董捷 周文艷 張熇 李驥 關軼峰

(1 北京空間飛行器總體設計部, 北京 100094)(2 北京控制工程研究所, 北京 100190)(3 空間智能控制技術重點實驗室， 北京 100190)

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一次近月制動的誤差分析與安全關機策略

董捷1周文艷1張熇1李驥2,3關軼峰2,3

(1 北京空間飛行器總體設計部, 北京 100094)(2 北京控制工程研究所, 北京 100190)(3 空間智能控制技術重點實驗室， 北京 100190)

實施有效的近月制動進入目標環(huán)月軌道是實現(xiàn)月球環(huán)繞、安全軟著陸等任務的前提。文章基于一次近月制動，對點火過程中的主要誤差要素影響進行了分析，包括開機與關機方式、點火姿態(tài)、有限推力制動方式的影響，其中點火姿態(tài)偏差是最大的誤差影響。并分析了一次近月制動條件下，由于推力偏差和制動推質比較大，速度增量關機失效時自主時間關機和地面支持關機存在的軌道安全性問題。針對此問題，按近月制動前后的不同階段設計了3種安全關機策略，包括相關的發(fā)動機標定、軌控實時監(jiān)視干預以及應急提升近月點。最后介紹了安全關機策略在嫦娥三號任務中的應用情況。

近月制動；誤差；點火姿態(tài)；發(fā)動機關機

1 引言

月球探測器典型的探測形式包括飛掠、環(huán)繞、著陸、巡視和采樣返回。飛掠與直接著陸通常集中在早期月球探測任務中，如蘇聯(lián)的月球1號飛掠任務[1]、蘇聯(lián)的月球2號硬著陸任務[1]、美國的勘測者號[2]軟著陸任務等。由于飛掠與直接硬著陸探測成果有限，而直接軟著陸方式對轉移軌道發(fā)射窗口要求嚴格、著陸區(qū)受限[3]，所以探測方式逐漸發(fā)展為先在近月點附近執(zhí)行制動完成月球環(huán)繞飛行，再開展后續(xù)遙感、軟著陸等任務。

根據(jù)制動推力大小，從降低重力損耗角度考慮，包括一次制動或多次制動。當制動初始推質比(發(fā)動機推力與探測器質量之比)能夠達到2 m/s2以上時，通常采用一次制動，這類任務集中在月球軟著陸探測。由于配置了大推力減速發(fā)動機，可以一次制動直接進入環(huán)月目標軌道，簡化飛行控制程序，如美國的阿波羅系列載人飛船[4]、蘇聯(lián)的“月球”(Luna)系列無人探測器、中國的嫦娥三號、處于規(guī)劃和研制階段的俄羅斯“月球-全球”探測器[5]等。當制動初始推質比在2 m/s2以內(nèi)時，則采用多次制動方式逐漸降低遠月點高度，這類任務通常針對環(huán)繞月球遙感探測，如美國的“月球勘測軌道器”(LRO)、中國的嫦娥一號、二號。

對于近月制動，如不能及時進行減速控制，探測器將飛離地月系統(tǒng)不再返回，若要形成較為穩(wěn)定的環(huán)月軌道，對應的減速速度增量至少要達到200～300 m/s；如減速過大，將有撞月風險[6]；對于制動前近月點高度為100 km的軌道，如果速度增量超出制動所需速度增量20 m/s，控后軌道近月點將接近月面。這決定了近月制動窗口具有唯一性，其控制時機及控制量直接影響任務成敗，因此實現(xiàn)近月制動精確控制至關重要。本文針對一次近月制動中的各項控制誤差影響進行了分析，提出了應對安全關機風險的策略，最后介紹了嫦娥三號任務的在軌應用情況。

2 一次近月制動的誤差源分析

2.1 近月制動控制目標

近月制動后的核心目標是保證探測器的軌道高度、軌道傾角滿足任務要求，在故障情況下能確保軌道的安全性。對于采用一次制動實現(xiàn)的月球軟著陸任務，對近月制動后的軌道高度要求并不嚴格，一般不超過±50 km。保證軌道傾角的目的，是為了實現(xiàn)月面目標區(qū)域的可達性，只要近月制動后軌道傾角大于著陸區(qū)緯度[7]，就可以到達目標著陸區(qū)。只要著陸區(qū)范圍不是嚴格的月球兩極區(qū)域，綜合軌控精度、環(huán)月軌道攝動對環(huán)月傾角的影響，選擇極軌軌道對兩極區(qū)域具有可達性，軌道傾角誤差允許范圍通常不大于±5°。

以2017年5月發(fā)射窗口為例，開展近月制動各種誤差影響分析。選擇標稱地月轉移軌道轉移時間為112 h，到達月球時的近月點高度為100 km。在地心(第一)赤道坐標系[8]下，與運載火箭分離時的標稱器箭分離參數(shù)見表1。

表1 地月轉移軌道器箭分離參數(shù)

本文假設研究的環(huán)月軌道在月心坐標系下主要參數(shù)及偏差如下。

(1)近月制動后目標軌道：半長軸1 837.4 km，相對于月球平均半徑(1 737.4 km)的高度為100 km，制動后允許軌道偏差±30 km(不含最后一次中途修正的誤差影響、近月制動前的軌道預報誤差)；

(2)制動后目標軌道傾角90°，允許偏差±5°；

(3)近月制動脈沖速度增量843 m/s；

(4)探測器發(fā)動機標稱推力6000 N，推力偏差3%；

(5)制動前探測器初始質量3000 kg，質量預計偏差0.5%；

(6)發(fā)動機比沖為308 s，比沖偏差取1%。

對應近月制動時探測器的初始推質比達到了2 m/s2，可以采用一次制動策略，這也與阿波羅飛船、嫦娥三號探測器制動初始推質比接近。

2.2 近月制動開關機影響

近月制動過程中，發(fā)動機開、關機時機設計尤為重要，一方面關系到制動點火所需速度增量，會影響推進劑消耗；另一方面影響控后軌道，如設計不合理，將造成控后無法環(huán)月或近月點高度過低發(fā)生撞月。

1)發(fā)動機開機

在執(zhí)行軌道控制前，地面需提前注入探測器上軌道控制參數(shù)(包括點火開始時刻、速度增量、目標姿態(tài)等)，探測器上判斷點火時刻到后自主發(fā)出發(fā)動機開機指令。

為提高有限推力制動的效率，推力弧段中心時刻選擇為地月轉移軌道近月點時刻。根據(jù)環(huán)月目標軌道、發(fā)動機推力、比沖和探測器質量進行制動過程有限推力計算，確定點火開始時刻和速度增量。

發(fā)動機開機的準確度與星時精度、星上的控制周期相關，通常綜合誤差在百毫秒量級以下。反映了點火中心時刻偏離近月點時刻的偏差。

2)發(fā)動機關機

發(fā)動機的關機方式包括3種，即由探測器自主執(zhí)行的速度增量關機、時間關機，以及在地面判斷關機無效時的地面支持關機。為了保證變軌精度，正常條件下是依靠速度增量實現(xiàn)發(fā)動機關機，并以時間關機作為加速度計異常等特殊條件下的關機手段。地面支持關機指的是在地面判斷出發(fā)動機未正常關機后，由地面發(fā)送關機指令。

(1)速度增量關機：探測器上根據(jù)加速度計測量數(shù)據(jù)計算速度增量變化，當判斷速度增量達到要求后，自主發(fā)出發(fā)動機關機指令。這種關機方式，精度較高，沿推力方向的誤差大小主要包括加速度計誤差、傳輸時延(控制周期量化及串口傳輸時延)和關機后效三部分。對應的誤差模型如下：

(1)

(2)時間關機：一般在加速度計故障等異常條件下，作為速度增量關機手段的備份。變軌過程中，如果依據(jù)速度增量關機未正常執(zhí)行，探測器上計算到達允許的最長點火時間后，將自主發(fā)出發(fā)動機關機指令。最長點火時間設計過小，可能在正常速度增量關機前發(fā)出關機指令，增大變軌偏差；設計過大，當速度增量關機失效時，無法保證在“撞月”前發(fā)出關機指令。時間關機誤差與加速度計誤差無關，而與發(fā)動機推力偏差直接相關。則對應的誤差模型如下：

Et=F/m×(ΔTf+td)

(2)

式中：Et為自主時間關機總的速度增量誤差，ΔTf為計算的最長點火時間與實際點火時間之差。

如果要保證探測器自主時間關機有效，ΔTf至關重要。最長點火時間的計算公式如下：

(3)

(4)

式中：Tf為最長點火時間，m0為探測器初始質量，mf為點火過程中推進劑消耗情況，Isp為比沖，ΔV為速度增量。

則在ΔV相對固定條件下，最長點火時間與初始質量、推力、比沖相關，Tf可以表示為

Tf=f(m0,F,Isp)

(5)

在m0、F、Isp偏差較小時，相對于標稱點火時間的偏差可采用如下公式計算：

(6)

式中：Δm0、ΔF、ΔIsp分別為m0、F和Isp的偏差量。

因此，預計的探測器初始質量偏差、發(fā)動機推力偏差和比沖偏差都對預計的最長點火時間有影響。為了提高自主時間關機的精度，必須盡可能縮小m0、F和Isp這3個量的偏差值。

(3)地面支持關機：由地面介入的備份手段，以進一步提高關機可靠性，保證軌道安全，不發(fā)生撞月。為保證地面支持關機有效，在經(jīng)歷地面遙測判讀、處置及地面上行執(zhí)行的總時間(設為ΔTz)后，其帶來的速度增量誤差應不大于軌道安全所允許的極限值。對應的誤差模型如下：

Ez=F/m×ΔTz+F/m×td

(7)

式中：Ez為地面支持關機總的速度增量誤差。

由于ΔTz相對固定，在正常關機時刻后探測器推質比越小，制動速度增量增加越慢，地面支持關機越能最大程度地發(fā)揮作用。

2.3 點火姿態(tài)影響

點火姿態(tài)的設計包括沿推力方向和垂直于推力方向兩部分。直接影響變軌效果的是沿推力方向，垂直于推力方向用于保證星敏感器的正常使用(姿態(tài)基準丟失時可以快速獲取慣性姿態(tài))。

目前，探測器具備在軌控時推力方向沿慣性空間固定和勻速轉動兩種能力[9]。固定推力方向較勻速轉動制動速度增量大，但對于大推質比制動的探測器，速度增量相差僅幾米每秒。而較固定推力控制，勻速轉動控制會增大軌道高度偏差，降低軌道安全性，并增加后續(xù)進入目標軌道修正量；勻速轉動控制時探測器慣性姿態(tài)不斷變化，控制策略復雜，在軌監(jiān)視時也不易進行故障診斷。為提高可靠性和降低復雜度，月球軟著陸探測器近月制動通常設計采用固定推力方向控制。為提高制動效率，慣性空間的推力方向選擇為地月轉移軌道近月點時刻速度的反方向。

定義標稱點火姿態(tài)下，探測器質心坐標系三軸指向如下：探測器X軸沿標稱推力方向，即X軸沿地月轉移軌道近月點時刻速度的反方向，Y軸垂直于X軸，與軌道面法線方向一致，Z軸與X軸和Y軸構成右手坐標系。

由于繞推力方向的角度誤差不影響制動結果，因此模型可以定義為沿垂直于推力方向的兩個軸的角度誤差。設繞Y軸的角度誤差為α，繞Z軸的角度誤差為β。

根據(jù)前面分析條件，標稱點火姿態(tài)四元數(shù)見表2(相對于J2000月心坐標系)[8]。

表2 點火姿態(tài)(慣性空間定向)

其中，四元數(shù)定義[10]為：設特征軸單位矢量為e，轉角為φ，四元數(shù)q=(q0,q1,q2,q3)定義如下

(8)

3 誤差影響仿真分析

3.1 固定推力方向的控后軌道

根據(jù)前面計算的輸入條件標稱值，計算的控后軌道參數(shù)為：

(1)點火時間：369.3 s；

(2)總速度增量：846.9 m/s；

(3)推進劑消耗量：733.6 kg。

(4)相對于平均月球半徑的近月點高度：92.5 km，遠月點高度：107.5 km。

(5)控后探測器質量：2 266.4 kg。

(6)重力損耗；(846.9 m/s-843 m/s)/843 m/s=0.46%。

可見，在不含其它誤差條件，點火方向沿近月點反方向的點火策略下，由于有限推力控制，近月點高度誤差為7.5 km。

由于近月制動推質比大，實際變軌重力損耗相對于脈沖變軌比例小于1%，一次制動的推進劑代價很小。

3.2 控后軌道的誤差分析

3.2.1 開機延遲影響

目前，星載計算機的控制周期通常不大于160 ms，星時誤差不大于20 ms，開機時延不超過20 ms(信號傳輸時間10 ms、閥門動作時間10 ms)，則總的開機時間延遲最長為200 ms。在其它參數(shù)沒有誤差的條件下，對應的控后軌道高度為近月點92.53 km，遠月點107.05 km。

可見在延遲200 ms開機的條件下，對控后軌道的影響相對較小，高度誤差小于1 km。

3.2.2 速度增量關機誤差影響

加速度計測量精度與推質比大小相關，對于初始推質比為2 m/s2，典型的加速度計測量精度優(yōu)于1×10-3m/s2；傳輸時延包括控制周期160 ms、信號傳輸時間10 ms、閥門動作時間10 ms，則根據(jù)前面介紹的誤差模型，計算的速度增量誤差Ev=0.848 2 m/s。則對應的控后軌道參數(shù)為近月點90.09 km，遠月點105.73 km。

可見在正常速度增量關機誤差條件下，對控后軌道的影響也相對較小，近月點高度誤差小于2.5 km，遠月點高度誤差小于2 km。

3.2.3 姿態(tài)控制誤差影響

根據(jù)前面姿態(tài)偏差的定義，分別對兩個軸方向誤差為1°，2°和3°的情況進行分析(見表3)。

表3 姿態(tài)控制誤差對制動后軌道的影響

注：上述姿態(tài)偏差按相對保守的方法取單方向固定值，實際變軌姿態(tài)偏差會在兩個方向周期性變化。

可見，隨著軌道平面內(nèi)的姿態(tài)角偏差α不斷增大，軌道近月點高度將快速降低，α角誤差在1°時，軌道高度誤差就達到25 km；這主要是由于平面內(nèi)誤差影響軌道偏心率，造成軌道高度偏差增大，特別是近月點高度迅速降低，會危及軌道安全。平面外姿態(tài)偏差β主要影響軌道傾角，由于軌控速度增量偏差與探測器相對月球的運動速度是小量，因此合成后對軌道傾角的影響相對較小。

綜合以上分析，軌控時的姿態(tài)控制誤差應該控制在1°以內(nèi)。

3.3 非正常關機的近月制動后軌道

3.3.1 自主時間關機誤差影響

根據(jù)前面的分析，自主時間關機速度增量誤差Et=36.2 m/s。

不同延遲關機時間下對應的軌道近月點高度變化見表4?？梢姡灾鲿r間關機速度增量誤差明顯大于安全高度允許的速度增量，這樣自主時間關機無法發(fā)揮作用。只有減小發(fā)動機推力偏差才能提高自主時間關機的有效性。

表4 延時關機時間與軌道近月點高度的變化

3.3.2 地面支持關機的誤差影響

與自主時間關機相似，按照允許延遲關機1 min進行分析，計算的地面支持關機速度增量誤差Ez=159.3 m/s。由表4可見，顯然無法滿足近月點高度要求。經(jīng)分析，只有對應延遲關機后的推質比小于0.3 m/s2時，才能滿足地面支持關機的安全性要求。

針對月球環(huán)繞探測任務，如我國的嫦娥一號[11]、嫦娥二號[12]和美國的LRO[13]，這些探測器推質比小，只能采用多次近月制動降低重力損耗；但恰恰由于該特點，延遲關機后至少有1 min以上的時間近月點才處于月球平均半徑以下，地面有相對充足的應急處置時間，關機安全性的風險相對較低。

對于月球軟著陸這類大推質比任務，由于延遲關機后近月點將快速處于月球以下，地面是無法支持再次關機的。美國阿波羅飛船這類載人任務從軌道安全性考慮采用了地月自由返回軌道，近月制動時只能處在月球背面，受月球遮擋地面無法支持關機，但可以由飛船上宇航員實時監(jiān)視支持[14]；而對于蘇聯(lián)Luna任務，目前公開的文獻并沒有針對關機可靠性問題給出明確的策略，只能依賴速度增量關機。

3.4 誤差影響分析

綜合以上誤差分析，在正常速度增量關機方法下，在開機延遲、速度增量關機誤差、點火姿態(tài)三項因素中，點火姿態(tài)影響最大，因此需要將姿態(tài)控制誤差控制在1°以內(nèi)。綜合開機延遲、速度增量誤差、有限推力點火制動以及點火姿態(tài)誤差后的軌道誤差如下，滿足要求的控后最大30 km的偏差要求。

(9)

式中：ΔEh1為有限推動力制動產(chǎn)生的高度誤差，ΔEh2為開機延遲產(chǎn)生的高度誤差，ΔEh3為速度增量關機誤差產(chǎn)生的高度誤差，ΔEh4為點火姿態(tài)誤差(1°)產(chǎn)生的高度誤差。

在速度增量關機失效的情況下，受較大的推力偏差和制動推質比影響，自主時間關機與地面支持關機都無法保證軌道安全，因此必須要設計相應的安全關機策略。

4 安全關機策略設計

針對自主時間關機和地面支持關機存在的問題，可以按階段在近月制動前、中、后期設計三種策略以提高關機安全性，避免在速度增量關機失效的情況下發(fā)生撞月。

4.1 近月制動前制動發(fā)動機的標定

設探測器正常關機時刻至距月面安全高度時刻的時間為T。為使自主時間關機時，探測器近月點仍在安全高度以上，要求根據(jù)推力偏差計算的最大和最小點火時間差(設為ΔT)小于T，即以最大推力按最長時間點火后仍能使近月點處于安全高度以上。

表5對影響自主時間關機的三個因素進行了分析，主要因素是發(fā)動機推力大小，準確獲取發(fā)動機的常值推力偏差可以有效縮短ΔT的大小。受地面對發(fā)動機推力標定手段的限制，地面無法通過熱標試驗準確標定在軌發(fā)動機的推力大小，存在較大的常值偏差，通常都在±3%以上。因此近月制動前的策略是利用地月轉移過程中途修正的機會，對用于近月制動的大推力發(fā)動機推力大小進行標定。

表5 自主時間關機不同誤差對最大點火時間的影響

隨著運載火箭制導能力的提升，深空探測器的入軌精度不斷提高，所需要的中途修正量可能很?。欢鴺硕ù笸屏Πl(fā)動機，需要使發(fā)動機推力處于穩(wěn)定工作階段，這樣點火時間就需要盡可能長，考慮大推力發(fā)動機流量大，必然會帶來推進劑的大量消耗。因此需要在兼顧中途修正需求與優(yōu)化推進劑消耗兩方面進行平衡開展發(fā)動機推力標定策略設計。

策略的首要目標是先保證發(fā)動機的最短標定時間，在此基礎上設計各次中途修正點火策略，具體如下：

(1)當?shù)?次或第2次中途修正滿足大推力發(fā)動機最短標定時間要求時，直接采用大推力發(fā)動機進行修正。

(2)當中途修正速度增量小于發(fā)動機最短標定時間時，進行兩次中途修正組合設計，即第1次中途修正使用推力器點火進行小速度增量軌道拉偏，滿足第2次修正采用大推力發(fā)動機的最短標定時間要求。

通過以上優(yōu)化修正策略，在滿足大推力發(fā)動機點火標定最短時間的條件下，使修正速度增量最小。在近月制動前獲得發(fā)動機推力標定結果后，再考慮較小的隨機偏差，計算近月制動最大點火時長并注入探測器上執(zhí)行。

4.2 近月制動中判斷評估撞月風險

該策略的基本思路是在近月制動軌控中，可以由地面判斷軌控工作狀態(tài)進行實時干預，具體策略為：

(1)首先根據(jù)發(fā)動機最大的推力偏差得到最短點火時間和最長點火時間，結合點火時刻得到預期的最早關機時刻和最晚關機時刻。

(2)在點火過程中，探測器上根據(jù)實時計算的剩余點火速度增量等信息，自主計算剩余點火時間。在點火開始一定時間后，根據(jù)已知的點火時刻實時預測關機時刻是否處于最早關機時刻與最晚關機時刻之間的預期范圍，如不處于該范圍，說明發(fā)動機推力異常或者是加速度計輸出結果異常。這時地面可以發(fā)送指令，實現(xiàn)在指定時刻(即最早關機時刻)向探測器上注入關機指令提前關閉發(fā)動機，以保證探測器處于安全軌道高度。如果關機時刻始終處于預期范圍，地面則不加干預，由探測器上自主實現(xiàn)正常的速度增量關機。

4.3 近月制動后發(fā)現(xiàn)撞月風險時的控制策略

該策略的基本思路是在正常軌控點火時間之后，快速調整姿態(tài)，調整點火方向以加速抬高軌道。

在地面發(fā)現(xiàn)點火時間超過預期，若僅發(fā)送關機指令，近月點高度仍將處于月面以下，因此需要盡快調整姿態(tài)至軌道加速方向，以抬高近月點高度。軟著陸任務探測器上為了平衡大推力造成的干擾力矩，通常需要推力器和力臂的組合設計提供足夠的姿態(tài)控制力矩，這種方式可以使姿態(tài)調整角速度達到幾度/秒，為及時處置提供了有利的配置保障。

具體策略如下：

近月制動時如發(fā)動機未實現(xiàn)正常關機，制動點火速度增量超出所需速度增量，探測器軌道近月點將低于月面，必須緊急進行故障處置。具體故障處置的方法是關機后根據(jù)探測器上遙測“剩余速度增量(ΔVs)”進行是否處置的判斷。

(1)如額外增加的速度增量大于允許閾值(ΔV)則必須立即進行應急處置，通過調整探測器姿態(tài)，使探測器由制動減速姿態(tài)調整為加速姿態(tài)進行變軌，提高軌道近月點高度。開機變軌越早撞月風險越小，所需的速度增量代價也越小，因此必須盡快完成處置。

(2)如額外增加的速度增量不大于ΔV，近月點高度滿足安全高度，由于在一天內(nèi)月球攝動對軌道高度的影響不危及安全性，制動后不進行應急故障處置，進行正常軌控后的狀態(tài)恢復和設置。并根據(jù)控后定軌數(shù)據(jù)判斷軌道偏差，選擇是否安排第二天進行軌道修正。

5 在軌驗證

嫦娥三號在軌采用了軟著陸使用的7500 N大推力發(fā)動機進行近月制動，對一次近月制動策略進行了驗證。

1)近月制動前

為了標定7500 N發(fā)動機在軌推力，確保近月制動安全，嫦娥三號在飛行程序中安排了用7500 N發(fā)動機進行中途修正的飛行事件。探測器發(fā)射入軌精度高，因此于2013年12月2日進行了第一次中途修正軌道拉偏，于2013年12月3日第二次中途修正時采用了7500 N推力，修正時長為標定所需的最短時間，對穩(wěn)態(tài)推力進行了精確標定，修正了發(fā)動機地面熱標數(shù)據(jù)，使近月制動時間關機參數(shù)的設置更為準確。2013年12月6日，嫦娥三號完美完成近月制動。近月制動實際開機時長與標稱時長差小于2 s，證明了推力標定的有效性。

2)近月制動過程中

點火過程中實時預測的點火時刻始終處于允許誤差范圍內(nèi)，如圖1所示，因此未執(zhí)行軌控過程中特定時刻關機的策略。控后軌道半長軸1 835.12 km(目標半長軸1 835.08 km)、軌道傾角89.92°(目標傾角90°)，滿足后續(xù)著陸任務需求。點火過程中姿態(tài)控制精度優(yōu)于0.8°，地面對點火速度增量中的后效誤差進行了有效補償，實現(xiàn)關機精度優(yōu)于0.1 m/s，在考慮近月點軌道預報誤差后，近月制動綜合的軌道高度偏差不大于10 km。

圖1 近月制動地面關機時刻監(jiān)視Fig.1 Monitoring of engine shutdown under braking at perilune

由于近月制動順利完成，4.3節(jié)的應急抬高軌道控制不需要執(zhí)行。但為了保證對該策略進行充分驗證，任務前經(jīng)過了全數(shù)字仿真分析，在此基礎上探測器系統(tǒng)與北京飛行控制中心還開展了多次故障協(xié)同演練。利用地面動力學計算機仿真在軌動力學環(huán)境，制導導航與控制(GNC)、數(shù)管等關鍵分系統(tǒng)采用與星上設備相同的軟硬件產(chǎn)品開展了1∶1閉環(huán)模飛，充分驗證了對策的有效性。

6 結束語

本文對一次近月制動過程中的各項軌道控制誤差進行了分析，歸納了最為關鍵的誤差源，提出了對主要誤差源點火姿態(tài)的要求。針對速度增量關機失效條件下，由于推力偏差大及推質比大帶來的一次近月制動關機風險，分別在近月制動前、中、后設計了相應策略。近月制動前通過中途修正進行推力標定，使自主時間關機參數(shù)設置更為準確；近月制動過程中設計實時預測并評估判斷點火關機時刻的方法，使地面有手段在制動過程中及時干預；根據(jù)發(fā)動機地面熱標和第一次中途修正的數(shù)據(jù)，通過減小點火速度增量補償了關機后效，從而進一步降低了控制誤差；在近月制動后，充分利用了自身大推力器可提供大角速度的優(yōu)勢，設計調姿加速對策防止延遲關機引起的近月點高度快速降低。

該策略經(jīng)過了嫦娥三號的在軌驗證，在國內(nèi)首次采用一次近月制動進入目標軌道，優(yōu)化了飛控程序，為圓滿完成任務奠定了堅實基礎。

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(編輯：李多)

Error Analysis and Safe Shutdown Strategy Design for One Braking at Perilune

DONG Jie1ZHOU Wenyan1ZHANG He1LI Ji2,3GUAN Yifeng2，3

(1 Beijing Institute of Spacecraft System Engineering, Beijing 100094, China (2 Beijing Institute of Control and Engineering, Beijing 100190, China) (3 Science and Technology on Space Intelligent Control Laboratory, Beijing 100190, China)

For critical missions such as orbiting exploration of and soft landing on the moon, a braking at perilune is the prerequisite. This paper analyzes the main error factors, including firing and shutdown forms of the engine, firing attitude, and influences of finite thrust braking on ignition process under one braking at perilune condition. By comparison and analysis, it concludes that the firing attitude error is the biggest error source. It also indicates the potential safety hazard of the autonomous delay shutdown and ground control shutdown process due to the big thrust bias and thrust-mass ratio of braking, when velocity increment shutdown fails. The safe shutdown strategy in different stages of braking at perilune is designed to resolve the problem mentioned above, including engine calibration, maneuver real-time monitoring and ascending perilune in emergency. Finally the in-orbit utilization of safe shutdown strategy for Chang’e-3 lunar probe is introduced.

braking at perilune; error; firing attitude; engine shutdown

2014-12-05；

2015-05-15

國家重大科技專項工程

董捷，男，工程師，從事深空探測器總體設計工作。Email：donghn13@163.com。

V476.3

A

10.3969/j.issn.1673-8748.2015.04.003