嫦娥一號衛(wèi)星的制導(dǎo)、導(dǎo)航與控制

黃江川，張洪華，李鐵壽，宗 紅

（北京控制工程研究所，北京l00080）

嫦娥一號衛(wèi)星的制導(dǎo)、導(dǎo)航與控制

黃江川，張洪華，李鐵壽，宗 紅

（北京控制工程研究所，北京l00080）

嫦娥一號衛(wèi)星是中國首顆月球衛(wèi)星。衛(wèi)星制導(dǎo)、導(dǎo)航與控制（GNC）任務(wù)復(fù)雜多變，對系統(tǒng)實時性、可靠性和精度要求較高。文章介紹嫦娥一號衛(wèi)星GNC系統(tǒng)組成、控制方法、系統(tǒng)特點和典型飛行結(jié)果。

嫦娥一號衛(wèi)星；制導(dǎo)導(dǎo)航與控制；月球；系統(tǒng)

1 引 言

中國第一顆大型月球探測航天器嫦娥一號衛(wèi)星于2007年l0月24日成功發(fā)射。2007年l0月3l日，嫦娥一號衛(wèi)星在預(yù)定時間和預(yù)定地點進入預(yù)定的地月轉(zhuǎn)移軌道，2007年11月5日，嫦娥一號衛(wèi)星在近月點進入預(yù)定的繞月軌道，2007年11月7～l8日，嫦娥一號成功完成對月定向和三體指向控制在軌測試。

嫦娥一號衛(wèi)星GNC系統(tǒng)完成了許多復(fù)雜任務(wù)。在調(diào)相軌道，GNC系統(tǒng)執(zhí)行一系列姿態(tài)機動和軌道控制，使衛(wèi)星在適當(dāng)時間轉(zhuǎn)入地月轉(zhuǎn)移軌道。在地月轉(zhuǎn)移軌道，GNC系統(tǒng)保證衛(wèi)星對太陽定向，并執(zhí)行幾次軌道中途修正，使衛(wèi)星捕獲預(yù)定環(huán)月軌道起始點。在月球軌道捕獲階段，GNC系統(tǒng)執(zhí)行幾次軌控發(fā)動機點火，使衛(wèi)星捕獲月球軌道并進入標(biāo)稱環(huán)月軌道。在環(huán)月軌道，GNC系統(tǒng)使衛(wèi)星本體對月球定向、太陽帆板對太陽定向、定向天線對地球定向。

本文概要介紹嫦娥一號衛(wèi)星GNC系統(tǒng)組成、控制方法、系統(tǒng)特點和典型飛行結(jié)果。

2 衛(wèi)星運動模型與控制目標(biāo)

嫦娥一號衛(wèi)星是帶有撓性太陽帆板、大型充液貯箱和中心剛體的復(fù)雜運動體，衛(wèi)星運動包括剛體平動與轉(zhuǎn)動、撓性振動、液體晃動等。

引入坐標(biāo)系：“Oi”代表慣性坐標(biāo)系，“Ob”代表衛(wèi)星本體坐標(biāo)系，“Od”代表衛(wèi)星目標(biāo)坐標(biāo)系。設(shè)從“Ob”系旋轉(zhuǎn)到“Od”系的歐拉軸單位矢量為=[klk2k3]T，歐拉角為φ，則“Od”系相對于“Ob”系的姿態(tài)可用單位四元數(shù)表示：

記“Ob”系相對于“Oi”系的旋轉(zhuǎn)角速度為ωs，“Od”系相對于“Oi”系的旋轉(zhuǎn)角速度為ωd，則“Od”系相對于“Ob”系的角速度為Δω=ωd-ωs。衛(wèi)星目標(biāo)系相對本體系運動學(xué)可以表示為：

衛(wèi)星動力學(xué)模型可以簡寫如下[l，2]：

式中 X是衛(wèi)星平動位置列陣，ωs是衛(wèi)星本體角速度列陣，ω～s是角速度列陣的反對稱陣，M是衛(wèi)星質(zhì)量陣，Is是衛(wèi)星慣量陣，Ps是作用在衛(wèi)星上外力列陣，Ts是作用在衛(wèi)星上力矩列陣，ω1a、ωra分別是左、右太陽帆板角速度列陣，ω1、ωr分別是左、右太陽帆板模態(tài)頻率對角陣，η1、ηr分別是左、右太陽帆板模態(tài)坐標(biāo)陣，ζ1、ζr分別是左、右太陽帆板模態(tài)阻尼系數(shù)陣，I1a、Ira分別是左、右太陽帆板慣量陣，F(xiàn)t1、Ftr分別是左、右太陽帆板振動對本體平動的柔性耦合系數(shù)陣，F(xiàn)s1、Fsr分別是左、右太陽帆板振動對本體轉(zhuǎn)動的柔性耦合系數(shù)陣，F(xiàn)1a、Fra分別是左、右太陽帆板振動對自身轉(zhuǎn)動的柔性耦合系數(shù)陣，R1as、Rras分別是左、右太陽帆板轉(zhuǎn)動與衛(wèi)星轉(zhuǎn)動的剛性耦合系數(shù)陣，T1a、Tra分別是左、右太陽帆板上的控制力矩列陣。式（2）描述了衛(wèi)星平動動力學(xué)，式（3）描述了衛(wèi)星轉(zhuǎn)動動力學(xué)，式（4）描述了衛(wèi)星帆板轉(zhuǎn)動動力學(xué)，式（5）描述了衛(wèi)星撓性振動動力學(xué)。

衛(wèi)星姿態(tài)控制目標(biāo)就是使得本體系相對慣性系姿態(tài)與目標(biāo)系相對慣性系姿態(tài)一致。姿態(tài)控制的目標(biāo)姿態(tài)在不同階段有不同取法。在巡航姿態(tài)，衛(wèi)星Xs軸對太陽定向并可以設(shè)定偏置俯仰角和角速度繞太陽矢量方向旋轉(zhuǎn)，此時目標(biāo)坐標(biāo)系Xd軸取為指向太陽方向；在軌控階段，衛(wèi)星目標(biāo)坐標(biāo)系取為軌控點火目標(biāo)姿態(tài)；在環(huán)月階段，目標(biāo)坐標(biāo)系取為環(huán)月軌道坐標(biāo)系。姿態(tài)控制目標(biāo)可以簡述為，根據(jù)衛(wèi)星運動學(xué)和動力學(xué)構(gòu)造控制力矩使得“Ob”系跟蹤“Od”系并抑制撓性振動。

衛(wèi)星軌道控制目標(biāo)描述如下：根據(jù)衛(wèi)星運動學(xué)和動力學(xué)構(gòu)造控制力使得衛(wèi)星在預(yù)定時間和預(yù)定地點獲得預(yù)定速度增量，實現(xiàn)軌道控制。

3 系統(tǒng)組成與控制方法

3.1 系統(tǒng)組成

嫦娥一號衛(wèi)星GNC系統(tǒng)的敏感器包括太陽敏感器、星敏感器、紫外月球敏感器、速率積分陀螺和加速度計；執(zhí)行機構(gòu)包括飛輪裝置、推力器、帆板驅(qū)動裝置、天線驅(qū)動裝置和軌控發(fā)動機；控制器包括控制計算機、應(yīng)急計算機、配電器和二次電源。GNC系統(tǒng)的軟件包括控制計算機系統(tǒng)軟件、應(yīng)用軟件，應(yīng)急軟件和部件LTU軟件。LTU通過內(nèi)部總線與控制計算機相連，構(gòu)成計算機控制網(wǎng)絡(luò)?？刂葡到y(tǒng)的這種分布式體系結(jié)構(gòu)保證GNC分系統(tǒng)高效、可靠、實時實現(xiàn)嫦娥一號衛(wèi)星的控制功能和性能。

3.2 巡航期間的姿態(tài)控制

在衛(wèi)星環(huán)月運行之前，除了軌控階段，衛(wèi)星運行于巡航姿態(tài)。姿態(tài)確定是利用太陽敏感器的輸出給出太陽矢量方向在衛(wèi)星本體系的表示，然后根據(jù)太陽敏感器的安裝矩陣計算衛(wèi)星偏航角和俯仰角。巡航姿態(tài)角速度的確定是利用速率積分陀螺的輸出，然后根據(jù)陀螺的安裝矩陣計算衛(wèi)星三軸姿態(tài)角速度。巡航姿態(tài)的控制分為太陽捕獲和太陽定向兩個階段：在太陽捕獲階段，根據(jù)0-l式太陽敏感器輸出，利用相平面控制算法，通過推力器點火驅(qū)使衛(wèi)星旋轉(zhuǎn)使太陽矢量進入數(shù)字太陽敏感器視場；在太陽定向階段，通過數(shù)字太陽輸出和陀螺輸出外推，根據(jù)系統(tǒng)動力學(xué)，利用相平面控制算法和PID控制算法，通過推力器點火和飛輪轉(zhuǎn)動保證衛(wèi)星Xs軸指向太陽。

巡航姿態(tài)控制的特點是衛(wèi)星既可以繞Xs軸慢旋，也可以使Xs軸繞俯仰軸偏置并繞太陽矢量慢旋。這種運動狀態(tài)一方面可滿足衛(wèi)星總體測控需求，另一方面可有效避免推力器噴氣對衛(wèi)星軌道的影響。

巡航姿態(tài)控制在軌飛行結(jié)果見圖l、圖2。圖中描述了從太陽捕獲到太陽定向過程中星體對太陽指向的變化和三軸角速度的變化。由圖可見：衛(wèi)星準(zhǔn)確捕獲太陽并以高精度和高穩(wěn)定度跟蹤太陽。

圖l 巡航姿態(tài)控制期間數(shù)字太陽敏感器（DSS）的輸出曲線

圖2 巡航姿態(tài)控制期間三軸角速度曲線

3.3 軌道控制

奔月軌道的特點是預(yù)先設(shè)定地月轉(zhuǎn)移標(biāo)稱軌道。實際軌道與標(biāo)稱軌道的初始微小偏差經(jīng)5天的飛行放大，可能導(dǎo)致衛(wèi)星撞月或離月。因此，變軌的高精度控制成為一大技術(shù)難點。而要實現(xiàn)變軌的高精度控制就要面對復(fù)雜的衛(wèi)星對象。正如上節(jié)動力學(xué)描述，嚴格意義上講，嫦娥一號衛(wèi)星剛體平動與轉(zhuǎn)動、撓性振動和液體晃動互相耦合，在快速機動過程又有三軸非線性耦合影響，控制系統(tǒng)稍有疏忽就可能引發(fā)多種運動與控制系統(tǒng)相互作用從而導(dǎo)致系統(tǒng)不穩(wěn)定。

要保證軌控精度，衛(wèi)星從太陽定向姿態(tài)就必須實施姿態(tài)快速機動轉(zhuǎn)到軌控定向姿態(tài)，其中凸現(xiàn)三軸耦合的非線性問題；在490N發(fā)動機點火期間，軌控定向要高精度維持預(yù)定慣性指向，其中凸現(xiàn)推力偏斜干擾、撓性振動和液體晃動的抑制問題；490N發(fā)動機必須在預(yù)定時間點開機并且在預(yù)定速度增量點關(guān)機，其中凸現(xiàn)點火時間精準(zhǔn)問題。這些問題涉及一系列復(fù)雜的姿態(tài)機動控制、姿態(tài)維持控制和變軌制導(dǎo)控制，與此同時強調(diào)及時（實時性）、準(zhǔn)確（高精度）和可靠（可靠性）。

為此，GNC系統(tǒng)創(chuàng)造性地設(shè)計了星上網(wǎng)絡(luò)控制系統(tǒng)，提出了在線規(guī)劃調(diào)度和新型控制方法，高標(biāo)準(zhǔn)實現(xiàn)了變軌控制過程中的姿態(tài)控制和軌道控制。其中：衛(wèi)星姿態(tài)確定利用了星敏感器與陀螺聯(lián)合定姿算法；衛(wèi)星姿態(tài)機動利用了基于四元數(shù)的高品質(zhì)相平面控制算法；衛(wèi)星姿態(tài)維持利用了基于四元數(shù)的“PID+濾波器”算法以及數(shù)字化脈寬調(diào)制算法；衛(wèi)星導(dǎo)航利用了高精度加速度計；衛(wèi)星制導(dǎo)利用了高精度、高可靠關(guān)機策略。為保證系統(tǒng)可靠性，還創(chuàng)造性設(shè)計了自主故障診斷和系統(tǒng)重構(gòu)以及自主變軌恢復(fù)方案。

變軌控制期間第三次近地點加速的在軌飛行結(jié)果見圖3、圖4。由圖表明，衛(wèi)星在預(yù)定時間完成姿態(tài)機動和姿態(tài)保持，進而在預(yù)定時間進入軌控點火階段并保持軌控定向姿態(tài)。在軌數(shù)據(jù)顯示軌控精準(zhǔn)，因此，原先擬定的三次中途修正減少到一次，大大節(jié)省了寶貴的推進劑，為后續(xù)新的任務(wù)實施提供了良好條件。

圖3 變軌控制期間的三軸姿態(tài)角誤差

3.4 環(huán)月期間的衛(wèi)星控制

在環(huán)月期間，日、地、月相對于衛(wèi)星的運動關(guān)系變化復(fù)雜，衛(wèi)星控制面臨諸多技術(shù)挑戰(zhàn)。衛(wèi)星本體對月定向，其技術(shù)難點是衛(wèi)星軌道的實時計算和怎樣利用對月定姿敏感器；太陽帆板跟蹤太陽，其技術(shù)難點是太陽相對衛(wèi)星軌道面以年為周期變化，不能照搬地球衛(wèi)星太陽同步軌道帆板跟蹤太陽方法；定向天線跟蹤地球，其難點是地球軌道的實時計算和雙軸驅(qū)動的控制方法。

圖4 變軌控制期間的三軸姿態(tài)角速度

為此，在環(huán)月期間，姿態(tài)確定利用了星敏感器結(jié)合星上軌道外推以及紫外月球敏感器結(jié)合太陽敏感器綜合定姿兩套方案；本體對月定向姿態(tài)控制利用了基于相平面的噴氣控制結(jié)合基于PID算法的飛輪控制方法；太陽帆板對日定向和定向天線對地定向，則利用“兩次垂直轉(zhuǎn)動可以保證第三軸指向任意方向的基本原理”；在此基礎(chǔ)上，姿態(tài)控制系統(tǒng)根據(jù)創(chuàng)造的實用算法，并基于帆板驅(qū)動裝置和雙軸天線驅(qū)動裝置，實現(xiàn)了定向控制目的。這些方法使得衛(wèi)星三體指向同時定向成為可能。

環(huán)月期間衛(wèi)星控制的在軌飛行結(jié)果見圖3～圖8。由圖可以看出，衛(wèi)星本體高精度、高穩(wěn)定度對月定向，帆板對日定向，定向天線對地定向。

圖5 環(huán)月控制期間衛(wèi)星帆板上的模擬太陽敏感器（ASS）輸出曲線

4 結(jié) 論

嫦娥一號衛(wèi)星GNC系統(tǒng)任務(wù)復(fù)雜多變，它對系統(tǒng)實時性、可靠性和精度要求較高。本文概要介紹了“嫦娥一號”衛(wèi)星GNC系統(tǒng)組成、控制方法、系統(tǒng)特點和典型飛行結(jié)果?！版隙鹨惶枴毙l(wèi)星GNC系統(tǒng)創(chuàng)造了幾個第一：第一個高精度變軌控制系統(tǒng)，能夠在國內(nèi)第一次按地面指令時序自主完成復(fù)雜的490N發(fā)動機變軌控制；第一個三體定向控制系統(tǒng)，能夠?qū)崟r、高精度實現(xiàn)帆板跟蹤太陽、定向天線跟蹤地球、衛(wèi)星本體有載荷一面跟蹤月球；第一個飛控仿真與支持系統(tǒng)；第一次實現(xiàn)奔月軌道及其控制的高精度仿真；第一個月球紫外敏感器；第一個雙軸天線驅(qū)動裝置；第一個成功使用高精度加速度計于變軌控制中。

圖6 環(huán)月期間衛(wèi)星控制的天線指令角和實際轉(zhuǎn)角曲線

圖7 環(huán)月期間衛(wèi)星控制的三軸姿態(tài)角偏差曲線

圖8 環(huán)月期間衛(wèi)星控制的三軸姿態(tài)角速度曲線

[l]John W，Kenneth K D.The attitude control problem[J].IEEE Transactions on Automatic Control，l99l，36（l0）：l l48～l l62

[2]屠善澄.衛(wèi)星姿態(tài)動力學(xué)與控制[M].北京：宇航出版社，l998

The Guidance，Navigation and Contro1 for CE-1 Spacecraft

HUANG Jiangchuan，ZHANG Honghua，LI Tieshou，ZONG Hong
（Beijing Institute of Control Engineering，Beijing 100080，China）

CE-l spacecraft is the first of a series of Chinese missions to themoon.The tasks performed by the guidance，navigation and control（GNC）system are very complex due to the requirements for real time control，high realiability，and high accuracy.This paper describes the configuration，control methods，features，and flight results of the GNC system.

CE-l spacecraft；guidance，navigation and control；moon；system

TJ765

A

l674-l579（2008）0l-0029-04

2007-l2-08

黃江川（l96l-），男，黑龍江人，研究員，研究方向為航天器制導(dǎo)導(dǎo)航與控制系統(tǒng)設(shè)計與實現(xiàn)（e-mail：hjingchuan@l26.com）。