李翠蘭，唐歌實(shí)，胡松杰，李 勰，張 宇

（1.北京航天飛行控制中心，北京100094；2.航天飛行動(dòng)力學(xué)技術(shù)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，北京100094）

交會(huì)對(duì)接任務(wù)碰撞規(guī)避策略制定研究

李翠蘭1，2，唐歌實(shí)1，2，胡松杰1，2，李 勰1，2，張 宇1，2

（1.北京航天飛行控制中心，北京100094；2.航天飛行動(dòng)力學(xué)技術(shù)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，北京100094）

針對(duì)交會(huì)對(duì)接任務(wù)目標(biāo)飛行器與追蹤器軌道運(yùn)行特性，綜合考慮規(guī)避策略計(jì)算方法與工程實(shí)際相結(jié)合的問(wèn)題，提出高度規(guī)避、時(shí)間規(guī)避以及與正常軌控相結(jié)合的碰撞規(guī)避策略計(jì)算方法等三種空間目標(biāo)碰撞規(guī)避策略計(jì)算方法。高度規(guī)避計(jì)算方法采用了Lambert飛行原理，用簡(jiǎn)化二體開(kāi)普勒模型取代高精度軌道預(yù)報(bào)方法，迭代求解規(guī)避機(jī)動(dòng)速度增量，實(shí)現(xiàn)了通過(guò)約束過(guò)交點(diǎn)與目標(biāo)徑向距離差得到速度增量的最優(yōu)解；時(shí)間規(guī)避計(jì)算方法通過(guò)軌道周期與速度增量的關(guān)系，實(shí)現(xiàn)了通過(guò)約束過(guò)交點(diǎn)與目標(biāo)的時(shí)間差得到速度增量的最優(yōu)解；與正常軌控相結(jié)合的碰撞規(guī)避策略計(jì)算方法，在正?？刂瓶紤]冗余控制量的基礎(chǔ)上，對(duì)控制策略的控制開(kāi)始時(shí)間或沿跡方向的速度增量進(jìn)行較小的修正，使兩者通過(guò)碰撞點(diǎn)的時(shí)刻或徑向距離錯(cuò)開(kāi)，達(dá)到碰撞規(guī)避的目的，該方法不僅可以節(jié)省燃料、而且對(duì)任務(wù)的影響較小。通過(guò)對(duì)三種空間目標(biāo)碰撞規(guī)避策略計(jì)算方法仿真分析結(jié)果表明，完全適用于交會(huì)對(duì)接任務(wù)，可為我國(guó)載人航天任務(wù)飛行安全提供技術(shù)保障。

交會(huì)對(duì)接；碰撞規(guī)避；規(guī)避策略；時(shí)間規(guī)避；高度規(guī)避

1 引言

自1957年前蘇聯(lián)發(fā)射第一顆人造衛(wèi)星以來(lái)，人類的空間探測(cè)技術(shù)取得了飛速發(fā)展和巨大成果，但同時(shí)，探測(cè)活動(dòng)也在近地空間留下了數(shù)以千萬(wàn)計(jì)的空間碎片［1?2］。截至到2012年10月，直徑大于5 cm、為美國(guó)空間監(jiān)測(cè)網(wǎng)所監(jiān)測(cè)并編目的在軌空間目標(biāo)總數(shù)已經(jīng)超過(guò)16，000個(gè)，并且每年以幾百個(gè)的數(shù)目在增加［3］。此外，還有超過(guò)100，000個(gè)未被監(jiān)測(cè)的直徑在1～10 cm之間的小碎片［2，4］。這種日益增多的空間碎片已經(jīng)影響到人類正常的空間活動(dòng)，對(duì)在軌航天器構(gòu)成了嚴(yán)重危險(xiǎn)，已經(jīng)多次造成了在軌航天器的損傷或者災(zāi)難性的失效事件［2，5］。如，1996年7月24日，法國(guó)Cerise衛(wèi)星的重力梯度桿被Ariane火箭殘骸撞斷而姿態(tài)失控［6］；2009年2月10日，美國(guó)的Iridi?um33衛(wèi)星與俄羅斯的Cosmos2251相撞，成為有史以來(lái)第一次衛(wèi)星間的碰撞事件［7］；此外，1997年美國(guó)的NOAA7衛(wèi)星、2002年俄羅斯的Cos?mos539衛(wèi)星、2007年美國(guó)Meteosat8衛(wèi)星和URAS衛(wèi)星均發(fā)生了突然的軌道改變，并伴隨少量碎片釋放，這4起事件被認(rèn)為是未編目小碎片撞擊所引起［5］。自1999年以來(lái)，國(guó)際空間站已經(jīng)進(jìn)行了多次規(guī)避以躲避空間碎片［8］。歐空局ERS?1、ERS?2和其它重要應(yīng)用衛(wèi)星都已經(jīng)執(zhí)行過(guò)若干次規(guī)避。如1997年6月25日，ESA規(guī)避機(jī)動(dòng)操作ERS?1躲避Kosmos?614殘骸，2004年3月27日，ESA規(guī)避機(jī)動(dòng)操作ERS?2躲避SL?8殘骸，2004年9月EnviSat機(jī)動(dòng)規(guī)避Cosmos1269碎片物體都獲得了成功［9?10］。

目前研究脈沖變軌的規(guī)避策略較多，部分學(xué)者根據(jù)交會(huì)碰撞與軌道機(jī)動(dòng)之間的時(shí)間長(zhǎng)度，提供了兩種碰撞規(guī)避策略：短期規(guī)避策略采用高度分離法，是指在預(yù)報(bào)時(shí)間比較近的情況下，利用一次脈沖施加切向速度增量，以增加交會(huì)碰撞時(shí)刻與目標(biāo)的軌道高度之間的距離（徑向距離），顯然需要的速度增量較大；中期規(guī)避策略采用軌跡分離法，是指在距交會(huì)發(fā)生較長(zhǎng)時(shí)間時(shí)，利用若干個(gè)小的軌跡方向的速度增量進(jìn)行軌道機(jī)動(dòng)，以增加交會(huì)碰撞時(shí)刻切向距離的方法，即使其與目標(biāo)在時(shí)間上錯(cuò)開(kāi)，將同時(shí)經(jīng)過(guò)交會(huì)碰撞點(diǎn)改變?yōu)橄群蠼?jīng)過(guò)［11?12］。本文在以上兩種方法的基礎(chǔ)上，綜合考慮了碰撞規(guī)避方法與工程實(shí)際相結(jié)合的問(wèn)題，根據(jù)載人航天器在軌運(yùn)行的不同情況，分三種方法進(jìn)行碰撞規(guī)避策略的制定，以滿足我國(guó)載人航天任務(wù)飛行安全需求。

2 碰撞規(guī)避方法

碰撞規(guī)避在實(shí)際執(zhí)行過(guò)程中，對(duì)于任務(wù)操作中心來(lái)說(shuō)，其整個(gè)組織實(shí)施流程與正常的軌道控制基本上是一致的。在規(guī)避時(shí)機(jī)的選擇上，要保證航天器在變軌時(shí)處于測(cè)站的監(jiān)控之中，變軌完畢后能迅速得到航天器實(shí)時(shí)觀測(cè)數(shù)據(jù)，進(jìn)而對(duì)規(guī)避效果進(jìn)行評(píng)估，保證航天器任務(wù)順利進(jìn)行。在速度增量的計(jì)算上，要考慮實(shí)際航天器發(fā)動(dòng)機(jī)的燃料、推力等一系列因素。因此，在空間目標(biāo)碰撞規(guī)避計(jì)算方法設(shè)計(jì)中，要綜合考慮碰撞規(guī)避方法與工程實(shí)際相結(jié)合的問(wèn)題，根據(jù)航天器在軌運(yùn)行的不同情況，可以分以下三種方法進(jìn)行碰撞規(guī)避策略的制定。

2.1 高度規(guī)避方法

高度規(guī)避即在碰撞前n+1／2（n＝0，1，2…）軌道圈內(nèi)，對(duì)航天器施加一個(gè)沿跡方向的速度增量，抬高或降低軌道高度，使其通過(guò)預(yù)計(jì)碰撞點(diǎn)時(shí)存在一個(gè)徑向距離差，從而避免與危險(xiǎn)目標(biāo)相撞［11?12］。如圖1所示。

圖1 高度規(guī)避示意圖Fig.1 Height avoidance diagram

該方法已明確t2時(shí)刻有目標(biāo)可能與航天器發(fā)生碰撞，求在t1（t1、t2之差小于1個(gè)軌道周期）時(shí)刻對(duì)航天器實(shí)施規(guī)避機(jī)動(dòng)。由此可知：高度規(guī)避方法的要點(diǎn)為已知航天器變軌時(shí)刻的位置速度和目標(biāo)點(diǎn)位置，計(jì)算其目標(biāo)軌道根數(shù)以及變軌點(diǎn)的速度增量。

根據(jù)軌道運(yùn)行理論及規(guī)避約束條件，在規(guī)避機(jī)動(dòng)計(jì)算時(shí)，用簡(jiǎn)化二體開(kāi)普勒模型取代高精度軌道預(yù)報(bào)方法，利用lambert飛行時(shí)間定理［13］求解規(guī)避機(jī)動(dòng)。假設(shè)：在不規(guī)避情況下，t1、t2時(shí)刻航天器位置矢量為r1、r2；在t1時(shí)刻機(jī)動(dòng)后，t1、t2時(shí)刻航天器位置矢量為r′1、r′2。具體計(jì)算步驟如下：

1）由Lambert方程求解半長(zhǎng)軸a的迭代方程為式（1）。

用Newton迭代法解上式，估計(jì)一初值a0點(diǎn)做泰勒展開(kāi)，且只取到Δa項(xiàng)，得式（2）（3）。

沿最小能量橢圓由0點(diǎn)飛至1點(diǎn)的時(shí)間Δtm為式（4）。

對(duì)于已知兩點(diǎn)地心距r1，r2及其夾角Δf的控制問(wèn)題，可以根據(jù)Δt與Δtm的關(guān)系和夾角Δf的大小，根據(jù)相應(yīng)的公式，求解軌道半長(zhǎng)軸得式（5）～（12）。

因此規(guī)避后軌道半長(zhǎng)軸為：

2）判斷a1是否滿足精度要求，即ε，如果不滿足要求，則將F（a）在a1點(diǎn)做泰勒展開(kāi)，如此繼續(xù)直到求得滿足精度要求的a值。

3）對(duì)于載人航天器，飛行軌道基本為圓軌道，因此軌道機(jī)動(dòng)速度增量可以表示為式（13）。

該方法采用了Lambert飛行原理，用簡(jiǎn)化二體開(kāi)普勒模型取代高精度軌道預(yù)報(bào)方法，通過(guò)給定的約束條件，即可迭代求解規(guī)避機(jī)動(dòng)速度增量。在此基礎(chǔ)上，結(jié)合相應(yīng)的碰撞判據(jù)，利用固定步長(zhǎng)搜索方法，就可以得到規(guī)避機(jī)動(dòng)速度增量的最優(yōu)解。

2.2 時(shí)間規(guī)避方法

時(shí)間規(guī)避即在碰撞前n（n≥2）軌道圈內(nèi)，對(duì)航天器施加幾個(gè)較小的沿跡方向的速度增量，抬高或降低軌道高度，使其通過(guò)預(yù)計(jì)碰撞點(diǎn)的時(shí)刻錯(cuò)開(kāi)，從而避免與危險(xiǎn)目標(biāo)相撞［11?12］。但是在工程任務(wù)中，考慮到軌控風(fēng)險(xiǎn)問(wèn)題，通常僅施加一次軌控，以達(dá)到規(guī)避危險(xiǎn)目標(biāo)的目的。如圖2所示。

圖2 時(shí)間規(guī)避示意圖Fig.2 Time avoidance diagram

由此可知：時(shí)間規(guī)避方法的要點(diǎn)為已知飛船變軌時(shí)刻的位置速度和目標(biāo)點(diǎn)位置，計(jì)算其變軌點(diǎn)的速度增量。具體計(jì)算步驟如下：

1）變軌前軌道周期為式（14）。

2）根據(jù)規(guī)避約束條件，假設(shè)通過(guò)預(yù)計(jì)碰撞點(diǎn)的時(shí)刻需要錯(cuò)開(kāi)Δta，則變軌后飛船的軌道周期為式（15）。

3）根據(jù)軌道周期與軌道半長(zhǎng)軸的關(guān)系有式（16）。

則將a2代入公式（13）即可得到軌道機(jī)動(dòng)速度增量。

該方法直接用軌道周期與軌道半長(zhǎng)軸的關(guān)系，通過(guò)給定的約束條件，即可求解相應(yīng)的規(guī)避所需速度增量。在此基礎(chǔ)上，結(jié)合相應(yīng)的碰撞判據(jù)，利用固定步長(zhǎng)搜索方法，就可以得到規(guī)避機(jī)動(dòng)速度增量的最優(yōu)解。

2.3 與控制策略結(jié)合的規(guī)避策略計(jì)算方法

對(duì)于載人航天器本身軌道機(jī)動(dòng)比較頻繁，特別是交會(huì)對(duì)接航天器在遠(yuǎn)導(dǎo)期間要進(jìn)行五次軌道機(jī)動(dòng)，如果在不影響航天器飛行任務(wù)執(zhí)行的基礎(chǔ)上，將碰撞規(guī)避與航天器的正常飛行程序相結(jié)合，碰撞規(guī)避可以擇機(jī)選擇與航天器正常軌道機(jī)動(dòng)同時(shí)進(jìn)行，即在正常控制考慮的冗余控制量的基礎(chǔ)上，對(duì)控制策略的控制時(shí)間點(diǎn)或沿跡方向的速度增量進(jìn)行較小的修正，使得兩者通過(guò)碰撞點(diǎn)的時(shí)刻或徑向距離錯(cuò)開(kāi)，達(dá)到碰撞規(guī)避的目的。具體計(jì)算步驟如下：

1）首先獲取空間目標(biāo)軌道數(shù)據(jù)、航天器軌道參數(shù)、控制參數(shù)及控制開(kāi)始時(shí)間點(diǎn)和沿跡速度增量可調(diào)范圍。

2）如果調(diào)整控制開(kāi)始時(shí)間點(diǎn)，則在現(xiàn)有的控制開(kāi)始時(shí)間點(diǎn)t0上增加或減少一個(gè)小量Δtε（即，ti+1＝ti+Δtε（i＝0，1，2，…），ti+1的取值不得超過(guò)規(guī)定的軌控時(shí)間的取值范圍，計(jì)算增加Δtε后控后的軌道根數(shù)。

3）如果調(diào)整速度增量，則在現(xiàn)有的控制參數(shù)沿跡方向的速度增量Δv0上增加或減少一個(gè)小量Δvi+1（即，Δvi+1＝Δvi+Δvε，i＝0，1，2，…n），Δvi+1的取值不得超過(guò)規(guī)定的軌控速度增量的取值范圍，計(jì)算增加Δvε后控后的軌道根數(shù)。

4）根據(jù)控后的軌道根數(shù)對(duì)其進(jìn)行碰撞預(yù)警計(jì)算，如果有高風(fēng)險(xiǎn)事件，則重新取一小量進(jìn)行上述計(jì)算，否則記錄該速度增量數(shù)據(jù)。

5）判斷是否計(jì)算完畢，如果否，則重新取一小量進(jìn)行計(jì)算。直到所有可調(diào)范圍內(nèi)的參數(shù)均計(jì)算完畢，則分別統(tǒng)計(jì)滿足碰撞規(guī)避的控制開(kāi)始時(shí)間點(diǎn)和速度增量的可調(diào)區(qū)間。

6）根據(jù)正常軌道控制方案約束條件，確定最優(yōu)速度增量。

3 仿真分析

空間目標(biāo)碰撞規(guī)避策略制定原則應(yīng)盡可能結(jié)合待規(guī)避航天器的軌道維持進(jìn)行，且速度增量盡量小，以節(jié)約燃料，而規(guī)避時(shí)間要求盡可能靠近碰撞點(diǎn)，以提高碰撞規(guī)避的可靠性。為了驗(yàn)證三種規(guī)避策略計(jì)算方法的可行性，依據(jù)交會(huì)對(duì)接任務(wù)飛行特性和碰撞規(guī)避策略制定原則，分別以交會(huì)對(duì)接組合體飛行期間和遠(yuǎn)距離導(dǎo)引飛行期間空間目標(biāo)碰撞規(guī)避為例，設(shè)計(jì)了仿真算例。在碰撞規(guī)避策略制定時(shí)通常以碰撞概率和BOX門(mén)限作為規(guī)避判據(jù)，本文考慮到在仿真過(guò)程中，空間目標(biāo)精密誤差協(xié)方差矩陣難以獲得，采用了BOX判據(jù)作為規(guī)避判據(jù)，設(shè)BOX門(mén)限為：沿跡方向U＝10 km，軌道面內(nèi)法向N＝0.5 km，軌道面法向W＝10 km。

3.1 高度規(guī)避計(jì)算仿真算例

以交會(huì)對(duì)接組合體期間空間目標(biāo)碰撞規(guī)避為例，假設(shè)在組合體飛行時(shí)2013?06?14T10：00：00.000進(jìn)行碰撞預(yù)警計(jì)算，發(fā)現(xiàn)12小時(shí)后有危險(xiǎn)目標(biāo)，碰撞事件發(fā)生時(shí)間為2013?06?14T22：00：00.000，UNW方向最近距離為3.998 km× 0.099 km×4.002 km。本文分別對(duì)不同規(guī)避控制點(diǎn)（規(guī)避控制點(diǎn)距碰撞點(diǎn)時(shí)間ΔT）和不同規(guī)避高度（過(guò)交點(diǎn)徑向距離錯(cuò)開(kāi)高度Δh），進(jìn)行碰撞規(guī)避仿真計(jì)算。不同規(guī)避控制點(diǎn)規(guī)避仿真計(jì)算，考慮了工程任務(wù)操作時(shí)間，分別選取了ˉ9.5 h～ˉ2 h共6個(gè)控制點(diǎn)進(jìn)行計(jì)算，每個(gè)控制點(diǎn)間隔1圈，計(jì)算結(jié)果如表1所示。

由表1結(jié)果可知，在不同規(guī)避控制點(diǎn)，過(guò)交點(diǎn)徑向距離錯(cuò)開(kāi)相同高度，控制時(shí)間與碰撞點(diǎn)越接近，所需要的速度增量越小，每隔1圈，速度增量減少約0.012 m／s。因此，采用高度規(guī)避方法，可以選擇與碰撞點(diǎn)較近的點(diǎn)進(jìn)行控制，所需速度增量相對(duì)較小。

在以上分析的基礎(chǔ)上，選取與碰撞點(diǎn)最近的控制點(diǎn)，進(jìn)行了不同規(guī)避高度的仿真計(jì)算，控制點(diǎn)時(shí)間為2013?06?14T20：00：00.0000（即，規(guī)避控制點(diǎn)距碰撞點(diǎn)時(shí)間為2 h），規(guī)避高度分別選取了± 0.1 km～±0.5 km，間隔為0.1 km，計(jì)算結(jié)果如表2所示。

表1 不同規(guī)避控制點(diǎn)高度規(guī)避仿真算例表Table 1 Simulate example of different control point of height avoidance

表2 不同規(guī)避高度仿真算例表Table 2 Simulate example of different avoidance height

由表2結(jié)果可知，當(dāng)過(guò)碰撞點(diǎn)高度每抬高0.1 km時(shí)，速度增量增加約0.056 m／s。此外由于在迭代計(jì)算時(shí)，搜索方向的不同，即采用降軌或升軌，規(guī)避所需的最小速度增量大小也不同，因此，在規(guī)避計(jì)算時(shí)，需要首先確定搜索方向，然后進(jìn)行規(guī)避計(jì)算，可以節(jié)省計(jì)算時(shí)間。

3.2 時(shí)間規(guī)避計(jì)算仿真

時(shí)間規(guī)避計(jì)算與高度規(guī)避計(jì)算采用了相同的算例，分別對(duì)不同規(guī)避控制點(diǎn)（規(guī)避控制點(diǎn)距碰撞點(diǎn)時(shí)間ΔT）和不同規(guī)避時(shí)間（過(guò)交點(diǎn)錯(cuò)開(kāi)時(shí)間Δta），進(jìn)行碰撞規(guī)避仿真計(jì)算。不同規(guī)避控制點(diǎn)規(guī)避仿真計(jì)算，也選取了ˉ9.5～ˉ2 h 6個(gè)控制點(diǎn)進(jìn)行計(jì)算，每個(gè)控制點(diǎn)間隔1圈，計(jì)算結(jié)果如表3所示。

由表3結(jié)果可知，在不同規(guī)避控制點(diǎn)，過(guò)交點(diǎn)錯(cuò)開(kāi)相同時(shí)間，控制時(shí)間與碰撞點(diǎn)越接近，所需要的速度增量越大，速度增量的增速也越大。因此，采用時(shí)間規(guī)避方法，可以選擇較早實(shí)施規(guī)避控制，速度增量相對(duì)較小。

在以上分析的基礎(chǔ)上，選取較早的控制點(diǎn)，進(jìn)行了不同規(guī)避時(shí)間的仿真計(jì)算，控制點(diǎn)時(shí)間為2013?06?14T14：00：00.0000（即，規(guī)避控制點(diǎn)距碰撞點(diǎn)時(shí)間為8小時(shí)），規(guī)避時(shí)間分別選取了±1秒～±4秒，間隔為1秒，計(jì)算結(jié)果如表4所示。

由表4結(jié)果可知，當(dāng)過(guò)碰撞點(diǎn)錯(cuò)開(kāi)時(shí)間每增加1 s時(shí)，速度增量增加約0.089 m／s。當(dāng)規(guī)避時(shí)間正向增加至2.0 s或負(fù)向增加至4.0 s時(shí)，滿足規(guī)避門(mén)限，可見(jiàn)由于迭代計(jì)算搜索方向的不同，即采用降軌或升軌，規(guī)避所需的最小速度增量大小差別較大，因此，在采用時(shí)間規(guī)避計(jì)算時(shí)，需要首先確定搜索方向，然后進(jìn)行規(guī)避計(jì)算，可以節(jié)省計(jì)算時(shí)間。

3.3 與控制策略結(jié)合的規(guī)避策略計(jì)算仿真

以交會(huì)對(duì)接遠(yuǎn)導(dǎo)期間空間目標(biāo)碰撞預(yù)警為例，假設(shè)在19圈控后2013?06?10T22：40：00.000進(jìn)行碰撞預(yù)警計(jì)算，發(fā)現(xiàn)有危險(xiǎn)目標(biāo)，碰撞事件發(fā)生在24圈控后，時(shí)間為2013?06?11T10：40：00.000，危險(xiǎn)目標(biāo)最近距離為ˉ1.9558 km× 0.3030 km×ˉ1.9842 km。結(jié)合24圈控制進(jìn)行規(guī)避策略計(jì)算，結(jié)果如表5所示：

表3 不同規(guī)避控制點(diǎn)時(shí)間規(guī)避仿真算例表Table 3 Simulate exam ple of different control point of time avoidance

表4 不同規(guī)避時(shí)間仿真算例表Table 4 Simulate exam ple of different avoidance time

表5 與控制策略結(jié)合的規(guī)避策略仿真算例表Table 5 Simulate example of avoidance strategy com?bined w ith normal orbit control

由以上結(jié)果可知，速度增量每增加0.1 m／s，軌道半長(zhǎng)軸增加約0.1739 km。在原速度增量基礎(chǔ)上增加0.1 m／s時(shí)，N方向就超出預(yù)警門(mén)限，當(dāng)在原速度增量基礎(chǔ)上增加0.4 m／s時(shí)，U、N、W三方向兼超出預(yù)警門(mén)限。由此可知，采用與控制策略結(jié)合的規(guī)避策略計(jì)算方法，利用很小的速度增量，在不影響任務(wù)的情況下，碰撞規(guī)避的實(shí)施，即減少了發(fā)動(dòng)機(jī)的開(kāi)關(guān)機(jī)次數(shù)，又可以減少航天器的控制誤差，大大節(jié)約了成本，是節(jié)省燃料、減小對(duì)任務(wù)影響的理想途徑。

4 結(jié)論

本文綜合考慮了碰撞規(guī)避方法與工程實(shí)際相結(jié)合的問(wèn)題，根據(jù)航天器在軌運(yùn)行的不同情況，分三種方法進(jìn)行碰撞規(guī)避策略制定。高度規(guī)避在不同規(guī)避控制點(diǎn)，過(guò)交點(diǎn)徑向距離錯(cuò)開(kāi)相同高度，控制時(shí)間與碰撞點(diǎn)越接近，所需要的速度增量越小。因此，高度規(guī)避適合時(shí)間較短時(shí)使用，如應(yīng)急情況。時(shí)間規(guī)避方法，在不同規(guī)避控制點(diǎn)，過(guò)交點(diǎn)錯(cuò)開(kāi)相同時(shí)間，控制時(shí)間與碰撞點(diǎn)越接近，所需要的速度增量越大，速度增量的增速也越大。因此時(shí)間規(guī)避適合較早實(shí)施規(guī)避控制。與控制策略結(jié)合的規(guī)避策略方法，該方法很好的將規(guī)避策略與控制策略融合在一起，即減少了發(fā)動(dòng)機(jī)的開(kāi)關(guān)機(jī)次數(shù)，又可以減少航天器的控制誤差，實(shí)現(xiàn)了在不影響正常航天任務(wù)執(zhí)行的情況下碰撞規(guī)避的實(shí)施，大大節(jié)約了成本。因此，與軌控結(jié)合的規(guī)避策略對(duì)于需要定期進(jìn)行軌道維持的航天器，是節(jié)省燃料、減小對(duì)任務(wù)影響的理想途徑，但是不適用于長(zhǎng)期運(yùn)行航天器。在工程實(shí)際應(yīng)用時(shí)，三種方法各有優(yōu)缺點(diǎn)，需綜合考慮各種因素進(jìn)行取舍。通過(guò)分析驗(yàn)證，充分說(shuō)明這三種方法完全適用于交會(huì)對(duì)接任務(wù)，可為載人航天或其它任務(wù)中碰撞規(guī)避策略的制定提供技術(shù)支持。

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Research on Avoidance Strategy for Rendezvous and Docking Mission

LI Cuilan1，2，TANG Geshi1，2，HU Songjie1，2，LI Xie1，2，ZHANG Yu1，2
（1.Beijing Aerospace Control Center，Beijing 100094，China；2.Key Laboratory of Science and Technology on Aerospace Flight Dynamics，Beijing 10094，China）

Considering the characteristics of orbital motion of the target vehicle and the tracking spacecraft in the rendezvous and docking mission，three kinds of space object collision avoidance strategy calculation methods were proposed according to the engineering practice，including height avoidance method，time avoidance method and combination with normal orbit control method.Height avoidance calculation method was based on the principle of Lambert flight.A simplified two?body kepler′s equation was used instead of the high precision orbit prediction method.Avoidance maneuver velocity increment was solved by iterating and the optimal solution of the velocity increment could be obtained by constraining the radial distance difference between the intersection point of target and space debris.Time avoidance calculation method was based on the relationship between velocity increment and orbital period and the optimal solution of the velocity increment could be obtained by constraining the time difference between the intersection point of target and space debris.The combination with normal orbit control method was based on the redundancy control in the normal control.A small modification to the control time point or a?long?track velocity increment in control strategy could realize collision avoidance by staggering the collision point or radial distance.It not only saves fuel，but also has little effect on the mission.The simulation analysis of the three methods showed that all the three methods were suit?able for the rendezvous and dockingmission and could provide technical support for the safety of China′s manned space flight missions.

rendezvous and docking；collision avoidance；avoidance strategy；time avoidance；height avoidance

V526

A

1674?5825（2014）01?0009?07

2013?10?25；

2013?12?25

空間碎片專項(xiàng)（K010410?4／5）；國(guó)家高技術(shù)研究發(fā)展技術(shù)（2011AA8080328）

李翠蘭（1979?），女，碩士，工程師，研究方向?yàn)檐壍烙?jì)算與碰撞預(yù)警規(guī)避。E?mail：licuilan9085＠163.com