黃海兵 李九人 徐小平

（1國防科學(xué)技術(shù)大學(xué)航天與材料工程學(xué)院 2中國空間技術(shù)研究院）

1 引言

空間站由于長期在軌運(yùn)行，需要間歇性地進(jìn)行乘員輪換[1]和消耗品補(bǔ)給。在空間站階段，除了貨運(yùn)飛船的后向?qū)油猓€有載人飛船和實(shí)驗(yàn)艙段的前向?qū)覽2]。在空間實(shí)驗(yàn)室任務(wù)中，載人飛船和貨運(yùn)飛船均采用后向?qū)臃桨?，為了在空間實(shí)驗(yàn)室任務(wù)期間開展前向?qū)釉囼?yàn)驗(yàn)證，完全掌握交會(huì)對接技術(shù)，有必要對前向交會(huì)對接試驗(yàn)驗(yàn)證開展飛行方案分析。

本文是在現(xiàn)有交會(huì)對接方案的基礎(chǔ)上，對在空間實(shí)驗(yàn)室任務(wù)中開展前向交會(huì)對接試驗(yàn)驗(yàn)證的飛行方案進(jìn)行了專題分析，給出了可能的飛行方案和初步分析結(jié)果。

2 繞飛方案

2.1 方案設(shè)想

聯(lián)盟飛船在近距離導(dǎo)引段的末段，由于預(yù)計(jì)的對接口指向可能與當(dāng)前的逼近方向不一致。為了對準(zhǔn)目標(biāo)航天器對接軸，飛船需要在距目標(biāo)航天器400m～200m 的距離上進(jìn)行繞飛[3]，轉(zhuǎn)移到+V-bar、-V-bar、R-bar上的對接口或慣性對接口所需要的逼近線上（圖1）。繞飛一般采用二沖量轉(zhuǎn)移，根據(jù)對接軸方向的不同，其沖量可能具有徑向和軌道平面外的分量。而徑向與軌道平面外轉(zhuǎn)移都是周期運(yùn)動(dòng)，在一個(gè)軌道周期后仍會(huì)回到出發(fā)點(diǎn)。

結(jié)合交會(huì)對接方案，在開展空間實(shí)驗(yàn)室的前向?qū)语w行試驗(yàn)時(shí)，飛船繞飛前空間實(shí)驗(yàn)室仍采取前向?qū)涌诔蟮牡癸w模式，首先通過地面導(dǎo)引段和尋的段，將飛船導(dǎo)引至空間實(shí)驗(yàn)室正后方5km處，如考慮接近段，可繼續(xù)導(dǎo)引至空間實(shí)驗(yàn)室正后方在400m處，根據(jù)飛船繞飛的起點(diǎn)和終點(diǎn)的不同，飛船從后方繞飛至前方的飛行方案主要包括以下四種：方案a，從正后方5km繞飛到正前方400m；方案b，從正后方400m繞飛到正前方400m；方案c，從正后方400m繞飛到正前方150m；方案d，從正后方150m繞飛到正前方150m。

圖1 聯(lián)盟/進(jìn)步號的繞飛逼近相對軌道

2.2 算例分析

由于是在V-bar上轉(zhuǎn)移，算例采用徑向兩脈沖CW制導(dǎo)，針對上述4種飛行方案開展了仿真分析，表1給出了四種方案的相關(guān)仿真結(jié)果對比，其中盲區(qū)時(shí)間是指在繞飛過程中，軌跡在交會(huì)雷達(dá)視場外的時(shí)間，交會(huì)雷達(dá)在軌道面內(nèi)的視場角范圍取為[-20°，70°]。表1中的制導(dǎo)精度是CW方程軌道外推和高精度軌道預(yù)報(bào)之間的差異。本文只是對前向交會(huì)對接試驗(yàn)驗(yàn)證的飛行方案進(jìn)行初步設(shè)計(jì)與分析，并沒有考慮在繞飛過程中交會(huì)雷達(dá)的安裝和測量誤差、變軌執(zhí)行誤差、大氣模型誤差等。圖2給出了不同方案繞飛過程中的視場角變化曲線，可見，不同飛行方案交會(huì)雷達(dá)的總的盲區(qū)時(shí)間相差無幾，只是進(jìn)入盲區(qū)時(shí)間有先后的差別。為了保證飛船在繞飛過程中有足夠的交會(huì)雷達(dá)測量時(shí)段，考慮將空間實(shí)驗(yàn)室的偏航180°姿態(tài)機(jī)動(dòng)安排在飛船進(jìn)入盲區(qū)之后，出盲區(qū)時(shí)機(jī)動(dòng)完畢，在此期間，飛船也進(jìn)行偏航180°姿態(tài)機(jī)動(dòng)，這樣可保證飛船能夠盡早地捕獲空間實(shí)驗(yàn)室。圖3給出了空間實(shí)驗(yàn)室和飛船在盲區(qū)同時(shí)偏航180°后方案c繞飛過程中交會(huì)雷達(dá)測量情況的示意。

表1 不同方案對比

圖2 不同方案繞飛過程視場角變化關(guān)系

從4種飛行方案的技術(shù)繼承性來看，方案a和c較好，主要是由于方案a和c沒有增加額外的飛行階段和時(shí)間，只是將原來的接近段換成繞飛段而已，仍能夠滿足對接過程的測控要求，而方案b和d相比原有對接方案，在最后平移靠攏段會(huì)增加半個(gè)軌道周期的繞飛段，將會(huì)帶來對接過程星下點(diǎn)的后移，可能難以滿足對接過程在我國上空的需求。

圖3 方案c繞飛過程交會(huì)雷達(dá)測量情況

3 無繞飛方案

3.1 方案設(shè)想

參考后向?qū)舆^程的尋的段方案，如果把尋的段終點(diǎn)瞄準(zhǔn)至正前方400m和5km時(shí)，可以在后續(xù)接近段避免繞飛過程，將飛船飛越空間實(shí)驗(yàn)室的過程提前至尋的段。由于尋的段采用三脈沖制導(dǎo)方案，在進(jìn)行脈沖計(jì)算時(shí)包括第一次脈沖直接瞄準(zhǔn)尋的段終端狀態(tài)和第一次脈沖按最小范數(shù)解兩種情況。因此，無繞飛方案也可以分為以下四種：方案e，第一次脈沖直接瞄準(zhǔn)正前方400m；方案f，第一次脈沖按最小范數(shù)解瞄準(zhǔn)正前方400m；方案g，第一次脈沖直接瞄準(zhǔn)正前方5km；方案h，第一次脈沖按最小范數(shù)解瞄準(zhǔn)正前方5km。

3.2 算例分析

同樣，針對無繞飛情況的4種方案也開展了仿真分析，表2給出了四種方案的相關(guān)仿真結(jié)果對比，圖4為不同方案的視場角變化曲線。

表2 不同方案對比

圖4 不同飛行方案視場角變化關(guān)系

方案e和方案f直接將尋的段終端狀態(tài)瞄準(zhǔn)至正前方400m，這種方案相當(dāng)于直接把后向?qū)舆^程中的接近段合并，這樣會(huì)帶來對接時(shí)間提前和對接點(diǎn)位置前移的影響。方案g和h由于在飛行時(shí)間和飛行階段上和前期方案基本一致，后續(xù)的接近段和平移靠攏段可參照后向?qū)臃桨福瑢訒r(shí)刻及對接點(diǎn)位置也都和后向?qū)臃桨割愃啤?/p>

4 結(jié)論

在空間實(shí)驗(yàn)室任務(wù)期間開展前向交會(huì)對接飛行試驗(yàn)可以為空間站階段載人飛船和實(shí)驗(yàn)艙的前向?qū)犹峁?yàn)證機(jī)會(huì)。由分析結(jié)果可知，無論采取有無繞飛的飛行方案，飛船從下方飛越空間實(shí)驗(yàn)室轉(zhuǎn)移至正前方的過程中，交會(huì)雷達(dá)都存在一段時(shí)間的盲區(qū)。建議在交會(huì)雷達(dá)的這段盲區(qū)內(nèi)，只需飛船和空間實(shí)驗(yàn)室一起進(jìn)行偏航180°機(jī)動(dòng)，完成“太空雙人跳”動(dòng)作，而無需對空間實(shí)驗(yàn)室添加任何設(shè)備的基礎(chǔ)上，即可完成前向交會(huì)對接驗(yàn)證任務(wù)。另外，考慮到試驗(yàn)驗(yàn)證飛行方案要相對前期工程狀態(tài)改變盡可能小，建議采用正后方5km繞飛至正前方400m和直接將尋的段終端瞄準(zhǔn)至正前方5km兩種飛行方案，能保證后續(xù)飛行階段的方案和時(shí)間與后向交會(huì)對接方案基本一致。 ◇

［1］周曉飛等譯.聯(lián)盟號飛船［M］.北京：中國宇航出版社，2006.

［2］朱仁璋.航天器交會(huì)對接技術(shù)［M］.國防工業(yè)出版社，2007.

［3］李東旭等譯.航天器自主交會(huì)對接技術(shù)［M］.國防科技大學(xué)出版社，2009.