嫦娥一號衛(wèi)星的地月轉(zhuǎn)移變軌控制

宗 紅，王淑一，韓 冬，王大軼，李鐵壽，張洪華，黃江川

（北京控制工程研究所，北京l00080）

嫦娥一號衛(wèi)星的地月轉(zhuǎn)移變軌控制

宗 紅，王淑一，韓 冬，王大軼，李鐵壽，張洪華，黃江川

（北京控制工程研究所，北京l00080）

文章闡述了嫦娥一號衛(wèi)星地月轉(zhuǎn)移階段（從星箭分離到進入使命軌道）的高可靠、高精度自主變軌控制方案，介紹了飛行軌道、軌控策略及控制參數(shù)優(yōu)化、星上自主變軌控制的系統(tǒng)設(shè)計和相關(guān)參數(shù)的地面標(biāo)定等，給出了在軌飛行試驗的驗證結(jié)果。

嫦娥一號衛(wèi)星；地月轉(zhuǎn)移；軌道控制；自主變軌控制

1 引 言

嫦娥一號衛(wèi)星于北京時間2007年l0月24日l8時05分04秒由長征三號甲運載火箭從西昌衛(wèi)星發(fā)射中心發(fā)射升空。經(jīng)過一次遠地點變軌和三次近地點變軌，嫦娥一號于l0月3l日進入地月轉(zhuǎn)移軌道，并于11月5日準(zhǔn)確按計劃完成第一次近月制動，成為中國第一顆月球衛(wèi)星。又經(jīng)過兩次變軌后，她終于到達離月面200km的通過月球兩極上空的圓形工作軌道。

嫦娥一號衛(wèi)星與月球軌道交會過程中地月轉(zhuǎn)移變軌控制至關(guān)重要，特別是第三次近地點加速和第一次近月點制動兩次關(guān)鍵變軌，其控制窗口具有唯一性和短暫性，必須保證按飛行計劃及時、準(zhǔn)確地完成各次變軌控制。為此，嫦娥一號衛(wèi)星采用星上自主定姿、自主姿態(tài)控制、自主開/關(guān)變軌發(fā)動機、自主故障檢測以及快速恢復(fù)軌控的自主變軌控制方案，由地面配合進行軌控參數(shù)優(yōu)化及推力標(biāo)定和加速度計標(biāo)定，并采取保證變軌精度的系統(tǒng)設(shè)計，出色地完成了地月轉(zhuǎn)移過程中的各項軌控任務(wù)。

文中所指的地月轉(zhuǎn)移階段是指從星箭分離開始到進入使命軌道的整個過程。本文介紹了嫦娥一號衛(wèi)星地月轉(zhuǎn)移階段的飛行軌道和變軌策略、軌道控制大系統(tǒng)、星上自動變軌控制的設(shè)計、變軌控制參數(shù)的計算和標(biāo)定、保證變軌精度的其它措施以及飛行驗證結(jié)果。

2 地月轉(zhuǎn)移飛行軌道及控制要求

2.1 在地月系統(tǒng)中的標(biāo)稱飛行軌道

嫦娥一號衛(wèi)星的地月轉(zhuǎn)移階段，包括調(diào)相軌道、地月轉(zhuǎn)移軌道和繞月軌道。飛行軌道如圖l所示[l]。

嫦娥一號衛(wèi)星由長征三號甲運載火箭送入近地點200km、遠地點5l000km的大橢圓軌道（超GTO）。調(diào)相軌道任務(wù)是將超GTO軌道變?yōu)檫h地點約400000km的地月轉(zhuǎn)移軌道。星箭分離后，衛(wèi)星在周期l6小時的超GTO軌道上運行一圈半后，在遠地點做一次小的軌道機動，將軌道近地點高度變?yōu)?00km，再運行一圈半，在近地點進行第一次大的軌道機動，將軌道周期變?yōu)榧s24小時，接著運行l(wèi)～3圈后，進行第二次近地點變軌，將軌道周期變?yōu)榧s48小時。運行l(wèi)圈后，在調(diào)相軌道運行結(jié)束到達最后一個近地點時，進行第三次近地點變軌，使衛(wèi)星進入地月轉(zhuǎn)移軌道。

地月轉(zhuǎn)移軌道共飛行l(wèi) l4小時，是接近燃料消耗最少的轉(zhuǎn)移軌道。在轉(zhuǎn)移軌道飛行途中一般都需進行若干次軌道修正，正常情況下是2～3次，一次在離開近地點后的24小時以內(nèi)完成，最后一次是在到達近月點前的24小時以內(nèi)完成。

衛(wèi)星到達近月點后，為了使其變?yōu)槔@月飛行的月球衛(wèi)星，需要在近月點進行3次減速機動。依次將軌道周期變?yōu)閘2小時、3.5小時和l27分鐘，最終進入使命軌道。

圖l 嫦娥一號衛(wèi)星飛行軌道示意圖

2.2 對軌道控制的要求

科學(xué)探測要求嫦娥一號衛(wèi)星的工作軌道為高度200km±25km，相對于月球赤道的傾角為90°±5°。為了到達這一工作軌道，嫦娥一號飛行過程中要經(jīng)歷8～l0次軌道控制，包括l次遠地點變軌、3次近地點變軌、l～3次中途修正和3次近月點制動。

在進入地月轉(zhuǎn)移軌道時，很小的初始速度誤差就會導(dǎo)致到達近月點時出現(xiàn)幾千千米的位置誤差，初始速度誤差越大，軌道修正所需的燃料就越多。此外，由于衛(wèi)星在近地點的高度低、速度快，若軌道控制的誤差較大，就會導(dǎo)致近地點位置發(fā)生變化，這時地面就不能保證連續(xù)的測控條件，因此嫦娥一號的軌道控制必須足夠精確。

地月轉(zhuǎn)移軌道的入口和第一次近月點制動都具有唯一性。地月轉(zhuǎn)移軌道入口要求必須在特定的時間從特定的位置上進入轉(zhuǎn)移軌道，否則不能按照預(yù)定計劃與月球交會；第一次近月點制動則要求必須在近月點附近進行減速，否則衛(wèi)星將飛離月球。如果這兩次變軌中任何一次失利，要想重新到達月球附近就需要花費大量的燃料和時間，甚至根本無法實現(xiàn)。

為確保變軌按計劃及時執(zhí)行，考慮到惡劣情況，在沒有地面測控支持時，衛(wèi)星也要具有一定自主變軌的能力。

基于上述考慮，對嫦娥一號衛(wèi)星的軌道控制提出了精確性和及時性的要求，同時也要具備一定的自主性。

3 星地大回路軌道控制

嫦娥一號衛(wèi)星軌道控制由星上和地面共同完成。星上部分主要是制導(dǎo)、導(dǎo)航和控制（GNC）分系統(tǒng)及推進分系統(tǒng)的相關(guān)設(shè)備，包括姿態(tài)敏感器（星敏感器和陀螺）、計算機和執(zhí)行機構(gòu)（變軌發(fā)動機和姿態(tài)控制推力器）等，并依靠測控數(shù)傳分系統(tǒng)同地面保持上、下行通信聯(lián)系。地面部分主要包括各測控站（船）的跟蹤、遙測和遙控設(shè)備以及位于北京的航天飛行控制中心。

衛(wèi)星飛行各階段，由地面進行精確的軌道測量。獲取測距、測速數(shù)據(jù)和甚長基線干涉（VLBI）系統(tǒng)的測角數(shù)據(jù)。飛控中心處理觀測數(shù)據(jù)，確定軌道參數(shù)。由此在地面制定軌道控制策略，計算優(yōu)化的變軌控制參數(shù)，并適時將有關(guān)數(shù)據(jù)注入星上計算機。衛(wèi)星根據(jù)注入的變軌控制參數(shù)自動地進行姿態(tài)機動、變軌姿態(tài)保持、發(fā)動機開關(guān)機和巡航姿態(tài)恢復(fù)等控制過程。軌道機動完成后，地面再進行軌道測量和確定、對軌控效果進行標(biāo)定和評估以及制定后續(xù)的軌控策略，從而構(gòu)成星地大回路軌道控制。

4 變控制參數(shù)計算和推力標(biāo)定

如前所述，在變軌控制實施過程中，在地面進行的軌控參數(shù)計算和軌控后相關(guān)參數(shù)標(biāo)定是必不可少的步驟。

4.1 變軌控制的約束條件

變軌控制主要考慮以下約束條件：

l）燃料消耗：嫦娥一號衛(wèi)星攜帶的燃料量有限，所能提供的總速度增量受到限制；

2）測控范圍：雖然衛(wèi)星具有一定的自主變軌能力，但是出于安全性考慮，仍希望整個變軌過程都在地面實時監(jiān)視下進行，而軌道控制時這樣的條件不一定能夠滿足，因此制定軌控策略時要考慮這一次軌控及后續(xù)軌控的地面測控條件；

3）衛(wèi)星能源：衛(wèi)星軌控過程中，可能處于地球或月球陰影中，或者帆板不一定能夠?qū)?zhǔn)太陽，此時衛(wèi)星依靠電池供電，這要求軌道控制整個過程不能超過電池供電的最長時間。

在不同的階段和不同的情況下，這些約束條件的重要性不同。在調(diào)相軌道階段主要考慮測控范圍的限制；在近月制動時主要考慮衛(wèi)星能源；在發(fā)生故障而需要重新設(shè)計軌控策略時主要考慮燃料消耗約束。

4.2 點火姿態(tài)和角速度的選擇

軌控參數(shù)計算時，根據(jù)軌控的目標(biāo)，在滿足測控條件的約束下對軌控開機時刻、軌控姿態(tài)和軌控時長等參數(shù)進行優(yōu)化，使得在達到目標(biāo)軌道的同時消耗燃料最少。同時星上還具備勻速轉(zhuǎn)動變軌的能力，軌控過程中推力方向在空間按一定的角速度旋轉(zhuǎn)，可以進一步減少軌控的燃料消耗。

為了保證軌控過程中星敏感器不受日光、月光和地氣光干擾，軌控姿態(tài)在保證+X（變軌推力）方向的情況下，可以繞+X軸旋轉(zhuǎn)一定的角度以尋找合適的姿態(tài)。

4.3 有限推力軌道控制參數(shù)計算

在制定軌道控制策略時，按照脈沖變軌方式進行計算，計算過程中只有一個未定變量，即速度增量的大小。軌道控制策略確定后再按照有限推力方式計算當(dāng)前這一次軌控的控制參數(shù)。有限推力軌控時需要確定兩個變量：軌控開機時刻、軌控關(guān)機時刻/開機時長。

軌控開機時刻的選擇：一般情況下，有限推力變軌以近地（月）點為中點，前后各取一半的點火時間。也可以調(diào)整開機時刻使軌道的近地點幅角達到期望的目標(biāo)，這時就要采用牛頓迭代法來調(diào)整開機時刻。

軌控關(guān)機時刻的選擇：首先由脈沖變軌給出關(guān)機時刻的初始值，然后再用數(shù)值迭代的方法進行精確計算。迭代時要考慮測控條件的約束，若不滿足測控條件的約束，則對關(guān)機時刻進行修正，以滿足軌控時的測控約束。對于近月點制動，關(guān)機時刻比較容易確定，只需從開機時刻開始，數(shù)值積分到軌道半長軸滿足預(yù)定目標(biāo)即可。

4.4 加速度計和發(fā)動機推力的在軌標(biāo)定

加速度計測量量本身包含零位偏差和脈沖當(dāng)量誤差，如不考慮這些偏差將影響軌道控制精度。為保證軌控的準(zhǔn)確性，需要對加速度計進行標(biāo)定并給予補償。

加速度計的在軌標(biāo)定分為兩個方面，一是對加速度計零位偏差的標(biāo)定。每次軌控前，統(tǒng)計衛(wèi)星沒有噴氣的時間段內(nèi)加速度計的數(shù)據(jù)，給出平均值，作為加速度計的零位偏差，以便在軌控中對使用加速度計數(shù)據(jù)計算的衛(wèi)星速度增量進行補償。二是利用定軌數(shù)據(jù)對加速度計的刻度系數(shù)進行標(biāo)定。每次變軌結(jié)束后，依據(jù)地面測、定軌后給出的變軌過程中的速度增量δV和變軌過程中利用加速度計累計的速度增量，計算加速度計脈沖當(dāng)量標(biāo)定系數(shù)，在下一次變軌策略計算中對衛(wèi)星變軌速度增量進行補償，以提高軌控精度。

衛(wèi)星入軌后，發(fā)動機推力會隨著推進劑貯箱溫度和壓力等參數(shù)的變化呈現(xiàn)出不同的特性。若采用同樣的推力進行軌控策略的計算，勢必會帶來較大的計算誤差，影響變軌精度。所以在每次變軌后對推力器的推力標(biāo)定是高精度變軌必不可少的步驟。目前國內(nèi)外均有許多種推力標(biāo)定的方法。嫦娥一號衛(wèi)星主要根據(jù)加速度計數(shù)據(jù)對發(fā)動機推力進行標(biāo)定，同時根據(jù)衛(wèi)星貯箱壓力溫度等參數(shù)進行適當(dāng)修正。

5 星上自主變軌控制的設(shè)計

為了解決深空探測中衛(wèi)星的變軌問題，保證準(zhǔn)確、及時、可靠地完成衛(wèi)星的變軌控制，在嫦娥一號衛(wèi)星的變軌控制中，采用了一種星上自主地進行的姿態(tài)確定、姿態(tài)機動以及自主變軌的變軌程序。

5.1 變軌控制飛行程序

月球探測衛(wèi)星大部分軌道控制利用490N大推力發(fā)動機完成，少量中途軌道修正以及環(huán)月運行后軌道維持控制采用l0N小推力發(fā)動機進行。根據(jù)每種發(fā)動機使用特點，制定了490N變軌準(zhǔn)備子程序，變軌控制程序，l0N變軌準(zhǔn)備、變軌控制以及l(fā)0N軌道維持子程序。保證各種軌道控制準(zhǔn)時、可靠。

5.2 與變軌控制有關(guān)的工作模式設(shè)計

GNC分系統(tǒng)設(shè)計了四種工作模式，用于衛(wèi)星變軌準(zhǔn)備和變軌控制：

l）恒星捕獲：在衛(wèi)星建立軌控點火姿態(tài)之前，利用敏感器信息預(yù)估衛(wèi)星的慣性姿態(tài)并進行衛(wèi)星姿態(tài)控制；

2）慣性調(diào)姿：用于建立衛(wèi)星軌控點火姿態(tài)，實現(xiàn)衛(wèi)星三軸大角度姿態(tài)機動；

3）恒星定向：在衛(wèi)星建立軌控點火姿態(tài)之后保證衛(wèi)星的穩(wěn)態(tài)控制；

4）軌控定向：進行軌控發(fā)動機開、關(guān)機控制，確定衛(wèi)星的點火姿態(tài)，并進行點火期間的姿態(tài)穩(wěn)定控制。

5.3 預(yù)置控制參數(shù)的自主變軌控制程序

在衛(wèi)星建立軌控點火姿態(tài)之前，衛(wèi)星進入恒星捕獲模式，對陀螺漂移和加速度計零位偏差進行標(biāo)定；根據(jù)程控指令，衛(wèi)星自主轉(zhuǎn)入慣性調(diào)姿階段，建立衛(wèi)星軌控點火姿態(tài)；調(diào)姿到位后，衛(wèi)星自主轉(zhuǎn)入軌控前的姿態(tài)穩(wěn)定階段，利用星敏感器對衛(wèi)星姿態(tài)進行濾波修正；程控時間到，衛(wèi)星自主進入軌控定向模式，星上自主控制軌控發(fā)動機開關(guān)機。軌控發(fā)動機關(guān)機后，衛(wèi)星穩(wěn)定一段時間，自主轉(zhuǎn)入太陽定向模式，恢復(fù)衛(wèi)星巡航姿態(tài)。

5.4 建立點火姿態(tài)的再定向機動

近地軌道衛(wèi)星的姿態(tài)機動多為單軸姿態(tài)機動，或是三軸小角度的姿態(tài)控制。嫦娥一號衛(wèi)星在軌道控制前，需要將衛(wèi)星從對日定向的巡航姿態(tài)調(diào)整到軌道控制所需的點火姿態(tài)。這種姿態(tài)調(diào)整可能是任意姿態(tài)的調(diào)整，為此采用四元數(shù)方式同時進行三軸姿態(tài)機動?？刂坡稍O(shè)計中在考慮調(diào)姿時間有限制這一條件的同時還考慮了根據(jù)衛(wèi)星調(diào)姿姿態(tài)設(shè)置不同調(diào)姿角速度的方法，這樣既滿足時間要求又可適當(dāng)?shù)販p小軸間耦合。

5.5 點火姿態(tài)的測定

點火姿態(tài)主要通過陀螺數(shù)據(jù)估計確定。當(dāng)衛(wèi)星姿態(tài)角速度較大時，在適合星敏感器測量的條件下，自動引入星敏感器信息修正衛(wèi)星點火姿態(tài)。

5.6 軌控發(fā)動機的開機和關(guān)機控制

軌控開機采取預(yù)先注入開機時間的自主程控點火，軌控關(guān)機采用速度增量及時間雙保險關(guān)機的控制方法。當(dāng)加速度計信號積分值達到預(yù)定速度增量數(shù)值時，計算機發(fā)出關(guān)機指令。時間關(guān)機控制方法是指當(dāng)點火時間累計值達到預(yù)定點火時長數(shù)值時，計算機發(fā)出關(guān)機指令。這一控制邏輯能夠保證，在正常情況下使用速度關(guān)機方法，實現(xiàn)高精度變軌；加速度計異常情況下使用時間關(guān)機方法，防止錯過控制窗口或引發(fā)災(zāi)難性故障。

5.7 點火姿態(tài)的穩(wěn)定控制

考慮到軌控發(fā)動機點火的干擾力矩大，可能激發(fā)液體推進劑晃動和太陽帆板撓性振動，設(shè)計了基于脈寬調(diào)制（PWM）的PID和濾波校正的純數(shù)字化的噴氣姿態(tài)控制律[2]，有效地保證了變軌期間衛(wèi)星姿態(tài)控制精度。同時盡可能地減少了推力器脈沖工作次數(shù)。圖2給出了穩(wěn)定控制原理框圖。

圖2 軌控期間姿態(tài)穩(wěn)定控制原理框圖

5.8 關(guān)機后巡航姿態(tài)的自主恢復(fù)

以往靜止軌道衛(wèi)星變軌結(jié)束后，均由地面控制衛(wèi)星進行太陽捕獲，建立巡航姿態(tài)。嫦娥一號衛(wèi)星在變軌發(fā)動機關(guān)機并穩(wěn)定一段時間后，自主地進入太陽定向模式，利用衛(wèi)星上安裝的太陽敏感器進行太陽捕獲和太陽定向控制，自主地恢復(fù)巡航姿態(tài)。

5.9 自主故障檢測、處理和恢復(fù)

目前靜止軌道衛(wèi)星的變軌控制多采用地面控制的方式，在變軌過程中若出現(xiàn)姿態(tài)控制或推進系統(tǒng)異常情況，由地面進行故障診斷，然后采取措施關(guān)閉軌控發(fā)動機，中止軌道控制。中低軌道衛(wèi)星具有一定的自主軌控能力，但在軌控過程中出現(xiàn)姿態(tài)異常等現(xiàn)象，仍然能自主退出軌控，待地面排除故障后，再擇機進行軌控。這種控制策略，對于軌控窗口有唯一性要求的月球探測衛(wèi)星卻不再適用。

嫦娥一號衛(wèi)星變軌控制過程中，是由星上自主檢測衛(wèi)星姿態(tài)信息，當(dāng)檢測出故障后，緊急關(guān)閉變軌發(fā)動機，自主地進行故障處置。同時，星上自主控制進入一個過渡模式，待衛(wèi)星的姿態(tài)角速度被適當(dāng)阻尼后，自主地重新轉(zhuǎn)入軌控準(zhǔn)備階段，重新設(shè)置軌控流程。根據(jù)重新設(shè)定的時間，衛(wèi)星自主地轉(zhuǎn)入相應(yīng)的工作階段，恢復(fù)軌控，并根據(jù)所需要的控制量完成變軌開、關(guān)機。

6 保證變軌精度的其他措施

對于嫦娥一號衛(wèi)星或其他對軌道要求嚴格的航天器，必須考慮到姿態(tài)控制噴氣（含動量輪卸載）構(gòu)成其軌道運動的攝動力，可能會影響軌道確定精度和變軌控制參數(shù)計算精度，最終影響變軌精度。為此，在嫦娥一號衛(wèi)星GNC系統(tǒng)設(shè)計中采用了減少噴氣和計量噴氣的措施，還研究了多種工作模式下的噴氣影響分析和補償方法。

6.1 巡航姿態(tài)的動量輪控制

以往衛(wèi)星太陽定向模式下多采用噴氣姿態(tài)控制。非力偶式安裝的推力器工作時，不但產(chǎn)生姿態(tài)控制力矩，而且產(chǎn)生使衛(wèi)星質(zhì)心速度改變的推力，使衛(wèi)星軌道發(fā)生復(fù)雜變化。為了減小衛(wèi)星姿控的噴氣量，嫦娥一號衛(wèi)星的太陽定向巡航姿態(tài)采用動量輪控制方式，有效地減少了噴氣對軌道的擾動。但是，由于受到環(huán)境干擾力矩的作用，會造成動量輪角動量飽和。星上采用三輪零動量工作方式，增加系統(tǒng)存儲角動量的能力，減少噴氣卸載次數(shù)。

6.2 巡航姿態(tài)的慢旋方式和停旋控制

衛(wèi)星在巡航姿態(tài)下處于不同的軌道段，所受的干擾力矩不同。調(diào)相段主要受重力梯度力矩的影響，地月轉(zhuǎn)移段主要受太陽光壓力矩的影響，月球捕獲段主要受月球引力的影響。在上述階段衛(wèi)星處于慣性定向姿態(tài)，干擾力矩引起不同程度的動量積累。在巡航姿態(tài)下采用地面控制衛(wèi)星慢旋與星上自主啟旋的方式，使衛(wèi)星繞對日定向軸（+X軸）慢旋，抵消大部分干擾力矩的影響，減少巡航姿態(tài)長期運行中的噴氣卸載。在衛(wèi)星每次變軌前，地面控制衛(wèi)星停旋在適當(dāng)相位，以減少衛(wèi)星慣性調(diào)姿控制的噴氣量。

6.3 動量輪噴氣卸載的計量納入軌道預(yù)報模型

嫦娥一號衛(wèi)星GNC分系統(tǒng)設(shè)計，采用了提供遙測通道將姿態(tài)控制推力器的工作時間和工作次數(shù)下傳到地面，結(jié)合姿態(tài)敏感器數(shù)據(jù)可以在地面較為準(zhǔn)確地計量每一個遙測周期內(nèi)噴氣推力的大小和方向的方法。根據(jù)遙測數(shù)據(jù)獲得噴氣加速度在航天器慣性坐標(biāo)系中的分量，定軌時計算并計入了噴氣攝動，以補償姿控噴氣對軌道確定精度的影響。該方法顯著地提高了衛(wèi)星軌道確定的精度，補償流程如圖3所示。

圖3 定軌噴氣補償流程圖

為了防止動量輪卸載發(fā)生在地面不可見（無遙測）弧段，GNC系統(tǒng)設(shè)計了強制卸載手段。飛控過程中，安排在地面可見弧段（在飛出測控區(qū)之前的一段時間）進行強制卸載，通過地面注入卸載指令，強制動量輪卸載有效地避免了航天器在不可測控弧段噴氣卸載。

6.4 變軌前后姿控噴氣納入變軌參數(shù)計算模型

由于在巡航姿態(tài)下進行變軌前的測、定軌，計算出軌控參數(shù)后才進行姿態(tài)機動建立點火姿態(tài)，而姿態(tài)機動采用噴氣控制完成，軌控過程中姿態(tài)控制和軌控后恢復(fù)巡航姿態(tài)的姿態(tài)機動也會噴氣。在變軌參數(shù)計算時如果不考慮這些噴氣，會對變軌精度產(chǎn)生影響。

根據(jù)數(shù)學(xué)仿真和飛行遙測數(shù)據(jù)，可以估算不同條件下姿態(tài)機動時的噴氣攝動，并生成數(shù)據(jù)表。在軌控參數(shù)計算中，根據(jù)航天器本體相對于目標(biāo)姿態(tài)的誤差四元數(shù)查表求得對應(yīng)的航天器姿態(tài)機動產(chǎn)生的速度增量，據(jù)此在軌控計算中修正軌控量，從而提高軌控精度，補償計算流程如圖4所示。

圖4 軌控參數(shù)計算中補償噴氣流程圖

7 飛行試驗結(jié)果

嫦娥一號衛(wèi)星于2007年l0月24日l8時29分38秒入軌，入軌后的近地點高度為200km，遠地點高度為5l000km。入軌后當(dāng)天就對加速度計進行了標(biāo)定，標(biāo)定出了兩個加速度計的零位偏差。

7.1 調(diào)相軌道階段

星箭分離后，嫦娥一號衛(wèi)星進入周期為l5.8小時的超地球同步轉(zhuǎn)移軌道。經(jīng)過大約l天（繞地球一圈半），于l0月25日l7時55分進行了一次遠地點變軌。衛(wèi)星從對太陽定向的巡航姿態(tài)開始，自動進行大角度姿態(tài)機動，建立點火姿態(tài)；發(fā)動機點火關(guān)機后，衛(wèi)星自動恢復(fù)巡航姿態(tài)；整個過程中地面沒有向衛(wèi)星發(fā)出任何遙控指令。以后每次變軌都要重復(fù)這一過程。因此，這是對于新設(shè)計的變軌控制流程的一次在軌試驗，同時也將軌道的近地點高度提高到600km，改善了后續(xù)近地點變軌操作時的觀測條件。

在遠地點變軌后大約l天，即26日l7時33分和29日l7時49分，成功地進行了第一次近地點變軌控制。由于近地點附近地面觀測時間短，且易受軌道誤差影響，故使用了前述的自動軌道控制流程。整個過程中地面未向衛(wèi)星發(fā)出任何遙控指令。變軌完成后，衛(wèi)星軌道周期從l5.8小時變?yōu)?4小時，遠地點高度從5l000km變?yōu)?2000km。

按照衛(wèi)星飛行程序，在第一次近地點變軌后大約3天，進行了第二次近地點變軌，軌道周期變?yōu)?8小時，遠地點高度升至l20000km，超過了以往中國人造地球衛(wèi)星所到達過的高度。

衛(wèi)星繼續(xù)飛行約2天后，在l0月3l日l7時l5分開始進行了第三次近地點加速。完成變軌后進入了與月球交會的地月轉(zhuǎn)移軌道，這一次軌控特意提前了3分鐘，這樣就將軌道的近地點幅角減小了0.23°，使得中途修正的速度增量減小了一半。地月轉(zhuǎn)移軌道入口點時刻為l0月3l日l7時25分4.7秒，比設(shè)計的地月轉(zhuǎn)移軌道入口時刻僅提前了23.3秒。

7.2 地月轉(zhuǎn)移軌道階段

由于實現(xiàn)了在發(fā)射窗口前沿發(fā)射，并且軌道控制精度較高，所以取消了原計劃在進入地月轉(zhuǎn)移軌道第l7小時所進行的第一次中途軌道修正，在進入轉(zhuǎn)移軌道后第4l小時進行了一次小的修正，修正量為4.84m/s。這次中途修正之后，根據(jù)定軌的結(jié)果，衛(wèi)星到達近月點的高度為211km，軌道傾角為90.l7°，近月點時刻為11月5日11時25分48秒，僅僅比標(biāo)稱軌道晚了20秒到達近月點。因此再一次取消了原計劃在到達第一個近月點前24小時進行的第三次中途修正。

衛(wèi)星在轉(zhuǎn)移軌道上共飛行約114小時，于11月5日11時l5分開始進行第一次近月點制動變軌，11時36分33秒變軌發(fā)動機關(guān)機，衛(wèi)星進入周期為l2小時2分的繞月軌道，成為一顆月球衛(wèi)星。

7.3 近月點制動軌道階段

第一次近月點制動后的環(huán)月軌道周期為l2小時l45秒。在11月6日11時2l分開始進行第二次近月點制動，制動后的環(huán)月軌道周期為3.5小時l04秒。在11月7日8時24分開始進行第三次近月點制動，制動后將衛(wèi)星的遠月點高度降低到l87.66km，成為了近月點，原來的近月點成為了遠月點，高度為2l3.2km，滿足高度200km±25km、傾角90°±5°的要求。至此嫦娥一號衛(wèi)星進入了預(yù)定工作軌道。

8 結(jié) 論

嫦娥一號衛(wèi)星GNC分系統(tǒng)的高可靠、高精度自主變軌控制，保證了衛(wèi)星從繞地球運行軌道順利轉(zhuǎn)移到預(yù)定的繞月球運行軌道，為中國首次月球探測工程的圓滿成功作出了重要貢獻。本文從變軌參數(shù)優(yōu)化和參數(shù)標(biāo)定、星上自動變軌控制和系統(tǒng)設(shè)計保障措施等方面詳細描述了嫦娥一號衛(wèi)星地月轉(zhuǎn)移階段的變軌控制過程以及高精度的變軌控制方法，同時給出了在軌飛行試驗的驗證結(jié)果，可供后續(xù)深空探測系列衛(wèi)星的軌道控制系統(tǒng)設(shè)計參考。

[l]宗紅，李鐵壽，王大軼.月球衛(wèi)星GNC系統(tǒng)方案設(shè)想[J].航天控制，2005，23（l）：2～6

[2]王寨，李鐵壽，王大軼.探月衛(wèi)星變軌時的姿態(tài)控制研究[J].航天控制，2005，23（l）：11～l4

Orbit Maneuver Contro1during Cis1unar-Transfer Phase for CE-1 Spacecraft

ZONG Hong，WANG Shuyi，HAN Dong，WANG Dayi，LI Tieshou，ZHANG Honghua，HUANG Jiangchuan
（Beijing Institute of Control Engineering，Beijing 100080，China）

A highly reliable and accurate on-board control system design scheme is presented for the orbit maneuvers of CE-l spacecraft during it scislunar transfer phase.Flight trajectories，orbit transfer strategies and parameter optimization，on-board autonomous maneuver control procedures and parameter caliberations are addressed.Flight verification results are given as well.

CE-l spacecraft；cislunar transfer；orbit control；autonomous orbitmaneuver

V446.l；V448.22

A

l674-l579（2008）0l-0044-07

2007-l2-11

宗紅（l97l-），女，北京人，高級工程師，主要從事飛行器制導(dǎo)導(dǎo)航控制的研究工作（e-mail：zongh@bice.org.cn）。