空间飞行器设计

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嫦娥一号卫星系统分析

目 录

一 引 言..................................................................3

二 嫦娥一号的研制目的.......................................................3

2.1嫦娥一号月球探测卫星确定了五大工程目标 ...........................3

2.2 嫦娥一号球探测卫星有四大科学目标.................................4

三 嫦娥一号的总体方案.......................................................4

四 嫦娥一号的关键技术.......................................................4

4.1卫星运行轨道是一个特殊轨道 .......................................5

4.2卫星三体定向技术面临考验 .........................................5

4.3对卫星控制系统的设计和可靠性提出了更高要求 .......................6

4.4对卫星电源和热控系统提出更高要求 .................................6

4.5对卫星测控和通信技术提出了更高的要求 .............................6

4.6空间环境对卫星的防护设计提出了很高的要求 .........................6

4.7月食问题 .........................................................7

五 嫦娥一号的设计思想.......................................................7

六 嫦娥一号的结构与系统组成.................................................8

6.1有效载荷分系统 ...................................................8

6.2结构分系统 .......................................................8

6.3热控分系统 .......................................................9

6.4制导导航与控制分系统 ............................................10

6.5推进分系统 ......................................................10

6.6供配电分系统 ....................................................11

6.7 数据管理分系统..................................................11

6.8 测控数传分系统..................................................12

6.9 定向天线分系统..................................................13

七 结束语..................................................................13

一 引言

2007年10月24日18时05分，搭载着我国首颗探月卫星嫦娥一号的长征三号甲运载火箭在西昌卫星发射中心三号塔架点火发射升空；11月7日 顺利进入工作轨道，开始绕月飞行和科学探测；11月26日 国家航天局正式公布其传回的第一幅月面图像；2008年10月24日“嫦娥一号”在轨成功运行满一年，

空间飞行器设计

作为我国第一个进入月球轨道的航天器，嫦娥一号第一次实现了远程测控通信，并首次使用紫外敏感器进行姿态控制。“嫦娥一号” 卫星从发射开始，经过326h1 I约飞行，顺利实施了4次加速、1次中途轨道修正3次近月制动共8次变轨，经历调相轨道、地月转移轨道 、月球捕获轨道3个阶段，总飞行距离180万千米。2007年11月7日8时34分“嫦娥一号”卫星成功进入经过月球南北两极，轨道周期127min圆轨道，展开绕月探测工作。“嫦娥一号” 卫星是由中国航天科技集团公司所属中国空间技术研究院为主研制的。卫星由九个分系统和语音存储装置组成。卫星总质量为 2 350kg，工作寿命为1年。此次“嫦娥一号” 卫星绕月探测飞行将完成四大科学探测任务：1)获取月球全表面三维图像；

2)分析月球表面化学元素和物质类型的含量和分布；3)探测月壤特性；4)探测4万-40万千米之问地月空环境。绕月探测工程是中国中长期科技发展的重大工程之一，工程由卫星系统、运载火箭系统、发射场系统、测控系统、地面应用系统五大系统组成。绕月探测工程的实施，对于推动中国航天事业在空间领域的发展，提升自立创新能力，促进科学技术进步具有重要意义。“嫦娥一号” 卫星的发射成功，标志着中国实施的绕月探测工程迈出了重要一步。

二 嫦娥一号的研制目的

2.1嫦娥一号月球探测卫星确定了五大工程目标

(1)研制和发射第一颗月球探测卫星

（2）初步掌握绕月探测基本技术

（3）首次展开月球科学探测

（4）初步构建月球探测航天工程

（5）为月球探测后续工程积累经验

2.2 嫦娥一号球探测卫星有四大科学目标

（1）获取月球表面三维立体影像，从而划分月球表面的基本地貌和构造单元，初步编制月球地质与构造纲要图，为后续优选软着陆区提供参考依据。

（2）探测月球表面14种元素的分布初步编制月球表面元素和物质类型的分布图。

（3）探测月壤性质，获取月壤厚度的全月分布特征，研究月表年龄及演化，估算月壤中氦3的分布和资源量。

（4）探测地月空间环境，记录原始太阳风数据，研究太阳活动对地月空间环境的影响。

三 嫦娥一号的总体方案

嫦娥一号卫星的主体结构继承了东方红三号卫星的结构，即中心承力筒加蜂窝板的板式结构，太阳翼采用单自由度对称双翼布局。当两翼完全展开后，最大跨度可以达到18 米，重量为2350 千克，设计工作寿命为一年，将运行在距月球表面200 千米高的极月圆轨道上。选用东方红三号卫星平台的主要原因是因为他的推进系统可提供充足的轨道机动能力，能满足竟如超地球同步转移轨道后多次变轨的的轨道设计要求。

嫦娥一号月球探测卫星由结构分系统，热控分系统，供配电分系统，制导、导航与控制分系统，推进分系统，数据管理分系统，测控数传分系统，定向天线分系统和有效载荷分系统共九个分系统及一台语音存储装置组成，卫星上的有效载荷用于完成对月球的科学探测和试验，其他分系统则为有效载荷的正常工作提供支持、控制、指令和管理保证服务。

四 嫦娥一号的关键技术

嫦娥一号卫星是我国第一次研制脱离地球引场飞行的飞行器，它相对一般的地球卫星具有自己的特点，卫星的性研制给我国的卫星研制工程提出了许多新的

挑战。主要表现在以下几个方面：

4.1卫星运行轨道是一个特殊轨道

人造地球卫星按其用途分类可分为距地200~300千米左右高度的低轨道卫星，有距地1000千米左右高度的太阳同步轨道卫星和距地36000千米的高度的地球静止轨道卫星。嫦娥一号卫星的运行轨道与这些卫星是完全不同的，它的轨道与这些卫星相比尤其自身的特点。

嫦娥一号卫星首先由运载火箭送入地球大椭圆轨道，卫星和火箭脱离后，利用自身的推进系统经过三次加速，进入地球至月球转移轨道，在此期间，卫星需要进行多次变轨调整和姿态机动，以确保能够准确的被月球引力捕获。

由于地球、月球和卫星都在运动，在地球、月球和卫星三体运动条件下，嫦娥一号卫星的轨道设计，较以往的地球和卫星的相对运动条件下的设计更为复杂。嫦娥一号卫星脱离地球引力飞向月球的过程是沿着一条精心设计的地球至月球转移轨道飞行的，这一复杂的过程分为主动段，调相轨道段，地球至月球转移轨道段，环月轨道段四个不同的的轨道段。相对于低轨道和高轨道卫星而言，嫦娥一号卫星对应各飞行阶段的飞行程序更为复杂，这一复杂程序给测控，变轨，能源，热控等方面提出了很高要求。由于卫星有轨道交会的要求，卫星的发射日期和发射窗口选择将有较大限制。

同时，嫦娥一号卫星科学探测的目的是要全面了解月球的相关信息，对月球进行全面探测，特别是对月球南北两极的探测，卫星绕月飞行过程的轨道设计就显得十分重要，因此，在确定嫦娥一号卫星运行轨道的时候选择了极轨道，即轨道相对于月球赤道的轨道倾角为90度。为使沿整个轨道所获得的遥感图像具有相同的分辨率，采用了圆轨道。为了提高图像分辨率、尽可能选择较低的轨道高度，我国嫦娥一号卫星轨道高度为200千米。

4.2卫星三体定向技术面临考验

在卫星绕月球飞行期间，其姿态一定要保持对对月球、地球和太阳三个天体定向，各种探测器一定要对准月球表面，以完成科学探测任务；卫星的发射和接收天线一定要对地球定向，以将科学数据传回地球；太阳能电池板要保证对太阳定向；为了是太阳电池阵尽量获得日照，卫星要采取正飞和侧飞两种姿态。

三体定向技术是一项非常复杂的定向技术，需要精确地姿态控制技术。同时

由于月球引力场和地球引力场有很大的差别，卫星的轨道力学特性，轨道控制与姿态控制的设计要求与地球卫星相比有很大的不同。需要在卫星布局，质量分布，多轴控制跟踪等方面进行大量的新的理论研究和技术创新，也给许多工程实践带来巨大挑战。

4.3对卫星控制系统的设计和可靠性提出了更高要求

嫦娥一号卫星在奔赴月球过程中要经历主动段，调相轨道段，地球至月球转移轨道段，环月轨道段等过程，在飞行过程中几个关键变轨点处，卫星的姿态和轨道控制必须及时、准确和可靠，尤其是近月制动阶段，是嫦娥一号卫星飞行任务中最重要的环节。

由于嫦娥一号卫星需要轨道交会，要确保卫星在转移轨道的远地点与月球交会，保持卫星轨道高度的任务十分艰巨；由于月球引力场异常复杂，似的卫星轨道极不稳定，具体表现是近月点高度会有较大变化，轨道越低变化越明显，因此需要大幅改变卫星轨道。

4.4对卫星电源和热控系统提出更高要求

嫦娥一号卫星在不同阶段飞行过程中，星上设备存在多种工作模式，并且月球反照、红外辐射随在轨不同阶段及发射时机不同而变化较大，此外，环月卫星与太阳相对位置的变化也较大。这都给卫星的热控技术带来了很大的难度。

月球空间自然环境和月食现象都给卫星的电源和热控技术增加了极大的难度。

4.5对卫星测控和通信技术提出了更高的要求

此前我国和欧洲联合进行的地球空间双星探侧项目测控最大距离大约为离地球八万千米，而地球和月球之间地距离为38万千米，遥远的距离必然使信号的空间衰减增大，而且月球卫星的入轨过程，较中低轨道卫星和地球同步轨道卫星更为复杂，这个过程中的测控任务对测控系统提出了更高要求，

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4.6空间环境对卫星的防护设计提出了很高的要求

卫星在转移轨道上承受的地球空间的自然环境，以及在环月轨道上经受的月球空间自然环境，与常规卫星的空间环境有极大地不同。

空间等离子体影响卫星通信系统和电源系统。地球磁层等离子体、太阳风可能引起卫星体表面充放电。地球辐射带粒子、太阳宇宙射线，银河宇宙射线引起总剂量效应和单粒子效应以及卫星内部充放电效应；地球磁场将对航天器姿态产生影响；太阳电磁辐射式卫星表面材料性能产生变化。

除了粒子辐照外，还有X射线和紫外线等复杂空间环境的影响。

4.7月食问题

嫦娥一号卫星的设计寿命为1年,在寿命期内,卫星不可避免地需经历两次月食,每次月食的有效阴影时间均在3h左右,在这段时间里,卫星无法获得光照能源,同时卫星温度将会迅速降低,这对星上电源系统的供电能力、热控系统的温度维持能力、星上状态设置的准确性和最小功耗模式的稳定性提出了更高的要求。蓄电池组低温放电能力、蓄电池组的温度维持能力、各设备的低温耐受能力成为保证卫星能够顺利度过月食的关键环节。在卫星的设计过程中,针对月食问题进行了攻关论证,全面分析各种不确定因素,对月食有效阴影时间、供配电分系统供电能力、热控分系统温度维持能力和测控条件进行了充分的分析。对整星月食期间的工作模式、热控和供配电分系统设计进行了完善。在研制过程中,还针对关键环节进行了专项试验验证。包括太阳翼弱光发电试验、蓄电池单体低温放电试验、设备月食低温耐受试验,并在电池舱段热平衡试验、整星热平衡试验以及整星电性能综合测试中安排了月食工况项目试验及测试验证。另一方面,为确保月食问题的解决,对卫星舱段的热设计进行了修改,以提高蓄电池组在月食期间的温度,保障整星能源的供给。同时,针对月食特点,对相关软件进行了适应性修改,以确保月食任务的可靠完成。为了考核卫星度过月食的能力,在正样整星级热平衡试验过程中,安排了两个与月食有关的试验工况,通过月食工况和月食校核工况,验证了月食阶段设备工作的协调性、整星温度维持能力和整星能量平衡。试验证明了卫星具有度过两次月食的能力。

五 嫦娥一号的设计思想

首先，尽可能的简化设计。尽量简化系统配置，减少硬件和软件的数量和规模。

其次，坚持技术的继承性和产品的通用化、系列化和组合化的“三化”原则，最大限度的采用“三化”产品或经过空间飞行考验的软硬件和成熟技术，新技术必须经过验证。

第三，进行了冗余和容错设计，提高系统的可靠性。

第四，进行了耐环境设计。

六 嫦娥一号的结构与系统组成

嫦娥一号的卫星平台具有较大的承载，适用性修改和可扩充能力，其构型布局可以满足月球探测有效载荷的需求，整个平台推进系统携带的燃料，除了满足变轨机动要求外，一年后仍有剩余，可以进行进一步科学试验。

嫦娥一号卫星结构分为上舱和下舱两大部分，其中上舱主要用于对月探测有效载荷设备的安装和部分卫星平台的设备的安装。下舱主要安装蓄电池，电源控制系统和控制分系统设备。

嫦娥一号卫星重量2350千克，设计寿命1年。卫星由九个分系统组成：

6.1有效载荷分系统

嫦娥一号卫星的有效载荷由五类科学探测设备和有效载荷数据管理子系统给6类载荷组成共有25台设备。这些科学探测设备的主要任务是：获取月球表面的立体图像，多光谱图像以及地形高度数据，探测月壤厚度和有用元素的含量和分布，探测地月空间环境。有效载荷数据管理子系统的主要任务是：完成科学探测数据的采集、存储处理任务，完成有效载荷的在轨管理。

光学成像系统，主要用于月球表面三维影像探测。

/X射线探测，获得月球表面主要元素的分布和含量，从而确定月球表面位置类型和自远分布。

微波探测仪：主要评估月壤与氦3资源。

空间环境探测：采用高能粒子探测器和离子探测器对地月空间环境进行探测，主要探测太阳风中的重离子成分，质子能谱，低能离子成分及空间分布。

6.2结构分系统

卫星结构用于支撑和固定卫星的各种设备、仪器，使之构成一个整体，以承受地面运输，卫星发射和空间运行时的各种力学和空间运行环境。嫦娥一号卫星

主结构是由中心承力筒和28块蜂窝夹层板组成的长方体箱型结构。结构组成和形式继承东方红三号平台的中心承力筒加蜂窝板的形式。

6.3热控分系统

热控分系统采用主动控制和被动热控制技术保证寿命周期内卫星有效载荷系统及其他各分系统的仪器设备温度要求。其组成包括热控涂层，隔热材料、电加热器、传感器、热管、热控电性产品等。鉴于热设计边界条件复杂，系统较多的采用了主动控温设计。加热器的通断控制由数管分系统完成。对于嫦娥一号来说，主要是月球的影响。

月球的外热流条件非常恶劣,卫星的热设计面临以下难点:

(1)卫星在发射、调相、奔月、环月飞行过程中受到太阳、月球、月球阴影、地球阴影(月食)的影响,外热流条件非常复杂,星体各个表面外热流变化很大；

(2)月面的太阳反照、红外辐照外热流是第一次遇到,目前无法进行地面验证,无飞行经验可以借鉴,月球红外热流值波动很大,从每平方米超过1 000W到几十瓦的范围内波动,加大了对月观测有效载荷设备温度保证的难度；

(3)月食造成卫星要经历月球阴影时间长达3h以上,给热控分系统带来很大影响；

(4)特殊热控要求的设备较多,关键设备如氢镍蓄电池组、激光高度计、CCD相机、定向天线等热控要求高,设计余量小,难度大；

(5)整星没有相对稳定的散热面,散热面布局困难。

由于这些特点和要求,给热控分系统方案的确立和设计带来很大困难。为了解决以上问题,初样阶段进行了专项的蓄电池单体发热量测试、定向天线热平衡试验、载荷舱段热平衡试验、蓄电池舱段热平衡试验等,对特殊热控要求的设备的热设计进行了充分的验证;此外,尽可能地收集了国外各种相关工程和观测数据,经过分析和比对建立了月球环境外热流模型,同时,随整星技术状态的逐步明确和冻结,及时修正热分析模型进行预示,并相应安排热设计复核。

在正样阶段,整星级热平衡试验结果也表明所有设备的平衡温度均在其工作温度范围内,且设备的高温、低温都留有足够的余量,证明嫦娥一号卫星的热设计是合理的。为了确保整星热设计的正确性,热控分系统出厂前再次组织了对月表热环境的复核,确认了嫦娥一号卫星热设计采用的月表热模型是合理的。

6.4制导导航与控制分系统

制导导航与控制分系统由敏感器部件，执行结构部件和控制器部件组成。主要任务：完成卫星奔月过程所需的多种姿态的变换和控制，实现卫星对月定向的三轴稳定姿态、太阳帆板对日定向跟踪，定向天线对地定向。

月球探测卫星的制导、导航与控制(GNC)设计要求和常规卫星相比,有以下几个特点:

(1)从环绕地球飞行到准确进入环绕月球的飞行轨道,卫星需经历多次复杂的轨道和姿态机动,控制任务复杂,可靠性要求高,实时性强；

(2)在环月运行期间,卫星本体要对月定向,太阳翼要对太阳定向,定向天线要对地球定向,需要高可靠性的GNC分系统；

(3)环月期间的卫星对月姿态确定与一般卫星不同,不能采用红外敏感器,需采用紫外敏感器、星敏感器、陀螺等多种手段,并结合轨道外推算法进行多种模式设计；

(4)GNC各项成熟技术对新的任务特点要进行适应性分析,同时考虑与新技术的集成和融合。

为了顺利完成任务,GNC分系统要采取以下主要解决措施:

(1)控制器的冗余设计、重要敏感器(陀螺、星敏感器)的冗余设计、高性能控制算法的开发。它们能够保证GNC分系统的高实时性,并具有故障诊断和在轨重构能力,从而实现高可靠性。

(2)三体组合控制(星体对月指向控制、数传定向天线对地指向控制、太阳电池阵对日指向控制)技术的开发,使得三体控制满足任务需求。

(3)紫外月球敏感器和双轴天线驱动控制技术属于攻关项目。它们能够保证三体指向控制的高可靠性。

(4)通过对任务需求分析、软件开发与测试、分系统及整星各环节测试严格把关,保证系统可靠性。正样阶段,GNC分系统通过仿真试验和整星综合测试,验证了GNC分系统设计的功能和指标均满足要求。

6.5推进分系统

推进分系统采用双组元统一推进系统，主要任务是：与制导导航分系统配合，在从星箭分离开始到卫星寿命终了的时间内，向卫星提供变换和保持各种运行姿

态，进行轨道控制和修正所需的动力。

6.6供配电分系统

供配电分系统包括一次电源、二次电源和总体电路，一次电源采用太阳能-蓄电池组联合电源，为卫星产生、贮存和调节电能，以满足卫星在整个飞行过程中的供电需求；二次电源采用分散供电方式，将卫星的一次母线电压换成星上各分系统及设备所需要的电压；总体电路实现星上一次电源分配和控制，以及火工品的管理和控制。

6.7 数据管理分系统

数据管理分系统是二级分布式容错计算机系统，由中央单元。远置单元和遥控单元，以及一套双冗余的串行数据总线和数管分系统软件组成。用以实现卫星遥测、遥控、程控、星载自主控制、校时等整星控制和管理功能。

数管分系统方案虽然主要继承已有的近地卫星数管分系统的成熟技术,但为适应探月任务的使用背景和限制条件,采取了一些不同于一般卫星的设计,主要体现在以下方面:

(1)信道编码

由于地月间距离遥远,测控信号的空间衰减增大。这是我们以往的卫星型号都未遇到过的情况,因此为了降低误码率,提高卫星下行遥测信道的抗干扰能力,在嫦娥一号卫星上首次采用了卷积码作为遥测信道编码,并对遥控、遥测的码速率进行了调整。

(2)遥测源包

由于卫星遥测下行通道数量有限,数管分系统将重要的遥测数据,通过1553总线送到大容量存储器,经数传实时或延时下发,使得遥测信息量增加并更新及时。

(3)采用FPGA

为了实现设备小型化,降低产品的体积、重量和功耗,提高可靠性,采用现场可编程门阵列(FPGA)进行集成化设计。

(4)软件设计

为有效解决“测控不可见弧段长”的问题,数管CTU软件作为整星的控制管理核心,采取以下措施:

1)增加了自主管理功能,提高卫星的自主管理能力；

2)设计了多种遥测格式、多种存储模式、多种压缩速率等手段,以满足卫星飞行任务的需求；

3)设计了“定向天线展开监控与应急控制”、“整星安全应急控制”等模式,以增强卫星应急能力。

正样阶段,通过分系统测试、系统间联试和整星综合测试,验证了数管分系统设计的功能和指标,均满足要求。

6.8 测控数传分系统

测控数传分系统由星载测控、数传和VLBI信标等部分组成。为卫星的跟踪测轨、遥测和遥控提供上下行S波段射频信道；提供两个X波段信标信号工VLBI地面站测轨使用；为卫星提供高稳定度的基准时钟；完成科学数据的传输速任务。

由于地月距离约为40万千米,射频信道的自由空间损耗与地球同步轨道卫星相比,高出约20dB,与近地轨道卫星相比,则高出约46dB。同时,CE-1卫星较地球同步轨道卫星和中低轨道卫星的入轨过程复杂,测定轨精度要求高,增加了卫星测控与数传的难度,给测控数传分系统的设计提出了很高的要求。

在我国目前没有建立深空站的条件下,嫦娥一号卫星测控数传分系统的设计必须立足于国内现有的地面测控系统和地面应用系统的资源,根据国内这些地面站的能力,嫦娥一号卫星测控数传分系统必须保证射频信道的EIRP和G/T值,同时适当地降低码速率,以保证星地链路指标满足要求。

为了克服空间衰减大、信道余量较小的困难,系统设计时主要考虑了以下几种措施:

(1)提高全向天线的增益和全空间覆盖范围；

(2)取消功率分配环节,以减少信号的功率损；

(3)提供高低两种遥测码速率,并增加遥测信道卷积编码,以降低遥控和遥测信道解调所需的信噪比；

(4)降低数传信道解调所需的信噪比；

(5)通过灵活的多种工作模式来弥补信道余量的不足；

(6)降低环月轨道的功耗,增大卫星在环月轨道时的EIRP值；

(7)地面测控系统为减小信道余量偏小而带来的工程风险,新增地面站天线。

经过初样卫星与地面测控系统和卫星与地面应用系统的对接试验,以及正样阶段安排的测试验证和星地测控对接试验、星地应用对接试验,验证了星地之间接口的匹配性和正确性

6.9 定向天线分系统

定向天线采用双自由度机构实现半空间覆盖，为数传下行信道和遥测下行信道提供满足任务要求的天线增益。

七 结束语

嫦娥一号卫星的研制和发射是我国深空探测活动的开端,作为我国航天史上继人造卫星和载人航天后的第三个里程碑项目,在面临时间紧、任务新等不利条件下,总体和分系统着眼于卫星所担负的使命,攻克了很多近地卫星不曾遇到的难题,为月球探测二、三期工程的立项和研制奠定了良好的技术基础,也为我国执行未来的深空探测任务积累了丰富的经验。2007年12月12日,中共中央、国务院和中央军委在北京人民大会堂举行大会,隆重庆祝我国首次月球探测工程圆满成功。

通过查阅相关文献以及搜索网络资料，本文比较详细的对嫦娥一号卫星进行剖析。包括嫦娥一号卫星的研制目的，总体方案，关键技术，设计思想，结构与系统组成等进行了介绍，并且对关键技术和结构与系统组成等进行了重点介绍。在课程学习后，通过解析嫦娥一号卫星，增强了对航天器设计的感性认识，对外形布局，结构设计，功能及控制等方面有了更进一步的认识。

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