朱仁璋，王鴻芳，叢云天，李頤黎，余夢(mèng)倫

(1.北京航空航天大學(xué)，北京100191;2.中國空間技術(shù)研究院，北京100094;3.中國運(yùn)載火箭技術(shù)研究院，北京100076)

1 引言

在飛船與空間站的交會(huì)對(duì)接飛行中，限于飛船密封艙的艙內(nèi)容積，飛船難以給航天員提供寬敞的空間與舒適的環(huán)境。在聯(lián)盟-TMA下降艙中，每個(gè)乘員僅有0.5 m3的自由空間，即使算上生活艙，也只有1.2 m3的自由容積［1］。聯(lián)盟TMA-08M指令長Vinogradov在飛行前指出［2］，在飛船入軌后的初期飛行期間，乘員感受正常，飛行4至5 h后，才開始感到失重引起的難受。因此，盡快離開飛船進(jìn)入空間站，將乘員生理方面的不適與風(fēng)險(xiǎn)減到最低程度，是航天員的愿望，也是航天工程師研究快捷交會(huì)的初衷。

此外，從飛行任務(wù)考慮，快捷交會(huì)還有下列長處:①航天員可盡早開始空間站工作;②可減低載人飛船交會(huì)飛行期間的資源消耗;③可滿足某些有效載荷(特別是生物與生命科學(xué)實(shí)驗(yàn)品)盡快進(jìn)入空間站實(shí)驗(yàn)環(huán)境的需求;④有助于執(zhí)行應(yīng)急運(yùn)輸與空間救援使命;⑤有利于太空旅游事業(yè)的發(fā)展。

交會(huì)飛行一般都采用共面發(fā)射，以免除軌道面變化的機(jī)動(dòng)，減少變軌推進(jìn)劑消耗。快捷交會(huì)的必要條件是:①在較短的交會(huì)飛行時(shí)間內(nèi)，追蹤飛行器可完成從發(fā)射至對(duì)接的一系列交會(huì)程序(包括變軌、調(diào)相、逼近等);②在共面發(fā)射的約束下，可獲得與交會(huì)飛行時(shí)間相匹配的較小的初相角(Initial Phase Angle)［1，3-5］。

對(duì)于國際空間站(ISS)使命，俄羅斯“進(jìn)步”號(hào)/聯(lián)“盟號(hào)”飛船的傳統(tǒng)交會(huì)飛行時(shí)間約為2天，日本貨運(yùn)飛船“HII轉(zhuǎn)移飛行器”(HTV)與歐洲“自動(dòng)轉(zhuǎn)移飛行器”(ATV)的交會(huì)飛行通常需一周時(shí)間［20，25，26］。從 2012 年 8 月至 2013 年 5月，俄羅斯已成功實(shí)現(xiàn)3艘“進(jìn)步”號(hào)貨運(yùn)飛船和2艘“聯(lián)盟”號(hào)載人飛船與ISS對(duì)接的快捷交會(huì)，將飛行時(shí)間縮短為6 h［1，2，5-19］。

本文著重闡述航天器交會(huì)飛行設(shè)計(jì)原理，探討快捷交會(huì)設(shè)計(jì)方法，解析俄羅斯進(jìn)步號(hào)與聯(lián)盟號(hào)飛船的快捷交會(huì)技術(shù)。

2 交會(huì)飛行設(shè)計(jì)

2.1 朗伯特解的應(yīng)用［5］

朗伯特解可用于給定交會(huì)時(shí)間的雙沖量最小速度增量的空間交會(huì)問題，即空間點(diǎn)與點(diǎn)之間的轉(zhuǎn)移。問題可表述如下:①設(shè)目標(biāo)飛行器始終在半徑為r2(軌道角速度n2)的圓軌道上運(yùn)行;②追蹤飛行器在初始時(shí)刻t0，位于半徑為r1(軌道角速度n1)的共面圓軌道上，r1≤r2;③t0時(shí)刻的相位角(初相角)記為θ0，終端時(shí)刻te的相位角(末相角)記為 θe，θe≈ 0;④交會(huì)飛行時(shí)間記為T，T=te－ t0;⑤給定r1、r2、θ0、θe、T，按兩次沖量速度增量之和為最小的要求，確定沖量機(jī)動(dòng)時(shí)刻、速度增量及其它飛行參數(shù)。

對(duì)V-bar逼近或由V-bar繞飛的交會(huì)飛行，從入軌至離開V-bar停泊點(diǎn)，可劃分為3段:①初始軌道飛行段;②轉(zhuǎn)移軌道飛行段;③目標(biāo)軌道飛行段(終端停泊段)。沖量M1與沖量M2分別在時(shí)刻t1與時(shí)刻t2施加在轉(zhuǎn)移軌道飛行段的起點(diǎn)與終點(diǎn)，使追蹤器進(jìn)入鄰近目標(biāo)器的V-bar停泊點(diǎn)。追蹤器在初始軌道、目標(biāo)軌道(停泊點(diǎn))、轉(zhuǎn)移軌道的飛行時(shí)間分別為Δt1=t1－t0，Δt2=te－t2，tf=T－(Δt1+Δt2)。記初相角與末相角之差為Δθ= θ0－ θe，則兩次沖量(M1、M2)之間的地心張角為 Θ =Δθ+n2tf－ ( n1－n2)Δt1－2kπ，k為整數(shù)，0≤Θ≤2π。記Δv1、Δv2分別為M1、M2提供的速度增量，其和為 Δv=Δv1+Δv2。設(shè)定Δt1、Δt2，對(duì)每組 Δt1、Δt2，有相應(yīng)的 Δv，其最小值記為(Δv)min。這樣，空間交會(huì)問題便可轉(zhuǎn)化為朗伯特問題求解:設(shè)定 Δt1、Δt2，按 r1、r2、Θ、tf求解轉(zhuǎn)移軌道參數(shù)。在所有解中，對(duì)應(yīng)(Δv)min的解即為所求。表1給出兩個(gè)算例(表中h1=r1－R，h2=r2－R，R為地球半徑)，算例1的交會(huì)飛行時(shí)間為2天，給定參數(shù)可實(shí)現(xiàn)霍曼轉(zhuǎn)移，總速度增量(86 m/s)為霍曼轉(zhuǎn)移速度增量。算例2的給定參數(shù)不可能實(shí)現(xiàn)霍曼轉(zhuǎn)移，總速度增量(110 m/s)大于霍曼轉(zhuǎn)移速度增量(57 m/s);若要實(shí)現(xiàn)霍曼轉(zhuǎn)移，飛行時(shí)間不可小于4.14 h，或者，初相角不可大于18.2°。

表1 朗伯特解用于空間交會(huì)飛行的算例［4］Table 1 Numerical examples of Lambert solution for space rendezvous

2.2 實(shí)用工程設(shè)計(jì)方法

2.2.1 轉(zhuǎn)移軌道

霍曼轉(zhuǎn)移最初是研究兩個(gè)圓軌道(初始軌道與目標(biāo)軌道)之間的雙沖量切向轉(zhuǎn)移，其基本原理可推廣到一般橢圓軌道轉(zhuǎn)移的情況，即，在軌道近地點(diǎn)或遠(yuǎn)地點(diǎn)沿軌道速度方向施加切向沖量。因此，不同于上述朗伯特問題，這里先不限定初相角( θ0)、末相角( θe)、飛行時(shí)間(T)，而按下列次序處理問題:①首先考慮過程約束條件(主要是地面測(cè)控條件)，按近地點(diǎn)/遠(yuǎn)地點(diǎn)切向沖量原則，設(shè)計(jì)轉(zhuǎn)移軌道(包括轉(zhuǎn)移軌道的條數(shù)，轉(zhuǎn)移軌道高度，以及在各轉(zhuǎn)移軌道上的飛行圈數(shù)等);②進(jìn)而研究各轉(zhuǎn)移方案的總飛行時(shí)間與初相角，以及適合初相角的發(fā)射日子與目標(biāo)航天器的軌道調(diào)整要求;③最后進(jìn)行軌道轉(zhuǎn)移方案比較、選擇與優(yōu)化。事實(shí)上，初軌以及每次升高后的軌道，都可視為“調(diào)相軌道”。通常在初始軌道與目標(biāo)軌道之間取一個(gè)高度適中的調(diào)相軌道，作為飛行時(shí)間(圈數(shù))較長的“主調(diào)相軌道”。主調(diào)相軌道不宜過低，也不宜過高;過低的大氣阻力大，過高的調(diào)相力度小。

表2對(duì)初軌與目標(biāo)軌道分別為200 km與400 km高的圓軌道，給出4種典型的軌道轉(zhuǎn)移算例，分別含2次、3次、4次沖量機(jī)動(dòng)。算例3與算例4為常用的4沖量機(jī)動(dòng)，頭2次機(jī)動(dòng)用于初軌向主調(diào)相軌道的轉(zhuǎn)移，后2次機(jī)動(dòng)用于主調(diào)相軌道向目標(biāo)軌道的轉(zhuǎn)移。算例3的主調(diào)相軌道為橢圓軌道(250/350 km)，算例4的主調(diào)相軌道為圓軌道(300 km)。

表3中，初軌為近地點(diǎn) 200 km、遠(yuǎn)地點(diǎn)300 km的橢圓軌道，目標(biāo)軌道為400 km高的圓軌道。算例1直接由初軌遠(yuǎn)地點(diǎn)轉(zhuǎn)移到目標(biāo)軌道;算例2的轉(zhuǎn)移含300 km高的圓軌道;算例3的轉(zhuǎn)移經(jīng)3條橢圓軌道。

圓形調(diào)相軌道的長處在于:下一次變軌沖量不受軌道位置的限制，不必限定調(diào)相軌道飛行圈數(shù)為半圈的奇數(shù)倍。在主調(diào)相軌道的飛行中可設(shè)定1次軌道修正機(jī)動(dòng)。由表2與表3可見，這種近地點(diǎn)/遠(yuǎn)地點(diǎn)的切向轉(zhuǎn)移策略設(shè)計(jì)方便，總速度增量一樣。追蹤飛行器在目標(biāo)軌道進(jìn)入逼近段后，還要施加多次小沖量機(jī)動(dòng)，向目標(biāo)飛行器逼近。

2.2.2 發(fā)射機(jī)遇

從軌道設(shè)計(jì)的角度考慮，制約發(fā)射機(jī)遇的主要條件為:①軌道共面，即追蹤飛行器發(fā)射后直接進(jìn)入目標(biāo)飛行器的軌道面;②初相角可實(shí)現(xiàn)所要求的交會(huì)飛行時(shí)間。這意味著，在共面發(fā)射時(shí)刻，初相角應(yīng)落在所設(shè)定的范圍內(nèi)，在此范圍內(nèi)，追蹤飛行器可在限定的飛行時(shí)間內(nèi)與目標(biāo)飛行器完成交會(huì)飛行。對(duì)一般的傾斜軌道，追蹤器每天有兩次共面發(fā)射的機(jī)會(huì)，一次為降段發(fā)射(東南向)，一次為升段發(fā)射(東北向)。若發(fā)射方位限定(東南向或東北向)，則每天有一次共面發(fā)射的機(jī)會(huì)。因此，問題在于追蹤器共面發(fā)射時(shí)，初相角是否在適合的范圍內(nèi):①若目標(biāo)器與追蹤器從同一發(fā)射場在相隔幾天的時(shí)間內(nèi)發(fā)射，可通過目標(biāo)器軌道周期的選擇獲得所需的初相角;②對(duì)同一目標(biāo)器(空間站)的例行的密集訪問，目標(biāo)器軌道一般不可能正好提供適合來訪追蹤器的初相角，因此，適合的初相角的獲得，需通過追蹤器發(fā)射日子的選擇，以及對(duì)給定發(fā)射日子的目標(biāo)器軌道周期的調(diào)整。

表2 高度200 km圓軌道向400 km圓軌道轉(zhuǎn)移的算例Table 2 Numerical examples of orbital transfer from 200 km circular orbit to 400 km circular orbit

表3 高度200/300 km橢圓軌道向400 km圓軌道轉(zhuǎn)移的算例Table 3 Numerical examples of orbital transfer from 200/300 km elliptic orbit to 400 km circular orbit

若目標(biāo)飛行器設(shè)計(jì)為回歸軌道，可為追蹤飛行器發(fā)射時(shí)間的選擇提供方便?；貧w軌道具有“星下點(diǎn)回歸”與伴隨而來的“相位角回歸”的特性，在對(duì)地觀測(cè)與交會(huì)對(duì)接使命中被廣泛應(yīng)用?；貧w軌道設(shè)計(jì)可應(yīng)用初等數(shù)論方法，包括確定回歸周期(回歸天數(shù)與回歸圈數(shù))與軌道周期之間的關(guān)系，以及星下點(diǎn)軌跡圈的排序［21］。若空間站的回歸周期為3天，對(duì)于2天或3天的的交會(huì)飛行方案，交會(huì)飛行時(shí)間有較大的調(diào)整余地，從而所對(duì)應(yīng)的初相角較大，范圍也較寬，約為170°～320°［1］。若追蹤器推遲1天發(fā)射，則初相角增加120°;若2天后發(fā)射，初相角增加240°;若3天后發(fā)射，初相角增加360°，即回到原值。因此，原初相角范圍(170°～320°)中，適合推遲1天發(fā)射的部分為170°～200°(發(fā)射時(shí)的相位角為290°～320°)，適合推遲2天發(fā)射的部分為290°～320°(發(fā)射時(shí)的相位角為170°～200°)。然而，對(duì)于4圈快捷交會(huì)，初相角較小，范圍也較窄，約為20°～40°［1］，一般情況下，只能推遲一個(gè)回歸周期才有再次發(fā)射機(jī)會(huì)。

2.2.3 初相角與飛行時(shí)間

快捷交會(huì)的關(guān)鍵問題是，較小的初相角選擇的可能性以及對(duì)應(yīng)初相角的較短的交會(huì)飛行的可行性，即:①在共面發(fā)射的約束下，初相角是否可較小;②交會(huì)飛行(含調(diào)相點(diǎn)火與軌道修正機(jī)動(dòng))是否可在對(duì)應(yīng)初相角的(較短的)時(shí)間區(qū)間(即較少的軌道圈)內(nèi)完成。

若目標(biāo)飛行器與追蹤飛行器由同一發(fā)射場發(fā)射，較小的初相角不難獲得，只要目標(biāo)器的軌道周期適當(dāng)偏移回歸軌道對(duì)應(yīng)的軌道周期，追蹤器便可在回歸天數(shù)后發(fā)射。對(duì)于接受多艘飛船訪問的大型空間站(如ISS)使命，可對(duì)選定的發(fā)射日，通過目標(biāo)飛行器軌道周期調(diào)整的方法獲得適合的初相角。

至于交會(huì)飛行時(shí)間能否縮短，主要取決于在滿足交會(huì)飛行的軌道精度要求前提下，系列調(diào)相機(jī)動(dòng)能否在較短的時(shí)間段內(nèi)執(zhí)行。對(duì)這一條件，交會(huì)飛行時(shí)間越短，實(shí)現(xiàn)的難度越大?？旖萁粫?huì)飛行時(shí)間以2圈(約3 h)至4圈(約6 h)為宜。短于2圈可能導(dǎo)致變軌速度增量顯著增加［4］;不長于4圈，可使乘員在感到失重難受后的短時(shí)間內(nèi)進(jìn)入空間站［2］。因此，快捷交會(huì)需要:①追蹤飛行器初軌精度高，頭1次或頭2次變軌可由程控執(zhí)行;②追蹤飛行器軌道測(cè)定與軌道機(jī)動(dòng)精度高，可免去中途軌道修正;③最終逼近與對(duì)接段飛行可不在地面測(cè)控范圍內(nèi)，完全由追蹤飛行器自主執(zhí)行。為此，快捷交會(huì)對(duì)下列系統(tǒng)的性能提出更高的要求:①發(fā)射飛行器運(yùn)載火箭的制導(dǎo)、導(dǎo)航與控制系統(tǒng);②飛行任務(wù)的測(cè)控通信系統(tǒng);③自主交會(huì)測(cè)量與控制系統(tǒng)。

3 “進(jìn)步”號(hào)/“聯(lián)盟”號(hào)飛船與ISS的交會(huì)對(duì)接

3.1 運(yùn)載火箭及國際空間站對(duì)接口

進(jìn)步M序列貨運(yùn)飛船的運(yùn)載火箭為“聯(lián)盟-U”，入軌精度如下:高度10 km，軌道周期6 s，軌道傾角2"(angular min)［22］。聯(lián)盟TMA序列載人飛船的運(yùn)載火箭為“聯(lián)盟-FG”，軌道周期精度為22 s［5，23］。先進(jìn)的“聯(lián)盟-2”(Soyuz-2)火箭不久將完全替代“聯(lián)盟-U”與“聯(lián)盟-FG”火箭?！奥?lián)盟-2”火箭的特點(diǎn)是:①新電子器件;②數(shù)字控制系統(tǒng);③慣性測(cè)量系統(tǒng);④火箭第3級(jí)應(yīng)用新型發(fā)動(dòng)機(jī)(比沖增加);⑤入軌精度提高，軌道周期偏差為± 4 s［5，24］。

圖1 國際空間站俄羅斯軌道模塊段［8，9］Fig.1 Russian orbital segments of the international space station

“進(jìn)步”號(hào)/“聯(lián)盟”號(hào)飛船與國際空間站(ISS)交會(huì)對(duì)接的逼近段飛行，與飛船在ISS的對(duì)接口方位有關(guān)?！斑M(jìn)步”號(hào)/“聯(lián)盟”號(hào)飛船在ISS有4個(gè)對(duì)接口(參見圖1):①“對(duì)接間1”(Docking Compartment 1，DC1)，即“棧橋(縱碼頭)”對(duì)接艙(Pirs Docking Module)，進(jìn)步 M-16M與進(jìn)步 M-18M的對(duì)接口;②“星辰服務(wù)艙”(Zvezda Service Module)后對(duì)接口，進(jìn)步M-17M的對(duì)接口;③“小型研究艙2”(Mini Research Module 2，MRM2)，即“探索艙”(Poisk Module)，聯(lián)盟TMA-08M的對(duì)接口;④“小型研究艙1”(Mini Research Module 2，MRM1)，即“黎明艙”(Rassvet Module)天底港(面向地球)，聯(lián)盟 TMA-09M 的對(duì)接口［8，9］。對(duì)空間站上不同的對(duì)接口，追蹤飛行器(飛船)在逼近段的飛行程序與軌跡有所不同。

3.2 傳統(tǒng)的2天交會(huì)飛行程序

傳統(tǒng)的2天(34軌道圈)交會(huì)飛行程序可劃分為下列 4 個(gè)階段(參見圖2)［5，6，25］:

1)發(fā)射段。第1圈，飛船從發(fā)射場發(fā)射，進(jìn)入初始軌道(軌道高度 Hmin=200 km，Hmax=242 km，周期 P=88.64 min，傾角 i=51.6°)。

2)調(diào)相準(zhǔn)備段。①第2圈，船上制導(dǎo)、導(dǎo)航與控制(GNC)系統(tǒng)檢測(cè)，MCC-M應(yīng)用地面站測(cè)量資料測(cè)定軌道，并計(jì)算頭2次調(diào)相點(diǎn)火(M1、M2)參數(shù)。②第3圈與第4圈，地面站向飛船上傳調(diào)相點(diǎn)火參數(shù)，發(fā)送點(diǎn)火指令;飛船執(zhí)行調(diào)相點(diǎn)火(M1、M2)，進(jìn)入“主調(diào)相軌道”。

圖2 聯(lián)盟-TMA飛船傳統(tǒng)2天調(diào)相策略的時(shí)間線［5］Fig.2 Timeline of the Soyuz-TMA two-day phasing strategy

3)主調(diào)相段(漂移段)。主調(diào)相軌道為共橢圓軌道(與目標(biāo)飛行器軌道共面、同心)，從第4圈M2點(diǎn)火后，直至總第32圈“終段起始”機(jī)動(dòng)(M4)點(diǎn)火前，共29圈。飛船在主調(diào)相軌道運(yùn)行的主要事件有:①第1飛行日第6圈至第11圈，以及第2飛行日第6圈至第11圈(總第22圈至總第27圈)，飛船在地面測(cè)控范圍之外的盲區(qū)共12圈;在其余17圈，飛船均處于地面測(cè)控范圍內(nèi)。②在第1飛行日第12圈至第16圈，測(cè)定軌道并計(jì)算狀態(tài)矢量;在第2飛行日第1圈(總第17圈)上傳更新的狀態(tài)矢量，飛船自主執(zhí)行中途軌道修正機(jī)動(dòng)(M3)。③在第2飛行日第12圈至第15圈(總第28圈至總第31圈)，測(cè)定軌道并計(jì)算狀態(tài)矢量;在第2飛行日第16圈(總第32圈)上傳更新的狀態(tài)矢量。④在第2飛行日第16圈(總第32圈)與第3飛行日第1圈(總第33圈)，飛船自主執(zhí)行M4與M5機(jī)動(dòng)，將飛船轉(zhuǎn)移到空間站的鄰近區(qū)域。

4)逼近段(終段)。逼近段從“終段起始”機(jī)動(dòng)(M4)開始，直至第3飛行日第2圈(總第34圈)飛船與國際空間站對(duì)接。在逼近段，飛船依據(jù)交會(huì)敏感器提供的相對(duì)狀態(tài)信息，通過一系列機(jī)動(dòng)，轉(zhuǎn)移到對(duì)接軸。

對(duì)傳統(tǒng)的2天交會(huì)飛行程序的分析可見:①交會(huì)飛行機(jī)動(dòng)包括4次調(diào)相機(jī)動(dòng)(M1與M2，M4與M5)與1次中途修正機(jī)動(dòng)(M3);②削減主調(diào)相段飛行圈數(shù)，可顯著縮短交會(huì)飛行時(shí)間;③將調(diào)相機(jī)動(dòng)M1與M2的點(diǎn)火時(shí)刻前移一圈，且免去中途修正機(jī)動(dòng)(M3)，便有可能在4至5圈內(nèi)，密集執(zhí)行調(diào)相機(jī)動(dòng)(M1、M2、M4、M5)，完成交會(huì)對(duì)接。

3.3 俄羅斯飛船與ISS的快捷交會(huì)

3.3.1 快捷交會(huì)條件［1，5］

對(duì)于飛船與ISS的快捷交會(huì)，飛船須適應(yīng)、配合在軌飛行的空間站，空間站也需進(jìn)行軌道調(diào)整。此外，快捷交會(huì)的設(shè)計(jì)還需考慮在出現(xiàn)不測(cè)事件時(shí)，如飛船發(fā)射推遲或突發(fā)的ISS“碎片避撞機(jī)動(dòng)”等，可在發(fā)射前回到傳統(tǒng)的2天交會(huì)飛行程序。

現(xiàn)在，“聯(lián)盟”號(hào)/“進(jìn)步”號(hào)飛船的快捷交會(huì)能夠?qū)崿F(xiàn)，主要基于下列3項(xiàng)措施。①精準(zhǔn)入軌:精確的初軌使飛船在入軌后第1圈還不可能獲得實(shí)測(cè)軌道參數(shù)的情況下，也可由程序控制執(zhí)行頭2次調(diào)相機(jī)動(dòng)點(diǎn)火;②全自主軌道修正點(diǎn)火:聯(lián)盟TMA-M與進(jìn)步M-M擁有最先進(jìn)的“完全數(shù)字飛行控制系統(tǒng)”(Entirely Digital Flight Control System)，飛船自身可實(shí)現(xiàn)全自主軌道修正點(diǎn)火(無需在過站時(shí)實(shí)施)，從而可縮減交會(huì)飛行圈數(shù);③ISS軌道調(diào)整:精確調(diào)整空間站的軌道，使空間站在飛船的共面發(fā)射時(shí)刻處于適合快捷交會(huì)的軌道位置。此外，精確軌道射入與精確的軌道機(jī)動(dòng)，使免除途中軌道修正機(jī)動(dòng)成為可能，有利于實(shí)現(xiàn)快捷交會(huì)飛行。對(duì)快捷交會(huì)，飛船自主執(zhí)行調(diào)相點(diǎn)火是必要的，這是因?yàn)?①調(diào)相點(diǎn)火在俄羅斯地面站(RGS)視界外執(zhí)行，不能等到再次飛經(jīng)RGS的時(shí)間;②與具有“跟蹤和數(shù)據(jù)中繼衛(wèi)星”(Tracking and Data Relay Satellites，TDRS)的美國不同，目前，俄羅斯僅可在飛行器飛經(jīng)RGS時(shí)與飛行器通信。功能類似US TDRS的新型的俄羅斯Luch-5中繼衛(wèi)星系統(tǒng)，在幾年后才能投入使用。

3.3.2 “進(jìn)步”號(hào)飛船的快捷交會(huì)飛行［1，5，10-13］

圖3 “進(jìn)步”號(hào)飛船的4圈交會(huì)飛行方案［1，5］Fig.3 Progress spacecraft four-orbit rendezvous profile

計(jì)劃的4圈交會(huì)方案應(yīng)用四沖量機(jī)動(dòng)轉(zhuǎn)移策略(圖3):①飛船在ISS軌道平面內(nèi)入軌;②在第2圈的俄羅斯地面站(RGS)測(cè)控范圍內(nèi)，實(shí)測(cè)軌道參數(shù)被上傳到船上計(jì)算機(jī)，用于計(jì)算頭2次軌道機(jī)動(dòng)(M1、M2)點(diǎn)火參數(shù);③在第3圈的RGS測(cè)控范圍內(nèi)，地面將接收到的調(diào)相點(diǎn)火執(zhí)行后的遙測(cè)信息與地面計(jì)算結(jié)果進(jìn)行比較，并由此作出軌道機(jī)動(dòng)M3與M4;M4為逼近段起始機(jī)動(dòng)，將飛船引至空間站領(lǐng)域;④飛船交會(huì)段飛行的4次軌道機(jī)動(dòng)(M1、M2、M3、M4)均不在 RGS測(cè)控弧段內(nèi)，由船上自主執(zhí)行;⑤在逼近段，根據(jù)空間站上的對(duì)接口方位，還需施加幾次軌道機(jī)動(dòng)，飛船繞飛到兩邊對(duì)接軸可對(duì)齊的位置;⑥飛船與ISS的對(duì)接在第5圈開始的RGS作用范圍內(nèi)。

2012年8月1日，俄羅斯貨運(yùn)飛船進(jìn)步M-16M由聯(lián)盟-U火箭從位于哈薩克斯坦的拜科努爾發(fā)射場發(fā)射，飛向國際空間站。起飛后約9分鐘，飛船從聯(lián)盟-U火箭的第3級(jí)分離，進(jìn)入軌道。分離前，火箭/飛船是按標(biāo)準(zhǔn)軌跡飛行的。飛船入軌后，飛經(jīng)“俄羅斯地面站”(RGS)，RGS將實(shí)測(cè)軌道參數(shù)上傳給進(jìn)步M-16M，供船上計(jì)算并執(zhí)行4次調(diào)相點(diǎn)火中的頭2次。在軌飛行4圈后，即發(fā)射后約6 h，進(jìn)步M-16M飛船成功對(duì)接ISS俄羅斯艙段“對(duì)接間1”的“棧橋(縱碼頭)”對(duì)接口。

此后，“進(jìn)步”號(hào)貨運(yùn)飛船又成功進(jìn)行了兩次快捷交會(huì)飛行。進(jìn)步M-17M于2012年10月31日成功發(fā)射并對(duì)接ISS“星辰服務(wù)艙”。進(jìn)步M-18M于2013年2月11日發(fā)射，成功對(duì)接“棧橋(縱碼頭)”港口。進(jìn)步M-19M原定2013年4月22日發(fā)射，采用6 h的快捷交會(huì)飛行;但由于與聯(lián)盟2-1A使命沖突，推遲到4月24日發(fā)射，采用傳統(tǒng)的2天交會(huì)方案，對(duì)接在“星辰服務(wù)艙”。

3.3.3 “聯(lián)盟”號(hào)飛船的快捷交會(huì)飛行［2，15-19］

“聯(lián)盟”號(hào)載人飛船的入軌點(diǎn)高度為Hmin=200 km，Hmax=242 km，初軌周期88.64 min，軌道傾角51.6°。2013年3月29日，聯(lián)盟 TMA-08M發(fā)射，這是“聯(lián)盟”號(hào)載人飛船的首次ISS使命快捷交會(huì)飛行。此前，2013年3月21日，一艘已和ISS對(duì)接的無乘員貨運(yùn)飛船的推力器點(diǎn)火，提升空間站軌道高度約4.8 km，空間站進(jìn)入交會(huì)軌道。聯(lián)盟TMA-08M入軌后即開始交會(huì)運(yùn)作，程序如下:①在第1圈，飛船執(zhí)行頭2次程控調(diào)相機(jī)動(dòng)(即軌道機(jī)動(dòng)參數(shù)在發(fā)射前裝定，入軌后無需實(shí)測(cè)軌道參數(shù)注入);②在第2圈，實(shí)測(cè)軌道參數(shù)從俄羅斯地面站上傳到飛船;③應(yīng)用實(shí)測(cè)軌道參數(shù)，飛船在其后的5 h飛行中又執(zhí)行了8次軌道機(jī)動(dòng)點(diǎn)火(包括逼近段機(jī)動(dòng))。發(fā)射后5 h 45 min，飛船成功對(duì)接ISS“探索艙”。聯(lián)盟TMA-09M于5月29日發(fā)射，飛行5 h 39 min后與ISS對(duì)接。同聯(lián)盟TMA-08M一樣，聯(lián)盟TMA-09M入軌后第1圈執(zhí)行頭兩次調(diào)相點(diǎn)火，點(diǎn)火參數(shù)是在飛船發(fā)射前預(yù)先裝定在船上計(jì)算機(jī)的。在第2圈，實(shí)測(cè)軌道參數(shù)從俄羅斯地面站上傳到飛船，供后面的5個(gè)小時(shí)執(zhí)行8次軌道機(jī)動(dòng)點(diǎn)火之用。

4 結(jié)語

快捷交會(huì)大大縮短了追蹤飛行器從發(fā)射到對(duì)接的飛行時(shí)間，不僅對(duì)乘員有益，也有利于應(yīng)急運(yùn)輸與空間救援任務(wù)。從長遠(yuǎn)看，快捷交會(huì)將逐步成為來訪飛行器與空間站交會(huì)對(duì)接例行飛行的首選方式。對(duì)于快捷交會(huì)，追蹤飛行器的調(diào)相段飛行時(shí)間相應(yīng)縮短(調(diào)相圈數(shù)減少)，而發(fā)射段與逼近段的飛行程序一般不作改變。快捷交會(huì)的關(guān)鍵技術(shù)包括:①發(fā)射飛行器的射入精度;②追蹤飛行器的快速軌道測(cè)量與軌道控制精度;③追蹤飛行器的自主計(jì)算、自主機(jī)動(dòng)與自主交會(huì)能力;④目標(biāo)飛行器的軌道調(diào)整精度;⑤對(duì)應(yīng)快捷交會(huì)的對(duì)接段測(cè)控條件。

［1］Murtazin R，Petrov N.Short profile for the human spacecraft Soyuz-TMA rendezvous mission to the ISS［J］.Acta Astronautica，2012，77:77-82.http://www.sciencedirect.com/science/article/pii/S0094576512000914

［2］Stuart Williams.New crew takes express ride to space station［EB/OL］.2013［2013］.http://www.google.com/hostednews/afp/article/ALeqM5h05hJUBJoEMbIfTzmX0a9OgikHlw?docId=CNG.f85e5854bf7734842f2130a889c477e7.2a1

［3］戚發(fā)軔，朱仁璋，李頤黎.載人航天器技術(shù)［M］.第二版.北京:國防工業(yè)出版社，2003:55-59.

［4］朱仁璋.航天器交會(huì)對(duì)接技術(shù)［M］.國防工業(yè)出版社，2007:37-53.

［5］Murtazin R F，Budylov S G.Short rendezvous missions for advanced Russian human spacecraft［J］.Acta Astronautica，2010，67(7):900-909.

［6］Woffinden D C，Geller D K.Navigating the road to autonomous orbital rendezvous［J］.Journal of Spacecraft and Rockets，2007，44(4):898-909.

［7］MKC. Прогресс М-11М［R/OL］.2011［2013］.http://www.mcc.rsa.ru/progress_m11m.htmA

［8］Russian orbital segment［EB/OL］.http://en.wikipedia.org/wiki/File:Russian_Orbital_Segment.png

［9］STS-135 Shuttle Mission Imagery［EB/OL］.http://spaceflight.nasa.gov/gallery/images/shuttle/sts-135/html/s135e011857.html

［10］Pete Harding.Progress M-15M re-dock to ISS to test new antenna hardware aborted ［EB/OL］.2012［2013］.http://www.nasaspaceflight.com/2012/07/progress-m-15m-re-dockiss-test-of-new-antenna-hardware/

［11］Pete Harding.Progress M-16M successfully tests new fast rendezvous with ISS［EB/OL］.2012［2013］.http://www.nasaspaceflight.com/2012/08/progress-m-16m-launch-test-newfast-rendezvous-iss/

［12］Anatoly Zak.Progress M-16M，Progress M-17M，Progress M-18M，Progress M-19M［EB/OL］.2013［2013］.http://www.russianspaceweb.com/progress_m_0m.html#2

［13］Chris Bergin，Pete Harding，William Graham.Progress M-19M docks with ISS despite antennaissue［EB/OL］.2013［2013］.http://www.nasaspaceflight.com/2013/04/soyuzu-progress-m-19m-iss/

［14］Pete Harding.The Soyuz TMA-07M Santa Sleigh docks with ISS［EB/OL］.2012［2013］.http://www.nasaspaceflight.com/2012/12/soyuz-tma-07m-three-new-crewmembers-iss/

［15］Soyuz TMA-08M［EB/OL］.2013［2013］.http://en.wikipedia.org/wiki/Soyuz TMA-08M

［16］Fast Track to Space［EB/OL］.2013［2013］.http://blogs.esa.int/luca-parmitano/tag/soyuz/

［17］Victoria Jaggard.Speedy astronauts make fastest trip yet to the ISS［EB/OL］.2013［2013］.http://www.newscientist.com/blogs/shortsharpscience/2013/03/speedy-astronauts-makethe-fas.html

［18］Chris Bergin，Pete Harding，Soyuz TMA-09M docks to ISS following short cut rendezvous［EB/OL］.2013［2013］.http://www. nasaspaceflight. com/2013/05/soyuz-tma09-quick-trip-dock-iss/

［19］Chris Bergin，Pete Harding.Soyuz TMA-09M quick trip dock ISS［EB/OL］.2013［2013］.http://www.nasaspaceflight.com/2013/05/soyuz-tma09-quick-trip-dock-iss

［20］朱仁璋，王鴻芳，徐宇杰.航天器交會(huì)軌跡分類研究［J］.載人航天，2012，18(3):8-17.

［21］朱仁璋.衛(wèi)星循環(huán)軌道與覆蓋軌道的設(shè)計(jì)［J］.宇航學(xué)報(bào)，4(3):22-29.

［22］Soyuz U Launch Vehicle［EB/OL］.2013［2013］.http://www.tsenki.com/en/launch_services/help_information/launch_vehicles/view/?SECTION_ID=149＆ELEMENT_ID=86333 Center for Operation of Space Ground-Based Infrastructure

［23］Soyuz FG Launch Vehicle［EB/OL］.2013［2013］.http://www.tsenki.com/en/launch_services/help_information/launch_vehicles/view/?SECTION_ID=149＆ELEME

［24］Soyuz-2 Launch Vehicle［EB/OL］.2013［2013］.http://www.tsenki.com/en/launch_services/help_information/launch_vehicles/view/?SECTION_ID=149＆ELEMENT_ID=86229 Center for Operation of Space Ground-Based Infrastructure

［25］朱仁璋，王鴻芳，肖清，等.蘇/俄交會(huì)對(duì)接技術(shù)研究［J］.航天器工程，2012，20(6):16-31.

［26］朱仁璋，王鴻芳，叢云天，等.中外交會(huì)對(duì)接技術(shù)比較研究［J］.航天器工程，2013(3):8-15.