,執(zhí)行機構為姿控推力器。控制律采用傳統(tǒng)PD控制。(4三軸噴氣姿態(tài)控制機動控制模式:本控制模式主要用于軌道轉移過程中巡航姿態(tài)與V點火姿態(tài)之間的雙向切換。姿態(tài)確定方案同(2,執(zhí)行機構仍為姿控推力器。2.4軌道自主導航和管理方案在標稱情況下,探測器的軌道控制及軌道確定工作

16、由地面站完成。為降低風險和提高軌道控制精度,探測器的軌道控制方案要求具有一定的自主導航和自主管理能力。在本方案中,探測器裝有一個星載的K alman濾波遞推器,該遞推器含地球和月球的引力場模型及第三體的攝動模型,利用地面站提供的測軌信息作為初值進行遞推,為在軌定時和操作提供探測器的軌道狀態(tài)信息。必要時(如在地面站與探測器失去聯(lián)系且需要軌道控制時由該遞推器提供測軌信息。為提高軌道控制的精度,探測器的軌道控制具有一定的自主能力。例如采用線加速度計對速度增量進行積分,當達到預先提供的速度增量值時,自動完成推力器的熄火操作。3軌道設計和分析為完成小型月球探測器的科學任務及有效載荷和服務系統(tǒng)的要求,對軌

17、道設計的要求和約束條件如下:(1要求在最初兩個恒星月時間內,完成對月球表面的連續(xù)全覆蓋觀測和遙感。(2月球衛(wèi)星的軌道參數(shù)的選擇應保證各種有效載荷和相關分系統(tǒng)的正常工作。尤其是保證可見光CCD 相機拍照對星下點太陽高度角的要求?？捎锰栂辔唤堑姆秶?即太陽光線和軌道面的夾角加以限制,在探測器在軌壽命期間,太陽相位角的變化范圍如圖3所示。(3要求采用能量最省的奔月轉移軌道,并要求對軌道參數(shù)進行優(yōu)化,使探測器在軌期間用于軌道修正的速度增量最小。(4要求探測器在軌道機動和修正時必須在測控站觀測范圍內。并且要求在發(fā)射和轉移軌道階段除本國的地面測控站和遠洋測量船外,不需其他地面站的協(xié)作。(5發(fā)射日期的選擇

18、必須滿足太陽相位角的要求及適當?shù)奶煳膸缀侮P系,以滿足軌道轉移過程中的光照要求和使月球軌道制動時所需的速度增量最小。(6要求地月轉移軌道的方案具有較寬的發(fā)射窗口 。圖3月球衛(wèi)星軌道期間的光照情況根據(jù)以上對軌道設計的考慮和和要求,小型月球探測器的軌道設計方案如下。3.1地球停泊軌道為保證探測器在地月轉移軌道機動點火時具有精確的位置、時間和速度的入軌條件,及有效地擴展發(fā)射窗口,月球探測器采用了地球停泊軌道的發(fā)射方案。發(fā)射場暫定為酒泉發(fā)射基地,初始停泊軌道的軌道參數(shù)選為:圓形軌道,高度200km ,軌道傾角43°。3.2地月轉移軌道為保證月球探測器精確的入軌條件(指月球衛(wèi)星軌道的近月點高度、

19、傾角和升交點赤經(jīng)、減少軌道轉移過程中軌道控制偏差帶來的風險,月球探測器的地月轉移軌道采用2.5圈的定相環(huán)形轉移軌道方案,即探測器先按不同的橢圓軌道繞地球轉動2圈后,在最后一個弧段才與月球交會。定相環(huán)形轉移軌道的優(yōu)點是:轉移軌道在轉移過程中有多次最佳軌道修正和軌道機動機會,因而能保證探測器進入月球軌道時較精確的入軌條件,降低了對運載火箭要求的L EO 入軌精度,降低了風險。對于定相環(huán)形轉移軌道,由于具有較多的軌道修正的機會,可充分利用轉移軌道過程中幾圈環(huán)地軌道的合適位置進行軌道修正,而可最大限度地減少軌道修正所需的燃料,同時降低了對地面站的捕獲時間的要求。該轉移軌道可對前幾圈的環(huán)地軌道的的軌道周

20、期進行調整,可大大擴展發(fā)射窗口。本方案采用能量最省的定相環(huán)形轉移軌道,地月轉移過程的地心掃角接近900°,轉移過程的時間為18天。軌道轉移情況如圖4所示 。圖4215圈的定相環(huán)形轉移軌道3.3月球衛(wèi)星軌道為完成小型月球探測器的科學任務,即獲取月面高分辨率的可見光立體測繪圖像和全球覆蓋的月面多譜段遙感圖像和月球附近空間環(huán)境的有關數(shù)據(jù),考慮以上要求和對環(huán)月衛(wèi)星軌道設計的約束條件,暫確定小型月球探測器的月球衛(wèi)星軌道的設計參數(shù)為:軌道傾角:90°偏心率:0;軌道高度: 300km;軌道周期:137.6min;初始太陽相位角35°。月球探測器在整個任務過程中所需的燃料預算見

21、下表1。設探測器由運載火箭送入L EO停泊軌道(高度為200km衛(wèi)星干重為220kg,探測器月球軌道壽命為3個月。變軌發(fā)動機比沖Isp1=310s,姿控推進器比沖Isp2=285s。固體火箭發(fā)動機比沖為Isp=280s。表1推進劑初步預算速度增量V/ms-1比沖Isp/s燃料消耗m/kg衛(wèi)星質量m/kg發(fā)射1421地月轉移射入3006280330衛(wèi)星干重220kg備注:固體發(fā)動機178kg,燃料1012kg4結論本文根據(jù)現(xiàn)代小衛(wèi)星概念和總體設計思想,對一種月球探測器的總體方案進行了設計,其特點如下:(1采用了現(xiàn)代小衛(wèi)星模塊化、平臺化和輕型化的總體設計技術,使月球探測器達到輕型化。其干重220k

22、g,總功率480W。(2采用了新型遙感器和有效載荷、新型電子設備以及現(xiàn)代輕型衛(wèi)星結構和材料,大大提高探測器的功能密度,使探測器具有多功能、多任務的特點。(3采用了以星上計算機網(wǎng)絡的為核心的星上電子一體化技術,對星上電子系統(tǒng)進行了集成,從而提高了系統(tǒng)的可靠性并降低了質量。(4探測器具有較高的自主性,可在無地面干預的應急條件下進行自主定軌,自主任務管理與自主狀態(tài)管理,具有較高的故障診斷、隔離與恢復處理功能。(5采用以輕型星敏感器與光纖陀螺聯(lián)合定姿和反作用飛輪為代表的輕型GNC系統(tǒng)及元件,使探測器獲得較高的姿控精度(達0.3°并提高了系統(tǒng)的功能密度。(6采用了能量最省的定相環(huán)形轉移軌道,大大降低了燃料的消耗并擴展了發(fā)射窗口。參考文獻:1Carrico J,Carrington D,hametz M,et al.Maneuver Plan2ning and Results for Clementine(the Deep Space Program Science Experiment Mission.AAS Paper,19952Carrington D,Carrico J,Jen J,et al.Trajectory Designfor the Deep Space Program Scien