嫦娥二号卫星技术特点分析

2010-01-08黄江川孟林智

航天器工程 2010年5期

关键词：测控嫦娥频段

黄江川饶炜孟林智黄昊

(北京空间飞行器总体设计部,北京 100094)

1 引言

嫦娥二号(CE-2)卫星是我国的第二颗月球探测器,其主要任务是以绕月探测工程嫦娥一号卫星的备份星为基础,根据任务要求进行技术改进后,作为探月工程二期的先导星进行飞行试验,试验探月工程二期的部分关键技术,以深化月球科学探测[1-2]。

根据嫦娥二号卫星的任务特点和研制背景,系统设计的原则是:

1)在满足探月二期工程技术验证、载荷性能改善前提下,所采取的技术实现途径,尽可能减少嫦娥一号卫星技术状态的更改。

2)在采用必要的新技术、新设计实现任务目标前提下,尽可能采用先进的成熟技术或经过预研的新技术,以提高产品可靠性。

嫦娥二号卫星新增了技术试验分系统,并且对大系统接口、轨道设计、飞行程序、热控分系统等进行了重新设计。技术试验和有效载荷分系统集中了全部新研制的软硬件产品。嫦娥二号卫星在注重继承的基础上,突破了以下6 个方面的关键技术:

1)轨道设计;

2)CCD 立体相机速高比补偿;

3)高灵敏度X 频段深空应答机;

4)集成化数据处理单元;

5)轻小型化降落相机;

6)推进系统高压气路及490N 发动机在轨长期使用。

2 CE-2 卫星技术特点

2.1 轨道设计

嫦娥卫星的轨道分析与近地卫星有很大不同,要飞过380 000km 并实现月球捕获,最终成为环月探测器,是一个复杂三体的分析求解问题[2]。而卫星进入环月轨道后,由于月球引力场的异常复杂性,卫星轨道的变化与地球卫星的情况有很大的不同,需要进行大量的分析工作。此外,嫦娥二号卫星的轨道设计还面临着地月相对位置、测控要求、运载火箭发射条件、燃料携带量、月影分布、月食时机等一系列条件的限制。因此在轨道设计过程中,需综合考虑上述各约束条件,并对其中的一些不利的结果加以甄别和排除。

根据新的任务要求和月球轨道特点,经过详细设计,形成的轨道方案是由长征-3C 运载火箭发射至近地点高度200km、远地点高度约380 000km 的地月转移轨道,同时配合运载火箭系统先期验证“三级滑行时间延长和快速装订发射诸元技术”。采用的是最小能量的转移轨道,在转移轨道期间进行2～3 次轨道中途修正,在近月时卫星进行制动,以被月球捕获,进入环月轨道。然后经过三次减速制动和轨道调整, 变为100km/100km 的极月圆轨道。此外,在环月运行期间,卫星择机实施轨道机动,进入100km/15km 的椭圆轨道,利用1～2 天开展技术验证和二期工程的备选着陆区的成像试验。

与嫦娥一号相比,嫦娥二号在调相轨道方案、近月捕获和环月运行轨道(100km/15km)设计等各方面均进行了调整。轨道方案变化对卫星总体设计、各分系统适应性方面带来全局性影响。100km/100km 工作轨道和100km/15km 试验环月轨道是我国探测器从未实施过的轨道,相比嫦娥一号的200km/200km 轨道,低轨道飞行会带来更大的红外热流和月球摄动影响,对轨道预报、轨道控制、测定轨精度提出了更高的要求,也对星上热控、制导、导航与控制(GNC),供配电等分系统带来影响。组织了全国范围内的同行专家,多次对轨道设计结果进行复核复审,以确保嫦娥二号轨道设计的正确性。

2.2 CCD 立体相机速高比补偿

高分辨率CCD 立体相机是实现嫦娥二号卫星工程目标和科学目标的重要设备之一,对工程目标的实现至关重要。

嫦娥二号卫星CCD 立体相机采用了时间延迟积分(TDI)-CCD 作为相机成像器件,TDI-CCD 的使用对卫星平台姿态稳定度要求较高,需要进行速高比补偿,同时卫星平台的偏航、滚动、俯仰等因素都将影响TDI-CCD 相机的图像质量。

与近地卫星相比,月球轨道的测定轨精度较低,且无现成精确的月球地形图, 也无法利用GPS 定位。经过论证采取了两种措施:第一种措施是“地面行频注入”,由地面根据轨道预报进行计算行频数据,注入至星上执行,是100km/100km 工作轨道成像的有效措施;第二种措施是“激光高度计辅助计算”,利用星上激光高度计的测距信号,结合注入的地速数据,由星上计算速高比和相机成像所需的行频,是100km/15km 试验轨道成像的又一有效措施。这两个措施在任务实施中需卫星、地面测控和地面应用三大系统相互配合。此外,速高比补偿方案还需重点解决激光高度计测距信号伪高程数据和无效数据的剔除算法以及速高比补偿地面试验验证方法等技术,如图1、图2 所示。

图1 CCD 立体相机地面验证试验Fig.1 Sketch of ground test validation on CCD tridimensional camera

图2 CCD 立体相机在轨成像示意图Fig.2 Sketch of CCD tridimensional camera imaging on orbit

解决速高比补偿的设计方案工程实现环节较多,分工界面多,接口复杂。因此为验证措施的工程可实现性,组织了多次大系统间接口协调,并在大系统联试中进行专项对接测试;对地面验证措施进行多方确认和专家把关,开展地面试验验证;充分利用嫦娥一号卫星轨道飞行实测数据,分析测定轨精度对速高比补偿的影响,确认了措施的合理可行性。

2.3 高灵敏度X 频段深空应答机

目前国际上为了解决深空探测器的通信时延、深空测角以及连续观测等问题,采取的措施有:探测器上提高测控设备的接收灵敏度、星地系统提高射频频率(采用X 频段或以上频段)、采用先进的信道编译码技术和信源压缩技术、地球站上通过加大地球上深空站的天线口径、降低地面接收系统噪声温度、采用先进甚长基线干涉定位技术等措施来克服远距离的损耗,立足于更广范围布设深空网,以克服地球自旋影响,提供全天时连续观测。

嫦娥二号卫星技术试验目标之一是进行X 频段新型测控体制、技术研究与验证,为后续任务的开展奠定技术基础。其中,考虑到以后月球二期工程对测控与数传通信链路的需求,将测控系统工作频段提高到X 频段;考虑到为将来更远的深空探测进行技术储备和试验验证,提出了高灵敏度测控技术试验、新型甚长基线干涉定位技术试验的要求。

X 频段深空应答机的研制涉及设计、器件和工艺等一系列难点,需重点解决低信噪比的载波捕获与跟踪以及在解调损耗紧张、低信噪比条件下保持较高的灵敏度等关键技术,是我国对于星地X 频段测控技术应用的一次探索。针对这些难点,重点对低信噪比下的载波捕获数字处理算法的仿真验证、数字基带处理技术、现场可编程门阵列+数字信号处理器(FPGA+DSP)系统框架等方面进行攻关和研制。

嫦娥二号卫星已开发和研制了X 频段高灵敏度深空应答机,如图3 所示。在地球深空站配合下,共同完成X 频段新型深空测控体制研究。其中突破了-140dBm 测控灵敏度、500kHz 高精度测距、新型单向差分测距(DO R)测角等关键技术,产品技术指标超过地月系测控需求,将为更远距离的深空测控(如火星)奠定技术基础。

2.4 集成化数据处理单元

数据处理单元是嫦娥二号卫星新增的提供遥测、遥控、数据复接、存储、配电等功能的集成小型化电子设备,其关键技术主要包括低码速率数字解调、大容量存储和数据复接等技术的集成设计。

图3 X 频段深空应答机Fig.3 Sketch of X band deep space responder

数字解调是实现远距离深空测控的必备技术,在嫦娥一号的遥控单元(TC U)上,采用的是地球卫星常用的模拟解调技术,采用模拟解调技术方式较难实现,无法适应后续更远深空探测(如火星探测)任务的需求;此外,模拟解调电路复杂,不利于实现设备的轻小型化。为此,在嫦娥二号卫星数据处理单元上,首次采用数字解调技术,用FPGA 实现数字解调、译码、数据的循环冗余校验(C RC)、数据复接、缓存等功能。其技术难点主要在于“低码速率数字解调技术”和“集成化电磁兼容设计”技术。针对这些技术难点,采取以下主要解决措施:

1)开展数字解调数学模型的搭建和优化仿真,通过仿真,确定性能最优的实现数字解调的数学模型。

2)在元器件选用、电路设计、滤波电路设计、瞬态干扰抑制、设备内干扰电路与敏感电路的屏蔽防护、印制线路板(PCB)分层设计和布局等方面,对不必要的电磁能量分别采取限制、转化或吸收等抑制方法,特别重视相关电磁兼容性(EMC)设计。

2.5 轻小型化降落相机

降落相机是探月二期工程中可选的重要载荷之一,嫦娥二号卫星上将配置降落相机,开展先期试验验证。降落相机研制的主要难点,在小型化、低功耗设计,特别是在减小电路板体积的同时,需降低电路功耗,在保证结构强度和光学镜片相对位置的前提下,减小结构质量。为此,在设计上降落相机采用了焦面组件低功耗轻小型化设计思路,并在保证成像质量的前提下,通过减少镜片数量,实现光学系统的轻小型化,如图4 所示。

2.6 推进系统高压气路及490N 发动机在轨长期使用

嫦娥二号卫星任务要求推进分系统工作寿命不少于6 个月,高于目前我国双组元推进系统中高压气路系统和490N 发动机的设计寿命。

高压气路长期使用的技术难点,在于保证在轨长期使用环境下的电磁阀的密封性能和490N 发动机工作性能。为了解决高压气路在轨长期使用需求,嫦娥二号卫星进行推进管路系统局部改进。在高压自锁阀前增加一个气体过滤器,一方面缓冲高压气流对高压自锁阀的冲击,另一方面可以保证高压自锁阀的洁净度,从而有效保证其长期密封。同时制定高压气路及发动机长期使用专项试验方案,试验过程中模拟变轨工作过程,对系统进行多次启动试验,检验测试系统在各次启动过程中的工作性能,并验证系统间隔半年再次启动的能力,试验系统如图5 所示。