新一代空间交会对接光学成像敏感器

摘要： 为满足中国未来空间交会对接任务对光学成像敏感器工作能力尤其是杂光抑制能力的更高需求,研制新一代空间交会对接光学成像敏感器.该产品多项指标优于其上一代产品神舟八号CCD光学成像敏感器,测量距离由原来的150~2 m范围提升为250~0.9 m范围;目标捕获时间由10 s缩短为0.32 s;抗杂光干扰能力大幅提升,实现准全天候工作.该产品已在中国神舟十一号载人飞船、天舟一号货运飞船与天宫二号的交会对接任务中成功验证,可在后续更好地服务中国空间站、探月三期等工程的交会对接任务.介绍该产品的测量原理、系统组成、地面试验和在轨工作表现等情况,并给出相应结论.     

神舟八号飞船交会对接制导、导航与控制系统及其飞行结果评价

介绍神舟八号飞船交会对接制导、导航与控制系统的组成和工作原理,交会对接任务阶段划分,系统实现需关注的问题,以及神舟八号飞船与天宫一号目标飞行器首次交会对接飞行试验的结果和评价.     

人控交会对接九自由度半物理仿真试验系统设计及验证

以人控交会对接半物理仿真试验需求为背景,提出了可对人控交会对接控制系统单机敏感器性能和控制律设计方案进行仿真验证的人控交会对接九自由度半物理仿真试验系统的设计方法,给出了利用该设计方法对神舟九号飞船人控交会对接控制系统的仿真验证结果.神舟九号飞船与天宫一号目标飞行器首次在轨人控交会对接的工程实践结果表明,人控交会对接九自由度半物理仿真试验系统的设计方法正确.     

交会对接步骤详解

神舟八号载人飞船与天宫一号目标飞行器整个交会对接过程分为交会对接准备段、交会段、对接段、组合体飞行段和撤离段。交会对接准备段:载人飞船发射前,天宫一号目标飞行器降低轨道并调整朝向,完成交会对接准备。交会段:飞船发射入轨后,首先     

天宫一号目标飞行器GNC分系统容错策略设计

天宫一号目标飞行器是中国研制的新一代专门用于交会对接的大型载人航天器.为保证其长期在轨安全可靠运行,顺利完成与载人飞船的交会对接任务,以及单体飞行和组合体飞行期间的姿态和轨道控制任务,要求GNC分系统设计充分的容错策略.对GNC分系统软硬件平台进行介绍,对敏感器、执行机构以及控制器的软硬件容错策略进行详述.该策略在实际应用中得到验证,结果表明设计合理,可以有效提高GNC分系统的系统性能和可靠性.     

神舟八号飞船航天测控纪念

2011年11月1日,中国用改进型长征二号F运载火箭,在酒泉卫星发射中心成功发射了神舟八号飞船,并与开宫一号目标飞行器进行了空间交会对接试验。在此次任务中,西安卫星测控中心和所属的国内、国外以及国际联网测控站圆满完成了神舟八号飞船发射测控、空间交会对接测控和神舟八号飞船返回舱搜索回收等任务。     

苍穹飞吻——空间交会与对接

中国首次空间交会对接任务已进入发射实施阶段,在先后发射天宫一号目标飞行器和神舟八号飞船后,中国还将发射神舟九号、神舟十号飞船,继续实施空间交会对接飞行任务,并将在2020年建造长期载人空间站。本刊特编撰"空间交会与对接"专题,以飨读者。     

天舟二号货运飞船全相位自主快速交会对接技术和在轨验证

介绍天舟二号货运飞船全相位自主快速交会对接技术和在轨飞行结果.介绍21世纪以来交会对接发展的两个趋势：自主和快速；给出天舟二号货运飞船全相位自主快速交会对接方案，以及主要技术特点；给出天舟二号货运飞船5~8 h飞控实施方案和推迟一天发射的飞控实施方案，以及在轨执行效果.天舟二号货运飞船入轨自主快速交会对接是世界上首次进行的全自主快速交会对接任务，为我国空间站工程后续任务奠定了坚实的技术基础.     

苍穹飞吻——中国掌握空间交会对接技术

北京时间11月3日凌晨1时36分,天宫一号目标飞行器与神舟八号飞船顺利完成首次交会对接,中国载人航天首次空间交会对接取得圆满成功。正在国外访问的中共中央总书记、国家主席、中央军委主席胡锦涛专门发来贺电,祝贺中国首次空间交会对接任务圆     

基于交会对接CCD光学成像敏感器的双目测量算法

在空间交会对接近距离逼近阶段,CCD光学成像敏感器作为相对导航信息获取的主要测量敏感器,其测量性能直接关系到空间交会对接能否成功.针对适用于空间交会对接过程中CCD光学成像敏感器的双目测量算法展开研究,推导了基于主像机坐标系的双目测量算法计算公式,并重点对其抗干扰能力进行研究,最后对该双目测量算法进行了仿真分析并给出了仿真结果.     

基于代码自动生成的空间交会GNC系统仿真平台

空间交会对接GNC系统涉及目标器和追踪器两个航天器的姿态轨道控制,其数学仿真比一般的卫星更复杂.给出一种轨道动力学、姿态动力学、相对动力学、测量及执行部件等仿真模型的规范化方法,并在此基础上,提出一套基于代码自动生成技术的空间交会对接GNC仿真平台,该平台的模块化和自动化程度高、软件的可读性和通用性强,实现了两个航天器的快速规范化仿真,显著提高了研究人员的工作效率,为空间交会GNC系统的设计和仿真提供了良好的支持.     

一种空间目标高精度指向控制方法

针对空间动目标指向任务对卫星提出的高精度控制需求，研究了卫星星体/快反镜二级复合系统的指向控制问题，给出了一种空间运动目标高精度指向控制方法。首先，基于近圆轨道Clohessy Wiltshire方程获得追踪卫星与目标卫星的位置信息；然后，基于扩展Kalman滤波算法进行多信息融合确定追踪卫星姿态参数，并实时解算出追踪卫星载荷光轴与目标卫星的相对姿态，获得跟踪指向所需的方位角和俯仰角；最后，通过星体一级姿态控制和基于快反镜的载荷光轴二级指向控制，实现对目标卫星的快速、高精度指向。仿真结果表明，该方法可以在保证快速性的同时实现动态指向控制误差小于072″。该方法可以实现对空间目标的高精度指向控制，为未来空间中激光通信等航天任务提供技术支持。     

空间非合作目标交会对接影像测量自适应处理

分析了空间非合作目标影像测量及特征点提取机理,根据对接中特征点识别噪声不确定和空间摄动引起的模型误差,对传统滤波方法进行改进;通过量测更新后的新息数据对量测噪声量级进行估计,同时采用渐消自适应方法对模型误差进行处理,增进滤波效果;设计了针对空间非合作目标对接段的滤波器,能够提供对接段相对位置、速度、姿态角及角速率估计信息。仿真结果表明,提出的改进滤波算法能够在测量噪声不确定和模型误差条件下达到较好效果。     

交会对接敏感器总体设计要点分析

相对测量技术是完成在轨航天器交会对接的重要技术之一,设计能够完成相对位置、速度,以及近距离的相对角度、角速度测量的交会对接敏感器,用于确定交会的轨迹和控制对接时的相对运动,不仅要考虑实现功能、性能方面,还要考虑在工程实现中外太空杂光干扰、热环境等因素的影响．本文不涉及到交会敏感器的具体设计,而是从分系统的任务和技术总体设计角度,总结交会对接敏感器设计时应注意的几个方面．     

交会对接成像软件的多目标跟踪改进

介绍交会对接成像敏感器的工作原理以及由单组条带预判窗口跟踪模式的单一目标敏感器组成的交会对接测量系统.从敏感器嵌入式软件的层面,提出多目标窗口计算、多目标条带预判、多目标匹配计算和多目标测量结果处理等4项改进方法,在硬件系统完全不变的情况下,改善多目标跟踪交会对接敏感器性能.该项改进将单机系统提升为多机热备份系统,提高系统安全性.实现不同目标器之间的自主跟踪切换,优化交会对接流程.此外,变不同敏感器之间切换为敏感器处理对象切换,提升交会对接过程的可靠性.改进后的算法已在我国交会对接各重点型号试验中顺利应用.     

飞行器交会对接相对位置和姿态的估值方法

在飞行器的交会对接过程中 ,应用计算机视觉系统作为精确传感设备 ,测量飞行器相对于固定在空间站的坐标系的三维位置和方向 ,为导航和控制回路提供需要的反馈信息。文中研究了由计算机视觉系统采集的二维图像信息估计飞船相对于空间站的位置和姿态的方法 ;提出了光点检测光线拟合算法 ,并给出数字仿真结果。     

航天器相对导航与控制技术的典型任务

在空间交会对接、在轨服务、近距离目标监视以及航天器编队飞行任务中,通常需要通过相对导航与控制技术对相互邻近的航天器进行控制.回顾了该领域典型的空间任务,特别关注任务、相对导航与控制方法、相对测量设备、推进系统等主要特征,并总结了该项技术的发展趋势.     

Optimal guidance and collision avoidance for docking with the rotating target spacecraft

The guidance and control strategy for spacecraft rendezvous and docking are of vital importance, especially for a chaser spacecraft docking with a rotating target spacecraft. Approach guidance for docking maneuver in planar is studied in this paper. Approach maneuver includes two processes: optimal energy approach and the following flying-around approach. Flying-around approach method is presented to maintain a fixed relative distance and attitude for chaser spacecraft docking with target spacecraft. Due to the disadvantage of energy consumption and initial velocity condition, optimal energy guidance is presented and can be used for providing an initial state of flying-around approach process. The analytical expression of optimal energy guidance is obtained based on the Pontryagin minimum principle which can be used in real time. A couple of solar panels on the target spacecraft are considered as obstacles during proximity maneuvers, so secure docking region is discussed. A two-phase optimal guidance method is adopted for collision avoidance with solar panels. Simulation demonstrates that the closed-loop optimal energy guidance satisfies the ending docking constraints, avoids collision with time-varying rotating target, and provides the initial velocity conditions of flying-around approach maneuver. Flying-around approach maneuver can maintain fixed relative position and attitude for docking.