李革非，宋 軍，劉成軍

（1.北京航天飛行控制中心，北京100094；2.航天飛行動力學(xué)技術(shù)重點實驗室，北京100094）

“交會對接技術(shù)與應(yīng)用”專題

交會對接任務(wù)軌道控制規(guī)劃設(shè)計與實施

李革非1，2，宋 軍1，劉成軍1，2

（1.北京航天飛行控制中心，北京100094；2.航天飛行動力學(xué)技術(shù)重點實驗室，北京100094）

針對我國空間交會對接軌道控制規(guī)劃技術(shù)，研究了軌道交會優(yōu)化、應(yīng)急軌道控制、安全軌道防護和發(fā)射窗口規(guī)劃等一系列關(guān)鍵問題。設(shè)計了全壽命周期交會對接任務(wù)軌道控制規(guī)劃方案，從目標(biāo)飛行器發(fā)射到飛船返回，對軌道控制進行了全程協(xié)同、全局優(yōu)化。設(shè)計了相位、高度、圓化度多目標(biāo)融合控制算法；建立了規(guī)劃變量對遠距離導(dǎo)引終點六自由度的獨立控制方程；設(shè)計了標(biāo)稱整體規(guī)劃與動態(tài)逐級規(guī)劃相結(jié)合的多模式規(guī)劃策略；基于導(dǎo)引終點整體調(diào)整和局部調(diào)整的方式，實現(xiàn)了正常和應(yīng)急條件下天地導(dǎo)引交接點的動態(tài)規(guī)劃；提出了基于飛行控制過程建模的導(dǎo)引終點精度分析方法，確定了地面導(dǎo)引向自主導(dǎo)引切換的關(guān)鍵判據(jù)；建立了多約束交會對接發(fā)射窗口模型，構(gòu)建了多任務(wù)多年度發(fā)射窗口集合。交會對接軌道控制規(guī)劃技術(shù)成功應(yīng)用于神舟八號、神舟九號和神舟十號交會對接任務(wù)。

交會對接；軌道控制；導(dǎo)引終點；安全軌道；發(fā)射窗口

1 引言

航天器交會對接是建立空間實驗室和空間站首先要突破和掌握的關(guān)鍵技術(shù)。根據(jù)我國載人航天工程三步走的發(fā)展戰(zhàn)略，十二五期間開展空間交會對接［1］。我國已于2011年9月至2013年6月期間圓滿完成了天宮一號與神舟八號、九號和十號飛船三次交會對接任務(wù)。

交會對接軌道控制規(guī)劃技術(shù)是對交會對接飛行軌道全過程進行規(guī)劃，在滿足各種約束條件下尋找優(yōu)化或可行的交會對接飛行軌道控制方案，包括軌道交會優(yōu)化、應(yīng)急軌道控制、路徑偏差分析、安全軌道防護和發(fā)射窗口規(guī)劃等貫穿于交會對接設(shè)計與實施全壽命周期的核心問題，其問題建模、求解理論、算法模型和規(guī)劃設(shè)計具有相當(dāng)?shù)睦碚撋疃群秃艽蟮募夹g(shù)難度，是空間交會對接任務(wù)必須首先解決的關(guān)鍵技術(shù)和難點技術(shù)［2］。

飛船發(fā)射入軌后，交會對接飛行過程包括八個階段：遠距離導(dǎo)引段、近距離導(dǎo)引段、平移靠攏段、對接段、組合體運行段、撤離段、返回準(zhǔn)備段和返回段。在遠距離導(dǎo)引段、近距離導(dǎo)引段、平移靠攏段、對接段，由于軌道狀態(tài)變化大、飛行控制事件多，受到學(xué)者的廣泛關(guān)注，相關(guān)研究內(nèi)容較多［3?12］。但涉及交會對接飛行全過程的軌道控制規(guī)劃較少。

本文按照交會對接任務(wù)飛行過程、針對交會對接軌道控制規(guī)劃的關(guān)鍵和難點，從總體規(guī)劃、數(shù)學(xué)建模、策略制定、方案設(shè)計以及飛控實施等方面進行闡述，主要包括：

①全壽命周期交會對接任務(wù)軌道控制規(guī)劃；②目標(biāo)器交會對接軌道控制規(guī)劃；③飛船多模式遠距離導(dǎo)引及重構(gòu)規(guī)劃；④組合體與飛船聯(lián)合軌道維持控制規(guī)劃；⑤天地導(dǎo)引交接點規(guī)劃；⑥多約束交會對接發(fā)射窗口規(guī)劃；⑦安全軌道設(shè)計規(guī)劃。

圖1 交會對接軌道控制全局協(xié)同關(guān)系圖Fig.1 Chart of rendezvous and docking orbit maneuvers global cooperation relation

2 交會對接軌道控制規(guī)劃技術(shù)研究

2.1 全壽命周期交會對接任務(wù)軌道控制規(guī)劃

根據(jù)我國交會對接任務(wù)總體方案，交會對接飛行軌道分為目標(biāo)飛行器初始軌道段、調(diào)相軌道段、追蹤飛船遠距離導(dǎo)引段、自主控制段、對接段、組合體運行段、撤離段、返回段和目標(biāo)飛行器升軌段等階段［3］，本文圍繞實現(xiàn)精準(zhǔn)操控對接、組合安全運行和安全健康返回的任務(wù)目標(biāo)進行了全壽命周期交會對接全程協(xié)同、全局優(yōu)化的軌道控制規(guī)劃方案設(shè)計。圖1給出了交會對接軌道控制全局協(xié)同關(guān)系圖。

2.1.1 目標(biāo)器初始軌道段和升軌段的協(xié)同優(yōu)化軌道控制

自主飛行軌道是目標(biāo)器在兩次對接間隔期間的運行軌道。初始段和升軌段要實現(xiàn)目標(biāo)器自主飛行軌道控制。為保證目標(biāo)器壽命和減少推進劑消耗，需將目標(biāo)器推到較高的運行軌道。這樣就需要在下次對接前，盡量通過大氣阻力的作用使軌道逐漸衰減，降到對接軌道高度，并以主動控制方式作為輔助手段。因此，目標(biāo)器的自主飛行軌道高度是根據(jù)對接時間間隔和大氣環(huán)境對軌道的衰減影響而選擇確定的。交會軌道選擇344公里高度兩天回歸軌道時，在空間環(huán)境中等條件下，間隔3個月進行交會對接，目標(biāo)器的自主飛行軌道可選擇約370 km平均高度；間隔6個月進行交會對接，可選擇383 km平均高度。

2.1.2 目標(biāo)器調(diào)相軌道段的協(xié)同優(yōu)化軌道控制

調(diào)相軌道段實現(xiàn)目標(biāo)器準(zhǔn)確進入滿足要求的交會對接軌道［1］：①目標(biāo)器軌道平面經(jīng)過飛船首選發(fā)射時刻的理論入軌點；②軌道高度為344 km；③軌道偏心率小于0.001；④目標(biāo)器與飛船的初始相位角為90°。調(diào)相軌道段以大氣衰減為主、主動變軌為輔，基于高度和相位差優(yōu)化選擇升軌調(diào)相或降軌調(diào)相，基于高度和圓化度控制與相位控制相結(jié)合、基于共面軌道拱線方向選擇軌道控制點，構(gòu)建和制定目標(biāo)器交會對接軌道控制模型和策略［13］。

2.1.3 飛船遠距離導(dǎo)引段、自主控制段和對接段的協(xié)同優(yōu)化軌道控制

根據(jù)目標(biāo)器實際交會對接軌道準(zhǔn)確確定飛船發(fā)射日期和發(fā)射時刻。飛船遠距離導(dǎo)引段軌道控制的目的是通過控制軌道高度差，縮短相對距離，同時消除兩飛行器軌道平面偏差，實現(xiàn)飛船與目標(biāo)器相對位置和相對速度滿足終點要求，為飛船轉(zhuǎn)入自主控制創(chuàng)造條件。遠距離導(dǎo)引終點是根據(jù)目標(biāo)器軌道基于地基和天基測控支持的約束條件，在優(yōu)先確定對接段的對接點和自主控制段的140 m停泊點和5 km停泊點的基礎(chǔ)上，根據(jù)自主控制段和對接段的飛行程序安排確定的［1］。

2.1.4 組合體運行段、撤離段和返回段的協(xié)同軌道控制

飛船返回約束條件包括返回制動點高度和返回圈升交點經(jīng)度［14］。飛船返回制動點高度要求為制動點當(dāng)?shù)馗叨葹?44 km，飛船返回圈升交點經(jīng)度要求為偏差不大于0.15°。通過采用組合體和飛船聯(lián)合軌道維持控制實現(xiàn)飛船返回約束條件。由于飛船二次對接和撤離段交會試驗對圓軌道的要求，為了保證二次對接期間和撤離段期間軌道圓化度滿足偏心率小于0.001的要求，組合體軌道維持采用雙脈沖變軌方式［14］。

2.1.5 三次交會對接任務(wù)實現(xiàn)的協(xié)同軌道控制

神舟八號（SZ?8）交會對接任務(wù)高精度完成了16次軌道控制，神舟九號（SZ?9）交會對接任務(wù)高精度完成了12次軌道控制，神舟十號（SZ?10）交會對接任務(wù)高精度完成了14次軌道控制，見表1。

2.2 目標(biāo)器交會對接軌道控制規(guī)劃

目標(biāo)器調(diào)相軌道段的軌道控制目標(biāo)是目標(biāo)器進入交會對接軌道。目標(biāo)器交會對接軌道控制規(guī)劃涉及了軌道共面的相位、高度、圓化度多目標(biāo)融合的控制算法和基于誤差分析和空間環(huán)境預(yù)報參數(shù)辨識的調(diào)相控制策略［13］。

2.2.1 軌道共面的相位、高度、圓化度多目標(biāo)融合的控制算法

建立軌道平面與目標(biāo)點共面及共面相位的計算模型，基于目標(biāo)器交會對接軌道與飛船遠距離導(dǎo)引軌道不同高度而產(chǎn)生的升交點漂移差，提出了預(yù)先補償漂移差的虛擬共面方式，極大地減小了飛船遠距離導(dǎo)引軌道平面偏差修正量，從約20 m／s減小到約0.3m／s［13］。

表1 神舟八號、神舟九號、神舟十號三次交會對接任務(wù)協(xié)同優(yōu)化軌道控制Tab le 1 O rbitmaneuvers w ith cooperation op tim ization

設(shè)計采用相位與高度和圓化度相結(jié)合的控制模型，采用內(nèi)層進行高度和圓化度控制、外層進行相位控制的雙層迭代，實現(xiàn)了目標(biāo)器交會對接軌道相位、高度和圓化度的多目標(biāo)參數(shù)滿足要求［13］。

基于大氣阻力自然衰減與主動調(diào)相控制相結(jié)合，采用了升／降軌調(diào)相與升／降軌圓化的優(yōu)化組合自動規(guī)劃技術(shù)，在保證軌道調(diào)相控制精度的同時，有效節(jié)省了推進劑燃料的消耗［13］。

2.2.2 基于誤差分析和空間環(huán)境預(yù)報參數(shù)辨識的調(diào)相控制策略

為減小控制量降低目標(biāo)器燃料消耗，目標(biāo)器調(diào)相控制周期時間較長，各項誤差長期累積影響更加顯著。綜合定軌誤差、控制誤差和空間環(huán)境參數(shù)誤差情況，進行仿真分析，21 d調(diào)相共面相位角最大誤差為38°，6 d調(diào)相共面相位角最大誤差為5.2°，2 d調(diào)相共面相位角最大誤差為3.5°?；谡`差分析結(jié)果，為保證相位精度制定了目標(biāo)器調(diào)相控制策略。將調(diào)相控制分為三次，第一次控制在飛船發(fā)射前21 d或16 d瞄準(zhǔn)目標(biāo)相位；第二次控制在飛船發(fā)射前6 d，消除第一次控制的目標(biāo)相位偏差；第三次控制在飛船發(fā)射前2 d和前1.5 d，調(diào)整軌道高度滿足對接軌道的要求。

調(diào)相飛行期間，天宮一號目標(biāo)器處于連續(xù)偏航至三軸對地的飛行姿態(tài)模式轉(zhuǎn)換，針對飛行時間長、空間環(huán)境誤差大、氣動參數(shù)不確定等不利因素，采用空間環(huán)境預(yù)報參數(shù)辨識策略修正實時大氣密度模式，自動切換連續(xù)偏航和三軸對地的氣動模型，明顯提高了軌道相位的長期預(yù)報精度。21 d相位預(yù)報精度由偏差27°提高至7°，6 d相位預(yù)報精度由偏差10°提高至2°。

軌道圓化度優(yōu)化控制的最佳控制點在共面軌道拱點，但共面軌道拱點往往不能滿足控制點在地面測控覆蓋區(qū)的約束要求。利用連續(xù)圈次地面測控覆蓋區(qū)緯度幅角范圍連續(xù)變化的特性，建立了調(diào)相控制與圓化控制的軌控位置與多圈測控覆蓋的匹配關(guān)系，解決了優(yōu)化控制與測控支持的強約束難題。

2.2.3 目標(biāo)器交會對接軌道控制實施效果

神舟八號、神舟九號和神舟十號任務(wù)實現(xiàn)的天宮一號交會對接軌道精度比指標(biāo)要求高約1個量級，見表2，為圓滿完成交會對接奠定了高精度的軌道基礎(chǔ)。

表2 天宮一號交會對接軌道精度Table 2 Redenzvous orbit precision

2.3 飛船多模式遠距離導(dǎo)引及重構(gòu)規(guī)劃

2.3.1 飛船遠距離導(dǎo)引原理

飛船遠距離導(dǎo)引段軌道控制的目的是通過控制軌道高度差，縮短相對距離，消除兩飛行器軌道平面偏差，實現(xiàn)飛船與目標(biāo)器相對位置和相對速度滿足終點要求，為飛船轉(zhuǎn)入自主控制創(chuàng)造條件。遠距離導(dǎo)引軌道控制可分為軌道面內(nèi)機動和修正軌道面偏差機動。包括：提高近地點軌道機動，修正遠地點高度機動，圓化軌道機動，軌道平面修正機動和組合修正機動［1］。

標(biāo)稱遠距離導(dǎo)引段終點要求為：飛船進入目標(biāo)器后下方同一軌道平面的圓軌道，與目標(biāo)器的相對距離約為52 km。在目標(biāo)器RTN坐標(biāo)系的相對位置和相對速度為：

飛船軌道控制的是飛船絕對軌道參數(shù)的變化，需將軌道相對狀態(tài)的目標(biāo)量轉(zhuǎn)化為軌道絕對狀態(tài)的規(guī)劃變量進行控制。

2.3.2 多模式遠距離導(dǎo)引控制策略

根據(jù)我國交會對接遠距離導(dǎo)引控制方案［1］，定義遠距離導(dǎo)引規(guī)劃變量，見表3。

根據(jù)規(guī)劃變量對導(dǎo)引終點的控制方程，設(shè)計多模式遠距離導(dǎo)引軌道控制控制策略，見表4。

表3 遠距離導(dǎo)引控制方案和規(guī)劃變量Table 3 Far?Distance rendezvous scheme and programming variables

表4 多模式遠距離導(dǎo)引軌道控制策略Table 4 Multi-mode far?distance rendezvous orbit Maneuver strategy

模式1、模式4的規(guī)劃變量與目標(biāo)量的個數(shù)相同，模式2和模式3的規(guī)劃變量個數(shù)大于目標(biāo)變量的個數(shù)，模式5的規(guī)劃變量個數(shù)小于目標(biāo)變量的個數(shù)。規(guī)劃變量數(shù)量大于目標(biāo)量數(shù)量時，軌控規(guī)劃策略有多組解，可根據(jù)燃耗最小約束要求確定規(guī)劃策略的優(yōu)化解；規(guī)劃變量數(shù)量與目標(biāo)量數(shù)量一致時，軌控規(guī)劃策略有唯一解；隨著沖量的施加，剩下的規(guī)劃變量不足以瞄準(zhǔn)終點的全部目標(biāo)量時，采用關(guān)鍵目標(biāo)量綜合權(quán)重瞄準(zhǔn)法。

2.3.3 應(yīng)急軌道控制重構(gòu)

遠距離導(dǎo)引段發(fā)生軌控故障后，在保證預(yù)留返回的推進劑后，分別按照遠距離導(dǎo)引段、自主控制段進行推進劑使用量評估，后續(xù)盡量進行交會對接。針對入軌軌道過低、入軌軌道過高、五次軌控未開機、速度增量超差或姿態(tài)超差設(shè)計了下列繼續(xù)進行遠距離導(dǎo)引的策略：對接點不變、推遲一圈、推遲二圈、推遲一天，推遲一天加一圈。詳見2.5節(jié)天地導(dǎo)引交接點規(guī)劃中的對接圈次調(diào)整的遠距離導(dǎo)引終點。

應(yīng)急軌控策略的原則是：應(yīng)急軌控控制點盡量保持與正常軌控一致；兩次變軌之間至少間隔3圈以滿足測定軌和上行注入要求；優(yōu)選對接點不變、推遲最近軌控圈次以盡早實施應(yīng)急軌控；原對接點不滿足要求時，依次推遲對接點。

針對入軌軌道過低或過高、五次軌控未開機、速度增量超差或姿態(tài)超差等軌道故障，基于相位調(diào)整與高度調(diào)整綜合控制能力分析，實現(xiàn)快速遠導(dǎo)軌道重構(gòu)控制，預(yù)案全面覆蓋應(yīng)急軌道分支，大大提高應(yīng)急處置能力。

2.3.4 遠距離導(dǎo)引軌道控制實施效果

神舟八號、神舟九號和神舟十號任務(wù)實現(xiàn)的遠距離導(dǎo)引終點精度見表5，比指標(biāo)高約1個量級，為順利轉(zhuǎn)入自主控制、實現(xiàn)準(zhǔn)確對接奠定了高精度的軌道交接基礎(chǔ)。

2.4 組合體與飛船聯(lián)合軌道維持控制規(guī)劃

組合體運行段通常是進行大量空間技術(shù)試驗的飛行階段，同時組合體運行段與撤離段和返回準(zhǔn)備段協(xié)同為飛船安全準(zhǔn)確返回準(zhǔn)備必要的軌道條件。交會對接任務(wù)中，組合體運行和飛船返回對軌道多個特征參數(shù)提出了明確的要求。組合體飛行試驗要求組合體運行軌道為圓軌道；飛船返回要求飛船星下點地面軌跡與標(biāo)稱軌跡重合，使得飛船準(zhǔn)確回預(yù)定區(qū)域的著陸場，同時要求返回制動點高度盡量與標(biāo)稱制動點高度一致，確保返回彈道飛行過程的飛行品質(zhì)，以滿足升力控制、過載和受熱等約束要求［14］。

2.4.1 標(biāo)稱升交點設(shè)計

僅考慮地球中心引力和形狀攝動作用，標(biāo)稱交會對接軌道為2 d（31圈）回歸軌道，星下點排列均勻，標(biāo)稱升交點每2 d回歸重合。組合體和飛船的奇數(shù)天星下點經(jīng)過主著陸場。實際任務(wù)中飛船返回主著陸場的標(biāo)稱升交點經(jīng)度根據(jù)組合體軌道傾角精確確定。

2.4.2 聯(lián)合軌道維持控制策略

針對標(biāo)稱軌道返回制動點高度處于目標(biāo)高度下限、對飛船GNC返回控制品質(zhì)不利的問題，基于組合體維持利用較長時間歷程有利于調(diào)整升交點經(jīng)度偏差、而飛船維持控制制動點高度對經(jīng)度偏差影響較小的優(yōu)化特性，提出了組合體和飛船聯(lián)合軌道維持的優(yōu)化控制模型和策略［14］。

針對組合體運行和飛船返回對軌道多特征參數(shù)的要求，建立了升交點經(jīng)度、當(dāng)?shù)剀壍栏叨取④壍缊A化度的控制方程、以及基于時間關(guān)聯(lián)特性的升交點經(jīng)度和制動點高度耦合控制方程和偏心率保持的雙脈沖耦合控制方程，根據(jù)控制目標(biāo)與飛行時間的相關(guān)性和組合體飛行時間較長與飛船飛行時間較短的特點，制定了組合體軌道維持實現(xiàn)升交點經(jīng)度和軌道圓化度、飛船軌道維持實現(xiàn)制動點高度的聯(lián)合控制策略，基于軌道半長軸的多組協(xié)同優(yōu)化控制，融合了各次控制之間存在耦合的影響。

組合體維持以實現(xiàn)返回圈升交點經(jīng)度為目標(biāo)，通過一次維持2次開機保證軌道圓化度。飛船維持以實現(xiàn)制動點高度為目標(biāo)，并將高度控制對返回升交點經(jīng)度的影響量預(yù)置到組合體控制。組合體和飛船的聯(lián)合軌道維持有效地減小了軌道維持總控制量，優(yōu)化了提前返回圈次的升交點經(jīng)度。

2.4.3 撤離速度補償和飛行器模型自動切換

按設(shè)計狀態(tài)，飛船標(biāo)稱撤離速度增量約為0.5 m／s。為了消除撤離帶來的軌道干擾，需將撤離速度對升交點經(jīng)度的影響補償?shù)綐?biāo)稱升交點經(jīng)度。神舟八號為前向撤離，神舟九號和神舟十號為后向撤離，補償時需要考慮不同的撤離方向。組合體分離使得飛行器模型出現(xiàn)了由組合體變?yōu)轱w船的變換。撤離速度補償和飛行器模型自動變換提高了軌道維持精度。

2.4.4 聯(lián)合軌道維持控制實施效果

神舟八號、神舟九號和神舟十號任務(wù)組合體和飛船聯(lián)合軌道維持實現(xiàn)的目標(biāo)狀態(tài)均滿足偏心率、返回升交點經(jīng)度和制動點高度要求，軌道維持控制精度見表6，為飛船高品質(zhì)準(zhǔn)確返回提供了必要的軌道條件。

表6 組合軌道維持控制精度Table 6 Orbit maintenace accuracy

2.5 天地導(dǎo)引交接點規(guī)劃

2.5.1 對接圈次調(diào)整的遠距離導(dǎo)引終點

遠距離導(dǎo)引終點是根據(jù)遠導(dǎo)終點到對接點的飛行程序、測控支持條件確定的?；趯尤Υ魏蛯?dǎo)引終點圈次整體調(diào)整設(shè)計了正常和應(yīng)急交會對接多模式遠距離導(dǎo)引終點，見表7。

表7 多模式遠距離導(dǎo)引終點Table 7 Multi?mode far?distance end?points

2.5.2 重入10 km的遠距離導(dǎo)引終點

尋的段發(fā)生退出自主控制故障后，為節(jié)省燃料消耗、實現(xiàn)激光雷達捕獲和確保交會飛行安全，地面重新進行遠距離導(dǎo)引的終點由52 km調(diào)整為約10 km。重入10 km的導(dǎo)引終點目標(biāo)確定如下：

利用導(dǎo)引終點具有漂移速度3.5 m／s，通過調(diào)整導(dǎo)引終點到達時間使得在誤差條件下跡向相對距離滿足激光雷達的捕獲范圍。

基于捕獲能力、飛行安全、測控支持制定的導(dǎo)引終點調(diào)整原則為：①飛船與目標(biāo)器相對距離在10±4 km以內(nèi)，選擇標(biāo)稱瞄準(zhǔn)點。②飛船與目標(biāo)器相對距離小于6.0 km，選擇標(biāo)稱瞄準(zhǔn)點前25 min的點，在天鏈02星跟蹤弧段內(nèi)。③飛船與目標(biāo)器相對距離大于14 km，選擇標(biāo)稱瞄準(zhǔn)點后25 min的點，在天鏈01星跟蹤弧段內(nèi)。

2.5.3 遠距離導(dǎo)引終點精度確定

按照地面測控系統(tǒng)對遠距離導(dǎo)引段飛行控制過程進行建模，根據(jù)地面測控系統(tǒng)的導(dǎo)引能力，對定軌偏差、模型偏差、控制偏差影響下的兩飛行器軌道進行交會控制策略計算，使軌道運動分析形成一個閉環(huán)過程，通過大樣本Monte Carlo仿真計算，確定的導(dǎo)引終點的偏差分布作為導(dǎo)引終點的精度指標(biāo)，作為任務(wù)實施中地面導(dǎo)引與自主控制切換的重要判據(jù)［17］。表8給出了交會對接遠距離導(dǎo)引精度指標(biāo)。

表8 遠距離導(dǎo)引精度指標(biāo)Table 8 Far?distance redezvous accuracy guideline

2.6 多約束交會對接發(fā)射窗口規(guī)劃

2.6.1 交會對接發(fā)射窗口數(shù)學(xué)模型

交會對接任務(wù)發(fā)射窗口對軌道日照角、陽光抑制角和軌道共面等因素具有多項約束要求［1］。

太陽日照要求是航天器發(fā)射時間選擇與確定的主要因素。交會對接太陽日照要求主要有兩種。一種是軌道日照角約束，與航天器自身能源、熱控、GNC等分系統(tǒng)約束要求相關(guān)，綜合為一段飛行時間內(nèi)太陽矢量與軌道平面夾角的要求；另一種是陽光抑制角約束，以激光雷達和CCD相機為主的相對導(dǎo)航光學(xué)設(shè)備要求太陽光不能直射其視場［15］。

軌道共面是交會對接發(fā)射窗口的重要約束條件。追蹤器進行軌道平面修正需要消耗大量燃料，應(yīng)力爭將追蹤器發(fā)射到與目標(biāo)器共面的軌道上［1］。根據(jù)兩航天器發(fā)射時間間隔，選擇目標(biāo)器和追蹤器滿足太陽日照要求的日期實施共面發(fā)射，在可發(fā)射日根據(jù)軌道共面條件精確確定發(fā)射時刻［15］。

2.6.2 交會對接發(fā)射窗口年度集合構(gòu)建

在多約束交會對接發(fā)射窗口的分析和規(guī)劃中，基于標(biāo)稱軌道和軌道平面平移的快速計算交會對接發(fā)射窗口的方法，建立了目標(biāo)器軌道日照角約束的年度發(fā)射窗口集合，建立了追蹤器軌道日照角約束以及激光雷達和CCD相機陽光抑制角約束的年度發(fā)射窗口集合。分別按照規(guī)劃追蹤器發(fā)射窗口和規(guī)劃目標(biāo)器發(fā)射窗口的2種規(guī)劃思路，確定目標(biāo)器和追蹤器年度共面窗口集合［15］。

2.7 安全軌道設(shè)計規(guī)劃

2.7.1 近距離接近相對飛行安全保證

根據(jù)交會對接尋的段水平雙脈沖交會軌道的精確求解，基于優(yōu)化確定尋的段首末水平雙脈沖的控制時刻和控制量，實現(xiàn)了自主接近飛行的安全軌跡設(shè)計，在確保近距離快速接近相對飛行安全的前提下，實現(xiàn)了自主測量導(dǎo)航設(shè)備的連續(xù)跟蹤和飛船姿態(tài)的穩(wěn)定性［16］。

以經(jīng)典C?W方程求解的固定時間雙脈沖控制量作為初值，通過將控制脈沖的俯仰角近似轉(zhuǎn)化為控制時刻的軌道幅角，調(diào)整脈沖控制時刻消除徑向速度增量，雙重優(yōu)化確定首末水平雙脈沖的啟控時刻；引入導(dǎo)引終點位置偏差的比例控制方法，迭代修正求解水平雙脈沖的精確控制量［16］。

2.7.2 撤離相對飛行安全保證

針對神舟九號任務(wù)撤離脈沖與維持脈沖方向相反造成飛船與目標(biāo)器碰撞的風(fēng)險，基于對交會對接任務(wù)整體飛行規(guī)劃影響域最小的分析，提出了通過調(diào)整軌道機動時機規(guī)避風(fēng)險的策略。通過天宮一號提前進行升軌的第一次控制，規(guī)避了神舟九號與天宮一號相對最小距離為30 m的碰撞風(fēng)險，排除了重大飛行安全隱患，確保了航天員和飛行器安全。

2.7.3 空間碎片規(guī)避安全保證

為了保證航天員和飛行器在軌飛行安全，通過采用微調(diào)發(fā)射窗口、微調(diào)軌道控制量、調(diào)整軌道控制策略和實施應(yīng)急軌道控制等技術(shù)手段，實現(xiàn)基于飛行規(guī)劃的空間碎片碰撞規(guī)避策略。

在天宮一號與神舟八號和神舟九號交會對接任務(wù)期間，沒有發(fā)生大于10ˉ4以上的碰撞概率事件，即均未發(fā)現(xiàn)進入紅色預(yù)警門限的危險目標(biāo)，目標(biāo)器和飛船一直處于飛行安全。

神舟十號交會對接任務(wù)組合體運行期間，出現(xiàn)空間碎片碰撞概率較大的事件。針對TLE編號為6073的空間目標(biāo)與組合體軌道最近距離約5.6 km、其中徑向距離約800 m的事件，組合體軌道維持策略根據(jù)空間碎片預(yù)警分析進行了調(diào)整，通過微調(diào)組合體第一次變軌控制量約0.1 m／s，降低了組合體與空間碎片碰撞的風(fēng)險，碰撞概率由0.3E?14降低至0.2E?36，保證了組合體的飛行安全。

3 結(jié)論

針對我國空間交會對接軌道控制規(guī)劃技術(shù)，研究了軌道交會優(yōu)化、應(yīng)急軌道控制、路徑偏差分析、安全軌道防護和發(fā)射窗口規(guī)劃等一系列關(guān)鍵問題。

1）全壽命周期交會對接任務(wù)軌道控制規(guī)劃。目標(biāo)器軌道控制規(guī)劃實現(xiàn)了相位、高度、圓化度多目標(biāo)融合強約束下準(zhǔn)確進入交會對接軌道?；趯?dǎo)引終點控制方程實現(xiàn)了飛船多模式遠距離導(dǎo)引和重構(gòu)規(guī)劃，確保飛船準(zhǔn)確到達導(dǎo)引終點。組合體與飛船聯(lián)合軌道維持控制規(guī)劃圓滿解決了保證組合體平穩(wěn)運行和飛船準(zhǔn)確返回的技術(shù)難題。

2）天地導(dǎo)引交接點規(guī)劃。利用相對漂移速度調(diào)整導(dǎo)引終點實現(xiàn)了天地導(dǎo)引交接點的動態(tài)規(guī)劃，基于飛行控制過程建模分析方法獲得了導(dǎo)引精度，為飛船順利轉(zhuǎn)入自主控制、實現(xiàn)準(zhǔn)確對接奠定了高精度的軌道交接基礎(chǔ)。

3）多約束交會對接發(fā)射窗口規(guī)劃。提出了標(biāo)稱軌道平移的發(fā)射窗口計算方法，基于日照角、抑制角和共面等多約束構(gòu)建了天宮一號和神舟八號、神舟九號和神舟十號的多年度發(fā)射窗口集合，圓滿實現(xiàn)了關(guān)鍵特征點對能源、光照、測控等條件的需求。

4）安全軌道設(shè)計規(guī)劃。優(yōu)化的尋的首末水平雙脈沖實現(xiàn)了自主接近飛行的安全軌跡，基于飛行方向的控制時機調(diào)整和基于飛行規(guī)劃的空間碎片碰撞規(guī)避，確保了交會對接任務(wù)的飛行安全。

在神舟八號、神舟九號、神舟十號三次交會對接任務(wù)中高精度實施了協(xié)同優(yōu)化的軌道控制，實現(xiàn)的目標(biāo)器交會對接軌道、飛船遠距離導(dǎo)引、飛船返回制動等關(guān)鍵特征點精度高于指標(biāo)要求1ˉ2個量級，為我國交會對接任務(wù)圓滿成功做出了重大貢獻。突破了交會對接軌道交會優(yōu)化、應(yīng)急重構(gòu)、天地交接點動態(tài)規(guī)劃等一系列核心關(guān)鍵技術(shù)，其研究成果在我國后續(xù)空間站和載人登月工程中具有廣闊的應(yīng)用前景。

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Design and Implementation of Orbit Maneuver Programming in Rendezvous and Docking Missions

LI Gefei1，2，SONG Jun1，LIU Chengjun1，2
（1.Beijing Aerospace Control Center，Beijing 100094，China；2.Science and Technology on Aerospace Flight Dynamics Laboratory，Beijing 100094，China）

Aiming at the orbit maneuver programming technique for China′s rendezvous and docking mission，a series of significant issues concerning the orbit rendezvous optimization，emergency orbit maneuver，safety orbit protection and launch window scheme were studied in this papar.The schemes of orbit maneuvers programming from the launch of the target vehicle to the return of the chase spacecraft were designed and the orbit maneuvers were coordinated and optimized during the full life?span of RVD.The multi?object syncretized control algotithm for orbit′s phase，height and eccentricity was proposed.The orbit maneuver variables′independence control equations were established for the far?distance rendezvous6?dimension endpoints.With the combination of normal whole programming and dynamic step programming，multi?mode orbit rendezvous strategies were planned. Based on the overall adjustment and partial adjustment of the guiding endpoint，normal and emergency rendezvous endpoints were achieved dynamiclly.The analysis method for the rendezvous endpoint accuracy was proposed based on RVD flight control process modeling and the key criterion for the switch of the ground guiding to the self determination guiding was determined.Multi?restriction RVD launch window model was established and the RVD launch window for multi?mission and multi?year aggregations are constituted.The orbit maneuver programming techniques were successfully ap?plied in SZ?8＆SZ?9＆SZ?10 RVD missions.

rendezvous and docking；orbit maneuver；guiding endpoint；safety orbit；launch window

V412.4+1；V526

A

1674?5825（2014）01?0001?08

2013?10?25；

2013?12?29

國家863計劃（2011AA7042017）

李革非（1966?），女，博士，研究員，研究方向為航天動力學(xué)與軌道控制。E?mail：sophiebacc＠sina.com