空间交会对接寻的段三次变轨策略分析
自动转移飞行器的轨控总体方案
自动转移飞行器的轨控总体方案靳永强;毕雨雯【摘要】The orbit control scheme and technology of the automated transfer vehicle （ATV） of ESA were discussed in this paper. The flying scheme, the configuration of the sensor system and actuators, and the different orbit control strategies during the phasing, homing, approaching and final approaching were analyzed.%介绍了欧空局的自动转移飞行器（ATV）的轨道控制方案和技术。
给出了ATV的飞行方案、测量敏感器和执行机构的配置，以及在空间站调相段、寻的段、接近段和最终逼近段的轨控策略。
【期刊名称】《上海航天》【年(卷),期】2011(028)006【总页数】5页(P49-53)【关键词】自动转移飞行器;轨道控制方案;测量敏感器;执行机构【作者】靳永强;毕雨雯【作者单位】上海宇航系统工程研究所,上海201108;上海空间电源研究所,上海200245【正文语种】中文【中图分类】V448.20 引言ATV是欧空局(ESA)历时约20年研制的一种无人驾驶自动转移飞行器。
2008年,第一艘儒勒◦凡尔纳号ATV发射升空并成功与国际空间站(ISS)对接,成为欧洲首个具有与ISS对接功能的飞行器[1]。
ATV的主要任务是为ISS提供后勤补给、运送结构组件、补加推进剂、定期补偿ISS轨道衰减,以及搜集ISS的生活、试验垃圾并有效下行。
欧洲的ATV综合了无人飞船的全自动工作能力和载人太空船对安全的需求。
第一艘儒勒◦凡尔纳号ATV已在轨运行了近1年半,成功实现了与ISS的交会、接近和对接,完成了对国际空间站的运输货物、补充燃料、提升轨道等任务。
考虑轨控调姿的共面椭圆轨道寻的交会
考虑轨控调姿的共面椭圆轨道寻的交会
尤岳王华唐国金
［摘要】摘要：在交会对接寻的段,为了保证自主测量导航设备的连续跟踪和追踪航天器飞行姿态的稳定，要求寻的段尽量采用水平脉冲进行控制,使对地定向的追踪航天器在寻的轨控期间尽量不调姿或调整的姿态角尽量小。
本文考虑轨控前调姿的航天器两脉冲寻的交会问题，提出了轨控调姿定量指标并给出了物理解释和数学定义。
根据轨控调姿位置和次数不同,将问题分为首脉冲不调姿、末脉冲不调姿、两次均不调姿和两次均调姿等4类。
对于前3类问题，提出迭代求解算法；对于第4类问题，提出非线性规划求解算法。
最后，将调姿指标和特征速度的等值曲线證加,提出了 "交会参数设计图"，可以快速直观地筛选出满足期望指标的交会参数集，辅助交会策略的制定。
仿真结果验证了本文提出方法的有效性。
【期刊名称】南京航空航天大学学报
【年(卷)，期】2015(047)001
【总页数】9
【关键词】椭圆轨道交会；轨控调姿；水平脉冲；交会参数设计图
空间交会对接技术是航天器完成空间操作任务的基础［1-2 1半个多世纪以来, 人类以交会对接技术为基础完成了空间站建造、长期在轨驻留、载人登月和深
空探测等复杂航天活动，成功进行了300多次有人或无人参与的空间交会对接
在已经实现的交会对接中，目标航天器几乎都运行在圆轨道或者近圆轨道上，
随看航天科技的进一步发展,椭圆轨道交会技术成为空间活动必需的基础技术。
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。
载人航天交会对接技术
盾，月球轨道交会对接实现了将登月飞行器与返回 地球飞行器的功能区分和独立，大幅降低了对火箭 运载能力的需求。
交会对接技术的另一个重大潜在应用领域是载 人登月和深空探测任务。这些任务所需运载能力巨 大，通过多次发射和交会对接技术在近地轨道完成 飞行器的组装，是降低对单发运载火箭能力需求的 有效途径，特别是对于诸如火星及其以远的载人任 务而言，这可能是目前技术水平上可工程实现的最 佳、甚至唯一途径。
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高端论坛
载人航天 2011 年第 2 期
外活动等不同方式实现对目标的捕获，大大增强了 其轨道服务功能。航天飞机的任务规划仍然由地面 完成，机上 GNC 系统根据航天员指令可以自动执行 许多交会控制功能，包括目标定位、相对导航和控 制。最终逼近段仍然由航天员操作完成。
猎户座飞船的研发对交会对接的自动性和自主 性提出了更高要求。目前在研发的关键技术包括自 动交会 GNC 算法、自主任务管理、自动相对导航敏 感器技术、先进捕获和对接机构、机械臂组装技术。 这些技术中许多已经成熟，关键的挑战是要将这些 技术进行集成[2]。 2.3 俄罗斯/前苏联交会对接技术的发展
天空实验室计划继承了阿波罗交会对接的软硬 件技术。1975 年，阿波罗飞船与联盟号飞船实现了 美、俄航天器间的交会对接，这一项目应用了新的异 体同构周边式对接机构。
航天飞机的交会对接具有许多新的特点。与此 前的交会对接任务不同，航天飞机的重要任务之一 是为位于不同轨道上的飞行器提供轨道服务，这些 任务及其轨道在航天飞机研发设计时可能并没有考 虑，有的任务中目标飞行器甚至不能提供相对导航 支持。航天飞机采用了对接机构、机械臂、航天员舱
关键词 载人航天 交会对接 关键技术 发展现状 发展趋势 分类号 V526 文献标识码 A 文章编号 1674-5825 （2011） 02-0001-08
航天器轨迹规划的变分技术
1 航天器轨迹规划的变分技术摘要：本文描述了一种基于变分法的轨迹规划算法，它可以解决六自由度的航天器对接和接近操作问题。
目标函数综合考虑燃料消耗、避障距离和到达时间。
以非线性轨道动力学方程作为动力学约束条件，推导了欧拉-拉格朗日方程，依据庞德里亚金原理推导了最优控制的输入，给出了推力器实际的开关曲线。
采用对初始条件不敏感的间接配点法解决相应的边值问题，解的开拓可以进一步改进算法的鲁棒性。
文章讨论了对欧拉-拉格朗日方程和横截条件的处理，以使其适合目前的配点法的应用形式。
文章最后通过一个与翻滚卫星进行首尾相连的对接机动对所研究的方法和结果进行了验证。
关键词：航天器，轨道，空间探测，算法，航天器任务规划1.1 引言一个成功的自主航天器必须能够实现智能导航。
智能导航能够找到并沿着无碰撞的路径以合理的时间和燃料穿过预定空间。
很多自主航天任务目前已经发射，还有一些其他任务，包括DAPPA(美国国防高级研究计划局)的SUMO/FREND服务航天器，AFRL（美国空军研究实验室）和Lockheed-Martin公司的ANGELS观察卫星，目前都在设计之中。
尤其是，DARPA的轨道快车任务，该任务在技术方面向我们展示了自主交会、抓捕、燃料加注和重构等技术，并在2007年7月成功完成了其主要任务。
轨道快车项目的目的是研发新一代在轨服务航天器。
SUMO/FREND目的是通过交会对接和机械臂的抓捕技术，为失效的客户卫星提供轨道定位服务。
所有的这些飞行器必须在限定的环境中运动，SUMO/FREND和轨道快车之后的服务航天器也需要在预定的环境中与目标接触。
为了能够完成满足需求的先进的自主任务，必须找到一种燃料消耗较低同时又能避免碰撞的轨迹规划算法。
这是一个很困难的问题，因为这些飞行器相对于它们的对接目标一般是从不同的（初始）轨道开始的；因此，这些航天器的轨迹规划必须综合考虑远程轨道机动和近程的临近操作，而远程机动伴随有非线性动力学和燃料消耗问题，避免碰撞对近程临近操作是极为重要的。
空间交会对接技术
空间交会对接技术空间交会对接技术是指在太空中两个或多个飞船或航天器进行相互接近并完成对接的技术。
这项技术在太空探索和空间站建设中具有重要意义，为航天员提供了在太空中换乘、补给和维修的便利。
本文将对空间交会对接技术进行详细介绍。
一、空间交会对接技术的背景和意义随着人类对太空的探索不断深入，太空站和空间探测器的数量也不断增加。
为了更好地利用这些航天器，实现太空资源的共享和合作，空间交会对接技术应运而生。
这项技术能够使航天器在太空中相互接近，并通过机械手臂、对接舱等设备实现对接。
通过空间交会对接技术，航天员可以进行换乘、补给、维修等操作，提高航天任务的灵活性和效率。
空间交会对接技术主要依靠航天器上的导航、控制和传感器系统，通过精确的测量和计算，实现航天器之间的相对位置和速度的控制。
具体来说，空间交会对接技术包括以下几个步骤：1. 相对位置和速度的测量：通过航天器上的传感器系统，测量出自身和目标航天器的相对位置和速度。
这些传感器可以是激光测距仪、光学相机、雷达等设备，能够提供精确的测量数据。
2. 控制系统的设计和实现：根据测量得到的相对位置和速度，设计和实现控制系统，使航天器能够按照预定的轨道和速度进行运动。
控制系统通常由计算机、推进器和陀螺仪等组成，能够实现航天器的精确控制。
3. 对接设备的设计和制造：为了实现航天器之间的对接，需要设计和制造相应的对接设备。
常见的对接设备包括机械手臂、对接舱、对接锁等，能够实现航天器的牢固连接。
4. 对接过程的控制和监测：在实际进行对接操作时，需要通过控制系统对对接过程进行控制和监测。
这些控制和监测可以通过传感器和导航系统实现，确保对接过程的安全和准确。
三、空间交会对接技术的应用领域空间交会对接技术在太空探索和空间站建设中具有广泛的应用。
以下是一些典型的应用领域：1. 太空换乘：通过空间交会对接技术，不同的航天器可以在太空中进行换乘。
这对于长时间太空探索任务非常重要，可以减少航天员的疲劳和风险，提高任务的可持续性。
空间交会对接技术详解
空间交会对接技术详解空间交会与对接技术是指两个航天器在空间轨道上会合并在结构上连成一个整体的技术。
广泛用于空间站、空间实验室、空间通信和遥感平台等大型空间设施在轨装配、回收、补给、维修以及空间救援等领域。
意义重大空间交会与对接是载人航天活动的三大基本技术之一。
所谓三大基本技术就是载人航天器的成功发射和航天员安全返回技术、空间出舱活动技术和空间交会对接技术。
只有掌握它们，人类才能自由出入太空，更有效地开发宇宙资源。
对于国家来说，还能独立、平等地参加国际合作。
在突破并掌握了载人航天的基本技术之后，宇宙飞船的主要用途就是为空间站和月球基地等接送航天员和物资。
在航天领域专家常说的一句话是：“造船为建站，建站为应用。
”至今发射的宇宙飞船大多是作为空间站的天地往返交通工具和长期停靠在空间站上的救生艇。
为了实现宇宙飞船的运输功能，就必须攻克两项关键技术，那就是宇宙飞船与空间站的空间交会技术与对接技术，主要设备是交会测量系统和对接机构。
航天器之间的空间交会对接技术很复杂。
在国外载人航天活动早期，航天器之间的空间交会对接过程中经常发生故障与事故，即使在1997年，俄罗斯的两个航天器还发生过一次重大的空间交会对接事故——“进步M3-4”飞船与“和平”号空间站相撞，使“和平”号空间站上的“光谱”号舱被迫关闭，部分氧气泄漏，动力系统也受到影响。
通过多年的努力，目前美国和苏联/俄罗斯已完全掌握了在地面支持下的载人交会与对接技术。
尤其是苏联/俄罗斯在掌握了空间交会与对接技术以后，先后利用飞船的运输能力发展了几代载人空间站，在空间交会与对接等方面一直占据着技术优势。
虽然起步较晚，但欧洲、日本等国家在空间交会与对接研究方面已取得长足进步，特别是某些单项技术和设备，如地面仿真、对接敏感器等，都取得了惊人的进步。
日本曾于1998年通过两颗卫星成功进行了无人交会与对接在轨试验，2009年又用首个H2转移飞行器实现了与国际空间站的交会对接。
解读我国首次空间交会对接
标飞 行器接触 ， 自主控制飞行过程 约需 离， 交会 对接试验结束 。 两个半４ ￣。 ｑ， １
此后 ，“ 舟八号 ” 船返 回舱 返 神 飞 对 接段 从 对 接 机构 接触 开 始 ， 在 回地面 ，“ 宫一 号”目标飞 行 器变 轨 天 １ 分钟 内完 成 捕获 、缓 冲 、 近 和 锁 至 自主飞行轨道 ， ５ 拉 转入长期运行管理 。
２ １年 １月 １ ０ 日清晨 ， １ １ 中国载人 航 天工程 总 指挥 常万全在 酒泉 卫星 发射 中心宣布 ，“ 神 舟八号” 飞船发 射圆满成 功。 个月前 ， 同一个地方 ， 一 在 他也 曾向世 界宣布 了 “ 天宫一号 ” 发
射成 功 的消息。 今，“ 舟八号 ” “ 如 神 与 天宫一号 ” 太空 中完 成两次 空 间交会 对接任 务 ， 在 备
“ 宫一 号”在 同 一 时刻 以 同样 的速 安装的３ 天 对捕 获锁， 到 “ 撞 天宫一号”被 缩 ， 将两个飞行 器 “ 近”， 拉 这一过萜
４秒 度 到 达 同一 个 地 点 顺 利交 会 ， 两个飞 动对接机构 相对应 的卡板器 ， 会被牢 需 ２ ０ 。 就
Байду номын сангаас
行 器 的速 度 、 置 、 位 姿态 、 差 等１ 个 牢卡住 。 偏 １
“ 神舟八号” 飞船
八步完成对接
两 个 航 天 器 在 太 空 的交 会 和 对 感器发 出对接指 令信 号后， 根 滚珠 丝 ６ 第 五步 是 “ 拉近 ” 。校 准 后 ，
接 是两 个不 同过 程 。当 “ 舟八号 ” 神 和 杆就会 向外推 出２ ０ ０ 多毫米 ， 接环上 舟八号”对 接环的６ 对 根滚 珠丝 杆缓 缓
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 :１０ ３９６９/ji s s n １６７３Ｇ８７４８ ２０２２ ０６ ０１６C 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１９９９ ２００３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].１ １㊀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.１ ２㊀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５００~０ ５m,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０ ３~１０m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.２ １㊀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.２ ２㊀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].２ ３㊀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].２ ４㊀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.２０２１ ２０２２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６ ５h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１３ ５h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.３ １㊀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 ３ ２㊀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].３ ３㊀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.３ ４㊀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４ １㊀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.４ ２㊀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.４ ３㊀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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空间交会对接寻的段三次变轨策略分析
空间交会对接寻的段三次变轨策略分析
空间交会对接寻的段三次变轨策略分析
根据第一次变轨采用地面或自主引导,以及后两次变轨策略,提出了采用Hohmann变轨与CW双脉冲最优变轨、CW双脉冲变轨+中途一次修正,以及CW三脉冲最优变轨的空间交会对接寻的段三次变轨方案.仿真分析了方案中Hohmann变轨椭圆转移轨道远地点高度、CW 双脉冲转移时间、总转移时间或第二次变轨时间与总特征速度的关系,并给出寻的段变轨策略建议.
作者：乐晋徐世杰张崇峰 YUE Jin XU Shi-jie ZHANG Chong-feng 作者单位：乐晋,YUE Jin(北京航空航天大学,宇航学院,北京,100083;上海宇航系统工程研究所,上海,201108)
徐世杰,XU Shi-jie(北京航空航天大学,宇航学院,北京,100083)
张崇峰,ZHANG Chong-feng(上海航天技术研究院,上海,201109)
刊名：上海航天 PKU英文刊名：AEROSPACE SHANGHAI 年，卷(期)：2008 25(5) 分类号：V525 关键词：空间交会寻的段轨道机动 CW方程 Hohmann变轨。
空间交会最终平移段控制策略
空间交会最终平移段控制策略朱仁璋 尹艳(北京航空航天大学,北京100083) 汤溢(中国空间技术研究院,北京100086)摘要 提出空间交会最终平移段的控制方法,选取追踪航天器的相对位置与姿态角作为控制变量,同步控制追踪航天器的质心运动与姿态运动,修正制导机动执行偏差的影响,使目标航天器保持在光学导航视场范围之内,且满足对接操作对追踪航天器状态的要求。
主题词 最终平移段 交会 敏感器 控制 航天器1 引言空间交会最终平移段的设计主要包括三项任务,即以安全性为首要因素设计直线型受迫运动标称轨迹(逼近速度随相对距离的变化律),按标称轨迹确定制导方法(包括选择适当的机动推力方式),以及对质心运动与姿态运动进行控制。
参考文献[1,2]分别阐述了按安全模式设计标称轨迹的方法以及制导策略与机动推进方式,本文则着重阐述空间交会最终平移段的控制方法。
追踪航天器的控制主要是修正制导机动执行偏差的影响,使目标航天器保持在光学导航视场范围之内,且满足对接操作对追踪航天器状态(姿态角及其速率,相对位置及其变化率)的要求。
在最终平移段,追踪航天器作准直线型受迫运动,高精度、窄视场的光学敏感器(如交会视线敏感器)为主要的导航设备。
光学导航设备固定安装在追踪航天器上,视场角较小,必须同步精确控制追踪航天器的质心运动与姿态运动,使目标航天器保持在光学导航视场范围之内,才能不间断地获取交会敏感器导航信息。
本文选取追踪航天器的相对位置与相对姿态角作为控制变量。
在追踪航天器姿态控制精度确定后,控制方案设计的首要问题便是确定质心运动的横向偏移控制边界。
本文按随相对距离同步衰减的原则设置横向偏移边界值,即在逼近过程中边界值由大到小,随距离成比例缩小,从而减小机动控制频率,节省动力资源。
此外,根据横向位移及横向运动趋势制定冲量控制模式,有效地将横向偏移控制在边界范围内。
航天器交会对接的最终平移段经常应用+V -bar 逼近、-V -bar 逼近或R -bar 逼近,这三种逼近方向的最终平移段起点(进入点)分别在目标航天器轨道坐标系的+x 轴、-x 轴与z 轴上。
天宫一号将进行3至4次轨道相位调整 迎接神八
天宫一号将进行3至4次轨道相位调整迎接神八转播到腾讯微博“天宫一号”发射成功带动了其模型产品的热销。
昨天，海淀区远大路一家航天军事模型店正接受顾客预订。
图/CFP本报讯据北京航天飞行控制中心消息，继昨天凌晨一次变轨后，“天宫一号”晚些时候二度“抬腿”，顺利进入在轨测试轨道。
为把自己安顿到一个最舒服的轨道，昨天凌晨1时58分，“天宫一号”绕地球运行到第四圈，做了一个优美的变轨，远地点高度由346公里抬升至355公里。
昨天下午4点多，在北京航天飞行控制中心精确控制下，“天宫”二度变轨，近地点高度由200公里抬升至约362公里，从入轨时的椭圆轨道进入近圆轨道，为后续交会对接奠定基础。
北京航天飞行控制中心主任陈宏敏介绍，近地航天器发射后，受高层大气阻力的影响，其轨道高度会逐渐降低。
通过轨道抬升，预计可使“天宫一号”在“神舟八号”发射时，轨道高度自然降至约343公里的交会对接轨道，尽量减少发动机开机，节省燃料。
据介绍，后续将对“天宫一号”的对接机构等分系统进行测试，持续7至10天，以确保满足交会对接要求。
在“神八”发射前20天，“天宫”还将做3至4次轨道相位调整，迎接“神八”到来。
有关专家表示，进入在轨测试轨道后，地面人员展开测试，检验“天宫一号”上的交会对接机构，及各分系统的基本功能和稳定性，并利用搭载的有效载荷，开展一系列空间科学实验活动。
载人环境提前建立据中国航天员中心介绍，“天宫一号”的环境控制和生命保障系统已经启动，转入自主运行状态，在航天员入住前，“天宫”将提前建好载人环境。
环控生保系统专家李英斌介绍，人在太空生存，必须依靠航天器提供适宜的氧气、湿度、温度和压力等。
尽管历次神舟任务已在这方面积累了成熟经验，但“天宫一号”仍然面临巨大挑战，很多产品要长期经受温湿度、振动冲击、真空低压、失重等多种特殊环境考验。
“天宫在航天员第一次进入前，已经无人运行了好几个月，内部的设备、材料会释放微量有害气体”，李英斌说，长期在轨飞行，对舱内微生物指标和可吸入颗粒物指标提出严苛标准。
空间交会对接调相轨道误差特性分析
接 试验 。
我 国空 间交会 对接 试验 采用 同一 发射 地点 先 后 发 射两个 航 天器进 行交 会对 接 的方式 。 目标航 天 器 首 先发 射 ， 飞船 人轨 前 的数 月 时 间内 ， 用 大气 衰 在 利
的影 响。
关键 词 交会 对接
轨 道预报
轨道 转移
分 类号
Ｖ １ ． １ 文 献标识码 ４２ ＋ ４
Ａ 文章编 号 １ ７ — ８ ５ （０ ０ ４ ０ ４ — ７ ６ ４ ５ ２ ２ １ ）０ — ０ ６ ０
１引 言
空 间交 会对 接 是 空 问交 会 和 空 间对 接 的 总 称 ， 空 间交会是 两个 航天 器在 同一 时 间到达 同一 空 问位 置 ，空 间对 接是 通过 对接 装置 在空 间将 两个 航 天器
轨 策 略分析 和精 度需 求 分析 ，针 对 飞船 开展 地面 导
引段变 轨策 略分析 和误 差影 响分析 。
２ 轨 道 预 报 相 位 误 差 特 性 分 析
空 间交会 对 接 中变轨 控制 的一 个 重要 目标 就 是 相 位控制 ， 即沿 迹方 向 的位置控 制 。以下 首先 分析无 控情 况下 的轨道 预报 相位误 差特 性 。
０ ） Ｏ ＝ （１ （ ） （ 一 （ ） ７ 一 ０ ）
一
本文 针对 目标 航天 器调 相轨 道特 性 和地 面导 引 段 飞船轨 道特 性开 展研 究 。首先 进行 轨道 预报 误 差
特性 分析 ， 在此 基 础上 ， 针对 目标航 天 器开 展调 相 变
来稿 日期 ：０ ０ ０ — ７ 修 回日期 ：０ ０ １－ ２ ２１—９２ ； ２ １— １ ２ 。 作者简介 ： 刘世勇（９ ６２ ）男 ， １７ ．一 ， 博士 ， 工程师， 主要从事航天测控总体工作。 ４ ６
航天器交会对接技术大作业
《航天器交会对接技术》课程大作业题目：交会对接相对导航方案设计姓名：学号：2015年1月目录一、绪论 (3)1.1基本概念 (3)1.2阶段划分 (3)1.3系统介绍 (4)1.4国内外技术概况 (5)1.美国交会对接测量技术 (6)2.苏联/俄罗斯交会对接测量技术 (7)3.欧洲空间局交会对接测量技术 (7)4.日本交会对接测量技 (8)1.5测量系统的特点： (9)1.6交会对接测量技术发展趋势 (9)二、导航方案设计 (11)2.1测量系统配置原则 (11)2.2交会对接各测量阶段精度要求 (11)2.3交会对接全过程导航方案设计 (11)三、C-W双脉冲制导 (14)3.1 C-W方程 (14)3.2.C-W双脉冲制导求解 (15)一、绪论1.空基本概念空间交会对接技术（Rendezvous and Docking，RVD）技术是指两个航天器在空间轨道上会合并在结构上连成一个整体的技术，是实现航天站、航天飞机、太空平台和空间运输系统的空间装配、回收、补给、维修、航天员交换及营救等在轨道上服务的先决条件。
空间交会与对接是载人航天活动的三大基本技术之一。
所谓三大基本技术就是载人航天器的成功发射和航天员安全返回技术、空间出舱活动技术和空间交会对接技术。
只有掌握它们，人类才能自由出入太空，更有效地开发宇宙资源。
对于国家来说，还能独立、平等地参加国际合作。
交会对接包含着交会与对接两方面的内容。
交会（Rendezvous）是指两个航天器在交会轨道上相互接近的过程。
其中一个航天器为追踪航天器，如载人飞船或者航天飞机，一般情况下为追踪航天器的主动方，并装有主动测量设备。
另一个航天器为目标航天器，如空间站、留轨舱等，目标航天器通常作为被动方，并装有合作目标，如雷达应答机、光学的角反射器等。
当两个航天器接近到满足对接结构实施对接的初始条件时，其交会对接过程结束。
对接（Docking）是指当两个航天器接近到满足对接机构实施对接的初始条件时，对接结构在特定的指令下完成相互耦合和刚性密封连接的过程。
精采纷呈的中国首次空间交会对接
精采纷呈的中国首次空间交会对接博引【期刊名称】《国际太空》【年(卷),期】2011(000)011【总页数】8页(P9-16)【作者】博引【作者单位】【正文语种】中文□□由于进行了充分的技术准备工作，并制定了科学的交会对接方案，以及各系统精确无误的操作实施，天宫-1与神舟-8在2011年11月1-3日实施的首次空间交会对接过程十分完美，一次对接成功。
我国首次空间交会对接分为远距离导引段、自主控制段、对接段、组合体飞行段、再度对接段和分离撤离段实施，可以说既步步惊心，又步步放心。
1 远距离导引段神舟-8于11月1日入轨后，在测控通信系统的导引下，进行了5次变轨。
①在飞行第5圈时，处于远望-6测量船和天链-1的02星覆盖区，神舟-8近地点抬高到260km；②在飞行第13圈时，神舟-8接受数据指令，调整轨道倾角，与天宫-1进入同一轨道面；③在飞行第16圈时，处于远望-5测量船和天链-1的01星覆盖区，神舟-8远地点抬高到330km；④在飞行第19圈时，处于天链-1的02星覆盖区，神舟-8近地点抬高到330km，进一步圆化轨道；⑤在飞行第24圈时，处于天链-1的01星覆盖区，神舟-8轨道进行组合修正，即将前几次的误差进行了一次综合修正。
这样，神舟-8就从初始轨道转移到与天宫-1共面的330km高的近圆轨道。
在天宫-1飞行第539圈、神舟-8飞行第28圈时，神舟-8位于天宫-1后下方约52km处，神舟-8稳稳地捕获了天宫-1，与其建立稳定的空空通信链路，神舟-8转入自主控制段。
神舟-8首次变轨2 自主控制段神舟-8自主控制段的3个阶段神舟-8的自主控制段又细分为3个阶段，即从与天宫-1相距52km到5km的寻的段；从相距5km到140m的接近段；从相距140m到对接机构接触的平移靠拢段。
原定设计是：寻的段飞行时间约70min，接近段飞行时间约62min，平移靠拢段飞行时间约10min30s。
在实际飞行中，神舟-8经过55min的飞行，4次轨道机动，到达了与天宫-1相距5km的停泊点；继续飞行85min后，2个飞行器对接机构开始接触。
天宫一号神舟八号 交会对接任务方案
天宫一号/神舟八号交会对接任务方案中国载人航天工程办公室 二〇一一年十月天宫一号/神舟八号交会对接任务方案2011年9月29日，天宫一号目标飞行器发射任务圆满成功。
经过第4圈和第13圈两次变轨，并完成在轨平台测试和变轨调相，目前天宫一号正在高度约343千米的近圆轨道上运行，等待与神舟八号飞船进行交会对接。
一、首次交会对接任务技术状态首次交会对接为无人自动交会对接试验，对接目标飞行器为天宫一号，追踪飞行器为神舟八号飞船。
神舟八号飞船为改进型载人飞船，沿用返回舱、推进舱和轨道舱三舱结构，全长9米，舱段最大直径2.8米，起飞质量8082千克。
增加了微波雷达、激光雷达、CCD 敏感器等交会测量设备，以及主动式对接机构，具备自动和手动交会对接与分离功能。
对接机构采用导向板内翻式的异体同构周边式构型，对接后可形成0.8米的航天员转移通道。
发射神舟八号飞船的长征二号F遥八火箭是在原长征二号F火箭基础上，对助推器、控制系统、故障检测处理系统等进行了改进，提高了可靠性和入轨精度。
火箭全长约58米，起飞质量约497000千克，运载能力不小于8130千克。
交会对接测控通信网由2颗天链一号中继卫星、16个国内外陆基测控站、3艘测量船，以及北京飞控中心和西安测控中心组成。
神舟八号飞船返回的主着陆场位于内蒙古自治区苏尼特右旗以西阿木古朗草原。
二、首次交会对接任务飞行程序交会对接飞行过程分为远距离导引段、自主控制段、对接段、组合体飞行段和分离撤离段。
远距离导引段自神舟八号飞船入轨后开始，在地面测控通信系统的导引下，神舟八号飞船经五次变轨，从初始轨道转移到330千米的近圆轨道，在距天宫一号目标飞行器后下方约52千米处，与天宫一号目标飞行器建立稳定的空空通信链路，开始自主导航。
自主控制段经历寻的、接近和平移靠拢三个阶段，神舟八号飞船通过交会对接测量设备，自主导航至与天宫一号目标飞行器接触，自主控制飞行过程约144分钟。
对接段从对接机构接触开始，在15分钟之内完成捕获、缓冲、拉近和锁紧四个过程，最终实现两飞行器刚性连接，形成组合体。
交会对接任务轨道控制规划设计与实施
束交会对接发射窗 口规划 ； ⑦安全轨道设计规划 。
２ 交会对接轨道控制规划技术研究
２ ． １ 全 寿命周 期 交会对 接任 务 轨道控 制 规划
根据 我 国交会 对 接任 务 总 体 方 案 ， 交 会 对 接
飞 行轨 道分 为 目标 飞 行 器初 始轨 ａ ｃ ｅ ｃ ｒ ａ ｔ ｆ ｗｅ ｒ ｅ ｄ ｅ ｓ ｉ ｇ ｎ ｅ ｄ ａ ｎ ｄ ｔ ｈ ｅ ｏ ｒ ｂ ｉ ｔ ｍａ ｎ ｅ ｕ ｖ ｅ ｒ ｓ ｗ ｅ ｒ ｅ ｃ ｏ ｏ ｒ ｄ ｉ ｎ ａ ｔ ｅ ｄ ａ ｎ ｄ ｏ ｐ ｔ ｉ ｍｉ ｚ ｅ ｄ ｄ ｕ ｒ ｉ ｎ ｇ ｔ ｈ ｅ
２
载 人 航 天
第２ ０卷
１ 引 言
航 天器 交会 对接 是建 立空 间实 验室 和空 间站 首先要 突破 和掌 握 的关键 技术 。根 据我 国载 人航 天工程 三步 走 的发 展 战略 ， 十二 五 期 间 开展 空 间 交会对 接 … 。我 国已 于 ２ ０ １ １年 ９月 至 ２ ０ １ ３年 ６
Ｂ ａ ｓ ｅ ｄ ｏ ｎ ｔ ｈ ｅ ｏ ｖ ｅ ｒ ａ ｌ ｌ ａ ｄ ｊ ｕ ｓ ｔ ｍ ｅ ｎ ｔ ａ ｎ ｄ ｐ ａ ｒ ｔ ｉ ａ ｌ ａ ｄ ｊ ｕ ｓ ｔ ｍｅ ｎ ｔ ｏ ｆ ｔ ｈ ｅ ｇ ｕ ｉ ｄ ｉ ｎ ｇ ｅ ｎ ｄ ｐ ｏ ｉ ｎ ｔ ，ｎ ｏ ｒ ｍ ａ ｌ ａ ｎ ｄ ｅ ｍ ｅ ｒ —
Ｄｅ ｓ ｉ ｇ ｎ ａ ｎ ｄ Ｉ ｍｐ ｌ ｅ ｍｅ ｎ ｔ ａ ｔ ｉ ｏ ｎ ｏ ｆ Ｏｒ ｂ ｉ ｔ Ｍａ ｎ ｅ ｕｖ ｅ ｒ Ｐｒ ｏ ｇ ｒ ａ ｍ ｍｉ ｎ ｇ
ｉ ｎ Ｒｅ ｎｄ ｅ ｚ ｖ ｏ ｕ ｓ ａ ｎ ｄ Ｄｏ ｃ ｋ ｉ ｎ ｇ Ｍｉ ｓ ｓ ｉ ｏ ｎｓ Ｌ Ｉ Ｇ ｅ ｆ ｅ ｉ 一， Ｓ Ｏ Ｎ Ｇ Ｊ ｕ ｎ ，Ｌ Ｉ Ｕ Ｃ ｈ ｅ ｎ ｇ ｊ ｕ ｎ ，
空间对接计划方案
空间对接计划方案
1. 背景
在人类对宇宙的探索中，空间站的建设和运营是一个非常重要的环节。
空间站不仅可以成为太空科学研究的重要基地，还可以作为未来深空探测的聚集地和中转站。
在这个过程中，空间对接技术的发展也愈发受到关注。
2. 目的
本文旨在提出一种空间对接计划方案，旨在促进各国间的太空合作和共同发展。
3. 方案
本方案主要分为三个阶段，分别是前期准备阶段、空间对接阶段和后期运营阶段。
3.1 前期准备阶段
在这个阶段，各国应该先行制定好自己的空间站建设计划，并且明确自己的空间站主体和主要组件的形态和功能。
为了保证国际合作的顺利进行，各国之间还需要达成一定的共识和协议，明确各自的责任和义务。
在这个阶段，还需要对空间站的结构、尺寸、材料、稳定性等方面进行认真的研究。
3.2 空间对接阶段
在这个阶段，各国需要统一标准，设计出适合空间对接的接口。
为了便于各国之间的合作，这些接口应该尽可能地相似，遵循国际标准。
空间对接过程中，需要考虑到各种因素，包括机械振动、电磁干扰、对接口的锁定和松开等问题。
此外，空间对接的成功还需要考虑到相应的通信和控制系统。
3.3 后期运营阶段
在空间对接成功之后，还需要对这些空间站的日常运营和管理做好规划。
这包括相关设备的维护、物资的补给、人员和航天器的往返行动等。
同时，为了确保空间站的安全和稳定，还需要研究出应对突发情况的应急措施。
4. 结论
通过这个方案，我们可以更好地促进国际合作，共同推进太空科技的发展和进步。
在方案的执行过程中，各国应该加强协调，相互尊重，共谋发展，共同推进宇宙事业。
航空航天中的交会对接与航天器运行控制
航空航天中的交会对接与航天器运行控制航天是人类探索外太空的一种方式，而交会对接和航天器运行控制更是航天任务中不可或缺的环节。
本文将从交会对接和航天器运行控制两个方面详细介绍航空航天中的相关技术。
一、交会对接交会对接是指两个空间器在太空中进行精确接近并实现连接的技术。
这个过程需要在特定轨道上实施，非常严格的时间安排、准确的轨道计算和复杂的协调规划。
此外，还需要达成双方各自的动力学环境，确保交会对接成功。
（一）交会过程交会过程根据航天器的功能和任务目标略有不同，主要分为几个阶段：1.分离阶段：航天器在发射后进入预定轨道，完成火力纠正机降噪和卫星释放。
2.初始对接：在一个的靠近控制点接近速度约为1μm/s的初始状态下，保持在指定区域内等待进一步指令。
3.互动接近：在完成了大范围轨道追踪后，控制器可以根据实时数据和航天器的轨道预测等信息添加一些控制命令，实现小范围的区域内的接近、停留和直线平移等动作。
4.靠近换目标:靠近交会点后，按照事前规划，控制器可以发送信号，使航天器改变前往目标航天器的方向，并利用航天器的视觉系统和其它分析技术来实现接近过程的动态调整。
5.接触阶段：当两个航天器已经到达大致同一位置时，控制器发送接触指令，进行最后的接触操作。
此过程是由各种感应器协同检测、配合、控制、实现自主完成的。
（二）交会对接的技术难点交会对接技术的高度要求，必须综合掌握的技术中包括：能耗能控技术、定向锚定技术、卫星对接技术、空间机械臂技术、小推力控制技术、非线性动力学控制技术、图像伺服技术、激光测距测速技术、高精度跟踪和定位技术以及智能化控制技术等多种领域知识。
二、航天器运行控制航天器运行控制是指系统地掌握空间飞行器的运行方式、如何对其运行进行维护和控制。
航天器的运行控制通常分为动力学控制、姿态控制、运动控制和通信控制等几个方面。
（一）动力学控制动力学控制是航天器运行控制的核心，也是保证航天器系统稳定性和控制能力的关键。
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文章编号:100621630(2008)0520037205空间交会对接寻的段三次变轨策略分析乐 晋1、2,徐世杰1,张崇峰3(1.北京航空航天大学宇航学院,北京100083;2.上海宇航系统工程研究所,上海201108;3.上海航天技术研究院,上海201109) 摘 要:根据第一次变轨采用地面或自主引导,以及后两次变轨策略,提出了采用Hohma nn 变轨与CW 双脉冲最优变轨、CW 双脉冲变轨+中途一次修正,以及CW 三脉冲最优变轨的空间交会对接寻的段三次变轨方案。
仿真分析了方案中Hohma nn 变轨椭圆转移轨道远地点高度、CW 双脉冲转移时间、总转移时间或第二次变轨时间与总特征速度的关系,并给出寻的段变轨策略建议。
关键词:空间交会;寻的段;轨道机动;CW 方程;Hohmann 变轨中图分类号:V525 文献标识码:AAnalysis of Three Orbital Maneuver S tra tegies in Homing Pha se of R endezvous DockingYU E Ji n 1,2,XU Shi 2jie 1,ZHAN G Chong 2feng 3(1.School of Astronautics ,Beijing Unive rsity of Aeronautics and Astronautics ,Beijing 100083,China ;2.Sha nghai Ae ro space Instit ute of System Enginee ring ,Sha nghai 201108,China ;3.Shanghai Acade my of Spaceflight Technology ,Sha nghai 201109,China)Abstract :The three or bital maneuver stra te gie s in homing phase of rendezvous docking ,which were Hohmann a nd CW 22pulse optimal ma neuver ,CW 22pulse optimal maneuve r +a midway amendment ,a nd CW 32pul se optimal maneuver ,were put fo rwa rd accor ding to ground guide or independent guide in fir st ma neuver and strategies in next two ma neuver s in this pape r.The r elation of apogee altit ude of ellipse t ransfer or bit in Ho hmann t ransfer ,tra ns f er time in CW 22pulse optimal maneuver ,total t ransfe r time or transfe r time of the second ma neuver and total characteristic velocity were studied by simulation.And the some ma neuver proposals in homing pha se were al s o give n out.According to simulation ,the a nalysis and co mparison of three projects were given.Keyw or ds:Re ndezvous docking ;Homing phase ;Orbital ma neuver ;CW equation ;Hohma nn tra nsf er 收稿日期252;修回日期262 作者简介乐 晋(3—),男,硕士生,主要研究方向为航天器轨道、姿态动力学与控制。
0 引言空间交会对接是实现空间装配、回收、补给和维修服务等高级在轨操作的前提条件。
自入轨点开始,交会对接包括远距离导引段、近距离导引段、平移段和对接段。
寻的段属近距离导引段的前期飞行段,其任务是:通过轨道机动控制提高追踪器的轨道高度,减小两飞行器的相对距离与速度,以及追踪器相对目标器的平面外漂移,最终使追踪器在目标器后数千米处作相对位置保持飞行[1、2]。
国际上空间交会对接技术已成功用于飞船与空间站的对接,国内正开展相关技术的研究。
进入空间交会对接近程导引段时,两飞行器飞行状态的特点是:目标器沿圆轨道或近圆轨道飞行,处于无控自由飞行状态;追踪器沿圆轨道或近圆轨道飞行,轨道高度较目标器轨道低约25km ;两飞行器处于共面轨道[3、4]。
完成近程导引寻的段轨道机动后,两飞行器飞行状态的特点为:追踪器和目标器的轨道高度相同,轨道面重合;追踪器在目标器正后方数千米处;两者相对速度为0。
一般,工程中采用的变轨策略是两飞行器在相距(约),(约5),3(约5)时分别进行第一、二、三次变轨,使追踪器相对目标器处于73 2008年第5期上 海 航 天AEROSPAC E SHAN GHAI:2007029:2007027:198:l 1100km l 22km l km停泊状态[3、4]。
文献[2、5]分析了基于C W方程的多次最优变轨,但未考虑相对距离和转移时间的约束。
另外,还需考虑测控站无法全程测量引导状况,即第一次变轨应考虑地面与自主引导两种条件;为保证必要的转移精度,后两次变轨可直接利用两航天器间的相对运动参数设计制导律[6]。
针对寻的段轨道机动,本文在考虑相对距离约束、转移时间约束,以及第一次变轨采用自主或地面引导条件下,提出了三种变轨方案,并通过仿真进行比较。
1 问题描述 设时刻t0追踪器相对目标器的位置和速度为(x0,v0);寻的段结束时刻t f追踪器相对目标器的位置和速度为(x f,v f)。
给定t0,x0,v0,x f,v f,t f满足约束t f≤t0+k T(此处:T为目标星轨道周期;0.5≤k≤1.5)。
在相对距离分别为l1,l2,l3时进行第一、二、三次变轨,特征速度相应为Δv1,Δv2,Δv3。
即:初态,(x0,v0);末态,(x f,v f);约束,t f≤t0+k T, 0.5≤k≤1.5,相对距离为ρ,三次脉冲变轨时间约束ρ=l1,ρ=l2,ρ=l3;指标,J=mi n(Δv1+Δv2+Δv3)。
2 变轨原理2.1 H ohmann变轨在半径为r1的圆C1的任意点P产生第一个速度脉冲Δv1,转移至椭圆E(近地点为P),在E的远地点A产生第二个速度脉冲Δv2,使轨道转移至半径为r2的圆轨道C2[7]。
两次变轨的特征速度Δv1=μ/r1(2r2(r1+r2)-1);(1)Δv2=μ/r2(1-2r1(r1+r2)).(2)式中:μ为地球引力常数。
2.2 基于CW方程双脉冲最优变轨追踪航天器轨道坐标系中的CW方程为x¨-2Cz=-a x;y¨+C2y=-a y;z¨-3C2z+2Cx=-a z.(3)式中x,y,z为相对位置X的分量;x,y,z为相对速度的分量;为追踪航天器的轨道角速度,且=μ;x,y,z为追踪航天器加速度的分量[8]。
式(3)可改写为Xv=A11A12A21A22Xv+B1B2a.(4)式中:A11=03×3;A12=I3×3;B1=03×3;B2=-I3×3; A21=0000-C20003C2;A22=002C000-2C00。
此处:I为单位阵。
令τ=t-t0,sin(Cτ)=s,cos(Cτ)= c(此处:t为时间),则式(4)的状态转移阵分别为<(τ)=<11<12<21<22.式中:<11=106(Cτ-s)0c0004-3c;<12=4s/C-3τ02(1-c)/C0s/C02(c-1)/C0s/C;<21=006C(1-c)0-Cs0003Cs;<22=-3+4c02s0c0-2s0c.则,不加控制时式(4)的解为X(t)v(t)=<11<12<21<22X(t0)v(t0).(5)式(5)可表示为v(t0)v(t)=G11G12G21G22X(t0)X(t).(6)式中:G21=<21-<22<-112<11;G12=<-112;G11=-<-112<11; G22=<22<-112。
若初始位置X(t0)和终端位置X(t f)已定,则由式(6)可得所需的初始速度v(t0)和终端速度v(t f)。
再根据给定的初始速度v′(t0)和终端速度v′(t f)求得初始与终端时刻的两次控制脉冲:Δv0=v(t0)-v(t0),Δv f=v(t f)-v′(t f).2.3 基于CW方程多脉冲最优变轨状态方程式(5)的冲量响应式为X()()=<()X()()+∑=<()()8 3上 海 航 天A EROSPACE SHAN GHA I2008年第5期 :v CC/r2a a a atv tt-t0t0v t0ni1t-t i u.7式中:u =[0 0 0 Δv xi Δv y i Δv zi ]T ;n 为t 0到t 内作用的冲量个数;t i 为第i 个冲量作用时间;此处:Δv xi ,Δv y i ,Δv zi 分别为第i 个冲量在三轴的分量。
将X (t f ),v (t f )代入式(7),得<(t f -t 0)X (t 0)v(t 0)+∑ni =1<(t f -t i )u -X (t f )v(t f )=0.(8) 寻找CW 方程的最优解就是寻找t i ,Δv xi ,Δv y i ,Δv zi ,使系统运动满足初始与终端条件,且性能指标J =∑ni =1|Δv i |最小。
由极小值原理,令J 1=12∑ni =1Δv 2i ,则J 1=12∑ni =1(Δv 2xi +Δv 2yi +Δv 2zi ).(9)用拉格朗日乘子法求使J 1最小的Δv x i ,Δv yi ,Δv zi ,它们使J 亦为最小。
令拉格朗日乘子λ=[λ1 (6)T,则J 1=12∑ni =1(Δv 2xi +Δv 2y i +Δv 2zi )+λT<(t f -t 0)X (t 0)v (t 0)+∑ni =1<(t f -t i )u -X (t f )v (t f ).(10)为使J 1为极小,须满足5J 15Δv x i =0,5J 15Δv y i =0,5J 15Δv zi=0,5J 15λ=0。