大型復(fù)雜任務(wù)航天器快速交會對接軌道優(yōu)化設(shè)計(jì)

商帥 范高潔 王震 柏林厚 馬艷紅 駱子豪

(1 北京空間飛行器總體設(shè)計(jì)部,北京 100094)(2 中國載人航天工程辦公室,北京 100034)(3 北京控制工程研究所,北京 100094)

交會對接技術(shù)從20世紀(jì)60年代由美、蘇兩國率先開始探索。早期交會對接稱為直接交會,一般2個飛行器先后入軌且軌道高度和軌道相位相差非常小,因此交會對接時長一般在1小時左右。該時期交會對接技術(shù)主要用于技術(shù)探索,對運(yùn)載器等其他系統(tǒng)指標(biāo)要求非常高,從而導(dǎo)致任務(wù)成功率不高。空間站時期逐步發(fā)展為成熟可靠的2～5天交會對接模式,期間經(jīng)歷多次變軌修正逐步縮小距離和速度偏差。交會對接近距離段又因?yàn)橛腥瞬僮骱蜔o人操作分為自主交會對接和手控交會對接[1]。為減少航天員在飛船中的等待時間并適應(yīng)日益活躍的航天活動,2012年,俄羅斯進(jìn)步號貨運(yùn)飛船首次進(jìn)行了快速交會對接試驗(yàn),在繞地球軌道飛行4圈之后,成功與“國際空間站”對接[2]。如今快速對接技術(shù)已經(jīng)成為載人交會對接的發(fā)展趨勢[3-4]。

我國交會對接技術(shù)從21世紀(jì)初進(jìn)入快速發(fā)展階段,2011年神舟八號首次與天宮一號空間實(shí)驗(yàn)室完成交會對接[5-6]。交會對接過程主要分為遠(yuǎn)距離導(dǎo)引段和近距離自主控制段。其中,遠(yuǎn)距離導(dǎo)引段由地面控制,根據(jù)精密測定軌結(jié)果規(guī)劃5次軌道控制,修正兩目標(biāo)相位差和軌道面偏差,瞄準(zhǔn)目標(biāo)飛行器后下方的共面圓軌道?；诘孛孢h(yuǎn)距離導(dǎo)引的交會對接策略對地面控制依賴性較強(qiáng),且在天地交互中,每兩次變軌之間需要3個軌道周期的時間用于精密測定軌、導(dǎo)引策略計(jì)算、飛行程序生成和上注,總交會對接時長約需數(shù)天。為適應(yīng)載人航天快速、高效、自主的發(fā)展趨勢,在此基礎(chǔ)上,我國開始進(jìn)行自主快速交會對接技術(shù)研究。與原技術(shù)相比,自主快速交會對接主要差異在遠(yuǎn)距離導(dǎo)引段不依賴地面控制[7]。主動飛行器根據(jù)衛(wèi)星導(dǎo)航設(shè)備計(jì)算飛行軌道,再根據(jù)目標(biāo)飛行器軌道根數(shù)自主計(jì)算兩目標(biāo)相對關(guān)系,規(guī)劃變軌策略進(jìn)行交會對接。由于不依賴地面測定軌數(shù)據(jù)和策略計(jì)算,遠(yuǎn)距離導(dǎo)引段采用準(zhǔn)霍曼變軌,最短每間隔半圈即可進(jìn)行1次軌道控制。遠(yuǎn)距離導(dǎo)引段第一次脈沖在入軌后第一個遠(yuǎn)地點(diǎn)(入軌后約45min)即可執(zhí)行,使得遠(yuǎn)距離導(dǎo)引段時長由2天縮短為4.5h,大大提高了交會對接效率[8-9]。

快捷交會的關(guān)鍵技術(shù)包括:①運(yùn)載的射入精度;②主動飛行器的快速軌道測量與軌道控制精度;③主動飛行器的自主計(jì)算、自主機(jī)動與自主交會能力;④目標(biāo)飛行器的軌道調(diào)整精度;⑤快速交會的測控條件[10]。

本文結(jié)合復(fù)雜任務(wù)航天器入軌后的任務(wù)安排和運(yùn)載火箭入軌特性,分析了軌道偏差的分布特性,并制定了適應(yīng)性的變軌策略和實(shí)施方法,優(yōu)化設(shè)計(jì)了一套新型快速交會對接軌道方案。

1 主動飛行器軌道設(shè)計(jì)

1.1 主動飛行器正常軌道設(shè)計(jì)

交會對接中一個重要的指標(biāo)是兩個航天器的相位差。通常航天器入軌后在半個軌道周期內(nèi)完成變軌策略的計(jì)算和軌道機(jī)動,及時抬升軌道高度并完成軌道誤差修正。對于大噸位航天器搭載大推力運(yùn)載火箭在入軌精度上由于采用低溫推進(jìn)劑,存在寬發(fā)射窗口特征。此外,對于攜帶有大尺寸中繼天線和柔性太陽翼等設(shè)備的航天器,在發(fā)射前處于收縮壓緊狀態(tài),入軌后需要及時引爆火工品進(jìn)行展開并進(jìn)行關(guān)鍵功能測試,在此期間不實(shí)施變軌,而與運(yùn)載分離時刻的軌道偏差會隨著飛行時間的變長而增大,快速交會對接遠(yuǎn)距離導(dǎo)引段起始時刻軌道偏差尤其是相位偏差也更大,因此要求航天器在軌道設(shè)計(jì)上對軌道偏差的適應(yīng)性要更強(qiáng)。

在初始時刻,目標(biāo)飛行器軌道高度一般約400km,主動飛行器初始入軌高度約200km,主動飛行器的軌道高度低于目標(biāo)飛行器,其軌道角速度也略大[11],因此主動飛行器的相位小于目標(biāo)飛行器,兩飛行器相位差為

Δφ=φtr-φca=

(1)

由式(1)可以看出:影響相位差的主要因素包括入軌點(diǎn)緯度幅角、軌道半長軸和實(shí)際發(fā)射時刻,其中軌道半長軸可以用軌道周期表示

(2)

表1所示為軌道相位在不同入軌偏差組合下隨飛行時長的演化情況?？梢钥闯?與無偏差軌道相比,隨著軌道外推時間變長,相位偏差也越來越大。因此,在航天器具備變軌能力后應(yīng)盡快在合適軌道位置完成軌道機(jī)動。若航天器在入軌后的初期內(nèi)不具備實(shí)施軌道控制條件,最惡劣情況下,2個軌道周期后進(jìn)入快速交會對接時相位偏差約為±7.1°。對于目前常用的多圈快速交會對接,其調(diào)相范圍通常都比較小,例如“國際空間站”交會對接軌道控制經(jīng)驗(yàn)顯示6h快速交會對接初始相位角可適應(yīng)的范圍為20°～25°,即偏差范圍為±2.5°[5],無法滿足復(fù)雜任務(wù)航天器最大的相位偏差需求。

表1 入軌誤差外推后引起相位偏差Table 1 Oribt phase deviation caused by injection error

快速交會對接要求遠(yuǎn)距離導(dǎo)引起始時刻兩飛行器相位差大于某一臨界值,即Δφ≥φ0。因此理論上可以通過在主動飛行器發(fā)射前調(diào)節(jié)目標(biāo)飛行器的軌道相位,從而增大入軌時刻兩飛行器的相位差,對于增大的相位稱之為預(yù)留相位。根據(jù)表1入軌偏差分析結(jié)果,在理想無偏差軌道中快速交會對接起始時刻兩飛行器相位差應(yīng)滿足Δφ≥φ0+7.1°。在本文的軌道設(shè)計(jì)中,預(yù)留相位等于主動飛行器一個軌道周期內(nèi)與目標(biāo)飛行器相位差的變化設(shè)為Δφ=φ0+10°,并且在遠(yuǎn)距離導(dǎo)引段開始前增加一次相位追及脈沖和軌道面修正脈沖用于適應(yīng)相位偏差和發(fā)射時刻不確定帶來的升交點(diǎn)赤經(jīng)偏差。以上設(shè)計(jì)有3個優(yōu)勢:一是只增加了一個軌道周期,仍具備快速交會對接能力,使得航天器在能源故障時盡快對接組合體,提高了航天器的故障適應(yīng)能力;二是預(yù)留相位差比實(shí)際偏差大,軌道適應(yīng)余量更寬裕;三是在入軌偏差較小時減少了變軌次數(shù),即當(dāng)火箭入軌偏差較小時,理想情況下可無控飛行一圈進(jìn)行相位追及后滿足快速交會對接相位要求。

根據(jù)本文設(shè)計(jì)方法,將航天器入軌后至交會對接完成分為以下幾個階段,包括入軌初期段、修正段、遠(yuǎn)距離導(dǎo)引段和自主控制段。

(1)入軌初期段:航天器入軌后進(jìn)行平臺設(shè)置和在軌測試。平臺設(shè)置主要包括中繼天線的展開、太陽翼一次展開、機(jī)械臂解鎖、發(fā)動機(jī)測試、敏感器測試等。

(2)修正段:修正段主要用于修正火箭入軌偏差過大導(dǎo)致的航天器快速交會對接遠(yuǎn)距離導(dǎo)引段入口條件不滿足的問題。當(dāng)入軌后相位偏差較大,在修正段增加一次脈沖修正,調(diào)整相位使得滿足遠(yuǎn)距離導(dǎo)引段入口條件。當(dāng)軌道面偏差較大時,增加一次脈沖修正升交點(diǎn)赤經(jīng)偏差。入軌小偏差情況下修正段可不執(zhí)行變軌脈沖,即入軌3個軌道周期后,滿足遠(yuǎn)距離導(dǎo)引段入口條件則進(jìn)入快速交會對接。

(3)遠(yuǎn)距離導(dǎo)引段:遠(yuǎn)距離導(dǎo)引段包括大相位追及和調(diào)相與綜合修正段。大相位追及是為適應(yīng)火箭推遲發(fā)射等情況造成的兩目標(biāo)器相位差過大;零窗口發(fā)射且入軌偏差較小時,無大相位追及段,完成修正后直接進(jìn)入下一階段。調(diào)相與綜合修正段共執(zhí)行6次脈沖,軌道面內(nèi)采用準(zhǔn)霍曼變軌方式,軌道面修正采取兩次分別修正軌道傾角和升交點(diǎn)赤經(jīng),遠(yuǎn)距離導(dǎo)引段各次脈沖功能見表2,與常用快速交會對接遠(yuǎn)距離導(dǎo)引段6次脈沖相比,增加了2次軌道修正,適應(yīng)性更強(qiáng)。

表2 快速交會對接變軌策略Table 2 Strategy of quick rendezvous and docking

(4)自主控制段:利用微波雷達(dá)、激光雷達(dá)、光學(xué)測量敏感器等相對測量設(shè)備提供的測量信息,由目標(biāo)飛行器后下方52km處通過多次自主變軌接近目標(biāo)器,直到完成對接,可分為尋的段、接近段和平移靠攏段。尋的段是遠(yuǎn)距離導(dǎo)引段和近距離自主控制段的過渡段,起始點(diǎn)為目標(biāo)飛行器后下方52km,終點(diǎn)為目標(biāo)飛行器后方5km。采用綜合霍曼變軌和C-W制導(dǎo),消除遠(yuǎn)距離導(dǎo)引段控制誤差和軌道制導(dǎo)誤差。從尋的段終點(diǎn)到對接接觸過程中依次設(shè)立“400m保持”、“200m保持”和“19m保持”3個停泊點(diǎn)用于狀態(tài)確認(rèn),要求確認(rèn)點(diǎn)位于測控區(qū)范圍內(nèi)下行遙測數(shù)據(jù)[13]。

在首窗口標(biāo)稱情況下,從發(fā)射入軌至對接完成,總時長為8.5個軌道周期,考慮入軌軌道偏差時,根據(jù)本設(shè)計(jì)方法,在相位偏差為負(fù)且超過-3°時,進(jìn)入軌道修正段,但是總交會對接時長可保持不變。在相位偏差為正且超過3°時,每增加10°,總交會對接時長增加1個軌道周期。不同相位偏差對應(yīng)交會對接時長見表3。

表3 不同相位特征對應(yīng)交會對接時長Table 3 Rendezvous and docking time of the different phase deviation

1.2 推遲發(fā)射軌道設(shè)計(jì)

本文設(shè)計(jì)方法適用于全相位交會對接。在發(fā)射前若產(chǎn)生推遲發(fā)射,為節(jié)省推進(jìn)劑消耗,目標(biāo)飛行器不再針對進(jìn)行新發(fā)射窗口進(jìn)行調(diào)相控制。主動飛行器可適應(yīng)推遲發(fā)射帶來的軌道變化,包含軌道面內(nèi)和面外。

1)軌道面內(nèi)

在運(yùn)載推遲發(fā)射時,根據(jù)目標(biāo)飛行器組合體軌道高度約400km分析,每推遲1天,主動飛行器入軌時兩目標(biāo)相位差增大約120°。

根據(jù)上述軌道設(shè)計(jì)總體方案,在大相位時,入軌初期段平臺設(shè)置和平臺測試仍保持不變。平臺設(shè)置和平臺測試段完成后進(jìn)入全相位快速交會對接模式,在該模式下首先進(jìn)行大相位追及,N個軌道周期后執(zhí)行6次調(diào)相脈沖,進(jìn)入自主控制段直到交會對接完成。

2)軌道面外

推遲發(fā)射與首窗口發(fā)射相同,不影響軌道面外偏差。推遲發(fā)射在計(jì)算發(fā)射時刻時,兩種偏差在運(yùn)載發(fā)射前通過火箭的入軌軌道傾角偏置和發(fā)射時刻偏置使得在軌對兩種偏差的修正盡可能小。入軌后兩種偏差仍通過在軌兩次脈沖修正,偏差修正相對獨(dú)立。

經(jīng)過分析,在推遲1天發(fā)射情況下,遠(yuǎn)距離導(dǎo)引段大相位追及圈次為9至15圈,總交會對接共需17.5至23.5圈。在推遲2天發(fā)射情況下,遠(yuǎn)距離導(dǎo)引段大相位追及圈次為18至27圈,總交會對接需26.5至35.5圈。

2 變軌策略計(jì)算與實(shí)施

在規(guī)劃上,對于不具備自主計(jì)算變軌策略能力的航天器,設(shè)計(jì)了一套基于地面設(shè)備計(jì)算制導(dǎo)策略的天地?cái)?shù)據(jù)交互方法。如圖1所示,在測控區(qū)內(nèi)航天器通過天地網(wǎng)絡(luò)下傳定位遙測數(shù)據(jù)和動力學(xué)模型參數(shù),地面計(jì)算快交制導(dǎo)脈沖并生成數(shù)據(jù)塊遙控幀上注至航天器控制計(jì)算機(jī)(GNCC)后自主按序列執(zhí)行。在不占用器上資源情況下可實(shí)施快速交會對接。

圖1 導(dǎo)引策略計(jì)算天地交互示意圖Fig.1 Schematic diagram of the spacecraft-ground interaction for guidance strategy computation

3 仿真驗(yàn)證

分別取發(fā)射時刻偏差2.5min、軌道周期偏差±30s、緯度幅角偏差±2°和近地點(diǎn)高度偏差±2km進(jìn)行入軌后的相位漂移特性脈沖執(zhí)行情況及交會對接時長打靶仿真。其中,每項(xiàng)偏差按照等間隔選取進(jìn)行遍歷見表4。

表4 打靶仿真入軌誤差項(xiàng)選取Table 4 Items selection of the orbit injection error for simulation

圖2為在給定的軌道初始偏差條件下的軌道相位分布特征,橫軸表示打靶中不同的入軌偏差組合,以仿真次數(shù)表示,縱軸為相位角偏差,參考值為零偏差入軌后無控飛行2個軌道周期后的相位。圖3為在不考慮發(fā)射時刻偏差時,相位角偏差極大值為7°,極小值為-7°,和表1分析結(jié)果一致,在考慮發(fā)射時間推遲2.5min后,相位角偏差極大值進(jìn)一步增大約10°,極大值為17°。在此特征下,航天器入軌后轉(zhuǎn)入快速交會對接時間也不相同。在相位角偏差極小值至-3°范圍內(nèi),按照交會對接階段劃分,快速交會對接時刻提前一個軌道周期,在約2個軌道周期進(jìn)入修正段執(zhí)行修正脈沖。在其他范圍內(nèi),轉(zhuǎn)入快速交會對接時間約在3個軌道周期,和設(shè)計(jì)結(jié)果一致。圖4為在打靶中遠(yuǎn)距離導(dǎo)引脈沖執(zhí)行次數(shù)與軌道面內(nèi)和面外偏差關(guān)系,仿真結(jié)果表明:6～8次脈沖可以滿足所有的入軌偏差組合。圖5的打靶仿真結(jié)果表明:在給定的初始軌道偏差下,總交會對接時長分別為8.5、9.5、10.5個軌道周期,與表3分析結(jié)果一致。

圖2 快速交會對接前軌道相位漂移特性Fig.2 Phase propagatecharacteristic before quick rendezvous and docking

圖3 不同相位特征下轉(zhuǎn)入快速交會對接時刻分布Fig.3 Distribution of the quick rendezvous and docking start time under different phase deviation

打靶仿真結(jié)果表明:軌道設(shè)計(jì)可以適應(yīng)給定的入軌精度,遠(yuǎn)距離導(dǎo)引脈沖次數(shù)為6～8次,總交會對接時長最短8.5個軌道周期,最長10.5個軌道周期,并且第一次變軌時間不早于2個軌道周期,滿足任務(wù)需求。

4 在軌驗(yàn)證

航天器入軌后按照預(yù)期程序進(jìn)行了平臺狀態(tài)設(shè)置和測試。根據(jù)軌道外推特征,與理想軌道相比,航天器相位偏差小于1°,升交點(diǎn)赤經(jīng)偏差導(dǎo)致的軌道面修正脈沖小于1m/s。按照本文軌道設(shè)計(jì)與仿真驗(yàn)證,滿足快速交會對接條件,且修正段第1脈沖和第2脈沖可省略,遠(yuǎn)距離段共執(zhí)行6次變軌。經(jīng)過自主控制段尋的、接近、平移和靠攏,航天器最終圓滿完成交會對接任務(wù)。

5 結(jié)束語

本文設(shè)計(jì)了一種適用于我國大型復(fù)雜任務(wù)航天器的快速交會對接軌道,給出了主動飛行器軌道設(shè)計(jì)方法和適應(yīng)能力以及任務(wù)實(shí)施過程。經(jīng)過分析本文設(shè)計(jì)方法具有如下特點(diǎn):①適應(yīng)了復(fù)雜任務(wù)航天器入軌初期狀態(tài)設(shè)置時間長的特點(diǎn);②適應(yīng)運(yùn)載器寬發(fā)射窗口和大入軌偏差下的軌道特性;③采用天地協(xié)同方式計(jì)算變軌策略,適應(yīng)了自主導(dǎo)航與地面制導(dǎo)相結(jié)合的應(yīng)用場景。該方法經(jīng)過交會對接成功驗(yàn)證,對未來拓展任務(wù)中航天器的交會對接軌道設(shè)計(jì)具有借鑒意義。