1、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
2、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 uM
3、AY 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
4、 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
5、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
6、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
7、 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
8、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
9、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
10、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
11、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
12、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
13、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
14、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
15、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
16、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
