自動轉(zhuǎn)移飛行器的軌控總體方案

靳永強,畢雨雯

(1.上海宇航系統(tǒng)工程研究所,上海 201108;2.上?？臻g電源研究所,上海 200245)

0 引言

ATV是歐空局(ESA)歷時約20年研制的一種無人駕駛自動轉(zhuǎn)移飛行器。2008年,第一艘儒勒?凡爾納號ATV發(fā)射升空并成功與國際空間站(ISS)對接,成為歐洲首個具有與ISS對接功能的飛行器[1]。ATV的主要任務(wù)是為ISS提供后勤補給、運送結(jié)構(gòu)組件、補加推進劑、定期補償ISS軌道衰減,以及搜集ISS的生活、試驗垃圾并有效下行。歐洲的ATV綜合了無人飛船的全自動工作能力和載人太空船對安全的需求。第一艘儒勒?凡爾納號ATV已在軌運行了近1年半,成功實現(xiàn)了與ISS的交會、接近和對接,完成了對國際空間站的運輸貨物、補充燃料、提升軌道等任務(wù)。軌道控制方案和技術(shù)是ATV制導(dǎo)、導(dǎo)航與控制(GNC)技術(shù)的重要組成,是相應(yīng)任務(wù)完成的保障。歐空局在ATV研制過程中對軌道控制方案和技術(shù)開展了大量創(chuàng)新性研究。

為此,本文對ATV的軌控總體方案進行了綜述。

1 ATV飛行方案

ATV由阿里安5-E火箭發(fā)射升空,進入轉(zhuǎn)移軌道后進行軌道調(diào)相。之后ATV進行相對導(dǎo)航和控制,與俄羅斯服務(wù)模塊對接。對接后的ATV能執(zhí)行空間站的姿控功能、空間碎片躲避機動和抬高空間站的軌道以克服空氣阻力的影響。每隔10～45 d,ATV的推進器將點火以抬高空間站的高度。一旦補給任務(wù)完成,充滿廢棄物的ATV將被乘員關(guān)閉,并自動分離。推進火箭將利用剩余的燃料使ATV離開軌道。與載人飛行器以適宜的再入角返回不同,ATV在太平洋上空以很陡的飛行路線執(zhí)行受控自毀再入。整個ATV飛行任務(wù)的飛行階段如圖1所示。ATV GNC系統(tǒng)的飛行階段劃分以及各階段采用的GNC如圖2所示[2]。

圖1 ATV飛行階段Fig.1 ATV mission phases synthesis

圖2 ATV GNC系統(tǒng)的飛行程序Fig.2 Mission profileof ATV GNC system

ATV的GNC系統(tǒng)的飛行流程主要可分為發(fā)射及入軌段、與空間站調(diào)相段、交會段、組合體飛行段、分離和撤離段和再入段。

發(fā)射及入軌段：ATV由阿里安5-E運載火箭發(fā)射進入安全、適合交會的圓軌道。太陽電池陣展開,推進系統(tǒng)設(shè)置完成,所需的GNC傳感器開機。至本階段末,ATV已進入安全穩(wěn)定狀態(tài),為下一階段的任務(wù)做好準(zhǔn)備。

與空間站調(diào)相段：ATV進行數(shù)次大推力軌道機動到達交會軌道,逐步與空間站減小相位差。在點火期間,ATV對姿態(tài)進行控制。到達點S-1/2(空間站后方39 km、下方5 km)后本階段結(jié)束。

交會段：ATV作小推力變軌到達空間站附近,開始最終接近和對接。沿交會路徑定義特征點：S0,距離空間站30 km;S1,尋的點火起始位置;狀態(tài)保持停泊點,S2(相距3 900 m)、S3(相距280 m)、S4(相距20 m)、S41(相距12 m)。本階段交會監(jiān)視和碰撞規(guī)避(RMCA)功能激活。交會段中,點S-1/2、S2間為尋的段,點S2、S3間為接近段,點S3至對接間為最終逼近段。最終逼近段又可分為最終逼近段1、2。

組合體飛行段：ATV與空間站對接,進行相應(yīng)的在軌服務(wù)。本階段中ATV的GNC和交會監(jiān)視和碰撞規(guī)避功能不使能。

分離和撤離段：ATV利用一次點火離開空間站。本階段交會監(jiān)視和碰撞規(guī)避功能最后一次開啟。

再入段：離軌再入需兩次點火,并進行大氣層再入燒毀。

2 ATV的敏感器和執(zhí)行機構(gòu)配置

在入軌到再入的飛行過程中,ATV的控制由飛行控制系統(tǒng)完成。飛行控制系統(tǒng)決定ATV的飛行性能、飛行安全,以及飛行任務(wù)能否成功完成。ATV的GNC系統(tǒng)是飛行控制中的重要組成。GNC系統(tǒng)包括GNC硬件和軟件,其中硬件部分又可分為GNC測量系統(tǒng)(GMS)和執(zhí)行機構(gòu)。ATV在交會對接過程中所需的測量敏感器和執(zhí)行機構(gòu)的配置見表1[3-4]。

表1 ATV交會對接的GNC系統(tǒng)配置Tab.1 Composition of GNC system for ATV rendezvous and docking

2.1 測量敏感器

在ATV入軌到與空間站對接過程中,不同距離應(yīng)用不同的測量敏感器。測量范圍重合的敏感器可互為備份,如圖3所示。

圖3 GNC測量敏感器使用方案Fig.3 Configuration of GNCmeasurement sensors

GPS接收機由Laben研發(fā),為ATV提供位置、速度和時間(PVT)測量量。由兩個冗余組成,每個包含天線1個,低噪聲放大器和接收機1個。

ACCA由EADSAstrium研發(fā),輸出速度測量量,監(jiān)視ATV的軌道機動,在10 min熱機后以頻率10 Hz提供速度增量的測量量。其主要組成有：由同一基盤支撐的6個相同的單軸加速度計;3個相同并互相獨立的電路通道,每個通道包含2個加速度計的全部條件函數(shù)(ACM)。

GYRA由EADS Astrium研發(fā),提供絕對姿態(tài)導(dǎo)航和角速度測量量。GYRA包括4個相同的二軸動態(tài)調(diào)諧陀螺(DTG),每個安裝在一個震動隔離器上,4個DTG安裝在同一基盤上;2個陀螺電子單元嵌入式安裝在2個相同且完全獨立的電路通道中,每個電路通道包含DTG的整個條件函數(shù)。GYRA可運行于精模式(角速度可達2(°)/s)和粗模式(角速度可達30(°)/s)兩種工作狀態(tài),在熱機60 min后以頻率10 Hz提供角速度增量的測量量。

STR由EADSSodern研發(fā),測量ATV的慣性姿態(tài)并估計GYRA的漂移。STR利用測量設(shè)備(CCD矩陣)在一個二維平面內(nèi)獲得恒星的位置和星等測量信息。根據(jù)星歷和模式識別算法獲得航天器本體在J2000慣性參考系中的三軸姿態(tài)。即使在空間姿態(tài)失穩(wěn)的狀況,也能利用星歷捕獲姿態(tài)。STR可跟蹤恒星并以頻率5 Hz輸出四元數(shù)。

VDM由EADS Sodern研發(fā),基于視覺傳感器技術(shù)。在最終逼近段,用一激光源照亮服務(wù)模塊上的交會目標(biāo)。VDM的CCD產(chǎn)生的圖像經(jīng)處理后可獲得距離、視線角和相對姿態(tài)的測量信息。VDM主要由安裝在ATV上的2個VDM和安裝在ISS上的交會目標(biāo)組成。交會目標(biāo)由5個單獨后向角反射器組成內(nèi)側(cè)目標(biāo),3組多個后向角反射器(MRR)組成外側(cè)目標(biāo)。

TGM以頻率3 Hz輸出距離、視線角(方位和俯仰),是一個基于激光測量的主動光電測量系統(tǒng),由Dasa Jena Optronik研發(fā)。ATV上安裝2個TGM,每個由電路單元1個和光學(xué)頭部1個組成。TGM采用與VDM相同的交互目標(biāo),并只利用外側(cè)目標(biāo)。

2.2 ATV推力器管理算法

ATV共安裝推力器32臺,其中4臺為推力490 N的主發(fā)動機,其余28臺均為姿控發(fā)動機,同時也能提供軌道控制所需推力。對姿軌控共用發(fā)動機,ATV有其推力器的管理和選擇算法,能自動選擇效率最高的發(fā)動機,按控制系統(tǒng)要求產(chǎn)生所需姿控力矩和軌控推力[5-6]。推力器管理算法的本質(zhì)是求解滿足約束條件

使等式Ax=b存在最優(yōu)解x。此處：

式中：Ai為第i個推力器工作產(chǎn)生的推力和力矩矢量;b為當(dāng)前時刻姿控和軌控的平均控制力矩Mix,Miy,Miz和控制力Fix,Fiy,Fiz構(gòu)成的矢量;xi為每個推力器的點火時間,且xi=Δti;x為由推力器點火時間構(gòu)成的矢量;c為由推力器加權(quán)值構(gòu)成的加權(quán)矢量;ci為每個推力器的加權(quán)值,反映了推力器的工作效率;i=1,2,…,N。約束條件反映了兩個基本事實：每個推力器歸一化的工作時間為正數(shù),且推力器選擇應(yīng)使工作效率最高。如每個推力器均工作正常且效率相等,可設(shè)ci=1;如推力器的效率不等,一種簡單而方便的設(shè)置權(quán)值方法是ci=1/Isp i。此處：Isp i為第i個發(fā)動機的比沖。這樣可選擇消耗燃料最少的推力器組合。另外,ci也可作為一個懲罰因子,以盡可能不選擇或排除工作性能不佳的推力器。該數(shù)學(xué)問題可用Simplex方法求解。最終基于計算量的考慮,ATV的推力器管理和優(yōu)化算法綜合了最優(yōu)目錄法。

3 ATV各階段軌控策略

3.1 與空間站調(diào)相段

與空間站調(diào)相段又可分為多個子階段。入軌點至點S-4間向調(diào)相軌道的轉(zhuǎn)移由2次點火和1個自由漂移段組成。2次點火分別為一大一小2個脈沖,第二個脈沖補償?shù)谝粋€的誤差(如圖4中的Δv1,Δv2),同時調(diào)整ATV與ISS的軌道平面偏差(修正入軌誤差和重力攝動誤差等)。圖4中;rev表示軌道周期。軌道機動后開始進行調(diào)相,此次調(diào)相需70.9 h。

調(diào)相完畢后,向ISS附近轉(zhuǎn)移。點S-4至點S-3的轉(zhuǎn)移用3個脈沖完成：第一個是縱向和平面外調(diào)整,第二個是平面外調(diào)整,第三個是縱向調(diào)整,如圖4中的Δv3,Δv4,Δv5。再用相同方法從點S-3轉(zhuǎn)移至點S-2,如圖4中的Δv6,Δv7,Δv8。此策略的優(yōu)點是將平面內(nèi)的大部分調(diào)整和平面外的調(diào)整綜合在一次脈沖中完成,能以相對較小的燃料消耗代價完成平面外調(diào)整。

圖4 ATV與空間站調(diào)相段Fig.4 ATV phasing sequence

調(diào)相段脈沖在開環(huán)條件下完成,難以保證在最后一個脈沖結(jié)束時達到點S0,或即使到達點S0,但位置和速度散布無法滿足相對GPS收斂和尋的段的安全要求。因此,在調(diào)相段和交會段間插入一個調(diào)相和交會接口段[7]。其間插入3個小修正,保證精度能滿足相對GPS收斂和尋的段的安全性要求,此階段如圖5所示。

3.2 尋的段和接近段

在相對距離30 km處,ATV與ISS建立星間通信鏈路,相對GPS開機。經(jīng)一段時間進入穩(wěn)態(tài)后,開始以相對GPS作為相對導(dǎo)航方式。相對GPS收斂的時間不少于20 min。

圖5 調(diào)相和交會段接口示意Fig.5 Phasing and rendezvous interface scenario

尋的段和接近段的相對軌道控制策略基于CW線性化方程,未考慮空間站的偏心率、J2項攝動或差分大氣阻力,采用4脈沖控制。由控制策略計算獲得推力的大小和方向,根據(jù)推力器的管理和選擇算法選擇最適于生成此次控制推力的推力器,并計算點火時間。該控制策略工作于開環(huán)模式,事先算得的推力大小和方向在推力器點火期間不再根據(jù)相對GPS的估值繼續(xù)更新。接近段四脈沖軌控如圖6所示[7]。

圖6 四脈沖軌控示意Fig.6 Four-boost relative orbit control scenario

3.3 最終逼近段

本階段ATV以V-bar策略逼近空間站,在點S3、S4間,ATV的姿態(tài)為當(dāng)?shù)厮蕉ㄏ?在點S4、S5間保持與空間站對接口的相對姿態(tài)指向,并進行平移完成與空間站的對接。在點S4、S41處分別進行2次狀態(tài)保持。在最終逼近段,ATV除受常規(guī)的軌道攝動外,ISS由于bang-bang閉環(huán)姿態(tài)控制導(dǎo)致的極限環(huán)而存在參與姿態(tài)運動。由于ISS的尺寸,此微小的姿態(tài)運動被顯著放大,姿態(tài)振蕩1°將導(dǎo)致接口產(chǎn)生數(shù)十厘米的移動,而ATV本身的GNC系統(tǒng)也受傳感器、執(zhí)行機構(gòu)、液體晃動以及太陽帆板撓性的限制和影響。為保證最終平移靠攏段的精度、足夠的穩(wěn)定裕度和魯棒性,采用H∞控制策略[8]。該策略保持了標(biāo)準(zhǔn)比例積分微分(PID)控制器頻帶適應(yīng)范圍廣和調(diào)節(jié)方便的優(yōu)點,成功地用于ATV。

4 結(jié)束語

本文對ATV的軌道控制技術(shù)進行了綜述,ATV的軌道控制方案和技術(shù)值得在相關(guān)項目的研發(fā)中借鑒。

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