ATV交會(huì)飛行控制策略研究

朱仁璋 王鴻芳 徐宇杰 泉浩芳

(1 南京大學(xué),南京 210093)

(2 中國(guó)空間技術(shù)研究院,北京 100094)

(3 北京航空航天大學(xué),北京 100191)

1 引言

早在20 世紀(jì)80年代,歐洲航天局(ESA)就為赫爾墨斯-哥倫布艙(Hermes-Columbus)規(guī)劃研發(fā)交會(huì)對(duì)接技術(shù)。Columbus是“有人照料的自由飛行體”(M an-Tended Free-Flyer,MTFF),計(jì)劃與美國(guó)“自由”(Freedom)空間站對(duì)接;而Hermes是歐洲空間飛機(jī)(Spaceplane),計(jì)劃訪問(wèn)MTFF。Hermes-Columbus是一個(gè)龐大而復(fù)雜的空間規(guī)劃,它激發(fā)了歐洲人對(duì)載人航天的熱情與活力。然而,進(jìn)入20 世紀(jì)90年代后,受歐洲政治變化的影響,MTFF 與Hermes 項(xiàng)目被中止,東西方空間站規(guī)劃合并為“國(guó)際空間站”(ISS)。于是,歐洲航天局(ESA)開(kāi)始研發(fā)“自動(dòng)轉(zhuǎn)移飛行器”(ATV),計(jì)劃與“國(guó)際空間站”(ISS)交會(huì)對(duì)接,提供貨運(yùn)服務(wù)。[1]現(xiàn)在,ATV 第1次飛行已取得圓滿成功,歐洲人朝向載人飛行使命邁出了第一步。

ATV 規(guī)劃共有7次飛行,第1次飛行已于2008年3月至9月成功完成,第2個(gè)飛行器將于2011年2月發(fā)射。由于ATV是與ISS 交會(huì)對(duì)接,且ATV 本身也將朝向載人航天器方向發(fā)展,為歐洲未來(lái)的載人飛行進(jìn)行技術(shù)準(zhǔn)備,因此,ATV 需具有高品質(zhì)性能,并滿足嚴(yán)格的安全性要求。飛行控制的全自動(dòng)操作,高度自主性,以及嚴(yán)格的飛行安全性是ATV 使命的主要特點(diǎn)。

高度自主性主要體現(xiàn)在交會(huì)飛行階段。在這一階段的遠(yuǎn)距離交會(huì)期間,ATV 應(yīng)用“相對(duì)GPS”(RGPS)導(dǎo)航;而在最終逼近期間,應(yīng)用“視頻儀”(VDM)相對(duì)導(dǎo)航系統(tǒng)。ATV交會(huì)飛行自主導(dǎo)航系統(tǒng)可使飛行器在脫離地面控制情況下,實(shí)現(xiàn)自主交會(huì)對(duì)接與解除對(duì)接后的分離。為增強(qiáng)交會(huì)對(duì)接運(yùn)作的堅(jiān)固性與靈活性,地面與ISS 乘員可在必要時(shí)介入飛行控制。

關(guān)于飛行安全性保障,除軟件單元“使命與飛行器管理”(MVM)中的“故障探測(cè)、隔離與修復(fù)”(FDIR)及“逃離”(Escape)機(jī)動(dòng)功能外,ATV 還附加主系統(tǒng)功能“交會(huì)監(jiān)測(cè)與避撞”(RM CA)。RMCA分解為2個(gè)子功能:1)軟件單元“飛行控制監(jiān)測(cè)”(FCM);2)功能單元“鄰近飛行安全性”(PFS)。FCM 也在用于標(biāo)稱“制導(dǎo)、導(dǎo)航與控制”(GNC)的“故障容限計(jì)算機(jī)”(FTC)上運(yùn)行,但應(yīng)用不同于標(biāo)稱GNC系統(tǒng)的敏感器與運(yùn)作方式;而PFS 具有專用計(jì)算機(jī)(數(shù)據(jù)管理系統(tǒng)),即“監(jiān)測(cè)與安全保障單元”(MSU),MSU可在FTC 失效情況下執(zhí)行“避撞機(jī)動(dòng)”(CAM),安全撤退。CAM 不僅可自主觸發(fā)(Auto-CAM),在必要時(shí)還可由地面“ATV 控制中心”(ATV-CC)或ISS 乘員觸發(fā)(紅按鈕CAM)。因此,ATV 具有3層安全屏障,即MVM FDIR,FCM,PFS。逃離可從S0(RGPS 確定并投入使用的航向點(diǎn))直至對(duì)接前幾米的交會(huì)軌跡上的任一點(diǎn)開(kāi)始,而CAM可在更大范圍內(nèi)觸發(fā)。在任何情況下,安全性要求須在任意2次故障后得到滿足,在ATV施加CAM 后的自由漂移24h卷間內(nèi),ISS“警戒球”(KOS)應(yīng)保持不被侵入。

本文著重從交會(huì)飛行的自主性與安全性兩方面闡述ATV 飛行控制策略。關(guān)于ATV 頂層設(shè)計(jì)理念以及標(biāo)稱軌跡與制導(dǎo)、控制等基本設(shè)計(jì)方法,請(qǐng)參閱參考文獻(xiàn)[1]與[2]。

2 AT V 使命概述

2.1 結(jié)構(gòu)體系與通信鏈路[3-5]

2.1.1 結(jié)構(gòu)體系

ATV 使命結(jié)構(gòu)體系由“ATV系統(tǒng)”(內(nèi)部實(shí)體)及“外部實(shí)體”兩大部分組成。其中,“ATV系統(tǒng)”包括“ATV 飛行部分”與“ATV 地面部分”;“外部實(shí)體”涉及發(fā)射系統(tǒng),ISS,全球定位系統(tǒng)(GPS),中繼衛(wèi)星網(wǎng)(TDRSS 與Artemis),以及ATV 貨運(yùn)器用戶(參見(jiàn)圖1)。

2.1.2 通信鏈路

在整個(gè)使命期間,ATV 經(jīng)由“跟蹤與數(shù)據(jù)中繼衛(wèi)星系統(tǒng)”(TDRSS)與“阿特米斯”(Artemis)激光通信衛(wèi)星鏈路與ATV-CC 進(jìn)行通信聯(lián)絡(luò);在ISS 鄰近運(yùn)作(即調(diào)相后的交會(huì)及解除對(duì)接后的分離)期間,“鄰近鏈路”(Proximity Link)天線支持ISS 與ATV 之間直接的數(shù)據(jù)傳送。

盡管ATV 的許多分系統(tǒng)是自主的,但對(duì)所有階段(聯(lián)接階段除外),仍有許多飛行動(dòng)力學(xué)方面的任務(wù)在地面執(zhí)行。ATV-CC 負(fù)責(zé)ATV 軌道確定,軌道制導(dǎo)策略,以及ATV 地面監(jiān)測(cè)。另一方面,ISS 絕對(duì)軌道由“莫斯科使命控制中心”(M CC-M)與“休斯頓使命控制中心”(MCC-H)提供。當(dāng)需要時(shí),精確的碎片碰撞概率也由MCC-M 提供,這是基于ATV-CC 提供的ATV 軌道作出的。

歐洲航天局(ESA)的Artemis 承擔(dān)ATV 與ATV-CC 之間的通信任務(wù)。Artemis是數(shù)據(jù)中繼技術(shù)試驗(yàn)平臺(tái),且作為未來(lái)“歐洲數(shù)據(jù)中繼衛(wèi)星”(EDRS)系統(tǒng)的先導(dǎo)星。Artemis 預(yù)期工作至2013年,那時(shí)第一個(gè)EDRS 將被發(fā)射。在ATV 使命運(yùn)作中,TDRSS 不僅為ISS 與M CC-H 之間進(jìn)行數(shù)據(jù)傳送,而且也為ATV 與ATV-CC 之間的數(shù)據(jù)傳輸服務(wù)。此外,ISS的俄羅斯艙段與MCC-M 之間有直接的通信聯(lián)絡(luò)(ATV 控制中心與通道鏈路參見(jiàn)圖2)。

圖1 ATV 使命結(jié)構(gòu)體系Fig.1 ATV mission architecture

圖2 ATV 控制中心與通信鏈路[4]Fig.2 ATV Control Centre and communications link in operation

2.2 飛行器功能體系[3]

ATV 功能可劃分為兩級(jí)。第1級(jí)為“主系統(tǒng)功能”(M ain System Functions),定義為保證整個(gè)ATV 使命成功運(yùn)作的總體服務(wù)功能。第2級(jí)功能是實(shí)現(xiàn)第1級(jí)“主系統(tǒng)功能”的硬件系統(tǒng)與軟件集成單元,由“功能單元”(FU)與“軟件單元”(S U)組成?！肮δ軉卧卑布b置及相應(yīng)軟件;“軟件單元”僅含軟件,不含硬件。

第1級(jí)“主系統(tǒng)功能”共10 項(xiàng):1)飛行控制(FLC);2)對(duì)接與解除對(duì)接(DOC);3)對(duì)ISS的推進(jìn)支持;4)加注(REF);5)交會(huì)監(jiān)測(cè)與避撞(RM CA);6)安全模式(SUR);7)電能供應(yīng)(PSUP);8)熱管理(THM);9)貨運(yùn)設(shè)備與乘員接口(CACI);10)飛行器指令與控制(VCC)。

第2級(jí)“軟件單元”包括:1)制導(dǎo)、導(dǎo)航與控制(GNC);2)遙測(cè)遙控(TM TC);3)使命與飛行器管理(MVM);4)飛行控制監(jiān)測(cè)(FCM);5)參照系服務(wù)(FRM S)共5 項(xiàng)。

第2級(jí)“功能單元” 共14 項(xiàng):1)通信系統(tǒng)(COM);2)指令與監(jiān)測(cè)系統(tǒng)(CMS);3)電源系統(tǒng)(PWS);4)GNC 測(cè)量系統(tǒng)(GMS);5)推進(jìn)系統(tǒng)(PRO);6)對(duì)接與加注系統(tǒng)(DRS);7)太陽(yáng)發(fā)電系統(tǒng)(SGS,包括太陽(yáng)電池翼驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)及太陽(yáng)電池翼壓緊與釋放系統(tǒng)等);8)ATV/A5分離與接口系統(tǒng)(A5I);9)熱控制鏈(TCC);10)水與氣輸送系統(tǒng)(WGD);11)環(huán)境控制與生命保障(ECLS);12)外部監(jiān)測(cè)器件(EM A);13)數(shù)據(jù)處理系統(tǒng)(DPS);14)鄰近飛行安全性(PFS)。其中,“數(shù)據(jù)處理系統(tǒng)”(DPS)包含1臺(tái)“故障容限計(jì)算機(jī)”(F TC,含3臺(tái)DPU 數(shù)據(jù)處理單元),“鄰近飛行安全性”(PFS)包含2個(gè)“監(jiān)測(cè)與安全保障單元”(MSU)。

在“主系統(tǒng)功能”中,與飛行器自主控制及安全性關(guān)系最為密切的是“飛行控制”(FLC)及“交會(huì)監(jiān)測(cè)與避撞”(RM CA)?！帮w行控制”(FLC)包括軟件單元“制導(dǎo)、導(dǎo)航與控制”(GNC)與“參照系服務(wù)”(FRMS),以及功能單元“GNC 測(cè)量系統(tǒng)”(GMS)與“推進(jìn)系統(tǒng)”(PRO)?！敖粫?huì)監(jiān)測(cè)與避撞”(RMCA)包括軟件單元“飛行控制監(jiān)測(cè)”(FCM)與功能單元“鄰近飛行安全性”(PFS)。

2.3 ATV 飛行器構(gòu)型[3,6-10]

2.3.1 本體結(jié)構(gòu)

ATV 由“貨運(yùn)器”(Cargo Carrier)與“航天器功能艙”(Spacecraft Function M odule;即服務(wù)艙,Service M odule)組成(圖3)。貨運(yùn)器包括對(duì)接系統(tǒng),加壓艙(48m3)與不加壓艙(外部艙);航天器功能艙由電子設(shè)備艙與推進(jìn)艙組成,推進(jìn)艙外殼上裝有太陽(yáng)電池翼。ATV 發(fā)射質(zhì)量約20 000kg(受限于火箭運(yùn)載能力),其中干質(zhì)量(dry mass)約占一半,貨品與飛行器載推進(jìn)劑占另一半[6];全長(zhǎng)約10.3m(對(duì)應(yīng)對(duì)接桿伸出的全長(zhǎng);對(duì)接桿伸出時(shí)對(duì)接系統(tǒng)長(zhǎng) 991mm ,對(duì)接桿收回時(shí)對(duì)接系統(tǒng)長(zhǎng)516mm),飛行器最大直徑為4.5m,太陽(yáng)電池翼跨距22m ;太陽(yáng)陣提供功率4.8kW。

圖3 AT V 主要部件圖[3,10]Fig.3 ATV main components description

2.3.2 GNC 測(cè)量系統(tǒng)

“GNC 測(cè)量系統(tǒng)”(GM S)包含下列設(shè)備:1)4臺(tái)2-軸“陀螺儀組件”(GYRA);2)2臺(tái)“恒星跟蹤器”(S TR);3)3臺(tái)2-軸“加速度計(jì)”(ACCA);4)2臺(tái)“全球定位系統(tǒng)”(GPS)接收機(jī)(ISS 上還有2臺(tái)GPS 接收機(jī));5)2臺(tái)“視頻儀”(VDM);6)2臺(tái)“遠(yuǎn)距測(cè)向儀”(TGM)。此外,還有專用于施加“避撞機(jī)動(dòng)”(CAM)后(Post-CAM)的2臺(tái)“太陽(yáng)敏感器單元”(SSU)。

1)“陀螺儀組件”(GYRA)由4個(gè)雙軸“干式調(diào)諧陀螺儀”(DTG)組成,呈棱錐幾何構(gòu)形。G YRA提供ATV 慣性姿態(tài)速率測(cè)量信息。GYRA可容許2臺(tái)DTG 失效。DTG 漂移在ATV 上進(jìn)行估計(jì)與補(bǔ)償,這是基于估測(cè)精密的“恒星跟蹤器”(S TR)姿態(tài)測(cè)量數(shù)據(jù)。

2)“恒星跟蹤器”(ST R)是光學(xué)敏感器,由帶有遮光板的冷CCD 陣列組成,通過(guò)對(duì)照星上恒星表的星空目標(biāo)圖形識(shí)別,提供ATV 慣性姿態(tài)。在交會(huì)階段,2個(gè)“恒星跟蹤器”(S TR)處于熱備份的工作狀態(tài);除了這種情況,2個(gè)ST R 一起處于冷備份,用于自由飛行。

3)“加速度計(jì)組件”(ACCA)提供ATV 非引力加速度測(cè)量信息。ACCA容許一臺(tái)失效,且可探測(cè)第2 故障。加速度計(jì)在平穩(wěn)飛行期間進(jìn)行校準(zhǔn)。

4)GPS 接收機(jī)由天線與電子盒組成。GPS 測(cè)量信息在整個(gè)使命期間用于地面軌道測(cè)定,提供空間絕對(duì)位置與時(shí)間;在遠(yuǎn)距交會(huì)階段,也用于ATV上相對(duì)位置測(cè)量。(ISS 上的GPS 接收機(jī)提供相對(duì)GPS導(dǎo)航與PVt 信息。)

5)“視頻儀”(VDM)由激光二極管與帶有電子盒的CCD 陣列組成,在最后300m 內(nèi)提供測(cè)距與視線測(cè)量信息,且在最后30m 內(nèi)提供相對(duì)ISS的姿態(tài)測(cè)量信息。

6)“遠(yuǎn)距測(cè)向儀”(TGM)由激光二極管與帶有電子盒的旋轉(zhuǎn)鏡組成,在最后300m 內(nèi)提供測(cè)距、測(cè)距率及視線的測(cè)量信息。TGM 測(cè)量信息僅被RMCA功能應(yīng)用。

2.3.3 推進(jìn)系統(tǒng)

ATV“推進(jìn)系統(tǒng)”(PRO)包含兩類(lèi)推力器。一類(lèi)由4臺(tái)“軌道控制系統(tǒng)”(OCS)主推力器(每臺(tái)推力490N)組成,用于大推力軌道轉(zhuǎn)移(機(jī)動(dòng)速度超過(guò)5m/s),安裝在飛行器尾部(見(jiàn)圖4與圖5)。另一類(lèi)共28臺(tái)姿控推力器(每臺(tái)推力220N)用于姿態(tài)控制和小推力軌道機(jī)動(dòng)與交會(huì)(機(jī)動(dòng)速度低于5m/s),其中8臺(tái)安裝在飛行器前緣(4 組,每組2臺(tái),圖4中推力器21 至28),另20臺(tái)推力器安裝在飛行器后緣(4 簇,每簇5臺(tái),見(jiàn)圖4[9]與圖5)。在ISS 與ATV 聯(lián)接期間,這兩類(lèi)推力器均可為ISS 提供推進(jìn)支持,提升軌道高度。

2.4 標(biāo)稱飛行程序[2,7-8,11]

這里“標(biāo)稱飛行程序”是指通常情況下ATV 預(yù)定的飛行程序,不包含像ATV-JV所增加的飛行演示程序,也不包括應(yīng)對(duì)故障的應(yīng)急機(jī)動(dòng)飛行程序。按ATV 與ISS的相對(duì)距離以及相應(yīng)的導(dǎo)航手段,機(jī)動(dòng)方式與軌跡形態(tài),ATV 標(biāo)稱使命可分為下列6個(gè)階段,這些子階段以接口點(diǎn)(航向點(diǎn)或保持點(diǎn))作為起點(diǎn)與終點(diǎn)的標(biāo)識(shí)(見(jiàn)表1)。

1)發(fā)射與初軌階段(LEOP)。在這個(gè)階段,ATV 由阿里安-5(Ariane 5,簡(jiǎn)稱A5)火箭射進(jìn)初始軌道(見(jiàn)圖6),太陽(yáng)翼展開(kāi),推進(jìn)系統(tǒng)準(zhǔn)備就緒,且所需的GM S 啟動(dòng)。在該階段結(jié)束時(shí),ATV 處于安全的穩(wěn)定狀態(tài),準(zhǔn)備執(zhí)行調(diào)相機(jī)動(dòng)。

2)調(diào)相階段(Phasing)。在這一階段,ATV 進(jìn)行幾次大的助推機(jī)動(dòng),逐步提升到交會(huì)軌道高度,與此同時(shí),ATV 步步接近ISS,縮小相位角之差。調(diào)相階段終結(jié)在最后一次調(diào)相機(jī)動(dòng)點(diǎn)S-1/2,這一點(diǎn)位于ISS 之后39km,之下5km。最后一次調(diào)相機(jī)動(dòng)是軌道圓化機(jī)動(dòng),使ATV 相對(duì)ISS 作直線形漂移。在S-1/2 點(diǎn),ATV 與ISS 之間的“鄰近鏈路”(Proximity Link)開(kāi)始接通(參見(jiàn)圖7)。

3)交會(huì)階段(Rendezvous Phase)。這一段從直線形漂移軌道起點(diǎn)S-1/2開(kāi)始,直至ATV 與ISS的第1次接觸。沿交會(huì)軌道有航向點(diǎn)S-1/2,S0,S1,以及V-bar 上的位置保持點(diǎn)S2,S3,S4,S41。在交會(huì)階段,主系統(tǒng)功能RMCA處于激活狀態(tài)。

S-1/2至S0 的漂移飛行期為絕對(duì)GPS(AGPS)向相對(duì)GPS(RGPS)轉(zhuǎn)換的過(guò)渡階段。在S0,RGPS已建立,達(dá)到預(yù)期精度,可投入使用。交會(huì)階段可劃分為遠(yuǎn)距交會(huì)(Far Rendezvous)與近距交會(huì)(Close Rendezvous)兩部分。遠(yuǎn)距交會(huì)應(yīng)用相對(duì)GPS,近距交會(huì)應(yīng)用光學(xué)敏感器“視頻儀”(VDM)。遠(yuǎn)距交會(huì)包括預(yù)尋的(Pre-Homing)(S-1/2至S1),尋的(Homing)(S1至S2),以及接近(Closing)(S2至S3)三小段(圖8)。近距交會(huì)即最終逼近(Final Approach,S3至ATV 與ISS 首次接觸,見(jiàn)圖9與圖10)。“保持”(Hold)與受控后撤(Retreat)機(jī)動(dòng),可在這一階段的任何時(shí)刻被命令執(zhí)行。最終逼近包含最終逼近1(Final Approach 1)(S3至S4,見(jiàn)圖9)與最終逼近2(Final Approach 2)(S4至ATV 與ISS首次接觸,見(jiàn)圖9與圖10);而最終逼近2 又可分為兩部分,即最終逼近21(部分1)(S4至S41)與最終逼近22(部分2)(S41至首次接觸)。

圖4 ATV 外部敏感器與推力器Fig.4 External sensors and thrusters of ATV

圖5 ATV 主推力器與后緣的姿控推力器Fig.5 ATV main thrusters and attitude control thrusters in the rear-edge

表1 ATV交會(huì)航向點(diǎn)與保持點(diǎn)定義[8]Table1 ATV rendezvous way and hold points definitions

圖6 ATV 發(fā)射序列事件[11]Fig.6 ATV launch sequence

圖7 ATV 標(biāo)稱飛行程序[11]Fig.7 ATV nominal flight procedure

圖8 ATV交會(huì)階段與逼近橢球及警戒球[12]Fig.8 ATV rendezvous phase and Approach Ellipsoid and Keep-Out S phere

圖9 ATV 近距交會(huì)與警戒球及逼近走廊[12]Fig.9 ATV close rendezvous and Keep-Out Sphere and Approach Corridor

4)連接階段(Attached Phase)。ATV 被連接到ISS 上,對(duì)ISS 執(zhí)行所要求的服務(wù)。在這一階段,ATV FLC 與RMCA不工作。ATV 進(jìn)入“休眠模式”(dormant mode),僅執(zhí)行ATV分系統(tǒng)的熱控制。

5)解除對(duì)接與離開(kāi)階段(Dedocking and Departure Phase)。ATV 以一次助推離開(kāi)ISS的鄰近區(qū)域。在這個(gè)階段,主系統(tǒng)功能RM CA最后一次處于激活狀態(tài)。

6)降軌與再入階段(De-orbitation and Re-entry Phase):在經(jīng)歷軌道轉(zhuǎn)移與途中機(jī)動(dòng)后,通過(guò)2次助推進(jìn)行降軌,并執(zhí)行受控毀壞性大氣再入。

圖10 ATV 最終逼近第2 段(S4 至對(duì)接)[7]Fig.10 ATV Final Approach 2(from S4 to docking)

在初軌與調(diào)相階段以及分離后的降軌階段,一般用地心軌道要素描述ATV 相對(duì)地心的(絕對(duì))運(yùn)動(dòng);在交會(huì)階段與分離階段,一般用Hill 坐標(biāo)描述ATV 相對(duì)ISS的(相對(duì))運(yùn)動(dòng)[2]。為便于理解ATV接近ISS的飛行過(guò)程,將ATV 射入初始軌道后直至與ISS 對(duì)接的飛行程序,均以相對(duì)ISS的位置變化表示在圖7中。

2.5 ISS 安全區(qū)與界沿帶[7,12]

為確保交會(huì)與分離過(guò)程中的避撞安全性,對(duì)不同飛行階段,設(shè)定3個(gè)限行的安全區(qū)(Safety Zones),即“逼近橢球”(AE)、“警戒球”(KOS)與“逼近走廊”(AC),以及禁入的“界沿帶”(Clearance Corridor)。

1)逼近橢球(AE)(見(jiàn)圖8)。中心位于ISS 質(zhì)心的4km×2km×2km 的橢球,長(zhǎng)軸沿V-bar(Hill系x 軸),短軸沿R-bar(Hill 系z(mì) 軸)與H-bar(Hill系y 軸)。原則上,在保持點(diǎn)S2前(主要針對(duì)尋的段),ATV 軌跡不得進(jìn)入逼近橢球。

2)警戒球(KOS)(見(jiàn)圖9)。KOS 中心位于ISS質(zhì)心,圓球半徑為200m。原則上,保持點(diǎn)S3前(主要針對(duì)接近段),ATV 軌跡不得進(jìn)入警戒球。

3)逼近走廊(AC)(見(jiàn)圖9與圖10)。AC 呈圓錐形,位于警戒球內(nèi),開(kāi)口在警戒球面。在最終逼近第1 段(保持點(diǎn)S4前),AC 以V-bar為中心線,半錐角為8°;在最終逼近第2 段(S4至對(duì)接的最后20m),AC 以“對(duì)接單元接口平面”(DUP)縱軸為中心線,半錐角為4°。

4)界沿帶(Clearance Corridor)(見(jiàn)圖11)。界沿帶由ISS DUP(對(duì)接單元被動(dòng)部分)界面與ISS 包絡(luò)面界定。在ATV 與ISS 對(duì)接運(yùn)作與解除對(duì)接運(yùn)作(ATV 與ISS分離)期間,ATV 的任何部分不得侵犯“界沿帶”。

圖11 ISS 對(duì)接口“界沿帶”[7]Fig.11 Clearance Corridor of the ISS docking port

“逼近橢球”,“警戒球”與“逼近走廊”主要是對(duì)ATV 質(zhì)心運(yùn)動(dòng)軌跡的約束;而“界沿帶”則不僅針對(duì)ATV 對(duì)接桿頭部的運(yùn)動(dòng),也是對(duì)ATV 姿態(tài)運(yùn)動(dòng)提出的安全性限制。除了在飛行器標(biāo)稱制導(dǎo)設(shè)計(jì)時(shí)應(yīng)考慮安全軌跡外,在實(shí)際飛行期間,將由三重監(jiān)視(MVM FDIR,FCM,PFS)及應(yīng)急機(jī)動(dòng)(逃離與避撞機(jī)動(dòng))確保ISS的安全性。特別是,“避撞機(jī)動(dòng)”(CAM)不僅可由ATV 自主觸發(fā),還可由地面ATV-CC 或ISS 乘員應(yīng)用“紅按鈕CAM”(Red Button CAM)觸發(fā)。CAM是最后應(yīng)用的安全性手段。CAM是逆向助推(5m/s),它使ATV 以安全方式離開(kāi)ISS 達(dá)24h,無(wú)返回ISS 附近區(qū)域的危險(xiǎn)。CAM 由專用計(jì)算機(jī)“監(jiān)測(cè)與安全保障單元”(MSU)管理,而MSU 獨(dú)立于ATV 中心計(jì)算機(jī)(FTC)。在CAM 后,飛行器進(jìn)入“安全模式”,在FTC可繼續(xù)運(yùn)作情況下,FTC 須重新啟動(dòng),并重新注入相關(guān)的飛行信息。

2.6 小結(jié)

ATV 使命結(jié)構(gòu)體系由“ATV系統(tǒng)”(內(nèi)部實(shí)體)和“外部實(shí)體”兩大部分構(gòu)成。“ATV系統(tǒng)”包括ATV 飛行部分和地面部分,“外部實(shí)體”為發(fā)射ATV 與支持ATV 飛行的所有系統(tǒng)及其設(shè)施。以ATV-CC為中心的地面飛行控制系統(tǒng),中繼衛(wèi)星網(wǎng),GPS導(dǎo)航系統(tǒng),以及ATV 與ISS 之間的鄰近鏈路,確保飛行控制任務(wù)順利完成。

ATV 的功能體系分為兩級(jí),第1級(jí)為“主系統(tǒng)功能”;第2級(jí)為實(shí)現(xiàn)“主系統(tǒng)功能”的硬件與軟件集成單元。第2級(jí)的“功能單元”(FU)包含硬件,也含軟件;而“軟件單元”(SU)僅含軟件。

設(shè)定ISS“逼近橢球”,“警戒球”,“逼近走廊”特定區(qū)域及其準(zhǔn)入條件,通過(guò)應(yīng)急機(jī)動(dòng),可摒棄可能出現(xiàn)的不安全軌跡,避免ATV 與ISS 碰撞危險(xiǎn)。“界沿帶”針對(duì)對(duì)接運(yùn)作與分離期間的對(duì)接機(jī)構(gòu)相對(duì)位置提出約束;在此期間,ATV 的任何部位不得侵犯“界沿帶”,因此,這也是對(duì)ATV 對(duì)接桿頭部運(yùn)動(dòng)與ATV 相對(duì)姿態(tài)運(yùn)動(dòng)提出的約束。

3 飛行控制策略

這里需要說(shuō)明的是,對(duì)ATV 使命,廣義的飛行控制涵蓋“飛行控制”(FLC)與“交會(huì)監(jiān)測(cè)與避撞”(RM CA),以及“飛行器指令與控制”(VCC)等功能。狹義的飛行控制特指“飛行控制”(FLC)。“飛行控制”(FLC)負(fù)責(zé)實(shí)現(xiàn)正常情況下使命目標(biāo)的飛行控制與計(jì)劃的應(yīng)急管理;“交會(huì)監(jiān)測(cè)與避撞”(RM CA)主要應(yīng)對(duì)FLC 未能檢測(cè)出的故障,施加應(yīng)急機(jī)動(dòng),確保飛行安全。如前所述,RMCA包括軟件單元“飛行控制監(jiān)測(cè)”(FCM)與功能單元“鄰近飛行安全性”(PFS)。

3.1 導(dǎo)航功能[7,12]

ATV 姿態(tài)控制要應(yīng)對(duì)所有飛行階段的大量的姿態(tài)機(jī)動(dòng)與軌道機(jī)動(dòng),因此,在整個(gè)使命期間,ATV絕對(duì)姿態(tài)與角速率估計(jì)值,要以很高的可靠性自主連續(xù)地獲得。調(diào)相機(jī)動(dòng)是由地面ATV-CC 計(jì)算的,ATV 絕對(duì)位置與速度也要在地面被估計(jì),因此,ATV 接收到的GPS 粗?jǐn)?shù)據(jù)需下傳到地面ATV-CC。在鄰近運(yùn)作期間(交會(huì)對(duì)接階段及解除對(duì)接后的分離階段),相對(duì)狀態(tài)矢量在ATV 上獲得,且鄰近運(yùn)作需遵從ISS 鄰近區(qū)域安全性要求。遠(yuǎn)距交會(huì)僅需控制ATV 對(duì)ISS 質(zhì)心的相對(duì)位置與速度,而近距交會(huì)(最終逼近)需考慮對(duì)接機(jī)構(gòu)主動(dòng)部分(ATV DUA)與被動(dòng)部分(ISS DUP)之間的相對(duì)狀態(tài),包括最后約20m的相對(duì)姿態(tài)。對(duì)遠(yuǎn)距交會(huì),自然選擇相對(duì)GPS導(dǎo)航;而近距交會(huì)應(yīng)用光學(xué)敏感器相對(duì)導(dǎo)航,以滿足最終逼近GNC 的更高的精度要求。ATV 飛行期間的導(dǎo)航功能如表2和圖12所示。

表2 ATV 飛行期間的導(dǎo)航功能[12]Table2 ATV navigation function during flight phases

圖12 ATV 飛行控制中的導(dǎo)航功能Fig.12 ATV navigation function in flight control

1)全程絕對(duì)姿態(tài)導(dǎo)航。在整個(gè)飛行期間,應(yīng)用“絕對(duì)姿態(tài)與漂移估計(jì)”(AADE),連續(xù)估計(jì)飛行器姿態(tài)與角速率。AADE 應(yīng)用來(lái)自“陀螺儀組件”(GYRA)與“恒星跟蹤器”(S TR)的數(shù)據(jù),G YRA測(cè)量信息用于姿態(tài)傳播,而ST R 測(cè)量信息用于姿態(tài)更新。AADE 功能基于“陀螺-星體濾波器”的“傳播-更新”方案,3個(gè)并行濾波器執(zhí)行姿態(tài)與陀螺漂移的精確估計(jì),并具有1次故障或2次故障后的自主重構(gòu)能力。ATV 絕對(duì)姿態(tài)精度滿足交會(huì)敏感器指向及ISS 安全性“逼近走廊”的要求。在“安全”模式,專用“安全模式姿態(tài)估計(jì)”(AES)功能能夠以敏感器減少的降格模式,在與地面無(wú)任何聯(lián)系的情況下,提供完備的姿態(tài)與角速率解。

2)調(diào)相段絕對(duì)位置導(dǎo)航。軌道調(diào)相期間,應(yīng)用星上GPS 接收機(jī)的遙測(cè)數(shù)據(jù),在地面執(zhí)行絕對(duì)位置與速度估計(jì)。

3)遠(yuǎn)距交會(huì)相對(duì)位置導(dǎo)航。遠(yuǎn)距交會(huì)(預(yù)尋的,尋的,接近段)期間,應(yīng)用相對(duì)GPS(RGPS)導(dǎo)航。星上卡爾曼濾波器應(yīng)用ATV GPS 與ISS GPS 原始測(cè)量數(shù)據(jù),僅對(duì)ATV 相對(duì)軌跡的狀態(tài)矢量提供自主導(dǎo)航功能。GPS導(dǎo)航衛(wèi)星的原始測(cè)量數(shù)據(jù)(偽距與歲差動(dòng))是精確同步的,求差可消除電離層誤差。軟件單元“飛行控制監(jiān)測(cè)”(FCM)應(yīng)用ATV GPS與ISS GPS的精確解(PVt)作為監(jiān)測(cè)相對(duì)軌跡的獨(dú)立手段(見(jiàn)圖13)。此外,ISS 上的俄羅斯微波雷達(dá)基底系統(tǒng)Kurs 在保持點(diǎn)S2(在ISS 之后3.5km)啟動(dòng),用于ISS 乘員的軌跡監(jiān)測(cè)。

圖13 用于GNC-RGPS 和FCM-ΔPVt(相對(duì)GPS PVt)的不同的GPS 衛(wèi)星跟蹤[7]Fig.13 Different GPS satellites tracking used in GNC-RGPS and FCM-ΔPVt

4)近距交會(huì)相對(duì)位置與相對(duì)姿態(tài)導(dǎo)航。從保持點(diǎn)S3(在ISS 之后250m)直至對(duì)接為近距交會(huì)段(最終逼近段),這一段應(yīng)用光學(xué)交會(huì)敏感器,即“視頻儀”(VDM)與“遠(yuǎn)距測(cè)向儀”(TGM)。源自VDM測(cè)量信息的相對(duì)狀態(tài)(相對(duì)位置與相對(duì)姿態(tài))估計(jì)用于標(biāo)稱GNC 控制。從250m到20m(S3至S4)沿Vbar 方向的逼近應(yīng)用Far-RVDM;在最后20m(S4至對(duì)接)沿對(duì)接港軸逼近,應(yīng)用Close-RVDM。VDM數(shù)據(jù)經(jīng)導(dǎo)航濾波器與故障探測(cè)、隔離與修復(fù)(FDIR)算法處理,給出對(duì)接單元的主動(dòng)部分(ATV DUA)與被動(dòng)部分(ISS DUP)之間的相對(duì)位移與相對(duì)速度,以及在最后20m 內(nèi)的相對(duì)姿態(tài)。TGM 測(cè)量信息則用于“飛行控制監(jiān)測(cè)”(FCM)對(duì)相對(duì)位移與相對(duì)速度的監(jiān)測(cè)。

“視頻儀”(VDM)與“遠(yuǎn)距測(cè)向儀”(TGM)是基于光學(xué)敏感器與激光脈沖波的嶄新的相對(duì)導(dǎo)航技術(shù)。VDM 原理如下:激光照射安裝在ISS“星辰”(Zvezda)艙后端的“交會(huì)靶標(biāo)”(Rendezvous Target,RT)反射器,導(dǎo)致RT 在VDM CCD 上成像,RT 圖像經(jīng)處理可提供測(cè)距,視線(LOS)角,以及相對(duì)姿態(tài)的測(cè)量信息。TGM是主動(dòng)光電測(cè)量系統(tǒng)。TGM 測(cè)距測(cè)量基于飛行時(shí)間的測(cè)量,而TGM 視線(方向)測(cè)量是由生成激光掃描的反射鏡的角位置給出的。這樣,從最后300m(當(dāng)ATV 面向ISS)直至對(duì)接,ATV可跟蹤這些目標(biāo)。VDM 在標(biāo)稱GNC環(huán)路中運(yùn)作,并提供必要的FDIR層次;而TGM 以獨(dú)立的FCM 鏈用于GNC 監(jiān)測(cè)。在相距20m 處,位置估計(jì)的精度為幾十厘米(一般而言,距離越近,精度越高)。

5)“導(dǎo)航轉(zhuǎn)換有效性檢驗(yàn)”(N TVC)。NTVC評(píng)定交會(huì)(逼近與后撤)過(guò)程中連續(xù)導(dǎo)航鏈的有效性與一致性,即通過(guò)同時(shí)處理導(dǎo)航輸出,確認(rèn)導(dǎo)航模式RGPS/Far-RVDM/C lose-RVDM 之間的轉(zhuǎn)換。

6)“ISS 參數(shù)換算”(IPC)。IPC 功能與ISS GPS 數(shù)據(jù)連接,以計(jì)算ISS“當(dāng)?shù)厮脚c當(dāng)?shù)卮咕€”(LVLH)指向與ISS 姿態(tài),并用于ATV 絕對(duì)位置與速度計(jì)算的AGPS 解。

上述功能經(jīng)由“GNC 測(cè)量系統(tǒng)”(GM S)軟件與導(dǎo)航敏感器相連。GM S 軟件處理來(lái)自硬件(敏感器)的粗輸出,并發(fā)送所要求的功能數(shù)據(jù),這些數(shù)據(jù)與多種“故障探測(cè)與隔離”(FDI)報(bào)告相關(guān)。基于全冗余硬件,導(dǎo)航算法不僅可給出最佳估計(jì)值,而且具有多層“故障探測(cè)、隔離與修復(fù)”(FDIR)能力,保證故障情況下?tīng)顟B(tài)矢量的連續(xù)性。所有這些自主導(dǎo)航功能還向“ATV 控制中心”(ATV-CC)提供高水準(zhǔn)的監(jiān)測(cè)與控制。

3.2 飛行控制[7,13-14]

3.2.1 主系統(tǒng)功能“飛行控制”

ATV 主系統(tǒng)功能“飛行控制”(FLC)承擔(dān)星上標(biāo)稱飛行控制任務(wù):1)標(biāo)稱軌道(軌跡)控制:在標(biāo)稱模式下,在ATV 射入軌道后實(shí)現(xiàn)與ISS 交會(huì)對(duì)接,以及從ISS分離直到受控毀壞性大氣再入;2)標(biāo)稱姿態(tài)控制:按天線指向,太陽(yáng)電池陣對(duì)日定向,推進(jìn)方向,以及對(duì)接系統(tǒng)要求等控制ATV 姿態(tài)。

“飛行控制”(FLC)由功能單元“GNC 測(cè)量系統(tǒng)”(GMS),軟件單元“制導(dǎo)、導(dǎo)航與控制”(GNC),軟件單元“參照系服務(wù)”(FRM S),以及功能單元“推進(jìn)系統(tǒng)”(PRO)實(shí)現(xiàn)。GMS 提供ATV 動(dòng)力學(xué)的敏感器測(cè)量數(shù)據(jù)(信息)并管理相關(guān)故障。FRM S 給出太陽(yáng)方向與當(dāng)?shù)剀壍老?LOF)估計(jì)。GNC 接收來(lái)自GM S的測(cè)量信息,應(yīng)用FRMS 提供的資料估計(jì)ATV 運(yùn)動(dòng)學(xué)狀態(tài)(導(dǎo)航),計(jì)算被引導(dǎo)的運(yùn)動(dòng)學(xué)指令(制導(dǎo)),以及給推進(jìn)系統(tǒng)下達(dá)動(dòng)力學(xué)指令,即推力器點(diǎn)火指令(控制)。PRO 不僅執(zhí)行GNC 作出的推力器指令,也向GNC 提供質(zhì)量估計(jì),質(zhì)心位置與慣量,適用推進(jìn)配置,以及可供給的沖量估計(jì)等信息。

6 類(lèi)GM S 敏感器感知飛行狀態(tài)(位置與姿態(tài))及狀態(tài)變化(速度與角速率),而與PRO“推進(jìn)驅(qū)動(dòng)電子設(shè)備”(PDE)硬線相連的32臺(tái)推力器是飛控系統(tǒng)的執(zhí)行機(jī)構(gòu),最終執(zhí)行飛行器的軌道機(jī)動(dòng)與姿態(tài)機(jī)動(dòng)。由GMS 敏感器的觀測(cè)資料,至最后生成推力器的控制指令,是由主系統(tǒng)功能“飛行控制”(FLC)中的軟件部分(即GMS 軟件,GNC,FRM S,PRO 軟件)完成的。FLC 中的所有軟件均在“故障容限計(jì)算機(jī)”(FTC)中運(yùn)行,FTC 包含3臺(tái)數(shù)據(jù)處理器(DPU)。由ATV 推力器生成的力與力矩,通過(guò)ATV 動(dòng)力學(xué)效應(yīng),按ATV 動(dòng)力學(xué)規(guī)律改變ATV 的飛行狀態(tài)(飛行軌道與飛行器姿態(tài)),被GM S 敏感器感知,構(gòu)成閉環(huán)控制鏈(見(jiàn)圖14)。

圖14 ATV 飛行控制(FLC)閉環(huán)框圖Fig.14 ATV flight control closed-loop

3.2.2 標(biāo)稱GNC

3.2.2.1 標(biāo)稱GNC 功能ATV 飛行器軟件單元“制導(dǎo)、導(dǎo)航與控制”(GNC)是主系統(tǒng)功能“飛行控制”(FLC)的核心部分。其中,導(dǎo)航功能應(yīng)用“GNC 測(cè)量系統(tǒng)”(GM S)導(dǎo)航敏感器提供的實(shí)時(shí)測(cè)量信息,執(zhí)行規(guī)定參照系中現(xiàn)時(shí)姿態(tài)與位置的估計(jì),提供給制導(dǎo)與控制功能。制導(dǎo)功能依據(jù)導(dǎo)航功能提供的飛行器當(dāng)前狀態(tài)(current state)計(jì)算導(dǎo)向飛行器目標(biāo)狀態(tài)(aimed state)的運(yùn)動(dòng)學(xué)指令(如速度增量),提供給控制功能。控制功能依據(jù)導(dǎo)航功能提供的當(dāng)前狀態(tài)(初始運(yùn)動(dòng)學(xué)狀態(tài))與制導(dǎo)功能提供的運(yùn)動(dòng)學(xué)導(dǎo)引指令,計(jì)算動(dòng)力學(xué)指令(控制力與控制力矩),選擇推力器并確定其工作時(shí)間,生成推力器點(diǎn)火指令,提供給“推進(jìn)系統(tǒng)”(PRO)。

3.2.2.2 ATV GNC 特點(diǎn)

ATV GNC是飛行控制系統(tǒng)的組成部分,標(biāo)稱GNC 的主要特點(diǎn)如下:

1)陀螺/恒星(Gyro/Stellar)姿態(tài)導(dǎo)航具有不連續(xù)的比例微分(PD)或比例積分微分(PID)姿態(tài)控制器,包括對(duì)偏移模式(bending modes)的帶通濾波器(bandpass filter)以及帶有卡爾曼估計(jì)器的干擾力矩估計(jì)。

2)相對(duì)GPS 卡爾曼濾波器基于ATV 與ISS 之間的原始測(cè)量數(shù)據(jù)(偽測(cè)距與多普勒計(jì)數(shù))之差的應(yīng)用,以及C-W 線性化交會(huì)方程,應(yīng)對(duì)遠(yuǎn)距交會(huì)制導(dǎo)。

3)近距交會(huì)(最終逼近段)導(dǎo)航(軌道與姿態(tài))應(yīng)用光學(xué)敏感器VDM ,配合H-infinity 近距交會(huì)控制器,以及可滿足“保持/再繼續(xù)/后撤”需求的制導(dǎo)方案(參見(jiàn)圖15)。

4)基于力/力矩表的“推力器管理功能”(TMF)負(fù)責(zé)推力器選擇,將力與力矩需求轉(zhuǎn)化為點(diǎn)火指令。

圖15 ATV 最終逼近段標(biāo)稱GNC 姿態(tài)與位置策略[13]Fig.15 ATV nominal GNC attitude and position st rategy in Final Approach

5)GNC 也賦予飛行器“故障探測(cè)、隔離與修復(fù)”(FDIR)功能:在成功檢測(cè)出異常后,GNC 向“使命與飛行器管理”(MVM)發(fā)出警報(bào)信號(hào),并轉(zhuǎn)而施加隨后由MVM 要求的恢復(fù)動(dòng)作。而且,GNC 某些重要參數(shù)經(jīng)遙測(cè)被發(fā)送至地面,使ATV-CC可監(jiān)視飛行。

圖16表示ATV GNC 的體系結(jié)構(gòu)。

3.2.2.3 故障容限要求

關(guān)于故障容限,ATV GNC 滿足下列要求:

1)在1次故障檢出后,或在設(shè)備不同部件的2次故障情況下(連續(xù)的單一失效),ATV GNC算法保持運(yùn)行,可完成當(dāng)時(shí)正在進(jìn)行的運(yùn)作。

2)在導(dǎo)致失去標(biāo)稱與冗余設(shè)備雙硬件故障情況下,或1次硬件故障接著1次軟件故障情況下,或1次軟件故障之后,ATV GNC 仍可適合于觸發(fā)飛行器的“安全模式”。

圖16 ATV GNC 體系結(jié)構(gòu)[14]Fig.16 ATV GNC architecture

3.2.3 標(biāo)稱飛行控制操作

地面/ATV 上任務(wù)分配在使命期間的轉(zhuǎn)變,取決于相應(yīng)階段飛行動(dòng)力學(xué)反應(yīng)時(shí)間的重要性?；旧?ATV 自主性在交會(huì)期間增強(qiáng),以更好地應(yīng)對(duì)反應(yīng)性與安全性。地面/ATV 上任務(wù)分配綜合如下:

1)在交會(huì)以外的自由飛行期間:ATV-CC 執(zhí)行ATV 絕對(duì)軌道測(cè)定,制定助推策略與預(yù)見(jiàn)的機(jī)動(dòng)特性(長(zhǎng)期制導(dǎo));隨后的使命計(jì)劃被上傳到ATV 上,然后施加被要求的機(jī)動(dòng)(姿態(tài)導(dǎo)航,短期制導(dǎo),控制)。

2)在交會(huì)階段:ATV 自主執(zhí)行姿態(tài)與軌跡測(cè)定,在星上計(jì)算要實(shí)現(xiàn)的機(jī)動(dòng)(自主GNC);ATVCC 在使命的特定階段發(fā)送“GO”授權(quán)。

3)在緊急與(或)ISS 安全性受危害情況下,ATV-CC 執(zhí)行飛行器的地面監(jiān)測(cè)與觸發(fā)重構(gòu)或其他機(jī)動(dòng)。地面任務(wù)在“ATV 控制中心”(ATV-CC)執(zhí)行。ISS 乘員也部分涉入ATV 使命(交會(huì)、分離),主要為最后的交會(huì)監(jiān)測(cè)目的。連接ATV 的不同的通信鏈路如圖2所示。

標(biāo)稱GNC 接收下列3 類(lèi)指令:

1)模式指令(主要包括在“ATV 上使命計(jì)劃”(OM P)中):某些GNC 模式需要指令參數(shù)(助推/轉(zhuǎn)動(dòng)取向,ΔV 等),其他自主運(yùn)作。

2)軟件控制(主要包含在OM P 中):更新GNC內(nèi)部數(shù)據(jù)。

3)低階指令(LLC):由地面發(fā)送,主要用于應(yīng)急情況,更新內(nèi)部GNC 參數(shù)。

上述所有指令包括在地面“飛行器控制流程”(VCP)中,或ATV“星上使命計(jì)劃”(OM P)中。例如,對(duì)RGPS的初始相對(duì)狀態(tài)矢量和協(xié)方差(協(xié)變量)應(yīng)由ATV-CC 經(jīng)LLC 以規(guī)定的精度提供。軌道助推參數(shù)按模量與方向在地面被確定,并在OM P中發(fā)送。軌道控制參照系(參數(shù))經(jīng)VCP 或OMP發(fā)送。

ATV-CC 對(duì)標(biāo)稱GNC 的監(jiān)測(cè)是作為星上機(jī)構(gòu)的補(bǔ)充,ATV-CC 通過(guò)專用的地面“飛行器控制流程”(VCP)觸發(fā)地面警報(bào)與相關(guān)的恢復(fù)指令。GNC自身監(jiān)測(cè)某些算法(特別是導(dǎo)航算法)的運(yùn)行情況,它與GMS 測(cè)量信息接口。星上警報(bào)基于對(duì)內(nèi)部GNC 數(shù)據(jù)的觀測(cè),直接在GNC算法中實(shí)現(xiàn)。最經(jīng)常的情況是,在失效情況下,“恢復(fù)”是在星上決定的,根據(jù)具體情況進(jìn)行局部重構(gòu),改變使命計(jì)劃,執(zhí)行逃離機(jī)動(dòng)、撤退、或轉(zhuǎn)向安全狀態(tài)。在特定的使命階段,“恢復(fù)”行動(dòng)也可能不在ATV 上管理,而是將有關(guān)信息報(bào)告發(fā)送給ATV-CC,由地面作出適當(dāng)?shù)姆磻?yīng)。地面警報(bào)基于對(duì)遙測(cè)數(shù)據(jù)的觀測(cè)。如果參數(shù)值不正確(超越閾值),則地面警報(bào)由ATV-CC 生成,并經(jīng)由應(yīng)急“飛行器控制流程”(VCP)觸發(fā)應(yīng)對(duì)動(dòng)作。

3.3 飛行控制監(jiān)測(cè)(FCM)[7]

“飛行控制監(jiān)測(cè)”(FCM)是“飛行應(yīng)用軟件”(FAS)的一部分,FAS 在“故障容限計(jì)算機(jī)”(FTC)中運(yùn)作。在ATV 硬件或軟件的故障未能被ATV上“故障探測(cè)、隔離與修復(fù)”(FDIR)檢測(cè)出的情況下,FCM 基于專用導(dǎo)航敏感器測(cè)量信息與特殊算法,可檢測(cè)ATV 的異常行為,這種異常行為有可能導(dǎo)致危害ISS的不安全軌道。當(dāng)危急狀況被檢測(cè)出,FCM 向軟件單元“使命與飛行器管理”(MVM)發(fā)出警示信號(hào),從而觸發(fā)等待機(jī)動(dòng),逃離機(jī)動(dòng),或CAM ,這取決于被檢測(cè)出的故障及使命所處的階段。因此,對(duì)標(biāo)稱GNC 內(nèi)不能檢測(cè)出的任何故障,如控制軟件故障,FCM 提供了故障檢測(cè)補(bǔ)充,增強(qiáng)飛行安全性。

3.3.1 FCM 功能

FCM 的主要目的是:1)不依賴標(biāo)稱GNC 功能評(píng)定飛行器飛行控制性能;2)就相應(yīng)使命階段監(jiān)測(cè)ATV 狀態(tài)矢量,滿足安全性需求,即ATV 應(yīng)在任何1次故障后保持運(yùn)作(1FT),在2次故障后保持安全(2FT)。因此,FCM 具有將ATV 置于安全軌跡上的應(yīng)急機(jī)動(dòng)能力:1)在S1之前:等待機(jī)動(dòng)(由GNC 控制的自由漂移);2)在S1與對(duì)接之間:逃離機(jī)動(dòng)(由GNC 控制,沿V-bar 方向,ΔV=-4m/s);3)在逃離或分離期間:CAM 機(jī)動(dòng)(由MSU 控制,沿V-bar 方向,ΔV=-5m/s)。

FCM是FAS的一個(gè)軟件單元,這意味著沒(méi)有硬件被FCM 直接遙控。所有被FCM 應(yīng)用的硬件(即多種導(dǎo)航敏感器),由“GNC 測(cè)量系統(tǒng)”(GMS)啟動(dòng);同時(shí)GM S 也應(yīng)用“機(jī)內(nèi)測(cè)試設(shè)備”(BITE)與外部一致性檢驗(yàn),對(duì)這些敏感器進(jìn)行“故障探測(cè)、隔離與修復(fù)”(FDIR)。FCM 本身應(yīng)用GM S 提供的有效數(shù)據(jù),監(jiān)測(cè)算法,檢測(cè)故障。當(dāng)FCM 檢測(cè)出設(shè)備或系統(tǒng)的故障后,便向MVM 發(fā)出“警報(bào)”,觸發(fā)應(yīng)急機(jī)動(dòng)。在到達(dá)S3前,在FCM 警報(bào)后觸發(fā)的任一應(yīng)急機(jī)動(dòng)(逃離機(jī)動(dòng),或CAM)后,在短期限內(nèi)不得進(jìn)入“警戒球”(KOS);在近距交會(huì)(最終逼近與對(duì)接)與分離期間,應(yīng)急機(jī)動(dòng)軌跡不與“界沿帶”(clearance corridor)相交。

FCM 的特點(diǎn)在于應(yīng)用不同于GNC 的專用方法監(jiān)測(cè)ATV 狀態(tài)矢量,從而可在GNC FDIR 未能檢測(cè)出故障的情況下發(fā)現(xiàn)故障。FCM 的主要特性如下:1)在交會(huì)、分離與可能的應(yīng)急逃離機(jī)動(dòng)期間,應(yīng)用ACCA測(cè)量,監(jiān)測(cè)GNC 指令的所有助推。2)在S1與S3參照點(diǎn)之間,應(yīng)用ATV/ISS GPS PV t信息與ACCA測(cè)量信息,借助固定增益卡爾曼濾波器,監(jiān)測(cè)ATV 相對(duì)ISS 質(zhì)心的相對(duì)狀態(tài)矢量(位置與速度)。3)在S3與對(duì)接之間,應(yīng)用TGM 測(cè)距與視線(LOS)信息及ACCA測(cè)量信息,監(jiān)測(cè)相對(duì)“ISS俄羅斯對(duì)接港”(DUP)的ATV 相對(duì)狀態(tài)矢量。

3.3.2 專用導(dǎo)航設(shè)備

相對(duì)標(biāo)稱GNC,FCM 或是應(yīng)用不同的導(dǎo)航敏感器,或是應(yīng)用不同的算法。除了應(yīng)用GYRA與S TR 姿態(tài)導(dǎo)航,無(wú)GNC 輸出被用于FCM 狀態(tài)矢量的生成,這是因?yàn)榘丛O(shè)計(jì)絕對(duì)姿態(tài)導(dǎo)航具有高度堅(jiān)固性(2FT)。在不同階段,FCM 應(yīng)用的導(dǎo)航敏感器是:1)專用于RM CA的“加速度計(jì)組件”(ACCA);2)“遠(yuǎn)距測(cè)向儀”(TGM):熱備份的2個(gè)敏感器,從S3至對(duì)接可用;3)GPS PVt 測(cè)量信息:在遠(yuǎn)距交會(huì)(從S0至S3)期間,ISS GPS 數(shù)據(jù)(通過(guò)鄰近鏈路向ATV 傳送)與2臺(tái)ATV GPS 接收機(jī)(處于熱備份)被GNC 與FCM 應(yīng)用;但GNC 對(duì)它自己的RGPS導(dǎo)航濾波器應(yīng)用共用衛(wèi)星的粗?jǐn)?shù)據(jù),而FCM 應(yīng)用接收機(jī)直接提供的PV t 解(參見(jiàn)圖12)。

當(dāng)隔離在GMS級(jí)的第1個(gè)敏感器失效后,FCM 功能應(yīng)用備份的敏感器保持運(yùn)作。在同類(lèi)型敏感器第2個(gè)硬件失效后(如雙加速度計(jì)失效,雙GPS 接收機(jī)失效,或雙TGM 失效),與失效敏感器相關(guān)的FCM 服務(wù)停止。故障被GM S 和FDIR 檢測(cè)出后,即使GNC 及其相關(guān)的敏感器運(yùn)作正確,使命也因“等待機(jī)動(dòng)”或“逃離機(jī)動(dòng)”的執(zhí)行而中斷。對(duì)給定的ATV 飛行階段,FCM 監(jiān)測(cè)策略依賴要實(shí)現(xiàn)的ISS 安全性區(qū)域,現(xiàn)時(shí)ATV 動(dòng)力學(xué),應(yīng)急機(jī)動(dòng)(漂移、逃離與避撞機(jī)動(dòng))能力,以及所應(yīng)用的導(dǎo)航敏感器的性能。

3.4 鄰近飛行安全性(PFS)[7]

功能單元“鄰近飛行安全性”(PFS)提供最終安全性監(jiān)測(cè)與避撞機(jī)動(dòng)功能。PFS 應(yīng)用A級(jí)軟件(class ASW),在與“故障容限計(jì)算機(jī)”分隔開(kāi)的“監(jiān)測(cè)與安全保障單元”(MSU)上運(yùn)行,MSU 具有專用計(jì)算機(jī)與GNC 軟件。在鄰近運(yùn)作期間出現(xiàn)ATV雙故障情況下,PFS 功能將觸發(fā)“避撞機(jī)動(dòng)”(CAM),使飛行器在安全軌道上保持至少24h。

3.4.1 PFS 功能

“鄰近飛行安全性”(PFS)包括:1)專用數(shù)據(jù)管理系統(tǒng)“監(jiān)測(cè)與安全保障單元”(MSU),該系統(tǒng)與“故障容限計(jì)算機(jī)”(FTC)分隔開(kāi);2)專用電能源(不可再充電蓄電池);3)專用“推進(jìn)驅(qū)動(dòng)電子設(shè)備”(PDE)CAM 轉(zhuǎn)換器(在CAM 執(zhí)行期間,封閉PDE標(biāo)稱激勵(lì)器);4)與陀螺儀(DTG)、通信處理格式器(Communication Processor Formatter,CPF)及太陽(yáng)敏感器單元(SS U)相連的專用接口;5)PFS 專用的獨(dú)立于標(biāo)稱GNC 的控制CAM 的推力器(4個(gè)備用制動(dòng)推力器)。CAM可由自主檢測(cè)觸發(fā),也可被ISS 乘員觸發(fā),或由ATV-CC 觸發(fā)。PFS 除了應(yīng)用陀螺儀(DTG)外,還應(yīng)用專用太陽(yáng)敏感器單元(SSU)保證CAM 后的24小時(shí)期間的安全姿態(tài)控制。為了涵蓋主系統(tǒng)功能“飛行控制”(FLC)不能保證相對(duì)ISS 安全軌跡的極端情況(某些雙故障出現(xiàn),FTC SW 失效等),“鄰近飛行安全性”(PFS)功能在使命的自由飛行階段期間被啟動(dòng),從S3至對(duì)接以及在分離段,可遏制對(duì)ISS 不安全的自由漂移軌跡。

3.4.2 PFS 原理與特性

“鄰近飛行安全性”(PFS)功能依據(jù)下列原理:

1)PFS 與標(biāo)稱飛行控制及其監(jiān)測(cè)鏈分隔開(kāi),特別是與FAS分隔開(kāi),這是為了對(duì)任何標(biāo)稱鏈構(gòu)型,PFS可被啟動(dòng)。特別是PFS 功能體包括專用數(shù)據(jù)處理單元,即“監(jiān)測(cè)與安全保障單元”(MSU)(不同于DPU/FTC)以及專用電源。

2)整體單故障容限指令能力與ATV-CC/ISS觀測(cè)能力,通過(guò)專用鏈路,在MSU/CPF 接口處得到保證。

3)兩個(gè)MSU 通道以熱備份形式被實(shí)現(xiàn),稱為MSU1(主)與MSU2(備)。每個(gè)MSU 通道可指令4個(gè)相同的專用制動(dòng)推力器,這是通過(guò)CAM“推進(jìn)驅(qū)動(dòng)電子設(shè)備”(PDE)中的專用驅(qū)動(dòng)器實(shí)現(xiàn)的,不依賴于標(biāo)稱PRO“推進(jìn)驅(qū)動(dòng)電子設(shè)備”(PDE)。兩個(gè)MSU 通道在相同時(shí)間執(zhí)行相同運(yùn)作(“熱”冗余),MSU1(主)在需要時(shí)指令CAM ,而MSU2(備)控制MSU1 的健康狀態(tài)并可取代MSU1(主)。然而,一旦CAM 被觸發(fā),則在MSU1 與MSU2 之間不可能轉(zhuǎn)換。因此,CAM 執(zhí)行與隨后的Post-CAM 姿態(tài)控制是零故障容限(0FT)。

4)裝備MSU 的計(jì)算機(jī)軟件(MSU SW)歸類(lèi)為“A級(jí)軟件”(Asoftw are),以確保正確執(zhí)行(相比之下,FAS 歸類(lèi)為“C級(jí)軟件”)。它是歐洲空間工業(yè)中首個(gè)制作的A級(jí)軟件。

5)4個(gè)“干式調(diào)諧陀螺儀”(DTG)雖不是專用于PFS,但具有PFS 專用接口(電源,指令與監(jiān)測(cè))。這些接口使DTG 即使在失去其他電子設(shè)備鏈的情況下也能保持工作。2個(gè)DTG(每個(gè)DTG 提供2軸測(cè)量資料)連向每個(gè)MSU 通道,在每個(gè)MSU 通道獨(dú)立提供姿態(tài)導(dǎo)航與故障探測(cè)/隔離能力。

6)每個(gè)MSU 連通一個(gè)專用“太陽(yáng)敏感器單元”(SSU),允許在Post-CAM 執(zhí)行期間實(shí)現(xiàn)太陽(yáng)指向姿態(tài)控制。

PFS 執(zhí)行的CAM是確保飛行安全(不碰撞ISS)的最后的關(guān)鍵動(dòng)作,CAM 應(yīng)在2次故障情況下仍可觸發(fā)。為此,如上所述,PFS 具有以下很強(qiáng)的獨(dú)立性:1)PFS 具有專用數(shù)據(jù)處理系統(tǒng),即“監(jiān)測(cè)與安全保障單元”(MSU),這是一個(gè)與“故障容限計(jì)算機(jī)”(FTC,由3臺(tái)DPU 組成)分開(kāi)的獨(dú)立的系統(tǒng);2)CAM 應(yīng)用獨(dú)立于GNC 的推力器;3)具有獨(dú)立的“太陽(yáng)敏感器單元”(SS U)。

在MSU 軟件內(nèi),MSU-GNC算法負(fù)責(zé):1)在CAM 之前與CAM卷間,計(jì)算ATV 姿態(tài)與姿態(tài)速率;2)監(jiān)測(cè)專設(shè)的ATV 運(yùn)動(dòng)學(xué)走廊,這是為了在出現(xiàn)異常狀態(tài)時(shí)觸發(fā)Auto-CAM ,并且,最重要的是,在CAM 自身失效之前觸發(fā)Auto-CAM;3)依據(jù)速度、姿態(tài)與姿態(tài)率,控制CAM ΔV 的供給量,并且,在Post-CAM 階段期間,控制捕獲太陽(yáng)的機(jī)動(dòng)以及此后保持太陽(yáng)指向姿態(tài)的機(jī)動(dòng)。

3.5 飛行使命控制鏈

整個(gè)ATV 飛行使命控制鏈基本可用圖17與圖18表示。圖17表示星上控制鏈的主要部分(FLC,MVM,FCM ,PFS)之間的關(guān)系,以及與導(dǎo)航敏感器、ATV 推進(jìn)系統(tǒng)之間的關(guān)系。圖18表示飛行使命控制鏈的總體設(shè)計(jì)理念。

3.6 小結(jié)

1)在標(biāo)稱自主飛行中,ATV 姿態(tài)與軌道控制是由主系統(tǒng)功能“飛行控制”(FLC)實(shí)現(xiàn)的。FLC 應(yīng)用導(dǎo)航敏感器與作動(dòng)機(jī)構(gòu)等硬件;而FLC 中的軟件部分包含GNC,FRM S,以及GMS 與PRO 中的軟件單元。

2)“飛行控制監(jiān)測(cè)”(FCM)依據(jù)專用導(dǎo)航敏感器信息,檢測(cè)可能導(dǎo)致不安全軌跡的異常情況,向“使命與飛行器管理”(MVM)發(fā)出警示信號(hào),以增強(qiáng)ATV 故障檢測(cè)能力。

3)“使命與飛行器管理”(MVM)負(fù)責(zé)飛行階段與GNC 模式的管理,具有飛行器系統(tǒng)FDIR 與導(dǎo)航敏感器FDIR 功能,并可對(duì)“逃離”與“避撞機(jī)動(dòng)”(CAM)作出選擇。

圖17 主系統(tǒng)功能“飛行控制”與“交會(huì)監(jiān)測(cè)與避撞”總體概念[7]Fig.17 Overall concept of ATV FLC-RMCAmain functions

圖18 ATV 飛行使命控制鏈設(shè)計(jì)理念Fig.18 Design concept of the flight control chain for ATV mission

4)FCM,MVM ,以及FLC 中的軟件組成“飛行應(yīng)用軟件”(FAS)。FAS 在“數(shù)據(jù)處理系統(tǒng)”(DPS)中的“故障容限計(jì)算機(jī)”(FTC)上運(yùn)作。FAS 與FTC是ATV 標(biāo)稱飛行系統(tǒng)的重要組成部分,為ATV 正常飛行提供保障。

5)在ISS 鄰近區(qū)域飛行期間,包括交會(huì)階段與解除對(duì)接后的分離階段,根據(jù)不同階段導(dǎo)航精度的要求,應(yīng)用多種相對(duì)導(dǎo)航與飛行監(jiān)測(cè)方法,使飛行器具有自主執(zhí)行交會(huì)飛行使命的能力。

6)“鄰近飛行安全性”(PFS)可在必要時(shí)以其單獨(dú)的計(jì)算機(jī)(MSU)(MSU 與FTC分隔開(kāi))接替ATV 控制任務(wù)。MSU 具有自己的GNC 軟件,并可指令“避撞機(jī)動(dòng)”(CAM),確保飛行安全。

7)ATV 本身設(shè)置了3層故障檢測(cè)與應(yīng)急避險(xiǎn)措施(MVM FDIR,FCM ,PFS),可自主觸發(fā)CAM(Auto-CAM);不僅如此,ATV-CC 與ISS 乘員也參與相對(duì)軌跡監(jiān)測(cè),并可在緊急情況下直接觸發(fā)避撞機(jī)動(dòng)(紅按鈕CAM)。ATV 飛行控制策略最大限度地免除不安全軌跡,避免ATV 與ISS 碰撞的危險(xiǎn)。

4 AT V-JV 飛行演示

第1個(gè)ATV(ATV-1)以法國(guó)19 世紀(jì)著名科幻作家(儒勒·凡爾納)Jules Verne,(1828—1905年)命名,即ATV-Jules Verne(ATV-JV)。ATV-JV是歐洲第1個(gè)執(zhí)行軌道交會(huì)的航天器,于2008年3月9日由阿里安-5(A5)火箭發(fā)射,同年4月3日與“國(guó)際空間站”(ISS)自主對(duì)接后成功地連接在一起,成為ISS的一個(gè)艙段,為ISS 提供服務(wù)。2008年9月5日,ATV 從ISS 飛離;9月29日,按預(yù)定計(jì)劃在南太平洋地球大氣再入期間解體毀壞。按設(shè)計(jì)要求,ATV-JV 負(fù)有雙重使命:1)執(zhí)行自動(dòng)調(diào)相,交會(huì)對(duì)接,提升ISS 高度(演示回避碎片能力),以及解除對(duì)接、分離、降軌與再入機(jī)動(dòng),并進(jìn)行一系列附加的飛行控制驗(yàn)證演示;2)向空間站乘員補(bǔ)充給養(yǎng),向ISS 提供推進(jìn)劑、氣體與水,并卸載ISS 廢棄物。ATV-JV 飛行演示的主要目的是:1)驗(yàn)證星上自主交會(huì)對(duì)接功能;2)驗(yàn)證保證ISS 安全的應(yīng)急機(jī)動(dòng)能力。ATV-JV 加載了6t 推進(jìn)劑,用來(lái)支持驗(yàn)證飛行以及向ISS 提供推進(jìn)支持(提升軌道高度);此外,ATV-JV 載運(yùn)了860kg 燃料、270kg 水、20kg 氧,以及總重為1.3t 的干貨,在ATV-JV 與ISS 連接期間,從ATV-JV 轉(zhuǎn)移給ISS。

如前所述,一般的ATV 使命覆蓋6個(gè)階段:1)發(fā)射與初軌階段(LEOP);2)調(diào)相;3)交會(huì);4)連接;5)分離;6)降軌與再入。然而,包含驗(yàn)證目的的ATV-JV 使命覆蓋幾個(gè)不同的階段:1)LEOP ;2)調(diào)相及“避撞機(jī)動(dòng)”(CAM)等演示;3)演示日1;4)演示日2;5)演示日3(交會(huì)對(duì)接日);6)連接及再助推與姿控能力演示;7)分離;8)降軌與再入。

4.1 發(fā)射與初軌階段[8,15]

發(fā)射與初軌階段涵蓋了運(yùn)載火箭使命和ATV射入初軌后的最初幾個(gè)小時(shí),這幾個(gè)小時(shí)包括ATV調(diào)相初始化運(yùn)作。ATV-JV 發(fā)射時(shí)間為2008年3月9日,04 ∶03UT(世界時(shí))。發(fā)射場(chǎng)位于法屬圭亞那的庫(kù)魯(Kourou);僅有1 天的發(fā)射機(jī)會(huì),稱為“發(fā)射縫隙”(launch slot)。A5 第2級(jí)(上面級(jí))是進(jìn)行軌道圓化,避免低高度的無(wú)控再入。初軌高度約為260km,傾角與ISS 相同,為51.6°。在ATV/A5分離前4min,ATV 起動(dòng),發(fā)送遙測(cè)數(shù)據(jù)。初軌階段由“星上使命計(jì)劃”(OMP)自動(dòng)管理。ATV 在發(fā)射塔上發(fā)射前幾小時(shí),OM P 由ATV-CC 向ATV 輸入。一旦進(jìn)入軌道,ATV 執(zhí)行輸入的OM P 以及ATVCC 發(fā)送的一些遙控指令(為GPS 引導(dǎo)的軌道參數(shù))。下列運(yùn)作被執(zhí)行:1)啟動(dòng)序列;2)恒星跟蹤器的選擇與預(yù)熱;3)太陽(yáng)電池陣展開(kāi);4)“鄰近鏈路”(Proximity Link)天線的展開(kāi);5)GPS 引導(dǎo);6)姿態(tài)定向;7)向“偏航導(dǎo)引”(YS)姿態(tài)模式變換。對(duì)地面設(shè)施,最初的軌道計(jì)算基于GPS 數(shù)據(jù),并與TDRSS跟蹤數(shù)據(jù)相關(guān)。

4.2 調(diào)相階段[8,15]

調(diào)相段目的是以要求的精度將ATV 從交付軌道(運(yùn)載火箭射入的初軌)轉(zhuǎn)移到ISS 附近,以便星上GNC 能夠自主執(zhí)行與ISS的交會(huì)對(duì)接。ATVCC 作出轉(zhuǎn)移機(jī)動(dòng)計(jì)算并發(fā)出機(jī)動(dòng)指令。在調(diào)相期間,進(jìn)行“避撞機(jī)動(dòng)”(CAM)演示。

調(diào)相期間驗(yàn)證的功能是“演示日1”執(zhí)行安全逼近與“逃離”演示的關(guān)鍵項(xiàng)目,即:1)姿態(tài)控制:驗(yàn)證ATV 在“偏航導(dǎo)引”姿態(tài)模式,“地球指向”模式,以及在兩種姿態(tài)模式轉(zhuǎn)動(dòng)機(jī)動(dòng)期間,具有期望精度的姿態(tài)控制能力。2)絕對(duì)GPS:驗(yàn)證ATV-CC 以ATV G PS 測(cè)量信息執(zhí)行軌道導(dǎo)航的能力,驗(yàn)證ATV 上接收機(jī)PVt 解的高品質(zhì)。3)軌道控制:驗(yàn)證ATV 以期望精度執(zhí)行類(lèi)似“逃離”的軌道機(jī)動(dòng)的能力。4)“避撞機(jī)動(dòng)”(CAM):CAM是調(diào)相段期間的主要演示項(xiàng)目。CAM是確保ISS 安全性的最后措施。

圖19表示ATV-JV 的調(diào)相與停泊程序。停泊點(diǎn)位于V-bar,在空間站之前2 000km。設(shè)置停泊點(diǎn)是為了避開(kāi)航天飛機(jī)S TS 123 的返回飛行。就在S TS 123 著陸后,ATV-JV 離開(kāi)停泊點(diǎn),進(jìn)入ISS 之上的12km 高度的軌道,從而使ATV 以約75km/h的相對(duì)速度漂移到ISS的后面,并執(zhí)行轉(zhuǎn)移機(jī)動(dòng),到達(dá)航向點(diǎn)S-1/2(AGPS 向RGPS導(dǎo)航的過(guò)渡點(diǎn)),從S-1/2點(diǎn)開(kāi)始“演示日1”。

ATV-JV 避撞機(jī)動(dòng)是5m/s 的逆向機(jī)動(dòng),CAM之后,飛行器進(jìn)入安全模式,安全模式是一個(gè)不超過(guò)24h 的零故障容限狀態(tài)。CAM可以在應(yīng)急狀態(tài)下被觸發(fā),以避免與ISS 碰撞。這個(gè)功能在每次交會(huì)飛行中作為保護(hù)ISS 免除安全性危險(xiǎn)的最后一個(gè)星上資源。

4.3 演示日1[8,15]

“演示日1”(Demo Day 1)的起點(diǎn)與結(jié)束點(diǎn)均為“過(guò)渡點(diǎn)”(transition point)S-1/2。點(diǎn)S-1/2位于ISS 39km 之后,5km 之下。在這一點(diǎn),ATV-JV 被指令向ISS 之后3.5km 且相同高度的保持點(diǎn)S2逼近。在點(diǎn)S2,ATV-CC 指令飛行器執(zhí)行“逃離”機(jī)動(dòng)。逃離機(jī)動(dòng)將ATV-JV 轉(zhuǎn)移至ISS的前向,并經(jīng)一系列軌道機(jī)動(dòng),使飛行器返回到起點(diǎn)S-1/2,結(jié)束“演示日1”(見(jiàn)圖20、圖21)。

圖19 ATV-JV 轉(zhuǎn)移、調(diào)相與停泊序列[15]Fig.19 ATV-JV transfer,phasing and parking sequence

圖20 ATV-JV 離開(kāi)停泊點(diǎn)至演示日[15]Fig.20 AT V-JV from parking to demonstration days

圖21 ATV-JV 演示日1[15]Fig.21 ATV-JV Demo Day 1

演示日1 在ATV-CC 發(fā)出“GO”指令后,以預(yù)尋的段開(kāi)始,最早在S-1/2,最遲在S0。在到達(dá)S-1/2不到幾分鐘,為了RGPS 濾波器初始化,ATV-CC 向星上發(fā)送預(yù)測(cè)估計(jì)的ATV 對(duì)ISS的相對(duì)位置和速度。在這個(gè)階段期間,尋的段助推序列與量值由ATV 自主計(jì)算,這是基于ATV 上RGPS 并應(yīng)用閉環(huán)控制算法,該算法應(yīng)用C-W 方程。ATV-CC 在ATV 上助推計(jì)算和相對(duì)于ISS的軌跡安全性確認(rèn)后,對(duì)尋的段給出“GO”指令。尋的段助推將ATV置于ISS 之后3 500m ,之上100m 的S2 位置保持點(diǎn)。

在S2位置保持點(diǎn)期間,ATV 處于“偏航導(dǎo)引”姿態(tài)模式,并以類(lèi)似尋的段逼近的策略作出接近機(jī)動(dòng)計(jì)算。同時(shí)俄羅斯微波雷達(dá)基底系統(tǒng)Kurs 被激活,為ISS 乘員提供在S3的相對(duì)距離,以證實(shí)ATV不會(huì)在接近段進(jìn)入警戒球(KOS)。然而,在“演示日1”期間,ATV 沒(méi)有從S2點(diǎn)繼續(xù)向ISS 逼近,相反,ATV-CC 觸發(fā)了一個(gè)“逃離”(Escape)遙控指令?！疤与x”為4m/s 的逆向機(jī)動(dòng),這是第1次演示“逃離”機(jī)動(dòng),稱之為“逃離1”(Escape 1),由ATV上標(biāo)稱GNC 執(zhí)行。在S2點(diǎn)進(jìn)行的這一系列運(yùn)作是為了在進(jìn)入ISS“逼近橢球”(AE)之前,脫線完成對(duì)遠(yuǎn)距交會(huì)GNC(基于RGPS)、FCM ,以及“逃離”能力的驗(yàn)證演示。

“演示日1”的主要目的是:1)顯示ATV可應(yīng)用相對(duì)G PS 執(zhí)行與ISS的相對(duì)導(dǎo)航,成功安全地將ATV 機(jī)動(dòng)至V-bar 保持點(diǎn)S2(S2位于ISS 后3.5km,在相同軌道高度);2)演示ATV 執(zhí)行“逃離”(Escape)機(jī)動(dòng)的能力。逃離機(jī)動(dòng)可由ATV 自主觸發(fā),或由ATV-CC,或由ISS 乘員觸發(fā),它由ATV 主計(jì)算機(jī)執(zhí)行,可提供4m/s 的逆向機(jī)動(dòng)速度。與CAM 一樣,“逃離”是ATV 保證ISS 安全性的第2 種方法,但在逃離情況下,ATV 不進(jìn)入“安全模式”。

“演示日1”期間的驗(yàn)證目的包括:1)RGPS 相對(duì)導(dǎo)航:應(yīng)用的ATV 標(biāo)稱RGPS 相對(duì)導(dǎo)航(在自由漂移和軌道機(jī)動(dòng)期間)以足夠的精度為尋的段與接近段制導(dǎo)應(yīng)用,安全控制遠(yuǎn)距交會(huì)軌跡。2)FCM導(dǎo)航:FCM導(dǎo)航基于ATV 與ISS PV t 解之差,并經(jīng)加速度計(jì)數(shù)據(jù)濾波,足夠精確地防止ATV 飛入一個(gè)不安全的軌道即使在遠(yuǎn)距交會(huì)段任何一點(diǎn)交會(huì)中止或“逃離”被需要的情況下。3)尋的助推:尋的助推在星上計(jì)算并被執(zhí)行,使ATV到達(dá)目標(biāo)S2點(diǎn),且ATV 實(shí)際軌跡對(duì)ISS是安全的:這是在ATVCC“飛行動(dòng)力學(xué)”實(shí)時(shí)監(jiān)測(cè)下驗(yàn)證的。4)逃離機(jī)動(dòng):逃離機(jī)動(dòng)在預(yù)料偏差內(nèi)執(zhí)行,將ATV 帶至相對(duì)ISS安全的軌道。5)后逃離1:在逆向逃離機(jī)動(dòng)后,ATV在空間站下面和前方漂移。“后逃離”機(jī)動(dòng)序列將ATV 帶到圍繞空間站的軌跡上,以要求的精度再次到達(dá)S-1/2航向點(diǎn),準(zhǔn)備執(zhí)行新的交會(huì)序列。

4.4 演示日2[8,15]

ATV-JV“演示日2”(Demo Day 2)交會(huì)運(yùn)作的最初一段與“演示日1”期間飛過(guò)的的階段相同:預(yù)尋的、尋的,以及S2位置保持點(diǎn)。然而這一次,在S2保持點(diǎn),ATV 接受來(lái)自ATV-CC 的“GO”指令,經(jīng)4次機(jī)動(dòng),到達(dá)位于ISS 之后250m 的S3位置保持點(diǎn),因此進(jìn)入ISS“逼近橢球”(AE)。在S3位置保持點(diǎn)期間,ATV 執(zhí)行了從“偏航導(dǎo)引”姿態(tài)模式到“地球指向”姿態(tài)模式的轉(zhuǎn)動(dòng),并對(duì)“視頻儀”(VDM)與“遠(yuǎn)距測(cè)向儀”(TGM)導(dǎo)航進(jìn)行檢驗(yàn),實(shí)現(xiàn)由GPS導(dǎo)航向VDM/TGM導(dǎo)航的轉(zhuǎn)換。從S3開(kāi)始,ATV執(zhí)行沿LVLH 系x 方向的受迫平移,進(jìn)入ISS“警戒球”(KOS),直至位置保持點(diǎn)S4。這個(gè)階段被稱為“最終逼近1”。這一階段GNC 基于“視頻儀”(VDM)導(dǎo)航,平移運(yùn)動(dòng)遵從預(yù)定的速度變化率,并且由應(yīng)用“遠(yuǎn)距測(cè)向儀”(TGM)的“飛行控制監(jiān)測(cè)”(FCM)進(jìn)行實(shí)時(shí)軌道監(jiān)測(cè)。在這個(gè)逼近過(guò)程中,進(jìn)行了“后撤”,“保持”和“恢復(fù)”驗(yàn)證演示:1)“后撤”機(jī)動(dòng)是一個(gè)逆向機(jī)動(dòng)。在“演示日2”期間這個(gè)機(jī)動(dòng)在距ISS 140m 處被觸發(fā)。2)“保持”機(jī)動(dòng)旨在維持ATV 在離ISS 固定的距離。在“演示日2”期間,“保持”機(jī)動(dòng)在“后撤”機(jī)動(dòng)執(zhí)行后觸發(fā),使飛行器停止在相對(duì)距離為150m 的保持點(diǎn)。3)“恢復(fù)”機(jī)動(dòng)使處于“保持”狀態(tài)的ATV 恢復(fù)逼近序列。在“演示日2”期間,“恢復(fù)”機(jī)動(dòng)在“保持”機(jī)動(dòng)約3min 后觸發(fā),使飛行器進(jìn)駐離ISS 20m 的保持點(diǎn)S4。

在位置保持點(diǎn)S4卷間,ATV 從“地球指向”姿態(tài)模式轉(zhuǎn)換為ISS 相對(duì)姿態(tài)模式,后者基于視頻儀相對(duì)姿態(tài)導(dǎo)航。最終逼近制導(dǎo)在于沿ISS 對(duì)接港縱軸的受迫平移,ATV 對(duì)接桿頭保持對(duì)準(zhǔn)ISS 對(duì)接港,并將ISS 動(dòng)力學(xué)引發(fā)的周期性相對(duì)運(yùn)動(dòng)濾除掉。因此相對(duì)姿態(tài)上的變動(dòng)意味著ATV 質(zhì)心位置相對(duì)于對(duì)接桿頭部的修正。ATV-CC 給出向最終逼近2的“GO”指令,將ATV 置于離空間站12m 的S41位置保持點(diǎn)。ATV 在“演示日2”不對(duì)接。相反,ISS乘員指令A(yù)TV“后撤”至S4,并在S4觸發(fā)“逃離”指令,這是第2次“逃離”機(jī)動(dòng),稱之為“逃離2”。類(lèi)似“演示日1”的“逃離”機(jī)動(dòng),在第2次“逃離”機(jī)動(dòng)后,ATV 轉(zhuǎn)移ISS的前方,經(jīng)一系列軌道機(jī)動(dòng)后,ATV又回到起點(diǎn)S-1/2,再一次準(zhǔn)備新的交會(huì)序列(見(jiàn)圖22)。

圖22 ATV-JV 演示日2[15]Fig.22 ATV-JV Demo Day 2

“演示日2”期間的驗(yàn)證目標(biāo)包括:1)評(píng)估交會(huì)敏感器VDM 與TGM 提供一致的數(shù)據(jù)。2)驗(yàn)證ATV 在最終逼近期間執(zhí)行受迫平移和相對(duì)姿態(tài)導(dǎo)航的能力(包括ATV-CC 或乘員指令的“后撤”,“保持”與“恢復(fù)”的能力。3)顯示在近距離內(nèi)的軌跡性能非常接近或在對(duì)接機(jī)構(gòu)要求內(nèi)。4)證實(shí)FCM導(dǎo)航數(shù)據(jù)是計(jì)算正確,在預(yù)期偏差范圍內(nèi)。5)檢測(cè)在近距離執(zhí)行的“逃離”能維持相對(duì)ISS 結(jié)構(gòu)安全的ATV 姿態(tài)動(dòng)力學(xué)。

4.5 演示日3[15]

“演示日1”與“演示日2”飛行試驗(yàn)成功后,2008年4月3日,ATV 再次逼近ISS,進(jìn)行首次對(duì)接試驗(yàn)。在到達(dá)離ISS 250m 保持點(diǎn)S3后,ATV 計(jì)算機(jī)應(yīng)用VDM 與TGM 數(shù)據(jù)進(jìn)行最終逼近與對(duì)接機(jī)動(dòng)的計(jì)算。ATV 逼近ISS的速度為7cm/s。當(dāng)ATV-JV 離空間站更近時(shí),ATV-CC 飛控人員導(dǎo)引ATV 以預(yù)先確定的方式向ISS 逼近。ISS 乘員應(yīng)用“星辰”號(hào)艙中的Simvol 屏監(jiān)視ATV 逼近過(guò)程。如果ATV 越出預(yù)先確定的逼近走廊,ISS 乘員將啟動(dòng)CAM。逼近需要得到“莫斯科使命控制中心”(MCC-M)獲準(zhǔn),這是因?yàn)锳TV是與ISS的俄羅斯“星辰”號(hào)艙段對(duì)接。MCC-M 與“休斯頓使命控制中心”(M CC-H)的全面協(xié)調(diào)配合是需要的,它們要為整個(gè)ISS 負(fù)責(zé)。對(duì)逼近的每一步,ATV 均執(zhí)行自動(dòng)操作機(jī)動(dòng)。

4.6 連接階段[8,15]

2008年4月3日16 ∶45,由圖盧茲(Toulouse)法國(guó)國(guó)家空間中心(CNES)飛控人員運(yùn)作,在與M CC-M,MCC-H ,以及ISS 乘員共同協(xié)作下,ATVJV 聯(lián)接在ISS 上,成為ISS的一個(gè)新艙段。在聯(lián)接階段的驗(yàn)證目標(biāo)為:1)評(píng)估推力器再助推的“碎片回避機(jī)動(dòng)”(DAM)能力:ATV 推力器對(duì)ISS的再助推能力評(píng)估,旨在證實(shí)執(zhí)行DAM 的能力。再助推是使用2個(gè)“軌道控制系統(tǒng)”(OCS)推力器的1m/s 的正向機(jī)動(dòng)。驗(yàn)證在于證實(shí)DAM 給出期望的ΔV,也在于增加使用ATV 正確執(zhí)行DAM 的置信度。2)評(píng)估ATV 推力器對(duì)28個(gè)姿態(tài)控制的能力:姿態(tài)控制測(cè)試在于將ISS 繞所有3 軸正向和負(fù)向旋轉(zhuǎn)5°。

4.7 分離、降軌與再入[9]

2008年9月5日,按ATV-CC 指令,ATV 掛鉤松開(kāi),解除對(duì)接;在星辰號(hào)艙(Zvezda)對(duì)接口上的彈簧機(jī)構(gòu)作用下,ATV 以5cm/s 的速度被緩慢地推離ISS,處于自由漂移狀態(tài)。此時(shí),ATV CAM系統(tǒng)被ATV-CC 恢復(fù)運(yùn)作并重新開(kāi)始飛行控制監(jiān)測(cè)。

解除對(duì)接1min 后,ATV 離ISS 3m 距離,在這一點(diǎn),標(biāo)稱離開(kāi)推進(jìn)開(kāi)始。離開(kāi)推進(jìn)應(yīng)用較小的姿控推力器,作用5min,使ATV 飛離ISS(并慢速向下),直至相對(duì)速度達(dá)4m/s,推力器點(diǎn)火由星上計(jì)算。

解除對(duì)接22min 后,ATV 在ISS 之下5km 高度處通過(guò)。ATV 此時(shí)處于所謂“偏航導(dǎo)引”(YS)姿態(tài),為ATV 提供相對(duì)太陽(yáng)的最佳方位,以利于太陽(yáng)電池陣對(duì)日定向。因ATV 已處于足夠安全的距離,ATV-CC可關(guān)斷Auto-CAM系統(tǒng),監(jiān)測(cè)與安全保障單元(MSU),以及ISS 與ATV 之間的鄰近鏈路(Proximity Link)。同時(shí),軌道控制參照系(Orbital Control Frame,OCF)被激活。OCF是星上計(jì)算ATV 飛行軌跡的GNC 軟件的一部分,飛行軌跡計(jì)算應(yīng)用來(lái)自ATV-CC 的上傳數(shù)據(jù)。

在ATV 離開(kāi)階段,ATV 避開(kāi)了俄羅斯“進(jìn)步”號(hào)(Progress)貨運(yùn)飛船(9月10日發(fā)射,9月12日與ISS 對(duì)接),在經(jīng)歷了多次軌道轉(zhuǎn)移與軌道修正機(jī)動(dòng)后,于2008年9月29日到達(dá)降軌/再入接口點(diǎn)。ATV 從這一點(diǎn)開(kāi)始降軌/再入程序,確保ATV 殘留物落向太平洋預(yù)定區(qū)域。

4.8 小結(jié)

ATV-JV是歐洲第一個(gè)軌道交會(huì)飛行器,也是至今歐洲執(zhí)行的最復(fù)雜的空間使命。在長(zhǎng)達(dá)6個(gè)月的飛行期間,飛行器設(shè)備或分系統(tǒng)沒(méi)有發(fā)生任何故障,地面飛行控制站也沒(méi)有上傳必需的軟件或插入程序補(bǔ)碼。ATV-JV 成功完成了交會(huì)飛行驗(yàn)證演示,與ISS 對(duì)接,向ISS 輸送物資與給養(yǎng),并為ISS提供推進(jìn)服務(wù)。此外,ATV 以精確的GNC 閉環(huán)補(bǔ)償,實(shí)現(xiàn)優(yōu)于10cm 的對(duì)接精度(ATV-JV 實(shí)際約為1.5cm)。ATV-JV 以多項(xiàng)交會(huì)技術(shù)創(chuàng)新,圓滿完成了飛行驗(yàn)證演示與服務(wù)ISS的雙重使命(見(jiàn)圖23、圖24)。

ATV-JV 實(shí)現(xiàn)了下列技術(shù)創(chuàng)新:1)首次應(yīng)用相對(duì)GPS 技術(shù),實(shí)現(xiàn)自主遠(yuǎn)距交會(huì);2)首次完全基于光學(xué)敏感器,實(shí)現(xiàn)高度自主的全自動(dòng)操作的近距交會(huì)(最終逼近)與對(duì)接;3)在一次飛行中成功完成交會(huì)驗(yàn)證演示與服務(wù)空間站的雙重使命。

圖23 ATV-JV 飛行照片F(xiàn)ig.23 ATV-JV f light photos

5 結(jié)束語(yǔ)

ATV 規(guī)劃是歐洲通向載人航天飛行的重要里程碑。ATV 的主要特點(diǎn)是:1)使命全程全自動(dòng)操作;2)貨運(yùn)器加壓艙具有環(huán)控生保系統(tǒng),ISS 乘員可進(jìn)入工作;3)對(duì)遠(yuǎn)距交會(huì),首次應(yīng)用相對(duì)GPS 技術(shù),實(shí)現(xiàn)自主導(dǎo)航,并應(yīng)用ATV/ISS GPS PVt 進(jìn)行飛行控制監(jiān)測(cè);4)對(duì)近距交會(huì)(最終逼近),首次應(yīng)用“視頻儀”(VDM)實(shí)現(xiàn)自主導(dǎo)航,并應(yīng)用“遠(yuǎn)距測(cè)向儀”(TGM)進(jìn)行飛行控制監(jiān)測(cè);5)“鄰近飛行安全性”(PFS)的“避撞機(jī)動(dòng)”(CAM)功能確保飛行器滿足2次故障下的安全性要求;6)交會(huì)對(duì)接飛行驗(yàn)證演示與對(duì)ISS 提供服務(wù)相結(jié)合。ATV 的上述特點(diǎn)直接通往歐洲未來(lái)載人飛行的相關(guān)技術(shù),為歐洲未來(lái)載人飛行使命服務(wù)。

圖24 ATV-JV 飛行狀態(tài)示意圖Fig.24 ATV-JV f light status pictures

ATV-JV 成功飛行后,第2個(gè)ATV(ATV-2)將于2011年2月15日發(fā)射,2月26日與ISS 對(duì)接,三個(gè)半月后與空間站分離、降軌,再入地球大氣層。ATV-2 以德國(guó)天文學(xué)家與數(shù)學(xué)家約翰尼斯·開(kāi)普勒(Johannes Kepler,1571-1630年)命名(ATVJK)[18]?，F(xiàn)在第3個(gè)ATV(ATV-3)也已確定以意大利物理學(xué)家與太空飛行先驅(qū)愛(ài)德華多·阿瑪爾迪(Edoardo Amaldi,1908-1989年)命名(ATVEA)[19]。ATV-EA可能于2012年上半年發(fā)射。

隨著ATV 飛行的成功,歐洲航天局(ESA)正致力于研制歐洲貨運(yùn)系統(tǒng),即“先進(jìn)再入飛行器”(ARV),執(zhí)行非毀壞性再入。ATV 的加壓艙將被ARV 的再入艙取代,后者可將貨物與有價(jià)值的實(shí)驗(yàn)設(shè)備返回地球。ARV是歐洲通向載人航天飛行的第2 步。ATV 新技術(shù)將在ARV 研制中得到應(yīng)用。ATV 的能力也可在以后用于研制載人航天器(如可能的ARV Crew Version[6]),復(fù)雜的空間基地,或自動(dòng)樣品返回使命。毫無(wú)疑問(wèn),ATV 規(guī)劃與正在研制的ARV 使命不僅可迎合2011年航天飛機(jī)(Space Shuttle)退役后的需求,而且將有力增強(qiáng)歐洲在載人航天飛行與太空探測(cè)中的地位。歐洲正在飛行試驗(yàn)與空間服務(wù)(應(yīng)用)相結(jié)合的道路上穩(wěn)步前進(jìn),取得令人矚目的成就。

附錄:縮略語(yǔ)(Nomenclature)

AADE Absolute Attitude and Drift Estimation(絕對(duì)姿態(tài)漂移估計(jì))

AC Approach Corridor(逼近走廊)

ACCAAccelerometers Assembly(加速度計(jì)組件)

AE Approach Ellipsoid(逼近橢球)

AGPS Absolute GPS(絕對(duì)GPS)

ARV Advanced Re-entry Vehicle(先進(jìn)再入飛行器)

ATV Automated Transfer Vehicle(自動(dòng)轉(zhuǎn)移飛行器)

ATV-CC ATV Control Center(ATV 控制中心)

CAM Collision Avoidance M aneuver(避撞機(jī)動(dòng))

DPS Data Processing System(數(shù)據(jù)處理系統(tǒng))

DPU Data Processing Unit(數(shù)據(jù)處理單元)

DTG Dry Tuned Gyro(干式調(diào)諧陀螺儀)

DUADocking U nit Active (ATV docking port)(對(duì)接單元主動(dòng)部分(ATV 對(duì)接口))

DUP Docking U nit Passive (ISS docking port)(對(duì)接單元被動(dòng)部分(ISS 對(duì)接口))

Docking U nit Interface Plane(對(duì)接單元界面平面)

ESAEuropean Space Agency(歐洲航天局)

FAS Flight Application Softw are(飛行應(yīng)用軟件)

FCM Flight Control M onitoring(飛行控制監(jiān)測(cè))

FDI Failure Detection and Isolation(故障探測(cè)與隔離)

FDIR Failure Detection Isolation and Recovery(故障探測(cè)、隔離與修復(fù))

FRMS Reference Frame Services(參照系服務(wù))

FT Failure Tolerant(失效容限)

FTC Fault Tolerant Computer(故障容限計(jì)算機(jī))

GMS GNC Measurement System(GNC 測(cè)量系統(tǒng))

GNC Guidance N avigation and Control(制導(dǎo)、導(dǎo)航與控制)

GPS Global Positioning System(全球定位系統(tǒng));GPS 衛(wèi)星;GPS 接收機(jī)

GYRAGyrometers Assembly(陀螺儀組件)

IPC ISS Parameters Conversion(ISS 參數(shù)轉(zhuǎn)換)

ISS International Space Station(“國(guó)際空間站”)

KOS Keep-Out Sphere(警戒球)

LEOP Launch and Early O rbit Phase(發(fā)射與初軌階段)

LOF Local Orbit Frame(當(dāng)?shù)剀壍老?

LOS Line Of Sight(視線)

LVLH Local Vertical Local Horizonal(當(dāng)?shù)卮怪碑?dāng)?shù)厮?

M CC-H Mission Control Centre-Houston(休斯頓使命控制中心)

M CC-M Mission Control Centre-M oscow(莫斯科使命控制中心)

MSU M onitoring and Safing Unit(監(jiān)測(cè)與安全保障單元)

MVM Mission and Vehicle Management(使命與飛行器管理)

FLC Flight Control(飛行控制)

N TVC Navigation Transition Validity Check(導(dǎo)航轉(zhuǎn)換有效性檢驗(yàn))

OMP Onboard Mission Plan(星上使命計(jì)劃)

PDE Propulsion Drive Electronics(推進(jìn)驅(qū)動(dòng)電子設(shè)備)

PFS Proximity Flight Safety(鄰近飛行安全性)

PRO Propulsion System(推進(jìn)系統(tǒng))

PV t Position,Velocity and Time(位置,速度和時(shí)間)

RGPS Relative GPS(相對(duì)GPS)

RM CARendezvous M onitoring and Collision Avoidance(交會(huì)監(jiān)測(cè)與避撞)

RVDM Relative Navigation with Videometer(視頻儀相對(duì)導(dǎo)航)

SGS Solar Generation System(太陽(yáng)發(fā)電系統(tǒng))

SSU Solar Sensor U nit(太陽(yáng)敏感器單元)

ST R Star Tracker(恒星跟蹤器)

TDRSST racking and Data Relay Satellites System(跟蹤與數(shù)據(jù)中繼衛(wèi)星系統(tǒng))

TGM Telegoniometer(遠(yuǎn)距測(cè)向儀)

TMF T hrusters M anagement Function(推力器管理功能)

TM TC Telemetry and Telecommand(遙測(cè)與遙控)

VCC Vehicle Command and Control(飛行器指令與控制)

VCP Vehicle Control Procedure(飛行器控制流程)

VDMVideometer(視頻儀)

YS Yaw Steering(偏航導(dǎo)引)

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