鄒樂洋，高珊，趙晨，喬德治，李曉光，孟占峰

1. 北京空間飛行器總體設(shè)計(jì)部，北京 100094 2. 上海宇航系統(tǒng)工程研究所，上海 201109 3. 北京控制工程研究所，北京 100080

1 引言

日地L1點(diǎn)具有器-地-日相對(duì)位置關(guān)系較為固定、能源條件穩(wěn)定、測(cè)控通信連續(xù)性好、軌道維持速度增量需求小等特點(diǎn)，是開展太陽觀測(cè)任務(wù)的理想觀測(cè)點(diǎn)。目前國際上已實(shí)施的日地L1點(diǎn)探測(cè)任務(wù)包括歐美合作的ISEE-3任務(wù)和SOHO任務(wù)、美國的Wind任務(wù)和Ace任務(wù)等[1]，中國正在論證的“夸父”任務(wù)也選擇日地L1點(diǎn)開展太陽觀測(cè)任務(wù)。

日地L1點(diǎn)對(duì)于我國后續(xù)太陽觀測(cè)任務(wù)具有重大意義。我國目前尚未實(shí)施過日地L1點(diǎn)探測(cè)任務(wù)，對(duì)日地L1點(diǎn)的軌道設(shè)計(jì)、測(cè)控鏈路環(huán)境、太陽輻照環(huán)境、三體動(dòng)力學(xué)環(huán)境、空間輻射環(huán)境等方面的研究缺少在軌實(shí)際飛行數(shù)據(jù)的支撐，因此，開展一次日地L1點(diǎn)飛行驗(yàn)證任務(wù)，獲得在軌實(shí)測(cè)結(jié)果，對(duì)于支撐我國后續(xù)太陽觀測(cè)任務(wù)設(shè)計(jì)與實(shí)施具有重要意義。

在嫦娥五號(hào)任務(wù)的既定目標(biāo)全部實(shí)現(xiàn)后，利用軌道器能力和剩余推進(jìn)劑，在拓展任務(wù)階段設(shè)計(jì)并實(shí)施了我國首次日地L1點(diǎn)探測(cè)，對(duì)日地L1點(diǎn)李薩茹軌道(Lissajous orbit)特性以及日地L1點(diǎn)的測(cè)控鏈路環(huán)境、太陽輻照環(huán)境等飛行環(huán)境進(jìn)行了探測(cè)，對(duì)太陽翼撓性動(dòng)力學(xué)參數(shù)設(shè)計(jì)、環(huán)境力擾動(dòng)影響和工業(yè)級(jí)元器件在空間輻照環(huán)境下的工作性能進(jìn)行了實(shí)際飛行驗(yàn)證，為我國未來太陽觀測(cè)等深空探測(cè)任務(wù)的設(shè)計(jì)提供在軌實(shí)際飛行數(shù)據(jù)。

本文對(duì)日地L1點(diǎn)探測(cè)任務(wù)的設(shè)計(jì)與結(jié)果分析情況進(jìn)行介紹，總結(jié)我國首次日地L1點(diǎn)探測(cè)任務(wù)的技術(shù)成果，為未來深空探測(cè)任務(wù)設(shè)計(jì)提供參考。

2 日地L1點(diǎn)探測(cè)實(shí)施過程

嫦娥五號(hào)軌道器在2020年12月17日與返回器分離后，通過規(guī)避機(jī)動(dòng)和軌道入射機(jī)動(dòng)進(jìn)入了日地L1點(diǎn)轉(zhuǎn)移軌道，開始實(shí)施拓展任務(wù)。軌道器經(jīng)過約3個(gè)月的轉(zhuǎn)移軌道飛行，期間執(zhí)行了2次中途修正，于2021年3月15日到達(dá)日地L1點(diǎn)，進(jìn)入環(huán)繞日地L1點(diǎn)運(yùn)行的李薩茹軌道。軌道器在日地L1點(diǎn)環(huán)繞期間完成了日地L1點(diǎn)李薩茹軌道飛行試驗(yàn)、日地L1點(diǎn)飛行環(huán)境試驗(yàn)、太陽翼撓性在軌辨識(shí)試驗(yàn)、光學(xué)相機(jī)成像試驗(yàn)等試驗(yàn)項(xiàng)目，試驗(yàn)結(jié)果正常，獲取了預(yù)期的試驗(yàn)數(shù)據(jù)。日地L1點(diǎn)探測(cè)實(shí)施過程的關(guān)鍵事件如表1所示。

表1 日地L1點(diǎn)探測(cè)實(shí)施過程關(guān)鍵事件

3 日地L1點(diǎn)探測(cè)設(shè)計(jì)

嫦娥五號(hào)拓展任務(wù)的主要目的是獲取在軌飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)，為未來深空探測(cè)任務(wù)和產(chǎn)品的設(shè)計(jì)提供參考。在拓展任務(wù)設(shè)計(jì)中，避免與嫦娥二號(hào)、嫦娥五號(hào)飛行試驗(yàn)器等拓展任務(wù)目標(biāo)發(fā)生重復(fù)[2-5]，獲得更多全新的探測(cè)結(jié)果。因此，選擇了我國之前從未開展過探測(cè)活動(dòng)的日地L1點(diǎn)作為嫦娥五號(hào)拓展任務(wù)的探測(cè)目標(biāo)。嫦娥五號(hào)拓展任務(wù)的具體內(nèi)容包括：

1)驗(yàn)證日地L1點(diǎn)(距離地球約1.5×106km)轉(zhuǎn)移軌道的設(shè)計(jì)與控制技術(shù)；

2)在日地L1點(diǎn)附近開展環(huán)繞飛行任務(wù)，驗(yàn)證L1點(diǎn)環(huán)繞軌道設(shè)計(jì)與控制技術(shù)；

3)對(duì)日地L1點(diǎn)附近測(cè)控鏈路、太陽輻照、三體動(dòng)力學(xué)、空間輻射等飛行環(huán)境進(jìn)行監(jiān)測(cè)，獲取實(shí)際在軌飛行數(shù)據(jù)。

3.1 日地L1點(diǎn)李薩茹軌道飛行試驗(yàn)

日地L1點(diǎn)李薩茹軌道飛行試驗(yàn)的目的是通過設(shè)計(jì)并實(shí)施日地L1點(diǎn)轉(zhuǎn)移和環(huán)繞飛行，驗(yàn)證軌道設(shè)計(jì)和軌道控制策略的正確性、可行性。具體飛行過程可劃分為以下兩個(gè)階段：

1)地球-日地L1點(diǎn)轉(zhuǎn)移段。此階段從軌道器規(guī)避機(jī)動(dòng)后開始，至達(dá)到日地L1點(diǎn)附近過日地L1點(diǎn)旋轉(zhuǎn)坐標(biāo)系XOZ面為止。規(guī)避機(jī)動(dòng)后2 h實(shí)施一次轉(zhuǎn)移軌道入射機(jī)動(dòng)，目的是通過一次變軌使軌道器進(jìn)入飛往日地L1點(diǎn)的轉(zhuǎn)移軌道，進(jìn)入飛往日地L1點(diǎn)的穩(wěn)定流形，軌道器飛行約90 d到達(dá)日地L1點(diǎn)附近(第一次過日地L1點(diǎn)旋轉(zhuǎn)坐標(biāo)系XOZ面)，直接進(jìn)入環(huán)繞L1點(diǎn)的李薩茹軌道。

2)日地L1點(diǎn)環(huán)繞飛行段。軌道器第一次過日地L1點(diǎn)旋轉(zhuǎn)坐標(biāo)系XOZ面后即進(jìn)入環(huán)繞日地L1點(diǎn)的李薩茹軌道運(yùn)行，一圈周期約為180 d，每半圈(約3個(gè)月)安排一次軌道維持，軌道器在該軌道上運(yùn)行并開展相關(guān)的驗(yàn)證試驗(yàn)任務(wù)。

(1)日地L1點(diǎn)轉(zhuǎn)移軌道設(shè)計(jì)

從地球出發(fā)的日地平動(dòng)點(diǎn)轉(zhuǎn)移軌道設(shè)計(jì)主要考慮地球、月球、太陽的引力以及其它大天體的三體引力，此外還應(yīng)考慮太陽光壓的影響。轉(zhuǎn)移軌道的設(shè)計(jì)采用數(shù)值方法[3]，根據(jù)嫦娥五號(hào)軌道器規(guī)避機(jī)動(dòng)完成后的軌道參數(shù)，通過一次變軌控制調(diào)整出發(fā)速度來滿足軌道器到達(dá)平動(dòng)點(diǎn)時(shí)的速度需求。

定義初始狀態(tài)為軌道器的出發(fā)速度矢量v0：

p=v0

(1)

將終端狀態(tài)矩陣定義為：

q=v1x

(2)

式中：v1x為軌道器第一次到達(dá)日地L1點(diǎn)旋轉(zhuǎn)坐標(biāo)系XOZ面時(shí)刻相對(duì)旋轉(zhuǎn)坐標(biāo)系X方向的速度大小，目標(biāo)值為0。日地L1旋轉(zhuǎn)坐標(biāo)系的定義為：原點(diǎn)在日地L1點(diǎn)，X軸始終沿太陽指向地球方向，Z軸沿地球公轉(zhuǎn)平面法線方向，Y軸和Z軸、X軸構(gòu)成右手螺旋坐標(biāo)系。

根據(jù)初始狀態(tài)與終端狀態(tài)間的關(guān)系q=q(p)，兩者的誤差關(guān)系可線性化表達(dá)為：

(3)

利用上述關(guān)系，通過若干次迭代即可獲得滿足第一次過XOZ面時(shí)刻速度需求的軌道器初始出發(fā)速度。再以該初始出發(fā)狀態(tài)作為下一步迭代的初值，采用相同方法求解滿足軌道器第二次到達(dá)日地L1點(diǎn)旋轉(zhuǎn)坐標(biāo)系XOZ面時(shí)刻，相對(duì)旋轉(zhuǎn)坐標(biāo)系X方向的速度大小v1x=0的初始狀態(tài)，以此類推，計(jì)算至第五次過旋轉(zhuǎn)坐標(biāo)系XOZ面時(shí)刻停止[3]。

利用上述方法計(jì)算獲得軌道器入射進(jìn)入轉(zhuǎn)移軌道所需的速度增量。軌道器在完成規(guī)避機(jī)動(dòng)后2 h，通過補(bǔ)充實(shí)施一次轉(zhuǎn)移軌道入射機(jī)動(dòng)，即可進(jìn)入飛往日地L1點(diǎn)的穩(wěn)定流形。軌道器飛行約90 d到達(dá)日地L1點(diǎn)附近(第一次過日地L1點(diǎn)旋轉(zhuǎn)坐標(biāo)系XOZ面)，進(jìn)入環(huán)繞L1點(diǎn)的李薩茹軌道。在轉(zhuǎn)移軌道飛行過程中安排了三次中途修正，第一次安排在規(guī)避后約10 h，用于修正規(guī)避控制殘差；第二次安排在規(guī)避機(jī)動(dòng)后約40 d，用于消除前一次修正的殘差；第三次安排在第一次過日地L1點(diǎn)旋轉(zhuǎn)坐標(biāo)系XOZ面時(shí)，用于消除前一次修正的殘差，保證進(jìn)入李薩茹軌道后的穩(wěn)定性[6-8]。

中途修正策略均為通過調(diào)整軌控速度增量的三方向分量瞄準(zhǔn)控后第五次過日地L1點(diǎn)旋轉(zhuǎn)坐標(biāo)系XOZ面時(shí)的X向速度為零。

(2)日地L1點(diǎn)李薩茹軌道設(shè)計(jì)

在圓限制性三體問題下，共線平動(dòng)點(diǎn)附近的軌道運(yùn)行一般表達(dá)為：

(4)

式中：x、y和z分別為探測(cè)器在旋轉(zhuǎn)坐標(biāo)系下的三方向位置分量；Ax和Az分別表示平動(dòng)點(diǎn)軌道在旋轉(zhuǎn)坐標(biāo)系下x向和z向的軌道振幅；λ為x向振動(dòng)頻率；ν為z向振動(dòng)頻率；Φ和φ為振動(dòng)的初始相位。

考慮到進(jìn)入Halo軌道相比李薩茹軌道需要消耗更多的推進(jìn)劑，同時(shí)拓展任務(wù)軌道本身沒有特定的構(gòu)形要求，因此在軌道設(shè)計(jì)中選擇了經(jīng)過穩(wěn)定流形到達(dá)后自然形成的李薩茹軌道作為使命軌道。

軌道器第一次過日地L1點(diǎn)旋轉(zhuǎn)坐標(biāo)系XOZ面后即進(jìn)入環(huán)繞日地L1點(diǎn)的李薩茹軌道運(yùn)行，一圈周期約為180 d，每半圈(約3個(gè)月)安排一次軌道維持，維持策略為通過調(diào)整軌控速度增量的三方向分量瞄準(zhǔn)控后第五次過日地L1點(diǎn)旋轉(zhuǎn)坐標(biāo)系XOZ面時(shí)的X向速度為零。軌道器可在該軌道上運(yùn)行一圈或數(shù)圈，開展相關(guān)的探測(cè)任務(wù)[9]。

日地L1點(diǎn)探測(cè)的飛行軌跡如圖1所示，李薩茹軌道各向振幅如圖2所示。李薩茹軌道X方向振幅約4.5×105km、Y方向振幅約1.4×106km、Z方向振幅約1.5×105km。

圖1 日地L1點(diǎn)探測(cè)飛行軌跡Fig.1 Flight trajectory of Sun-Earth L1 point exploration

圖2 日地L1點(diǎn)李薩茹軌道各向振幅Fig.2 The orbit amplitude on each direction of the Lissajous orbit around the Sun-Earth L1 point

3.2 日地L1點(diǎn)飛行環(huán)境探測(cè)

日地L1點(diǎn)飛行環(huán)境探測(cè)的主要目的是通過日地L1點(diǎn)環(huán)繞飛行，對(duì)日地L1點(diǎn)附近的測(cè)控鏈路環(huán)境、太陽輻照環(huán)境等飛行環(huán)境進(jìn)行探測(cè)與驗(yàn)證。

在測(cè)控鏈路環(huán)境探測(cè)與驗(yàn)證方面，主要通過日地L1點(diǎn)飛行期間的長(zhǎng)期測(cè)控跟蹤，驗(yàn)證日地L1點(diǎn)飛行環(huán)境條件下的測(cè)控鏈路性能，通過低SEP角(即太陽-地球-探測(cè)器夾角，一般認(rèn)為SEP角低于5°時(shí)會(huì)發(fā)生日凌現(xiàn)象，太陽噪聲影響地面接收下行信號(hào))條件下的測(cè)控跟蹤以及擇機(jī)開展高碼速率模式下行試驗(yàn)，驗(yàn)證測(cè)控鏈路對(duì)日地L1點(diǎn)飛行環(huán)境的適應(yīng)性。

在太陽輻照環(huán)境探測(cè)與驗(yàn)證方面，主要使用太陽翼輸出電流作為太陽輻照強(qiáng)度的表征，將日地L1點(diǎn)環(huán)繞飛行期間實(shí)際太陽翼輸出電流的變化情況與基于日地距離變化的日地因子模型的預(yù)示結(jié)果進(jìn)行比對(duì)，驗(yàn)證日地因子模型的正確性。

3.3 三體動(dòng)力學(xué)環(huán)境探測(cè)

日地L1點(diǎn)是太陽-地球的引力平動(dòng)點(diǎn)，繞日地L1點(diǎn)的飛行環(huán)境是典型的三體動(dòng)力學(xué)環(huán)境。在日地L1點(diǎn)探測(cè)期間，設(shè)計(jì)了太陽翼撓性在軌辨識(shí)試驗(yàn)，并通過動(dòng)量輪角動(dòng)量累積情況對(duì)太陽光壓等環(huán)境力產(chǎn)生的姿態(tài)擾動(dòng)情況進(jìn)行了探測(cè)。

軌道器以三軸穩(wěn)定控制模式在軌運(yùn)行，巡航期間主要使用動(dòng)量輪實(shí)現(xiàn)高精度姿態(tài)維持，而周期性的動(dòng)量輪控制會(huì)激發(fā)太陽翼撓性振動(dòng)，成為影響姿態(tài)維持精度的主要因素之一。由于地面試驗(yàn)時(shí)存在重力影響，難以真實(shí)模擬在軌力學(xué)環(huán)境，因此很難通過地面試驗(yàn)獲得真實(shí)的太陽翼撓性振動(dòng)數(shù)據(jù)，一般采用仿真分析的方式獲得相關(guān)參數(shù)，用于控制系統(tǒng)參數(shù)設(shè)計(jì)[10-11]。利用日地L1點(diǎn)三體動(dòng)力學(xué)環(huán)境的失重、天體引力場(chǎng)作用穩(wěn)定、引力梯度影響小等特點(diǎn)，設(shè)計(jì)了太陽翼撓性在軌辨識(shí)試驗(yàn)，通過修改動(dòng)量輪控制參數(shù)主動(dòng)激發(fā)軌道器太陽翼撓性振動(dòng)，根據(jù)軌道器整器姿態(tài)角速度變化情況反演0°、315°、270°等不同太陽翼轉(zhuǎn)角下的太陽翼撓性振動(dòng)情況，實(shí)現(xiàn)太陽翼的動(dòng)力學(xué)阻尼特性在軌辨識(shí)。

另一方面，在三軸穩(wěn)定控制條件下，太陽光壓等環(huán)境力產(chǎn)生的姿態(tài)擾動(dòng)力矩是通過動(dòng)量輪加速轉(zhuǎn)動(dòng)產(chǎn)生的控制力矩進(jìn)行抵消的，因此姿態(tài)擾動(dòng)力矩的作用可以由動(dòng)量輪角動(dòng)量累積情況進(jìn)行表征。通過對(duì)動(dòng)量輪角動(dòng)量累積情況進(jìn)行分析，可以對(duì)環(huán)境力產(chǎn)生的姿態(tài)擾動(dòng)情況進(jìn)行探測(cè)。

3.4 日地L1點(diǎn)輻射環(huán)境對(duì)工業(yè)元器件影響試驗(yàn)

軌道器配備的2臺(tái)光學(xué)相機(jī)(分別為寬視場(chǎng)監(jiān)視攝像機(jī)和監(jiān)視傳感器B)為實(shí)現(xiàn)輕小型化設(shè)計(jì)使用了部分工業(yè)級(jí)元器件。為驗(yàn)證工業(yè)級(jí)元器件在日地L1點(diǎn)輻射環(huán)境下的工作性能[12-13]，設(shè)計(jì)了日地L1點(diǎn)輻射環(huán)境對(duì)工業(yè)元器件影響試驗(yàn)，使用2臺(tái)光學(xué)相機(jī)實(shí)施地月合影拍攝、太陽拍攝和太陽翼狀態(tài)圖像監(jiān)視[14]。

4 日地L1點(diǎn)探測(cè)結(jié)果分析

4.1 日地L1點(diǎn)李薩茹軌道飛行試驗(yàn)

日地L1點(diǎn)李薩茹軌道飛行試驗(yàn)期間共實(shí)施了1次軌道入射機(jī)動(dòng)、2次轉(zhuǎn)移軌道中途修正(設(shè)計(jì)中的第3次中途修正因速度增量極小而取消)和1次李薩茹軌道維持，各次軌控的控制參數(shù)如表2所示。

表2 日地L1點(diǎn)李薩茹軌道飛行試驗(yàn)軌道控制參數(shù)

根據(jù)實(shí)際飛行獲得的定軌數(shù)據(jù)，對(duì)日地L1點(diǎn)的飛行情況進(jìn)行了外推分析，李薩茹軌道的各向位置振幅偏差結(jié)果見圖3～圖5，圖中的歷元時(shí)刻為軌道器到達(dá)日地L1點(diǎn)時(shí)刻。

圖3 旋轉(zhuǎn)坐標(biāo)系X向位置偏差Fig.3 Position deviation in the X direction of rotating coordinate system

由圖3～圖5可以看出，在日地L1點(diǎn)環(huán)繞飛行期間，與李薩茹軌道X方向設(shè)計(jì)振幅約4.5×105km，Y方向設(shè)計(jì)振幅約1.4×106km，Z方向設(shè)計(jì)振幅約1.5×105km相比，實(shí)際飛行的李薩茹軌道在日地旋轉(zhuǎn)坐標(biāo)系X向和Y向的位置偏差均不超過2 000 km，Z向偏差不超過200 km，各向位置的相對(duì)偏差不到0.5%，與設(shè)計(jì)的一致性良好，天體引力、太陽光壓等環(huán)境力的作用符合預(yù)期。

圖4 旋轉(zhuǎn)坐標(biāo)系Y向位置偏差Fig.4 Position deviation in the Y direction of rotating coordinate system

圖5 旋轉(zhuǎn)坐標(biāo)系Z向位置偏差Fig.5 Position deviation in the Z direction of rotating coordinate system

4.2 日地L1點(diǎn)飛行環(huán)境探測(cè)

(1)測(cè)控鏈路環(huán)境探測(cè)與驗(yàn)證

嫦娥五號(hào)軌道器上測(cè)控系統(tǒng)總接收功率由式(5)給出：

EIRP|g+LTP+LSP|u+La+LP+

(5)

式(5)中，除EIRP|g和LSP|u兩項(xiàng)外，其它項(xiàng)均不受軌道器運(yùn)行位置的影響。軌道器運(yùn)行于月球軌道和日地L1點(diǎn)兩處的接收功率不同，是由于EIRP|g和LSP|u兩項(xiàng)造成的。其中：

LSP|u=20lgR+20lgfup+32.44

(6)

式中：R為軌道器和地面天線之間的距離(km)；fup為上行載波頻率(MHz)[15]。經(jīng)計(jì)算，器地距離為4.0×105km和1.5×106km時(shí)，LSP|u分別為221.7 dB和233.2 dB，即軌道器運(yùn)行至日地L1點(diǎn)時(shí)，空間損失較月球軌道增加了11.5 dB。作為補(bǔ)償，地面站提高了上行功率，日地L1點(diǎn)探測(cè)期間的有效發(fā)射功率EIRP|g比環(huán)月期間增加了18 dB。綜合考慮EIRP|g和LSP|u兩項(xiàng)，由上述公式計(jì)算得到的軌道器運(yùn)行于日地L1點(diǎn)處的接收功率應(yīng)比月球軌道高6.5 dB。實(shí)際飛行數(shù)據(jù)分析結(jié)果表明，軌道器環(huán)月飛行階段的應(yīng)答機(jī)接收通道信號(hào)強(qiáng)度約為-104～-108 dBm，日地L1點(diǎn)探測(cè)期間應(yīng)答機(jī)接收通道信號(hào)強(qiáng)度約為-100 dBm，比環(huán)月飛行階段高出4～8 dB，實(shí)際飛行結(jié)果與理論計(jì)算結(jié)果基本相符，存在誤差是由于器上接收天線增益隨方位角不同有一定波動(dòng)。

日地L1點(diǎn)飛行期間SEP角變化情況如圖6所示，在一圈環(huán)繞軌道飛行過程中，SEP角變化范圍為0°～50°。日地L1點(diǎn)飛行期間，地面站對(duì)軌道器進(jìn)行了測(cè)控跟蹤。軌道器接收地面站上行信號(hào)正常，應(yīng)答機(jī)接收通道信號(hào)強(qiáng)度高于-108 dBm，高于解調(diào)門限-128 dBm，地面站對(duì)軌道器上行跟蹤鎖定正常。地面站接收軌道器下行信號(hào)正常，在低SEP角(低于5°)條件下下行信號(hào)接收正常。日地L1點(diǎn)飛行期間開展了高碼速率模式下行試驗(yàn)，地面站能夠正常接收軌道器下行數(shù)據(jù)，表明測(cè)控鏈路性能能夠支持日地L1點(diǎn)飛行環(huán)境下的測(cè)控通信，為我國未來日地L1點(diǎn)探測(cè)任務(wù)測(cè)控鏈路設(shè)計(jì)提供了在軌實(shí)際飛行數(shù)據(jù)。

圖6 日地L1點(diǎn)飛行期間SEP角變化情況Fig.6 Variation of SEP angle during the flight around the Sun-Earth L1 point

(2)太陽輻照環(huán)境探測(cè)與驗(yàn)證

嫦娥五號(hào)軌道器太陽翼輸出電流采用式(7)計(jì)算：

I=I0×Xs×Ns×[βp×(T-25℃)+1]×S

(7)

其中，I0為標(biāo)準(zhǔn)條件下測(cè)試電流值，Xs為太陽季節(jié)性變化因子，Ns為電池片并聯(lián)數(shù)，βp為溫度系數(shù)，T為溫度，S為單片電池片有效面積。式(7)中，除Xs外，其余參數(shù)為能源系統(tǒng)自身的設(shè)計(jì)值，I0為按照地球附近平均太陽常數(shù)對(duì)地面測(cè)試結(jié)果進(jìn)行修正后獲得的基準(zhǔn)電流值。在地月系統(tǒng)實(shí)施探測(cè)任務(wù)的探測(cè)器的能源系統(tǒng)設(shè)計(jì)中，太陽常數(shù)一般取平均值，即1 353 W/m2，由于地月距離相比日地距離為小量，因此一般不考慮Xs受探測(cè)器與太陽之間的距離變化的影響。對(duì)于日地L1點(diǎn)探測(cè)任務(wù)，器地距離約為1.5×106km，距離變化對(duì)Xs造成的影響不可忽略，同時(shí)，由于日地距離的季節(jié)性變化，Xs也相應(yīng)季節(jié)性變化，在能源系統(tǒng)設(shè)計(jì)中需要加以考慮[16-17]。

根據(jù)Xs與日地距離之間的反比關(guān)系建立了日地因子模型，如式(8)所示，其中XsL1為日地L1點(diǎn)處的太陽季節(jié)性變化因子，L0為太陽與地球的平均距離，LL1為日地L1點(diǎn)探測(cè)期間太陽與探測(cè)器之間的距離。根據(jù)模型修正后的太陽季節(jié)性變化因子對(duì)太陽翼輸出電流進(jìn)行了理論計(jì)算，并將太陽翼輸出電流的預(yù)示值與實(shí)際在軌飛行的實(shí)測(cè)值進(jìn)行了比較，如圖7所示。模型預(yù)示值與實(shí)測(cè)值之間的最大偏差約為2.5%，表明日地因子模型對(duì)于日地L1點(diǎn)的太陽輻照環(huán)境具有良好的預(yù)示作用，能夠應(yīng)用于未來日地L1點(diǎn)探測(cè)任務(wù)的能源系統(tǒng)設(shè)計(jì)。

XsL1=Xs×L0/LL1

圖7 太陽翼輸出電流預(yù)示值與實(shí)測(cè)值比較Fig.7 Comparison between the predictive value and the measured value of solar array output current

4.3 三體動(dòng)力學(xué)環(huán)境探測(cè)

(1)太陽翼撓性在軌辨識(shí)試驗(yàn)

在太陽翼撓性在軌辨識(shí)試驗(yàn)中，注入高帶寬動(dòng)量輪控制參數(shù)后，軌道器偏航方向姿態(tài)角速度震蕩幅值從小于0.000 3(°)/s增加至最大0.012(°)/s，說明太陽翼內(nèi)彎模態(tài)被動(dòng)量輪控制激發(fā)。觀察20 min后將太陽翼轉(zhuǎn)至315°轉(zhuǎn)角位置，觀察到滾動(dòng)和偏航姿態(tài)角速度均出現(xiàn)小于0.01(°)/s幅值的震蕩，說明太陽翼內(nèi)彎模態(tài)同時(shí)對(duì)滾動(dòng)方向和偏航方向的姿態(tài)造成耦合影響。再觀察20 min后，將太陽翼轉(zhuǎn)至270°轉(zhuǎn)角位置，觀察到滾動(dòng)姿態(tài)角速度出現(xiàn)震蕩，說明太陽翼內(nèi)彎模態(tài)對(duì)滾動(dòng)方向姿態(tài)造成影響。再過20 min后，將太陽翼轉(zhuǎn)回0°轉(zhuǎn)角位置，并恢復(fù)低帶寬動(dòng)量輪控制參數(shù)，觀察到偏航姿態(tài)角速度震蕩幅值逐漸減小趨于收斂，整器姿態(tài)角速度恢復(fù)至小于0.000 3(°)/s，說明太陽翼內(nèi)彎模態(tài)振動(dòng)趨于收斂。試驗(yàn)過程中的本體角速度震蕩情況如圖8所示。

圖8 試驗(yàn)過程中軌道器三軸姿態(tài)角速度震蕩情況Fig.8 The vibration of angular velocity in three axis on the orbiter during the test

通過對(duì)注入低帶寬參數(shù)后的系統(tǒng)響應(yīng)進(jìn)行分析，對(duì)太陽翼振動(dòng)的真實(shí)阻尼比進(jìn)行了評(píng)估。結(jié)果表明，太陽翼阻尼比介于0.002～0.005之間，且與太陽翼振幅正相關(guān)。

(2)環(huán)境力姿態(tài)擾動(dòng)情況探測(cè)

嫦娥五號(hào)軌道器在日地L1點(diǎn)飛行期間，受到的環(huán)境力主要包括大天體引力和太陽光壓，環(huán)境力作用對(duì)軌道器產(chǎn)生姿態(tài)擾動(dòng)力矩，由動(dòng)量輪加速轉(zhuǎn)動(dòng)產(chǎn)生的控制力矩抵消。日地L1點(diǎn)是太陽和地球之間的引力平動(dòng)點(diǎn)，引力場(chǎng)穩(wěn)定，引力梯度造成的姿態(tài)擾動(dòng)較小，可以忽略，主要的擾動(dòng)力是太陽光壓。

太陽光壓主要作用在太陽翼上，壓心可近似為太陽翼的幾何中心。由于軌道器自身存在質(zhì)心偏移，因此會(huì)產(chǎn)生姿態(tài)干擾力矩，可以通過軌道器動(dòng)量輪角動(dòng)量累積情況進(jìn)行表征。軌道器配備了4臺(tái)動(dòng)量輪，其中包括3臺(tái)與軌道器坐標(biāo)系方向相同的正交動(dòng)量輪和1臺(tái)斜裝動(dòng)量輪。如圖9所示，實(shí)際在軌飛行數(shù)據(jù)表明，角動(dòng)量累積主要發(fā)生在軌道器-Y方向，角動(dòng)量累計(jì)周期約為2周，與預(yù)期結(jié)果一致。

圖9 動(dòng)量輪角動(dòng)量累積情況Fig.9 The angular momentum accumulation of the momentum wheels

4.4 日地L1點(diǎn)輻射環(huán)境對(duì)工業(yè)元器件影響試驗(yàn)

2021年4月15日，使用寬視場(chǎng)監(jiān)視攝像機(jī)和監(jiān)視傳感器B完成了地月合影拍攝、太陽拍攝和太陽翼撓性在軌辨識(shí)試驗(yàn)過程中的太陽翼狀態(tài)監(jiān)視。

試驗(yàn)獲得的圖像數(shù)據(jù)質(zhì)量良好，圖像顯示清晰，表明使用了工業(yè)級(jí)元器件的光學(xué)相機(jī)在日地L1點(diǎn)輻射環(huán)境下工作狀態(tài)正常。試驗(yàn)過程圖像如圖10～圖12所示。

圖10 寬視場(chǎng)監(jiān)視攝像機(jī)拍攝的地月合影圖像Fig.10 Group photo of the Earth and the Moon taken by wide-field camera

圖11 寬視場(chǎng)監(jiān)視攝像機(jī)拍攝的太陽圖像Fig.11 Photo of the Sun taken by wide-field camera

圖12 監(jiān)視傳感器B拍攝的太陽翼圖像Fig.12 Photo of the solar array taken by monitoring camera B

5 結(jié)論

充分利用嫦娥五號(hào)軌道器平臺(tái)能力和剩余推進(jìn)劑，設(shè)計(jì)并實(shí)施了中國首次日地L1點(diǎn)探測(cè)任務(wù)，完成了日地L1點(diǎn)李薩茹軌道飛行試驗(yàn)、日地L1點(diǎn)飛行環(huán)境探測(cè)、三體動(dòng)力學(xué)環(huán)境探測(cè)以及日地L1點(diǎn)輻射環(huán)境對(duì)工業(yè)元器件影響試驗(yàn)等項(xiàng)目，獲取了大量技術(shù)成果，進(jìn)一步豐富了嫦娥五號(hào)任務(wù)的成果產(chǎn)出，對(duì)于中國未來深空探測(cè)任務(wù)的設(shè)計(jì)具有重要參考價(jià)值。通過日地L1點(diǎn)探測(cè)的設(shè)計(jì)與實(shí)施，主要獲得了以下技術(shù)成果：

1)實(shí)現(xiàn)了中國首次日地L1點(diǎn)環(huán)繞探測(cè)，驗(yàn)證了日地L1點(diǎn)轉(zhuǎn)移軌道、環(huán)繞軌道設(shè)計(jì)與控制技術(shù)，獲得了日地L1點(diǎn)軌道演化特性數(shù)據(jù)，環(huán)繞軌道實(shí)際飛行振幅與設(shè)計(jì)值相比偏差不超過0.5%，與設(shè)計(jì)的一致性良好，天體引力、太陽光壓等環(huán)境力的作用符合預(yù)期，可以作為未來日地L1點(diǎn)探測(cè)任務(wù)的參考。

2)實(shí)現(xiàn)了對(duì)日地L1點(diǎn)測(cè)控鏈路環(huán)境、太陽輻照環(huán)境等飛行環(huán)境的就位探測(cè)，獲取了在軌實(shí)測(cè)數(shù)據(jù)，測(cè)控系統(tǒng)實(shí)際接收增益與理論計(jì)算值基本一致，太陽翼輸出電流實(shí)測(cè)值與模型預(yù)測(cè)值之間偏差不超過2.5%，為中國未來日地L1點(diǎn)探測(cè)任務(wù)的測(cè)控系統(tǒng)、能源系統(tǒng)設(shè)計(jì)提供了重要參考。

3)實(shí)現(xiàn)了三體動(dòng)力學(xué)環(huán)境探測(cè)，完成了太陽翼撓性動(dòng)力學(xué)參數(shù)在軌辨識(shí)和環(huán)境力姿態(tài)擾動(dòng)情況探測(cè)，試驗(yàn)結(jié)果與仿真分析結(jié)果基本匹配一致，在未來深空探測(cè)器動(dòng)力學(xué)分析與建模、控制系統(tǒng)參數(shù)設(shè)計(jì)中具有較高的參考價(jià)值。

4)實(shí)現(xiàn)了工業(yè)級(jí)元器件在日地L1點(diǎn)輻射環(huán)境下的成功應(yīng)用，驗(yàn)證了工業(yè)級(jí)圖像傳感器等元器件在日地L1點(diǎn)空間輻射環(huán)境下的工作性能，對(duì)未來深空探測(cè)器的設(shè)備輕小型、長(zhǎng)壽命設(shè)計(jì)以及低成本空間產(chǎn)品開發(fā)有重要借鑒意義。