一种针对金星探测器的姿态指向设计*

马越辰，徐 明

(北京航空航天大学，北京 100191)

*国家自然科学基金资助项目(11772024).

一种针对金星探测器的姿态指向设计*

马越辰，徐 明

(北京航空航天大学，北京 100191)

金星探测需要超长距离低码率传输，因而金星探测器需要保持其数传天线指向地球.相对于地球轨道飞行器来说，金星探测器距离太阳更近，需要固定散热面来维持探测器内的温度.提供一种基于在金星探测器偏置安装天线的姿态指向设计，能够保证从金星向地球传输数据并且维持散热面远离太阳.而此设计旨在减少数传天线的数量至一根同时将两个固定平面作为散热面.还提供两种详细方案来控制姿态机动来保证在数传天线始终指向地球的同时在特定节点切换散热面.

金星探测；偏置安装天线；固定散热面

0 引 言

随着航天技术的发展，人类活动逐渐扩展到太阳系内类地行星等深空探测领域.通过发射行星探测器进行行星空间环境以及太阳系和宇宙起源与演化等科学任务探测.对于以金星为代表的类地行星探测器，其生存环境(包括能源、温度和通讯等)完全不同于地球轨道器，即需要依据探测任务和飞行轨道以及环境设计合适的姿态指向以满足探测器对能源、温控以及数传等指标需求[1].

金星探测器具有地球遥远，可维护能力较差；故探测器应采取简洁设计以增加系统抗干扰能力：探测器应尽可能少地安装设备，减少转动部件的数量以及转角范围；探测器应采取固定或准固定散热面设计，即可有效控制探测器内部各设备的温度，还可减小热控系统的研制难度；探测器下行数传通道的空间损耗较大难以获得高速通信，故数传天线应保持长时间指向地球以延长通讯时长.为了最大限度获取探测数据并完成对地传输，同时降低探测器的研制难度，需要针对探测器进行全寿命期姿态指向规划[2].

人类近年来已发射多颗金星探测器，包括进行金星先锋号(Pioneer Venus)[3]、金星号(Venera)[4]、麦哲伦号(Magellan)[5]等，其姿态指向设计各不相同.早期探测器以能否进入行星环绕轨道为任务目标，其运行寿命和信息采集量有限，其天线被设计成仅在需要时指向地球，姿态设计方法往往沿用地球卫星三轴稳定对地指向的理念；随着控制能力的增强，探测器逐渐采用多星定向方式，即在不同的任务阶段采取不同的姿态指向.自1989年以来，共有两个多星定向的金星探测器发射升空：“金星快车(Venus Express)”探测器[6-7]，“拂晓(AKATSUKI)”探测器[8-11].为避免数据溢出，此类探测器装备多根天线始终指向地球.

以空间环境为探测任务的金星探测器一般携带多种探测仪器，产生测量数据复杂且数量巨大，星际数传属超远距离传输且数据空间损耗严重，故数传天线一般以低码速率进行长时传输；探测器舱内为了保持各种设备工作的最佳温度并保持能量平衡，固定散热面设计是最简洁和有效的方式.仅通过偏置安装数传天线即可实现上述目标，且减少数传天线的装备数量.

本文针对金星探测器，通过偏置安装数传天线，提供了一种新的姿态指向策略以降低研发和制造飞行器的难度.这种新方案克服现有金星探测器必须装备2个或以上数传天线以固定散热面的不足，既可将对地数传天线数量减至1个以减少装载设备，又可固定探测器的散热面以简化设计和降低研制难度.

1 常规安装天线的姿态指向设计

依据常规安装天线的姿态指向设计，Venus Express 将天线数量缩减到了两根.下面将详细介绍此种姿态指向策略如何保持天线指向地球的同时是散热器远离太阳.

Venus Express携带两个数传天线且背向安装：高增益大型天线进行较远距离数据传输，低增益小型天线进行较近距离数据传输，如图1所示；AKATSUKI携带高增益、中增益和低增益3个数传天线，其中高增益天线作为主份执行数传任务，如图2所示.Venus Express和AKATSUKI帆板的轴向垂直于金星公转平面，并进行对日跟踪定向以保持光线入射角接近90°，即Venus Express的帆板沿A-C面安装.

Venus Express于2006年4月进入金星工作轨道，金星和地球对太阳的张角约为53°.如图2所示，在任务初期(金星距离地球较近)，探测器将依靠低增益天线进行数传并保持C面背向太阳；随着金星距离地球增加，探测器将绕A-C轴进行180°姿态机动以依靠高增益天线进行数传，且仍保持C面背向太阳；待探测器飞越“地-日-金”共线时刻后，光线对C面的入射角逐渐变大(仍为负值)，则探测器绕B面法向进行180°姿态机动将C面背向太阳并远离受照趋势；探测器将保持该姿态指向直至任务结束.上述姿态指向为探测器处于巡航、数传和环境探测(对姿态没有严格要求)等期间的姿态规划；而金星表面成像等探测任务要求仪器定向且工作时间较短，则由姿态控制系统实施机动以满足短期工作要求.AKATSUKI采用类似的姿态指向设计，用于金星探测任务.

上述姿态指向设计具有如下特点：保证光线对帆板的入射角接近90°，以最大限度获取能源；任务期间，总存在1个数传天线对地定向，可随时进行数据传输以缓解传输距离较远、传输码速率较低的问题；任务期间，C面(如图3所示)一直保持背向太阳，故可作为固定散热面以简化探测器系统设计；而为了维持散热面需要增加器载设备(Venus Express采用2个数传天线，AKATSUKI采用3个数传天线)，即增加探测器的质量又增加数传天线与星务、总体电路等分系统数据流和电信流的联络，从而增加探测器的研制难度并降低系统可靠性.

2 偏置安装天线的姿态指向设计

2.1偏置安装天线设计

与Venus Express的方案类似，探测器帆板的轴向垂直于金星公转平面，并进行对日跟踪定向以保持光线入射角接近90°.如图4所示，B面和C面设计为散热面，B和C交替使用，可通过百叶窗等热控成熟技术切换.唯一的数传天线偏置安装于B的平行面，且天线中心轴线垂直于A和B面的法向并与C面所成的偏置角记为θ角(0°<θ<90°).星敏感器分别安装在B面和C面以满足定姿的要求.

与Venus Express 和AKATSUKI相比，新的金星探测器有两种新的姿态指向方案，它们基于下一节定义的金星公转的弧段和节点.

2.2两种姿态指向设计方案

方案Ⅰ和方案Ⅱ均以584天为一个循环周期.如图5所示，在方案Ⅰ中，整个过程探测器共进行2次180°姿态机动，2次散热面切换；散热面切换发生在靠近地球的节点J1和J4，且B面(弧段α、β和γ)承担散热面的时间远大于C面(弧段ζ和δ).

在整个探测器运行阶段，B面和C面交替作为散热面使用.在弧段α期间，B面和C面均远离太阳，所以都可作为散热面使用.而在弧段β内，B面受热而C面不受热，只有B面可作为散热面.在弧段γ内，B和C面均不受照，可作为散热面使用.在弧段ζ和δ中，C面背对太阳而B面受照，故C面可作为散热面使用.在探测器工作期间，天线始终指向地球，而且探测器帆板的轴向在对日期间垂直于金星公转平面.

飞行期间所有的节点定义如下.对于从弧段δ进入α间的节点J1，B面由受照变化为不受照，可将散热面由C面切换为B面，姿态无需机动.节点J2由弧段α进入β，C面由不受照变化为受照，散热面无需切换且姿态无需机动.节点J3由弧段β进入γ，B面由不受照变化为受照，姿态需绕天线轴向进行180° 机动，而B和C面均不受照且B面仍可作为散热面使用.节点J4由弧段γ进入ζ，B面由不受照变化为受照，可将散热面由B面切换为C面，姿态无需机动.节点J5：由弧段ζ进入α，C面由不受照变化为受照，姿态需绕天线轴向进行180°机动，则C面不再受照且C面仍可作为散热面使用.

如图6所示，方案Ⅱ中探测器仍需要2次180°姿态机动，不同的是其中1次机动位置由节点J3提前到节点J2.整个过程仍需要2次散热面切换，散热面切换发生在远离地球的节点J2和J3，且C面(弧段γ、ζ、δ和α)承担散热面的时间远大于B面(弧段β).

弧段α、ζ和δ内姿态指向以及节点J1、J2、J4和V上的姿态机动和散热面切换等动作与方案Ⅰ中完全一致.另一方面，弧段β、γ以及节点J2、J3则与方案Ⅰ中有着不同的分解方式.在弧段β内B面不受照而C面受照，故B面可作为散热面使用；弧段γ内探测器B和C面均不受照，可作为散热面使用.节点J2由弧段α进入β，C面由不受照变化为受照，姿态需绕天线轴向进行180°机动，则B面不受照而C面受照，故B面仍可作为散热面使用.节点J3由弧段β进入γ，C面由受照变化为不受照，B面仍可作为散热面使用，姿态无需机动.

而地球至金星轨道的转移一般采取霍曼转移，其运动过程如图7所示，其参考坐标系与图5图6保持一致.到达金星时地金对日张角约为57°.转移过程中采用C面作为散热面，转移结束后进入阶段Ⅱ中.

2.3姿态指向设计中的定量飞行弧段分析

各个弧段的长度计算如下：

方案Ⅱ的节点(J1、J2、J4和J5)位置以及弧段(α、ζ和δ)长度与方案Ⅰ完全一致，不同之处如下：

此外，根据探测器的指向控制精度设计天线偏置角，原则上应满足ε<90°-θ以避免散热面受照.而探测器指向精度应优于数传天线的波束角，以ε=5°为例，则天线偏置角θ可取值为80°.

探测器一般采取霍曼方式进行地金转移，且到达金星时地金对日张角约为57°.在寿命期内的巡航飞行阶段，探测器帆板的轴向垂直于金星公转平面并保持对日定向.

对于方案Ⅰ，各节点坐标分别为38°(J1)、163°(J2)、301°(J3)、321°(J4)、3°(J5)，各弧段的长度分别为125°(α)、138°(β)、20°(γ)、42°(ζ)、35°(δ).并进行如下步骤：(1)探测器达到金星时将位于节点J1和J2之间，并以图5所示姿态进行数传天线对地指向，B面作为散热面使用.(2)探测器到达节点J3前8天，绕数传天线轴向进行180°姿态机动.(3)探测器到达节点J4前8天，散热面由B面切换为C面.(4)探测器到达节点J5前8天，绕数传天线轴向进行180°姿态机动.(5)探测器到达节点J1前8天，散热面由C面切换为B面.此后探测器重复上述步骤(2)～(5)，直至探测器寿命结束.

方案Ⅱ中各节点坐标分别为38°(J1)、163°(J2)、197°(J3)、321°(J4)、3°(J5)，各弧段的长度分别为125°(α)、34°(β)、124°(γ)、42°(ζ)、35°(δ)，并进行如下步骤：(1)探测器达到金星时将位于节点J1和J2之间，并以图6所示姿态进行数传天线对地指向，B面作为散热面使用.(2)探测器到达节点J2前8天，绕数传天线轴向进行180°姿态机动.(3)探测器到达节点J4前8天，散热面由B面切换为C面.(4)探测器到达节点J5前8天，绕数传天线轴向进行180°姿态机动.(5)探测器到达节点J1前8天，散热面由C面切换为B面.此后探测器重复上述步骤(2)～(5)，直至探测器寿命结束.

上述两种姿态指向方案均以584天为一个循环周期，进行2次180°姿态机动，2次散热面切换.然而，方案I中整个过程探测器共进行2次180°姿态机动，2次散热面切换；散热面切换发生在靠近地球的节点J1和J4，且B面(弧段α、β和γ，共283°)承担散热面的时间远大于C面(弧段ζ和δ，共77°).方案Ⅱ中整个过程探测器仍需要2次180°姿态机动，不同的是其中1次机动位置由节点J3提前到节点J2；整个过程仍需要2次散热面切换，散热面切换发生在远离地球的节点J2和J3，且C面(弧段α、γ、ζ和δ，共326°)承担散热面的时间远大于B面(弧段β，共34°).

针对此过程进行重要参数的定量分析.其中包括数传天线与地面站夹角、散热面法线与太阳矢量夹角的数值变化.在天线始终指向地球的前提下，以地日连线为起点，与地日连线的顺时针夹角θ作为自变量，通过简化得到数传天线与地面站夹角，如图8 所示.两种方案的夹角变化均一样.其中在180°姿态机动期间天线并不随时指向地球，故没有单独标示.可以看出，每天均有几个小时天线与地面夹角处在较大数值范围，可以满足定时数传通信的需要.

同样以地日连线为起点，与地日连线的顺时针夹角θ作为自变量，通过简化得到散热面B面和C与太阳矢量的夹角.其中两种方案略有不同，图9和图10分别给出其变化过程.

探测器环金工作轨道的尺度相对于金星工作轨道完全可以忽略，则探测器所处的弧段可根据“金-日”和“地-日”矢量的相对方位判断，即可根据当前时间通过计算星历进行判断；根据节点判读结果以及姿态指向的控制精度，制定散热面切换或姿态机动等操作.

探测器一般携带星敏感器进行惯性空间的姿态测量和确定，无法直接获取“金-地”矢量方向；“金-日”和“地-日”矢量相对方位的缓慢变化导致数传天线对地指向的变化率较低，则姿态控制系统对参考坐标系(“金-地”和金星公转矢量张成右手坐标系)的更新频率要求很低(该参考坐标系甚至可以由地面指令注入)，将有效地降低器载计算机的运算量.

3 结 论

空间环境为探测任务的金星探测器一般携带多种探测仪器，产生测量数据复杂且数量巨大，星际数传属超远距离传输且数据空间损耗严重，故数传天线一般以低码速率进行长时传输；探测器舱内为了保持各种设备工作的最佳温度并保持能量平衡，固定散热面设计是最简洁和有效的方式.仅通过偏置安装数传天线即可实现上述目标，且将数传天线的装备数量减少到1根.

两种基于地球和金星公转周期的姿态指向设计方案均采用2次180°姿态机动和2次在特定节点的散热面切换.这两种方案是为了论证偏置安装天线的有效性，确保单根天线始终指向地球而散热面背对太阳.飞行期间的各弧段和各节点也是依据这两种方案定义划分.

偏置安装天线能够有效地将至少两根天线缩减到1根，同时保持固定散热面背对太阳.这将会大大简化航天器设计并降低制造成本.

[1] BIENSTOCK B J. Pioneer Venus and Galileo entry probe heritage[C]//Proceedings of the International Workshop Planetary Probe Atmospheric Entry and Descent Trajectory Analysis and Science. Lisbon: Portugal, 2003.

[2] 张伟, 方宝东, 成玫, 等. 空间飞行器分离式构型设计[J]. 上海航天, 2013,30(1):1-7.

ZHANG W, FANG B C, CHENG M, et al. Design of space vehicle separated configuration[J]. Shanghai Aerospace, 2013,30(1):1-7.

[3] BRADY W F W, Pioneer Venus probe targeting manoeuvre design[C]//AAS/AIAA As-trodynamics Conference. Washington D.C.: AIAA, 1979.

[4] LORENZ R D. Attitude and angular rates of planetary probes during atmospheric descent: Implications for imaging[J]. Planetary & Space Science, 2010,58(5):838-846.

[5] JOHNSON W T K. Magellan imaging radar mission to Venus[J]. Proceedings of the IEEE, 1991,79(6):777-790.

[6] ACCOMAZZO A, SCHMITZ P, TANCO I. From Earth to Venus-reaching our sister planet[J]. Esa Bulletin.bulletin Ase.european Space Agency, 2006,127(127):38-44.

[7] WINTON A J, SCHNORHK A, MCCARTHY C, et al. Venus express spacecraft[J]. Esa Bul- letin.bulletin Ase.european Space Agency, 2005,124(124):16-22.

[8] ISHII N, YAMAKAWA H, SAWAI S, et al. Current status of the PLANET-C Venus orbiter design[J]. Advances in Space Research, 2004,34(8):1668-1672.

[9] NAKAMURA M, IMAMURA T, UENO M, et al. Planet-C: Venus climate orbiter mission of Japan[J]. Planetary & Space Science, 2007,55(12):1831-1842.

[10] 江山. 日本测试金星探测器发动机[J]. 太空探索, 2011(10):15-15.

JIANG S. Japantest Venus probe engine[J]. Space Exploration, 2011(10):15-15.

[11] 徐煜华. “拂晓”号起死回生[J]. 科学世界, 2016(5):56-63.

XU Y H. “Dawn” was born back to life[J]. The Scientific World, 2016(5):56-63.

AnAttitudePointingDesignAppliedtoVenusSpacecraft

MA Yuechen, XU Ming

(BeihangUniversity,Beijing100191,China)

Venus detection requires ultra-long-distance transmission at low-bit-rate, so Venus spacecraft need to keep digital antennas pointing to the earth. Compared with the earth spacecraft, Venus spacecraft are closer to the sun. So the fixed radiator is needed to maintain the temperature inside the spacecraft. Based on the antenna irregularly placed on the spacecraft, a design is provided to ensure that the data is transferred from Venus to the earth and that the heat dissipation surface is maintained away from the sun. Unlike other Venus spacecraft such as Venus Express and AKATSUKI equipped with two or more antennas to transmit data, this design is aimed to reduce the number of digital antennas to only one, meanwhile the two fixed plane is designed as a cooling surface. Two detailed strategies are also provided to drive the attitude maneuver to ensure that the digital antenna always points to the earth while switching the cooling surface in a particular node.

Venus exploration； placing the antenna irregularly； fixed radiator

2017-03-07

V476.4

A

1674-1579(2017)05-0014-08

10.3969/j.issn.1674-1579.2017.05.003

马越辰(1994—)，男，硕士研究生，研究方向为轨道设计和空间探测;徐明(1981—),男，副教授，研究方向为航天器轨道动力学与控制、航天任务分析与设计.