大型复杂任务航天器快速交会对接轨道优化设计.pdf

第 卷第期 年月航天器工程S P A C E C R A F TE N G I N E E R I N GV o l N o 大型复杂任务航天器快速交会对接轨道优化设计商帅范高洁王震柏林厚马艳红骆子豪(北京空间飞行器总体设计部,北京 )(中国载人航天工程办公室,北京 )(北京控制工程研究所,北京 )摘要针对航天器在快速交会对接过程中任务复杂、发射窗口宽、轨道偏差大的特点,文章提出了一种不同于我国已有的交会对接轨道设计的方法.通过在轨道设计上预留主动飞行器追及相位和增加两次修正脉冲,显著增大了快速交会对接对相位偏差的适应能力.经两次交会对接任务验证表明:该方法可满足首窗口发射及推迟发射条件下的快速交会对接任务需求,具有较好的工程应用价值,对我国未来航天器交会对接轨道设计有借鉴意义.关键词航天器;宽窗口;快速交会对接中图分类号:V 文献标志码:AD O I:/j i s s n O r b i tO p t i m i z a t i o nD e s i g no fQ u i c kR e n d e z v o u sa n dD o c k i n gf o rL a r g eC o m p l e xM i s s i o nS p a c e c r a f tS HANGS h u a iF ANG a o j i eWANGZ h e nB OL i n h o uMAY a n h o n gL UOZ i h a o(B e i j i n gI n s t i t u t eo fS p a c e c r a f tS y s t e mE n g i n e e r i n g,B e i j i n g ,C h i n a)(C h i n aM a n n e dS p a c eA g e n c y,B e i j i n g ,C h i n a)(B e i j i n gI n s t i t u t eo fC o n t r o lE n g i n e e r i n g,B e i j i n g ,C h i n a)A b s t r a c t:I nv i e wo f t h e c h a r a c t e r i s t i c s o fw i d e l a u n c hw i n d o wa n d l a r g eo r b i t d e v i a t i o nd u r i n g t h ec o m p l e xr e n d e z v o u sa n dd o c k i n gm i s s i o np r o c e s so f s p a c e c r a f t T h i sp a p e rp r e s e n t san o v e lo r b i td e s i g nm e t h o d t h a t i sd i f f e r e n t f r o mt h ee x s i s t i n gq u i c kr e n d e z v o u s a n dd o c k i n g T h eo r b i td e v i a t i o na d a p t a b i l i t yo fq u i c kr e n d e z v o u sa n dd o c k i n g i ss i g n i f i c a n t l y i m p r o v e db y i n c r e a s i n gt h ec h a s i n gp h a s ea n da d d i n gt w oc o r r e c t i o np u l s e sm a n e u v e r T h ev e r i f i c a t i o no ft w om i s s i o n ss h o w st h a t t h em e t h o dc a nm e e t t h er e q u i r e m e n t so fq u i c kr e n d e z v o u sa n dd o c k i n gm i s s i o n su n d e rt h ec o n d i t i o no f f i r s t w i n d o wl a u n c ha n dd e l a y e d l a u n c h,a n dh a sg o o de n g i n e e r i n ga p p l i c a t i o nv a l u e I th a s r e f e r e n c es i g n i f i c a n c e f o r t h e f u t u r ed e s i g no f r e n d e z v o u sa n dd o c k i n g K e yw o r d s:s p a c e c r a f t;w i d e l a u n c hw i n d o w;q u i c kr e n d e z v o u sa n dd o c k i n g收稿日期:;修回日期:作者简介:商帅,男,博士,工程师,从事航天器总体设计工作.交会对接技术从 世纪 年代由美、苏两国率先开始探索.早期交会对接称为直接交会,一般个飞行器先后入轨且轨道高度和轨道相位相差非常小,因此交会对接时长一般在小时左右.该时期交会对接技术主要用于技术探索,对运载器等其他系统指标要求非常高,从而导致任务成功率不高.空间站时期逐步发展为成熟可靠的天交会对接模式,期间经历多次变轨修正逐步缩小距离和速度偏差.交会对接近距离段又因为有人操作和无人操作分为自主交会对接和手控交会对接.为减少航天员在飞船中的等待时间并适应日益活跃的航天活动,年,俄罗斯进步号货运飞船首次进行了快速交会对接试验,在绕地球轨道飞行圈之后,成功与“国际空间站”对接.如今快速对接技术已经成为载人交会对接的发展趋势 .我国交会对接技术从 世纪初进入快速发展阶段,年神舟八号首次与天宫一号空间实验室完成交会对接 .交会对接过程主要分为远距离导引段和近距离自主控制段.其中,远距离导引段由地面控制,根据精密测定轨结果规划次轨道控制,修正两目标相位差和轨道面偏差,瞄准目标飞行器后下方的共面圆轨道.基于地面远距离导引的交会对接策略对地面控制依赖性较强,且在天地交互中,每两次变轨之间需要个轨道周期的时间用于精密测定轨、导引策略计算、飞行程序生成和上注,总交会对接时长约需数天.为适应载人航天快速、高效、自主的发展趋势,在此基础上,我国开始进行自主快速交会对接技术研究.与原技术相比,自主快速交会对接主要差异在远距离导引段不依赖地面控制.主动飞行器根据卫星导航设备计算飞行轨道,再根据目标飞行器轨道根数自主计算两目标相对关系,规划变轨策略进行交会对接.由于不依赖地面测定轨数据和策略计算,远距离导引段采用准霍曼变轨,最短每间隔半圈即可进行次轨道控制.远距离导引段第一次脉冲在入轨后第一个远地点(入轨后约 m i n)即可执行,使得远距离导引段时长由天 缩 短 为 h,大 大 提 高 了 交 会 对 接效率 .快捷交会的关键技术包括:运载的射入精度;主动飞行器的快速轨道测量与轨道控制精度;主动飞行器的自主计算、自主机动与自主交会能力;目标飞行器的轨道调整精度;快速交会的测控条件.本文结合复杂任务航天器入轨后的任务安排和运载火箭入轨特性,分析了轨道偏差的分布特性,并制定了适应性的变轨策略和实施方法,优化设计了一套新型快速交会对接轨道方案.主动飞行器轨道设计 主动飞行器正常轨道设计交会对接中一个重要的指标是两个航天器的相位差.通常航天器入轨后在半个轨道周期内完成变轨策略的计算和轨道机动,及时抬升轨道高度并完成轨道误差修正.对于大吨位航天器搭载大推力运载火箭在入轨精度上由于采用低温推进剂,存在宽发射窗口特征.此外,对于携带有大尺寸中继天线和柔性太阳翼等设备的航天器,在发射前处于收缩压紧状态,入轨后需要及时引爆火工品进行展开并进行关键功能测试,在此期间不实施变轨,而与运载分离时刻的轨道偏差会随着飞行时间的变长而增大,快速交会对接远距离导引段起始时刻轨道偏差尤其是相位偏差也更大,因此要求航天器在轨道设计上对轨道偏差的适应性要更强.在初始时刻,目标飞行器轨道高度一般约 k m,主动飞行器初始入轨高度约 k m,主动飞行器的轨道 高 度 低 于 目 标 飞 行 器,其 轨 道 角 速 度 也 略大,因此主动飞行器的相位小于目标飞行器,两飞行器相位差为t rc attt rdtttc adtUttt rdtttt rdtttrardtU()式中:t r和c a分别为远距离导引时刻目标飞行器和主动飞行器轨道相位;t为理论零时刻发射窗口;t为实际发射时刻;t为远距离导引段起始时刻;t r为目标飞行器平均轨道角速度;c a为主动飞行器轨道角速度;U为理论入轨时刻追踪飞行器相位;为理论入轨时刻目标飞行器相位;为地心引力常数;a为追踪飞行器轨道半长轴;r为地心距;U为追踪飞行器入轨点纬度幅角.由式()可以看出:影响相位差的主要因素包括入轨点纬度幅角、轨道半长轴和实际发射时刻,其中轨道半长轴可以用轨道周期表示T a()由于大气阻力和轨道摄动,轨道半长轴不变时,近地点高度对相位也有一定影响.因此,影响相位差的主要参数包括t、轨道周期偏差(T)、纬度幅角偏差(U)和近地点高度偏差(Ap),其中t越晚,目标飞行器与主动飞行器相位差越大,不影响最小相位差,所以重点分析其他几个因素对轨道相位的影响.表所示为轨道相位在不同入轨偏差组合下随飞行时长的演化情况.可以看出:与无偏差轨道相比,随着轨道外推时间变长,相位偏差也越来越大.因此,在航天器具备变轨能力后应尽快在合适轨道航天器工程 卷位置完成轨道机动.若航天器在入轨后的初期内不具备实施轨道控制条件,最恶劣情况下,个轨道周期后进入快速交会对接时相位偏差约为 .对于目前常用的多圈快速交会对接,其调相范围通常都比较小,例如“国际空间站”交会对接轨道控制经验显示 h快速交会对接初始相位角可适应的范围为 ,即偏差范围为 ,无法满足复杂任务航天器最大的相位偏差需求.快速交会对接要求远距离导引起始时刻两飞行器相位差大于某一临界值,即.因此理论上可以通过在主动飞行器发射前调节目标飞行器的轨道相位,从而增大入轨时刻两飞行器的相位差,对于增大的相位称之为预留相位.根据表入轨偏差分析结果,在理想无偏差轨道中快速交会对接起始时刻两飞行器相位差应满足 .在本文的轨道设计中,预留相位等于主动飞行器一个轨道周期内与目标飞行器相位差的变化设为 ,并且在远距离导引段开始前增加一次相位追及脉冲和轨道面修正脉冲用于适应相位偏差和发射时刻不确定带来的升交点赤经偏差.以上设计有个优势:一是只增加了一个轨道周期,仍具备快速交会对接能力,使得航天器在能源故障时尽快对接组合体,提高了航天器的故障适应能力;二是预留相位差比实际偏差大,轨道适应余量更宽裕;三是在入轨偏差较小时减少了变轨次数,即当火箭入轨偏差较小时,理想情况下可无控飞行一圈进行相位追及后满足快速交会对接相位要求.表入轨误差外推后引起相位偏差T a b l eO r i b tp h a s ed e v i a t i o nc a u s e db y i n j e c t i o ne r r o rT/sU/()Ap/k m/()/()注:为主动飞行器无控飞行个轨道周期后的相位偏差;为主动飞行器无控飞行个轨道周期后的相位偏差.根据本文设计方法,将航天器入轨后至交会对接完成分为以下几个阶段,包括入轨初期段、修正段、远距离导引段和自主控制段.()入轨初期段:航天器入轨后进行平台设置和在轨测试.平台设置主要包括中继天线的展开、太阳翼一次展开、机械臂解锁、发动机测试、敏感器测试等.()修正段:修正段主要用于修正火箭入轨偏差过大导致的航天器快速交会对接远距离导引段入口条件不满足的问题.当入轨后相位偏差较大,在修正段增加一次脉冲修正,调整相位使得满足远距离导引段入口条件.当轨道面偏差较大时,增加一次脉冲修正升交点赤经偏差.入轨小偏差情况下修正段可不执行变轨脉冲,即入轨个轨道周期后,满足远距离导引段入口条件则进入快速交会对接.()远距离导引段:远距离导引段包括大相位追及和调相与综合修正段.大相位追及是为适应火箭推迟发射等情况造成的两目标器相位差过大;零窗口发射且入轨偏差较小时,无大相位追及段,完成修正后直接进入下一阶段.调相与综合修正段共执行次脉冲,轨道面内采用准霍曼变轨方式,轨道面修正采取两次分别修正轨道倾角和升交点赤经,远距离导引段各次脉冲功能见表,与常用快速交会对接远距离导引段次脉冲相比,增加了次轨道修正,适应性更强.()自主控制段:利用微波雷达、激光雷达、光学测量敏感器等相对测量设备提供的测量信息,由目标飞行器后下方 k m处通过多次自主变轨接近目标器,直到完成对接,可分为寻的段、接近段和平移靠拢段.寻的段是远距离导引段和近距离自主控制段的过渡段,起始点为目标飞行器后下方 k m,终点为目标飞行器后方k m.采用综合霍曼变轨和C W制导,消除远距离导引段控制误差和轨道制导误差.从寻的段终点到对接接触过程中依次设立“m保持”、“m保持”和“m保持”个停泊点用于状态确认,要求确认点位于测控区范围内下行遥测数据.在首窗口标称情况下,从发射入轨至对接完成,总时长为 个轨道周期,考虑入轨轨道偏差时,根据本设计方法,在相位偏差为负且超过 时,进入轨道修正段,但是总交会对接时长可保持不变.在相位偏差为正且超过 时,每增加 ,总交会对接时长增加个轨道周期.不同相位偏差对应交会对接时长见表.第期商帅 等:大型复杂任务航天器快速交会对接轨道优化设计表快速交会对接变轨策略T a b l eS t r a t e g yo fq u i c kr e n d e z v o u sa n dd o c k i n g脉冲次数名称功能特征点大相位追及脉冲相位调整远地点升交点赤经修正脉冲升交点赤经修正(轨道面外)纬度幅角 原快速交会对接脉冲调相(轨道面内)拱点(远地点)消除入轨远地点偏差(轨道面内)拱点(近地点)调相轨道倾角修正(轨道面内面外)拱点(远地点)升交点赤经修正(轨道面外)北纬最高点轨道高度、相位角、拱点综合修正(轨道面内)近地点附近轨道高度、相位角、拱点综合修正(轨道面内)远地点附近表不同相位特征对应交会对接时长T a b l eR e n d e z v o u sa n dd o c k i n g t i m eo f t h ed i f f e r e n tp h a s ed e v i a t i o n相位偏差范围/()对接时长(轨道周期),)(推迟发射轨道设计本文设计方法适用于全相位交会对接.在发射前若产生推迟发射,为节省推进剂消耗,目标飞行器不再针对进行新发射窗口进行调相控制.主动飞行器可适应推迟发射带来的轨道变化,包含轨道面内和面外.)轨道面内在运载推迟发射时,根据目标飞行器组合体轨道高度约 k m分析,每推迟天,主动飞行器入轨时两目标相位差增大约 .根据上述轨道设计总体方案,在大相位时,入轨初期段平台设置和平台测试仍保持不变.平台设置和平台测试段完成后进入全相位快速交会对接模式,在该模式下首先进行大相位追及,N个轨道周期后执行次调相脉冲,进入自主控制段直到交会对接完成.)轨道面外推迟发射与首窗口发射相同,不影响轨道面外偏差.推迟发射在计算发射时刻时,两种偏差在运载发射前通过火箭的入轨轨道倾角偏置和发射时刻偏置使得在轨对两种偏差的修正尽可能小.入轨后两种偏差仍通过在轨两次脉冲修正,偏差修正相对独立.经过分析,在推迟天发射情况下,远距离导引段大相位追及圈次为至 圈,总交会对接共需 至 圈.在推迟天发射情况下,远距离导引段大相位追及圈次为 至 圈,总交会对接需 至 圈.变轨策略计算与实施在规划上,对于不具备自主计算变轨策略能力的航天器,设计了一套基于地面设备计算制导策略的天地数据交互方法.如图所示,在测控区内航天器通过天地网络下传定位遥测数据和动力学模型参数,地面计算快交制导脉冲并生成数据块遥控帧上注至航天器控制计算机(GN C C)后自主按序列执行.在不 占 用 器 上 资 源 情 况 下 可 实 施 快 速 交 会对接.图导引策略计算天地交互示意图F i g S c h e m a t i cd i a g r a mo f t h es p a c e c r a f t g r o u n di n t e r a c t i o nf o rg u i d a n c es t r a t e g yc o m p u t a t i o n 仿真验证分别取发射时刻偏差 m i n、轨道周期偏差 s、纬度幅角偏差 和近地点高度偏差 k m进行入轨后的相位漂移特性脉冲执行情况及交会对接时长打靶仿真.其中,每项偏差按照等间隔选取进行遍历见表.航天器工程 卷表打靶仿真入轨误差项选取T a b l e I t e m s s e l e c t i o no f t h eo r b i t i n j e c t i o ne r r o r f o r s i m u l a t i o n偏差项最小值最大值间隔发射时刻偏差/m i n 轨道周期偏差/s 纬度幅角偏差/()近地点高度偏差/k m 图为在给定的轨道初始偏差条件下的轨道相位分布特征,横轴表示打靶中不同的入轨偏差组合,以仿真次数表示,纵轴为相位角偏差,参考值为零偏差入轨后无控飞行个轨道周期后的相位.图为在不考虑发射时刻偏差时,相位角偏差极大值为,极小值为,和表分析结果一致,在考虑发射时间推迟 m i n后,相位角偏差极大值进一步增大约 ,极大值为 .在此特征下,航天器入轨后转入快速交会对接时间也不相同.在相位角偏差极小值至 范围内,按照交会对接阶段划分,快速交会对接时刻提前一个轨道周期,在约个轨道周期进入修正段执行修正脉冲.在其他范围内,转入快速交会对接时间约在个轨道周期,和设计结果一致.图为在打靶中远距离导引脉冲执行次数与轨道面内和面外偏差关系,仿真结果表明:次脉冲可以满足所有的入轨偏差组合.图的打靶仿真结果表明:在给定的初始轨道偏差下,总交会对接时长分别为 、个轨道周期,与表分析结果一致.打靶仿真结果表明:轨道设计可以适应给定的入轨精度,远距离导引脉冲次数为次,总交会对接时长最短 个轨道周期,最长 个轨道周期,并且第一次变轨时间不早于个轨道周期,满足任务需求.图快速交会对接前轨道相位漂移特性F i g P h a s ep r o p a g a t e c h a r a c t e r i s t i cb e f o r eq u i c kr e n d e z v o u sa n dd o c k i n g图不同相位特征下转入快速交会对接时刻分布F i g D i s t r i b u t i o no f t h eq u i c kr e n d e z v o u sa n dd o c k i n gs t a r t t i m eu n d e rd i f f e r e n tp h a s ed e v i a t i o n图不同轨道特征下执行快交脉冲次数F i g M a n e u v e rn u m b e ro fd i f f e r e n to r b i tp h a s ed e v i a t i o n图不同相位特征下交会对接时长分布F i g D i s t r i b u t i o no f t h eq u i c kr e n d e z v o u sa n dd o c k i n gt i m eu n d e rd i f f e r e n tp h a s ed e v i a t i o n第期商帅 等:大型复杂任务航天器快速交会对接轨道优化设计在轨验证航天器入轨后按照预期程序进行了平台状态设置和测试.根据轨道外推特征,与理想轨道相比,航天器相位偏差小于,升交点赤经偏差导致的轨道面修正脉冲小于m/s.按照本文轨道设计与仿真验证,满足快速交会对接条件,且修正段第脉冲和第脉冲可省略,远距离段共执行次变轨.经过自主控制段寻的、接近、平移和靠拢,航天器最终圆满完成交会对接任务.结束语本文设计了一种适用于我国大型复杂任务航天器的快速交会对接轨道,给出了主动飞行器轨道设计方法和适应能力以及任务实施过程.经过分析本文设计方法具有如下特点:适应了复杂任务航天器入轨初期状态设置时间长的特点;适应运载器宽发射窗口和大入轨偏差下的轨道特性;采用天地协同方式计算变轨策略,适应了自主导航与地面制导相结合的应用场景.该方法经过交会对接成功验证,对未来拓展任务中航天器的交会对接轨道设计具有借鉴意义.参考文献(R e f e r e n c e s)GOO DMANJL H i s t o r yo fs p a c es h u t t l er e n d e z v o u sa n dp r o x i m i t yo p e r a t i o n sJJ o u r n a lo fS p a c e c r a f ta n dR o c k e t s,():MUR T A Z I NR,P E T R OVN S h o r tp r o f i l ef o r t h eh u m a ns p a c e c r a f tS o y u z TMAr e n d e z v o u sm i s s i o nt ot h eI S SJ A c t aA s t r o n a u t i c a,:林来兴四十年空间交会对接技术的发展J航天器工程,():L I NL a i x i n g D e v e l o p m e n t o f s p a c e r e n d e z v o u s a n dd o c k i n gt e c h n o l o g yi np a s t y e a r sJ S p a c e c r a f tE n g i n e e r i n g,():(i nC h i n e s e)彭坤,李民,果琳丽,等近地轨道航天器快速交会技术分析J航天器工程,():P E NGK u n,L IM i n,GUOL i n l i,e ta l Q u i c kr e n d e z v o u sa n a l y s i sf o rs p a c e c r a f ti nl o w e a r t h o r b i tJS p a c e c r a f tE n g i n e e r i n g,():(i nC h i n e s e)周建平载人航天交会对接技术J载人航天,():Z HOUJ i a n p i n g R e n d e z v o u sa n dd o c k i n gt e c h n o l o g yo fm a n n e ds p a c ef l i g h tJM a n n e dS p a c e f l i g h t,():(i nC h i n e s e)解永春,张昊,胡海霞自主交会对接控制方案设计及验证J中国航天,():X I EY o n g c h u n,Z HANG H a o,HU H a i x i a D e s i g na n dv e r i f i c a t i o no f a u t o n o m o u sr e n d e z v o u sa n dd o c k i n gc o n t r o l s c h e m eJ A e r o s p a c eC h i n a,():(i nC h i n e s e)WO F F I N D E NDC,G E L L E RDK N a v i g a t i n g t h e r o a dt oa u t o n o m o u so r b i t a l r e n d e z v o u sJJ o u r n a lo fS p a c e c r a f t a n dR o c k e t s,():李蒙,马晓兵航天器远程自主交会方法设计与实现J宇航学报,():L IM e n g,MA X i a o b i n g D e v e l o p m e n to f l o n gd i s t a n c ea u t o n o m o u s r e n d e z v o u s f o r s p a c e c r a f tJ J o u r n a l o f A s t r o n a u t i c s,():(i nC h i n e s e)张强,陈长青,刘宗玉,等天舟二号货运飞船全相位自主快速交会对接技术和在轨验证J空间控制技术与应用,():Z HANGQ i a n g,CHE N C h a n g q i n g,L I U Z o n g y u,e ta l A l l p h a s ea u t o n o m o u sq u i c kr e n d e z v o u sa n d d o c k i n gt e c h n o l o g ya n di n o r b i tv e r i f i c a t i o no fT i a n z h o u c a r g os p a c e c r a f tJA e r o s p a c e C o n t r o la n d A p p l i c a t i o n,():(i nC h i n e s e)朱仁璋,王鸿芳,丛云天,等航天器快捷交会技术分析J载人航天,():Z HU R e n z h a n g,WAN G H o n g f a n g,C ON GY u n t i a n,e t a l A n a l y s i so n f a s t s p a c e c r a f t r e n d e z v o u s t e c h n o l o g yJ M a n n e dS p a c e f l i g h t,():(i nC h i n e s e)汤溢,商帅,陈伟跃,等我国载人航天器飞行轨道设计J航天器工程,():T ANG Y i,S HAN G S h u a i,CHE N W e i y u e,e ta l O r b i td e s i g n o f C h i n as m a n n e d s p a c e f l i g h tJS p a c e c r a f tE n g i n e e r i n g,():(i nC h i n e s e)佘明生航天器入轨误差分析J中国空间科学技术,():S HE M i n g s h e n g A n a l y s i so fs p a c e c r a f to r b i t i n j e c t i o ne r r o rJC h i n e s e S p a c e S c i e n c e a n d T e c h n o l o g y,():(i nC h i n e s e)陈小平航天器自主交会对接导航与控制关键技术研究D成都:电子科技大学,CHE N X i a o p i n g K e yt e c h n i q u e so fn a v i g a t i o n a n dc o n t r o lf o ra u t o n o m o u sr e n d e z v o u sa n d d o c k i n g o fs p a c e c r a f tD C h e n g d u:U n i v e r s i t y o f E l e c t r o n i cS c i e n c ea n dT e c h n o l o g yo fC h i n a,(i nC h i n e s e)(编辑:李多)航天器工程 卷