用于月球探测器姿态控制的发动机研究

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1、中国宇航学会深空探测技术专业委员会第一届学术会议2 0 0 5 年1 月哈尔滨用于月球探测器姿态控制的发动机研究李进贤，岳春国，杨姝君西北工业大学航天学院 西安市西北工业大学1 6 4 信箱邮编：7 1 0 0 7 2 F a x ：0 2 9 - 8 8 4 9 3 4 0 6E m a i l ：c h u n g u a n g y u e , y a h o o c o m c n 摘要：本文以月球探测器姿态控制发动机为重点，对国外探月或载人航天活动应用过的用于姿态控制的发动机进行了综述同时对姿态控制发动机以及工作原理进行了介绍，最后提出了我国应用于深空探测的姿态控制发动机的发展方向

2、主题词：月球探测器；姿态控制；发动机；姿态确定I 前言在我国，随着航天科学和技术的不断发展，深空探测将成为新的研究热点，目前正在实施探月的。嫦娥工程”。此项探月工程将分“环绕、降落，返回”三个阶段实施，第二阶段发射月球探测器进入环月轨 道，然后使飞行器实现“软着陆”，并在月球上进行实地巡回探测。第三阶段的探月任务是把机器人送上月球，在月球有代表性的区域进行采样，并把采样带回地球。 在二、三阶段，当月球探测器从地球停泊轨道第1 次变轨到大椭圆过渡轨道，然后从大椭圆过渡轨道第2 次变轨到进入环月飞行轨道，最后为使月球探测器进入着陆段，还需进行第3 次变轨飞行器下降到着陆段后，先后启动制动火箭、小推

3、力发动机、缓冲着陆装置，才能最终顺利实现“软着陆”当月球探测器完成探月任务后，它还要再入轨道返回地球。这两个阶段都需要对月球探测器姿态进行调整目前，用于月球探测器姿态控制系统有姿态控制发动机、飞轮控制系统与地磁力矩器控制系统等，本文只对用于姿态控制 系统中的姿态控制发动机进行研究本文介绍了国外几次成功载人或探月飞行所使用的姿态控制发动机，并提出了我国探月活动用于姿态控制发动机的设想。2 国外应用于姿态控制的发动机2 1 苏联1 5 J1 9 6 1 年4 月苏联发射的“东方号载人飞船上，采用了比冲较低、简单可靠的冷氮气发动机作为姿态 控制系统的执行机构。“东方号飞船姿态控制发动机如图l 所示。

4、该推进分系统有两组独立的，每组有8 个冷氮气喷嘴构 成，为飞船的姿态控制提供所需的力矩。1 2 个球形氮气平配置成3 个独立的高压氮气瓶组向两组喷嘴供气， 其中两个瓶组保证自动姿态控制供气，另一瓶组保证手动姿态控制供气，1 2 个球形瓶安装在仪器舱上端与 返回舱对接处的四周。2 2 美国5 l美国“水星”号和“自由”号空间站选用了比冷氮气发动机比冲更高的过氧化氢单组元推进剂姿态控 制分系统。“自由”号空间站使用的典型的姿控推力器结构如图2 所示。 阿波罗飞船的姿态控制发动机由三个系统组成：登月舱姿控推进系统、服务舱姿控推进系统和指令舱 再入控制姿控推进系统。登月舱姿控推进系统分成两个独立的系统

5、( 如图3 所示) ，互为备份，每一个系 统皆可进行姿态控制和平动控制。1 6 台发动机分成四组，组装成四个模块，其中每两台发动机与一个系统 相连，称为A 系统和B 系统。推进剂都有轨道机动推进系统的贮箱供给，并实现两系统间推进剂的交叉供 给。任何一台发动机都可以隔离，以便安装阀门后用聚乙烯发泡，使阀门、发动机头部包裹在泡沫塑料中， 起到隔热和保护的作用。用于月球探测器姿态控制的发动机研究图l 。东方”号载人飞船姿态控制推迸分系统 卜温度传感器；2 一第一基本组气瓶；3 一备份组气瓶；4 - 第二基本组气瓶：5 一压力传感器：6 一高压阀门；7 一过滤器；8 一减压阀；9 一备份气输送阀门；1

6、 0 - 电磁阀；1 1 - 喷嘴。阔气阔，产算烈亨游篇赫床舯溅邀棵鞫躲：茗来自燃料箱的直； N l m 黧一警珈6 8 l k g 1 0 1T m a z = 1 0 9 3 “ CT I a r = 9 8 2 “ C图2 典型的肼( 催化) 姿控推力器结构 砭2 l 掷1 I图3 阿波罗飞船登月舱姿态控制推进系统原理框图 l 一发动机组：2 一与上升推进系统连接管；3 一推进剂入口阀；4 过滤器；5 一连通阀；6 “ - 氧化剂流路A ； 7 燃烧剂流路A ；8 氧化剂流路B ；9 - - 燃烧剂流路B ；1 0 - - 电爆阀；l l 一氧化剂流路A ；1 2 一安全阀； 1 3 一

7、过滤器；1 4 一破裂膜片l1 5 燃烧剂流路B ：1 6 一主阀；l 卜氮路A ；1 8 一氦路B ；1 9 燃烧剂“B ”； 2 0 氧化；f ! 。B 气2 l 燃烧荆。A ”；2 2 一氧化剂。A ”；2 3 一破裂膜片；2 4 一过滤器；2 5 安全阔；2 6 一氧化剂。B ”；2 删烧剂。A ”；2 8 贮箱；2 9 气圈；3 0 一系统“A ”；3 l 一系统“B ”；3 月球探测器姿态控制发动机月球探测器的姿态控制发动机的任务是为改变、保持或稳定飞行器的飞行姿态或提供小量轨道机动控 制的冲量。通常由许多台小型发动机和控制推进荆流动的部件、管路、增压气瓶及贮箱等组成。按照飞行 器

8、的运动特性及控制要求，发动机配置和安装在飞行器的不同部位。发动机通常用作产生力偶或力矩，用 以提供绕飞船三个互相垂直轴的旋转，或者用以提供沿这些轴的平行移动，形成俯仰、偏航、滚动以及沿中国宇航学会深空探测技术专业委员会第一届学术会议2 0 0 5 年1 月啥尔滨飞行方向正、反向推动及侧向推动等飞行器运动控制体系。 月球探测器姿态控制发动机的发动机有以下特点： ( 1 ) 一般主要以脉冲方式工作，一个工作循环或脉冲的大小将可能在很大范围内变化( 2 ) 发动机 的点火工作时间由非常短脉冲的十几毫秒至每个脉冲几分钟。通常为了节约 推进剂和提高飞船运动控制的精度，要求最小脉冲的冲量应尽可能小，而长脉

9、冲工作时，又要有很好 的能量特性，即比冲要高。 ( 3 ) 发动机必须能多次启动，次数多达几千次，甚至几万次。 ( 4 ) 必须具有很好的指令反应能力，即适应长时间多次启动和脉冲工作方式的能力。 姿控发动机的推力被用于克服飞船运动时的干扰力矩和扰动，这些干扰力矩和扰动来源于气动力、星 体引力的摄动、轨道机动发动机工作时的推力作用线偏差等。或者为了执行某种任务，需要月球探测器具 有某种定向姿态。月球探测器姿态控制发动机关键性控制任务主要有： ( 1 ) 入轨时姿态偏差的消除； ( 2 ) 轨道飞行姿态的建立与保持，以及任务所需定向姿态的获取及保持： ( 3 ) 变轨、制动点火姿态的建立及稳定；

10、( 4 ) 返回再入时的姿态控制，包括利用控制侧倾角的落点控制和气动力振荡干扰阻尼。 姿控发动机的最大推力一般由需要克服的最大干扰力矩和扰动来确定，或者由各种机动控制所要求的 角加速度、平移加速度及速率确定。而最小推力则由极限环工作的最小推进剂消耗量确定表l 列出了几 种姿态控制推进系统的类型的主要特征数据： 对姿态稳定控制稳定系统来说，需要调整的动量矩较小，通常采用冷气系统。消除翻滚、初始对准、 大角机动等大范围的姿态控制中，需要调整的动量矩较大。通常需要采用单组元推进系统。双组元推进系 统产生的推力更大，但结构也更为复杂，在工程应用中受到限制。电推进系统，比冲高达数千秒，寿命高 达数千小时

11、，是最有发展潜力的系统。但由于结构复杂、功耗大、价格昂贵，而在当前的工程中还未得到 广泛应用。所以当前我国探月活动用于姿态控制的推力器系统还应该以喷气推进为主。表1 姿态控制推进系统的类型主要特征数据幅1类型能源真空比冲，妒s推力范围N优点缺点极其简单可性能很低，系统冷气高压气体5 0 7 50 0 5 2 0 0靠，成本很低最重喷气简单。可靠- 性能低，比双元推进单组元放热分解1 5 0 2 2 50 0 5 - - - 0 5成本低重 系统系统复杂，推进双组元化学3 0 0 4 5 05 - - - , 5 1 0 6性能很好剂有毒，危险电推进系统m电能，化学，1 5 0 6 0 0 00

12、 0 0 0 2 5 t o 比冲高，消耗结构复杂，功耗磁工致少大，价格昂贵4 姿态控制发动机工作原理姿态控制发动机一般都是一个闭环控制系统，原理基本上根据质量排出反作用喷气产生控制力矩的原 理进行。如果是在月球探测器上进行自主的姿态控制，称为小回路姿态控制系统，如图4 所示如果是由 月球探测器一地间测控系统进行姿态控制，则称为大回路姿态控制系统，如图5 所示月球探测器上的小 回路姿态控制系统，是在探月器上直接对姿态敏感器信息进行自主处理和确定并按预先设计的控制律产 生控制指令，命令控制执行器工作，使飞行器获得所需要的动量矩增量。月球探测器一地大回路姿态控制 系统。是把飞行器上姿态敏感器信息通

13、过遥测系统传送至地面测控中心经过加工，产生相应的控制指令， 并通过遥 控系统命令月球探测器上控制执行器工作。4 1 姿态敏感器姿态敏感器可以用来测量月球探测器相对于某一基准方位的姿态信息，利用这些测量信息，可确定出6 5j用月球探测器姿态控制的发动机研究探月器的某一轴或三轴的姿态对不同的基准方位，所用的姿态敏感器的工作原理和所测量的信息都是不 同的，在工程上姿态敏感器的种类很多如按其基准红位分，可分为如下五判刊： ( I ) 以地球为基准方位，有红外地平仪，地球反照敏感器等； ( 2 ) 以天体为基准方位有大阳敏感器等； ( 3 ) 以惯性空间为基准方位，有陀螺仪等惯性器件； C 4 ) 以地

14、面站为基准方位，有射频敏感器； ( 5 ) 其它如以地球磁场为基准方位的磁强计，以地貌为基准方位的陆标敏感器等。图4 月球探测器上小回路姿控原理图圈5月球探测器地大回路姿控原理图4 2 姿态确定p J姿态确定，是根据姿态敏感器的体轴相对于基准方位的夹角。例如地心角，太阳角等，来确定星体的 姿态。如果测量的角信息是完全准确的，则利用基准方位的角位置，便可用几何方法确定出星体的角位置， 这种几何确定方法是属于确定性方法。但是，在实际的测量过程中，由于敏感器和遥测过程的随机噪声， 以及月球探测器运动特性的变化，不可避免地引起测量的随机误差，并在姿态确定过程中转化为姿态角的 误差。力了减少这种误差，除

15、了需要提高敏感器的精度外，还需要通过对 大量测量数据的统计处理来提高姿态确定的精度。在高精度的姿态控制系 统中，这种统计的姿态确定方法则更为重要。 由于地球、太阳、恒星、地球磁场等基准方位，都是在地心惯性坐标系中定位的，其角位置通常用赤经赤纬来表示。因此在月球探测器的姿态确定的计算中也是以地心惯性坐标系为计算坐标系，确定它在此坐标 系中的角位置。当计算月球探测器在某一时刻的姿态时，必须先计算出该 时刻的如下参数：( 1 ) 月球探测器质心在地心惯性坐标系( 如图7 所示) 的赤经赤纬a( 吼，皖) 。这组参数是用星体的轨道根数求得。在以月球探测器质心0 为中心的天球中，地心0 的赤经赤纬数 E

16、 ，以) 为【4 】：I 口E = 1 8 0 。+ 口。， 、 I 以= 1 8 0 。+ 瓯C 2 ) 月球探测器基准方位的赤经赤纬。 ( 3 ) 月球探测器姿态相对于基准方位的夹角，即由姿态敏感器测量的姿态信息并用以求得的地心角， 太阳角等夹角参数。中国宇航学会深空探测技术专业委员会第一届学术会议2 0 0 5 年1 月哈尔滨4 3 姿态控制方案输入参数：c o b ( r a d s ) ：月球探测器 输出参数：P ：推力系统的控制信号( 开关量) 控制力矩与姿控发动机喷嘴控制力矩的关系采用具有继电特性的延迟环节，数学表达式是： 卜M一“o U t = 0一”。 甜 “c【MU o 材耻 - 蚴 竺拦瓦FJ吒白吨台 r U 0 骆b r o0( 2 )( 3 )图8 姿控发动机喷嘴控制力与力矩显然，姿态控制发动机实际上一种继电系统，姿控发动机的控制力矩变化分为三档：正开、关闭、负 开，具体属于哪