羅超 羅文成 劉冬雨 史紀(jì)鑫

(北京空間飛行器總體設(shè)計部,北京 100094)

空間站是一個國家科技水平和制造能力綜合實力的體現(xiàn),當(dāng)前在軌運行的只有中國空間站和以美國為主導(dǎo)、16國參與的“國際空間站”[1-2]。中國空間站已于2022年年底正式建成并投入運營,由核心艙和2個實驗艙組成T字構(gòu)型,提供3個對接口,支持載人飛船、貨運飛船及其他來訪航天器的對接和停靠[3]。

空間站規(guī)模龐大,在沒有航天飛機規(guī)模的大型運輸工具情況下,無法一次發(fā)射入軌。另外,從軌道面外直接側(cè)向交會對接在軌道/姿態(tài)控制、對接機構(gòu)捕獲連接、艙體沖擊擾動等方面均存在困難,截至目前還未能在軌實現(xiàn)[4-5]。因此,空間站在軌道面外的艙段級擴(kuò)展,一般要通過軸向交會對接加側(cè)向轉(zhuǎn)位方式來實現(xiàn),最終完成積木加局部桁架混合構(gòu)型的大型空間站組裝建造。根據(jù)組建工具不同,空間站有轉(zhuǎn)位機構(gòu)組建和機械臂組建2種方案。和平號空間站采用翻轉(zhuǎn)式轉(zhuǎn)位機構(gòu)實現(xiàn)艙段從軸向?qū)涌谵D(zhuǎn)位至側(cè)向?qū)涌赱6]。其特點是:翻轉(zhuǎn)式轉(zhuǎn)位機構(gòu)結(jié)構(gòu)簡單、尺寸小,可以實現(xiàn)從軸向?qū)涌谵D(zhuǎn)位至2個相鄰側(cè)向?qū)涌?但被轉(zhuǎn)艙段在轉(zhuǎn)位前后發(fā)生90°滾轉(zhuǎn),即艙體指向發(fā)生了改變[7]?！皣H空間站”則采用空間機械臂直接捕獲、抓取艙體到側(cè)向?qū)涌?但需要通用?？繖C構(gòu)(CBM)配合實現(xiàn)無撞擊式對接[8]。

我國空間站采用以轉(zhuǎn)位機構(gòu)為主份、大機械臂為備份的組建方案。根據(jù)任務(wù)需求,2個實驗艙在轉(zhuǎn)位前后艙體對天/地指向均要求保持不變,主要原因有:①實驗艙配置的姿態(tài)敏感器、測控天線等設(shè)備,在獨立飛行期間和轉(zhuǎn)位?？亢髮μ?地指向均保持不變,既可保證單艙飛行需求,又可作為整站冗余備份,提高系統(tǒng)可靠性;②問天實驗艙在艙體對地方向配置有專用氣閘艙,要求在轉(zhuǎn)位后仍朝向地面,提高航天員出艙安全性;③2個實驗艙在對天/地方向安裝的艙外載荷,要求轉(zhuǎn)位后仍維持指向不變,提高對載荷的支持能力。根據(jù)上述任務(wù)需求,為滿足系統(tǒng)性能最優(yōu)的目標(biāo),本文首次提出了平轉(zhuǎn)式艙段轉(zhuǎn)位方案,經(jīng)地面試驗和在軌任務(wù)實施驗證了方案的正確性,能保障空間站組裝建造順利完成。

1 平轉(zhuǎn)式轉(zhuǎn)位方案設(shè)計

1.1 總體方案

我國空間站組裝建造過程可概述為:2個實驗艙先后與核心艙軸向交會對接,再通過艙段轉(zhuǎn)位方式分別將其轉(zhuǎn)移至節(jié)點艙的左右兩側(cè),與節(jié)點艙剛性連接,組成空間站三艙T字基本構(gòu)型,見圖1。

圖1 我國空間站組裝建造過程

采用國際上已有的翻轉(zhuǎn)式艙段轉(zhuǎn)位方案也能夠完成實驗艙轉(zhuǎn)位任務(wù),但實驗艙在轉(zhuǎn)位前后艙體指向會發(fā)生改變,這將導(dǎo)致:實驗艙單獨飛行時配置的姿態(tài)敏感器、測控天線無法在三艙構(gòu)型下使用,降低了整站系統(tǒng)可靠性;問天實驗艙的氣閘艙在轉(zhuǎn)位后不再朝向地面,更易受空間碎片撞擊,航天員出艙安全性下降;實驗艙載荷在發(fā)射時必須安裝在艙體側(cè)向,才能夠滿足轉(zhuǎn)位后艙外載荷對天/地指向的要求,艙體側(cè)向安裝位置有限,導(dǎo)致對載荷支持能力下降。因此,從系統(tǒng)最優(yōu)角度考慮,翻轉(zhuǎn)式艙段轉(zhuǎn)位方案不適合我國空間站組裝建造任務(wù)。

為滿足2個實驗艙在轉(zhuǎn)位前后艙體對天/地指向均保持不變的任務(wù)需求,我國空間站艙段轉(zhuǎn)位需要采用與國際上翻轉(zhuǎn)式轉(zhuǎn)位不同的平轉(zhuǎn)式轉(zhuǎn)位方案,即要求被轉(zhuǎn)艙段只在平面內(nèi)旋轉(zhuǎn),艙體本身無滾轉(zhuǎn)運動,確保艙體對天/地指向保持不變,從而提升空間站平臺備份能力、航天員出艙安全性和對載荷的支持能力,實現(xiàn)系統(tǒng)最優(yōu)的目標(biāo)。同時,由于我國空間站配置的異體同構(gòu)周邊式對接機構(gòu),屬于撞擊捕獲式對接機構(gòu),在實驗艙轉(zhuǎn)動到側(cè)向?qū)涌诤?需要克服較大的阻力才能完成捕獲對接。如果采用機械臂轉(zhuǎn)位,由于臂桿尺寸較大,其關(guān)節(jié)出力不足以克服對接機構(gòu)捕獲力,因而需要實驗艙軌控發(fā)動機點火實現(xiàn)撞擊式捕獲,這就會對空間站組合體姿態(tài)產(chǎn)生較大干擾,影響轉(zhuǎn)位期間的測控通信,降低任務(wù)可靠性。因此,需要設(shè)計適合平面轉(zhuǎn)位的平轉(zhuǎn)式轉(zhuǎn)位機構(gòu),作為轉(zhuǎn)位任務(wù)的專用工具。

結(jié)合以上任務(wù)需求可知,轉(zhuǎn)位機構(gòu)需要具備轉(zhuǎn)動精度高、臂桿尺寸短、關(guān)節(jié)出力大的特點,不僅能夠帶動艙體在平面內(nèi)精準(zhǔn)轉(zhuǎn)動90°,還能夠克服側(cè)向?qū)拥牟东@力,與對接機構(gòu)配合完成轉(zhuǎn)位后再對接,即實驗艙平面轉(zhuǎn)動到側(cè)向?qū)涌诤?由轉(zhuǎn)臂關(guān)節(jié)鎖定來保持實驗艙相對核心艙的位置和姿態(tài)不變,之后對接機構(gòu)對接環(huán)推出,壓緊捕獲鎖,進(jìn)而實現(xiàn)無撞擊的靜態(tài)捕獲。這樣,全程不需要實驗艙軌控發(fā)動機點火來輔助對接,對組合體姿態(tài)無干擾,能有效提高轉(zhuǎn)位任務(wù)可靠性。據(jù)此設(shè)計的轉(zhuǎn)位機構(gòu)分為轉(zhuǎn)臂和基座2個部分,如圖2所示。其中:轉(zhuǎn)臂可以看作2自由度的小機械臂,安裝在實驗艙上,具有2個回轉(zhuǎn)軸線平行的關(guān)節(jié),與實驗艙固聯(lián)的轉(zhuǎn)臂關(guān)節(jié)為肩關(guān)節(jié),另一端關(guān)節(jié)為腕關(guān)節(jié),用于捕獲核心艙上的基座;2個基座安裝在核心艙節(jié)點艙左右兩側(cè),與實驗艙轉(zhuǎn)臂配合,分別將2個實驗艙轉(zhuǎn)位至節(jié)點艙的兩側(cè)對接口。

圖2 平轉(zhuǎn)式轉(zhuǎn)位機構(gòu)基座與轉(zhuǎn)臂

轉(zhuǎn)臂通過肩、腕關(guān)節(jié)交替轉(zhuǎn)動,帶動實驗艙在平面內(nèi)旋轉(zhuǎn)90°,從軸向?qū)涌谵D(zhuǎn)位至側(cè)向?qū)涌凇D3以問天實驗艙為例給出了平轉(zhuǎn)式轉(zhuǎn)位機構(gòu)路徑,夢天實驗艙轉(zhuǎn)位路徑與之鏡像對稱。

圖3 問天實驗艙轉(zhuǎn)位路徑

相對翻轉(zhuǎn)式轉(zhuǎn)位方案,平轉(zhuǎn)式轉(zhuǎn)位方案具有被轉(zhuǎn)艙段指向不變的優(yōu)點,滿足我國空間站任務(wù)需求,實現(xiàn)系統(tǒng)性能最優(yōu)。同時,平轉(zhuǎn)式轉(zhuǎn)位機構(gòu)也存在關(guān)節(jié)運動耦合、緩沖系統(tǒng)復(fù)雜、結(jié)構(gòu)質(zhì)量大、只能“一對一”轉(zhuǎn)位(翻轉(zhuǎn)式轉(zhuǎn)位可以由軸向?qū)涌谵D(zhuǎn)位至2個相鄰側(cè)向?qū)涌?實現(xiàn)“一對二”轉(zhuǎn)位)等特點。

在明確采用上述平轉(zhuǎn)式轉(zhuǎn)位方案后,設(shè)計艙段轉(zhuǎn)位實現(xiàn)方案,解決轉(zhuǎn)位過程中空間站姿態(tài)穩(wěn)定指向難題,設(shè)計選取了轉(zhuǎn)位任務(wù)窗口,以確保轉(zhuǎn)位全程測控鏈路暢通、能源充足,從而提高任務(wù)安全性和可靠性。

1.2 艙段轉(zhuǎn)位實現(xiàn)方案

1.2.1 實驗艙轉(zhuǎn)位流程

實驗艙轉(zhuǎn)位流程始于主動對接機構(gòu)的對接鎖解鎖,對接機構(gòu)與轉(zhuǎn)位機構(gòu)配合動作,轉(zhuǎn)位流程如圖4所示。①對接鎖解鎖,對接環(huán)推出,實驗艙和核心艙仍由對接機構(gòu)連接;②轉(zhuǎn)位機構(gòu)肩關(guān)節(jié)轉(zhuǎn)動,帶動腕關(guān)節(jié)捕獲核心艙基座,對接環(huán)收回,實驗艙和核心艙由轉(zhuǎn)位機構(gòu)連接;③腕關(guān)節(jié)轉(zhuǎn)動45°,帶動實驗艙相對于核心艙在平面內(nèi)轉(zhuǎn)動45°;④腕關(guān)節(jié)繼續(xù)轉(zhuǎn)動117°,同時肩關(guān)節(jié)轉(zhuǎn)動117°,帶動實驗艙在平面內(nèi)平動,實驗艙和核心艙軸線夾角保持45°不變;⑤腕關(guān)節(jié)最后轉(zhuǎn)動45°,帶動實驗艙轉(zhuǎn)位至側(cè)向?qū)涌?實驗艙和核心艙軸線夾角達(dá)到90°;⑥對接環(huán)推出,捕獲核心艙側(cè)向?qū)訖C構(gòu),轉(zhuǎn)位機構(gòu)轉(zhuǎn)臂與基座解鎖、收回,對接環(huán)拉回,對接鎖鎖緊,轉(zhuǎn)位完成。從整個空間站測控和能源安全角度考慮,實驗艙轉(zhuǎn)位時長不超過90min。

圖4 轉(zhuǎn)位機構(gòu)與對接機構(gòu)配合轉(zhuǎn)位流程

1.2.2 轉(zhuǎn)位姿態(tài)飛行方案

實驗艙轉(zhuǎn)位過程中,空間站組合體從初始狀態(tài)的對接機構(gòu)剛性連接變?yōu)檗D(zhuǎn)位機構(gòu)連接,整站剛度將下降2個數(shù)量級,轉(zhuǎn)位機構(gòu)負(fù)載23t實驗艙艙體后的組合體基頻只有約0.02Hz,形成大慣量、超低頻、變構(gòu)型的剛?cè)狁詈隙囿w系統(tǒng),給動力學(xué)建模和姿態(tài)控制均帶來較大困難[9]。同時,對接機構(gòu)、轉(zhuǎn)位機構(gòu)在機構(gòu)動作期間的抗載荷能力較弱,限制姿態(tài)控制力矩不能超過100N·m,使得姿態(tài)控制方案設(shè)計難度極大。因此,為減小轉(zhuǎn)位期間艙體激勵載荷,采用空間站姿態(tài)主動?？氐姆桨?即:從對接機構(gòu)對接鎖解鎖時刻起,空間站姿態(tài)處于停控狀態(tài);直至轉(zhuǎn)位完成,對接鎖重新鎖緊,空間站恢復(fù)為對接機構(gòu)剛性連接,姿態(tài)控制啟動,恢復(fù)3軸穩(wěn)定飛行姿態(tài)。

通過仿真分析發(fā)現(xiàn),在3軸穩(wěn)定對地飛行姿態(tài)下開始實驗艙轉(zhuǎn)位,在姿態(tài)主動控制停止后,空間站組合體將處于自由漂浮狀態(tài)。在重力梯度力矩和大氣阻力力矩等環(huán)境干擾力矩影響下,空間站姿態(tài)角會發(fā)生大幅度漂移:滾動軸和偏航軸漂移大于360°、俯仰軸漂移大于180°,姿態(tài)角速度大于0.3(°)/s,導(dǎo)致轉(zhuǎn)位期間天地測控通信斷斷續(xù)續(xù),嚴(yán)重影響任務(wù)安全性和可靠性。

為滿足空間站指向穩(wěn)定的需求,采用以重力梯度力矩和氣動力矩為主要控制力矩的被動穩(wěn)定飛行姿態(tài),作為轉(zhuǎn)位開始時刻的初始姿態(tài),如圖5(a)圖所示。具體為:核心艙后端對接口向下指向地球,空間站太陽翼水平/垂直歸零鎖定,以最小迎風(fēng)面飛行,核心艙3-1-2歐拉角為(0°,90°,90°)。該飛行姿態(tài)有效利用了空間站組合體大長徑比的構(gòu)型特點,俯仰(沿本體坐標(biāo)系oxyz的oy軸)和偏航(沿oz軸)通道由重力梯度力矩分量My和Mz控制,滾轉(zhuǎn)通道(沿ox軸)由實驗艙太陽翼產(chǎn)生的大氣阻力力矩Mx控制,如圖5(b)所示,從而實現(xiàn)空間站在姿態(tài)?？叵碌?軸被動穩(wěn)定控制。為保障轉(zhuǎn)位期間測控通信暢通,空間站3軸姿態(tài)角漂移應(yīng)不超過50°,姿態(tài)角速度不大于0.1(°)/s。

注:本體坐標(biāo)系oxyz與空間站本體固連;軌道坐標(biāo)系OXYZ通過3-1-2轉(zhuǎn)序(0°,90°,90°)轉(zhuǎn)動得到本體坐標(biāo)系oxyz。

1.2.3 轉(zhuǎn)位窗口選取方案

空間站轉(zhuǎn)位期間采用重力梯度被動穩(wěn)定姿態(tài)飛行,該姿態(tài)與常規(guī)3軸穩(wěn)定對地定向飛行姿態(tài)不同,必須選取合適的任務(wù)窗口,才能使得艙段轉(zhuǎn)位過程中空間站中繼測控鏈路持續(xù)保持暢通,確保地面飛控人員對轉(zhuǎn)位任務(wù)全程可見可控,并在故障情況下及時采取處置措施,進(jìn)而大幅度提高任務(wù)安全性和可靠性。

實驗艙開始轉(zhuǎn)位后,與核心艙間的電氣連接將斷開,兩艙通過各自配置的中繼天線下行遙測數(shù)據(jù)及接收地面指令,即采用雙目標(biāo)測控體制:核心艙中繼天線、實驗艙中繼天線分別跟蹤中繼衛(wèi)星,建立穩(wěn)定的天地測控鏈路。

為提高轉(zhuǎn)位過程的測控覆蓋率,結(jié)合轉(zhuǎn)位構(gòu)型及初始姿態(tài)、中繼天線在空間站上的安裝位置、中繼衛(wèi)星位置等因素,通過軌道特點分析和測控仿真的方法將轉(zhuǎn)位窗口選擇在目標(biāo)中繼衛(wèi)星位于空間站軌道面同側(cè)的飛行弧段,以使核心艙和實驗艙的中繼天線持續(xù)朝向同側(cè)中繼衛(wèi)星方向,由2顆相鄰的中繼衛(wèi)星接力提供測控區(qū),可滿足測控覆蓋時長大于轉(zhuǎn)位時長的任務(wù)需求。仿真結(jié)果表明,轉(zhuǎn)位過程測控覆蓋率達(dá)到100%,保證了轉(zhuǎn)位全程可見可控。

1.2.4 能源平衡方案

空間站轉(zhuǎn)位采用非常規(guī)的飛行姿態(tài),為盡可能降低氣動力矩對姿態(tài)的干擾影響,各艙段太陽翼應(yīng)鎖定在水平或垂直狀態(tài),這將導(dǎo)致整個空間站發(fā)電能力相應(yīng)降低。為確保轉(zhuǎn)位期間空間站平臺能源充足,在轉(zhuǎn)位前狀態(tài)設(shè)置期間,將各艙段儲能電池電壓升高以儲備更多電能,并將太陽翼鎖定方向朝向光照面;另外,對于耗能較高的設(shè)備和載荷,則根據(jù)任務(wù)優(yōu)先級分別采取降檔、待機或關(guān)機的措施,以降低整個空間站負(fù)載。轉(zhuǎn)位過程中,空間站各艙段放電深度應(yīng)不超過50%。

1.2.5 大機械臂備份轉(zhuǎn)位待命方案

空間站大機械臂同樣具備轉(zhuǎn)位艙段的功能,負(fù)載能力、到位精度、可靠性均能夠滿足轉(zhuǎn)位任務(wù)要求[10]。它與轉(zhuǎn)位機構(gòu)轉(zhuǎn)位的區(qū)別在于:①機械臂除艙段轉(zhuǎn)位任務(wù)外,還承擔(dān)艙外設(shè)備安裝及維修、輔助航天員出艙等多項任務(wù),轉(zhuǎn)位機構(gòu)則是專為轉(zhuǎn)位任務(wù)設(shè)計的專用工具;②機械臂具備7個自由度,與轉(zhuǎn)位機構(gòu)相比更加靈活,操作空間更大,剛度則較低,尤其在大負(fù)載情況下,柔性特性明顯;③機械臂末端承載較轉(zhuǎn)位機構(gòu)小,轉(zhuǎn)位后側(cè)向再對接時需要實驗艙軌控發(fā)動機點火輔助捕獲對接,會對空間站姿態(tài)產(chǎn)生較大干擾,不利于測控通信。綜合考慮后,我國空間站確定以轉(zhuǎn)位機構(gòu)為主份、大機械臂為備份的艙段轉(zhuǎn)位方案。

轉(zhuǎn)位機構(gòu)執(zhí)行轉(zhuǎn)位任務(wù)期間,大機械臂一端固定在核心艙上,另一端懸停在實驗艙上方。一方面,利用機械臂相機居高臨下拍攝轉(zhuǎn)位高清圖像,并通過天地測控鏈路向地面實時傳輸;另一方面,在轉(zhuǎn)位機構(gòu)出現(xiàn)嚴(yán)重故障導(dǎo)致無法繼續(xù)轉(zhuǎn)位時,及時介入接手,捕獲實驗艙,繼續(xù)接力完成轉(zhuǎn)位任務(wù)。機械臂相對艙體的慣量不足1%、迎流面積不足0.1%,其位置和姿態(tài)對組合體姿態(tài)影響可以忽略不計,但必須確保機械臂不遮擋測控鏈路和敏感器視場。

1.2.6 艙外攝像支持方案

轉(zhuǎn)位期間,除機械臂相機外,還可調(diào)用空間站多臺艙外攝像機從不同角度拍攝轉(zhuǎn)位過程,并向地面實時傳輸多路高清圖像,實現(xiàn)無死角、全方位監(jiān)控在軌轉(zhuǎn)位全程,并輔助地面判斷轉(zhuǎn)位狀態(tài)及應(yīng)急故障處置,進(jìn)一步提高任務(wù)可靠性。為滿足轉(zhuǎn)位過程地面可見的需求,在設(shè)計選取轉(zhuǎn)位窗口時還綜合考慮太陽光照的約束條件,進(jìn)一步優(yōu)選出轉(zhuǎn)位任務(wù)窗口。

2 方案驗證

2.1 仿真驗證

將核心艙、實驗艙艙體作為剛體考慮,核心艙太陽翼、實驗艙太陽翼、轉(zhuǎn)位機構(gòu)轉(zhuǎn)臂作為柔性體考慮,建立空間站轉(zhuǎn)位多體動力學(xué)仿真模型。通過空間站組合體動力學(xué)與控制聯(lián)合仿真軟件,開展重力梯度力矩、大氣阻力力距計算模型的聯(lián)合交互式仿真,如圖6所示。

圖6 空間站組合體動力學(xué)與控制聯(lián)合仿真架構(gòu)

以空間站轉(zhuǎn)位初始姿態(tài)角(0°,90°,90°)、3-1-2轉(zhuǎn)序作為仿真初始條件,開始艙段轉(zhuǎn)位仿真。在停止姿態(tài)主動控制的情況下飛行約4000s后,核心艙3軸歐拉角最大漂移量不超32°,姿態(tài)角速度不超過0.05(°)/s,滿足3軸歐拉角漂移不超過50°、姿態(tài)角速度不大于0.1(°)/s的指標(biāo)要求,如圖7所示。仿真結(jié)果表明:①轉(zhuǎn)位全程空間站組合體姿態(tài)處于被動穩(wěn)定,確保測控鏈路通暢;②滾動軸指向在1000s后變化顯著增大,該時刻實驗艙相對于核心艙開始轉(zhuǎn)動,此時核心艙姿態(tài)變化是由于實驗艙轉(zhuǎn)動引起的兩艙間角動量交換。

注:Az,Ax,Ay分別為按3-1-2轉(zhuǎn)序第1次、第2次和第3次旋轉(zhuǎn)角。

2.2 地面試驗驗證

為驗證空間站艙段平轉(zhuǎn)式轉(zhuǎn)位方案的正確性,在地面利用氣浮臺和艙體模擬器搭建轉(zhuǎn)位機構(gòu)轉(zhuǎn)位實驗艙地面驗證試驗平臺,如圖8所示。

圖8 轉(zhuǎn)位機構(gòu)轉(zhuǎn)位實驗艙地面驗證試驗

在圖8中,轉(zhuǎn)位機構(gòu)、對接機構(gòu)均采用與空間站狀態(tài)一致的產(chǎn)品,安裝在艙體模擬器上。艙體模擬器底座上安裝氣足,放置在氣浮平臺上,通過氣浮方式實現(xiàn)重力卸載,以減小在平面內(nèi)2維運動及偏航轉(zhuǎn)動的摩擦力,模擬轉(zhuǎn)位期間的失重環(huán)境,可以真實驗證平轉(zhuǎn)式轉(zhuǎn)位路徑、轉(zhuǎn)位流程、機構(gòu)動作時序、機構(gòu)精度匹配的正確性。指令發(fā)送、遙測信息接收的設(shè)備及鏈路與空間站狀態(tài)一致,可以驗證艙段轉(zhuǎn)位信息流交互的協(xié)調(diào)性和接口匹配性。試驗結(jié)果為:①轉(zhuǎn)位機構(gòu)能夠帶動實驗艙模擬器從核心艙模擬器的軸向?qū)涌谵D(zhuǎn)位至側(cè)向?qū)涌?表明平轉(zhuǎn)式轉(zhuǎn)位路徑設(shè)計正確;②對接機構(gòu)與轉(zhuǎn)位機構(gòu)動作協(xié)調(diào)匹配,按時序完成了解鎖、分離、轉(zhuǎn)位、側(cè)向捕獲、對接鎖緊等動作,轉(zhuǎn)位流程中涉及機構(gòu)精度匹配的3個環(huán)節(jié)——轉(zhuǎn)臂捕獲基座精度、實驗艙轉(zhuǎn)動到位精度、對接機構(gòu)側(cè)向捕獲精度均優(yōu)于精度鏈分配的指標(biāo)要求,表明轉(zhuǎn)位流程、機構(gòu)動作時序、機構(gòu)精度鏈匹配性設(shè)計正確;③轉(zhuǎn)位相關(guān)指令發(fā)送、遙測信息接收正確,驗證了艙段轉(zhuǎn)位信息流交互的協(xié)調(diào)性和空間站產(chǎn)品信息接口匹配性。

2.3 在軌驗證

2022年9月30日11:45,問天實驗艙轉(zhuǎn)位開始;45min后轉(zhuǎn)位至核心艙IV象限對接口,見圖9;12:44,問天實驗艙對接機構(gòu)側(cè)向鎖緊完成,空間站組合體由兩艙一字構(gòu)型變?yōu)長字構(gòu)型并恢復(fù)至剛性連接,姿態(tài)控制啟動,問天實驗艙轉(zhuǎn)位任務(wù)圓滿完成。

圖9 問天實驗艙轉(zhuǎn)位任務(wù)

2022年11月3日08:33,夢天實驗艙轉(zhuǎn)位開始;45min后夢天實驗艙轉(zhuǎn)位至核心艙II象限對接口;09:32,夢天實驗艙對接機構(gòu)側(cè)向鎖緊完成,空間站組合體由三艙├構(gòu)型變?yōu)門字構(gòu)型并恢復(fù)至剛性連接,姿態(tài)控制啟動,夢天實驗艙轉(zhuǎn)位任務(wù)圓滿完成。

在2次實驗艙轉(zhuǎn)位任務(wù)中,空間站姿態(tài)角實測數(shù)據(jù)與仿真結(jié)果吻合(如圖10所示),仿真誤差優(yōu)于4%,姿態(tài)角速度不超過0.05(°)/s,整個空間站指向穩(wěn)定,驗證了轉(zhuǎn)位姿態(tài)飛行方案的正確性。

圖10 2次轉(zhuǎn)位任務(wù)姿態(tài)實測數(shù)據(jù)與仿真結(jié)果對比

轉(zhuǎn)位全程測控鏈路暢通,地面通過遙測數(shù)據(jù)和高清視頻圖像監(jiān)控實驗艙轉(zhuǎn)位?？臻g站能源充足,轉(zhuǎn)位時長滿足指標(biāo)要求,并留有裕度,有效保障了空間站平臺和航天員的安全,全面驗證了空間站艙段平轉(zhuǎn)式轉(zhuǎn)位方案的正確性。

3 結(jié)束語

空間站艙段轉(zhuǎn)位作為空間站組裝建造階段最重要的任務(wù),不容有失。針對我國空間站自身特點,首次提出了平轉(zhuǎn)式艙段轉(zhuǎn)位方案,滿足了實驗艙轉(zhuǎn)位前后艙體指向保持不變的任務(wù)需求,實現(xiàn)了系統(tǒng)性能最優(yōu);設(shè)計了空間站轉(zhuǎn)位飛行姿態(tài),解決了?？貭顟B(tài)下空間站姿態(tài)穩(wěn)定指向的難題;設(shè)計選取轉(zhuǎn)位任務(wù)窗口,確保轉(zhuǎn)位全程測控鏈路暢通、光照充足,提高了轉(zhuǎn)位任務(wù)的可靠性。地面試驗和在軌2次實驗艙轉(zhuǎn)位任務(wù),全面驗證了空間站艙段平轉(zhuǎn)式轉(zhuǎn)位方案的正確性?？臻g站艙段轉(zhuǎn)位作為一項已經(jīng)成功在軌應(yīng)用的技術(shù),未來還可以應(yīng)用于空間站擴(kuò)展建造、大型空間設(shè)施在軌組建等領(lǐng)域。