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)
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。
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
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
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。
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>
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.