航天器交會對接地面綜合驗證技術(shù)研究進展

蘇 令，石 泳，張振華，劉 元，彭華康

（中國空間技術(shù)研究院 載人航天總體部，北京 100094）

0 引言

交會對接是在空間通過軌道和姿態(tài)控制，使兩個航天器的相對距離從數(shù)萬km到幾百km，再到數(shù)km、數(shù)百m，直到接觸并對接連成一個整體的過程[1-2]。目前，世界上完整掌握交會對接技術(shù)的國家僅為美國、俄羅斯（蘇聯(lián)）和中國。美國和俄羅斯的交會對接技術(shù)的系統(tǒng)驗證，是通過編隊飛行、交會接近、無人對接、有人對接等多次在軌飛行任務(wù)完成，在整個驗證過程中還出現(xiàn)了多次故障或交會對接的失敗。

在國外交會對接的經(jīng)驗和教訓(xùn)基礎(chǔ)上，我國在實施交會對接技術(shù)的系統(tǒng)驗證初期，就系統(tǒng)地加強一系列地面系統(tǒng)驗證的方案規(guī)劃與設(shè)計，尤其是地面的系統(tǒng)性綜合驗證試驗。在地面綜合驗證試驗過程中，連續(xù)完成了“天宮一號”目標(biāo)飛行器與“神舟八號”、“神舟九號”、“神舟十號”飛船的6次無人和有人、自動和手動交會對接，為在空間交會對接任務(wù)的成功實施打下了堅實的基礎(chǔ)。

本文將結(jié)合我國載人航天器交會對接技術(shù)驗證情況，重點從規(guī)劃與設(shè)計、試驗技術(shù)和數(shù)據(jù)評估技術(shù)3個方面闡述地面綜合驗證試驗的實施情況。

1 地面綜合驗證試驗的規(guī)劃與設(shè)計

在航天器交會對接（包含對接技術(shù)、對接硬件及其測量儀器設(shè)備等）研制的過程中，需要同步地開展地面驗證試驗。由于交會對接技術(shù)方案復(fù)雜、新技術(shù)設(shè)備多、指標(biāo)精度要求高、天地差異大，為了順利推動交會對接的研制工作，需進行詳細的地面綜合驗證試驗項目的規(guī)劃和設(shè)計。

以我國載人航天器交會對接的研制為例，地面綜合驗證試驗項目的規(guī)劃和設(shè)計如圖1所示[4-6]。

圖1 交會對接地面驗證試驗規(guī)劃圖Fig. 1 Ground test scheme map for rendezvous and docking

首先，在工程立項階段，根據(jù)交會對接各個階段研制任務(wù)需求和研制情況，應(yīng)開展多維度、多要素、多層次、多階段的系統(tǒng)性分析與規(guī)劃設(shè)計[3]，完成試驗覆蓋性分析，全面地提出驗證試驗需求。

然后，在試驗覆蓋性分析所形成的各種針對性的驗證試驗需求基礎(chǔ)上，對各個試驗項目進行關(guān)聯(lián)性分析（包括指標(biāo)要求、試驗環(huán)境、測試條件、驗證手段等），對存在相互關(guān)聯(lián)的試驗項目進行綜合分析，建立單項試驗項目的關(guān)聯(lián)分析表或分析矩陣。

最后，在關(guān)聯(lián)分析的基礎(chǔ)上，綜合考慮交會對接技術(shù)方案、驗證方法、環(huán)境影響等各方面因素，提出地面綜合驗證試驗方案。針對地面綜合驗證試驗方案的需要，開展大型系統(tǒng)級綜合試驗平臺的研制。為了提高驗證效果，還需根據(jù)各個專項驗證試驗需求完成單項試驗項目的驗證。在完成單項驗證試驗項目的基礎(chǔ)上，利用大型系統(tǒng)級綜合試驗平臺開展綜合驗證。

在我國載人航天器交會對接地面驗證試驗過程中，利用分析矩陣對關(guān)聯(lián)驗證試驗項目進行合并整合，最后形成了23項綜合驗證試驗項目，減少試驗項目近60%，大大地縮短了整個研制周期，降低了研制成本。試驗證明，綜合驗證試驗效果更有效，單個綜合驗證試驗的效果甚至超過多個單項驗證試驗。

2 地面綜合驗證試驗技術(shù)

航天器交會對接按功能可劃分為交會姿態(tài)與軌道控制功能、交會測量功能、對接分離功能三個主要部分[1-2]。本文將針對 3個功能部分的要求較系統(tǒng)地介紹地面綜合驗證試驗的情況。

2.1 交會姿態(tài)與軌道控制功能的驗證試驗

根據(jù)交會對接飛行方案，交會對接可分為遠距離導(dǎo)引段和自主控制段，自主控制段可細分為尋的段、接近段、平移靠攏段。在航天器在軌交會對接時，利用地面測控系統(tǒng)或航天器自身的測量設(shè)備，獲取兩飛行器相對運動信息，由器上的GNC控制器進行自主控制算法計算導(dǎo)引律，分段控制追蹤飛行器逼近目標(biāo)飛行器。

為了在地面驗證航天器交會姿態(tài)與軌道控制功能，在系統(tǒng)層面上只能采取全仿真技術(shù)或半物理仿真技術(shù)。我國在交會姿態(tài)與軌道控制功能的地面驗證過程中，采取了分段仿真驗證、全過程仿真驗證和半物理仿真驗證等技術(shù)方法。

2.1.1 分段仿真驗證技術(shù)

遠距離導(dǎo)引段的綜合性能采用分段仿真驗證技術(shù)進行驗證，驗證工作主要是分析在運載火箭入軌精度、航天器變軌精度、空間環(huán)境、大氣模型等諸多影響因素下遠距離導(dǎo)引段控制精度及打靶結(jié)果，根據(jù)打靶結(jié)果對姿態(tài)和軌道控制進行修正，以滿足遠距離導(dǎo)引段的末端條件和推進劑消耗的指標(biāo)要求。

自主控制段的綜合性能也可采用分段仿真驗證技術(shù)進行驗證，即通過對每段初始誤差范圍的遍歷仿真來驗證各段的姿態(tài)和軌道控制精度、對接初始條件等指標(biāo)要求，以及推進劑消耗的指標(biāo)要求。

2.1.2 全過程仿真驗證技術(shù)

交會對接的綜合性能可采用全過程仿真驗證技術(shù)進行驗證，即通過對全過程標(biāo)稱軌道和偏差軌道的仿真，測定軌道誤差、敏感器測量誤差、控制誤差等，以驗證整個交會對接任務(wù)的總體要求。

2.1.3 半物理仿真驗證技術(shù)

近距離交會時的數(shù)據(jù)交會、閉環(huán)控制等方面的綜合性能可使用 9自由度半物理試驗平臺系統(tǒng)模擬近距離交會前的姿態(tài)與軌道控制，利用各種數(shù)據(jù)（包括姿態(tài)數(shù)據(jù)、軌道及其控制數(shù)據(jù)、空間環(huán)境數(shù)據(jù)、地面各種驗證測量數(shù)據(jù)、動力模型偏差等）進行自控正常對接、自控正常撤離、人控陽照區(qū)正常對接、人控陰影區(qū)正常對接、人控正常撤離、故障應(yīng)急流程等多個工況試驗，來檢驗平移靠攏段飛船測量及閉環(huán)控制特性，驗證兩飛行器控制性能及各分系統(tǒng)協(xié)同工作能力以及各分系統(tǒng)間數(shù)據(jù)流的正確性和有效性。

2.2 交會測量功能的驗證試驗

為成功實施兩飛行器在空間的交會對接，保證姿態(tài)測量數(shù)據(jù)的正確性是關(guān)鍵。為此，兩飛行器各自配置了多種交會對接測量設(shè)備，相互配合、相互備份，實現(xiàn)交會對接自主控制過程的相對測量。在地面對航天器交會測量功能進行驗證時，存在以下難點：

1）常規(guī)試驗方法難以驗證遠距離、高速度、高動態(tài)飛行條件下的飛行測量；

2）難以模擬陽光、真空、輻射、重力等綜合因素對交會對接敏感器的影響；

3）難以真實模擬艙體表面材料特性（如艙體表面熱控材料、吸波材料、對接機構(gòu)及其他設(shè)備對太陽光和微波的干擾、反射、吸收等）以及遮擋對交會對接敏感器的性能影響，也難以進行定性定量分析；

4）為檢驗交會測量敏感器的工作匹配性和數(shù)據(jù)融合特性，需建立多敏感器數(shù)據(jù)在時域、空域上高效測量和選擇系統(tǒng)，這在目前的試驗手段上難以實現(xiàn)。

基于上述難點，僅僅進行常規(guī)的交會對接敏感器單機試驗不足以真實驗證，需研制包含各種條件和影響因素在內(nèi)的系統(tǒng)性模擬平臺，進行系統(tǒng)性的綜合試驗。在我國載人航天器交會測量功能地面驗證過程中，采用了等效交會測量、在軌光照條件模擬、空間微波環(huán)境模擬、半物理仿真等驗證技術(shù)，開展了聯(lián)合校飛試驗、近距離交會綜合試驗、多徑干擾試驗和9自由度閉環(huán)試驗等地面綜合試驗，完成了對測量設(shè)備性能、工作匹配性的綜合驗證。下面主要介紹等效交會測量、在軌光照條件模擬、空間微波環(huán)境模擬、半物理仿真4種驗證技術(shù)。

2.2.1 等效交會測量驗證技術(shù)

采用基于空間幾何變換的交會測量等效驗證技術(shù)，利用兩架分別安裝了交會對接測量敏感器的飛機模擬載人飛船和目標(biāo)飛行器在軌交會對接飛行中遠距離、高動態(tài)條件下的相對運動，對對接測量敏感器的捕獲、跟蹤和測量性能進行系統(tǒng)級驗證，如圖2所示。等效交會測量驗證技術(shù)成功應(yīng)用于首次交會對接任務(wù)的聯(lián)合校飛試驗，對載人飛船與目標(biāo)飛行器交會對接測量系統(tǒng)的功能性能進行了全面驗證。

圖2 等效交會測量驗證技術(shù)原理示意圖Fig. 2 Principle of equivalent validation scheme for space intersection measurement

2.2.2 在軌光照條件模擬的驗證技術(shù)

采用地面對日姿態(tài)（如太陽高度角和艙體姿態(tài)覆蓋光照角度）與能量積分修正算法相結(jié)合的方法模擬在軌光照條件的驗證技術(shù)，在不同光照條件下模擬空間飛行器的交會對接，對近距離段交會測量設(shè)備工作的匹配性進行系統(tǒng)級驗證，如圖3所示。在軌光照條件模擬的試驗驗證技術(shù)成功應(yīng)用于首次交會對接任務(wù)的近距離交會綜合試驗，對中、近距離條件下真實船/器艙體與全部交會對接敏感器的系統(tǒng)級動態(tài)性能和綜合匹配性進行了全面驗證。

圖3 在軌光照條件模擬的驗證原理技術(shù)示意圖Fig. 3 Principle of simulated validation scheme for spacecraft illumination condition

2.2.3 空間微波環(huán)境模擬的驗證技術(shù)

為了驗證艙體表面材料特性對交會測量敏感器工作特性的影響，利用載人飛船軌道艙搭建的試驗系統(tǒng)進行了多徑干擾試驗，在各種通信角度、強度以及交會對接敏感器不同測量距離等條件下測試敏感器的性能，驗證真實艙體表面特性、設(shè)備安裝方式和材料包覆方式等條件對交會對接設(shè)備工作性能的影響?？臻g微波環(huán)境模擬的驗證技術(shù)成功應(yīng)用于首次交會對接任務(wù)的多徑試驗，驗證了由艙體表面引起的反射及遮擋對交會測量設(shè)備微波信號的影響。

2.2.4 半物理仿真驗證技術(shù)

為驗證近距離載人飛船自控交會對接相關(guān)參數(shù)設(shè)計的正確性和合理性，利用9自由度半物理試驗平臺系統(tǒng)開展了仿真試驗，用多自由度地面模擬測試系統(tǒng)完成數(shù)據(jù)的實時采集和處理，對自控交會對接相關(guān)參數(shù)進行了多方位的試驗驗證。半物理仿真驗證技術(shù)成功應(yīng)用于首次交會對接任務(wù)的 9自由度綜合試驗，對兩飛行器的交會測量敏感器（CCD光學(xué)成像敏感器）、激光雷達和TV攝像機的工作特性進行了全面驗證。

2.3 對接分離功能驗證

兩飛行器進行空間對接時，需要保證在各種對接初始條件下均能完成捕獲鎖定。為此，兩飛行器各配置了周邊式異體同構(gòu)對接機構(gòu)，實現(xiàn)兩飛行器的捕獲、緩沖、鎖緊、連接、密封以及解鎖、分離，并形成對接通道供航天員行走和載荷運輸；布設(shè)了用于兩飛行器之間信息傳輸?shù)目?空通信無線接口、對接總線有線接口，用于組合體期間兩飛行器之間能源輸送的并網(wǎng)供電接口；對接成為組合體后建立對接通道，實現(xiàn)兩飛行器之間人員和物資轉(zhuǎn)移以及熱控和通風(fēng)。在地面進行對接分離功能的驗證時，存在以下難點：

1）由于重力、摩擦力等影響，常規(guī)的地面試驗方法難以精確測量和驗證對接機構(gòu)的對接分離速度、對接偏移誤差和對接沖擊力大??；

2）兩飛行器的捕獲、緩沖、鎖緊、連接、密封以及解鎖、分離等操作在空域、時域變化過程很復(fù)雜，目前的對接試驗驗證平臺難以精確反映空域、時域變化過程；

3）由于飛行器各自測試場地、狀態(tài)、方法不同，難以實現(xiàn)兩者之間的交會對接敏感器面對面的匹配性測試和相互之間的空間動態(tài)變化測試，兩飛行器的聯(lián)合測試存在同步性不好的問題；

4）由于現(xiàn)在的地面模擬測試方法是使用地面模擬源來模擬另一飛行器的接口，因此存在飛行器單獨測試而無法完全覆蓋兩飛行器同時飛行狀態(tài)的弊端；

5）由于地面試驗條件的限制和組合體熱平衡模式的特殊性，不能實現(xiàn)船器組合體在真空罐進行熱平衡試驗，僅能分開進行單船、單器的熱平衡試驗。

基于上述技術(shù)難點，不可能通過單機級的試驗或仿真來驗證整個航天器對接分離功能，需要研制包含各種條件和影響因素在內(nèi)的系統(tǒng)性模擬驗證平臺，進行系統(tǒng)級的綜合驗證試驗。在我國載人航天器對接分離功能地面驗證過程中，采用了空間失重環(huán)境模擬、多飛行器同步閉環(huán)、熱邊界條件模擬等驗證技術(shù)，開展了對接通道泄/復(fù)壓試驗、對接分離時序試驗、組合體?？繜崞胶庠囼灥鹊孛嫦到y(tǒng)級綜合試驗驗證，完成了對兩飛行器之間的機、電、熱接口的匹配性驗證。下面主要介紹空間失重環(huán)境模擬、多飛行器同步閉環(huán)、熱邊界條件模擬的3種試驗驗證技術(shù)。

2.3.1 空間失重環(huán)境模擬的試驗驗證技術(shù)

采用空間失重環(huán)境模擬的試驗驗證技術(shù)，研制了空間飛行器對接氣浮試驗臺系統(tǒng)（見圖 4），開展了航天器對接機構(gòu)對接緩沖、連接分離、應(yīng)急解鎖等試驗。該試驗驗證方法成功應(yīng)用于首次交會對接任務(wù)的對接機構(gòu)系統(tǒng)對接/分離綜合試驗，全面驗證了載人飛船與目標(biāo)飛行器對接/分離過程中撞擊力、相對姿態(tài)、相對速度等方面的對接能力。

圖4 空間飛行器對接氣浮試驗臺系統(tǒng)Fig. 4 Air bearing simulator for spacecraft docking

2.3.2 多飛行器同步閉環(huán)的試驗驗證技術(shù)

采用動態(tài)對接與靜態(tài)測試相結(jié)合的交會對接同步閉環(huán)試驗驗證技術(shù)，通過移動空-空通信天線測試位置、增加天線衰減器、設(shè)置統(tǒng)一的姿態(tài)軌道模擬源等測試手段，建立真實飛行器配備對接半物理仿真系統(tǒng)的綜合驗證平臺，對兩飛行器之間的靜態(tài)和動態(tài)電接口進行系統(tǒng)級驗證，如圖5所示。本試驗驗證方法成功應(yīng)用于首次交會對接任務(wù)的對接與分離時序試驗，全面驗證了飛行器交會對接功能方案和船/器協(xié)同設(shè)計的正確性。

圖5 對接與分離時序試驗方案示意圖Fig. 5 Timing test scheme for spacecraft docking and separation

2.3.3 熱邊界條件模擬的試驗驗證技術(shù)

采用了熱邊界條件模擬的試驗驗證方法[7]，通過改變對接機構(gòu)的外熱流、補償熱支持、模擬艙體來模擬熱平衡試驗的邊界條件，進行組合體熱平衡試驗，以驗證兩飛行器之間的熱接口。該試驗驗證方法成功應(yīng)用于首次交會對接任務(wù)的組合體?？繜崞胶庠囼灒骝炞C了載人飛船和目標(biāo)飛行器的熱設(shè)計的準(zhǔn)確性。

3 地面綜合驗證試驗的數(shù)據(jù)評估技術(shù)

在地面綜合驗證試驗中，為了使試驗數(shù)據(jù)更加精確，提高驗證效果，我國在載人航天器交會對接地面驗證過程中采用了高精度的地面數(shù)據(jù)校驗、不同數(shù)據(jù)來源的綜合統(tǒng)計分析、地面環(huán)境影響建模修正等3種數(shù)據(jù)評估技術(shù)。

3.1 高精度的地面數(shù)據(jù)校驗技術(shù)

為了驗證交會對接任務(wù)高精度的指標(biāo)要求，采用了更高精度的地面標(biāo)校系統(tǒng)對交會對接敏感器的測量數(shù)據(jù)進行標(biāo)定，以得到精確的地面試驗數(shù)據(jù)。該技術(shù)應(yīng)用于聯(lián)合校飛、9自由度半物理仿真試驗系統(tǒng)等綜合試驗。

3.2 不同數(shù)據(jù)來源的綜合統(tǒng)計分析技術(shù)

為了檢驗交會對接地面驗證試驗方法的正確性，針對同一指標(biāo)或技術(shù)方案用不同試驗手段、不同試驗環(huán)境、不同試驗對象等進行驗證所獲得的數(shù)據(jù)，采用統(tǒng)計學(xué)方法對這些數(shù)據(jù)進行綜合統(tǒng)計分析，有利于提高地面試驗數(shù)據(jù)的可靠性。此方法應(yīng)用于對接機構(gòu)對接分離試驗、9自由度半物理仿真試驗、對接與分離時序試驗、對接通道泄/復(fù)壓試驗等綜合驗證試驗。

3.3 地面環(huán)境影響建模修正技術(shù)

為了驗證在軌試驗和地面試驗的天地差異，針對地面試驗中的諸多環(huán)境影響，建立了相應(yīng)的數(shù)學(xué)模型以進行修正，可以提高地面試驗數(shù)據(jù)的有效性。此技術(shù)應(yīng)用于目標(biāo)特性試驗、多徑干擾試驗、聯(lián)合校飛試驗、近距離綜合試驗等地面綜合驗證試驗。

4 應(yīng)用效果及展望

交會對接任務(wù)的成功有力地證明了地面驗證試驗的有效性。從測試數(shù)據(jù)來看，飛行試驗驗證結(jié)果與地面驗證試驗結(jié)果一致，進一步地表明我國交會對接的地面綜合驗證試驗技術(shù)達到了國際先進水平。

交會對接地面綜合驗證試驗技術(shù)經(jīng)過多個型號的交會對接驗證試驗，不僅檢驗了驗證試驗技術(shù)，還積累了大量準(zhǔn)確有效的試驗數(shù)據(jù)和寶貴經(jīng)驗，對我國后續(xù)空間站、載人登月、深空探測等任務(wù)中交會對接的地面驗證有重要的指導(dǎo)意義。

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[1]張柏楠. 航天器交會對接任務(wù)分析與設(shè)計[M]. 北京:科學(xué)出版社, 2011: 1-46

[2]朱仁璋. 航天器交會對接技術(shù)[M]. 北京: 國防工業(yè)出版社, 2007: 205-220

[3]李興乾, 白明生, 魏傳鋒, 等. 載人航天器初樣試驗總體規(guī)劃[J]. 航天器環(huán)境工程, 2011, 28(6): 578-582

Li Xingqian, Bai Mingsheng, Wei Chuanfeng, et al.General layout for manned spacecraft prototype test[J].Spacecraft Environment Engineering, 2011, 28(6):578-582

[4]戚發(fā)軔. 載人航天技術(shù)[M]. 北京: 國防工業(yè)出版社,2003: 527-555

[5]譚維熾, 胡金剛. 航天器系統(tǒng)工程[M]. 北京: 中國科學(xué)技術(shù)出版社, 2009: 482-527

[6]彭成榮. 航天器總體設(shè)計[M]. 北京: 中國科學(xué)技術(shù)出版社, 2011: 611-633

[7]黃本誠, 馬有禮. 航天器空間環(huán)境試驗技術(shù)[M]. 北京:國防工業(yè)出版社, 2002: 1-10; 60-141