交会对接敏感器总体设计要点分析

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高动态EMCCD星敏感器总体参数设计方法

卢纯青，武延鹏，梁潇，鹿瑞
（北京控制工程研究所，北京１００１９０）
摘要：从高动态星敏感器动态性能需求出发，分析了电子倍增型电荷耦合器件（ＥＭＣＣＤ，ｅｌｅｃｔｒｏｎｍｕｌｔｉｐｌｙｉｎｇＣＣＤ）噪声来源，推导恒星探测中ＥＭＣＣＤ的信噪比公式．针对ＥＭＣＣＤ总体参数设计优
化问题，提出了ＥＭＣＣＤ中电子倍增电压和致冷温度的设计方法，并应用该方法进行高动态星敏感
器中ＥＭＣＣＤ总体参数设计及仿真．仿真结果表明，角速度为１０（。）／ｓ时姿态测量精度优于３０ ” ．提出的ＥＭＣＣＤ参数确定方法可以为高动态星敏感器设计提供参考．
星敏感器作为航天器高精度姿态确定系统的核心部件，其性能水平直接影响航天器姿态测量精度．
高星图信噪比，缩短捕获星图所需的积分时间，减少
星像拖尾过长导致的星点捕获失败，提高星敏感器的动态性能．
其中动态性能是星敏感器的一项重要技术指标，可
ｏｆｔｈｅｄｅｓｉｇｎｅｄｍｅｔｈｏｄ．Ｋｅｙｗｏｒｄｓ：ｓｔａｒｔｒａｃｋｅｒ；ｅｌｅｃｔｒｏｎｍｕｌｔｉｐｌｙｉｎｇＣＣＤ；ｅｌｅｃｔｒｏｎｍｕｌｔｉｐｌｉｃａｔｉｏｎ；ＣＣＤｃｏｏｌｉｎｇ

交会对接步骤详解

交会对接步骤详解佚名【摘要】神舟八号载人飞船与天宫一号目标飞行器整个交会对接过程分为交会对接准备段、交会段、对接段、组合体飞行段和撤离段。

【期刊名称】《太空探索》【年(卷),期】2011(000)012【总页数】1页(P15-15)【关键词】交会对接;详解;对接过程;载人飞船;飞行器;组合体【正文语种】中文【中图分类】V526神舟八号载人飞船与天宫一号目标飞行器整个交会对接过程分为交会对接准备段、交会段、对接段、组合体飞行段和撤离段。

交会对接准备段：载人飞船发射前，天宫一号目标飞行器降低轨道并调整朝向，完成交会对接准备。

交会段：飞船发射入轨后，首先在地面测控的导引下，经过数次变轨转移到目标飞行器后下方，与目标飞行器建立稳定的空空通信链路；然后，飞船开始自主导航，导引至距天宫一号适当距离停泊点。

最后，飞船切换为CCD光学成像敏感器导航。

在有航天员参与的情况下，航天员也可通过手控摄像机和控制手柄手动控制，引导飞船继续向天宫一号目标飞行器靠拢，直到这两个航天器上的对接机构开始接触。

对接段：对接机构接触后，通过捕获、缓冲、拉近和锁紧四个过程，最终实现两航天器刚性连接，形成组合体。

交会对接过程示意图组合体飞行段：无人参与的情况下，检查舱内密封情况后，两个航天器开始组合体飞行。

在载人航天交会对接任务中，此时，开始检查舱内密封情况，确认没有问题后，航天员打开舱门，通过对接通道，进入天宫一号中，同时将随身物资也搬运到天宫一号中。

航天员在天宫一号中工作、休息和锻炼，在飞船上就餐。

任务完成后，返回到飞船中，关闭舱门，进行撤离准备。

撤离段：对接机构解锁，两个飞行器分离，撤离到安全距离。

此后载人飞船返回，天宫一号继续自主飞行，等待下一次任务。

中国载人航天二期工程的又一个战役——交会对接已经开始了，随着交会对接任务的成功实施，中国在近地轨道上，打下了空间实验室建设的第一块基石，当然，有了空间实验室，离中国的空间站也已经不远了，在2020年左右，我们就将看到中国的空间站日夜不停地遨游在地球外层空间的近地轨道上。

TG01／SZ08交会对接轨道确定与预报精度分析

第３２卷第２期２Ｏ１３年４月
飞行器测控学报
ＪｏｕｒｎａｌｏｆＳｐａｃｅｃｒａｆｔＴＴ＆ＣＴｅｃｈｎｏｌｏｇｙ
ＶｏＬ３２ＮＯ．２
Ａ／ＳＺＯ８交会对接轨道确定与预报精度分析
摘要：以我国首次空间交会对接为背景，介绍了交会对接任务轨道计算和预报的新特点。针对ＴＧ０１（ “ 天宫一号” 目标飞行器）调相控制期间的中长期轨道预报问题，分析了影响预报精度的多种因素，定量给出了偏航飞行姿态对轨道预报的影响，通过对不同策略预报结果的比较，制定了轨道预报的最优策略；针对ＳＺ０８（ “ 神舟八号” 飞船）远距离导引期间的短弧定轨，采用适应短弧情况下的定轨策略，分别利用３圈、６圈地基统一Ｓ频段和中继卫星数
ｆｏｒＴＧ０１／ＳＺ０８ＲｅｎｄｅｚｖｏｕｓａｎｄＤｏｃｋｉｎｇ
ＬＩＸｉｅ，ＴＡＮＧＧｅｓｈｉ，ＺＨＡＮＧＹｕ，ＸＩＥＪｉａｎｆｅｎｇ，ＬＩＣｕｉｌａｎ一，
ａｎａｌｙｚｅｄｑｕａｎｔｉｔａｔｉｖｅｌｙｉｎｏｒｄｅｒｔｏＳｏｌｖｅｔｈｅｌｏｎｇｔｅｒｍｏｒｂｉｔｐｒｅｄｉｃｔｉｏｎｐｒｏｂｌｅｍｄｕｒｉｎｇｔｈｅｐｅｒｉｏｄｏｆｐｈａｓｉｎｇｍａｎｅｕ

天宫一号／神舟八号交会对接任务总体评述

器；采用陆海天基测控通信网，完成飞行器全程测控通信任务和飞船交会飞行的远距离导引控制任务；采用微波雷达、激光雷达和ＣＤ图像测量设备测量Ｃ
两个飞行器的空间相对位置，由飞船自主完成近距离交会飞行控制；采用导向瓣内翻的周边式对接机构自动完成两飞行器的捕获、紧。锁载人飞行器按照
得重大突破。本文介绍了天宫一号目标飞行器与神舟八号飞船交会对接飞行任务的基本情
况、总体评价及主要成果。
关键词
天宫一号；神舟八号；交会对接
中图分类号：Ｖ２文献标识码：Ａ文章编号：１７ — ８５（０２０ — ０１０５６６４５２２１）１００ — ５
通过２次轨道控制，飞船进入１０４ｍ停泊点，停泊
第１８卷
第１期
载人航
天
Ｖｏ．８Ｎｏ１１．１
１
２１０２年１月
ＭａｎｄＳａｅｉｈｎｅｐｃｆｇｔｌ
天宫一号／神舟八号交会对接任务总体评述
周建平
（中国载人航天工程办公室，北京１０２）０７０
摘要天宫一号／舟八号交会对接任务圆满成功，标志着我国空间交会对接技术取神
２１年１月３日，０１１天宫一号目标飞行器与神舟
八号飞船成功实现了我国首次空间飞行器自动交会对接，国空间交会对接技术取得重大突破。我这是继突破载人飞船天地往返和航天员空间出舱活动技术后，国载人航天技术发展的又一新的里程碑，实我为现我国载人航天工程 “ 步走 ” 展战略，造和运ｊ发建

交会对接测距敏感器远距离测量精度验证

系统对测距敏感器本体坐标系进行导出，通过控制点对其描述。通过坐标系转换将测距敏感器本体坐标系与高精
度大地测量控制网进行坐标系统一。利用高精度全站仪对敏感器反射靶标进行坐标测量。对全站仪测量距离进行数学计算，与测距敏感器直接测量的结果进行比较，得到测距敏感器远距离测量精度。场；大地测量控制网
中图分类号：Ｖ８．５１４８＋２
文献标志码：Ａ
ｄ０３６／ｉｎ１０ —０Ｘ．０２０．１ｏ：１．９９．ｓ．０３５１２１．００ｉｊｓ５
ＴｈｎｓａｃｃｒｃｅｔｅｈｄｆｒｔｅＲａｇｅｓｒｏｅＬｏｇＤｉｔｎｅＡｃｕａｙＴｓｔｏｏｈｎｅＳｎｏｆＭ
第３９卷第５期
２１０２年５月
光电工程
ＯｐｏＥｌｃｒｎｃＥｎｉｅｉｔ — ｅｔｏｉｇｎｅｒｎｇ
Ｖ＿＿９．０３Ｎｏ．ｌ５
Ｍａ，０２ｙ２１
文章编号：１０ —０（００ —０２０３５２）５０５ —５０１Ｘ１２
ｍｅｓｒｈｉａｃｆｓｎｏｅｅｔｅｔｒｅｓＴｅｄｓａｃａａｏｔｌｓａｉｎａｑｉｄｉｃｍｐｔｄａｄｒｓｌｔａｕｅｔｅｄｓｎｅｏｅｓｒｒｆｃｉａｇｔ．ｈｉｔｎｅｄｔｆｏａｔｔｏｃｕｒｏｕｅｎｅｕｔｗｉｔｌｖｔｅｓｓｈｔｅｄｓａｃａａｆｏｔｅｒｎｉｇｓｎｏｏａｅｅｅｄｓａｃａｕｅｎｃｕａｙｆｏｔｅｒｎｉｇｓｎｏ．ｈｉｎｅｄｔｒｍａｇｎｅｓｒｓｍｐｒｄｔｇｔｈｉｎｅｍｅｓｍｅｔｃｒｃｍｇｎｅｓｒｔｈｉｃｏｔｔｒａｒｈａ

我国载人航天工程交会对接控制技术

㊀V o l ．３１㊀N o ．６㊀１３０㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀航㊀天㊀器㊀工㊀程S P A C E C R A F TE N G I N E E R I N G ㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀第３１卷㊀第６期㊀２０２２年１２月我国载人航天工程交会对接控制技术发展解永春１,２㊀张昊１,２㊀胡海霞１,２㊀吴宏鑫１,２(１北京控制工程研究所,北京㊀１００１９０)(２空间智能控制技术重点实验室,北京㊀１００１９０)摘㊀要㊀空间交会对接技术是载人航天的一项核心关键技术,中国载人航天工程推动了我国空间交会对接技术长足发展,在载人航天３０年发展历程中,我国空间交会对接技术实现了从无到有㊁从自动/人控到自主㊁从长周期到快速㊁从单一模式到多模式的重大技术跨越.文章论述了在我国载人航天三步走战略实施过程中交会对接控制技术的发展历程,分析后续任务的发展需求,给出了未来交会对接控制技术发展建议.关键词㊀载人航天工程;交会对接;自主快速;自动;人控;遥操作中图分类号:V ４７６㊀㊀文献标志码:A ㊀㊀D O I :１０３９６９/ji s s n １６７３Ｇ８７４８２０２２０６０１６C o n t r o l T e c h n o l o g y D e v e l o p m e n t o fR e n d e z v o u s a n d D o c k i n g f o rC h i n aM a n n e dS p a c eP r o gr a m X I EY o n g c h u n １,２㊀Z H A N G H a o １,２㊀HU H a i x i a １,２㊀WU H o n g x i n １,２(１B e i j i n g I n s t i t u t e o fC o n t r o l E n g i n e e r i n g ,B e i j i n g １００１９０,C h i n a )(２S c i e n c e a n dT e c h n o l o g y o nS p a c e I n t e l l i g e n tC o n t r o l L a b o r a t o r y ,B e i j i n g １００１９０,C h i n a )A b s t r a c t :R e n d e z v o u s a n dd o c k i n g i s a k e y t e c h n o l o g y o fm a n n e d s p a c e f l i g h t ．P r o m o t e db y Ch i n a M a n n e dS p a c e (C M S )P r o g r a m ,C h i n a sr e n d e z v o u sa n d d o c k i n g t e c h n o l o g y h a sd e v e l o pe d r a p i d l y a n dm a d e a l o t of a c h i e v e m e n t s ．D u r i ng th e ３０Ｇy e a r d e v e l o pm e n t o f C M S ,r e n d e z v o u s a n d d o c k i n g t e c h n o l o g i e s h a v e r e a l i z e d a g r e a t l e a p f o r w a r dd e v e l o p m e n t f r o mi n e x p e r i e n c e t o e x pe r i Ｇe n c e ,a u t o m a t i c /m a n u a l c o n t r o l t oa u t o n o m y ,l o n gp e r i o dt os h o r t p e r i o d ,a n ds i n g l em o d e l t o m u l t i Ｇm o d e ．T h i s p a p e rd i s c u s s e st h ed e v e l o p m e n t p r o c e s so fr e n d e z v o u sa n dd o c k i n g co n t r o l t e c h n o l o g y i n t h e i m p l e m e n t a t i o no fC M S t h r e e Ｇs t e p s t r a t e g y ,a n a l y z e s t h e d e v e l o p m e n t r e q u i r e Ｇm e n t s o f t h e f o l l o w Ｇu p t a s k s ,a n d g i v e s s o m e s u g g e s t i o n s f o r t h e f u t u r e d e v e l o pm e n t o f t h e c o n Ｇt r o l t e c h n o l o g y．K e y w o r d s :C h i n aM a n n e dS p a c eP r o g r a m ;r e n d e z v o u s a n dd o c k i n g ;a u t o n o m o u s a n d f a s t ;a u t o Ｇm a t i c c o n t r o lm a n u a l c o n t r o l ;t e l e o p e r a t i o n 收稿日期:２０２２Ｇ１０Ｇ１９;修回日期:２０２２Ｇ１２Ｇ０８基金项目:国家自然科学基金企业联合基金(U ２０B ２０５４)作者简介:解永春,女,研究员,博士生导师,曾任载人飞船G N C 系统主任设计师,现任空间交会对接领域技术首席,长期从事航天器制导㊁导航与控制技术研究.E m a i l :x i e y o n g c h u n ＠v i p．s i n a ．c o m .㊀㊀航天器交会对接技术是航天领域一项十分复杂㊁难度相当大的技术,是载人航天㊁深空探测㊁在轨服务等重大工程的一项核心关键技术,与载人天地往返㊁航天员空间出舱一起构成载人航天活动三大基本技术.所谓交会对接是指两个或两个以上的航天器在轨道上按预定的位置和时间会合(交会),然后在结构上连接成一体(对接)的全部飞行动作过程[１].参与交会对接的两个航天器通常一个为被动航天器,一个为主动航天器.被动航天器不作机动或做少量机动,称为目标航天器或目标器,例如空间站.主动航天器Copyright ©博看网. All Rights Reserved.需要执行一系列的轨道机动飞向目标航天器,称为追踪航天器或追踪器,例如飞船或航天飞机等.８６３计划航天技术领域专家委员会首席科学家屠善澄先生在１９８９年就提出我国要开展交会对接预先研究.之后在载人航天３０年发展历程中,我国空间交会对接技术实现了从无到有,从自动/人控到全自主,从长周期到快速的跨越式发展,圆满完成了载人航天工程任务要求,为中国人自己的空间站建设发挥了重要作用.在此过程中,独立自主,取得了一批原创性成果,有力地推动了中国航天技术的发展.本文论述了我国交会对接控制技术在载人航天工程中的研制及应用情况,并结合后续任务需求探讨交会对接控制技术未来发展趋势.１㊀载人一期交会对接控制技术发展按照我国载人航天发展战略,研制了神舟一号至神舟五号飞船,在１９９９２００３年,通过４次无人飞行和１次载人飞行,突破了载人航天的天地往返基本技术,初步建成了我国载人航天工程体系.而此时交会对接技术对我国而言还是任重道远,虽然２０世纪８０年代起老一辈航天专家已经开始围绕交会对接的概念和控制方法开展了探索性研究[１],但距离工程实现尚有很大差距.自１９９６年起,针对载人航天应用背景,我国的交会对接技术逐渐进入可行性论证阶段[２].１１㊀交会对接飞行方案论证跟踪交会对接技术发展趋势,结合我国天地联系弧段短㊁地面测控站数量有限等实际情况,经过充分论证表明我国更适宜发展自主自动的交会对接技术[３],这就决定了我国交会对接技术发展虽然起步较晚,但起点很高.交会对接从距离上讲是一个由远及近的过程,从精度上讲是一个由粗到精的过程.根据任务要求㊁轨道设计㊁测控配置㊁飞船上交会对接测量部件的性能以及交会对接的安全性要求,自动交会对接过程可划分为以下四个阶段:交会段㊁对接段㊁组合体运行段㊁撤离段.交会段又分为远距离导引段和近距离控制段.远距离导引段采用地面测定轨,再通过遥控注入方式进行轨道控制.近距离采用船上自主导航㊁制导和控制方式,所以也称为近距离自主控制段,该段根据距离的远近和制导方式的不同又分为寻的段㊁接近段和最后平移靠拢段.根据上述阶段划分,论证并确定了各阶段交会对接制导㊁导航与控制(G N C)方案,２００４年底载人飞船交会对接制导㊁导航与控制技术攻关总结报告通过评审.１２㊀交会测量敏感器选型论证按照工程总体对交会对接技术的要求:要瞄准国际先进水平,具备自动和人控交会对接双重能力.先进的交会对接方案与相对测量敏感器的先进性和能力息息相关,而在当时我国尚无用于交会任务的测量敏感器,国外相对测量敏感器的研制情况主要如下.１)微波雷达早在２０世纪６０年代初期,美国就开始了交会对接测量敏感器的研究.１９６６年,美国双子星座Ｇ８飞船与阿金纳号上面级实现了航天史上首次空间交会对接,使用的测量敏感器是L频段微波交会雷达,可在４５０k m~１５０m范围内测量出与目标飞行器的方位角㊁仰角㊁距离及距离变化率.后续的阿波罗登月和航天飞机计划也主要采用微波雷达.２)激光雷达２０世纪９０年代以来,美国开始发展自主交会对接技术.最具代表性的项目就是实验卫星系统 (X S S)㊁自主交会对接技术演示 (D A R T)卫星和轨道快车 (O r b i t a l E x p r e s s).实验卫星系统Ｇ１１上的自主交会对接测量系统由主动和被动两种测量敏感器组成.主动测量敏感器为激光成像雷达,可用于几千米内对非合作目标的测距.日本工程试验卫星ＧV I I(E T SＧV I I)近距离自主交会对接也采用激光雷达,作用距离为５００~２m,是合作方式的,反射器安装在目标器上.３)光学成像敏感器美国D A R T计划中,追踪飞行器上装有先进视频制导测量敏感器(A V G S).该敏感器测量距离为５００~０５m,视场为ʃ８ʎ,通过发射激光并回波成像解算相对位置和相对姿态.欧洲航天局为阿里安货运飞船(A T V)研制的新型的导航敏感器,通过光学成像测量０~３００m的相对位置,在３０m以内还可输出相对姿态.日本在E T SＧV I I工程试验卫星进行交会对接试验时使用了近距离相对导航敏感器(P X S),可测量０３~１０m内的相对位置和相对姿态.从当时的调研情况分析看,微波雷达是交会对接在远距离的主用敏感器,但将来的空间交会对接技术将向高精度自主自动交会对接这一方向发展,而激光雷达和光学成像敏感器是高精度自主交会对接技术的重要敏感器,美国㊁日本等航天强国都在开展相关技术验证[４].经过充分论证后,我国的交会对接技术采用远近接力的敏感器配置原则,除了微波雷达外,还把目光锁定在激光雷达和光学成１３１㊀㊀第６期㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀解永春等:我国载人航天工程交会对接控制技术发展Copyright©博看网. All Rights Reserved.像敏感器[５],到２００４年,基本完成了这些单机的可行性论证,并研制了工程样机[６].２㊀载人二期交会对接控制技术发展２００４年１２月,中央专委正式批复载人航天工程第二步立项,交会对接技术研发转入真正的工程研制阶段.经过将近十年的持续攻关,采用２天的交会对接方案,２０１１年１１月㊁２０１２年６月㊁２０１３年６月我国相继发射的神舟八号[７](见图１)㊁九号㊁十号无人和载人飞船分别与天宫一号目标飞行器成功地进行了４次自动交会对接和２次人控交会对接,标志着我国成为世界上第３个独立掌握空间交会对接技术的国家.２０１６年１０月神舟十一号载人飞船㊁２０１７年４月天舟一号货运飞船分别与天宫二号空间实验室成功地进行了自动交会对接,又向空间站建设迈出了关键一步.２１㊀系统配置及飞行阶段１)系统配置神舟载人飞船㊁天舟货运飞船制导㊁导航与控制(G N C )分系统交会对接控制系统的主要组成如下:由陀螺组合和加速度计组合构成的惯性测量单元,光学姿态敏感器(包括星敏感器㊁红外地球敏感器,数字式太阳敏感器,模拟式太阳敏感器和０Ｇ１太阳敏感器),相对测量敏感器(包括卫星导航设备,微图１㊀神舟八号与天宫一号交会对接F i g １㊀R e n d e z v o u s a n dd o c k i n g o f S h e n z h o u Ｇ８w i t hT i a n g o n gＧ１波雷达,激光雷达,光学成像敏感器),G N C 控制器.此外,飞船配置的执行机构为喷气发动机.喷气发动机有轨控发动机㊁平移发动机和姿控发动机[８].２)飞行阶段虽然在一期飞行方案的初步论证中,已经明确了交会对接任务的几个主要飞行阶段,但是每个阶段经历多长时间㊁每阶段距离如何划分㊁设置多少飞行特征点㊁飞行安全性设计原则如何,这些都是随着工程研制逐一细化和完善的(见图２),同时飞行方案的设计与各相对测量敏感器的性能又是深度耦合,因此系统设计与单机研制又是反复迭代,最终达到工程的可实现[８].图２㊀神舟飞船自动交会对接飞行阶段示意图F i g ２㊀S c h e m a t i c d i a g r a mo f S h e n z h o u s p a c e c r a f t a u t o m a t i c r e n d e z v o u s a n dd o c k i n g f l i gh t p h a s e s ２３１㊀航㊀天㊀器㊀工㊀程㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀３１卷㊀Copyright ©博看网. All Rights Reserved.２２㊀自动交会对接１)相对测量及导航研制了基于卫星导航设备㊁微波雷达㊁激光雷达㊁光学成像敏感器等多型高性能导航敏感器的自主测量系统.相对测量系统能够在相距百千米范围内提供相对位置测量,并在百米范围同时测量相对位置和相对姿态参数.不同敏感器的测量范围存在交叠,以确保同一区域至少两种敏感器可用,且测量精度由远及近逐渐提高,满足交会对接制导和控制系统对参数估计性能的要求.其中卫星导航设备作为自主控制段直至１４０m 的主导航敏器,由微波雷达和激光雷达作为备份,主要测量相对位置;１４０m以内由光学成像敏感器作为主导航敏感,测量相对位置和姿态.设计了基于冗余测量融合的组合相对导航算法,具有较好的容错性能[９]２)相对制导载人航天工程二期交会对接任务中的寻的段和接近段,采用了C W 制导[１０]和视线制导两种制导[１１]方式进行接近.(１)C W 制导将H i l l 方程写为如下形式r (t )v (t )æèçöø÷＝A B C D éëêêùûúúr (t ０)v (t ０)æèçöø÷(１)式中:A ,B ,C ,D 分别为R ３ˑ３矩阵;设ω为轨道角速度,则有A B C D éëêêùûúú＝１０６[ωT －s i n (ωT )]４s i n (ωT )ω－３T ０２[１－c o s (ωT )]ω０c o s (ωT )００s i n (ωT )ω０００４－３c o s (ωT )２[c o s (ωT )－１]ω０s i n (ωT )ω００６ω[１－c o s (ωT )]４c o s (ωT )－３０２s i n (ωT )０－ωs i n (ωT )００c o s (ωT )０００３ωs i n (ωT )－２s i n (ωT )０c o s (ωT )éëêêêêêêêêêêêêùûúúúúúúúúúúúú(２)㊀㊀一般情况下的双脉冲接近控制可以描述为:在已知初始位置㊁速度r (t ０),v (t ０),寻求控制脉冲分别作用于初始时刻和终止时刻,使得在给定时间T ＝t f －t ０内,相对位置㊁速度达到r (t f ),v (t f ).根据C W 方程解析解,双脉冲控制需要的速度增量Δv １和Δv ２满足Δv １＝B －１[r (t f )－A r (t ０)]－v (t ０)(３)Δv ２＝v (t f )－C r (t ０)－D B －１[r (t f )－A r (t ０)](４)㊀㊀(２)视线制导视线制导两个目的:①使得相对距离在空间的转动速度为零;②在视线方向上相对距离速率为负.把视线转动角速度方向的控制称为横向控制,把沿视线方向的控制称为纵向控制.对于横向控制,采用图３所示的开关控制策略,以消除视线转动的角速度.纵向控制的目的是使两个航天器按设定的轨迹或设定的走廊逐步接近.㊀㊀图３中ωo n ㊁ωo f f 为开关阀值,由测量精度㊁开启次数㊁推进剂消耗㊁最小工作时间等确定;F 为发动机推力.图３㊀横向开关控制F i g３㊀L a t e r a l s w i t c hc o n t r o l ㊀㊀３)交会对接六自由度控制基于特征模型的智能自适应控制方法是吴宏鑫院士１９９２年提出的,经过近３０年的研究,在理论和应用上均取得了重要进展,形成了一套完整的实用性很强的自适应控制理论和方法[１２].但是,基于特征模型的黄金分割自适应控制器是线性控制器,不能直接应用于解决交会对接这样的喷气非线性控制问题.针对交会对接六自由控制的任务要求和背景特点,创造性地设计了一种基于特征模型的交会对接相平面自适应控制方法,克服了现有设计参数需要人工试凑效率低下的问题,解决了交会对接过程中帆板挠性大㊁羽流干扰严重㊁姿态和轨道耦合㊁系３３１㊀㊀第６期㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀解永春等:我国载人航天工程交会对接控制技术发展Copyright ©博看网. All Rights Reserved.统延迟大情况下鲁棒性好㊁控制精度高㊁适应能力强的控制器设计难题[１３].２３㊀人控交会对接人控交会对接是指由航天员借助交会对接人控系统完成的交会对接.交会对接人控系统组成如图４所示,由测量部件㊁控制部件㊁执行部件和仪表显示设备组成.①测量部件包括两类:一类人控惯性测量单元和电视摄像机等人控专用测量设备;一类通用惯性测量单元㊁红外地球敏感器和激光雷达等与自控系统共用的测量部件.其中惯性测量单元和红外地球敏感器用于姿态确定,激光雷达测量信息用于为航天员仪表显示相对距离和相对速度信息.②控制部件包括人控控制器㊁姿态控制手柄㊁位置控制手柄和仪表系统的人控指令发送设备等.③执行部件包括姿态轨道控制发动机等控制设备.④仪表显示设备主要为航天员显示姿态及相关信息.图４㊀交会对接人控系统组成F i g ４㊀S y s t e mc o m po s i t i o no f r e n d e z v o u s a n dd o c k i n g ma n u a l c o n t r o l 航天员通过观察电视摄像机屏幕的图像信息,采用位置和姿态协调控制的方法完成百米范围内的交会对接.保持飞船向目标航天器运动,首先结合陀螺测量信息对飞船的姿态进行视线定向控制,消除飞船相对于视线的偏差,使得目标航天器的图像位于电视摄像机的视场中心.操作姿态和位置控制手柄,不断消除姿态和横向位置偏差,并使飞船以恒定的速度接近目标航天器,完成最后对接[１４].２４㊀地面仿真验证航天器飞行试验成本巨大,研发过程主要依靠地面试验模拟飞行环境和状态来验证设计的正确性.仿真试验是一种十分有效的系统设计㊁验证和测试方法,在交会对接研制中被广泛应用.针对上述问题,从交会对接任务需求出发,结合实际条件,开展了仿真验证的相关研究工作,于２００８年研制了国内首个大型近距离交会对接综合仿真验证系统[１５],如图５所示.图５㊀近距离交会对接综合仿真验证系统F i g ５㊀I n t e gr a t e d s i m u l a t i o na n dv e r i f i c a t i o n s y s t e mf o r c l o s e r a n g e r e n d e z v o u s a n dd o c k i n g该仿真验证系统不仅可连续对目标飞行器与追踪飞行器在轨近距离交会对接物理运动过程进行逼真模拟,而且通过灵活的设备配置可完成各种交会对接测量敏感器单机的性能验证和交会对接控制系统设计的闭环验证,其较大的运动范围㊁多达九个运动自由度的模拟量㊁多功能验证试验模式设计在国际上也具有鲜明特色.在我国交会对接技术的研发过程中,利用近距离交会对接综合仿真验证系统实现了对交会对接各对接方向接近㊁撤退和撤离等多种飞行工况控制设计的上千次地面仿真验证,为交会对接技术的不断优化㊁改进提供了重要基础数据,为我国多次在轨交会对接任务的圆满成功奠定了坚实基础.３㊀载人三期交会对接控制技术发展２０１３年,在神舟十号与天宫一号交会对接任务结束后,交会对接控制团队启动了自主快速交会对接的技术调研㊁方案研究工作[１６].国家科技部９７３项目全天时全方位多形式安全交会对接精确控制理论及方法研究也于同年立项,为自主快速交会对接提供了理论基础.我国完成载人航天工程二期交会对接任务后,在载人航天工程三期空间站组建和运营过程中,交会对接任务更加密集,开发高效㊁强适应性的自主快速交会对接方案具有非常重要的意义.此外,对于货运飞船㊁空间站实验舱等无人航天器,为了提高交会对接可靠性,还需要增加人控遥操作交会对接.２０２０年具有自主知识产权的载人三期追踪航天器全自主通用交会对接方案设计报告通过评审.４３１㊀航㊀天㊀器㊀工㊀程㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀３１卷㊀Copyright ©博看网. All Rights Reserved.２０２１２０２２年,天舟二号[１７]/三号/四号/五号㊁神舟十二号/十三号/十四号/十五号相继发射,采用６５h全自主快速交会对接主任务模式和２h超快速交会对接模式(天舟五号),分别与空间站天和核心舱成功实现了前向㊁后向和径向交会对接;问天/梦天实验舱采用１３５h天地一体快速交会对接模式,相继与天和核心舱成功实现前向交会对接.２０２２年１月,神舟十三号航天员乘组在空间站核心舱内采用人控遥操作方式,圆满完成天舟二号货运飞船与空间站组合体的交会对接试验.我国空间站建造阶段的交会对接任务全部圆满完成.３１㊀全相位多模式自主快速交会对接在已有载人航天工程二期远距离导引地面制导算法研究及前期远距离快速交会技术调研和方案研究的基础上,提出了基于火箭入轨条件,且适应性较好㊁具有较大故障容忍能力的自主远距离交会方案,如图６所示.与俄罗斯的准共面发射实现两圈快速对接不同[１８],该方案包括基于锚点设定和时空折叠的调相策略㊁多变量协调的自主安全快速交会对接制导策略和算法㊁故障处置策略等.相关算法计算量小㊁可靠性高,可应用于航天器在轨自主计算.通过研究制导脉冲和相位角调整的规律,针对入轨轨道条件给出了最短时间交会对接的相位调整能力,使得该方案在推进剂消耗基本保持不变的条件下,可大大增加追踪航天器和目标航天器的初始相位差,最大程度的适应火箭入轨偏差,提高任务实施的宽松度.采用该方案,近地轨道交会对接飞行时间可在２h~３d范围内自适应调整.图６㊀自主快速交会对接过程示意图F i g ６㊀S c h e m a t i c d i a g r a mo f a u t o n o m o u sq u i c k r e n d e z v o u s a n dd o c k i n gp r o c e s s ３２㊀人控遥操作交会对接相对于载人航天工程二期载人飞船的人控交会对接,从货运飞船开始,在原有载人飞船人控交会对接功能的基础上,又新增了人控遥操作交会对接功能.由于摄像机依然配置在来访飞行器上,但航天员人控遥操作是在空间站上,因此为满足人控遥操作的需求,增加了遥操作摄像机㊁图像压缩编码解码单元及空空无线高速传输等设备.与载人飞船的直接人控交会对接技术相比,人控遥操作交会对接系统架构变化明显㊁控制回路的时延更大.大时延条件下的交会对接控制是人控遥操作系统设计的难点,为满足控制系统方案要求,载人三期任务研制中对时延控制进行了专门设计,对各个时延环节进行了严格控制,目前在轨应用可以满足使用需求[１９].３３㊀复杂航天器高精度鲁棒控制以复杂航天器交会对接高精度鲁棒控制为背景,不断丰富和发展基于特征模型的相平面高精度控制及实现方法.在理论上,首次提出了相平面闭环控制稳定性定理,解决了相平面控制稳定性证明的科学难题,给出了保证系统稳定的相平面参数关联机理和约束关系,为相平面控制参数设计奠定了重要理论基础[２０Ｇ２２].在方法上,建立了目标相对运动的特征模型,总结提炼了一种基于特征模型的相平面自适应控制方法,通过将目标转动角速度引入相对运动方程推导,分析捕获瞬时对接轴的控制能力需求(见图７),相平面参数设计根据需求分析结果及稳定性条件,随目标转动特性㊁纵向距离等进行自适应调整,作为一种参数可设计的相平面位置姿态控制方法,实现了复杂航天器多模式交会对接位置姿态高精度鲁棒控制.上述控制方法为载人飞船㊁货运飞船等复杂航天器交会对接任务的成功实施,提供了重要的技术支撑.这些方法不仅适用于空间交会对接任务,还具有较强的通用性,可以应用于其它高阶㊁慢时变㊁大延迟㊁强干扰航天器的喷气控制,如带有挠性太阳帆板的充液卫星的姿态轨道控制㊁大挠性航天器喷气控制等,丰富发展了基于特征模型的自适应控制理论方法.图７㊀捕获瞬时对接轴F i g ７㊀C a p t u r e i n s t a n t a n e o u s d o c k i n g a x i s５３１㊀㊀第６期㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀解永春等:我国载人航天工程交会对接控制技术发展Copyright©博看网. All Rights Reserved.３４㊀发动机最优配置和指令分配从载人航天工程二期开始,交会对接控制团队在国内就率先开展了交会对接姿轨控推力器指令分配及配置问题研究[２３],经过载人航天工程三期的深入研究,①提出了一种多执行机构最优控制指令分配方法.针对复杂任务多执行机构位置控制和姿态控制互相耦合干扰,影响控制精度和稳定度,且使用效率较低的问题,考虑每台执行机构在复杂任务所有控制维度上的输出,将控制指令分配问题转化为针对控制指令的精确方程组求解问题,并基于推进剂消耗等性能指标获得唯一最优解,从而提高复杂航天器位置姿态六自由度控制精度和稳定度,并减少推进剂消耗[２４].②提出了一种复杂任务多执行机构构型优化设计方法.针对复杂任务执行机构配置数量过多且使用效率低的问题,通过建立构型参数与各执行机构输出的控制量之间的矩阵关系,将考虑偏差和故障冗余的执行机构配置数量问题转化为使得方程组有解的矩阵可逆问题,得到控制任务维数与执行机构数量间的确定关系.将布局优化问题转化为非线性规划问题,根据基于性能指标的构型优化模型,并结合任务需求和约束得到性能最优的构型设计结果,解决了执行机构构型设计技术难题,使复杂航天器的发动机配置数量大幅下降[２５Ｇ２６].４㊀后续发展需求与展望４１㊀载人登月和深空探测我国载人航天工程和月球探测工程作为国家科技发展的两项重大工程,正按照既定计划稳定有序的开展.推进以载人登月为目标的月球探测任务是我国下阶段航天活动的必然趋势,也是我国航天事业持续发展的重大举措.实施月球轨道交会对接可大幅减小从地球或月面发射航天器的规模,有效降低对起飞运载能力的要求.因此,月球轨道交会对接技术是载人登月和建立月球基地的支撑性技术之一.月球空间环境与地球差异很大,而相较于无人月球探测任务,载人登月任务探测器规模更大,结构更为复杂,在任务类型㊁快速性㊁自主性和安全性等方面,对交会对接技术提出了新的要求.在深空探测方面,我国已实现了无人月球采样返回,未来还要实施火星采样返回㊁小行星采样返回等.由于距离更加遥远,不确定性更大,对交会对接的智能性和自主性要求会越来越高.４２㊀在轨服务太空中有大量航天器在轨运行,承担着通信㊁气象㊁探测和导航等任务,这些航天器与我们生活密切相关,对人类社会进步和科技发展起着重要作用.航天器经过长时间运行,其器件容易老化并发生故障,同时,随着技术的进步,在轨航天器的关键部件也需要升级换代,目前只能通过发射新的航天器,替代旧的故障航天器来实现上述目标.对故障航天器开展在轨维护可以有效延长航天器使用寿命,降低航天发射和运行成本,因此在轨维护是重要的发展趋势.在轨维护要对接的航天器通常是非合作目标,针对非合作目标的交会逼近或对接停靠控制和合作目标有很大的不同,因为非合作目标通常没有运动控制能力,交会的目标轨道一般是椭圆轨道,若要实现与这些目标的交会对接或者捕获,必须研究基于一般椭圆轨道的交会对接技术.４３㊀基于人工智能的空间交会对接技术智能航天器是指具备态势感知㊁信息融合㊁自主决策㊁组网协同,可实现自主㊁高动态与分布协同工作,具有自主学习能力的航天器.智能是未来航天器成功自主执行各种复杂交会对接任务的主要手段,通过在航天器上建立远程智能体,不依赖外界的信息注入和控制或者尽量少依赖外界控制而能够准确的感知自身的状态和外部环境,实现航天器的自我管理㊁自行完成感知㊁决策和执行.利用深度强化学习技术,通过学习训练,使航天器具备以观测到的目标航天器图像序列为输入,通过自身控制完成与目标航天器的交会和对接过程.智能交会对接具备人控交会对接鲁棒性强的特点,具备学习能力,能够适应更大的不确定性,具有更广阔的应用前景.５㊀结束语中国载人航天工程推动了我国空间交会对接技术的长足发展,在载人航天３０年发展历程中,作为载人航天的基本技术,我国的空间交会对接技术实现了从无到有㊁从自动/人控到自主㊁从长周期到快速㊁从单一模式到多模式的重大技术跨越,圆满完成了载人航天三步走战略,同时也促进了航天器自主控制技术的发展,为航天强国建设贡献了力量.参考文献(R e f e r e n c e s)[１]林来兴．空间交会对接技术[M]．北京:国防工业出版６３１㊀航㊀天㊀器㊀工㊀程㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀３１卷㊀Copyright©博看网. 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基于交会对接CCD光学成像敏感器的双目测量算法

关键词：交会对接；ＣＤ成像敏感器；双目测量算法；抗干扰Ｃ
中图分类号：Ｔ７Ｎ３９文献标识码：Ａ
文章编号：６４１７（０１０．０６０１７．５９２１）６０６ —６
ＤｏＩ０３６／．ｓｎ１７ —５９２１．６０１：１．９９ｊｉｓ．６４１７．０１０．１
（．京控制工程研究所，京１０９；．间智能控制技术重点实验室，京１０９）１北北０１０２空北０１０摘要：在空间交会对接近距离逼近阶段，ＣＣＤ光学成像敏感器作为相对导航
信息获取的主要测量敏感器，测量性能直接关系到空间交会对接能否成功．其针
从而实现故障情况下测量数据的平稳过渡．
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１ＣＣ成像敏感器的测量原理Ｄ
ＣＤ光学成像敏感器单个像机测量的基本原Ｃ
ｍｅｔｓｎｏ，ｔｎｅｓｒｈｅＣＣＤｐｉａｅｓｒｃｎｐｏｉｈｎｏｍａｉｎｏｅａｉｅｎｖｇｔｏｏｔｃｌｓｎｏａｒｖｄｅｔｅｉｆｒｔｏｆｒｌｔａｉａｉｎ．Ｔｈｃｕａｙｏｖｅａｃｒｃｆｉｓｒａ—ｉｅｓｒｍｅｔｉｈｅｅｍｉｎｓｏｈｕｃｓｆＲＶＤ．ＡｅｂｉｃｌｒａｇｒｔｔｅｌｔｍｅｍａｕｅｎｓｔｅｄｔｒｎａｔｎｔｅｓｃｅｓｏｎｗｎｏｕａｌｏｉｈｍａｅｂｓｄｏｉｎｍａｎＣＣＤａｒｓｔｅｖｓｏｌｏｉｍｆＣＣＤｐｉａｅｏｏｅｄｅｖｕｓａｏｋｉｓｓｕｉｄｃｍｅａａｈｉｉｎａｇｒｔｈｏｏｔｌｓｎｓｒｆｒｒｎｚｏｎｄｄｃｎｇｉｔｄｅｃｉｈｉｐｐｒＴｈｏｓｅｉｔｎｃｂｌｙｏｉｏｕａｅｓｒｍｅｔａｇｒｔｍｓｓｕｉｄｂｉｈ — ｎｔｓａｅ．ｅｎｉｅｒｓｓａｅａｉｉｆｔｂｎｃｌｒｍａｕｅｎｌｏｉｈｉｔｄｅｙｕｓｎｇｔｅｔｈｅｏｅｉａｎｌｓｓａｄｒｓｌｓｏｕｅｉａｉｌｔｎａｅｐｏｉｅ．ｒｔｌａａｙｉｎｅｕｔｆｎｍｒｃｌｓｍｕａｉｒｒｖｄｄｃｏＫｅｗｏｒｙｄｓ：ｒｎｅｖｕｎｏｋｉｅｄｚｏｓａｄｄｃｎｇ；ＣＣＤｐｉａｓｎｏ；ｂｎｃｌｒｍｅｓｒｍｅｔａｇｒｔｍ；ｎｉｅｒ — ｏｔｃｌｅｓｒｉｏｕａａｕｅｎｌｏｉｈｏｓｅ

交会对接光学成像敏感器遮光罩设计

（京控制工程研究所，京１０９）北北０１０
摘要：遮光罩是交会对接光学成像敏感器中杂光抑制的重要组件，对有效提取目标点信息、证保
敏感器定姿精度有重要作用．重阐述了基于蒙特卡洛法的交会对接光学成像敏感器遮光罩设计，着
ｓｇｓｄｓｒｂｅｎｔｉａｅ．Ｍｏｅｖｒｙｍｅｎｓｏｐｉａｉｕａｉｎｓ，ｗａｅｔｏｉｎｉｅｃｉｄｉｈｓｐｐｒｒｏｅ，ｂａｆｏｔｃｌｓｍｌｔｏｏｒｈｅｃｍｐａｉｏｅｗｅｎｒｓｎｂｔｅｔｅｓｍｕａｉｎｒｓｌｏｈｅｉｎａｄｔｘｅｉｎｅｕｔｓｏｈｔｔｅｄｓｇｅｈｄｉｆｃｉｅｈｉｌｔｏｅｕｔｆｔｅｄｓｇｎｈｅｅｐｒｍｅｔｒｓｌｈｗｓｔａｈｅｉｎｍｔｏｓｅｆｔｖ．ｅＫｅｗｏｄｓｏｔａｍａｉｇｓｎｏ；ｂｆｅ；ｓｒｙｌｇｔｓｐｒｓｉｎｙｒ：ｐｉｌｉｇｎｅｓｒｃａｌｔａｉｈｕｐｅｓｏ
的杂光源干扰，重时甚至不能正常进行目标识别．严
交会对接光学成像敏感器是完成交会对接任务
的关键单机。，。由安装在运输飞船上的交会测量相机和安装在目标飞行器上的目标标志器组成，主
Ａｂｓｒｃ：ｆｌｓａｍｐｒａｔａｉｈｕｐｒｓｉｎａｓｍｂｌｆｏｔａｍａｉｅｓｒｕｅｎａｏｏｔａｔＢａｆｅｉｎｉｏｔｎｔｓｒｙｌｇｔｓｐｅｓｏｓｅｙｏｐｉｌｉｇｎｇｓｎｏｓｄｉｕｔｎ — ｃ

空间交会对接CCD光学成像敏感器光学特性

占像元数与传输距离之间的关系。用超焦距方法解决了ＣＤ像机对有限远距离范围内工Ｃ
作时的成像清晰度问题，采用了像方远心光路设计解决了系统测量精度问题。研究了太阳
光进入ＣＤ像机视场和照射对接口反射后对ＣＤ像机产生的影响。ＣＣ
合作目标的光功率及其影响因素并讨论了太阳光对ＣＤ摄像机的影响。如何确定合作目标器光功Ｃ
率及其与ＣＤ像机各参数的制约关系，是首要解决的问题。光电探测系统可以看作是光能的聚集Ｃ和转换系统，从探测目标辐射源发出的辐射能通过光学系统收集、由感光材料将辐射能转换为电２
ＣＤ所需最小辐照度为Ｃ
Ｅ一
一研ｂＶ
（）３
收稿日期：２０ —９２。收修改稿日期：２０ —３００５０ —６０６０ —８
维普资讯
理想朗伯体辐射源各方向上辐亮度不变，朗伯体单位表面积向空间规定方向单位立体角内发射的
辐射通量与表面法线方向夹角余弦成正比。
。一（Ｏ（／）ｄＳｅ２ △Ｓ力（）６
图１合作目标能量空间分布图
的Ｂ是不同的。应采用如下方式计算所需光源
最小发射功率。合作目标能量空间分布图如图１
所示。

第八章航天器自主导航与案例分析

第八章航天器自主导航与案例分析本章首先对航天器自主导航的概念和方法、航天器自主导航技术与系统的发展进行了简要介绍；然后，结合国外几个典型的先进航天器技术在轨飞行演示验证计划（项目），对其自主导航、指导与控制系统方案进行了分析。

8.1 航天器自主导航的方法航天器导航技术是航天器制导、导航与控制（GNC）技术的重要组成部分。

航天器GNC 技术是使航天器到达或保持在预定轨道，或到达预定状态所需的航天器运动状态参数的测量与确定技术、轨道控制技术和姿态控制技术的集成，是航天器工程的一项核心技术。

测量与确定技术是采用测量装置进行测量并对测量信息进行处理，得到航天器运动状态参数的技术，包括导航技术和姿态确定技术等。

航天器导航是指采用某种测量方式，对导航敏感器的测量数据进行实时处理和计算，确定航天器在当前时刻相对于给定参考系的导航参数或轨道参数。

航天器导航也称为轨道确定。

按照轨道控制或制导的要求不同，导航系统给出不同形式的导航参数。

轨道确定利用地面站的测量数据，或导航卫星数据，或其他星载导航敏感器的测量数据，确定航天器的6个轨道要素，或它在地心惯性坐标系中的3个位置分量和3个速度分量。

航天器交会对接、编队飞行等的控制需要相对导航，即利用（相对）导航敏感器的测量信息，确定航天器之间的相对运动参数，它们可以是在航天器轨道坐标系中的位置分量和速度分量，也可以是在视线坐标系中的距离、方位角和俯仰角及它们的变化率，有时还包括相对姿态和它们的变化率。

按获取测量信息的方式，航天器的导航有惯性导航、无线电导航、光学导航（包括大多数天文导航）、地磁导航和组合导航等多种。

目前，国内外航天器的导航大多是依靠地面设备完成的。

通过光学测量系统和无线电测量系统对航天器进行跟踪测量，地面计算机确定航天器的轨道和位置，经上行遥控发射设备将运动参数注入航天器并发出控制指令。

随着航天任务的发展，对航天器运行提出了自主性和自动化要求。

而航天器要实现自主、自动，首先要求实现自主导航。

交会对接多航天器联合闭环测试模式设计与验证

计算机测量与控制．２０２０．２８（１１）　犆狅犿狆狌狋犲狉犕犲犪狊狌狉犲犿犲狀狋牔犆狅狀狋狉狅犾　·５４　·收稿日期：２０２００６２９；　修回日期：２０２００７２０。

作者简介：杨　枫（１９７７），女，黑龙江哈尔滨人，硕士，高级工程师，主要从事载人航天器综合测试方案设计及仿真方向的研究。

文章编号：１６７１４５９８（２０２０）１１００５４０５ＤＯＩ：１０．１６５２６／ｊ．ｃｎｋｉ．１１－４７６２／ｔｐ．２０２０．１１．０１２中图分类号：Ｖ４１６文献标识码：Ａ交会对接多航天器联合闭环测试模式设计与验证杨　枫１，２，任　亮１，２（１．南京航空航天大学航空宇航学院，南京　２１００１６；２．中国空间技术研究院，北京　１０００９４）摘要：在载人航天领域，多航天器交会对接技术是研制的关键和难题，闭环测试系统设计的重要性尤为突出，用于交会对接的多航天器联合闭环测试的设计与实施，实现了多航天器间的一体化实时动态同步电测，实现了多航天器及其测试系统的时序同步，以及敏感器及其模拟器和机电系统的动力学模型同步动态联合实时驱动的同步控制，采用了多航天器一体化实时精确控制的自动化测试，以及多航天器间多通道大回路信息流的实时统一管理；解决飞行任务阶段，多航天器交互状态的验证问题，在地面真实呈现交会对接飞行的全过程，达到多船器联合电测的目的。

关键词：交会对接；多航天器；闭环测试；同步一体化；测试系统设计；对接分离时序犇犲狊犻犵狀犪狀犱犞犲狉犻犳犻犮犪狋犻狅狀狅犳犑狅犻狀狋犆犾狅狊犲犱－犾狅狅狆犜犲狊狋犕狅犱犲犳狅狉犚犲狀犱犲狕狏狅狌狊犪狀犱犇狅犮犽犻狀犵犕狌犾狋犻狆犾犲犛狆犪犮犲犮狉犪犳狋ＹａｎｇＦｅｎｇ１，２，ＲｅｎＬｉａｎｇ１，２（１．ＤｅｐａｒｔｍｅｎｔｏｆＡｅｒｏｎａｕｔｉｃｓａｎｄＡｓｔｒｏｎａｕｔｉｃｓＥｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇ，ＮａｎｊｉｎｇＵｎｉｖｅｒｓｉｔｙｏｆＡｅｒｏｎａｕｔｉｃｓａｎｄＡｓｔｒｏｎａｕｔｉｃｓ，Ｎａｎｊｉｎｇ　２１００１６，Ｃｈｉｎａ；２．ＣｈｉｎａＡｃａｄｅｍｙｏｆＳｐａｃｅＴｅｃｈｎｏｌｏｇｙ，Ｂｅｉｊｉｎｇ　１０００９４，Ｃｈｉｎａ）犃犫狊狋狉犪犮狋：Ｉｎｔｈｅｆｉｅｌｄｏｆｍａｎｎｅｄｓｐａｃｅｆｌｉｇｈｔ，ｍｕｌｔｉｓｐａｃｅｃｒａｆｔｒｅｎｄｅｚｖｏｕｓａｎｄｄｏｃｋｉｎｇｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙｉｓｔｈｅｋｅｙａｎｄｄｉｆｆｉｃｕｌｔｐｒｏｂｌｅｍｏｆｄｅｖｅｌｏｐｍｅｎｔ，ａｎｄｔｈｅｉｍｐｏｒｔａｎｃｅｏｆｔｈｅｄｅｓｉｇｎｏｆｃｌｏｓｅｄ－ｌｏｏｐｔｅｓｔｓｙｓｔｅｍｉｓｐａｒｔｉｃｕｌａｒｌｙｐｒｏｍｉｎｅｎｔ．Ｔｈｅｄｅｓｉｇｎａｎｄｉｍｐｌｅｍｅｎｔａｔｉｏｎｏｆｊｏｉｎｔｃｌｏｓｅｄ－ｌｏｏｐｔｅｓｔｏｆｍｕｌｔｉｓｐａｃｅｃｒａｆｔｆｏｒｒｅｎｄｅｚｖｏｕｓａｎｄｄｏｃｋｉｎｇｒｅａｌｉｚｅｓｔｈｅｉｎｔｅｇｒａｔｅｄｒｅａｌ－ｔｉｍｅｄｙｎａｍｉｃｓｙｎｃｈｒｏｎｏｕｓｅｌｅｃｔｒｉｃａｌｔｅｓｔｏｆｍｕｌｔｉｓｐａｃｅｃｒａｆｔ，ｒｅａｌｉｚｅｓｔｈｅｔｉｍｉｎｇｓｙｎｃｈｒｏｎｉｚａｔｉｏｎａｎｄｓｅｎｓｉｔｉｖｉｔｙｏｆｍｕｌｔｉｓｐａｃｅｃｒａｆｔａｎｄｉｔｓｔｅｓｔｓｙｓｔｅｍＴｈｅｄｙｎａｍｉｃｍｏｄｅｌｏｆｔｈｅｓｉｍｕｌａｔｏｒａｎｄｔｈｅｍｅｃｈａｎｉｃａｌａｎｄｅｌｅｃｔｒｉｃａｌｓｙｓｔｅｍｉｓｄｒｉｖｅｎｓｙｎｃｈｒｏｎｏｕｓｌｙａｎｄｄｙｎａｍｉｃａｌｌｙｉｎｒｅａｌｔｉｍｅ．Ｔｈｅａｕｔｏｍａｔｉｃｔｅｓｔｏｆｔｈｅｉｎｔｅｇｒａｔｅｄｒｅａｌ－ｔｉｍｅｐｒｅｃｉｓｅｃｏｎｔｒｏｌｏｆｍｕｌｔｉｐｌｅｓｐａｃｅｃｒａｆｔａｎｄｔｈｅｒｅａｌ－ｔｉｍｅｕｎｉｆｉｅｄｍａｎａｇｅｍｅｎｔｏｆｔｈｅｍｕｌｔｉ－ｃｈａｎｎｅｌａｎｄｌａｒｇｅｌｏｏｐｉｎｆｏｒｍａｔｉｏｎｆｌｏｗｂｅｔｗｅｅｎｍｕｌｔｉｐｌｅｓｐａｃｅｃｒａｆｔａｒｅａｄｏｐｔｅｄ．Ｔｏｓｏｌｖｅｔｈｅｐｒｏｂｌｅｍｏｆｔｈｅｖｅｒｉｆｉｃａｔｉｏｎｏｆｔｈｅｉｎｔｅｒａｃｔｉｏｎｓｔａｔｅｏｆｍｕｌｔｉｐｌｅｓｐａｃｅｃｒａｆｔｉｎｔｈｅｍｉｓｓｉｏｎｐｈａｓｅ，ａｎｄｐｒｅｓｅｎｔｔｈｅｗｈｏｌｅｐｒｏｃｅｓｓｏｆｒｅｎｄｅｚｖｏｕｓａｎｄｄｏｃｋｉｎｇｆｌｉｇｈｔｏｎｔｈｅｇｒｏｕｎｄ，ｓｏａｓｔｏａｃｈｉｅｖｅｔｈｅｐｕｒｐｏｓｅｏｆｊｏｉｎｔｅｌｅｃｔｒｉｃａｌｍｅａｓｕｒｅｍｅｎｔｏｆｍｕｌｔｉｐｌｅｓｐａｃｅｃｒａｆｔ．犓犲狔狑狅狉犱狊：ｒｅｎｄｅｚｖｏｕｓａｎｄｄｏｃｋｉｎｇ；ｍｕｌｔｉｓｐａｃｅｃｒａｆｔ；ｃｌｏｓｅｄ－ｌｏｏｐｔｅｓｔ；ｓｙｎｃｈｒｏｎｏｕｓｉｎｔｅｇｒａｔｉｏｎ；ｔｅｓｔｓｙｓｔｅｍｄｅｓｉｇｎ；ｄｏｃｋｉｎｇｓｅｐａｒａｔｉｏｎｓｅｑｕｅｎｃｅ０　引言在载人航天领域，多航天器交会对接技术是研制的关键和难题，交会对接闭环测试系统设计的重要性尤为突出，主要解决飞行任务阶段，多航天器交互状态的验证问题，突破了系统电测中多维度测试的关键技术，为顺利完成电测任务提出保障。

国外自主交会测量敏感器技术发展趋势

Ｄｅｖｅｌｏｐｍｅｎｔｔｒｅｎｄｏｆｆｏｒｅｉｇｎｒｅｎｄｅｚｖｏｕｓａｎｄｄｏｃｋｉｎｇｓｅｎｓｏｒｓ
ＨａｎＸｕ，ＨｕａｎｇＪｉａｎｂｉｎ，ＬｉＺｈｉ
１．１欧洲ＧＥＯ智能恢复器（ＲＯＧＥＲ）为了解决ＧＥＯ资源日趋紧张的问题，２００１年欧
体成像系统（０．５～１００ｍ）和短距离激光测距仪（０～
２ｍ），使用范围如图２所示。
时，新型探测传感器逐渐进入人们的视野。结合国外自主交会任务，通过介绍自主交会敏感器
的发展历程，分析了未来交会对接敏感器的发展方向。
关键词：自主交会对接；敏感器；目标导航中图分类号：ＴＮ９７１．５文献标识码：Ａ
２４
航天电子对抗
第３０卷第３期
国外自主交会测量敏感器技术发展趋势
韩旭，黄剑斌，李志
（钱学森空间技术实验室，北京１０００９４）
摘要：基于空间任务的高可靠性要求，在传统传感器通过技术改进等方式提升性能的同
ｂｉｎａｔｉｏｎｗｉｔｈｔｈｅｆｏｒｅｉｇｎａｕｔｏｎｏｍｏｕｓｒｅｎｄｅｚｖｏｕｓ，ｂｙｉｎｔｒｏｄｕｃｉｎｇｔｈｅｄｅｖｅｌｏｐｍｅｎｔｐｒｏｃｅｓｓｏｆｔｈｅａｕｔｏｎｏｍｏｕｓｒｅｎｄｅｚｖｏｕｓｓｅｎｓｏｒｓ，ｔｈｅｄｅｖｅｌｏｐｍｅｎｔｔｒｅｎｄｏｆｆｏｒｅｉｇｎｒｅｎｄｅｚｖｏｕｓａｎｄｄｏｃｋｉｎｇｓｅｎｓｏｒｓｉｓａｎａｌｙｚｅｄ．

从空间实验室到空间站的总体设计思

㊀第３１卷㊀第６期２０２２年１２月㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀航㊀天㊀器㊀工㊀程S P A C E C R A F TE N G I N E E R I N G ㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀V o l ．３１㊀N o ．６㊀㊀㊀㊀７从空间实验室到空间站的总体设计思路杨宏(北京空间飞行器总体设计部,北京㊀１０００９４)摘㊀要㊀２０２２年是我国载人航天工程立项３０周年,我国空间站基本构型在轨组建完成.空间实验室和空间站均为交会对接目标和负责组合体控制与管理的航天器,我国在空间实验室任务实施过程中,逐步突破和掌握了空间站部分关键技术,为空间站的研制与建造奠定了技术基础,积累了工程经验.文章结合我国载人工程研制历程,对从天宫一号空间实验室到天宫空间站的系统一体化设计㊁平台关键技术突破㊁关键工艺和产品研制等总体设计进行阐述.关键词㊀空间实验室;空间站;总体设计;一体化设计;组合体管理中图分类号:V ５７㊀㊀文献标志码:A ㊀㊀D O I :１０３９６９/ji s s n １６７３Ｇ８７４８２０２２０６００２S y s t e m D e s i g n f r o mS p a c eL a b o r a t o r y t oC h i n a S pa c e S t a t i o n Y A N G H o n g(B e i j i n g I n s t i t u t e o f S p a c e c r a f t S y s t e m E n g i n e e r i n g ,B e i j i n g １０００９４,C h i n a )A b s t r a c t :２０２２i s t h e３０t ha n n i v e r s a r y o fC h i n a M a n n e dS p a c eP r o gr a m ,m e a n w h i l e ,t h eb a s i c c o n f i g u r a t i o n o f t h eC h i n a S p a c e S t a t i o nh a s b e e n e s t a b l i s h e d ．A s t h e r e n d e z v o u s a n d d o c k i n gt a r Ｇg e t a n d t h e s p a c e c r a f t r e s p o n s i b l e f o r t h e c o n t r o l a n dm a n a g e m e n t o f t h e c o m b i n a t i o n ,s o m e k e y t e c h n o l o g i e s o f t h e s p a c e s t a t i o nh a v e g r a d u a l l y b r o k e nt h r o u g ha n d m a s t e r e dd u r i n g t h e i m pl e Ｇm e n t a t i o no f t h e s p a c e l a b o r a t o r y m i s s i o n ,l a y i n g a t e c h n i c a l f o u n d a t i o nf o r t h ec o n s t r u c t i o no f t h e s p a c e s t a t i o n a n d a c c u m u l a t i n g e n g i n e e r i n g e x p e r i e n c e ．I n t h i s p a p e r ,t h e s y s t e md e s i gn o f i n Ｇt e g r a t e dd e s i g n ,k e y t e c h n o l o g i e s ,k e y w o r k m a n s h i p a n d p r o d u c t d e v e l o p m e n t f r o m T i a n g o n g Ｇ１s p a c e l a b o r a t o r y t oT i a n g o n g s p a c e s t a t i o n i s d e s c r i b e d ．K e y w o r d s :s p a c e l a b o r a t o r y ;s p a c e s t a t i o n ;s y s t e md e s i g n ;i n t e g r a t e dd e s i g n ;c o m b i n a t i o nm a n Ｇa ge m e n t 收稿日期:２０２２Ｇ１２Ｇ０１;修回日期:２０２２Ｇ１２Ｇ１８基金项目:中国载人航天工程作者简介:杨宏,男,研究员,中国工程院院士,中国载人航天工程空间站系统总设计师,从事载人航天器总体设计工作.E m a i l :z h o u h c h ７７＠１６３．c o m .㊀㊀１９９２年９月２１日,中央政治局正式批准实施我国载人航天工程,并确定了三步走的发展战略.载人航天工程第一步是发射载人飞船,建成初步配套的试验性载人飞船工程,开展空间应用实验.第二步是突破航天员出舱活动技术和空间飞行器交会对接技术,发射空间实验室,解决有一定规模的短期有人照料的空间应用问题.第三步是建造空间站,解决有较大规模的长期有人照料的空间应用问题.通过神舟一号至神舟六号载人飞船任务,圆满完成载人航天工程第一步发展战略目标,使我国成为世界上第３个独立自主掌握载人航天基本技术的国家.通过神舟七号至神舟十一号㊁天宫一号㊁天宫二号㊁天舟一号共８次飞行任务的实施,突破并掌握了出舱活动㊁空间交会对接㊁推进剂在轨补加和航天员在轨中期驻留等关键技术,圆满完成了载人航天工程第二步发展战略目标,并预先验证了空间站部分关键技术.载人航天工程第三步从２０１０年空间站任务立项开始,全面开展关键技术攻关和研制工作.从２０２１年４月２９日至２０２２年１１月２９日,通过先后成功发射空间站３个舱段㊁４艘载人飞船和４艘货运飞船共１１次飞行任务,突破并掌握了大型组合体建造和控制㊁空间大型电源㊁再生式生命保障㊁空间机械臂㊁航天员长期在轨驻留等空间站关键技术,完成了空间站T字基本构型组合体的在轨建造,开始转入空间站应用与发展阶段.载人航天工程从立项之初就着眼于空间站建设目标,在工程实施过程中逐步突破和掌握相关关键技术,奠定技术基础,积累工程经验,循序渐进地实现工程目标.其中:空间实验室㊁空间站均是作为组合体控制与管理㊁提供航天员在轨驻留和开展空间应用实验的航天器,其任务㊁功能及工程研制特点是相似的,在总体设计思想上一脉相承.本文结合空间实验室任务至空间站任务的研制历程,对从空间实验室到空间站的总体设计思路进行阐述.１㊀空间实验室任务１１㊀确定总体设计思路２００４年１２月,中央政治局批准启动我国载人航天第二步任务,并明确第二步任务重点放在航天器交会对接和航天员空间活动等重大技术突破上.完整的载人交会对接技术包括交会㊁对接㊁组合体管理与控制等,以形成空间站建造和运营所需能力.我国两弹一星功勋王希季院士将天宫空间实验室与载人飞船对接后形成组合体的复杂过程言简意赅地概括为１＋１＝１ ,并将其明确为突破㊁掌握载人航天器交会对接技术的标志之一,即:不仅要突破２个航天器在轨交会对接技术,还要掌握组合体控制和管理技术,进而掌握空间站所需的组装建造技术.在综合分析了国外空间实验室发展历程和成功经验,并充分借鉴我国载人航天工程第一步任务技术成果基础上,确立了我国空间实验室设计的指导思想为明确目标㊁充分验证;充分继承㊁注重创新;以人为本㊁安全可靠;规模适度㊁兼顾应用 [１].受当时运载火箭发射能力的约束,我国空间实验室确定为８吨级天宫一号目标飞行器,具备自主飞行及试验支持㊁交会对接及组合体管理㊁航天员驻留技术支持三类功能.其中:自主飞行及试验支持功能包括自主供电㊁测控通信㊁热控㊁环境控制与生命保障㊁轨道与姿态控制,并具有一定的空间防护能力,以及支持开展部分空间科学实验的能力;交会对接及组合体管理功能包括交会对接㊁组合体轨道相位调整㊁姿态保持,并在载人飞船和空间实验室设计基础上开展组合体信息㊁能源㊁环境等控制能力设计,以实现１＋１＝１的组合体控制要求;航天员驻留技术支持功能包括了工作和生活空间支持㊁医学和工效学支持㊁生活保障支持等功能.为了稳步㊁有效地实现载人航天第二步任务目标,总体在任务规划上通过天宫一号突破和掌握低轨长寿命㊁高可靠载人航天器设计制造技术,做到平台一步到位 ;通过天宫一号先后与神舟八号㊁九号㊁十号３艘载人飞船逐步㊁多次验证了无人交会对接㊁有人交会对接㊁手控交会对接,以及电解制氧㊁动态水气分离㊁组合体控制㊁航天员驻留支持等技术,并开展了多项空间实验.因此,通过天宫一号目标飞行器的飞行试验,既支持了交会对接任务,又为空间站部分关键技术进行了先期验证,降低了整个工程风险,以较小的代价达到了一次任务多方受益的效果,最大程度地发挥了天宫一号的效益,部分功能和指标已经达到国际２０吨级空间实验室的水平.１２㊀突破平台关键技术在设计天宫一号目标飞行器时就在继承和借鉴载人飞船设计和研制技术的同时,考虑和分析了长期在轨飞行载人航天器所需要的平台技术,开展了航天器耐低轨空间环境及长寿命设计㊁交会对接和组合体管理与控制设计㊁航天员驻留支持设计㊁安全模式设计等航天器关键技术.１２１㊀低轨长寿命设计空间实验室设计寿命相比载人飞船增至２年,是我国首个低轨长寿命载人航天器,面临长期在轨飞行下的复杂空间环境和高可靠性要求等多项挑战,在航天器在轨测量与控制㊁长期在轨发电性能㊁机电产品长期工作性能㊁舱体结构保持密封性和稳定性㊁机构产品长期运动性能,以及热控㊁润滑㊁密封等材料性能等多个方面均需要重新认识,对航天器系统设计㊁产品配置和产品工艺等方面均提出了严格要求.由此,建立了从分析与识别影响寿命要素入手,根据任务剖面开展系统和产品寿命设计㊁规划地面寿命验证和在轨寿命评估方法的载人航天器长寿命设计与验证体系,并与可靠性设计相结合,满足长寿命㊁高可靠的任务要求.１２２㊀交会对接和组合体管理与控制设计(１)交会对接.交会对接方案分为远距离导引和自主控制２个阶段.远距离导引段由地面高精度８㊀航㊀天㊀器㊀工㊀程㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀３１卷㊀测量和预报２个航天器轨道,并采用最优的轨道控制策略生成控制参数,由飞船准确执行轨道机动直到处于相对导航敏感器测量范围内.飞船在自主控制段采用光电结合㊁远近搭配㊁相互备份的相对测量系统,测量与目标飞行器的相对位置㊁速度㊁姿态和姿态角速度,采用自动控制为主㊁人工控制为辅的综合控制方案,逼近目标飞行器直到对接机构接触[２].我国通过天宫一号目标飞行器和神舟八号㊁九号㊁十号载人飞船３次飞行任务,完成了８次交会㊁６次对接,突破并掌握了交会对接技术,形成了完整的交会对接系统㊁交会轨道㊁交会测量和控制㊁信息传输㊁对接与分离,以及试验验证的交会对接自主设计与验证体系.(２)姿态轨道控制.天宫一号目标飞行器采用陀螺㊁星敏感器㊁太阳敏感器㊁红外地球敏感器等多种手段,配合使用确保长期飞行高精度㊁高可靠的姿态测量需求.为了满足大质量㊁高精度㊁低消耗的飞行姿态控制需求,天宫一号研制了控制力矩为２００N m s 的控制力矩陀螺(C M G)并首次在国内航天器上使用,采用６个C M G组合使用模式,保证了较大的控制力矩和较高的姿态控制精度[３].同时,采用了多台控制器备份㊁控制器中多数据存储区表决读取的冗余措施,提高控制系统的容错能力,保证了天宫一号目标飞行器控制系统的控制性能和高可靠性[４],为空间站制导导航与控制(G N C)系统的研制奠定了基础. (３)信息管理.天宫一号继承了载人航天工程一期统一S频段(U S B)测控体制㊁１５５３B总线体制㊁复接器和仪表编码指令等成熟可靠的技术,保证了天宫一号的可靠运行.在此基础上,为了满足长期高可靠飞行,天宫一号采用了中继卫星通信㊁空间数据系统咨询委员会(C C S D S)标准和低电压差分信号(L V D S)总线等新技术,在天地链路上采用天基与地基并用模式;在内部信息系统设计方面,采用了多总线和分层总线体制,加强了指令㊁遥测㊁信道容量㊁总线通信流量㊁总线终端数量等方面的标准化设计,去掉了传统工程遥测,形成了信息系统网络化架构.此外,为后续空间站运行需要,天宫一号与载人飞船信息系统开展一体化设计,在对接浮动断接器上预留与来访航天器总线并网的通路[５],并开展了信息系统在轨并网验证,为空间站网络化设计㊁系统重构和天基测控进行技术储备.(４)能源管理.在设计天宫一号的能源管理系统时,充分考虑了后续空间站任务需求,采用了低轨长寿命电源技术㊁１００V高压和多母线独立供电体制㊁高转换效率的三结砷化镓电池片[６]㊁与来访航天器能源并网技术等新技术.由于载人飞船母线电压为２８V,因此天宫一号在并网供电时设计有电压变换㊁并网开关控制和隔离措施,采用恒压输出㊁限流控制方式,保证天宫一号１００V母线与载人飞船２８V母线间的稳定㊁可靠连通和功率传输[７],突破和掌握了１００V供电关键技术和并网技术.(５)热管理.天宫一号首次引入热管理概念,划分为舱段级热管理和组合体热管理２个层次.舱段级热管理主要从舱段系统热负荷特点出发,通过环境控制㊁热控一体化设计等措施实现温湿度协调统一控制,利用统一的热量收集㊁传递㊁利用和排散的手段实现舱段级热量的一体化管理;组合体热管理是在舱段级热管理基础上,在舱段间实现热量的调配㊁转移㊁利用和排散,通过舱段间热耦合实现组合体状态热量的统一管理和优化利用[８].热管理系统包括主动热控系统和被动热控系统.主动热控系统包括通风系统㊁流体回路系统和主动电加热系统;被动热控系统包括隔热㊁保温㊁散热等热控措施.天宫一号和载人飞船组合体热管理,通过舱段间通风技术途径实现,舱段间通风采用舱门通道送风/管路回风的方式,回风管路采用可伸缩的通风热支持软管实现.组合体热管理技术均应用到空间站设计中.(６)载人环境控制.与载人飞船相比,天宫一号具有在轨运行时间长㊁多次驻留任务支持㊁外来航天器环境支持㊁密封舱容大及航天员乘组驻留时间长的特点,这些特点都对我国载人航天器载人环境控制技术提出了新的挑战.基于天宫一号载人环境控制任务的新特点,天宫一号进行了大气环境温湿度和空气成分控制设计㊁微量有害气体净化㊁噪声控制设计和辐射控制设计[９].组合体期间,利用舱间通风支持形成的流场起到传质作用,由天宫一号对组合体空气湿度㊁空气成分和微量有害气体进行统一控制,提供良好的驻留环境.另外,在天宫一号上搭载了电解制氧㊁动态水气分离装置,为空间站所需的部分再生式生命保障技术进行预先验证.１２３㊀驻留支持设计为了支持航天员更长时间在轨驻留,天宫一号以航天员舒适性为目标,为航天员提供了１５m３的活动空间,并对密封舱内空间进行了功能分区,设置工作区㊁睡眠区和储物区,保障了航天员在长期在轨工作的同时有相对独立舒适的休息区域;配置了热风加热装置和饮水分配装置,使得航天员在轨可以吃上热饭,喝上热水;提供了锻炼设施和娱乐设施,９㊀㊀第６期㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀杨宏:从空间实验室到空间站的总体设计思路航天员还可与地面互发短消息.此外,还在天宫一号上开展了工效设计,为航天员在轨工作㊁生活提供便利,实现了航天员短期驻留,为中期驻留和长期驻留奠定了基础.１２４㊀自主安全模式设计为了确保长期飞行中的人员和设备安全,在以往分系统自主控制的基础上,在天宫一号上开展了系统级的自主安全设计[１０],从平台关键功能分析入手,设计了能源㊁通信㊁控制㊁热管理和推进自主安全模式及处置策略,确保航天器在轨出现重大故障时可自主处置以保证航天器和人员在轨安全.１３㊀掌握关键工艺和产品在突破平台关键技术的同时,在天宫一号上也相应突破和掌握了一批关键工艺技术和产品,如大型整体壁板式密封结构㊁壁板环焊㊁小腔检漏㊁碳纤维复核材料加工㊁冷凝管排防腐涂层等工艺技术,金属膜盒贮箱㊁控制力矩陀螺㊁光纤陀螺㊁红外地球敏感器㊁并网控制器㊁浮动断接器等大量新产品,均作为技术突破有力保障了后续空间站研制,其中金属膜盒贮箱产品直接用于空间站.１４㊀奠定空间站技术基础天宫一号飞行任务的顺利完成,实现了其任务目标,为后续空间站任务部分关键技术进行了充分的预先验证.天宫一号任务圆满成功,在轨寿命超出指标１倍多,使得原本作为备份的天宫二号在经过改造后承担了更大的任务,进一步验证了空间站部分关键技术.天宫二号开展了我国首次推进剂在轨补加技术验证,使我国成为世界上第２个开展推进剂在轨补加应用的国家;搭载了由泵组件㊁管路和工质构成的可流动的液体回路验证系统,开展了在轨维修操作技术预先验证;搭载了机械臂及机械手㊁控制器㊁维修设备和工具构成的机械臂操作终端试验,首次开展了我国人机协同在轨维修试验,对典型人机协同维修操作进行验证;为了验证空间站柔性太阳翼技术,搭载３块柔性太阳电池板试验件,开展高低温循环㊁低轨等离子体高压防护和耐原子氧试验;系统开展了宜居性设计,开展了视觉环境与照明㊁无线通话㊁废弃物处理等宜居设计,为２人３０天在轨驻留提供了舒适的环境.空间实验室任务阶段,按照规划的总体设计思路,循序渐进地突破和掌握了多项载人航天器关键技术㊁关键产品和工艺,为后续空间站任务奠定了坚实的技术基础,相关技术㊁产品和工艺均沿用至空间站的设计和研制中.２㊀空间站任务２１㊀总体设计思路空间站是一个国家科技水平和制造能力综合实力的体现.正在在轨运行的以美国为主导㊁１６国参与的国际空间站 ,从１９９８年发射第１个舱段,至２０１０年完成建造任务转入全面使用阶段,建造时间共计１２年,累计花费超过１５００亿美元.由于国外对我国载人航天方面的技术封锁,我国只能独立建造空间站.我国空间站任务包括３个方面,具体为:①组装建造我国自己的空间站;②为航天员长期在轨健康生活㊁有效工作提供保障,并在其他系统配合下保证航天员的安全;③为在轨开展多领域空间科学与技术试验提供保障和支持条件.为此,我国提出了独立自主㊁创新引领㊁体系保障㊁规模适度㊁留有发展空间的空间站总体设计思路,通过方案深化论证,确立了空间站基本构型由三舱组成,三舱功能既各有分工,又可互补,通过各舱资源㊁功能集成,共同构成功能完整㊁性能强大的７０吨级天宫空间站,组合体达百吨级,使得我国空间站能够在适度规模条件下取得更高的研制效益,实现高效率资源利用和更强的系统冗余.根据此设计思路,在分析借鉴国外空间站设计理念和经验教训的基础上,充分发挥我国新型举国体制优势,突出强调空间站三舱的系统统一,按照一体化设计㊁统筹研制㊁逐步发展㊁全面风控的研制途径开展.２２㊀系统一体化设计天宫空间站基本构型由天和核心舱㊁问天实验舱及梦天实验舱三舱组成,总质量６８５t,是我国目前建造的最大规模的航天器,如图１所示.图１㊀天宫空间站示意F i g １㊀D i a g r a mo fT i a n g o n g s p a c e s t a t i o n０１㊀航㊀天㊀器㊀工㊀程㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀３１卷㊀为了避免国际空间站由于研制技术体制不统一导致其整体优化程度不高,许多系统间㊁舱段间存在不兼容问题,在天宫空间站设计之初就高度重视系统层面的一体化设计[１１],以１＝１＋N(等式左边的１代表空间站组合体,右边的１代表主控的核心舱,N 代表后续航天器,等式表明核心舱单舱飞行可以发挥空间站的作用,与载人飞船㊁货运飞船㊁问天实验舱㊁梦天实验舱等航天器对接形成多航天器组合体后,仍是１个系统功能统一㊁协调的整体)的方式设计和构建,从系统任务功能分析和设计入手,再将系统功能分解到三舱,三舱功能既各有特点,又协调匹配,每个舱功能相互间部分备份,使得单舱功能和设备适度冗余,同时组合体在信息㊁测控㊁能源㊁控制㊁载人环境㊁出舱㊁应用支持等功能上有足够冗余,以此提高组合体的可靠度.其中:天和核心舱负责空间站功能的统一管理和控制;问天实验舱对能源管理㊁信息管理㊁控制系统和载人环境等关键功能进行冗余备份,并开展舱内外空间科学与技术试验;梦天实验舱主要开展舱内外空间科学与技术试验.为了更好地保证系统一体化设计,天宫空间站三舱统一设立１５个分系统,保证分系统三舱功能设计的协调匹配.天宫空间站系统技术架构如图２所示.图２㊀天宫空间站研制技术架构示意F i g ２㊀T e c h n i c a l a r c h i t e c t u r e o fT i a n g o n gs pa c e s t a t i o n 在天宫空间站的对外系统接口上也统筹设计,对于三舱通用接口,由空间站系统统一签署㊁三舱遵照执行.为了在轨可以更好地接纳来访航天器,天宫空间站在供电体制和信息体制上兼顾神舟载人飞船㊁天舟货运飞船,使得载人飞船㊁货运飞船与空间站对接后也能构成有机整体,空间站既可对载人飞船㊁货运飞船进行并网供电,也可接受天舟货运飞船的反向供电支持;空间站还可控制货运飞船的发动机进行组合体轨道和姿态控制,并可通过货运飞船的中继天线下行数据和上行指令.在天宫空间站上创新性地开展了可靠性㊁长寿命与维修性的一体化设计,以长寿命设计和固有可靠性设计为基础,维修性设计为保障,进行空间站单舱和组合体可靠性设计.根据天宫空间站飞行任务和在轨工况,在空间站软件方面还开展了自顶向下的系统设计,并形成对分系统软件设计要求,分系统据此开展各自软件设计和验证.三舱的试验验证也从系统层面统筹规划,在单舱功能验证充分的基础上,规划组合体层面的试验验证,确保组合体功能正常㊁匹配.天宫空间站在规模上不如国际空间站 ,但实现了系统统筹设计㊁三舱功能合理分配,使得空间站三舱组合体在功能上可与国际空间站媲美.天宫空间站载荷质量占比超过３０％,高于国际空间站的７９％;载荷供电功率占比为４４４％,与国际空间站相当,加上对载人飞船㊁货运飞船和光学舱供电并网功率输出,空间站平台对外提供功率占比为６３％,而平台自身用电仅占３７％;功率质量比为０４１k W /t ,优于国际空间站的０２６k W /t;下行数据传输速率达１２G b i t /s,远大于国际空间站的１００M b i t /s [１２].２３㊀系统统筹研制天宫空间站参研方涉及全国军工㊁地方㊁高校和科研院所等超过３０００家单位,其中既有航天系统内单位,也向系统外单位开放,有长期承研载人航天任务的单位,也有新承担空间站阶段研制任务的单位.因此,各单位在研制体系㊁生产规范和试验标准等方面均有较大不同.为避免参研单位多㊁研制体系和技术水平不统一的问题,确保天宫空间站产品可靠,在空间站研制初期,根据以往研制经验和空间站任务特点,制定了空间站系统１６份设计与建造规范,涉及产品设计㊁元器件和原材料选用㊁生产㊁试验㊁软件等各环节,构建起空间站研制标准化体系,实行整体覆盖㊁适度１１㊀㊀第６期㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀杨宏:从空间实验室到空间站的总体设计思路超前㊁逐级传递㊁监督执行标准化管理,三舱统一采用相同的研制规范,保证各单位研制体系统一.在分系统三舱统一设立的基础上,空间站三舱产品采用通用化设计,通用化率达到近８０％.通用化设计优点在于:①三舱通用化产品标准统一㊁设计统一㊁验证统一㊁质量统一㊁状态更改影响分析统一;②产品可互换,提高功能㊁单机备份能力;③产品维修备件通用,减少备件数量.另外,在空间站上统筹开展综合电子设计,分区集中采集传感器测量参数㊁传感器和阀门供电等;还开展通用计算机设计,统一分系统控制计算机和综合业务单元信息接口类型,便于复杂航天器信息网络架构的统一.在空间站系统建立了覆盖系统级㊁航天器级㊁分系统级和单机级的产品保证组织体系,建立专职产品保证队伍,包括产品保证管理㊁技术风险管理㊁技术状态管理㊁产品验收管理㊁可靠性安全性维修性保证㊁元器件保证㊁材料和工艺保证㊁软件产品保证㊁地面支持设备保证９个方面,覆盖研制全周期,组织机构如图３所示.图３㊀天宫空间站产品保证组织机构体系F i g ３㊀S y s t e mo fT i a n g o n g s p a c e s t a t i o n p r o d u c t a s s u r a n c e o r ga n i z a t i o n ２４㊀逐步递进发展我国是在经过空间实验室阶段任务㊁突破交会对接等关键技术的基础上,经充分地面试验验证,引入新技术进行天宫空间站的建造,走出了一条稳健的跨越式发展道路.新技术比重大是天宫空间站的显著特征,空间机械臂技术㊁物化式再生生保技术㊁大面积柔性太阳翼技术等均为我国首次在轨开展应用的全新技术,应用难度大㊁研制风险高.针对此问题,空间站系统开展了方案深化论证,做到关键技术突破见底㊁系统方案扎实落地.在工程发展方面,天宫空间站阶段分为关键技术验证㊁组装建造㊁应用与扩展３个任务阶段.利用核心舱㊁载人飞船和货运飞船,对空间站建造及后续阶段所需技术进行在轨飞行验证.验证并评估技术性能满足要求后,再进行空间站三舱的组装建造,继而开展在轨应用.整个过程逐步开展㊁稳步推进.在天宫空间站系统内部,也是按照逐步开展㊁稳步推进的策略开展研制,并逐级提高技术成熟度.例如,在关键技术验证阶段,依托核心舱机械臂㊁核心舱太阳翼经在轨测试验证后突破的空间机械臂技术㊁大面积柔性太阳翼技术,为问天实验舱所携带的实验舱机械臂㊁实验舱太阳翼㊁对日定向装置等产品２１㊀航㊀天㊀器㊀工㊀程㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀３１卷㊀。

交会对接测量系统和敏感器

交会对接测量系统和敏感器
林来兴
【期刊名称】《控制工程（北京）》
【年(卷),期】1992(000)004
【总页数】7页(P19-25)
【作者】林来兴
【作者单位】无
【正文语种】中文
【中图分类】V526
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ＬＩＢｉＲＥＮｎｎ．Ｋｕ
（ｅｇＩｓｔｔｏｏｔｌｎｉｅｒｇ，ｅｎ０１０ＣｉａＢｎｎｔｕｅｆＣｎｏＥｇｎｅｉＢｉｇ１０９，ｈｎ）ｉｒｎｉｆ
空间控制技术与应用
・
第３７卷
第６期
３・４
ＡｅｏｐｃｎｒｌａｄＡｐｌｃｔｎｒｓａｅＣｏｔｏｎｐｉａｉｏ
ห้องสมุดไป่ตู้
２１年１０１２月
交会对接敏感器总体设计要点分析
■ 北究会现面摘京任０功，于迹的）对完量所对之度轨仅能确技，度接成控接一定制煜考性相李对测敏要，北的、交运要计对工角虑感：及的器相程１实方会对０交，位近度技能对彬动术够的距、，置研交会用（接１设轨在不测，角能、离速速时和相要控京重以器术天量制，是９完成航
航天器的敏感器配备与任务密切相关，一般航天器的在轨任务有对地、惯性空间稳定等模式，对需
要测量敏感器具备测量航天器本体与星空（敏感星器）地球（球敏感器）太阳（阳敏感器）惯性、地、太、
还要考虑在工程实现中外太空杂光干扰、热环境等因素的影响．文不涉及到交本
会敏感器的具体设计，是从分系统的任务和技术总体设计角度，结交会对接而总
敏感器设计时应注意的几个方面．
ｑｒｍｅｔｒｔｅｅｉｓｒｍｅｔｄｓｇｎｔｅｂｓｓｏｕｉｅｎｓｆｈｓｎｔｕｎｅｉｎｏｈａｉｆＧＮＣｓｓｓｅａｌｓｓａｄｄｓｇ．ｏｕｂｙｔｍｎａｙｉｎｅｉｎＫｅｗｏｄｓ：ｒｌｔｖａｕｅｅｔｒｎｚｏｓａｄｄｃｉｇｓｎｏｙｒｅａｉｅｍｅｓｒｍｎ；ｅｄｅｖｕｎｏｋｎｅｓｒ；ＧＮＣｓｂｓｓｅｄｓｇｕｙｔｍｅｉｎ
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关键词：相对测量；交会对接敏感器；ＧＮ分系统设计Ｃ中图分类号：Ｖ４．Ｔ７４８２，Ｎ３９文献标识码：Ａ
文章编号：１７ —５９２１）６０３－６６４１７（０１０ —０４０
ＤｏＩ０３６／．ｓｎ１７－５９．０１０．０：１．９９ｊｉｓ．６４１７２１．６０６