楊 巍，黃江川，王曉磊

(1.北京控制工程研究所,北京 100190; 2.空間智能控制技術(shù)國家級重點實驗室,北京 100190)

行星探測器GNC系統(tǒng)自主安全模式設(shè)計

楊 巍1,2，黃江川1，王曉磊1

(1.北京控制工程研究所,北京 100190; 2.空間智能控制技術(shù)國家級重點實驗室,北京 100190)

針對行星探測器GNC系統(tǒng)自主生存能力要求高的特點，設(shè)計具有黃極捕獲功能的慣性安全模式和無慣性系定向支持的應(yīng)急安全模式.描述安全模式下姿態(tài)確定與控制任務(wù)，提出相應(yīng)的方案.通過對安全模式的任務(wù)分析可知，該模式下探測器可以自主進(jìn)行姿態(tài)機(jī)動，保證能源供給和星地通信鏈路建立.

安全模式; 自主生存; 黃極捕獲; 非主軸姿態(tài)機(jī)動

安全模式作為探測器或衛(wèi)星的最后保障十分重要，國內(nèi)外大部分飛行器都設(shè)計了安全模式.文獻(xiàn)[1]中對安全模式進(jìn)行了描述，將安全模式作為獨立的備份控制模式，自主將衛(wèi)星定向在能源和熱控安全的姿態(tài)上.文獻(xiàn)[2]中將衛(wèi)星的初始捕獲與安全模式作為一個模式，其下分為3個子模式：速率阻尼、地球捕獲、偏航捕獲以及穩(wěn)定狀態(tài).文獻(xiàn)[3]中的安全模式包括：太陽定向和長期保持兩個子模式.由于行星探測器距離地球遠(yuǎn)、空間衰減大、通信延遲時間長，同時還面臨著十分復(fù)雜的空間環(huán)境，因此其安全模式不但要保證探測器的能源安全，還要在星地通信中斷時重新建立星地通信鏈路，等待地面干預(yù)處理.結(jié)合參考文獻(xiàn)中的安全模式設(shè)計方法，針對行星探測器的特點提出帶有黃極捕獲和地球捕獲功能的慣性安全模式以及無慣性系定向支持的應(yīng)急安全模式，用以保證行星探測器能源供給和通信的基本需要.

1 安全模式任務(wù)要求

行星探測任務(wù)由于距離地球遠(yuǎn)、信道衰減大，測控天線無法設(shè)計為全天球覆蓋，其指向受到限制，因此安全模式下不僅要保證能源供給，還要自主完成星地通信鏈路的建立.考慮到以上兩個約束條件以及整星故障的不確定性，行星探測器安全模式應(yīng)滿足以下幾個條件：

1)帆板對日定向，保證整星能源安全；

2)天線對地，保證測控鏈路安全；

3)整個過程不依賴星歷計算；

4)安全模式可長期堅持，從安全模式建立到退出，整個過程的燃料消耗要盡可能少.

從以上的任務(wù)要求可以看出，行星探測器GNC系統(tǒng)的安全模式任務(wù)復(fù)雜，需要進(jìn)行一系列的姿態(tài)機(jī)動任務(wù)才能最終建立安全模式.此外，由于行星探測器攜帶的燃料有限，對燃料消耗也有嚴(yán)格要求.當(dāng)出現(xiàn)星地通信中斷時，為了恢復(fù)星地通信，需要設(shè)計慣性安全模式和應(yīng)急安全模式以建立星地通信鏈路.

2 安全模式設(shè)計

建立探測器本體坐標(biāo)系oxbybzb，其中本體軸xbybzb為星體慣量主軸.由于太陽系內(nèi)的行星與地球繞日運行的軌道面基本在一個平面內(nèi)，即黃道面.黃極為黃道面的法線，在慣性坐標(biāo)系中是固定的，如圖1所示建立地心赤道慣性系和地心黃道慣性系，其中OXYZ為地心赤道慣性坐標(biāo)系，OXeYeZe為地心黃道慣性坐標(biāo)系.北黃極在天龍座(赤經(jīng)180°，赤緯66.5°)，南黃極則在玉夫座(赤經(jīng)0°，赤緯-66.5°).

圖1 黃極指向示意圖

2.1慣性安全模式任務(wù)描述

(1)太陽捕獲

為了保證探測器的能源供應(yīng)，在安全模式下要進(jìn)行太陽捕獲任務(wù)，使太陽帆板指向太陽.帆板驅(qū)動機(jī)構(gòu)旋轉(zhuǎn)軸與±yb平行，機(jī)械零位指向星體±xb軸.天線驅(qū)動機(jī)構(gòu)分A、B兩軸，A軸以xb為軸線轉(zhuǎn)動，當(dāng)A軸處于零位時，B軸以星體yb為軸線轉(zhuǎn)動，即天線零位指向在本體oxbzb平面內(nèi).具體過程是首先控制天線和帆板歸零并鎖定；進(jìn)行速率阻尼；然后利用太陽敏感器測量太陽敏感器方位，根據(jù)陀螺和太陽敏感器數(shù)據(jù)進(jìn)行姿態(tài)確定；控制探測器本體+xb軸指向太陽.

(2)黃極捕獲

從行星探測器的安全模式任務(wù)要求中可知，該模式要自主完成通信鏈路建立.為了保證實現(xiàn)天線指向地球設(shè)計了黃極捕獲功能，黃極指向如圖1所示.

根據(jù)星敏感器的導(dǎo)航星表可以測量確定黃極在赤道慣性坐標(biāo)系的方位.當(dāng)完成太陽捕獲后，控制探測器繞本體xb軸轉(zhuǎn)動，使yb軸與黃極指向平行完成黃極捕獲.

(3)地球捕獲

黃極捕獲完成后，控制探測器繞本體yb軸慢旋搜索上行信號峰值，同時帆板解除鎖定并反向跟蹤太陽.當(dāng)搜索到地面測控站峰值信號后停旋，此時天線指向地球，實現(xiàn)地球捕獲建立星地通信鏈路.

慣性安全模式的進(jìn)入條件是當(dāng)星地通信中斷超過一定時間時，視為探測器嚴(yán)重故障狀態(tài)，自主轉(zhuǎn)入慣性安全模式；模式的退出條件是當(dāng)?shù)厍虿东@成功時，由地面遙控退出；當(dāng)連續(xù)多次地球捕獲不成功時，則自主轉(zhuǎn)入應(yīng)急安全模式.

2.2應(yīng)急安全模式任務(wù)描述

應(yīng)急安全模式是在無慣性系定向支持，僅依靠陀螺和太陽敏感器進(jìn)行姿態(tài)測量定姿的工作模式.具體任務(wù)如下：

1)應(yīng)急安全模式下，自主切換至中增益天線.中增益天線具有±16°的天線波束寬度，有利于捕獲地球；

2)重新進(jìn)行天線、帆板歸零并鎖定，太陽捕獲；

3)太陽捕獲后，根據(jù)中增益天線安裝位置，控制探測器俯仰軸轉(zhuǎn)動一定角度，使中增益天線電軸方向與太陽矢量方向夾角為20°；

4)控制本體繞太陽矢量方向旋轉(zhuǎn)，若地球、探測器和太陽角小于20°則轉(zhuǎn)動一圈可以捕獲地球；若24h內(nèi)未實現(xiàn)捕獲，則繼續(xù)繞探測器的俯仰軸旋轉(zhuǎn)，使中增益天線電軸方向與太陽矢量方向夾角增至40°，重復(fù)上述轉(zhuǎn)動.兩種地球捕獲方式如圖2所示，α為地球、探測器、太陽矢量夾角，β為中增益天線波束寬度，γ為中增益天線電軸太陽矢量偏置角(假設(shè)電軸方向與探測器本體軸方向一致).

圖2 應(yīng)急安全模式地球捕獲示意圖

以火星探測器為例，根據(jù)火星和地球繞日運行的軌道關(guān)系可知，火星探測器的α角不超過50°，此時兩種搜索必有一種能捕獲地球.由于該模式下探測器轉(zhuǎn)軸不是星體主軸，且需每天調(diào)整一次轉(zhuǎn)軸，燃料消耗較大，因此該模式只能作為最后的安全措施.

應(yīng)急安全模式的進(jìn)入條件是慣性安全模式多次未能捕獲地球，自主轉(zhuǎn)入應(yīng)急安全模式；退出條件是當(dāng)完成地球捕獲后，等待地面干預(yù)，由地面遙控退出應(yīng)急安全模式.

2.3姿態(tài)測量方案

(1)太陽捕獲

為了實現(xiàn)太陽捕獲采用0-1太陽敏感器、數(shù)字太陽敏感器搜索太陽；由數(shù)字太陽敏感器和陀螺精確定姿.

(2)陀螺-星敏感器濾波定姿

在黃極捕獲階段，由于黃極的指向相對慣性空間是不變的.因此可以利用星敏感器測量黃極方位，從而得到探測器本體Y軸相對黃極方位的姿態(tài)偏差，進(jìn)行慣性空間姿態(tài)機(jī)動使Y軸指向黃極方向，完成黃極捕獲.

在太陽捕獲后、黃極慣性姿態(tài)機(jī)動前、后，都需要利用陀螺和星敏感器進(jìn)行精確定姿.采用陀螺數(shù)據(jù)進(jìn)行姿態(tài)角預(yù)估，同時利用星敏感器修正陀螺漂移[4].

(3)陀螺預(yù)估計

在故障情況下需要快速的建立慣性定向姿態(tài)，因此在黃極捕獲過程中繞X軸旋轉(zhuǎn)機(jī)動采用推力器進(jìn)行姿態(tài)機(jī)動使yb軸指向黃極.由于姿態(tài)機(jī)動的角度較大、角速率較高，星敏感器無法連續(xù)地進(jìn)行觀測，因此只能采用高精度的速率積分陀螺測量估計探測器的慣性姿態(tài).利用陀螺對姿態(tài)角和姿態(tài)角速度在短時間內(nèi)進(jìn)行預(yù)估計，為姿態(tài)機(jī)動控制提供姿態(tài)測量數(shù)據(jù).

2.4姿態(tài)控制方案

(1)慣性安全模式姿控方案

從節(jié)省燃料的角度，在對機(jī)動角度和角速度要求不高的情況下，應(yīng)采用動量輪控制；當(dāng)需要大角度姿態(tài)機(jī)動時需采用相平面噴氣姿態(tài)控制.該模式下的太陽捕獲過程中，可以采用動量輪和噴氣聯(lián)合控制；黃極捕獲過程，由于姿態(tài)機(jī)動角度和機(jī)動角速度比較大，因此采用噴氣控制，同時動量輪保持額定轉(zhuǎn)速.

(2)應(yīng)急安全模式姿態(tài)機(jī)動控制方案

由應(yīng)急安全模式的任務(wù)分析可知，在地球捕獲時探測器姿態(tài)機(jī)動轉(zhuǎn)軸不是本體主軸.在機(jī)動過程由于主軸慣量不相等而出現(xiàn)角速度耦合的情況，給姿態(tài)機(jī)動控制帶來了困難.目前星上常用的姿態(tài)機(jī)動控制算法是相平面噴氣控制，但計算量相對較大.本文提出的另一種姿態(tài)機(jī)動方案，在保證足夠精度要求的基礎(chǔ)上，具有計算量小的特點.

1)動力學(xué)模型

將探測器作為剛體建立其動力學(xué)模型：

將式(2)展開可得：

假設(shè)I1>I2>I3，且當(dāng)無外力矩作用時，剛體能量和角動量守恒.

式(4)為能量橢球和角動量橢球，式中h為角動量大小，ε為能量大小.非對稱自由剛體的角速度矢量為角動量橢球和能量橢球的交線如圖3所示.由圖3可以看出無外力矩作用時，探測器無法繞固定方向即太陽矢量方向轉(zhuǎn)動.因此，需要采用非慣性主軸的姿態(tài)機(jī)動算法，實現(xiàn)應(yīng)急安全模式下的姿態(tài)機(jī)動要求，同時滿足燃料消耗的要求.

圖3 非對稱剛體自由轉(zhuǎn)動的角速度矢量

2)燃料消耗分析

由圖3可以看出要維持機(jī)動方案中的角速度則需要相應(yīng)的力矩維持標(biāo)稱轉(zhuǎn)動.由于應(yīng)急安全模式的運行時間長，需要對燃料消耗進(jìn)行分析.

假設(shè)三軸慣量為：

脈沖噴氣力矩均為Tim=8N·m，

推力器推力為F=10N，

推力器比沖為Isp=2746N·s/kg，

自旋軸與xb軸夾角為θ=20°，

則三軸角速度為[0.282 0 0.1026]T(°)/s.

由式(3)得：

在一個自旋周期內(nèi)對T積分：

假設(shè)噴氣控制為脈沖力矩，令Δt為等效的脈沖噴氣作用時間則有：

令P為燃料消耗，則：

代入具體參數(shù)得探測器自旋一周20min的燃料消耗量：P=1.444×10-3kg，則12h消耗燃料量為0.052kg.

3)非主軸自旋姿態(tài)機(jī)動算法

星體控制力矩與噴氣點火指令有以下關(guān)系：

將探測器相對于慣性空間的本體角速度表示為歐拉軸-角式：

將式(10)化為矩陣形式并代入式(2)得

為了便于分析，將式(11)改寫為：

式中,|δi|為[0,1]之間的連續(xù)量,p=Ir,u=-r×Ir.

進(jìn)一步得

式中,g=A-1p,h=A-1u.

圖4所示為非主軸旋轉(zhuǎn)姿態(tài)機(jī)動算法框圖.

圖中,E為姿態(tài)誤差,ΔθC為每個采樣周期的指令角度增量,Δθ為每個采樣周期陀螺測量的角度增量,D為姿態(tài)角誤差和角速度誤差的合并誤差,K為姿態(tài)誤差增益,S為噴氣指令向量,ωC為指令三軸角速度,ω為估計三軸角速度.

根據(jù)前面的動力學(xué)分析有：

4)角速度估計器設(shè)計

由圖4可知陀螺的高頻測量噪聲可能會導(dǎo)致錯誤噴氣，因此需要對陀螺測得的角度增量經(jīng)角速度估計器進(jìn)行處理，這樣得到的估計角速度與指令角速度進(jìn)行比較得到角速度誤差.

考慮ω的離散z變換：

由式(17)可以看出，該式具有低通特性，因此可得：

由于

可得

將式(19)、(21)代入式(18)可得：

將式(9)化為矩陣形式后代入式(2)得：

當(dāng)實際角速度與指令角速度相等時并結(jié)合式(11)，則式(20)可化為：

式(18)、(22)和(25)組成了角速度估計器的計算公式.

5)算法仿真

a)仿真參數(shù)

采樣周期：ΔT=0.1s，

死區(qū)閾值：θD=0.8°，

噴管推力：F=10N，

脈沖噴氣力矩：Tim=8N·m，

陀螺測量噪聲方差：0.05(°)/h.

b)仿真結(jié)果

圖5 三軸估計姿態(tài)角速度

圖6 三軸姿態(tài)誤差

圖7 三軸噴氣指令

c)燃料消耗分析

噴氣控制采用10N推力器，假設(shè)單分支情況下，每軸兩個推力器分別提供該軸正向和負(fù)向的控制力矩.設(shè)推力器額定比沖為2746N·s/kg.根據(jù)噴氣次數(shù)和噴氣時間間隔，可得旋轉(zhuǎn)一周的燃料消耗：

式中：n為噴氣次數(shù)；F為推力器推力；ΔT為每次噴氣時長；Isp為推力器額定比沖.

由仿真程序可以計算出應(yīng)急安全模式運行12h的總噴氣次數(shù)n，再由式(26)可以得到在姿態(tài)誤差精度為1°要求下的燃料消耗為0.0579kg，基本與理論計算結(jié)果一致.

d)結(jié)果分析

通過仿真曲線可知，在姿態(tài)機(jī)動過程中三軸姿態(tài)誤差小于1°，姿態(tài)角速度誤差小于0.01(°)/s.由于安全模式下姿態(tài)精度要求較低，因此能夠滿足姿態(tài)精度的要求.同時通過仿真還可計算出姿態(tài)機(jī)動的燃料消耗量，與理論計算值基本一致，因此該算法可以實現(xiàn)繞非本體主軸的姿態(tài)機(jī)動控制，滿足在應(yīng)急安全模式下進(jìn)行地球捕獲的姿態(tài)精度要求和燃料消耗要求.由算法分析過程中可知，該算法采用增量方法更新姿態(tài)誤差，不計算姿態(tài)誤差矩陣，從而使計算量減少，適合于應(yīng)急安全模式下的非本體軸快速機(jī)動姿態(tài)控制.此外，當(dāng)選擇比較小的指令角速度時，轉(zhuǎn)動一周所消耗的燃料也相應(yīng)減少，因此可以根據(jù)對燃料消耗的限制靈活選擇自旋角速度.

3 結(jié) 論

由于一般的近地空間飛行器測控天線可以設(shè)計為全天球覆蓋，因此其GNC系統(tǒng)安全模式僅需滿足能源供給即可，而行星探測器的安全模式不僅要保證能源供給，還要實現(xiàn)故障情況下自主建立星地通信鏈路.本文針對行星探測器自主生存能力要求高的特點，從探測器任務(wù)需求的角度出發(fā)，設(shè)計了行星探測器GNC系統(tǒng)的自主安全模式，包括慣性安全模式和應(yīng)急安全模式.在慣性安全模式中，利用了太陽系內(nèi)行星基本均運行在黃道面內(nèi)的特點，提出了黃極捕獲方式使探測器測控天線指向與地球處于同一平面，進(jìn)而實現(xiàn)地球捕獲；在應(yīng)急安全模式下，針對該模式姿態(tài)機(jī)動轉(zhuǎn)軸不是本體軸，提出了非本體軸姿態(tài)機(jī)動方案，可以滿足應(yīng)急模式下姿態(tài)機(jī)動任務(wù)要求，同時又具有計算量小的特點.

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GNCSystemAutonomousSafeModeDesignforInterplanetarySpacecraft

YANG Wei1,2,HUANG Jiangchuan1,WANG Xiaolei1

(1.BeijingInstituteofControlEngineering,Beijing100190，China;2.NationalKeyLaboratoryofScienceandTechnologyonSpaceIntelligentControl,Beijing100190，China)

Two safe modes including inertial reference frame safe mode with ecliptic pole pointing and emergency safe mode without inertial reference frame orientation are designed for the requirement of autonomous survival capability of interplanetary spacecraft.Tasks of attitude determination and control in the safe mode are described in this paper,and then the corresponding schemes are proposed.It is shown from the task analysis for safe modes that the spacecraft autonomous attitude maneuver will guarantee power supply to be provided and communication link established.

safe mode; autonomous survival; ecliptic pole pointing; non-principal axis attitude maneuver

V448.2

A

1674-1579(2010)04-0006-06

2010-04-20

楊巍(1983—),男，黑龍江人，碩士研究生，研究方向為航天器導(dǎo)航、制導(dǎo)與控制 (e-mail: wangyi1983128@163.com).