朱仁璋 王鴻芳 徐宇杰 魏羽良

（1 南京大學(xué)，南京 210093）

（2 中國(guó)空間技術(shù)研究院，北京 100094）

（3 北京航空航天大學(xué)，北京 100191）

1 引言

航天器交會(huì)對(duì)接/?？考夹g(shù)是載人航天工程的關(guān)鍵技術(shù)之一。作為“國(guó)際空間站”（International Space Station，ISS）的參與方，日本交會(huì)對(duì)接/?？考夹g(shù)的研發(fā)，是直接為ISS項(xiàng)目服務(wù)的。1992年9月12日，日本邁出了載人航天第一步。這一天，航天員毛利衛(wèi)（Mamoru Mohri）乘坐奮進(jìn)號(hào)航天飛機(jī)進(jìn)入太空，執(zhí)行空間科學(xué)實(shí)驗(yàn)任務(wù)。（第一位進(jìn)入太空的日本人是記者秋山豐寬（Toyohiro Akiyama），他乘坐1990年12月2日發(fā)射的聯(lián)盟號(hào)飛船進(jìn)入和平號(hào)空間站，12月10日返回地球。）1997年11月24日，在航天飛機(jī)STS-87飛行使命中，日本航天員土井隆雄（Takao Doi）從哥倫比亞號(hào)航天飛機(jī)出艙，成為第一位執(zhí)行艙外活動(dòng)的日本人。四天后，即11月28日，日本發(fā)射了工程試驗(yàn)衛(wèi)星-7（Engineering Test Satellite VII，ETS-VII）。在1998年7月 至1999年9月期間，ETS-VII成功進(jìn)行了交會(huì)對(duì)接（Rendezvous and Docking，RVD）與捕獲停靠飛行試驗(yàn)。2000年10月，日本航天員若田光一（Koichi Wakata）乘坐發(fā)現(xiàn)號(hào)航天飛機(jī)到達(dá)ISS，成為日本第一位在ISS工作的航天員。接著，從2008年3月至2009年7月，通過航天飛機(jī)的3次發(fā)射（STS-123，124，127）與在軌組裝，日本實(shí)驗(yàn)艙（Japanese Experiment Module，JEM）成為ISS的組成部分。在JEM 組裝完成后的一個(gè)多月，2009年9月11日，日本發(fā)射了H-II轉(zhuǎn)移飛行器（H-II Transfer Vehicle，HTV），為ISS提供貨運(yùn)服務(wù)。

?？渴窃谧詣?dòng)臂的引導(dǎo)下，實(shí)現(xiàn)對(duì)接機(jī)構(gòu)的聯(lián)接。在停靠運(yùn)作中，自動(dòng)臂可安裝在追蹤飛行器上，如衛(wèi)星捕獲中的聯(lián)接；也可安裝在目標(biāo)飛行器上，如在載人空間站的?？?。停靠可實(shí)現(xiàn)無沖擊聯(lián)接，又具有空間機(jī)械運(yùn)作的靈便性。日本ETS-VII主星與子星進(jìn)行了交會(huì)對(duì)接試驗(yàn)，也應(yīng)用主星（追蹤星）的自動(dòng)臂進(jìn)行了捕獲/?？吭囼?yàn)。HTV 與ISS的聯(lián)接是應(yīng)用空間站遙操作器系統(tǒng)（Space Station Remote Manipulator System，SSRMS）實(shí)現(xiàn)的。通過ETS-VII與HTV 研發(fā)的交會(huì)對(duì)接/?？考夹g(shù)，對(duì)日本今后空間活動(dòng)的擴(kuò)展具有重要意義[1-4]。

2 工程試驗(yàn)衛(wèi)星-7（ETS-VII）

2.1 ETS-VII概述[5-8]

ETS-VII是由兩顆衛(wèi)星組成的雙星系統(tǒng)，進(jìn)行在軌分離與交會(huì)對(duì)接，以及應(yīng)用自動(dòng)臂轉(zhuǎn)移有效載荷與捕獲/停靠等技術(shù)試驗(yàn)。ETS-VII 主星（2 480kg）名為“牛郎（星）”（Hikoboshi；Altair），子星（410kg）名為“織女（星）”（Orihime；Vega）。兩星連在一起由日本H-II火箭于1997年11月28日發(fā)射，進(jìn)入高度550km、傾角35°的目標(biāo)軌道。在交會(huì)對(duì)接試驗(yàn)期間，子星（目標(biāo)星）從主星（追蹤星）釋放出，成功進(jìn)行了V-bar逼近與R-bar逼近技術(shù)試驗(yàn)（參見圖1與表1）。交會(huì)對(duì)接試驗(yàn)在1998年7月7日進(jìn)行，這一天恰逢日本七夕節(jié)，“牛郎”與“織女”喜相會(huì)。ETS-VII自主交會(huì)與軟對(duì)接試驗(yàn)應(yīng)用相對(duì)GPS，激光交會(huì)雷達(dá)，以及鄰近敏感器技術(shù)。在這些試驗(yàn)中，目標(biāo)星是合作目標(biāo)，執(zhí)行姿態(tài)控制與通信數(shù)據(jù)鏈接，并裝備全球定位系統(tǒng)（Global Positioning System，GPS）接收機(jī)及交會(huì)敏感器反射器或標(biāo)記。在空間自動(dòng)機(jī)（Space Robot，RBT）基本試驗(yàn)期間，目標(biāo)星與追蹤星由對(duì)接機(jī)構(gòu)連接在一起。長(zhǎng)為2m、6自由度的自動(dòng)臂安裝在追蹤星上，由日本地面控制站遙控操作。除了交會(huì)對(duì)接與空間自動(dòng)機(jī)基本試驗(yàn)外，ETS-VII還應(yīng)用視覺伺服跟蹤技術(shù)進(jìn)行衛(wèi)星自動(dòng)捕獲與停靠試驗(yàn)，作為附加的自動(dòng)機(jī)試驗(yàn)（參見表1）。

圖1 在軌RVD 試驗(yàn)期間的ETS-VII衛(wèi)星[5]Fig.1 ETS-VII satellites on orbit（during RVD experiment）

表1 ETS-VII交會(huì)對(duì)接與捕獲/?？匡w行試驗(yàn)Table1 RVD and RBT flight experiments of ETS-VII

2.2 ETS-VII系統(tǒng)組成

ETS-VII由主星與子星兩部分組成，其主要特 性如表2所示。

表2 ETS-VII主要特性[5]Table2 Main characteristics of ETS-VII

2.3 EVS-VII通信與星上控制技術(shù)[5-6，9-10]

2.3.1 ETS-VII通信技術(shù)

對(duì)ETS-VII交會(huì)對(duì)接與空間自動(dòng)機(jī)試驗(yàn)，監(jiān)測(cè)目標(biāo)星及追蹤星自動(dòng)臂的運(yùn)動(dòng)是十分重要的。在交會(huì)對(duì)接試驗(yàn)中，觀察相機(jī)與對(duì)接相機(jī)用于監(jiān)測(cè)目標(biāo)星與對(duì)接運(yùn)作；而安裝在追蹤星上的自動(dòng)臂手眼相機(jī)與自動(dòng)臂監(jiān)測(cè)相機(jī)用于空間自動(dòng)機(jī)試驗(yàn)。為了從圖像監(jiān)測(cè)交會(huì)對(duì)接試驗(yàn)中的目標(biāo)星或空間自動(dòng)機(jī)試驗(yàn)中的自動(dòng)臂的行為，追蹤星以1.5Mbit/s的數(shù)據(jù)傳輸速率向日本筑波空間中心發(fā)送遙測(cè)數(shù)據(jù)，運(yùn)作時(shí)間超過1.5h。由于ETS-VII是高度為550km 的低地球軌道衛(wèi)星，與地面站的直接通信時(shí)間很短，僅應(yīng)用常規(guī)的統(tǒng)一S頻段（USB）鏈路是不夠的，最佳解決辦法之一是應(yīng)用NASA“跟蹤與數(shù)據(jù)中繼衛(wèi)星系統(tǒng)”（Tracking and Data Relay Satellite System，TDRSS）的軌道間通信。圖2為ETS-VII通信鏈路圖。如圖2所示，ETS-VII與地面之間的通信鏈路如下：①追蹤星與地面站之間的SSA-HG（SSA-高增益），SSA-OMNI（SSA-全 向），以 及USB 鏈 路；②目標(biāo)星與地面站之間的SSA-OMNI與USB 鏈路。直接與地面站通信的USB 鏈路主要用于初始運(yùn)作或星務(wù)管理運(yùn)作。除USB鏈路外，其他鏈路均應(yīng)用ETS-VII/TDRS試驗(yàn)系統(tǒng)。此外，追蹤星與目標(biāo)星可由“追蹤星-目標(biāo)星”（C-T）通信鏈路互相通信。TDRS數(shù)據(jù)傳送給戈達(dá)德空間飛行中心。該中心與日本筑波空間中心由國(guó)際地面網(wǎng)相連。從指令發(fā)送直到接收相應(yīng)的遙測(cè)數(shù)據(jù)的時(shí)間大約為6s。

圖2 ETS-VII通信鏈路[5]Fig.2 ETS-VII communications link

2.3.2 ETS-VII星上控制

星上姿態(tài)控制計(jì)算機(jī)與星上自動(dòng)機(jī)控制計(jì)算機(jī)，分別執(zhí)行衛(wèi)星姿態(tài)控制與星上自動(dòng)臂控制任務(wù)；還有一臺(tái)星上計(jì)算機(jī)，即制導(dǎo)與控制計(jì)算機(jī)，用于交會(huì)對(duì)接運(yùn)作（參見圖3）。選擇這種分布式控制方法的理由是：①自動(dòng)臂（6自由度）與衛(wèi)星姿態(tài)運(yùn)動(dòng)（3自由度）及交會(huì)對(duì)接（6自由度）的聯(lián)合自由度太復(fù)雜，空間計(jì)算機(jī)難以統(tǒng)一處理。②衛(wèi)星姿態(tài)控制是成熟技術(shù)，應(yīng)用成熟技術(shù)與設(shè)備有利于節(jié)省成本。③對(duì)分布式控制，單個(gè)系統(tǒng)的研制與測(cè)試可分開進(jìn)行，加快衛(wèi)星研制速度。④來自衛(wèi)星姿態(tài)控制與自動(dòng)臂控制及交會(huì)對(duì)接的計(jì)算要求是不同的（對(duì)自動(dòng)臂控制的要求最嚴(yán)格，對(duì)衛(wèi)星姿態(tài)控制的要求適度，而對(duì)交會(huì)對(duì)接的要求居中），分布式控制有利于計(jì)算資源的配置。

星上衛(wèi)星姿態(tài)控制系統(tǒng)執(zhí)行衛(wèi)星姿態(tài)與天線方向控制任務(wù)。姿態(tài)敏感器為地球敏感器與基于陀螺的慣性參照單元，用于測(cè)量衛(wèi)星姿態(tài)運(yùn)動(dòng)。姿態(tài)控制執(zhí)行器件包括反作用輪與氣體噴射推力器。反作用輪用于生成控制力矩，以修正衛(wèi)星姿態(tài)偏差；而氣體噴射推力器實(shí)施反作用輪動(dòng)量的退飽和，并修正反作用輪不能應(yīng)對(duì)的大姿態(tài)偏差。通信天線安裝在帶有2個(gè)萬向架的支座上，天線方向的控制依據(jù)追蹤星的姿態(tài)誤差以及數(shù)據(jù)中繼衛(wèi)星離兩個(gè)在軌衛(wèi)星的位置實(shí)現(xiàn)的。衛(wèi)星姿態(tài)控制與天線方向控制由星上控制計(jì)算機(jī)管理。

圖3 ETS-VII星上系統(tǒng)流程框圖[10]Fig.3 Block diagram of the onboard system of ETS-VII

2.4 ETS-VII交會(huì)對(duì)接技術(shù)[8-9，11-16]

2.4.1 試驗(yàn)?zāi)康?/p>

ETS-VII交會(huì)對(duì)接主要技術(shù)驗(yàn)證項(xiàng)目如下：①交會(huì)對(duì)接設(shè)備的功能和性能，包括新研發(fā)的交會(huì)導(dǎo)航敏感器（如激光交會(huì)雷達(dá)）與對(duì)接機(jī)構(gòu)。②交會(huì)對(duì)接制導(dǎo)、導(dǎo)航與控制（Guidance Navigation and Control，GNC）技術(shù)，包括交會(huì)對(duì)接導(dǎo)航和制導(dǎo)邏輯與星上自主飛行管理功能（含模式控制），以及在交會(huì)飛行期間控制兩個(gè)飛行器的交會(huì)對(duì)接運(yùn)作技術(shù)，特別是應(yīng)用星上飛行管理功能的安全性保證運(yùn)作。③應(yīng)用數(shù)據(jù)中繼衛(wèi)星的通信技術(shù)與遙控操作技術(shù)。

從起飛到對(duì)接，ETS-VII飛行可分為下列5個(gè)階段：①發(fā)射；②軌道轉(zhuǎn)移；③相對(duì)逼近；④最終逼近；⑤對(duì)接。試驗(yàn)的主要目標(biāo)是演示并證實(shí)后3個(gè)階段的自主交會(huì)對(duì)接技術(shù)。軌道轉(zhuǎn)移段的主要技術(shù)（如GPS絕對(duì)導(dǎo)航與自主軌道轉(zhuǎn)移），通過試驗(yàn)也得到驗(yàn)證。不僅自主交會(huì)對(duì)接，地面遙控操作交會(huì)對(duì)接也在試驗(yàn)中得到驗(yàn)證。

2.4.2系統(tǒng)組成

ETS-VII交會(huì)對(duì)接試驗(yàn)應(yīng)用兩個(gè)衛(wèi)星的平臺(tái)系統(tǒng)，交會(huì)對(duì)接試驗(yàn)系統(tǒng)，以及視覺系統(tǒng)。ETS-VII執(zhí)行自主交會(huì)對(duì)接，因此需要測(cè)定追蹤星與目標(biāo)星之間相對(duì)位置與速率的導(dǎo)航功能。ETS-VII有3種導(dǎo)航方法，根據(jù)兩顆衛(wèi)星之間的距離自動(dòng)選擇其中一種：①用于相對(duì)逼近段（從10km到500m）的相對(duì)GPS導(dǎo)航；②用于最終逼近段（從500m到2m）的激光交會(huì)雷達(dá)導(dǎo)航；③用于對(duì)接段（2m 以內(nèi)）的鄰近敏感器導(dǎo)航。如前所述，ETS-VII與地面控制系統(tǒng)（位于筑波空間中心）之間的通信鏈路是通過TDRS實(shí)現(xiàn)的。圖4顯示交會(huì)對(duì)接試驗(yàn)的相關(guān)系統(tǒng)。

追蹤星主動(dòng)執(zhí)行交會(huì)對(duì)接控制，星上交會(huì)對(duì)接試驗(yàn)系統(tǒng)包括制導(dǎo)與控制計(jì)算機(jī)，GPS 接收機(jī)，激光交會(huì)雷達(dá)，相機(jī)型鄰近敏感器，加速度計(jì)，以及對(duì)接機(jī)構(gòu)主動(dòng)部分（掣爪系統(tǒng)）。追蹤星上裝備兩臺(tái)CCD 相機(jī)，一臺(tái)觀察相機(jī)用于監(jiān)測(cè)逼近，一臺(tái)對(duì)接相機(jī)用于監(jiān)測(cè)對(duì)接過程中對(duì)接機(jī)構(gòu)和目標(biāo)星的移動(dòng)。目標(biāo)星僅執(zhí)行姿態(tài)控制，并裝備配合追蹤星執(zhí)行交會(huì)對(duì)接使命的合作設(shè)備，包括GPS接收機(jī)，被動(dòng)激光交會(huì)雷達(dá)反射器，鄰近敏感器標(biāo)記，觀察相機(jī)標(biāo)記，以及對(duì)接機(jī)構(gòu)的被動(dòng)部分（捕獲把手）。

圖4 ETS-VII RVD相關(guān)系統(tǒng)結(jié)構(gòu)[8]Fig.4 ETS-VII RVD relating systems

2.4.2.1 對(duì)接機(jī)構(gòu)

對(duì)接機(jī)構(gòu)具有捕獲、對(duì)接及分離功能，對(duì)接機(jī)構(gòu)的主動(dòng)部分與被動(dòng)部分分別裝配在追蹤星與目標(biāo)星的對(duì)接面板上，主要由捕獲裝置和鎖緊釋放裝置兩部分組成（參見圖5與圖6）。捕獲裝置由裝配在追蹤星上的3個(gè)掣爪系統(tǒng)（主動(dòng)部分）與裝配在目標(biāo)星上的3個(gè)捕獲把手（被動(dòng)部分）組成，執(zhí)行捕獲運(yùn)作。在追蹤星對(duì)接面板上裝有4個(gè)鎖緊釋放裝置，在目標(biāo)星對(duì)接面板上有4個(gè)鎖緊釋放裝置配對(duì)器，用于目標(biāo)星捕獲后的鎖緊及分離前的釋放。在對(duì)接階段，對(duì)接機(jī)構(gòu)在2s內(nèi)捕獲目標(biāo)星。在分離階段，對(duì)接機(jī)構(gòu)以大約2cm/s的速度分離與釋放目標(biāo)星。

2.4.2.2 激光交會(huì)雷達(dá)

交會(huì)雷達(dá)（圖7）是使用近紅外激光束的激光雷達(dá)，也是組成ETS-VII交會(huì)對(duì)接系統(tǒng)的3種導(dǎo)航敏感器之一。另外兩種敏感器是GPS接收機(jī)和鄰近敏感器。這些敏感器都向制導(dǎo)與控制計(jì)算機(jī)提供目標(biāo)星和追蹤星之間的相對(duì)距離和相對(duì)角度測(cè)量信息。交會(huì)雷達(dá)在0.3m～660m 的范圍內(nèi)使用，測(cè)量?jī)深w衛(wèi)星之間的相對(duì)距離和相對(duì)角度。GPS接收機(jī)用于遠(yuǎn)距離，鄰近敏感器用于鄰近范圍。這些敏感器的測(cè)量范圍是相互交迭的，這是功能冗余的需要。

圖5 ETS-VII對(duì)接面（沿X 向）Fig.5 ETS-VII docking surfaces

圖6 ETS-VII對(duì)接機(jī)構(gòu)捕獲裝置[11]Fig.6 Capture mechanism of ETS-VII DM

圖7 ETS-VII激光交會(huì)雷達(dá)外形[13]Fig 7 Outlook of ETS-VII rendezvous radar（RVR）

交會(huì)雷達(dá)由下列三部分組成：①交會(huì)雷達(dá)頭單元；②電子器件單元；③反射器單元。①和②安裝在追蹤星上，③安裝在目標(biāo)星上。激光束從交會(huì)雷達(dá)頭發(fā)射，被反射器反射，再被交會(huì)雷達(dá)頭接收。兩星之間相對(duì)距離，由發(fā)射激光束和反射激光束的已調(diào)制束包線之間的相位差的測(cè)量得到。兩星的視線角由反射器的圖像測(cè)量導(dǎo)出，通過圖像識(shí)別方法進(jìn)行圖像辨識(shí)。

（1）交會(huì)雷達(dá)頭。交會(huì)雷達(dá)頭向反射器發(fā)射波長(zhǎng)為810nm 的激光束，半錐角約4°。交會(huì)雷達(dá)頭也接收來自反射器的激光束。

（2）電子器件。電子器件按來自交會(huì)雷達(dá)頭的信號(hào)計(jì)算相對(duì)距離和方向，計(jì)算結(jié)果被送往制導(dǎo)與控制計(jì)算機(jī)。為了測(cè)量相對(duì)距離與方向，反射激光束被導(dǎo)向“雪崩光電二極管”檢波器與二維CCD 圖像敏感器，相對(duì)距離由測(cè)量發(fā)射信號(hào)與雪崩光電二極管接收到的反射信號(hào)之間的相位差獲得；視場(chǎng)半錐角為3°，可測(cè)量距離為0.3m～660m。在電子器件內(nèi)，方向（視線角）的測(cè)量是通過CCD 相機(jī)采集的反射器圖像進(jìn)行圖像識(shí)別處理獲得的；視場(chǎng)半錐角為4°，測(cè)角距離也是0.3m～660m。

（3）反射器。反射器由兩個(gè)單元組成。其中一個(gè)用于長(zhǎng)距離測(cè)量，由24個(gè)角立方體反射器組成，其一邊長(zhǎng)5cm；另一個(gè)用于短距離測(cè)量，它有1個(gè)邊長(zhǎng)為2cm 的角立方體反射器。

2.4.2.3 鄰近敏感器

鄰近敏感器（圖8）是在距離2m 至對(duì)接之間使用的導(dǎo)航敏感器。它使用100個(gè)紅色二極管照射安裝在目標(biāo)星上的標(biāo)記，并由CCD 相機(jī)獲取標(biāo)記的圖像。該標(biāo)記由若干個(gè)反射器組成固定的形狀，按標(biāo)記反射器圖像之間的距離與位置，測(cè)量追蹤星和目標(biāo)星之間的相對(duì)位置和姿態(tài)。

圖8 ETS-VII鄰近敏感器[14]Fig.8 Proximity sensor of ETS-VII

2.4.3 飛行試驗(yàn)

在交會(huì)對(duì)接飛行試驗(yàn)中，較小質(zhì)量的子星先從主星分離出，主星作為試驗(yàn)追蹤星，而子星作為合作目標(biāo)星。試驗(yàn)中：①子星保持姿態(tài)穩(wěn)定；②主星與子星之間有直接通信鏈路；③子星可反射來自追蹤星的信號(hào)；④子星裝有鄰近敏感器標(biāo)記；⑤子星上裝配對(duì)接機(jī)構(gòu)捕獲把手與視覺標(biāo)記。試驗(yàn)進(jìn)行了3次（參見表1），前2次為V-bar逼近，第3次為R-bar逼近。

2.4.3.1 第1次試驗(yàn)

第1次飛行試驗(yàn)于1998年7月7日成功完成。從兩星分離到對(duì)接，借助TDRS 通信鏈路運(yùn)作約40min。試驗(yàn)序列如下：①首先，地面支持人員從筑波空間中心向追蹤星發(fā)送分離指令，追蹤星將目標(biāo)星推出并以1.8cm/s低速離開。②追蹤星開始自動(dòng)控制相對(duì)位置與姿態(tài)，直到相對(duì)距離達(dá)2m 的近區(qū)點(diǎn)（2m 保持點(diǎn)）。③使用鄰近敏感器導(dǎo)航和相對(duì)6自由度控制，兩顆衛(wèi)星保持2m 距離（誤差幾厘米）繼續(xù)編隊(duì)飛行15min。④然后，地面支持人員向追蹤星發(fā)送逼近指令，追蹤星開始以1cm/s的低速逼近目標(biāo)星，并在接觸前用掣爪系統(tǒng)抓取目標(biāo)星的把手。⑤最后，追蹤星與目標(biāo)星完全對(duì)接。

2.4.3.2 第2次試驗(yàn)

第2次飛行試驗(yàn)于8月7日開始。追蹤星與目標(biāo)星分離后，按計(jì)劃執(zhí)行到達(dá)525m 保持點(diǎn)，開始V-bar逼近飛行。然而，在V-bar逼近中出現(xiàn)推力器非正常點(diǎn)火，導(dǎo)致姿態(tài)偏離，這樣，追蹤星由星上安全性管理功能自動(dòng)執(zhí)行“禁行中止”，并飛行到后撤點(diǎn)（目標(biāo)星前方2.5km）。從8月8日到8月13日，進(jìn)行了2次最終逼近嘗試；然而，因姿態(tài)偏離，追蹤星再次轉(zhuǎn)向安全性模式。通過修改交會(huì)飛行軟件和逼近方法，最終，在8月27日自主完成交會(huì)對(duì)接。這樣，從分離到完成對(duì)接，原計(jì)劃約4h，實(shí)際經(jīng)歷了3周才完成。

2.4.3.3 第3次試驗(yàn)

在第3次飛行試驗(yàn)中，因追蹤星與目標(biāo)星之間相對(duì)位置關(guān)系的變化，“追蹤星-目標(biāo)星”通信鏈路天線按指令轉(zhuǎn)換，輸出功率也隨分開距離按指令改變。距離測(cè)定應(yīng)用導(dǎo)航敏感器，即相對(duì)GPS，激光交會(huì)雷達(dá)，以及鄰近敏感器。當(dāng)相距600m 至9km時(shí)，由GPS接收機(jī)測(cè)量。追蹤星與目標(biāo)星都裝備GPS接收機(jī)，目標(biāo)星GPS接收機(jī)的數(shù)據(jù)按“追蹤星-目標(biāo)星”通信鏈路向追蹤星傳輸，然后，追蹤星GPS接收機(jī)計(jì)算其相對(duì)目標(biāo)星的位置與速度。

2.4.3.4 飛行結(jié)果評(píng)估

在原來的試驗(yàn)計(jì)劃里，無人交會(huì)對(duì)接需要的設(shè)備、GNC功能和操作技術(shù)，將通過6次飛行試驗(yàn)得到證實(shí)。然而，事實(shí)上，只進(jìn)行了前述3次飛行試驗(yàn)。主要項(xiàng)目基本已在第2次試驗(yàn)中得到驗(yàn)證，其余項(xiàng)目都在第3次飛行試驗(yàn)中得到了驗(yàn)證。下面著重討論前兩次試驗(yàn)中每個(gè)階段GNC的性能。

（1）精確分離。對(duì)接機(jī)構(gòu)作出精確分離是非常重要的，因?yàn)猷徑舾衅餍枰３帜繕?biāo)星的標(biāo)記在其視場(chǎng)內(nèi)，以便于分離后的測(cè)量。

（2）弱沖擊對(duì)接。追蹤星以1cm/s的低速逼近，并以對(duì)接機(jī)構(gòu)掣爪系統(tǒng)捕獲目標(biāo)星的捕獲把手（圖6），捕獲時(shí)的位置精度約為1cm。

（3）相對(duì)6自由度控制和鄰近敏感器導(dǎo)航。在對(duì)接逼近階段，使用鄰近敏感器導(dǎo)航執(zhí)行相對(duì)6自由度控制。要求的位置控制精度在10cm 以內(nèi)，而實(shí)際控制誤差大約2cm；要求的姿態(tài)控制精度是2°，而實(shí)際每軸控制誤差在0.5°以內(nèi)。導(dǎo)航敏感器根據(jù)CCD 獲取的反射標(biāo)記圖像的位置，計(jì)算追蹤星對(duì)目標(biāo)星的相對(duì)位置和姿態(tài)。在軌測(cè)量值和地面測(cè)試值相差小于1mm。相對(duì)位置和相對(duì)姿態(tài)的隨機(jī)誤差分別在0.2mm 和0.1°之內(nèi)，均分別優(yōu)于距離（X軸）20mm 和姿態(tài)0.8°的要求值。

（4）參考軌跡制導(dǎo)和激光交會(huì)雷達(dá)導(dǎo)航。在最終逼近段，追蹤星基于激光交會(huì)雷達(dá)導(dǎo)航，按參考軌跡制導(dǎo)律，沿V-bar逼近目標(biāo)星。位置/速度指令與導(dǎo)航值之間的區(qū)別微乎其微（參見圖9）?？梢宰C實(shí)，參考軌跡制導(dǎo)的性能與導(dǎo)航的性能一樣好。激光雷達(dá)應(yīng)用三維位置敏感器，采用二維CCD 靜態(tài)頭代替機(jī)械掃描頭。相對(duì)距離的測(cè)量，應(yīng)用比較發(fā)射波束和返回波束的相位的方法；而視線角測(cè)量應(yīng)用CCD 攝取的三面直角棱鏡反射器圖像。在目標(biāo)星和追蹤星聯(lián)接后，通過與最后的地面測(cè)試的測(cè)量數(shù)據(jù)比較，對(duì)在軌激光交會(huì)雷達(dá)精度進(jìn)行了評(píng)估。對(duì)測(cè)距量，在軌的測(cè)量值和地面試驗(yàn)值相差在2cm內(nèi)，優(yōu)于所要求的10cm；對(duì)視線角，在軌與地面的測(cè)量誤差大約0.1°，也滿足所要求的精度。隨機(jī)誤差也低于要求值。

（5）C-W 制導(dǎo)和GPS 相對(duì)導(dǎo)航。在相對(duì)逼近段，追蹤星按Clohessy-Wiltshire（C-W）制導(dǎo)律逼近，該制導(dǎo)律使用Hill方程的C-W 解。軌道機(jī)動(dòng)指令（要求的速度增量ΔV）由制導(dǎo)律計(jì)算，并且“速度增量關(guān)斷”應(yīng)用加速度計(jì)測(cè)量執(zhí)行。圖10顯示應(yīng)用C-W 制導(dǎo)從1 100m 點(diǎn)至150m 點(diǎn)的軌 跡，途中軌跡是由GPS相對(duì)導(dǎo)航估計(jì)的。實(shí)際射入精度約為20m，而要求的是在80m 內(nèi)。GPS相對(duì)導(dǎo)航在Hill坐標(biāo)系估計(jì)相對(duì)位置和速率。追蹤星GPS接收機(jī)執(zhí)行GPS相對(duì)導(dǎo)航。兩顆衛(wèi)星都有GPS接收機(jī)，追蹤星GPS接收機(jī)處理兩顆衛(wèi)星的偽距差和位移變化數(shù)據(jù)作為測(cè)量數(shù)據(jù)，并使用擴(kuò)展卡爾曼濾波器估計(jì)相對(duì)位置和速度。比較作為參考的激光交會(huì)雷達(dá)測(cè)量粗?jǐn)?shù)據(jù)，評(píng)估了在軌GPS 相對(duì)導(dǎo)航的精度。GPS和激光交會(huì)雷達(dá)的距離數(shù)據(jù)對(duì)應(yīng)得很好，二者之間的差別僅幾米。在聯(lián)接飛行期間的GPS相對(duì)導(dǎo)航的精度也作了評(píng)估。追蹤星GPS接收機(jī)與目標(biāo)星GPS接收機(jī)的天線之間的距離是預(yù)知的。位置估計(jì)的精度在10m 內(nèi)，而要求量為26m。

圖9 ETS-VII參考軌跡制導(dǎo)下V-bar逼近期間的位置[8]Fig.9 ETS-VII position during V-bar approach by reference trajectory guidance

圖10 ETS-VII C-W 制導(dǎo)下的150m 射入軌跡[8]Fig.10 ETS-VII trajectory of 150minjection by C-W guidance

（6）自主飛行管理。除GNC功能外，交會(huì)對(duì)接系統(tǒng)具有飛行管理功能，它由模式/序列控制、組件冗余管理和安全性管理組成。安全性管理尤為重要，這是因?yàn)榻粫?huì)對(duì)接技術(shù)將在HTV 上得到應(yīng)用。飛行管理由安裝在制導(dǎo)與控制計(jì)算機(jī)上的交會(huì)飛行軟件運(yùn)作。該軟件監(jiān)測(cè)并檢查衛(wèi)星的姿態(tài)、通信鏈路以及組件的自檢狀態(tài)等。如果探測(cè)到一個(gè)組件發(fā)生故障，該軟件將故障組件替換為備份組件。此外，在離目標(biāo)星30m 內(nèi)或“禁行中止”30m 處，如果一個(gè)冗余組件的連續(xù)故障被探測(cè)到，該軟件將自動(dòng)執(zhí)行“避撞機(jī)動(dòng)”。在頭兩次飛行中，該軟件的模式/序列控制運(yùn)作良好。例如，該軟件判斷了激光交會(huì)雷達(dá)捕獲，并且將其飛行模式從相對(duì)逼近模式變換為Vbar逼近模式。在第2次飛行中，當(dāng)V-bar逼近發(fā)生姿態(tài)異常時(shí)，該軟件探測(cè)到了該故障，并解鎖各自的激光交會(huì)雷達(dá)。這樣，該軟件將飛行模式變?yōu)榘踩阅Ｊ?，自?dòng)執(zhí)行“禁行中止”，避免兩顆衛(wèi)星碰撞，保證飛行安全。兩次試驗(yàn)飛行證實(shí)了自主飛行管理按所設(shè)計(jì)的運(yùn)作，包括模式/序列控制和安全性管理。

2.5 ETS-VII自動(dòng)機(jī)技術(shù)[6-7，9，12]

2.5.1 試驗(yàn)項(xiàng)目

ETS-VII的空間自動(dòng)機(jī)試驗(yàn)，是為了研發(fā)可從地面站遙控操作的不載人衛(wèi)星上的空間自動(dòng)機(jī)。ETS-VII成功進(jìn)行了下列試驗(yàn)：①在延時(shí)與有限通信能力環(huán)境下的遙控操作試驗(yàn)；②衛(wèi)星姿態(tài)與自動(dòng)臂的聯(lián)動(dòng)控制試驗(yàn)，以克服來自自動(dòng)臂的反作用，穩(wěn)定衛(wèi)星姿態(tài)；③在軌衛(wèi)星服務(wù)試驗(yàn)，如星上設(shè)備的檢查與處置，燃料供應(yīng)，空間結(jié)構(gòu)展開；④目標(biāo)星的捕獲與?？吭囼?yàn)。此外，還進(jìn)行了下列由日本國(guó)家實(shí)驗(yàn)室提出的試驗(yàn)：①日本國(guó)際貿(mào)易與工業(yè)部的先進(jìn)自動(dòng)機(jī)手試驗(yàn)；②日本通信研究實(shí)驗(yàn)室的天線裝配試驗(yàn)；③日本國(guó)家航空航天實(shí)驗(yàn)室的桁架結(jié)構(gòu)遠(yuǎn)距離操作試驗(yàn)。

2.5.2系統(tǒng)組成

ETS-VII自動(dòng)機(jī)系統(tǒng)包括自動(dòng)臂、端點(diǎn)作用器、監(jiān)測(cè)相機(jī)，手眼相機(jī)，圖像處理器、運(yùn)動(dòng)控制器、關(guān)節(jié)驅(qū)動(dòng)器等。自動(dòng)臂有6 自由度，質(zhì)量約150kg。自動(dòng)臂包含6個(gè)關(guān)節(jié)，關(guān)節(jié)質(zhì)量相對(duì)較小，每個(gè)幾千克。自動(dòng)臂及其試驗(yàn)有效載荷安裝在追蹤星上（參見圖11）。星上自動(dòng)臂的遙控操作以兩種方式進(jìn)行：①控制模式；②遙操作模式。在控制模式，從地面控制站向星上自動(dòng)臂的指示按任務(wù)級(jí)指令發(fā)送，如“從A向B以速度C 帶有效載荷D 移動(dòng)”。星上自動(dòng)機(jī)控制計(jì)算機(jī)解碼這些指令，生成自動(dòng)臂軌跡，控制自動(dòng)臂，以實(shí)現(xiàn)所指示的自動(dòng)臂運(yùn)動(dòng)。在遙操作模式，地面操作者應(yīng)用控制把手導(dǎo)引自動(dòng)臂運(yùn)動(dòng)。傳向星上自動(dòng)臂的指示，每250ms給出自動(dòng)臂末端位置與姿態(tài)。星上自動(dòng)臂控制計(jì)算機(jī)，從這些數(shù)據(jù)生成自動(dòng)臂的軌跡，并按指示控制自動(dòng)臂。

2.5.3 捕獲與?？吭囼?yàn)追蹤星自動(dòng)臂捕獲并收回目標(biāo)星是ETS-VII使命的引人注目的焦點(diǎn)。捕獲試驗(yàn)裝置由追蹤星上的自動(dòng)臂端點(diǎn)作用器與目標(biāo)星上的固定器組成（見圖12與圖13）。端點(diǎn)作用器頂部有“手指”，用以抓取目標(biāo)星上的固定器把手。固定器上的光學(xué)標(biāo)記由一塊黑色矩形板上的2個(gè)白色圓盤組成。對(duì)于目標(biāo)星捕獲（不是對(duì)接），在追蹤星相對(duì)目標(biāo)星保持鄰近飛行時(shí)，應(yīng)控制追蹤星上的自動(dòng)臂，跟蹤并抓取裝配在目標(biāo)星上的固定器。自動(dòng)臂對(duì)“抓取點(diǎn)”的視覺伺服跟蹤是捕獲目標(biāo)星的關(guān)鍵技術(shù)之一。這次技術(shù)試驗(yàn)成功應(yīng)用了一組裝在操作器手上的CCD 相機(jī)與目標(biāo)星固定器的光學(xué)標(biāo)記，以及星上實(shí)時(shí)視頻信號(hào)處理。

圖11 ETS-VII追蹤星自動(dòng)機(jī)設(shè)備面板外形[7]Fig.11 Outlook of ETS-VII chaser＇s RBT-panel

圖12 ETS-VII追蹤星捕獲目標(biāo)星[7，9]Fig.12 ETS-VII chaser captures target

圖13 ETS-VII追蹤星端點(diǎn)作用器和目標(biāo)星固定器[12]Fig.13 ETS-VII chaser end-effector and target fixture

由CCD 相機(jī)獲得的視頻圖像經(jīng)處理后可提取光學(xué)標(biāo)記圓盤的位置、尺寸與比率，這樣可估計(jì)圓盤在端點(diǎn)作用器坐標(biāo)系中的相對(duì)距離x，y，z，以及俯仰角與滾轉(zhuǎn)角。視覺伺服跟蹤控制插圖參見圖14。如圖14所示，端點(diǎn)作用器位置與指向運(yùn)動(dòng)的修正指令ΔXcmd由端點(diǎn)作用器路徑規(guī)劃向自動(dòng)臂運(yùn)動(dòng)控制器發(fā)送。該控制器進(jìn)行逆向運(yùn)動(dòng)學(xué)運(yùn)算，將自動(dòng)手運(yùn)動(dòng)指令（ΔXcmd）轉(zhuǎn)化為自動(dòng)臂關(guān)節(jié)運(yùn)動(dòng)指令（ΔΦ），并將ΔΦ 發(fā)送給關(guān)節(jié)驅(qū)動(dòng)器。

圖14 ETS-VII視覺伺服跟蹤控制框圖[9]Fig.14 Block diagram control of the visual servo-tracking for ETS-VII

雖然ETS-VII沒有進(jìn)行完整的目標(biāo)星捕獲序列試驗(yàn)，但分別進(jìn)行了?？颗c捕獲兩項(xiàng)主要的子序列試驗(yàn)。1999年3月，子星被自動(dòng)臂從儲(chǔ)存位置（即對(duì)接位置）提出并抓住，然后又移回到對(duì)接口（?？窟\(yùn)作）。1999年9月，子星被釋放進(jìn)入受半開口的對(duì)接機(jī)構(gòu)約束的自由空間，然后，在視覺伺服跟蹤下被自動(dòng)臂成功地收回（捕獲運(yùn)作）。

追蹤星自動(dòng)臂捕獲目標(biāo)星的過程可分為兩段：①初始逼近；②最后逼近。最后逼近應(yīng)用視覺伺服跟蹤；而初始逼近是將追蹤星操作器手移至目標(biāo)星附近點(diǎn)，從那里開始最后逼近。在自動(dòng)跟蹤鎖定之前的交會(huì)逼近途中，自動(dòng)臂應(yīng)停在一個(gè)等待位置（圖12），這個(gè)位置離捕獲位置有一定的安全距離（如500mm），以避免與目標(biāo)星意外碰撞。在這個(gè)距離，追蹤星可進(jìn)行穩(wěn)定的并行飛行。在這個(gè)等待位置，目標(biāo)星的光學(xué)標(biāo)記對(duì)于精確的圖像處理也許太遠(yuǎn)，甚至在CCD 相機(jī)視場(chǎng)之外。因此，需要將操作器手移至光學(xué)標(biāo)記的附近點(diǎn)（如100mm），從那點(diǎn)開始視覺伺服跟蹤。由進(jìn)入等待位置直至到達(dá)伺服跟蹤起點(diǎn)即為初始逼近段，在這一段，追蹤星姿態(tài)由反作用輪控制。然后，操作器控制轉(zhuǎn)換為應(yīng)用視覺伺服跟蹤的最后逼近。在最后逼近段，為了避免推力器或反作用輪引發(fā)意外的姿態(tài)運(yùn)動(dòng)，追蹤星姿態(tài)控制系統(tǒng)將關(guān)斷，進(jìn)入自由漂移狀態(tài)。

由上述分析可見，成功執(zhí)行交會(huì)捕獲與?？康年P(guān)鍵條件是：①應(yīng)用相對(duì)GPS、激光交會(huì)雷達(dá)、鄰近敏感器的自主交會(huì)控制；②目標(biāo)星姿態(tài)穩(wěn)定并裝配帶有光學(xué)標(biāo)記的固定器；③應(yīng)用自動(dòng)手視覺伺服跟蹤技術(shù)與自動(dòng)臂控制技術(shù)。

2.6 ETS-VII小結(jié)

ETS-VII是成功執(zhí)行兩個(gè)無人航天器之間的交會(huì)對(duì)接，通過ETS-VII研發(fā)的自主交會(huì)對(duì)接技術(shù)（V-bar逼近與R-bar逼近）直接在HTV 飛行使命中得到應(yīng)用。此外，ETS-VII的交會(huì)對(duì)接與空間自動(dòng)機(jī)技術(shù)試驗(yàn)，對(duì)以后的衛(wèi)星在軌服務(wù)技術(shù)的發(fā)展具有重要價(jià)值。

3 H-II轉(zhuǎn)移飛行器（HTV）

3.1 HTV概述[17-19]

HTV是日本向ISS運(yùn)送物資的不載人貨物轉(zhuǎn)移飛船，別名為“白鸛”（Kounotori；White Stork）。HTV-1為技術(shù)驗(yàn)證飛行器，于2009年9月11日從種子島空間中心，由運(yùn)載火箭H-IIB TF＃1發(fā)射升空。H-IIB是H-II運(yùn)載火箭系列的最新型號(hào)，且被升級(jí)專門用來發(fā)射HTV。這是H-IIB 及HTV 的首次飛行。在與H-IIB分離后，HTV 使用自己的制導(dǎo)與導(dǎo)航系統(tǒng)，在GPS支持下，朝ISS運(yùn)動(dòng)并在之后與ISS相距10m 幾乎沒有相對(duì)運(yùn)動(dòng)的位置上定位。SSRMS捕獲HTV 并將其停靠在ISS節(jié)點(diǎn)2號(hào)艙的天底側(cè)。9月17日，HTV-1完成在ISS的?？俊．?dāng)HTV 在ISS?？繒r(shí)，ISS乘員進(jìn)入HTV的加壓貨艙，向ISS 轉(zhuǎn)移艙內(nèi)補(bǔ)給品。與此同時(shí)，ISS乘員也使用空間站的自動(dòng)臂與希望號(hào)（Kibo）艙的自動(dòng)臂卸載不加壓貨物。補(bǔ)給品卸完后，空間站的垃圾和其他廢棄物被裝進(jìn)HTV。2009年11月2日，HTV-1解除?？侩x開ISS后，降軌并執(zhí)行毀壞性再入，圓滿完成技術(shù)驗(yàn)證與運(yùn)送物資雙重任務(wù)。HTV-1飛行使命的基本目標(biāo)為：①執(zhí)行日本在ISS規(guī)劃中的任務(wù)；②驗(yàn)證日本空間工程技術(shù)；③積累日本自主研發(fā)的載人航天器系統(tǒng)技術(shù)與經(jīng)驗(yàn)。HTV-1是日本在自己研制的運(yùn)載火箭、衛(wèi)星通信系統(tǒng)和載人航天系統(tǒng)集成技術(shù)基礎(chǔ)上建造的。

HTV-2于2011年1月22日發(fā)射，1月28日停靠在ISS和諧號(hào)艙天底一側(cè)的對(duì)接口上（參見本期封 二），3月28日解除?？浚?月30日再入地球大氣。HTV-2是HTV-1 的改進(jìn)型，貨運(yùn)能力由HTV-1的4.5t增加至5.3t。

目前，俄羅斯的進(jìn)步號(hào)貨運(yùn)飛船，歐洲航天局的“自動(dòng)轉(zhuǎn)移飛行器”（ATV）和美國(guó)的航天飛機(jī)都向ISS運(yùn)送補(bǔ)給物品。但除航天飛機(jī)外，僅有HTV可大規(guī)模同時(shí)運(yùn)送加壓與不加壓貨物。表3對(duì)ISS補(bǔ)給飛行器（HTV，ATV，進(jìn)步號(hào)，航天飛機(jī)）作出比較，表4列出HTV 主要技術(shù)指標(biāo)。

表3 ISS補(bǔ)給飛行器比較[19]Table3 Comparison of ISS re-supplyvehicles

表4 HTV技術(shù)指標(biāo)[19-20]Table4 HTV specifications

3.2 HTV 構(gòu)型與系統(tǒng)組成[17-22]

HTV 的構(gòu)型與組成如圖15所示。HTV 由HTV 貨運(yùn)系統(tǒng)與HTV 平臺(tái)系統(tǒng)兩部分組成。貨運(yùn)系統(tǒng)包括加壓貨艙與不加壓貨艙及外露貨盤；平臺(tái)系統(tǒng)包括電子設(shè)備艙與推進(jìn)艙（圖16）。太陽電池板共57塊，安裝在四個(gè)艙段的圓柱型與圓錐形基礎(chǔ)結(jié)構(gòu)上。HTV 長(zhǎng)約10m，直徑約4.4m，總重16.5t，共載有6t貨物，其中4.5t貨物裝載在加壓貨艙內(nèi)（這些貨物將轉(zhuǎn)移進(jìn)ISS艙內(nèi)，雖然有的貨物并不必須要“加壓”），1.5t不加壓貨物裝載在不加壓貨艙中的外露貨盤上（圖15）。

圖15 HTV 構(gòu)型[21-22]Fig.15 HTV system overview

圖16 HTV 各艙段構(gòu)形圖[22]Fig.16 Overview of HTV PLC，ULC，EM and PM

3.2.1 加壓貨艙

加壓貨艙（圖16（a））裝載ISS 艙內(nèi)所需物資（試驗(yàn)臺(tái)，食品與飲用水及衣物等），內(nèi)部氣壓保持在一個(gè)大氣壓。在HTV 單獨(dú)飛行階段與?？侩A段，HTV 內(nèi)部溫度受到控制。加壓貨艙前部裝備通用?？繖C(jī)構(gòu)被動(dòng)部分，用于與ISS和諧號(hào)艙（即節(jié)點(diǎn)2號(hào)）上通用?？繖C(jī)構(gòu)主動(dòng)部分對(duì)接。HTV 停靠在ISS后，加壓貨艙與和諧號(hào)艙之間的內(nèi)部空氣經(jīng)由艙內(nèi)通風(fēng)系統(tǒng)循環(huán)；ISS乘員進(jìn)入加壓貨艙，卸下貨物轉(zhuǎn)移包與科學(xué)/系統(tǒng)機(jī)柜。在貨物轉(zhuǎn)移完成后，HTV 將裝入垃圾與用過的材料。加壓貨艙分系統(tǒng)包括電源系統(tǒng)，熱控系統(tǒng)，環(huán)境控制系統(tǒng)，乘員支持系統(tǒng)，以及導(dǎo)航燈。導(dǎo)航燈包括2臺(tái)捕獲燈（1臺(tái)白燈與1臺(tái)黃燈，位于端錐環(huán)上）與4臺(tái)姿態(tài)燈（2臺(tái)紅燈在左側(cè)，2臺(tái)綠燈在右側(cè)）。當(dāng)HTV 逼近或離開ISS時(shí)，ISS乘員應(yīng)用導(dǎo)航燈確認(rèn)HTV 的位置與姿態(tài)。捕獲燈是閃光燈，當(dāng)HTV 逼近ISS，離ISS 1 000m時(shí)，ISS 乘員可看見捕獲燈。當(dāng)HTV 逼近ISS相距500m時(shí)，姿態(tài)燈對(duì)ISS乘員是可見的；通過監(jiān)測(cè)姿態(tài)燈，ISS乘員可確認(rèn)HTV 的近似姿態(tài)。

加壓貨艙基本結(jié)構(gòu)的設(shè)計(jì)借鑒了JEM 實(shí)驗(yàn)后勤艙加壓部分，并作了修改。圖16（a）描繪了加壓貨艙底部基本結(jié)構(gòu)，壓力圓頂結(jié)構(gòu)的球形表面覆蓋了整個(gè)底部半徑范圍。在圓頂帽中心有一個(gè)洞，以便制造時(shí)安裝用具與技術(shù)人員進(jìn)入。加壓貨艙裝有通風(fēng)風(fēng)扇及其管道、用于火警的煙探測(cè)器、普通照明設(shè)備、用以支撐空氣管道室與照明設(shè)備的框架結(jié)構(gòu)，并為艙內(nèi)國(guó)際標(biāo)準(zhǔn)有效載荷機(jī)柜的遷移與安裝提供支軸樞架的支撐點(diǎn)。此外，它還提供HTV 再補(bǔ)給貨架，裝載加壓貨物。再補(bǔ)給貨架由金屬（鋁）剛性箱架結(jié)構(gòu)與安有貨物圍欄的前面板組成。所有的貨物都用帶子扎緊在擱板或前面板上。再補(bǔ)給貨架在加壓貨艙上的附著機(jī)構(gòu)，是與國(guó)際標(biāo)準(zhǔn)有效載荷機(jī)柜兼容的。

3.2.2 不加壓貨艙與外露貨盤

在HTV 飛向ISS 過程中，不加壓貨艙為外露貨盤提供容納空間（圖16（b））。在不加壓貨艙面向地球的表面有一個(gè)2.7m×2.5m 的開口，外露貨盤通過這個(gè)開口進(jìn)出。外露貨盤裝載在ISS外表面應(yīng)用的外露實(shí)驗(yàn)設(shè)備及/或軌道更換單元，最多可裝載1 500kg貨物。

在HTV ?？縄SS后，外露貨盤將被SSRMS從不加壓貨艙轉(zhuǎn)移，之后，貨盤將被交接給希望號(hào)艙的自動(dòng)臂，即日本實(shí)驗(yàn)艙遙操作器系統(tǒng)（JEM Remote Manipulator System，JEMRMS），暫時(shí)附著于ISS移動(dòng)基座系統(tǒng)或希望號(hào)的外露設(shè)施上，卸載HTV運(yùn)載的有效載荷。卸下有效載荷并轉(zhuǎn)移到ISS 上后，貨盤將裝載用過的有效載荷，由空間站自動(dòng)臂裝回不加壓貨艙中。

外露貨盤有三種構(gòu)型（圖17），第1種構(gòu)型用于裝載在希望號(hào)外露設(shè)施上運(yùn)作的外部實(shí)驗(yàn)設(shè)備。第2種構(gòu)型裝載用于ISS通用的軌道更換單元，如蓄電池。第3種構(gòu)型為多用途貨盤，可同時(shí)載運(yùn)外部實(shí)驗(yàn)設(shè)備與軌道更換單元。這種貨盤既可連在希望號(hào)外露設(shè)施上，也可連在空間站移動(dòng)基座系統(tǒng)上。

圖17 HTV 外露貨盤[19-20]Fig.17 HTV exposed pallet

外露貨盤包括HTV 貨物固位機(jī)構(gòu)，HTV 連接器分離機(jī)構(gòu)，以及抓桿固定器。這些機(jī)構(gòu)將確保外部貨物運(yùn)送安全。外露貨盤上裝備的抓桿固定器是SSRMS或JEHRMS 抓取與固定的機(jī)構(gòu)[3]。抓桿固定器有兩種類型：①飛行可釋放抓桿固定器，這是ISS通用的抓桿固定器；②電源與視頻抓桿固定器，它可經(jīng)由SSRMS 或有效載荷/軌道更換單元接納設(shè)備，支持貨盤與ISS之間的數(shù)據(jù)通信；也可從ISS向日本實(shí)驗(yàn)艙外露設(shè)施的有效載荷或軌道更換單元提供加熱器電能。第2種貨盤將附著在空間站移動(dòng)基座系統(tǒng)的有效載荷/軌道更換單元接納設(shè)備上。外露貨盤通過HTV 不加壓貨艙從HTV 電子設(shè)備艙接入50V 直流電。當(dāng)HTV 停靠ISS時(shí)，貨盤從ISS接入120V 直流電。在貨盤被卸走并從希望號(hào)艙的外露設(shè)施上離開后，沒有電能供給貨盤。

不加壓貨艙包括束縛分離機(jī)構(gòu)，固定機(jī)構(gòu)，保護(hù)帶分離機(jī)構(gòu)，以及導(dǎo)軌/輪子。不加壓貨艙上裝備飛行可釋放抓桿固定器（圖18），空間站自動(dòng)臂抓取不加壓貨艙上的抓桿固定器，將HTV 向ISS停靠。

3.2.3 電子設(shè)備艙

圖18 HTV 飛行可釋放抓桿固定器[19]Fig.18 HTV flight releasable grapple fixture

電子設(shè)備艙（圖16（c））包含制導(dǎo)、導(dǎo)航與控制，通信，數(shù)據(jù)處理，電源等系統(tǒng)的設(shè)備。這些系統(tǒng)支持HTV 的自主交會(huì)飛行與/或遙控交會(huì)飛行。電子設(shè)備艙將太陽陣電能或蓄電池能量分配給HTV 的每個(gè)組件。電子設(shè)備艙接收從地面或ISS 經(jīng)由TDRS發(fā)送的指令，并將這些指令轉(zhuǎn)送向每個(gè)部件；它也向地面或ISS發(fā)送HTV 的遙測(cè)數(shù)據(jù)。

3.2.4 推進(jìn)艙

推進(jìn)艙（圖16（d））由推進(jìn)劑貯箱，管道，閥門，主推力器與部分姿控推力器，以及敏感器等組成。貯箱中的推進(jìn)劑用于交會(huì)，姿態(tài)控制以及降軌推進(jìn)。表4含推進(jìn)系統(tǒng)主要技術(shù)指標(biāo)。推進(jìn)艙有4個(gè)推進(jìn)劑貯箱，每次飛行的推進(jìn)劑容量為2t（最大值2.4t）。一甲基肼（Monomethyl Hydrazine，MMH）為燃燒劑，混合氮氧化物MON3為氧化劑。除了4個(gè)推進(jìn)劑貯箱外，推進(jìn)艙還有4個(gè)裝有氦氣的小貯箱，用于給推進(jìn)劑貯箱增壓。HTV 推進(jìn)系統(tǒng)應(yīng)用冗余設(shè)計(jì)，有4個(gè)主推力器及28個(gè)反作用控制系統(tǒng)（RCS）推力器。28個(gè)反作用控制系統(tǒng)（RCS）推力器中，16個(gè)安裝在推進(jìn)艙外壁上，12個(gè)安裝在加壓貨艙的外壁上（圖19）。每個(gè)主推力器的推力為490N，每個(gè)RCS推力器的推力為110N。用于軌道機(jī)動(dòng)（調(diào)相機(jī)動(dòng)與交會(huì)機(jī)動(dòng)）的推進(jìn)由電子設(shè)備艙發(fā)送的信號(hào)控制。

3.3 HTV 通信與飛行控制[18-20，23-24]

在與H-IIB 運(yùn)載火箭分離后，HTV 將自動(dòng)激活HTV 各分系統(tǒng)，穩(wěn)定姿態(tài)，并對(duì)HTV 部件進(jìn)行自檢。然后，HTV 將與TDRS建立通信并啟動(dòng)與HTV 使命控制室通信。使命控制室位于筑波空間中心的空間站運(yùn)作設(shè)施內(nèi)。一旦HTV 與使命控制室之間的通信建立起來，使命控制室將實(shí)施HTV飛行控制，監(jiān)視HTV 的遙測(cè)參數(shù)與飛行數(shù)據(jù)，并發(fā)送指令控制HTV分系統(tǒng)及對(duì)飛行實(shí)施機(jī)動(dòng)。從HTV到達(dá)逼近起始（Approach Initiation，AI）點(diǎn)前的90min內(nèi)，使命控制室和美國(guó)休斯頓使命控制中心合作對(duì)HTV 使命實(shí)施運(yùn)作控制。HTV 飛行運(yùn)作程序如圖20所示。

圖19 HTV 主推力器與RCS推力器布局[20]Fig.19 HTV main thrusters and RCS thrusters

圖20 HTV 飛行運(yùn)作程序[19]Fig.20 HTV flight operation procedure

3.3.1 HTV 通信鏈路

當(dāng)HTV 向ISS 逼近與對(duì)接時(shí)，HTV 應(yīng)用兩個(gè)通信鏈路：①HTV/ISS通信鏈路，由HTV 的鄰近鏈路系統(tǒng)（PLS）與ISS的鄰近通信系統(tǒng)（PROX）構(gòu)成；②HTV/TDRS通信鏈路，由HTV 的軌內(nèi)鏈路系統(tǒng)（IOS）與TDRS構(gòu)成。HTV 的鄰近鏈路系統(tǒng)天線朝向日本實(shí)驗(yàn)艙的鄰近通信系統(tǒng)天線；HTV的軌內(nèi)鏈路系統(tǒng)天線朝向TDRS（圖21）。對(duì)HTV通信，ISS結(jié)構(gòu)可能成為障礙物（ISS的太陽電池翼與散熱器的尺寸達(dá)100m 量級(jí)），且遮斷HTV 視線，來自ISS結(jié)構(gòu)的多路干擾可能對(duì)實(shí)際通信構(gòu)成嚴(yán)重沖擊。因此為實(shí)現(xiàn)使命成功，需確保通信系統(tǒng)高度安全。

圖21表示ISS日本實(shí)驗(yàn)艙（JEM）和HTV 上的天線的位置。ISS鄰近通信系統(tǒng)后部天線用于鄰近通信的逼近軌跡，鄰近通信系統(tǒng)上部和前部天線用于逃離軌跡與返回軌跡。所有ISS鄰近通信系統(tǒng)天線為（微帶）貼片天線。HTV 鄰近鏈路系統(tǒng)天底天線（PLS-N）為貼片天線，而鄰近鏈路系統(tǒng)天頂天線（PLS-Z）為螺旋天線；軌內(nèi)鏈路系統(tǒng)天底天線（IOS-N）與天頂天線（IOS-Z）均為螺旋天線。安裝在JEM 上的鄰近通信系統(tǒng)天線輻射圖將受ISS太陽翼與散熱器的多重影響。在關(guān)鍵階段，如向ISS對(duì)接與從ISS分離，要求通信系統(tǒng)具有高度安全性與HTV 至ISS的可見性。為此，在鄰近通信區(qū)，經(jīng)由“跟蹤與數(shù)據(jù)中繼衛(wèi)星”在地面站與HTV 之間建立遙測(cè)與遙控通道作為備份系統(tǒng)應(yīng)用。

圖21 日本實(shí)驗(yàn)艙P(yáng)ROX 天線與HTV PLS及IOS天線示意圖[23]Fig.21 JEM PROX antenna and HTV PLS/IOS antenna

HTV 軌跡受GNC系統(tǒng)控制。在鄰近通信區(qū)域內(nèi)，從高度調(diào)整機(jī)動(dòng)2至對(duì)接后的分離，對(duì)HTV施加機(jī)動(dòng)。從高度調(diào)整機(jī)動(dòng)2（位于ISS 后面約10km 處），經(jīng)由逼近起始點(diǎn)（位于V-bar上ISS之后5km 處）進(jìn)入R-bar射入點(diǎn)（位于R-bar上ISS之下500m），沿R-bar向ISS逼近。HTV 鄰近通信將被用作為從高度調(diào)整機(jī)動(dòng)2至對(duì)接之間的指令與遙測(cè)的傳送。（詳細(xì)描述參見3.6節(jié)。）

3.3.2 HTV GNC系統(tǒng)

GNC系統(tǒng)性能是成功進(jìn)行自主交會(huì)與自動(dòng)捕獲的關(guān)鍵因素。GNC系統(tǒng)的中央處理單元是制導(dǎo)與控制計(jì)算機(jī)。

3.3.2.1 GNC系統(tǒng)功能

HTV GNC系統(tǒng)的主要功能是控制HTV 姿態(tài)與軌道：①在HTV 與運(yùn)載火箭分離后，保持并控制HTV 的姿態(tài)；②引導(dǎo)HTV 安全進(jìn)入ISS鄰近區(qū)，并最終達(dá)到捕獲點(diǎn)。此外，HTV GNC 控制HTV離開ISS后的降軌與再入序列。

GNC系統(tǒng)的另一個(gè)重要功能是“故障檢測(cè)、隔離與恢復(fù)”（Failure Detection，Isolation and Recovery，F(xiàn)DIR）。作為ISS的來訪飛行器，要求HTV“1次故障保任務(wù)”，“2次故障保安全”。這意味著：①使命目的（即向ISS提供補(bǔ)給和分離后的廢棄物處置）即使在1次故障后也可實(shí)現(xiàn)；②ISS的安全性要求（即避免碰撞ISS）即使在2次故障后也可達(dá)到。為滿足此要求，HTV GNC系統(tǒng)應(yīng)用冗余技術(shù)，并具有中止使命的控制能力。

3.3.2.2 GNC系統(tǒng)組成

HTV GNC系統(tǒng)包括：①制導(dǎo)與控制計(jì)算機(jī)；②姿態(tài)導(dǎo)航與位置導(dǎo)航敏感器；③加速度計(jì)；④中止控制單元；⑤閥門驅(qū)動(dòng)電子設(shè)備。制導(dǎo)與控制計(jì)算機(jī)由中央處理器與輸入/輸出控制器組成，加載交會(huì)飛行軟件。HTV GNC 從多種敏感器收集導(dǎo)航數(shù)據(jù)，確定HTV 的時(shí)間、位置、速度、姿態(tài)和姿態(tài)速率，并通過閥門驅(qū)動(dòng)電子設(shè)備控制推力器，保持合適的姿態(tài)與軌跡。中止控制單元是在制導(dǎo)與控制計(jì)算機(jī)失效情況下提供使命中止與安全性能力的處理單元。

對(duì)于姿態(tài)和姿態(tài)率確定，地球敏感器組件提供滾轉(zhuǎn)角和俯仰角，空間集成GPS與慣性導(dǎo)航系統(tǒng)提供3軸姿態(tài)率。它由陀螺儀、加速度計(jì)和GPS接收機(jī)組成。對(duì)于時(shí)間、位置和速度的確定，該系統(tǒng)除提供3軸加速度測(cè)量資料外，還提供可獨(dú)立應(yīng)用的GPS導(dǎo)航解、偽距、偽距速率，以及接收機(jī)狀態(tài)。在最終逼近段，相對(duì)ISS的距離不足500m，需要更精確的導(dǎo)航，以滿足ISS安全性和捕獲要求，因此，HTV使用交會(huì)敏感器測(cè)定相對(duì)ISS的位置和速度。交會(huì)敏感器提供相對(duì)于激光雷達(dá)反射器的激光測(cè)距和視線角測(cè)量資料。激光雷達(dá)反射器是安裝在JEM 天底側(cè)的折回反光鏡。給出上述導(dǎo)航數(shù)據(jù)后，制導(dǎo)與控制計(jì)算機(jī)通過激發(fā)閥門驅(qū)動(dòng)電子設(shè)備調(diào)節(jié)發(fā)動(dòng)機(jī)推力，以控制HTV的姿態(tài)和軌跡。

3.3.2.3 GNC冗余技術(shù)

為滿足“1次故障保任務(wù)”與“2次故障保安全”要求，GNC系統(tǒng)應(yīng)用冗余技術(shù)。

（1）姿態(tài)導(dǎo)航敏感器由3個(gè)陀螺儀和2個(gè)地球敏感器組件組成。HTV 姿態(tài)估計(jì)基于軌道陀螺羅盤指向方法。即使在任意2個(gè)姿態(tài)敏感器出現(xiàn)故障情況下，在恢復(fù)動(dòng)作啟動(dòng)前，HTV 也可以維持姿態(tài)導(dǎo)航。

（2）位置導(dǎo)航敏感器由2臺(tái)GPS接收機(jī)或2個(gè)交會(huì)敏感器組成。在它們的一次故障情況下，HTV可繼續(xù)朝向使命目標(biāo)運(yùn)作。安全性功能通過嚴(yán)格的故障檢測(cè)方法強(qiáng)化，即操作控制將使用有別于GNC的故障檢測(cè)功能檢測(cè)異常情況，以滿足2次故障保安全的要求。GPS 和交會(huì)敏感器導(dǎo)航以及相關(guān)的安全功能是交會(huì)關(guān)鍵技術(shù)。

（3）在機(jī)動(dòng)期間使用的加速度測(cè)量裝置由3個(gè)加速度計(jì)組成，每個(gè)軸上安裝一個(gè)，這意味著從安全性觀點(diǎn)看2個(gè)加速度計(jì)失效可被接受。

（4）制導(dǎo)與控制計(jì)算機(jī)由2個(gè)與閥門驅(qū)動(dòng)電子設(shè)備鏈接的輸入/輸出控制器和3個(gè)中央處理單元組成。萬一控制器或推進(jìn)系統(tǒng)出現(xiàn)故障，主控制器和主推進(jìn)系統(tǒng)將被切換至備用件。

（5）為了在1個(gè)中央處理單元發(fā)生故障時(shí)，應(yīng)用剩余的兩個(gè)繼續(xù)使命運(yùn)作，內(nèi)置交會(huì)飛行軟件可實(shí)現(xiàn)3∶2表決系統(tǒng)。萬一2個(gè)中央處理單元發(fā)生故障，控制授權(quán)將轉(zhuǎn)交給輸入/輸出控制器。制導(dǎo)與控制計(jì)算機(jī)附有中止控制單元，在輸入/輸出控制器或推進(jìn)系統(tǒng)多重故障情況下，中止控制單元是最后一個(gè)執(zhí)行使命中止（HTV從交會(huì)軌跡逃離）的器件。

圖22表示HTV GNC系統(tǒng)以及與其他分系統(tǒng)的接口關(guān)系。由圖可見GNC系統(tǒng)及相關(guān)非GNC系統(tǒng)均采用冗余技術(shù)，為可靠性與安全性提供基本保障。

圖22 HTV GNC系統(tǒng)框圖[24]Fig.22 HTV GNC system diagram

3.3.3 ISS配套設(shè)備

3.3.3.1 激光雷達(dá)反射器

激光雷達(dá)反射器位于希望號(hào)加壓艙的天底一側(cè)（圖23）。當(dāng)HTV 從ISS天底一側(cè)逼近時(shí)，激光雷達(dá)反射器將反射HTV 交會(huì)敏感器發(fā)出的光束。

3.3.3.2 鄰近通信系統(tǒng)

圖23 激光雷達(dá)反射器 [19]Fig.23 Laser radar reflector

HTV 進(jìn)入鄰近通信范圍后，可與ISS 直接通信。JEM 鄰近通信系統(tǒng)由天線、GPS天線、通信設(shè)備、GPS設(shè)備、數(shù)據(jù)處理設(shè)備、硬件指令面板組成（圖24）。鄰近通信系統(tǒng)設(shè)備都安裝在希望號(hào)加壓艙的軌道內(nèi)通信系統(tǒng)機(jī)柜內(nèi)，通信設(shè)備安裝在機(jī)柜右側(cè)。硬件指令面板原在命運(yùn)號(hào)（Destiny）實(shí)驗(yàn)艙的空間站自動(dòng)臂工作站臨時(shí)展開；當(dāng)寧?kù)o號(hào)（Tranquility）（節(jié)點(diǎn)3）到達(dá)ISS后，硬件指令面板在寧?kù)o號(hào)的穹頂號(hào)（Cupola）艙中展開。在HTV 最終逼近ISS或離開ISS期間，除了使用指令/監(jiān)視筆記本電腦外，ISS乘員也可以為即時(shí)的臨界操作使用硬件指令面板控制HTV。硬件指令面板的主要指令鍵是：①中止，該指令迫使HTV 離開ISS；②抓桿固定器脫離，該指令迫使HTV 與SSRMS分開，即在SSRMS無法脫開裝在不加壓貨艙上抓桿固定器的情況下，抓桿固定器將從不加壓貨艙脫離；③后撤，該指令迫使HTV 后撤到ISS 之下30m 或100m；④保持，該指令迫使HTV 暫停逼近，保持相對(duì)距離不變；⑤自由漂移，該指令關(guān)斷HTV 推力器，為使SSRMS 抓取HTV。鄰近通信系統(tǒng)天線位于希望號(hào)加壓艙的外壁側(cè)，支持鄰近運(yùn)作期間HTV 與ISS 之間的直接射頻通信。它接收來自HTV 的遙測(cè)數(shù)據(jù)，也用于向HTV 轉(zhuǎn)發(fā)來自地面或ISS的指令。GPS天線安裝在希望號(hào)實(shí)驗(yàn)后勤艙加壓段的頂端，用于向HTV 提供ISS的軌道位置和速度。

圖24 鄰近通信系統(tǒng)部分設(shè)備[19]Fig.24 Some equipment of PROX

3.4 HTV 自主交會(huì)技術(shù)[18，25]

HTV 自主交會(huì)飛行可劃分為兩個(gè)階段，即相對(duì)逼近段與最終逼近段。相對(duì)逼近從V-bar上的逼近起始點(diǎn)至R-bar上的最終逼近進(jìn)入點(diǎn)，最終逼近從R-bar逼近進(jìn)入點(diǎn)至捕獲點(diǎn)。

3.4.1 相對(duì)逼近技術(shù)

逼近軌跡及相關(guān)FDIR 的設(shè)計(jì)須考慮安全性要求，即確保不侵犯ISS的安全性區(qū)域。為滿足這項(xiàng)要求應(yīng)識(shí)別并選擇包含在驗(yàn)證中的故障效應(yīng)（這些故障將影響漂移軌跡），詳盡研究軌跡優(yōu)化和故障模式（包括軌跡擾動(dòng)）。此外，一類被稱為“安全性網(wǎng)”的FDIR在交會(huì)飛行軟件中執(zhí)行。這類FDIR依據(jù)安全性區(qū)域約束，除檢測(cè)現(xiàn)時(shí)的HTV 相對(duì)位置外，還通過顯示位置與速度的傳播，檢測(cè)預(yù)示的軌跡。這樣，若發(fā)現(xiàn)安全性區(qū)域被侵犯或?qū)⒈磺址福捎|發(fā)“避撞機(jī)動(dòng)”。安全性設(shè)計(jì)驗(yàn)證可應(yīng)用蒙特卡羅分析法（考慮可能影響軌跡的故障模式）與軟件模擬測(cè)試方法。

3.4.1.1 相對(duì)逼近要求與設(shè)計(jì)

在相對(duì)逼近階段，基于相對(duì)導(dǎo)航，執(zhí)行多重機(jī)動(dòng)。軌跡安全性要求如下：①在到達(dá)相對(duì)逼近起始點(diǎn)之前，HTV 目標(biāo)軌跡機(jī)動(dòng)與相關(guān)的自由漂移軌跡在“逼近橢球”（AE）之外至少24h。②在逼近起始點(diǎn)之后且在“警戒球”（KOS）之外，目標(biāo)軌跡機(jī)動(dòng)與相關(guān)的自由漂移軌跡不與警戒球相交至少4圈軌道。

逼近橢球?yàn)?km×2km×2km 的橢球，中心在空間站質(zhì)心，長(zhǎng)軸沿V-bar方向。逼近起始點(diǎn)是穿入逼近橢球的機(jī)動(dòng)的起始點(diǎn)。這個(gè)機(jī)動(dòng)施加一次點(diǎn)火，生成彌散軌跡。若逼近起始點(diǎn)設(shè)定為飛行器的位置保持點(diǎn)，則逼近橢球進(jìn)入機(jī)動(dòng)在飛行器進(jìn)駐逼近起始點(diǎn)后開始。在逼近起始保持點(diǎn)的運(yùn)作參照了航天飛機(jī)“最優(yōu)化R-bar標(biāo)的交會(huì)”的“TI延遲方案”[25]。對(duì)于HTV，逼近起始點(diǎn)位于― V-bar上，離ISS 5km 處（與飛行器速度矢量反向）。

在到達(dá)逼近起始點(diǎn)之后，應(yīng)用警戒球作為另一個(gè)安全性區(qū)域。警戒球是一個(gè)圓球，球心在空間站質(zhì)心，半徑200m，只有通過預(yù)定的逼近走廊（圖25）才可以進(jìn)入。

圖25 HTV R-bar逼近走廊[18]Fig.25 HTV R-bar approach corridor

3.4.1.2 相對(duì)逼近故障檢測(cè)

軌跡機(jī)動(dòng)中超過或不足的ΔV，可引起與ISS碰撞的風(fēng)險(xiǎn)。在每次機(jī)動(dòng)中，加速度計(jì)積分被星上軟件用于確定推力切斷（熄火）時(shí)間?？梢姡瑱C(jī)動(dòng)精度取決于加速度計(jì)的精度。因此，降格的加速度計(jì)精度以及降格的相對(duì)GPS導(dǎo)航解會(huì)導(dǎo)致錯(cuò)誤的“瞄準(zhǔn)”，可直接引起不足的或非預(yù)期的ΔV。RCS推力器的意外的點(diǎn)火也是ΔV 過度或不足的原因。設(shè)計(jì)HTV 星上FDIR 功能是為了應(yīng)對(duì)上述故障情況，確保滿足“1次故障保任務(wù)”與“2次故障保安全”的可靠性與安全性要求。如表5所示，敏感器本身的故障可直接被校驗(yàn)敏感器輸出數(shù)據(jù)的FDIR 檢測(cè)出。推力器故障導(dǎo)致異常姿態(tài)或非預(yù)期加速度，可被觀測(cè)姿態(tài)狀態(tài)或加速度積分的FDIR 檢測(cè)到。HTV星上FDIR 也具有覆蓋軌跡異常的功能（即安全性網(wǎng)），這種軌跡異常是由每個(gè)FDIR 閾值以下的小的降格潛在引起的。

表5 HTV相對(duì)逼近與R-bar逼近的故障檢測(cè)方法[18]Table5 Fault tolerant design for relative approach and R-bar approach

3.4.1.3 相對(duì)逼近分析與驗(yàn)證

HTV 逼近軌跡是考慮軌跡安全性而設(shè)計(jì)的，并應(yīng)用蒙特卡羅分析法與軟件模擬測(cè)試進(jìn)行驗(yàn)證。在蒙特卡羅分析中考慮加速度計(jì)與GPS相對(duì)導(dǎo)航的精度，以及姿態(tài)控制精度。作為標(biāo)稱條件，軌跡安全性和機(jī)動(dòng)后精度被確認(rèn)滿足這些要求。另一方面，基于軌跡安全性要求必須考慮失效后果。關(guān)于失效模式有兩種情況：①失效模式達(dá)到FDIR 閾值；②失效模式雖超出標(biāo)稱指標(biāo)，但未達(dá)到FDIR 閾值。在前一種情況下，失效模式可被觀測(cè)敏感器數(shù)據(jù)或姿態(tài)的FDIR 檢測(cè)出，從而進(jìn)行組件（敏感器或推力器等）切換，切換后交會(huì)使命繼續(xù)進(jìn)行。對(duì)這種情況，導(dǎo)航數(shù)據(jù)精度或姿態(tài)控制精度又被認(rèn)為與標(biāo)稱條件相同。然而，在后一種情況，需要應(yīng)用比標(biāo)稱條件更寬的精度作為蒙特卡羅分析的條件。這些條件被“安全性網(wǎng)”FDIR 覆蓋，除當(dāng)前位置外，還將觀測(cè)傳播的軌跡；進(jìn)而可在預(yù)示的安全區(qū)域侵犯之前，由“安全性網(wǎng)”觸發(fā)自動(dòng)避撞機(jī)動(dòng)，自動(dòng)執(zhí)行使命中止。這類FDIR 比其他FDIR 有更寬的覆蓋，然而，在閾值設(shè)計(jì)過程中，應(yīng)精心評(píng)估故障條件和導(dǎo)航精度，以免產(chǎn)生虛警。

3.4.2 HTV R-bar逼近技術(shù)

3.4.2.1 R-bar逼近要求與設(shè)計(jì)

在R-bar逼近階段，HTV 基于交會(huì)敏感器的輸出信號(hào)逼近ISS。降格控制性能下降引起的軌跡異常，可能導(dǎo)致碰撞ISS的風(fēng)險(xiǎn)。HTV R-bar逼近段軌跡安全性要求如下：①HTV 應(yīng)在指定的逼近走廊（圖25）進(jìn)入警戒球并逼近ISS；②若HTV 在警戒球之內(nèi)但在逼近走廊之外時(shí)，HTV 應(yīng)具有自動(dòng)中止使命的能力；③任何中止應(yīng)使HTV 在90min內(nèi)離開逼近橢球，且至少24h內(nèi)不再進(jìn)入。

為實(shí)現(xiàn)上述軌跡安全性要求，HTV R-bar逼近段設(shè)計(jì)具有下列特點(diǎn)：①最優(yōu)化的R-bar逼近制導(dǎo)序列；②考慮交會(huì)敏感器導(dǎo)航精度的閉環(huán)控制性能；③精準(zhǔn)制定的FDIR 閾值參數(shù)，當(dāng)違反走廊時(shí)觸發(fā)使命中止；④依據(jù)ISS與HTV 間距離的避撞機(jī)動(dòng)ΔV 管理。

3.4.2.2 R-bar逼近故障檢測(cè)

在R-bar逼近期間，降格的交會(huì)敏感器精度可能導(dǎo)致ΔV 不足或出現(xiàn)意外。推力器的意外點(diǎn)火也是軌跡異常的原因，而HTV 星上FDIR 功能將提供安全性保障功能。3類失效模式及其故障檢測(cè)方法如下：①敏感器自身失效可被直接校驗(yàn)敏感器輸出數(shù)據(jù)的FDIR 檢測(cè)出；②推力器失效導(dǎo)致姿態(tài)錯(cuò)誤或非預(yù)期的加速度，因此，可被觀察姿態(tài)狀況或加速度積分的FDIR 檢測(cè)出；③HTV 星上FDIR 也覆蓋軌跡異常，這種軌跡異常可能由ISS鄰近區(qū)域未知狀況引起的（例如，ISS的光學(xué)條件可能與預(yù)定的光學(xué)條件不匹配）。這類稱為逼近走廊校驗(yàn)的FDIR，連續(xù)監(jiān)視交會(huì)敏感器導(dǎo)航數(shù)據(jù)與制導(dǎo)指令之間的差異，當(dāng)差異在其閾值之外時(shí)，F(xiàn)DIR 將依據(jù)情況嘗試將交會(huì)敏感器或輸入輸出控制器/推力器轉(zhuǎn)換到冗余組。當(dāng)?shù)?次失效被逼近走廊校驗(yàn)發(fā)現(xiàn)時(shí)，將實(shí)施使命中止，以確保ISS安全。

3.4.2.3 R-bar逼近驗(yàn)證與評(píng)估

沿R-bar最終逼近要求HTV 僅從預(yù)定的逼近走廊進(jìn)入警戒球。為滿足這一要求，與其它階段軌跡控制所采用的開環(huán)機(jī)動(dòng)不同，HTV 在這一階段的軌跡控制基于閉環(huán)原理。由于R-bar逼近應(yīng)用連續(xù)的閉環(huán)控制，若用蒙特卡羅型模擬進(jìn)行分析則缺乏逼真性。因此，對(duì)模擬驗(yàn)證，應(yīng)分析最壞的情況，并應(yīng)用在初始條件或環(huán)境條件中。最壞的情況應(yīng)涵蓋ISS姿態(tài)，ISS高度，質(zhì)量屬性，推力器推力狀況及其它。

在R-bar逼近的驗(yàn)證中，軟件模擬測(cè)試應(yīng)考慮多種飛行方案及環(huán)境條件，且動(dòng)力學(xué)閉環(huán)測(cè)試應(yīng)用實(shí)際飛行硬件（包括制導(dǎo)與控制計(jì)算機(jī)及嵌入在設(shè)備中的導(dǎo)航敏感器），模擬實(shí)際平動(dòng)與轉(zhuǎn)動(dòng)的動(dòng)力學(xué)運(yùn)動(dòng)。

R-bar逼近性能不僅通過軟件測(cè)試或靜力學(xué)閉環(huán)測(cè)試進(jìn)行驗(yàn)證，還通過動(dòng)力學(xué)閉環(huán)測(cè)試進(jìn)行驗(yàn)證。后者是集成動(dòng)力學(xué)閉環(huán)測(cè)試，以實(shí)際的制導(dǎo)與控制計(jì)算機(jī)/中止控制單元及處于動(dòng)力學(xué)運(yùn)動(dòng)的敏感器驗(yàn)證GNC系統(tǒng)性能。日本宇宙航空研究開發(fā)機(jī)構(gòu)（JAXA）在筑波空間中心有一套動(dòng)力學(xué)閉環(huán)測(cè)試設(shè)施，包括3個(gè)稱為姿態(tài)控制試驗(yàn)系統(tǒng)的3軸轉(zhuǎn)臺(tái)及一個(gè)稱為交會(huì)對(duì)接運(yùn)作試驗(yàn)系統(tǒng)的6自由度動(dòng)力學(xué)臺(tái)。兩個(gè)試驗(yàn)系統(tǒng)同步，模擬HTV 在逼近ISS 30m 范圍內(nèi)的平移與姿態(tài)運(yùn)動(dòng)。在動(dòng)力學(xué)閉環(huán)測(cè)試中，敏感器（兩個(gè)交會(huì)敏感器和一個(gè)包含陀螺儀的“空間集成GPS與慣性導(dǎo)航系統(tǒng)”）和制導(dǎo)與控制計(jì)算機(jī)/中止控制單元集成，以真實(shí)的飛行產(chǎn)品成功地獲得了數(shù)據(jù)。

基于交會(huì)敏感器導(dǎo)航遙測(cè)，確認(rèn)HTV-1 的在軌飛行軌跡與事先計(jì)劃的軌跡和驗(yàn)證試驗(yàn)結(jié)果相符合。HTV-1在軌演示顯示出沿R-bar的“保持”或“后撤”的安全性功能?！氨３帧被颉昂蟪贰庇蒊SS乘員發(fā)出指令，HTV 飛行數(shù)據(jù)證實(shí)在軌運(yùn)作良好，對(duì)制導(dǎo)指令的跟蹤性能與預(yù)期相符，“走廊校檢”FDIR閾值設(shè)計(jì)恰當(dāng)。

3.4.3 軌跡安全性設(shè)計(jì)策略

HTV 安全性設(shè)計(jì)覆蓋以下3 方面：①標(biāo)稱軌跡設(shè)計(jì)；②故障對(duì)策；③軌跡異常。

（1）標(biāo)稱軌跡設(shè)計(jì)。安全性設(shè)計(jì)首先面臨的問題是標(biāo)稱軌跡設(shè)計(jì)。無疑，標(biāo)稱軌跡設(shè)計(jì)須考慮正常偏差，包括狀態(tài)參數(shù)的測(cè)量偏差與制導(dǎo)機(jī)動(dòng)的執(zhí)行偏差。這些偏差使無故障的實(shí)際軌跡成為以標(biāo)稱軌跡為中心的彌散軌跡。在到達(dá)逼近起始點(diǎn)前，彌散軌跡應(yīng)保持在逼近橢球外至少24h；在到達(dá)逼近起始點(diǎn)之后且在未經(jīng)批準(zhǔn)進(jìn)入警戒球前，彌散軌跡應(yīng)在警戒球之外至少4圈?？紤]到正常軌跡的彌散域，標(biāo)稱軌跡（即所謂“目標(biāo)軌跡”，）應(yīng)予以偏置，即采用偏置瞄準(zhǔn)方案。

（2）故障對(duì)策。對(duì)故障情況，安全性設(shè)計(jì)滿足“1次故障保任務(wù)”/“2次故障保安全”要求。故障情況涉及兩個(gè)問題：①FDIR；②已有故障所導(dǎo)致的軌跡異常。部件（或系統(tǒng)）故障包括降階加速度計(jì)，降階GPS導(dǎo)航，以及推力器故障，檢測(cè)方法參見表5。

（3）軌跡異常。部件故障可引發(fā)狀態(tài)測(cè)量偏差與機(jī)動(dòng)偏差（包括修正前的影響以及修正后的影響），從而導(dǎo)致軌跡異常，危及安全。對(duì)軌跡異常，HTV 采用“安全性網(wǎng)”FDIR?！鞍踩跃W(wǎng)”的關(guān)鍵是軌跡參數(shù)的安全性閾值，而閾值設(shè)計(jì)須進(jìn)行軌跡分析，并通過軟件模擬測(cè)試加以驗(yàn)證。

3.5 HTV捕獲/?？考夹g(shù)[18-19，24，26-27]

HTV 自動(dòng)捕獲運(yùn)作包括兩方面：①SSRMS捕獲HTV，并將HTV ?？吭贗SS對(duì)接口；②HTV 停靠后，SSRMS與JEMRMS聯(lián)合運(yùn)作將外露貨盤從不加壓貨艙運(yùn)出，并?？吭贗SS，卸載有效載荷。SSRMS捕獲HTV是HTV 交會(huì)使命的最關(guān)鍵階段。由于HTV 運(yùn)動(dòng)是相對(duì)ISS，因此，ISS的姿態(tài)動(dòng)力學(xué)運(yùn)動(dòng)是影響HTV 位置保持性能的一個(gè)因素。SSRMS對(duì)HTV 和ISS 相對(duì)運(yùn)動(dòng)引發(fā)的力學(xué)負(fù)荷的容限也是一項(xiàng)起主要作用的約束。

為確定自動(dòng)臂SSRMS 捕獲HTV 的條件，引入“捕獲箱”概念（圖26）。由內(nèi)到外（從小到大），捕獲箱分為3部分：①內(nèi)捕獲箱；②中抓取箱；③總捕獲箱。它們分別表示在3個(gè)捕獲階段（即位置保持，自由漂移，減速制動(dòng)）期間，對(duì)HTV 的狀態(tài)要求。

圖26 HTV 捕獲箱概念 [18]Fig.26 HTV capture box concept

（1）內(nèi)捕獲箱。內(nèi)捕獲箱是SSRMS抓取HTV上飛行可釋放抓桿固定器之前對(duì)HTV 的要求：抓桿固定器的姿態(tài)與相對(duì)位置應(yīng)保持在內(nèi)捕獲箱內(nèi)至少5min。在這個(gè)區(qū)域內(nèi)，HTV 抓桿固定器將被SSRMS抓取。

（2）中抓取箱。中抓取箱是SSRMS抓取HTV抓桿固定器期間對(duì)HTV 的要求。從抓桿固定器的插桿進(jìn)入SSRMS端點(diǎn)作用器套索圈，直到圍繞插桿的套索圈拉緊，在這個(gè)過程中，HTV 的控制系統(tǒng)被關(guān)斷，HTV 處于自由漂移狀態(tài)。中抓取箱包含內(nèi)捕獲箱，在自由漂移期間，HTV 抓桿固定器在中抓取箱內(nèi)至少99s。

（3）總捕獲箱?？偛东@箱包含中抓取箱與內(nèi)捕獲箱，是由SSRMS的最大臂長(zhǎng)及ISS幾何與留隙約束限定的。在套索圈抓取插桿完成后，自由飛行體（HTV）被SSRMS減速，進(jìn)入全停狀態(tài)。總捕獲箱包含整個(gè)捕獲期（位置保持，自由漂移，減速制動(dòng)）HTV 抓桿固定器所允許的位置。

在捕獲箱內(nèi)，HTV 應(yīng)滿足HTV 重心和抓桿固定器相對(duì)SSRMS基座的速度要求。SSRMS 基座是安裝在和諧號(hào)艙天底側(cè)的抓桿固定器[3]。HTV重心對(duì)SSRMS 基座平移速度需求是0.024m/s，HTV 抓桿固定器相對(duì)SSRMS 基座的速度為0.033m/s。HTV 重心相對(duì)ISS體坐標(biāo)的轉(zhuǎn)動(dòng)速率為0.08（°）/s，HTV 抓桿固定器相對(duì)ISS體坐標(biāo)的轉(zhuǎn)動(dòng)速率為0.1（°）/s。

3.6 HTV飛行運(yùn)作[18-20，28-29]

HTV 由H-IIB運(yùn)載火箭在JAXA種子島空間中心發(fā)射升空，進(jìn)入近地點(diǎn)高度約200km，遠(yuǎn)地點(diǎn)高度約300km 的橢圓軌道，并與H-IIB分離。星箭分離后，HTV 基于星上算法并用自身的推進(jìn)系統(tǒng)繼續(xù)向ISS交會(huì)飛行，可在高度350km 至460km 的范圍內(nèi)與ISS交會(huì)。在遠(yuǎn)距交會(huì)階段，為了在預(yù)定時(shí)間到達(dá)預(yù)定的相對(duì)ISS的位置，HTV 執(zhí)行多重軌道機(jī)動(dòng)。星上軟件中的制導(dǎo)邏輯計(jì)算每次機(jī)動(dòng)的ΔV，傳送至控制邏輯。這個(gè)過程稱為“瞄準(zhǔn)”（Targeting），在每次機(jī)動(dòng)時(shí)提前進(jìn)行。控制邏輯根據(jù)ΔV 生成發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火指令，通過發(fā)動(dòng)機(jī)推進(jìn)執(zhí)行姿態(tài)控制與軌道機(jī)動(dòng)。HTV 和ISS的狀態(tài)矢量均需要用于“瞄準(zhǔn)”。HTV 應(yīng)用GPS接收機(jī)作為主導(dǎo)航手段，并獲得地面系統(tǒng)上傳的ISS 狀態(tài)矢量。ISS狀態(tài)矢量由GPS數(shù)據(jù)測(cè)定，GPS數(shù)據(jù)是從ISS JEM中的鄰近通信系統(tǒng)獲得的。在這個(gè)階段，HTV 將使用TDRSS與位于筑波空間中心的HTV 控制中心進(jìn)行通信，直到HTV 經(jīng)由鄰近通信系統(tǒng)與ISS建立起直接的通信鏈路。

其后，HTV 將使用鄰近通信系統(tǒng)鏈路作為基本通信手段，應(yīng)用GPS進(jìn)行相對(duì)導(dǎo)航。ISS GPS數(shù)據(jù)由鄰近通信系統(tǒng)直接傳送給HTV，然后HTV 開始GPS相對(duì)導(dǎo)航，它比GPS獨(dú)立應(yīng)用的導(dǎo)航解更精確。HTV 根據(jù)GPS相對(duì)導(dǎo)航執(zhí)行“瞄準(zhǔn)”，并最終射入距ISS天底方向500m 的R-bar射入點(diǎn)。當(dāng)交會(huì)的最后階段（即R-bar逼近）開始時(shí)，HTV 將主導(dǎo)航手段由GPS相對(duì)導(dǎo)航轉(zhuǎn)換為交會(huì)敏感器。交會(huì)敏感器提供相對(duì)于ISS上目標(biāo)反射器的距離和視線方向；同時(shí)，位移控制方式由沖量型機(jī)動(dòng)變?yōu)檫B續(xù)閉環(huán)控制。當(dāng)HTV到達(dá)ISS之下10m時(shí)，一旦滿足所有的捕獲準(zhǔn)則，即被指令進(jìn)入自由漂移模式，在這個(gè)模式，所有的平移和姿態(tài)控制被關(guān)斷。在確認(rèn)HTV 自由漂移后，一名ISS乘員將操縱SSRMS抓取HTV，將其捕獲。

然后，HTV 被轉(zhuǎn)移并?？吭诤椭C號(hào)艙（節(jié)點(diǎn)2）的天底口。在HTV 與ISS的聯(lián)接段，所有的加壓/不加壓貨物或由ISS 乘員，或由SSRMS，轉(zhuǎn)移至ISS。接著，ISS 中的廢棄物被裝進(jìn)HTV，以后在HTV 再入地球大氣過程中被處理掉。在聯(lián)接段完成卸裝任務(wù)后，HTV 再次被SSRMS 抓牢，并被釋放到ISS下15m 處。然后，HTV 執(zhí)行2次離開機(jī)動(dòng)與2次下降機(jī)動(dòng)以及3次降軌機(jī)動(dòng)，到達(dá)南太平洋海域上的預(yù)定再入點(diǎn)。

HTV-1為技術(shù)驗(yàn)證飛行器，交會(huì)飛行（單飛）8天（原計(jì)劃7天），?？窟\(yùn)作43天。HTV-1按星上功能執(zhí)行自動(dòng)交會(huì)，然而，并非完全自主運(yùn)作，執(zhí)行機(jī)動(dòng)或經(jīng)過保持點(diǎn)需獲得地面運(yùn)作控制的許可。地面運(yùn)作控制的主要作用是決定“Go”或“No Go”的許可，并觀測(cè)飛行器狀態(tài)，以作出決策。地面運(yùn)作控制也對(duì)每個(gè)功能單元執(zhí)行開啟、設(shè)置、功能檢驗(yàn)以及關(guān)閉等運(yùn)作。在任何異常情況發(fā)生時(shí)，地面運(yùn)作控制將飛行器置于安全狀態(tài)，然后提出最初的恢復(fù)動(dòng)作。從發(fā)射到再入，運(yùn)作控制在筑波空間中心的HTV 使命控制室執(zhí)行。HTV-2交會(huì)飛行（單飛）7天，?？窟\(yùn)作30天（可延至60天），且有7天應(yīng)急備用時(shí)間。

圖27與圖28分別表示HTV 交會(huì)飛行概況與鄰近運(yùn)作。圖29為HTV-2交會(huì)飛行程序，表6列出HTV-2 飛行運(yùn)作主要事件及相應(yīng)時(shí)間。圖30描繪HTV 重要事件的飛行狀態(tài)。

圖27 HTV 交會(huì)概況[19]Fig.27 HTV rendezvous flight overview

圖28 HTV 鄰近運(yùn)作[19]Fig.28 HTV’s PROX operations

圖29 HTV-2交會(huì)程序[28]Fig.29 HTV 2rendezvous procedures

圖30 HTV 飛行狀態(tài)示意圖Fig.30 HTV flight schematic images

表6 HTV-2運(yùn)作程序表[28-29]Table6 HTV-2operation procedures

續(xù)表6

續(xù)表6

3.7 HTV 小結(jié)

在ETS-VII自主交會(huì)技術(shù)的基礎(chǔ)上，HTV 應(yīng)用冗余技術(shù)及中止控制單元，實(shí)現(xiàn)船上FDIR 功能以及使命中止功能，確保HTV 滿足“1次故障保任務(wù)”與“2次故障保安全”的要求。HTV 的自主交會(huì)（脫離地面站控制）能力將在系列飛行運(yùn)作過程中得到增強(qiáng)。

HTV 加壓貨艙通向ISS的艙門足夠?qū)?，可轉(zhuǎn)移國(guó)際標(biāo)準(zhǔn)有效載荷機(jī)柜，也可靈活裝載作為加壓貨物的水，替代使用固定水罐系統(tǒng)。HTV 不加壓貨艙能夠容納不加壓有效載荷，包括在ISS艙外運(yùn)作的外部實(shí)驗(yàn)設(shè)備和軌道更換單元。

HTV 最顯著的特點(diǎn)是R-bar逼近與應(yīng)用空間自動(dòng)臂的捕獲?？考夹g(shù)。HTV是唯一的從目標(biāo)飛行器（ISS）軌道徑向方向（R-bar）逼近，并以?？糠绞脚cISS對(duì)接的不載人飛行器。此外，應(yīng)用自動(dòng)臂也使HTV 能夠以不加壓貨艙中的外露貨盤大規(guī)模轉(zhuǎn)運(yùn)不加壓貨物，為艙外裝備與試驗(yàn)服務(wù)。

4 結(jié)束語

從1997年11月ETS-VII“牛郎”與“織女”升空，在軌分離后又在次年7月7日（日本七夕節(jié)）相聚，至2009年第1只“白鸛”（HTV-1）飛向ISS，2011年第2只“白鸛”（HTV-2）與ISS相會(huì)，歷經(jīng)十多年的研發(fā)與飛行驗(yàn)證，日本已成功應(yīng)用交會(huì)對(duì)接/?？考夹g(shù)為ISS提供后勤補(bǔ)給服務(wù)。ETS-VII是純粹的技術(shù)試驗(yàn)飛行器，主要試驗(yàn)?zāi)繕?biāo)是無人航天器交會(huì)對(duì)接與自動(dòng)臂技術(shù)，這些技術(shù)不僅對(duì)未來的衛(wèi)星在軌服務(wù)有意義，而且其中的自主交會(huì)與R-bar逼近試驗(yàn)有助于隨后的HTV 研制工作。與ETSVII不同，HTV 則是為ISS提供后勤服務(wù)的貨運(yùn)飛船系列，HTV 的自主交會(huì)與R-bar逼近技術(shù)借鑒了經(jīng)ETS-VII驗(yàn)證的交會(huì)技術(shù)，HTV 又獨(dú)立開發(fā)了應(yīng)用ISS 自動(dòng)臂的捕獲/?？考夹g(shù)。HTV-1 作為HTV 系列的技術(shù)演示飛行器，不僅圓滿完成了技術(shù)演示任務(wù)，而且為ISS 提供所需的后勤服務(wù)。HTV-2是HTV-1的改進(jìn)型，增加了貨運(yùn)能力。

在自主交會(huì)技術(shù)方面，從ETS-VII到HTV-1具有技術(shù)繼承與借鑒的關(guān)系，但HTV 的交會(huì)控制性能提升到新高度。在應(yīng)用自動(dòng)臂捕獲飛行器方面，在ETS-VII試驗(yàn)中，自動(dòng)臂是安裝在追蹤星（主星）上的，直接用于在軌主動(dòng)捕獲有效載荷或廢棄物（空間碎片）；而HTV 使命中的自動(dòng)臂是安裝在目標(biāo)星（ISS）上的，HTV是被捕獲對(duì)象，捕獲運(yùn)作是訪問飛行器與空間站聯(lián)接（?？浚┑南葲Q條件。

從ETS-VII到HTV，歷經(jīng)十幾年的研制，日本在航天器交會(huì)對(duì)接/?？考夹g(shù)與空間操作器應(yīng)用技術(shù)領(lǐng)域取得顯著成績(jī)。ETS-VII的貢獻(xiàn)主要體現(xiàn)在兩方面：①ETS-VII成功進(jìn)行的V-bar逼近與Rbar飛行試驗(yàn)，為后來的HTV 自主交會(huì)技術(shù)的研發(fā)奠定基礎(chǔ)；②通過ETS-VII交會(huì)對(duì)接與空間自動(dòng)機(jī)試驗(yàn)研發(fā)的技術(shù)，對(duì)衛(wèi)星在軌服務(wù)技術(shù)與地球外天體的探測(cè)技術(shù)的發(fā)展具有重要價(jià)值。

HTV是為載人空間站ISS提供服務(wù)的不載人貨運(yùn)飛船，滿足“1次故障保任務(wù)”與“2次故障保安全”的可靠性與安全性要求?？臻g站自動(dòng)臂技術(shù)的應(yīng)用不僅實(shí)現(xiàn)了HTV 對(duì)ISS的?？窟\(yùn)作，而且使HTV 大規(guī)模運(yùn)載不加壓儀器設(shè)備成為可能，顯著增強(qiáng)了HTV 接替航天飛機(jī)運(yùn)載能力任務(wù)的實(shí)力，這是HTV 性能優(yōu)于歐洲航天局ATV 之處。此外，HTV 的嚴(yán)格的可靠性與安全性設(shè)計(jì)，不僅滿足作為ISS后勤服務(wù)飛行器的要求，而且也為日本未來載人航天器的研制進(jìn)行了技術(shù)儲(chǔ)備，在這一點(diǎn)上，日本的HTV 與歐洲航天局的ATV 有相似之處。這就是說，先通過貨運(yùn)飛船掌握自主性很高的自動(dòng)交會(huì)對(duì)接/停靠技術(shù)，盡快滿足ISS的貨運(yùn)需求，進(jìn)而研發(fā)可載人的大氣再入返回艙段，建造送接空間站乘員的載人飛船，或既載人又可運(yùn)貨的兩用飛行器。這種從貨運(yùn)飛船到載人飛船的研發(fā)途徑，將不載人貨運(yùn)飛船的飛行試驗(yàn)與空間應(yīng)用結(jié)合在一起，既降低了以后載人飛船的飛行試驗(yàn)風(fēng)險(xiǎn)，又有助于降低貨運(yùn)飛船飛行試驗(yàn)成本。

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