火星探测器(20210306075851)

1、YH-1火星探测器各分系统设计简要介绍YH-1火星探测器是我国独立研制的第一颗火星探测器，其研制周期短（仅 为23月），技术难度大。如超远距离（3. 56亿公里）测控通信技术，要求 星上能接收非常微弱的信号，星上接收机具高灵墩度；通信信号以光速往返需 约40 min,要求星上具有姿态确定和高度自主的控制能力；入轨后太阳阵压紧 11个月后展开释放及部分电子器件的休眠唤醒技术；环火2个月后面临7轨 共21 d,最长8. 8 h的长火影影响，要求具超低温控制和休眠唤醒技术； 探测器总质量小于113 kg,要求采用整星小型化、轻型化技术；采用整星甚 低剩磁控制技术等。因此，YH -1火星探测器面临特殊

2、环境设计的多种技术难 点。作为我国独立研制的第一颗火星探测器，YH-1火星探测器对后续的火星探 测器的设计具有很高的参考价值。本文对YH-1的各个分系统进行简要介绍。1. 任务分析1. 1任务功能、组成及主要技术指标火星是位于地球轨道外侧最近的一颗行星。通过探索火星，人类希望建立 笫二家园和寻找地球以外的生命。火星研究主要包括磁场、大气与气候、空间 环境、地貌和水消失的痕迹等。火星围绕太阳公转1年需687d,而地球围绕太 阳公转1年363d,因此火星与地球每2年有1次靠近机会。火星距地球表面 最近处5. 670 *107 km,离地球表面最远处3. 559 4*108 km。火星的光强仅为 地

3、球的43. l%o火星探测器从发射至抵达火星轨道需飞行10. 5、11. 5月。YH- 1火星探测器将环绕火星轨道探测火星的空间环境，对火星的空间磁场、电离 层和粒子分布及其变化规律，表面物质粒子等进行科学研究。1.1.1任务功能YH-1探测器的主要任务功能有:研究火星的空间环境，如火星的弓激波和磁 鞘等；探测火星空间环境，包括火星磁层的形状与结构、各空间区域等离子体特 性与分布；火星电离层密度剖面，特别是首次探测正午和子夜电离层区域的特 性及背阳面电离层的产生机制；研究火星离子逃逸的物理过程、输运机制，探索 火星表面水损失途径和机制，以及空间环境对可能存在的火星生命影响；针对太 阳风与有弱内

4、禀磁场的火星空间环境的相互作用，开展比较行星学研究，以更好 地认识地球的空间环境。除自身的科学探测和光学成像外,YH-1火星探测器将 与俄FGSC火星探测器联合进行首次国际火星电离层的掩星探测，如图1所示。 图中：S1为大椭圆轨道的中方YH-1探测器；S2为俄罗斯FGSC探测器。掩星接 收机接收俄FGSC E行器上的信标信号,测量信号幅值和载波相位。通过地面后 处理，获得火星电离层的电子密度和总电子含量。图1为YH-1与俄罗斯FGSC火 星探测器开展掩星探测轨迹。1. 2组成YH-1火星探测器有效载荷包括离子分析器I、II,电子分析器，掩星接收,磁强计A/ B和光学成像仪I、II等8台有效载荷

5、。YH-1火星探测器山探测器本体和太阳电池阵组成。探测器本体为六面体， 外形长750 mm *宽750 mm *inj 600 mm;太阳电池阵展开后长6. 85 m,如图2所 示。通过其长基线干涉测量（VLBI）测轨+多普勒单向测速方法获取空间位置 参数以确定探测器轨道；数传分系采用直接对地球通信方式。高增益数传天线 最大直径950 mmo探测器山综合电子及有效载荷数管计算机实现整星管理、运 算和控制。星体内部主要安装有效载荷、电源、姿控、测控数传和综合电子等 分系统，星体外部安装有效载荷传感器、姿态敬感器、推力器、接收天线和发 射天线等部件。为满足有效载荷正常工作和深空通信对姿控的要求，探

6、测器正 常运行期间采用星敬感器+惯性基准测量姿态，III 4个反作用E轮组成零动量 控制方式实现对日、对地、对火和对俄FGSC探测器定向的三轴稳定姿态控制。a.）收拢状态展开状态图2 YH -1火星探测器构型1. 3主要技术指标探测器总体主要技术指标为:发射质量小于115 kg；六面体；功率,在轨运行段长期150W,短期200W；大椭圆轨道；轨道倾角0b 5b：近火点高度400 1 000 km,远火点高度74 000 80 000 km；姿控釆用零动量控制三轴稳定，氨气 推进;电源采用全调节母线电源控制方式，双翼三结神化镣太阳能电池，面积 4. 674m2 ,锂离子蓄电池;测控数传,X频段,

7、CCSDS规范;31750CPU中央数据处 理器；板式结构；被动热控为主，辅以主动热控；可靠性0. 65（寿命末期）； 寿命，暂定1年。2. 姿态轨道控制分系统YH-1火星探测器是一颗三轴稳定控制卫星其姿态控制分系统以三轴稳定方 式控制器体姿态进行火星成像（对火定向）、获取能源（对日定向）、对地数 传（对地定向），以及控制器体指向空间的某一方位（掩星科学试验）等。姿 态确定系统根据控制模式采用不同的姿态确定算法：在粗对日模式下通过星体 模拟太阳角讣获取姿态信息，在其他模式下根据陀螺测量信息汁算姿态，并使 用星敬作周期性修正。姿态控制分系统主要使用反作用飞轮的比例积分微分 （PID）控制和喷气开

8、关控制。此外，喷气执行机构还用于动量卸载。2.1分系统特点YH-1火星探测器姿态控制分系统工作模式的设置和分系统控制方案的设计 与其任务要求密切相关。与地球轨道卫星相比，火星探测器姿态控制分系统有 以下特点：a ）因所处环境温度变化范围较大，系统单机须具备相应的适应能力，如E轮 能在-30C低温下启动等。b）探测器本体安装有与地面通信的窄波束高增益天线，因此在稳态运行阶段 须保持高精度的地球指向控制。c ） YH-1火星探测器距离地球3. 8亿千米，上行指令往返1次耗时约40min在 初始分离轨阶段和长期在轨运行阶段，无法像常规地球卫星那样使用地面测控 支持手段，需依赖系统的自主控制能力，维持

9、在轨正常运行。d）当火星公转至某一特定位置，即太阳处在地球和火星连线的中间（日凌， 如图3所示）而影响通信链路的畅通时，须保证探测器仍能安全运行。e）对质量的限制非常严格，以最少的部件组成高可靠性系统且满足各种性能 要求。图3日凌示意2. 2分系统组成YH-1火星探测器姿态控制分系统山推力器6台、反作用飞轮4只、微机械 陀螺4只、APS星敏感器2台和模拟太阳角计4只组成，如图4所示。分系统 单机质量见表1。图4姿态控制分系统组成表1姿态控制分系统单机质捲单机2L 1MEMS陀走经台oH 055嘎択末阳毎计4d 9*0飞轮X1. 1星去支架11 252飞轮支弟10L 37 0总底*1 2024只

10、微机械陀螺采用三正交一斜装的安装方式，每只5龍，功率不大于 300mW,可测最大角速度10 / s。该陀螺的特性受温度影响较大，零偏稳定性 不大于20 h ,全工作温度范围内零位变化不大于0. 1 / s。4只反作用飞 轮也采用小型化设计，安装方式与陀螺相同。飞轮最大角动量0. lN*m*s,输出 力矩不小5mN*m ,轴承摩擦力矩不大于lmN*m,质量不大于1. lkg,星敏感器质量 1. lkgo 4只模拟太阳角计为金字塔结构，每只质量不大于190go3. 结构分系统结构分系统作为探测器的服务分系统，负责将探测器各系统单机组装成有 机统一的整体，并保证结构在各种环境载荷下的稳定性。YH-1

11、火星探测器搭载 于俄罗斯福布斯-土壤火卫一（FGSC）火星探测器上，对质量的要求较苛刻。卫 星结构的质量比一般随整星质量的增加而减小。訂前，我国中等质量（约It） 卫星的结构比重为22%29%而YH-1火星探测器总质量为115kg,结构分系统 的质量指标为20kg,质量比仅17.4%。此外YH-1火星探测器通过爆炸螺栓与 FGSC火星探测器桁架适配器点式连接，要求基频大于40Hz,该刚度值约为常规 卫星的3倍，一旦点式连接设计不当，极易造成结构刚度下降。再者，YH-1火 星探测器的主要任务是探测火星周围的磁场，携带的磁强讣载荷要求星体剩磁 矩不大于500mA：m2,结构分系统剩磁矩不大于,30

12、500mA*m2,该指标远高于常规 卫星结构分系统剩磁矩不大于150mA*m2的要求.因此，结构分系统的设计难度较 大。YH-1火星探测器结构分系统采用复合板式箱体结构，山本体结构和适配器 两部分组成。本体结构包括承力框架、层板和侧板。承力框架（包括上下承力 框架）为探测器的主承力结构，承担探测器载荷的主传力作用，同时将本体分 隔成各自独立的综合电子模块区、电源模块区、推进模块区、载荷数管模块区 和控制模块区2个、平台服务区2个。承力框架为轻合金结构，采用T、L型板 筋设计，通过机加工整体成型。腹板厚度1.5mm,边缘翼板厚度4mm.层板和侧 板为比强度、比刚度较高的蜂窝夹芯板，山面板、蜂窝芯

13、子和胶层组成。铝面 板厚度0.3mm,蜂窝芯采用有孔六边形蜂窝。根据各板承担载荷的不同，底板、 中层板、顶板、侧板的厚度分别为20, 18, 20, lOmmo桁架适配器为四组三角形桁架组成的方形刚架结构，III全铝合金焊接而成。 桁架适配器上法兰与器体的连接采用钛合金材料，可实现两者的隔热连接。本 体与桁架适配器用4组3-M8螺钉连接。YH-1火星探测器结构如图3所示。顶板+y侧板下承力框架支挥架丫上承力框架底板 桁架适配器中层板图5 YH-1火星探测器结构4. 热控分系统热控分系统为YH-1火星探测器提供合适的热环境，以确保仪器设备在不 同的飞行阶段可靠地丄作在规定的温度范围。该探测器搭载

14、于俄罗斯福布斯-土 壤（FGSC）火星探测器上，从地球轨道向火星轨道转移的约10月内，YH-1火星探测器处于俄方探测器过渡桁架内，不受太阳直照。绕火星飞行期间， YH-1火星探测器经历8.8h的火星阴影，器外热流儿乎为0,且无足够的能源 进行加热补偿。同时，分配给热控分系统的质量和功耗等资源有限。这增加了 热控分系统方案设计及产品设讣的难度。4.1设计难点探测器的空间环境、姿态等的变化引起的外热流变化剧烈。探测器从地球 运行到火星轨道的10月内，太阳辐射强度从地球附近平均1367W/m2。减小到 火星附近平均589 W/m2o火星向阳面和背阳面温差约150C ,对YH-1火星探 测器在近火点附

15、近的外热流影响较大。YH-1火星探测器绕火星轨道运行于大椭 圆轨道，在近火点，远火点附近所接收的火星红外辐照和反照差异较大。4. 2方案设计YH-1火星探测器热控分系统采用被动热控为主，电加热器主动热控为辅的 设计方案。热控措施主要有热管、涂层、隔热多层、电加热器、隔热垫块、导 热硅脂等，如图6所示。根据热控分系统设计准则、热控设讣特点和探测器的工况分析，制定热控 设计措施:a ）长时间巡航段，在探测器外的桁架上包敷隔热材料，YH-1火星探测器可处 于较有利的外部环境。b ）兼顾高低温工况，选取合适的散热面位置和大小，使器上单机的温度在各 阶段和各工作模式下处于合适的温度范围。c ）布局设计时

16、发热较大的单机布置于散热面附近，发热小及对温度要求高 的单机布置在探测器内部。d ）进入长火影前，开启器内各单机和加热器，使器内处于较高的温度水平， 以部分抵消长火影期器内单机的温降。e ）局部隔热设讣。电池、飞轮、高稳定频率源的高效率工作对温度要求较高, 设讣中对电池、飞轮、高稳定频率源采用局部隔热并加热的方案。f）探测器等温化设计。舱内表面、单机采用喷涂黑漆或黑色阳极化等温化措 施，不使功耗大的单机温度过高、功耗小的单机温度过低，从而实现探测器的 等温化设计。m n尸族热面: 外，S7l 白滋内. SR1O7-E51 黑漆仪藩板平扳式交鼬表 面 SRIO7-E51M 黒漆底侧板多层隔热纽卅

17、:F46二次农面镜图6 YH-1火星探测器热控措施5. 电源分系统电源分系统作为YH-1火星探测器在轨运行期间的主电源，是其重要的组成 部分，是影响YH-1火星探测任务成败的关键之一.因YH-1火星探测器搭载在俄罗斯的FGSC火星探测器上，发射升空后预定 经历近11月的巡航段，期间FGSC火星探测器对YH-1火星探测器进行供电，两 探测器间的供电接口将随之匹配。为此对YH-1火星探测器电源分系统要求防浪 涌抑制电路以适应FGSC火星探测器的供电接口要求。因火星探测轨道的特殊性, 在火星轨道上将受长期火星阴影影响，时间最长达8. 8h,这是地球轨道卫星从 未遇到的。同时，因地火距离极长（约3.

18、56亿千米），通信信号以光速来回需 45min,故地面无法实现实时遥测、遥控。长火影中，为保存能量和保护电池,可能不得不自主进入休眠状态，在长火影结束后再自主加电唤醒，以实现 不依赖地面监控的在轨自主管理。5. 1电源分系统技术5.1.1功能a ） YH-1火星探测器寿命期间各运转阶段及各种工作状态下，为器上设备提供所需的电功率，确保供电性能符合要求；b ）在巡航段由FGSC火星探测器向YH-1火星探测器负载供电；c ）环火段光照期，在为YH-1火星探测器负载提供稳定电源输出的同时，将 太阳能存储入蓄电池组；d ）巡航段FGSC火星探测器对YH-1火星探测器断电、环火段阴影期或太阳阵 输出功率

19、不能满足峰值负载时，山锂离子蓄电池通过电源分系统的放电调节器 为YH-1火星探测器负载供电通讯系统。5. 2组成YH-1火星探测器电源分系统采用全调节母线系统，山太阳电池方阵、蓄电 池组及电源控制器1台（包括充电、放电、分流、系统遥测、遥控、供配电、 火工品控制等功能）等组成，原理如图7所示。5. 2.1太阳电池阵根据到达火星轨道的时间与火星太阳光照强度的关系，可测算得火星轨道 太阳电池的有效光强仅0. 358AM0O因此，根据能量需求，选用平均光电转换 效率为26. 8%的GaInP2/InGaAs/Ge三结神化稼太阳电池，太阳电池阵分为两翼, III 6块展开式太阳电池板和探测器顶部2块体

20、装式太阳电池板组成，总贴片面 积4. 92m2输出功率不小于216Wo5.2.2蓄电池组根据总体要求，电源分系统采用比能量高、使用温度范围宽、自放电率低、 无记忆效应的锂离子蓄电池组，以适应火星轨道使用要求。锂离子蓄电池组由10A命蓄电池单体18个组成，每3个蓄电池单体并联组 成30A*h模块，6个30Ah模块串联组成蓄电池组。5. 2.3电源控制器电源控制器应总体要求，采用模块化、小型化设计，整机质量仅4. 5kg,由分流器（SR）、升压器（BDR）、充电器（BCR）、滤波电容阵、二次电源模 块、遥测遥控、均衡电路、温控电路、过放电保护电路、浪涌抑制电路及火工 品控制电路等组成，集母线调节控

21、制、母线供电、火工品配电等于一体。5.3工作原理YH-1火星探测器电源供给分两阶段：第一阶段为巡航段，山FGSC火星探 测器和蓄电池组供电第二阶段为环火段，山太阳电池阵和锂离子蓄电池组供电。巡航段内山FGSC火星探测器提供的电源向负载供电。当FGSC火星探测器 提供的电源加电，母线建立稳定的输出电压。在整个巡航段内，整器供电以 FGSC火星探测器提供的电源为主，锂离子蓄电池组的储能电源为辅。若FGSC 火星探测器对YH-1火星探测器断电，则锂离子蓄电池组通过升压器向负载供电。巡航飞行结束后，火工品起爆，太阳翼展开，YH-1火星探测器进入环火段 工作模式，电源分系统采用全调节控制方式。光照期时，

22、YH-1火星探测器太阳电池阵通过分流器建立稳定的母线电压，向负 载供电。若太阳电池阵输出功率大于负载功率，则通过充电器III母线对蓄电池 组进行充电，若满足蓄电池充电功率时太阳电池阵输出功率仍有富裕，则山分 流器分流；若峰值负载出现在光照期，母线优先为负载供电，其优先顺序为供 电、充电、分流。当光照期YH-1火星探测器出现峰值负载，且太阳电池阵输 岀功率不能满足母线负载供电需求时，山蓄电池组通过升压器为母线补充能量, 呈与太阳电池阵联合供电工作模式。肖YH-1火星探测器山光照期进入火影期时，太阳电池供电能力逐步下降, 锂离子蓄电池组自动通过升压器向母线供电，确保母线供电的稳定性。为保证系统的可

23、靠性，增加了 X3帆板控制继电器，可将X3太阳电池阵 和体装太阳电池阵的输出切入母线输岀或蓄电池充电，提高系统的应变能力， 并为自主唤醒提供能源供给。浪涌抑制电流卜I 浪泄抑制电涼卜丄升压甜充尅器爺电幽I故电开关火工品 解锁控创火工品 地线开关放电保护图7电源分系统原理滤波电客那母线+绦合 电子 +12 V GND -12 V火工品地我6. 测控通讯分系统任务期火星与地球相距约3. 03. 6亿千米，YH-1火星探测器测控数传分 系统需克服巨大的信号衰减和传输时延等困难，实现深空环境中的星地间有效 通信，在地面测控站支持下完成对探测器的跟踪测轨，提供探测器与地面测控 站间的遥控指令传输通道及科

24、学、遥测数据传输通道。深空测控通信特点是信 号传输距离遥远，根据空间数据系统咨询委员会（CCSDC）提出的划分标准，只 有在距离地球大于2*106km的轨道上执行的任务才是深空探测。与地球轨道卫 星相比，开展深空探测面临技术困难有探测器运动距离增大，无线电波信号损 失明显增大，环绕火星轨道信号衰减较地球同步轨道增加80dB,需在通信链路 设讣中设法补偿。因无线电波的传播速度有限，信息传输的单程时延将增至数 分钟甚至数十分钟，实时响应的控制操作均不可能实现，要求深空探测器具自 主控制能力。地球轨道测量中常用的测角方法，因测角精度低不能作为定位元 素使用，需其他新方法完成探测器的测定轨任务，但测距

25、和测速方法尚可使用。 影响探测器测控弧段时间的主要因素是地球自转，需在全球陆基布设测控站, 以保持对探测器的连续观测。本文对YH-1火星探测器测控通信的关键技术进行了研究.6. 1技术方案火星探测器与地球的最远通信距离可达3. 6亿千米，在X波段信号衰减量 为280dBo为克服信号衰减，仅依幕提高器载设备或地面站的发射功率和天线 口径并不现实，须采取综合技术措施解决设备实现的工程技术瓶颈，确保探测 器与地面间的有效通信。常采用加大深空站和探测器的天线口径，增加信号接 收面积，地面站天线口径大于35m,器上天线口径大于1.0m。提高射频频段，可改善天线性能。采用X波段射频，链路增益较S波段提 高

26、 UdB。降低接收系统噪声温度，提高接收信号Pr/N0值。探测器接收机采用高性 能低噪声放大器；地面站采用致冷低噪声放大器，要求地面站接收系统G/T值 大于 50dBi/Ko采用信道编码技术，获取编码增益 降低解调门限值 利用卷积码与RS码级 联，在误码率为10-5时,使解调门限Eb/NO III 9. 6dB降低至2. 6dB,获得7dB 编码增益。采用地面甚长基线干涉（VLBI）测量技术，通过信号干涉测角方式提高测 角精度，结合测控应答机的测距功能及Doppler频率测速技术，实现对深空探 测器的测轨。利用信源圧缩技术，降低图像数据传输速率。采用小波变换技术实现图像 数据压缩率达1:16。

27、提高地面站及星载设备的频率稳定度（优于10-10）,保证接收机在弱信 号时的正确捕获与跟踪载波频率，实现低码速率数据的解调。采用数据存储转发技术，器上设置大容量数据存储器，缓存高速科学探测 数据，既保证科学数据的完整性，乂适应低码速率下行数据传输通道的工作状 况，减轻有效载荷对数据通道传输码率的需求压力。6.2通信方案及分系统构成YH-1火星探测器采用一个上行载波频率及一个下行载波频率为探测器平台 与地面站间设置4条微波无线电信号通道，分别为用于传输地面站的上行遥控 指令至探测器的遥控指令通道、用于传输探测器的工程遥测数据至地面站的遥 测数据通道、用于传输探测器采集的科学探测数据至地面站的科学数据通道、 用于传输探测器的测轨信标至地面站的VLB I测轨信标通道，并将工程遥测 数据 科学探测数据及VLBI测轨信标3种通道信号合并为一个下行链路传输信 号，最终采用一台发射机实现所有下行链路信号的发送功能；工程遥测数据与 科学探测数据以分包方式共