朱仁璋 ，王鴻芳 ，徐宇杰

（1南京大學(xué)，南京210008；2中國空間技術(shù)研究院，北京100094；3北京航空航天大學(xué)，北京100083）

1 引言[1-6]

從人類航天史上第一次軌道交會(huì)至今，將近半個(gè)世紀(jì)的歲月過去了。美國與前蘇聯(lián)/俄羅斯早在20世紀(jì)60年代就開始研發(fā)交會(huì)對(duì)接技術(shù)，這項(xiàng)技術(shù)最初是為載人登月使命服務(wù)的。1969年7月美國“阿波羅”11號(hào)載人飛船成功登月后，交會(huì)對(duì)接技術(shù)主要用于空間站的組建、乘員運(yùn)輸與貨物補(bǔ)給，以及救生船的?？?。未來的空間活動(dòng)（如建立月球基地、載人小行星往返飛行以及載人登火星等），對(duì)交會(huì)對(duì)接的自主性、自動(dòng)化、可靠性與安全性（包括星際航行的空間救援）提出了更高的要求。

1965年12月，美國“雙子座”6號(hào)與7號(hào)飛船成功進(jìn)行了軌道交會(huì)飛行，兩艘載人飛船在繞地球長達(dá)3圈的飛行期間，保持30cm～90m的距離。1966年3月，“雙子座”8號(hào)載人飛船與“阿金納”火箭末級(jí)首次實(shí)現(xiàn)了太空交會(huì)對(duì)接。前蘇聯(lián)/俄羅斯最早在1967年4月曾嘗試“聯(lián)盟”1與“聯(lián)盟”2載人飛船的交會(huì)對(duì)接，但因“聯(lián)盟”1飛行故障，不得不取消“聯(lián)盟”2的發(fā)射任務(wù)，而“聯(lián)盟”1航天員也英勇獻(xiàn)身。1967年10 月，“宇宙”186 與“宇宙”188 對(duì)接，這是前蘇聯(lián)/俄羅斯兩艘無人飛船之間的首次成功對(duì)接。1969年1月，載人飛船“聯(lián)盟”4與“聯(lián)盟”5完成對(duì)接，且兩名航天員通過艙外行走，從“聯(lián)盟”5轉(zhuǎn)移進(jìn)入“聯(lián)盟”4，這是前蘇聯(lián)/俄羅斯首次實(shí)現(xiàn)載人航天空間交會(huì)對(duì)接。

半個(gè)世紀(jì)以來，進(jìn)行交會(huì)對(duì)接/停靠飛行或飛行試驗(yàn)空間規(guī)劃（或項(xiàng)目）的追蹤航天器主要有下列12項(xiàng)：美國的“雙子座”飛船，“阿波羅”飛船，航天飛機(jī)，以及“實(shí)驗(yàn)衛(wèi)星系統(tǒng)-11”（Experimental Satellite System-11，XSS-11），“自主交會(huì)技術(shù)驗(yàn)證”（Demonstration of Autonomous Rendezvous Technology，DART）系統(tǒng)，“軌道快車驗(yàn)證系統(tǒng)”（Orbital Express Demonstration System，OEDS）；前蘇聯(lián)/俄羅斯的“聯(lián)盟”號(hào)載人飛船與“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”（Automated Transfer Vehicle，ATV）；日本的“工程試驗(yàn)衛(wèi)星-7”（Engineering Test Satellite VII，ETS-VII） 與“H-II轉(zhuǎn)移飛行器”（H-II Transfer Vehicle，HTV）；中國的神舟八號(hào)飛船。此外，美國正在研制“獵戶座”空間運(yùn)輸系統(tǒng)，以及“龍”與“天鵝座”商業(yè)運(yùn)輸器，計(jì)劃參與國際空間站（ISS）的運(yùn)輸與服務(wù)任務(wù)；這里還要提到或許將來可能應(yīng)用的“黑天空”運(yùn)輸航天器。

2 交會(huì)軌跡分類[1-7]

對(duì)航天器交會(huì)逼近飛行可以應(yīng)用慣性系，描述目標(biāo)航天器與追蹤航天器的軌道運(yùn)動(dòng)（絕對(duì)運(yùn)動(dòng)）。然而，更常用的是在“當(dāng)?shù)卮咕€/當(dāng)?shù)厮健保↙ocal-Vertical Local-Horizontal，LVLH）坐標(biāo)系中描述追蹤航天器相對(duì)目標(biāo)航天器的運(yùn)動(dòng)，即相對(duì)運(yùn)動(dòng)。LVLH系（圖1）的坐標(biāo)原點(diǎn)位于目標(biāo)航天器質(zhì)心，xz平面為目標(biāo)航天器軌道面，z軸（R-bar）指向地球中心，x軸（V-bar）指向目標(biāo)航天器軌道運(yùn)動(dòng)方向，y軸（H-bar）垂直于軌道面（沿負(fù)法向）。

圖1 標(biāo)準(zhǔn)“當(dāng)?shù)卮咕€/當(dāng)?shù)厮健保↙VLH）坐標(biāo)系

航天器交會(huì)飛行軌跡設(shè)計(jì)是交會(huì)對(duì)接使命頂層設(shè)計(jì)的重要組成部分。在交會(huì)飛行軌跡設(shè)計(jì)中，共橢圓軌道是一個(gè)很重要的概念。所謂“共橢圓軌道”就是共面、同心的橢圓軌道，即共橢圓軌道的軌道傾角、升交點(diǎn)赤經(jīng)、近地點(diǎn)幅角相同，且半長軸（a）與偏心率（e）的乘積（ae）相等（圖2）。因此，對(duì)小偏心率軌道，若目標(biāo)航天器與追蹤航天器處于兩個(gè)共橢圓軌道上，且相距較近，則追蹤器在LVLH系中的運(yùn)動(dòng)軌跡近似為平行于x軸（V-bar）的直線，相對(duì)速度x˙近似為常量，x˙=（3/2）nΔh，這里 n 為目標(biāo)航天器軌道平均角速率，Δh為追蹤航天器軌道相對(duì)目標(biāo)航天器軌道的高度差，Δh=Δr≈Δa（1+e2sin2f）≈Δa，式中 Δr為軌道向徑差，f為真近點(diǎn)角。因此，在調(diào)相段過后，通常選擇共橢圓軌道作為從絕對(duì)導(dǎo)航階段（地面控制段）向相對(duì)導(dǎo)航階段（自主交會(huì)段）的過渡軌道[1]。在交會(huì)航天器相對(duì)導(dǎo)航確立后，可在共橢圓軌道上選擇一點(diǎn)，作為向終段轉(zhuǎn)移的起始點(diǎn)，該終段也稱為鄰近運(yùn)作與對(duì)接段。終段起始（Terminal Phase Initiation，TPI）機(jī)動(dòng)通常采用沖量型推力[3-6]。

圖2 共橢圓軌道幾何[7]

基于共橢圓軌道的交會(huì)逼近主要有以下5種方案[1-7]：①共橢圓視線推力逼近，即追蹤航天器從共橢圓軌道出發(fā)，應(yīng)用沿視線（追蹤航天器指向目標(biāo)航天器）方向的沖量推力，朝向目標(biāo)器逼近。②穩(wěn)定軌道保持點(diǎn)逼近，即追蹤航天器先從共橢圓軌道轉(zhuǎn)移到－V-bar穩(wěn)定軌道，再從－V-bar上的保持點(diǎn)出發(fā)，沿－V-bar軸向目標(biāo)航天器逼近，或向其它對(duì)接軸方向轉(zhuǎn)移（如由－V-bar向＋R-bar，＋V-bar，或－R-bar轉(zhuǎn)移）。③雙共橢圓交會(huì)逼近，即交會(huì)逼近段包含兩個(gè)共橢圓軌道，由第2共橢圓軌道向?qū)虞S轉(zhuǎn)移。④共橢圓加偏置點(diǎn)逼近，即追蹤航天器先從共橢圓軌道進(jìn)入相對(duì)速度為零的偏置點(diǎn)，再由偏置點(diǎn)向?qū)虞S（＋R-bar，＋V-bar，或－R-bar）轉(zhuǎn)移。⑤穩(wěn)定軌道點(diǎn)與共橢圓軌道的組合方案。

2.1 共橢圓視線推力逼近[5，7-10]

美國“雙子座”與“阿波羅”采用共橢圓視線推力法，應(yīng)用指向目標(biāo)航天器視線方向的沖量推力，追蹤航天器從目標(biāo)航天器后下方進(jìn)入飛向目標(biāo)器的轉(zhuǎn)移軌道，與目標(biāo)航天器逼近，其終段起始（TPI）點(diǎn)視線角（即仰角α）的選取與轉(zhuǎn)移軌跡飛行時(shí)間有關(guān)。共橢圓軌道高度差（Δh）的確定，既要考慮視覺捕獲目標(biāo)的距離（盡可能靠近），又要考慮減小轉(zhuǎn)移軌跡對(duì)軌道射入誤差的敏感性（盡可能離遠(yuǎn)）。圖3為“雙子座”與“阿金納”交會(huì)軌跡圖；圖4為“阿波羅”登月艙與指令艙的交會(huì)軌跡圖，其中圖4（a）中CDH（Constant Delta-H）表示“定差高度機(jī)動(dòng)”，CSI（Co-elliptic Sequence Initiation）表示“共橢圓序列起始”；圖5為“阿波羅”與“天空實(shí)驗(yàn)室”交會(huì)軌跡圖。

圖3 “雙子座”與“阿金納”交會(huì)軌跡[5，8]

圖4 “阿波羅”登月艙與指令艙交會(huì)軌跡[5,9-10]

圖5 “阿波羅”與“天空實(shí)驗(yàn)室”交會(huì)軌跡[7]

2.2 V-bar穩(wěn)定軌道點(diǎn)逼近[1-6，8，11-15]

2.2.1 航天飛機(jī)[5，11]

與“雙子座”與“阿波羅”的共橢圓視線推力逼近方案不同，美國航天飛機(jī)先從共橢圓軌道轉(zhuǎn)移到目標(biāo)航天器軌道上的一個(gè)位置保持點(diǎn)，然后從位置保持點(diǎn)起始執(zhí)行最終逼近。這就是“V-bar穩(wěn)定軌道點(diǎn)逼近”策略。航天飛機(jī)與ISS的交會(huì)飛行經(jīng)歷2個(gè)方案（圖6）：①1983年至1997年期間，航天飛機(jī)在轉(zhuǎn)移到－V-bar（ISS后約74km）后，通過兩次徑向機(jī)動(dòng)（經(jīng)兩個(gè)“半橢圓形相對(duì)運(yùn)動(dòng)軌跡”），進(jìn)入“轉(zhuǎn)移起始 ”（Transition Initiation，Ti） 機(jī) 動(dòng) 點(diǎn) （ISS 后 約15km）。②1997年后，航天飛機(jī)在轉(zhuǎn)移到－V-bar（也是ISS后約74km）后，采用一次徑向機(jī)動(dòng)（經(jīng)由一個(gè)半橢圓形相對(duì)運(yùn)動(dòng)軌跡），直接進(jìn)入Ti機(jī)動(dòng)點(diǎn)，該方案稱為“最優(yōu)化R-bar瞄準(zhǔn)交會(huì)”。

圖6 航天飛機(jī)交會(huì)軌跡[5,11]

對(duì)最終逼近，航天飛機(jī)通常應(yīng)用兩種模式（圖7），即＋V-bar逼近或＋R-bar逼近。若選擇＋R-bar逼近，當(dāng)航天飛機(jī)穿越＋R-bar時(shí)，執(zhí)行－V-bar方向的沖量機(jī)動(dòng)，以減小前向速度。按軌道力學(xué)原理，航天飛機(jī)將自然地沿著一條再穿過＋R-bar的軌跡向后飛行（圖7（a）中的虛線）。因此，在＋R-bar穿越點(diǎn)，施加另一個(gè)沖量機(jī)動(dòng)，該沖量的兩個(gè)分量分別沿－R-bar方向（向上）與沿＋V-bar方向（向前），使航天飛機(jī)緩慢“跳”向目標(biāo)。對(duì)＋V-bar逼近，航天飛機(jī)轉(zhuǎn)移到距目標(biāo)航天器＋V-bar軸上時(shí)，朝向目標(biāo)航天器改變速度，開始沿＋V-bar的最終逼近。為保持在＋V-bar上，需施加一個(gè)向上的（沿－R-bar）速度增量，促使航天飛機(jī)緩慢地向目標(biāo)航天器“跳躍”，直到兩個(gè)航天器對(duì)接。

圖7 航天飛機(jī)向ISS逼近軌跡[1,5]

2.2.2 工程試驗(yàn)衛(wèi)星-7[4，12]

圖8為日本“工程試驗(yàn)衛(wèi)星-7”（ETS-VII）沿＋V-bar向目標(biāo)星交會(huì)逼近的軌跡圖，圖中MCM（Mid-Course Maneuver）表示“途中機(jī)動(dòng)”。

圖8 “工程試驗(yàn)衛(wèi)星-7”（ETS-VII）交會(huì)軌跡[4,12]

2.2.3自動(dòng)轉(zhuǎn)移飛行器[3，13]

圖9為歐洲航天局“自動(dòng)轉(zhuǎn)移飛行器”（ATV）沿－V-bar的交會(huì)軌跡圖。

2.2.4 H-II轉(zhuǎn)移飛行器[4，14]

圖10為日本“H-II轉(zhuǎn)移飛行器”（HTV）交會(huì)軌跡圖，包括由－V-bar向＋R-bar的轉(zhuǎn)移，沿＋R-bar的最終逼近，以及解除對(duì)接后的分離、降軌的飛行軌跡。圖10（a）中的方框圖放大表示在圖10（b）中，描繪鄰近運(yùn)作飛行。圖10（a）中，PM（Phasing Maneuver）表示“調(diào)相機(jī)動(dòng)”，HAM（Height Adjusting Maneuver）表示“高度調(diào)整機(jī)動(dòng)”，CM（Co-elliptic Maneuver）表示“共橢圓機(jī)動(dòng)”，DSM（Descending Maneuver）表示“下降機(jī)動(dòng)”，DOM（Deorbit Maneuver）表示“降軌機(jī)動(dòng)”。

2.2.5自主交會(huì)技術(shù)驗(yàn)證[5，8]

圖11表示美國“自主交會(huì)技術(shù)驗(yàn)證”（DART）飛行器沿－V-bar逼近的交會(huì)軌跡圖。圖中，AB為初始停泊（調(diào)相）軌道，BC為轉(zhuǎn)移軌道，CD為共橢圓（調(diào)相）軌道，DE為終段轉(zhuǎn)移軌道，從點(diǎn)E開始最終逼近。

2.2.6 軌道快車[5，15]

美國“軌道快車”共進(jìn)行了5次演習(xí)，圖12表示第4次演習(xí)計(jì)劃的交會(huì)軌跡。如圖所示，這次演習(xí)飛行從追蹤航天器與目標(biāo)航天器分離開始，通過“走廊離開/調(diào)相機(jī)動(dòng)”與“高度調(diào)整機(jī)動(dòng)”向后轉(zhuǎn)移到離目標(biāo)航天器4km的位置，在這一點(diǎn)施加徑向沖量機(jī)動(dòng)到達(dá)離目標(biāo)航天器1km的位置，再施加一次徑向機(jī)動(dòng)到達(dá)離目標(biāo)航天器120m的位置保持點(diǎn)，從這一點(diǎn)開始最終逼近。

圖9 “自動(dòng)轉(zhuǎn)移飛行器”（ATV）交會(huì)軌跡[3,13]

圖10 “H-II轉(zhuǎn)移飛行器”（HTV）交會(huì)軌跡[4,14]

圖11 “自主交會(huì)技術(shù)驗(yàn)證”（DART）飛行器交會(huì)軌跡[5,8]

2.2.7神舟八號(hào)[16-17]

圖13表示中國神舟八號(hào)飛船作為追蹤航天器向天宮一號(hào)目標(biāo)航天器沿－V-bar的逼近軌跡。神舟八號(hào)飛船在－V-bar上距天宮一號(hào)5km、400m、140m、30m處設(shè)置4個(gè)停泊點(diǎn)。

圖12 “軌道快車”交會(huì)軌跡[5,15]

圖13 神舟八號(hào)飛船向天宮一號(hào)目標(biāo)航天器的逼近軌跡[16-17]

圖14 “聯(lián)盟”號(hào)/“進(jìn)步”號(hào)交會(huì)軌跡[6,8]

2.3 雙共橢圓軌道逼近[1，5-6，8，13，18]

2.3.1“聯(lián)盟”號(hào)/“進(jìn)步”號(hào)[6，8]

圖14描述“聯(lián)盟”號(hào)或“進(jìn)步”號(hào)飛船向ISS（目標(biāo)航天器）的交會(huì)飛行，交會(huì)軌跡設(shè)計(jì)采用雙共橢圓與繞飛策略。交會(huì)段由初始軌跡射入點(diǎn)（M0）至“終段起始”（Terminal Phase Initiation，TPI）點(diǎn)（M4）。在發(fā)射及初始軌道射入機(jī)動(dòng)（M0）后，執(zhí)行兩個(gè)機(jī)動(dòng)（M1和M2），將飛船轉(zhuǎn)移到調(diào)相高度，進(jìn)入共橢圓軌道。在漂移期間，施加軌跡修正機(jī)動(dòng)（M3），減小軌跡彌散。逼近與制動(dòng)段由TPI點(diǎn)（M4）至到達(dá)對(duì)接軸線，這一段也稱為“向?qū)虞S轉(zhuǎn)移”段。在TPI機(jī)動(dòng)后不久，飛船離目標(biāo)航天器約200km時(shí)，進(jìn)入“航向”（Kurs）微波交會(huì)雷達(dá)系統(tǒng)運(yùn)作范圍，“航向”系統(tǒng)開始對(duì)目標(biāo)航天器的搜索與捕獲?！昂较颉毕到y(tǒng)可更新兩航天器的測(cè)算位置，并在距空間站約100km處執(zhí)行逼近軌跡修正機(jī)動(dòng)（M5）。在向目標(biāo)航天器逼近時(shí)，為使制動(dòng)過程平穩(wěn)，施加三個(gè)沖量機(jī)動(dòng)（M6，M7，M8）。第一個(gè)制動(dòng)機(jī)動(dòng)（M6）出現(xiàn)在飛船在目標(biāo)航天器軌道之下約1km、目標(biāo)航天器之后約4km的位置。在最后一次制動(dòng)機(jī)動(dòng)（M8）之后，很可能當(dāng)前的逼近軌跡與目標(biāo)航天器的對(duì)接口尚未對(duì)準(zhǔn)。因此，為使飛船在最終逼近段沿目標(biāo)航天器對(duì)接軸以滿足對(duì)接初始條件的相對(duì)狀態(tài)向目標(biāo)航天器逼近，飛船在離目標(biāo)航天器200m～400m距離之間進(jìn)行繞飛。不管對(duì)接軸指向是否沿V-bar，R-bar，或某慣性固定軸，飛船均可通過繞飛到達(dá)對(duì)接軸線上。

2.3.2 實(shí)驗(yàn)衛(wèi)星系統(tǒng)-11[5，8]

圖15為美國“實(shí)驗(yàn)衛(wèi)星系統(tǒng)-11”（XSS-11）交會(huì)軌跡圖。圖中AB為初始調(diào)相軌道，CD與EF為共橢圓軌道，F(xiàn)G為近距鄰近段，從點(diǎn)G開始沿＋V-bar的最終逼近。

圖15 實(shí)驗(yàn)衛(wèi)星系統(tǒng)-11（XSS-11）交會(huì)軌跡[5,8]

2.3.3“龍”飛船[1，5，18]

圖16為美國“龍”飛船雙共橢圓交會(huì)逼近與繞飛軌跡圖。圖中，LIDAR（Laser Imaging Detection And Ranging）為“激光探測(cè)成像測(cè)距”導(dǎo)航敏感器，即所謂“龍睛”（DragonEye）；NMC（Natural Motion Circumnavigation）意為“自然運(yùn)動(dòng)繞飛”，NMC軌跡是以目標(biāo)航天器為中心的橢圓，橢圓長軸為短軸的雙倍[1，6]；RGPS（Relative GPS）表示“相對(duì) GPS”。

圖16 “龍”飛船交會(huì)軌跡[5,18]

圖17 “天鵝座”飛船交會(huì)軌跡[5,13]

2.3.4“天鵝座”飛船[5，13]

圖17為美國“天鵝座”飛船雙共橢圓交會(huì)逼近與＋R-bar最終逼近軌跡圖。圖中，ADV表示“推進(jìn)沖量”，AI為“逼近起始”，HP 表示“保持點(diǎn)”，LIDAR 表示“光檢與測(cè)距”。

2.4 共橢圓加偏置點(diǎn)逼近[5，19]

美國“獵戶座”飛船在地球軌道交會(huì)對(duì)接使命中采用共橢圓加偏置點(diǎn)逼近策略，“乘員探索飛行器”（CEV）沿＋V-bar或＋R-bar向 ISS作最終逼近，飛行軌跡參見圖18與圖19。如圖所示，飛行軌跡可分為兩段：第1段為共橢圓軌道向偏置點(diǎn)的轉(zhuǎn)移，對(duì)＋V-bar逼近與＋R-bar逼近均適用；第2段為偏置點(diǎn)至“加壓聯(lián)接適配器-2”（PMA-2）或“加壓聯(lián)接適配器-3”（PMA-3）對(duì)接軸的轉(zhuǎn)移。

（1）終段起始（TPI）機(jī)動(dòng)（從第2共橢圓軌道向偏置點(diǎn)轉(zhuǎn)移）。為CEV設(shè)計(jì)的鄰近運(yùn)作段，從TPI機(jī)動(dòng)開始，這一點(diǎn)位于交會(huì)調(diào)相段第2共橢圓軌道上。在TPI之前直到對(duì)接的這段期間，CEV體坐標(biāo)的+X軸總是指向目標(biāo)航天器。這使CEV乘員得以觀測(cè)CEV前向窗外的情景，且可獲得對(duì)目標(biāo)航天器相對(duì)敏感器的可見性（即可觀測(cè)到目標(biāo)航天器上的相對(duì)敏感器）。TPI機(jī)動(dòng)旨在將CEV轉(zhuǎn)移到目標(biāo)器91m之后、305m之下的偏置點(diǎn)（即圖18與圖19中的點(diǎn)3），到達(dá)這一點(diǎn)時(shí)的相對(duì)轉(zhuǎn)移速率為零。

（2）偏置點(diǎn)至PMA-2對(duì)接軸轉(zhuǎn)移（圖18）。偏置點(diǎn)向PMA-2對(duì)接軸（＋V-bar）的轉(zhuǎn)移機(jī)動(dòng)記為TDA2（Transition to Docking Axis 2），CEV到達(dá)PMA-2對(duì)接軸的位置記為ADA2（Acquisition of Docking Axis 2）。

（3）偏置點(diǎn)至PMA-3對(duì)接軸轉(zhuǎn)移（圖19）。偏置點(diǎn)向PMA-3（＋V-bar）轉(zhuǎn)移的機(jī)動(dòng)記為TDA3，到達(dá)對(duì)接軸的位置記為ADA3。

圖18 “獵戶座”+V-bar逼近軌跡[5,19]

圖19 “獵戶座”+R-bar逼近軌跡[5,19]

2.5 穩(wěn)定軌道與共橢圓組合逼近[5，20]

美國“黑天空”航天器是“黑天空運(yùn)輸系統(tǒng)”（Black-Sky Transit Systems）建議的項(xiàng)目，采用穩(wěn)定軌道加共橢圓的逼近策略，即先到達(dá)－V-bar穩(wěn)定軌道保持點(diǎn)，然后再轉(zhuǎn)移到共橢圓軌道，并沿共橢圓軌道漂移到＋R-bar對(duì)接軸上。如圖20所示，遠(yuǎn)距交會(huì)后，飛行器到達(dá)起始瞄準(zhǔn)點(diǎn)，近距鄰近運(yùn)作可從這一點(diǎn)開始。近距鄰近運(yùn)作序列如下：①從S0（起始瞄準(zhǔn)點(diǎn)）自由漂移，直至到達(dá)S1，執(zhí)行霍曼轉(zhuǎn)移；②從S1至目標(biāo)軌道上S2的霍曼轉(zhuǎn)移；③在S2點(diǎn)位置保持（S2在逼近橢球之外離ISS 3000～5000m），在保持點(diǎn)進(jìn)行系統(tǒng)檢測(cè)，光照條件同步修正，及乘員時(shí)間安排；④從S2至進(jìn)入ISS之下500m漂移軌道的S3的霍曼轉(zhuǎn)移；⑤從S3沿共橢圓軌道（自由漂移軌跡）進(jìn)入逼近橢球（AE），到達(dá) R-bar（S4）；⑥在 S4執(zhí)行去掉漂移速度使其停止的助推；⑦從S4向?？肯洌ㄔ贗SS之下約15m）的R-bar逼近，采用類似航天飛機(jī)與HTV的R-bar逼近策略；⑧在停靠箱中的位置保持，直到空間站自動(dòng)臂（SSRMS）準(zhǔn)備好抓取“黑天空”航天器。

圖20 “黑天空”交會(huì)軌跡[5,20]

3 各類交會(huì)軌跡特點(diǎn)

航天器交會(huì)軌跡的類別選擇與參數(shù)設(shè)計(jì)應(yīng)綜合考慮下列情況：陸?；疤旎鶞y(cè)控與通信條件，相對(duì)導(dǎo)航敏感器工作范圍與測(cè)量精度，光照要求，飛行安全區(qū)，交會(huì)飛行時(shí)間，乘員作息安排（涉及軌跡機(jī)動(dòng)），對(duì)接口方位（涉及對(duì)接軸指向）等。其中，相對(duì)導(dǎo)航敏感器的性能與精度對(duì)交會(huì)軌跡的可觀測(cè)性與彌散度（涉及安全性）有顯著影響，是交會(huì)軌跡類別選擇的重要因素。以上五種交會(huì)軌跡的基本特點(diǎn)如下：

（1）共橢圓視線推力方案（如“雙子座”及“阿波羅”飛船）適于干涉測(cè)量型交會(huì)雷達(dá)系統(tǒng)，并以空間六分儀作為相對(duì)導(dǎo)航備份設(shè)備[8]；光學(xué)觀測(cè)設(shè)備與所期望的定向駕駛特征是選擇這種方案的主要原因。但這種方案對(duì)交會(huì)軌跡限制較嚴(yán)，且需要航天員介入，而隨著相對(duì)導(dǎo)航技術(shù)的進(jìn)展，該方案已不再應(yīng)用。

（2）V-bar穩(wěn)定軌道點(diǎn)逼近方法（如航天飛機(jī)，ATV，HTV，神舟八號(hào)飛船）的長處是：①在交會(huì)逼近期間可提供在V-bar上“暫停”前進(jìn)的機(jī)會(huì)，而基本上無動(dòng)力消耗；②可提供更多的地面交互機(jī)會(huì)。這種方法通常需應(yīng)用精度高、視場較小的激光交會(huì)雷達(dá)系統(tǒng)，且交會(huì)飛行時(shí)間較長。

（3）雙共橢圓逼近（如“聯(lián)盟”號(hào)、“進(jìn)步”號(hào)、“龍”、“天鵝座”飛船）的長處是：①通過調(diào)制共橢圓軌道的高度差，可提供不同的接近速率，以滿足交會(huì)時(shí)間與照明等約束條件；②雙共橢圓的直線型相對(duì)軌跡容易被剪裁，以滿足相對(duì)導(dǎo)航與通信等方面的要求；③鄰近飛行具有良好的被動(dòng)安全性。這種方法常用于＋R-bar逼近，或通過繞飛到達(dá)＋V-bar或－R-bar對(duì)接軸上。對(duì)單一的微波交會(huì)雷達(dá)系統(tǒng)（如“聯(lián)盟”號(hào)與“進(jìn)步”號(hào)），雙共橢圓是一種適合的交會(huì)軌跡。

（4）共橢圓加偏置點(diǎn)方案（如“獵戶座”飛船）的長處是：①可同時(shí)兼顧＋V-bar與＋R-bar兩種逼近方式，即使入軌后也可在偏置點(diǎn)選擇不同的逼近路徑；②對(duì)＋V-bar與＋R-bar兩種逼近方式均可提供被動(dòng)的軌跡安全性。

（5）穩(wěn)定軌道與共橢圓組合方案（如“黑天空”航天器）將兩者（穩(wěn)定軌道與共橢圓）的長處都應(yīng)用在交會(huì)軌跡設(shè)計(jì)中，適用＋R-bar逼近與繞飛運(yùn)作，但交會(huì)飛行時(shí)間相應(yīng)加長。

4 結(jié)束語

共橢圓軌道追蹤航天器以常值速度向目標(biāo)航天器接近，有利于交會(huì)運(yùn)作；特別是，若相對(duì)導(dǎo)航敏感器捕獲失效，或逼近段起始機(jī)動(dòng)失效，追蹤器仍保持在目標(biāo)器的下方平移，具有良好的被動(dòng)安全性。因此，基于共橢圓軌道的航天器交會(huì)軌跡在交會(huì)逼近方案中被廣泛地、有選擇性地采用。

目前，常用的航天器交會(huì)軌跡，是以美國已退役航天飛機(jī)為代表的V-bar穩(wěn)定軌道點(diǎn)逼近方法和以前蘇聯(lián)/俄羅斯“聯(lián)盟”號(hào)與“進(jìn)步”號(hào)飛船為代表的雙共橢圓逼近方法。隨著相對(duì)導(dǎo)航自動(dòng)化與自主性程度的不斷提高，為滿足未來航天器交會(huì)對(duì)接使命的需求，還可能采用共橢圓加偏置點(diǎn)方案，穩(wěn)定軌道與共橢圓組合方案，或其他形態(tài)的交會(huì)逼近軌跡。

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