现代小型月球探测器总体方案设计

1、现代小型月球探测器总体方案设计李立涛杨涤崔祜涛(哈尔滨工业大学航天学院哈尔滨150001摘要基于现代小卫星总体设计的概念和思想,充分借鉴了哈尔滨工业大学探索1号小卫星的设计经验和成果,对小型月球探测器的总体方案进行了设计,对其布局和各分系统进行了设计和分析,重点讨论了GNC 系统的设计方案,并进行了轨道的分析和计算。关键词小型月球探测器,总体设计方案,轨道设计0引言自1994年1月美国发射了克莱门汀21深空探测器并发现月球存在水资源以来,各国掀起了月球探测的新高潮。从各国发展态势来看,轻小型月球探测器是当今月球探测的发展趋势。例如美国1998年1月发射的“月球勘测者”探测器、日本将于近期发射的

2、“L UNAR 2A ”月球探测器、欧洲空间局将于2001年发射“SMAR T 21”探测器等。现代轻小型探测器以其重量轻、多功能、费用低、研制周期短的优点成为当今国际航天界的研究热点,从而对轻小型探测器的总体方案设计思想和轻型化技术提出了新的挑战。本文从现代小型卫星的概念出发,充分借鉴了哈尔滨工业大学正在研制和试验的探索1号的设计经验和成果,提出了一种现代小型月球探测器的总体设计方案。1探测器的任务及分系统组成1.1任务目标根据研究结果,确定本小型月球探测器的任务目标如下:通过月球探测器的研制和飞行过程的研究,对我国现代轻小型深空探测器的设计、制造等技术进行演示 和验证。通过对小型月球探测器

3、进行轨道设计和优化及飞行过程中的实际轨迹控制,对深空目标(月球和行星的轨道设计、轨道规划、轨道优化及控制技术进行演示和验证。作为一个长期的空间平台并以此为突破口,对几项深空探测的关键技术进行演示和验证,同时对适用于轻小型卫星和探测器的遥感器和有效载荷进行实验和验证。通过对月球表面进行较全面的测绘和遥感及对近月空间环境进行探测,以获取第一批有关月球数据,为以后的奔月飞行作准备。1.2总体设计思路本文应用现代小卫星的先进总体设计思想,充分借鉴了美国的Clementine 21型探测器及哈工大探索1号微小卫星的设计经验和技术,设计了现代小型月球探测器的总体方案,使探测器的重量限制在220kg 以下(

4、干重,功率限制在400W 下。1.3探测器的总体布局和特性本方案所设计的小型月球探测器外型为一长方箱体,尺寸为1.1m ×1.0m ×1.4m 。主承力结构为中心承力筒+壁板结构。结构采用分舱段的模块化设计和布局,将有效载荷和服务系统分成不同的舱段,按推进舱、服务舱、有效载荷舱、天线舱和太阳帆板等舱段分别进行舱段设计,从而缩短总装和测试周期,如图1所示。其中用于月球表面测绘和观测的有效载荷安装在探测器的+Z 面并指向月球表面,用于环境探测的敏感器安装在探测器的2Z 面。两扇太阳帆板安装在探测器的+Y 和2Y 面上。直径为0.8m 的抛物面天线安装在探测器的+X 面上,并指向

5、飞行器运动的方向。月球探测器的主要总体性能指标如下:月球卫星轨道参数2轨道类型:极月圆轨道,轨道高度:300km ,倾角:90°发射方式:一箭多星或小型运载火箭单独发射;姿控精度:a 1自旋阶段定姿精男,1974年生,硕士;研究方向:航天器动力学与控制;联系人。(收稿日期:2000205208;修订日期:2000205208863计划资助项目(863222523.4。度:3°,姿态控制精度:5°b 1V 惯性定向定姿精度:0125°(三轴,姿态控制精度:015°(三轴;c 1对月球定向定姿精度:0115° (三轴,姿态控制精度:013

6、°(三轴,稳定度:0101°/s (三轴;d 1对地数传指向精度13°,稳定度:0105°/s ;电源:电池阵面积:410m 2,输出功率:480W ,蓄电池容量:25Ah ;测控与通信:数传存储能力:1Gbytes ,码速率:大于256kbps;卫星构型:本体尺寸:1100×1000×1500mm 3;飞行状态尺寸:1100×5500×1500mm 3;探测器质量:干重220kg ;湿重330kg。 (a (b 图1探测器在地球停泊轨道(a 和环月轨道(b 的飞行情况1.4有效载荷为满足小型月球探测器所制定科学任

7、务和目标,本方案采用了多个新的轻型遥感器和有效载荷,使探测器具有多任务性并提高了系统的功能密度,完成了以前重达几吨的探测器才能完成的功能。本探测器方案采用了如下的遥感器和有效载荷:三线阵可见光立体测绘CCD 相机(像元分辨率40m ,用于月球表面的立体测绘;可见光和近红外线阵CCD 相机(像元分辨率70m ,用于月面矿产和土壤的勘测;三轴磁强计,用于勘测月球表面和近月空间的磁场;高能粒子探测器和高能电子望远镜,用于勘测近月空间的宇宙射线、高能粒子等。1.5推进系统探测器的推进分系统的作用是在转移轨道进入阶段(TTI 点燃固体火箭发动机、提供在轨的三轴和自旋的姿控推力及提供V 调整推力。推进分系

8、统的构成设计如下:固体火箭发动机提供TTI 段推力。工作前使用切向推力器起旋到60r/min 。可继承我国现有的固体火箭技术。单组元推进系统为探测器起旋和消旋、角动量阻尼和主动章动控制、轨道转移的姿态控制及月球测绘阶段的轨道机动提供控制推力。采用肼燃料,包括10个(4N 和2个(10N 的姿态控制推力器。双组元推进系统为TTI 以后阶段提供V 机动推力,包括轨道机动和轨道调整、月球轨道进入等。推进剂选为增压的双组元N 2O 4/MMH 推进剂。主推力器可采用东三卫星采用的480N 远地点发动机。推进分系统的推力器的安装方位和推力方向如图2所示。其中P1是490N 的主发动机,P2为10N 的推

9、力器,P3为4N 的推力器。图2月球探测器的推力器布局1.6星务管理系统本方案采用了轻型、高性能的星务管理系统,总线沿用TS 21号卫星星务管理系统采用的系统总线采用异步串行总线及CAN 总线异型备份方案。系统主要包括飞行器控制器及一个固态数据记录仪。飞行器控制器是一个双处理器系统,包括6个模块星务管理处理器模块、敏感器图像处理器模块、指令模块、测控模块、姿态控制/推进系统接口模块和电源支持模块。其中星务管理处理器和敏感器图像处理器采用Intel386EX 处理器,其功能是提供飞行器指令和遥测、星务管理及STC 图像处理以及敏感器的图像处理和数据处理功能。同时两个处理器互为备份。固态数据记录仪

10、用于标准月球测绘阶段存储遥感数据,总存储量为2.0Gbit 。1.7电源系统探测器的电源系统为需要电能的系统提供能源获取、储存和分配功能。系统组成包括:轻型NiH 2压力容器蓄电池(25Ah ,用于太阳阴影下和电力使用高峰时的电源储存。两扇BSFR 硅太阳电池太阳帆板,为飞行器所有的系统提供能源,能自动对太阳定向。太阳帆板的功率产生同飞行任务阶段有关。TTI 阶段燃烧后,帆板展开并自动跟踪太阳,功率上升到480W 。采用全调节母线的供电系统。1.8测控和通信系统小型月球探测器的测控和通讯系统提供了对地面测控站的瞬时射频上行、下行链接,和跟踪能力。探测器的测控和通信系统包括2个S波段全向低增益天

11、线,用于低数据传输率的上、下行通讯,和1个体固连直径为0.8m的S波段高增益抛物面天线,用于高数据传输率的通讯,码速率大于256kbps。两个S波段异频雷达接收机单元(一个备份为探测器提供接收和发送功能。2姿态与轨道控制系统为完成规定的科学任务和满足轻型探测器的总体以及有效载荷和各分系统的要求,月球探测器采用了轻型GNC系统的设计方案,以轻型、廉价的器件完成姿态和轨道控制系统的任务,同时获得较高的姿态测量和控制精度以及一定的轨道自主导航和控制能力。2.1姿轨控系统的构成姿轨控系统由敏感器、执行机构和控制器三类设备及软件组成。(1测量部件:数字式太阳敏感器2个光纤速率陀螺4个轻型星敏感器2个加速

12、度计4个(2执行机构:反作用飞轮4个变轨发动机1个490N姿态控制推力器4N(10个10N(2个探测器的姿态控制系统主要采用主动三轴稳定控制方案,另外为降低由固体火箭安装偏差所导致的偏心力矩对探测器定向精度的影响,在TTI阶段采用了自旋稳定控制方案。星敏感器能根据单个图像提供任何姿态下的三轴姿态信息(除太阳、地球和月球同时出现在一个视场中。10个4N和2个10N的喷气推力器用于加速度较大的旋转机动、角动量管理、V机动时的指向控制、起旋、消旋、主动章动控制和自旋轴的进动控制。4个轻型反作用飞轮组件用于精确的指向和加速度较小的旋转机动控制。飞行器标称情况下使用三个正交飞轮,第四个斜装飞轮作为备份。

13、2.2月球探测器的姿态测量方案星敏感器与光纤陀螺联合定姿该方案为探测器的主要定姿方案。主要应用在下面两种情况:(1星敏感器与光纤陀螺组成Kalman滤波定姿系统,可用于高精度、高稳定度对月对地定向的三轴稳定控制模式。高精度的星敏感器每隔数秒钟提供一次姿态更新信息,Kalman滤波器则对光纤陀螺的常值漂移进行修正,从而降低了对光纤陀螺精度的要求。(2星敏感器赋姿态初值、光纤陀螺积分进行定姿,用于对月/对地或/对日的双向大角度姿态机动控制模式。数字式太阳敏感器与光纤陀螺联合定姿用于探测器自旋稳定阶段的姿态确定。2.3月球探测器的姿态控制方案月球探测器主要的姿态控制模式有8种。自旋稳定阶段的姿态控制

14、模式有4种:(1自旋轴开环转速控制模式;(2自旋轴闭环转速控制模式;(3主动章动控制模式;(4自旋轴进动控制模式。自旋稳定阶段的姿态确定方案为数字式太阳敏感器与光纤陀螺的联合定姿。执行机构为6个推力器,其中(1和(2的控制通过4个切向4N的推力器完成,(3和(4则使用轴向的2个10N推力器。主动三轴稳定阶段的姿态控制模式也有4种。(1对月或对地定向三轴稳定控制模式:本控制模式主要用于对月或对地的高精度、高稳定度的稳定控制。姿态确定方案采用星敏感器与光纤陀螺组成Kalman滤波定姿系统,执行机构为4个反作用飞轮(一个备用。(2对月/对地/对日姿态机动控制模式:探测器在月卫阶段对月/对地/对日定向

15、姿态的双向切换过程,采用绕欧拉轴快速机动PD控制方案。姿态确定方案为星敏感器赋初值,光纤陀螺积分定姿。执行机构为反作用飞轮,由于飞轮控制只消耗探测器的电能,与传统的推力器机动方案相比,降低了燃料的质量。(3惯性指向三轴稳定控制模式:惯性指向稳定控制模式主要用于轨道机动和修正时的V点火姿态的建立和对某些特殊目标的跟踪。姿态确定方案同1,执行机构为姿控推力器。控制律采用传统PD控制。(4三轴喷气姿态控制机动控制模式:本控制模式主要用于轨道转移过程中巡航姿态与V点火姿态之间的双向切换。姿态确定方案同(2,执行机构仍为姿控推力器。2.4轨道自主导航和管理方案在标称情况下,探测器的轨道控制及轨道确定工作

16、由地面站完成。为降低风险和提高轨道控制精度,探测器的轨道控制方案要求具有一定的自主导航和自主管理能力。在本方案中,探测器装有一个星载的K alman滤波递推器,该递推器含地球和月球的引力场模型及第三体的摄动模型,利用地面站提供的测轨信息作为初值进行递推,为在轨定时和操作提供探测器的轨道状态信息。必要时(如在地面站与探测器失去联系且需要轨道控制时由该递推器提供测轨信息。为提高轨道控制的精度,探测器的轨道控制具有一定的自主能力。例如采用线加速度计对速度增量进行积分,当达到预先提供的速度增量值时,自动完成推力器的熄火操作。3轨道设计和分析为完成小型月球探测器的科学任务及有效载荷和服务系统的要求,对轨

17、道设计的要求和约束条件如下:(1要求在最初两个恒星月时间内,完成对月球表面的连续全覆盖观测和遥感。(2月球卫星的轨道参数的选择应保证各种有效载荷和相关分系统的正常工作。尤其是保证可见光CCD 相机拍照对星下点太阳高度角的要求。可用太阳相位角的范围(即太阳光线和轨道面的夹角加以限制,在探测器在轨寿命期间,太阳相位角的变化范围如图3所示。(3要求采用能量最省的奔月转移轨道,并要求对轨道参数进行优化,使探测器在轨期间用于轨道修正的速度增量最小。(4要求探测器在轨道机动和修正时必须在测控站观测范围内。并且要求在发射和转移轨道阶段除本国的地面测控站和远洋测量船外,不需其他地面站的协作。(5发射日期的选择

18、必须满足太阳相位角的要求及适当的天文几何关系,以满足轨道转移过程中的光照要求和使月球轨道制动时所需的速度增量最小。(6要求地月转移轨道的方案具有较宽的发射窗口 。图3月球卫星轨道期间的光照情况根据以上对轨道设计的考虑和和要求,小型月球探测器的轨道设计方案如下。3.1地球停泊轨道为保证探测器在地月转移轨道机动点火时具有精确的位置、时间和速度的入轨条件,及有效地扩展发射窗口,月球探测器采用了地球停泊轨道的发射方案。发射场暂定为酒泉发射基地,初始停泊轨道的轨道参数选为:圆形轨道,高度200km ,轨道倾角43°。3.2地月转移轨道为保证月球探测器精确的入轨条件(指月球卫星轨道的近月点高度、

19、倾角和升交点赤经、减少轨道转移过程中轨道控制偏差带来的风险,月球探测器的地月转移轨道采用2.5圈的定相环形转移轨道方案,即探测器先按不同的椭圆轨道绕地球转动2圈后,在最后一个弧段才与月球交会。定相环形转移轨道的优点是:转移轨道在转移过程中有多次最佳轨道修正和轨道机动机会,因而能保证探测器进入月球轨道时较精确的入轨条件,降低了对运载火箭要求的L EO 入轨精度,降低了风险。对于定相环形转移轨道,由于具有较多的轨道修正的机会,可充分利用转移轨道过程中几圈环地轨道的合适位置进行轨道修正,而可最大限度地减少轨道修正所需的燃料,同时降低了对地面站的捕获时间的要求。该转移轨道可对前几圈的环地轨道的的轨道周

20、期进行调整,可大大扩展发射窗口。本方案采用能量最省的定相环形转移轨道,地月转移过程的地心扫角接近900°,转移过程的时间为18天。轨道转移情况如图4所示 。图4215圈的定相环形转移轨道3.3月球卫星轨道为完成小型月球探测器的科学任务,即获取月面高分辨率的可见光立体测绘图像和全球覆盖的月面多谱段遥感图像和月球附近空间环境的有关数据,考虑以上要求和对环月卫星轨道设计的约束条件,暂确定小型月球探测器的月球卫星轨道的设计参数为:轨道倾角:90°偏心率:0;轨道高度: 300km;轨道周期:137.6min;初始太阳相位角35°。月球探测器在整个任务过程中所需的燃料预算见

21、下表1。设探测器由运载火箭送入L EO停泊轨道(高度为200km卫星干重为220kg,探测器月球轨道寿命为3个月。变轨发动机比冲Isp1=310s,姿控推进器比冲Isp2=285s。固体火箭发动机比冲为Isp=280s。表1推进剂初步预算速度增量V/ms-1比冲Isp/s燃料消耗m/kg卫星质量m/kg发射1421地月转移射入3006280330第一次近地点机动12031012.78317.22地月转移轨道修正50310 5.16312.04近月点制动84931076.08235.96月球轨道修正和保持50285 4.12232.11余量12.11kg卫星干重220kg备注:固体发动机178k

22、g,燃料1012kg4结论本文根据现代小卫星概念和总体设计思想,对一种月球探测器的总体方案进行了设计,其特点如下:(1采用了现代小卫星模块化、平台化和轻型化的总体设计技术,使月球探测器达到轻型化。其干重220kg,总功率480W。(2采用了新型遥感器和有效载荷、新型电子设备以及现代轻型卫星结构和材料,大大提高探测器的功能密度,使探测器具有多功能、多任务的特点。(3采用了以星上计算机网络的为核心的星上电子一体化技术,对星上电子系统进行了集成,从而提高了系统的可靠性并降低了质量。(4探测器具有较高的自主性,可在无地面干预的应急条件下进行自主定轨,自主任务管理与自主状态管理,具有较高的故障诊断、隔离

23、与恢复处理功能。(5采用以轻型星敏感器与光纤陀螺联合定姿和反作用飞轮为代表的轻型GNC系统及元件,使探测器获得较高的姿控精度(达0.3°并提高了系统的功能密度。(6采用了能量最省的定相环形转移轨道,大大降低了燃料的消耗并扩展了发射窗口。参考文献: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 Pr