嫦娥一号卫星的制导_导航与控制

第34卷第1期2008年2月

空间控制技术与应用

A er o sp ace Con tr o land A pplicat i on 29嫦娥一号卫星的制导、导航与控制

黄江川,张洪华,李铁寿,宗红

(北京控制工程研究所,北京100080)

摘要:嫦娥一号卫星是中国首颗月球卫星。卫星制导、导航与控制(GNC)任务复杂

多变,对系统实时性、可靠性和精度要求较高。文章介绍嫦娥一号卫星GNC

系统组成、控制方法、系统特点和典型飞行结果。

关键词:嫦娥一号卫星; 制导导航与控制; 月球; 系统

中图分类号:T J765文献标识码:A

文章编号:1674-1579(2008)01-0029-04

T he G ui dan ce, N a v i g at i onand C o n tro l f o r C E-1S pacecra f t

HUANG Jian g chu an, Z H ANG Honghua, L I T iesh ou, ZONG Hong

(Beijing In s titu te of C o n trol Engin eeri n g, B e i j ing100080,C hin a)

A b s t ract:C E-1sp acecraft is t h e f irst of aseries o f Ch i nese m i s si o n sto the m oon.T he task s per f o r m ed b y th e gu i dan ce,

na v i g ationand c o ntr ol(GNC) syste marever y c o m p lexduetotherequ ire m en ts f o r rea lt i m e c o n tro,l hi gh realiab ility, an d h igh accu racy. T h is pap er d escribes th e c o n f i g urati o n, con tr o l m eth o d s, f eatu res, an d f li g h t resu lts of t h e GN Csyste m. K eywo r d s: C E-1spacecraf;tgu i d ance, na v i g ationand c o n tro;l m oon; s y s te m

1 引言

中国第一颗大型月球探测航天器嫦娥一号卫星于2007年10月24日成功发射。2007年10月

31日,嫦娥一号卫星在预定时间和预定地点进入预定的地月转移轨道,2007年11月5日,嫦娥一号卫

星在近月点进入预定的绕月轨道,2007年11月7~

18日,嫦娥一号成功完成对月定向和三体指向控制在轨测试。

嫦娥一号卫星GN C系统完成了许多复杂任务。在调相轨道,GNC系统执行一系列姿态机动和轨道控制,使卫星在适当时间转入地月转移轨道。在地月转移轨道,GN C系统保证卫星对太阳定向,并执

行几次轨道中途修正,使卫星捕获预定环月轨道起始点。在月球轨道捕获阶段,GN C系统执行几次轨控发动机点火,使卫星捕获月球轨道并进入标

称环月轨道。在环月轨道,GN C系统使卫星本体对月球定向、太阳帆板对太阳定向、定向天线对地

球定向。

本文概要介绍嫦娥一号卫星GNC系统组成、控制方法、系统特点和典型飞行结果。

2 卫星运动模型与控制目标

嫦娥一号卫星是带有挠性太阳帆板、大型充液贮箱和中心刚体的复杂运动体,卫星运动包括刚体平动与转动、挠性振动、液体晃动等。

引入坐标系:"O i"代表惯性坐标系, "O b"代表

卫星本体坐标系,"O d"代表卫星目标坐标系。设从

收稿日期: 2007-12-08

作者简介:黄江川( 1961-),男,黑龙江人,研究员,研究方向为航天器制导导航与控制系统设计与实现(e-m ai:l hji n g chuan@126.

com)。

-

T

. ~ . 4 T

T 30

空间控制技术与应用

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→

"O b "系旋转到"O d "系的欧拉轴单位矢量为k= T

阵。式(2)描述了卫星平动动力学,式(3)描述了卫星转动动力学,式(4)描述了卫星帆板转动动力学, [k 1k 2k 3] ,欧拉角为φ,则"O d "系相对于"O b "

系的姿态可用单位四元数表示: /'.q= [/'.-q T /'.q 其中: f'.q= [f'.q 1

f'.q 2f'.q 3]

]

φ

, f'.q 1=k 1s i n 2,

式(5)描述了卫星挠性振动动力学。

卫星姿态控制目标就是使得本体系相对惯性系姿态与目标系相对惯性系姿态一致。姿态控制的目标姿态在不同阶段有不同取法。在巡航姿态, φ φ

卫星X s

轴对太阳定向并可以设定偏置俯仰角和角

6.q 2=k 2s i n

2,6.q 3=k 3s in 2

是四元数的矢量部分, 速度绕太阳矢量方向旋转,此时目标坐标系 X d 轴取

q 4= cos

V

2

是四元数标量部分,满足|q 4 | + 2

为指向太阳方向;在轨控阶段,卫星目标坐标系取为轨控点火目标姿态;在环月阶段,目标坐标系取 1f':-q 2

=1。

记"O b "系相对于"O i "系的旋转角速度为ωs , "O d "系相对于"O i "系的旋转角速度为ωd ,则"O d " 系相对于"O b "系的角速度为A ω=ωd -ωs 。卫星目标系相对本体系运动学可以表示为:

为环月轨道坐标系。姿态控制目标可以简述为, 根据卫星运动学和动力学构造控制力矩使得"O b "系跟踪"O d "系并抑制挠性振动。

卫星轨道控制目标描述如下:根据卫星运动学和动力学构造控制力使得卫星在预定时间和预定 ð.q 一 =1ð.ωð.q 4 2 +1ð.ωð.-q

2

(1a) 地点获得预定速度增量, 实现轨道控制。

6.q 4=-16.ω 6.q - (1b )

3 系统组成与控制方法

2

~

其中:(.)表示相对时间导数,/'ω是角速度A ω的 反对称阵。卫星动力学模型可以简写如

下[1,2]:

3.1系统组成

嫦娥一号卫星GNC 系统的敏感器包括太阳敏

••

••

••

M X+F t r 11r +F tl 11l =P s

(2)

•

~

..

..

I s ωs +ωs I s ωs +F sr 11r +F s l 11l +R l as ωla +R r a s ωra =T s

(3) ••

T ·

感器、星敏感器、紫外月球敏感器、速率积分陀螺和 加速度计;执行机构包括飞轮装置、推力器、帆板驱动装置、天线驱动装置和轨控发动机;控制器包括控制计算机、应急计算机、配电器和二次电源。GNC

I l a ωla +F la fl l +R l as ωs =T la

(4a ) .

.. T . 系统的软件包括控制计算机系统软件、应用软件, I ra ωra +F ra I1r +R ras ωs =T r a (4b )

.. 2

T •• T · 应急软件和部件LTU 软件。LTU 通过内部总线与 ll r

+2 r ωr ll r +ωr ll r +F t r X

+F sr ωs

=0 (5a) 控制计算机相连, 构成计算机控制网络。控制系统 ••

•

2

T .

. T • I1l +2s l ωl I1l +ωl I1l +F tl X

+F sl ωs

=0 (5b )

的这种分布式体系结构保证GN C 分系统高效、可 式中X 是卫星平动位置列阵,ωs 是卫星本体角速 ~ 度列阵,ωs

是角速度列阵的反对称阵,M 是卫星质 量阵,I s 是卫星惯量阵,P s 是作用在卫星上外力列阵,T s 是作用在卫星上力矩列阵,ωl a 、ωr a 分别是左、右太阳帆板角速度列阵,ωl 、ωr 分别是左、右太阳帆 板模态频率对角阵,u l 、I r 分别是左、右太阳帆板模态坐标阵,1;l 、1;r 分别是左、右太阳帆板模态阻尼系数阵,I l a 、I r a 分别是左、右太阳帆板惯量阵,F tl 、F t r 分别是左、右太阳帆板振动对本体平动的柔性耦合系数阵,F sl 、F s r 分别是左、右太阳帆板振动对本体转动的柔性耦合系数阵,F la 、F ra 分别是左、右太阳帆板振动对自身转动的柔性耦合系数阵,R l a s 、R ra s 分别是左、右太阳帆板转动与卫星转动的刚性耦合系数阵,T l a 、T r a 分别是左、右太阳帆板上的控制力矩列

靠、实时实现嫦娥一号卫星的控制功能和性能。 3.2巡航期间的姿态控制

在卫星环月运行之前,除了轨控阶段,卫星运行于巡航姿态。姿态确定是利用太阳敏感器的输出给出太阳矢量方向在卫星本体系的表示, 然后根据太阳敏感器的安装矩阵计算卫星偏航角和俯仰角。巡航姿态角速度的确定是利用速率积分陀螺的输出,然后根据陀螺的安装矩阵计算卫星三轴姿态角速度。巡航姿态的控制分为太阳捕获和太阳定向两个阶段:在太阳捕获阶段, 根据0-1式太阳敏感器输出,利用相平面控制算法,通过推力器点火驱使卫星旋转使太阳矢量进入数字太阳敏感器视场;在太阳定向阶段,通过数字太阳输出和陀螺输出外推,根据系统动力学,利用相平面控制算法