自动运输飞行器与国际空间站交会

20 0 4年 ,自动运输飞行器 (ATV)将由阿里亚娜 5号发射升空。发射 5天后 ,ATV与国际空间站进行自动交会、对接。发射时的总重量为 2 0 .5t,将携带最多 9t的补给、有效载荷、宇航员用品以及推进剂。ATV将在轨运行 6个月 ;在轨期间 ,ATV也为空间站提供助推与姿态控制。返回时 ,ATV将装载最多 5 .5t的废弃物 (其中包括 840kg的液体垃圾 ) ,再入大气层时焚毁。在许多方面 ,ATV的首次飞行 (代号为“儒勒·凡尔纳”)将创造欧洲历史上的几个第一 :欧洲航天器第一次进行交会、对接 ;几个第一使用光学传感器与空间站进行自动交会 ;目标的姿态…     

航天器快捷交会技术分析

快捷交会对航天乘员与飞行任务都是非常有利的。快捷交会的基本原理是减少调相段飞行圈数;为此,需设计可完成一系列交会程序的较短的飞行时间,并获得与飞行时间相匹配的较小的初相角。快捷交会的关键技术包括提高入轨精度,增强追踪飞行器的自主计算与轨道控制能力,扩大地面站覆盖范围,以及对目标飞行器轨道的精准调整。     

交会对接任务轨道控制规划设计与实施简

针对我国空间交会对接轨道控制规划技术,研究了轨道交会优化、应急轨道控制、安全轨道防护和发射窗口规划等一系列关键问题.设计了全寿命周期交会对接任务轨道控制规划方案,从目标飞行器发射到飞船返回,对轨道控制进行了全程协同、全局优化.设计了相位、高度、圆化度多目标融合控制算法;建立了规划变量对远距离导引终点六自由度的独立控制方程;设计了标称整体规划与动态逐级规划相结合的多模式规划策略;基于导引终点整体调整和局部调整的方式,实现了正常和应急条件下天地导引交接点的动态规划;提出了基于飞行控制过程建模的导引终点精度分析方法,确定了地面导引向自主导引切换的关键判据;建立了多约束交会对接发射窗口模型,构建了多任务多年度发射窗口集合.交会对接轨道控制规划技术成功应用于神舟八号、神舟九号和神舟十号交会对接任务.     

交会对接任务轨道控制规划设计与实施

针对我国空间交会对接轨道控制规划技术,研究了轨道交会优化、应急轨道控制、安全轨道防护和发射窗口规划等一系列关键问题。设计了全寿命周期交会对接任务轨道控制规划方案,从目标飞行器发射到飞船返回,对轨道控制进行了全程协同、全局优化。设计了相位、高度、圆化度多目标融合控制算法;建立了规划变量对远距离导引终点六自由度的独立控制方程;设计了标称整体规划与动态逐级规划相结合的多模式规划策略;基于导引终点整体调整和局部调整的方式,实现了正常和应急条件下天地导引交接点的动态规划;提出了基于飞行控制过程建模的导引终点精度分析方法,确定了地面导引向自主导引切换的关键判据;建立了多约束交会对接发射窗口模型,构建了多任务多年度发射窗口集合。交会对接轨道控制规划技术成功应用于神舟八号、神舟九号和神舟十号交会对接任务。     

交会对接平移靠拢段手控策略设计

以载人飞船与目标飞行器进行交会对接为背景,探讨了平移靠拢段的手动控制策略。载人飞船作为追踪飞行器,姿态控制采用自动控制的方式,而平移控制则以控制效能指标为依据,结合飞船轨道运动特性,采用手动控制的方式操纵飞船与目标飞行器对接,以此给出了轨道面内和垂直于轨道面方向的控制策略。仿真结果表明,使用平移手动控制策略,对接精度高、时间短、燃料消耗量少,可完成交会对接任务。     

空间站舱内飞行器总体设计及试验方案研究

针对我国对能在空间站内部运动、完成飞行试验与在轨服务任务的舱内飞行器的研制需求,设计了一种舱内飞行器总体方案,提出了关键指标要求及子系统层级的舱内飞行器实现方案。在此基础上,对飞行器各系统包括结构、电源、综合电子、通信、GNC等进行了设计与校核。最后,对舱内飞行器的在轨算法试验和地面测试仿真方案进行了分析与设计。方案可行性通过舱内自主交会数值仿真得到了验证。     

考虑相对几何约束的载人月面上升交会轨道研究

针对载人月面上升交会任务对任务快速性和自主性的高要求,基于共椭圆交会方案,将提升任务自主能力的相对测量条件和航天员的操控特点量化为着陆器与目标飞行器的相对几何约束,设计了载人月面上升交会轨道的参数。首先建立了载人月面上升交会飞行过程的时间、相位和速度增量解析模型,然后提出了相对几何约束模型,最后分析了入轨相位差随Lambert转移轨道半长轴单调递增的规律,提出了通过确定边界值来快速求解可行域的方法。仿真验证了方法的有效性,计算分析了任务周期、速度增量、相对距离在可行域内的取值情况,结果表明当目标环月轨道高度取300 km时,过渡轨道不应低于220 km,相对测量范围至少750 km。     

火箭在轨大尺寸、重负载交会对接技术研究

根据国内外空间交会对接技术的发展现状,以及我国深空探测任务的不断发展,提出研究火箭在轨大尺寸、重负载交会对接技术,满足我国航天事业的未来发展和规划复杂飞行任务的需求。重点对火箭在轨大尺寸、重负载交会对接的关键技术进行了梳理,通过分析认为火箭在轨大尺寸、重负载交会对接技术的研究复杂、难度大、周期长,因此其预研工作的开始已经迫在眉睫。     

航天器人控交会对接系统工效学要求与评价技术研究及实践

从人-系统整合的角度分析提出了工效学要求指标体系,通过试验研究确定了工效学要求,基于小样本理论和可靠性试验方法建立了复杂人控回路工效学评价方法。对人控交会对接系统工程设计开展了系统级评价试验,重点评估了航天器显控系统与人的能力匹配性;结合神舟八号与天空一号自动对接过程中下传的电视图像分析确定了人控交会对接适宜的光照环境;通过神舟九号和神舟十号载人航天飞行任务中人控交会对接试验,验证了工效学要求的合理性和工效学评价结果的正确性。最后提出了我国空间站任务阶段航天器人控交会对接系统工效学研究的重点。     

TG01/SZ08交会对接轨道确定与预报精度分析

以我国首次空间交会对接为背景,介绍了交会对接任务轨道计算和预报的新特点。针对TG01("天宫一号"目标飞行器)调相控制期间的中长期轨道预报问题,分析了影响预报精度的多种因素,定量给出了偏航飞行姿态对轨道预报的影响,通过对不同策略预报结果的比较,制定了轨道预报的最优策略;针对SZ08("神舟八号"飞船)远距离导引期间的短弧定轨,采用适应短弧情况下的定轨策略,分别利用3圈、6圈地基统一S频段和中继卫星数据的定轨位置精度优于50m。     

交会对接任务两目标协同控制技术研究

在载人航天工程交会对接任务阶段,北京航天飞行控制中心首次实现了真正意义上的两目标协同控制,完成了协同体系构建、协同模式研究、协同技术攻关、协同方案设计、协同系统研制的完整技术演进过程。本文主要目标是对交会对接任务北京中心的两目标协同控制技术研究成果进行总结,主要涉及在交会对接任务协同控制技术体系构建、两目标关联计划工作模式、两目标注入安排协同设计与实施的经验与不足,通过对协同系统在交会对接任务中的实战应用情况,分析交会对接任务在协同自动化手段方面的成果和后续改进完善方向,为后续空间站任务设计和实现更复杂的多目标协同控制体系积累经验和教训。     

交会对接任务两目标协同控制技术研究简

在载人航天工程交会对接任务阶段,北京航天飞行控制中心首次实现了真正意义上的两目标协同控制,完成了协同体系构建、协同模式研究、协同技术攻关、协同方案设计、协同系统研制的完整技术演进过程.本文主要目标是对交会对接任务北京中心的两目标协同控制技术研究成果进行总结,主要涉及在交会对接任务协同控制技术体系构建、两目标关联计划工作模式、两目标注入安排协同设计与实施的经验与不足,通过对协同系统在交会对接任务中的实战应用情况,分析交会对接任务在协同自动化手段方面的成果和后续改进完善方向,为后续空间站任务设计和实现更复杂的多目标协同控制体系积累经验和教训.     

手控交会对接靶标的光照遮挡仿真与预报

针对我国交会对接过程中出现目标靶标被遮挡的现象,研究手控对接过程中靶标被遮挡的可能性,并仿真了遮挡过程。首先分析了目标飞行器前锥面和飞船自身以及帆板在交会对接中形成遮挡的特点,基于空间三维矢量投射原理,建立了各部分对靶标底盘产生遮挡的投影模型和遮挡模型,基于交会对接运动规律以及太阳矢量,计算获取了遮挡方位以及遮挡时间,并通过三维图形实时渲染和轨迹变化曲线图再现了遮挡过程,直观易懂。经与神八、神九交会对接光照遮挡比对,验证了方法的正确性及有效性。该方法已成功应用于地面支持任务中。     

环月快速交会调相策略设计与任务分析

针对未来载人登月任务中登月前环月轨道交会对接与组装问题,基于我国现有近地两天交会对接飞行方案,设计了环月轨道一天快速降轨交会任务的调相变轨方案,采用四脉冲修正特殊点变轨算法进行求解。分析了快速交会的调相终端控制精度、最优初始相位角范围等任务特性参数,给出了满足调相段终端控制精度所需要的定轨精度,分析了环月轨道倾角、调相段终端瞄准相对状态和调相时间对最优初始相位角范围和变轨总速度增量的影响规律。仿真结果表明,实施环月快速交会任务,要求追踪器与目标器的定轨精度均较高,但追踪器的最优初始相位角范围较大。     

交会对接期间空间环境参数使用策略初探

交会对接前,飞船需要进行6次变轨来调整其与目标飞行器的位置,此过程为远距离导引段。在此期间,飞船测控弧段比较短,限制了使用空间环境参数解算大气阻力系数Cd值的精确性。为此制定的新策略采用两目标协同辨识空间环境参数定轨的方法,以追踪飞行器为基准,两个目标采用相同的定轨弧段和空间环境参数,发现分析结果与神舟八号、神舟九号在任务中计算的远距离导引相对精度相比提高了1个量级;并将该方法应用于神舟十号交会对接任务中,结果表明该策略是正确可行的。     

货运飞船遥操作交会对接仿真试验系统初步设计与仿真分析

以无人货运飞船与空间站交会对接为背景,设计并构建了一套货运飞船遥操作交会对接仿真系统,用于模拟空间站内航天员遥操作货运飞船进行交会对接,重点是各种时延条件下的仿真试验及评估分析.试验结果表明:在所设定的时延范围内,燃料消耗和任务用时受到时延大小的影响,而对接成功率和安全率则不受影响,即在TV图像和测量数据等辅助下,可完成航天员遥操作货运飞船与空间站的交会对接任务.     

基于混合粒子群算法的上升段交会弹道快速优化设计

基于梯度搜索的高效性和粒子群搜索的随机性,提出了一种混合粒子群算法,并应用该算法研究了运载火箭上升段交会弹道快速优化设计问题.以运载火箭与目标飞行器在交会时刻的距离最小为目标函数,设计了运载火箭飞行程序,建立了运载火箭上升段交会弹道优化模型,同时分别采用混合粒子群算法、遗传算法和粒子群算法进行求解.仿真结果表明:基于本文算法对运载火箭上升段交会弹道进行优化设计,平均交会位置误差为4.137m,较遗传算法减少了17.940m,平均优化耗时488.922s,较粒子群算法缩短了2342.125s.混合粒子群算法搜索速度较快,收敛精度较高,可用于运载火箭上升段交会弹道的快速优化设计.      

基于SDRE方法的空间飞行器轨道交会状态估计

针对空间飞行器自主交会对接的最终逼近阶段,采用雷达作为相对测量设备,建立了目标飞行器轨道坐标系下的相对运动方程以及基于星载雷达的测量模型;运用基于状态相关黎卡提方程(SDRE)的方法设计滤波器,对目标飞行器运动状态进行估计,给出了状态相关黎卡提方程的数值解法,通过具体仿真算例分析了所设计滤波器的性能,并与扩展卡尔曼滤波器进行了比较,结果表明所提出的滤波器模型具有更高的相对状态确定精度.     

交会对接任务碰撞规避策略制定研究

针对交会对接任务目标飞行器与追踪器轨道运行特性,综合考虑规避策略计算方法与工程实际相结合的问题,提出高度规避、时间规避以及与正常轨控相结合的碰撞规避策略计算方法等三种空间目标碰撞规避策略计算方法。高度规避计算方法采用了Lambert飞行原理,用简化二体开普勒模型取代高精度轨道预报方法,迭代求解规避机动速度增量,实现了通过约束过交点与目标径向距离差得到速度增量的最优解;时间规避计算方法通过轨道周期与速度增量的关系,实现了通过约束过交点与目标的时间差得到速度增量的最优解;与正常轨控相结合的碰撞规避策略计算方法,在正常控制考虑冗余控制量的基础上,对控制策略的控制开始时间或沿迹方向的速度增量进行较小的修正,使两者通过碰撞点的时刻或径向距离错开,达到碰撞规避的目的,该方法不仅可以节省燃料、而且对任务的影响较小。通过对三种空间目标碰撞规避策略计算方法仿真分析结果表明,完全适用于交会对接任务,可为我国载人航天任务飞行安全提供技术保障。     

交会对接任务碰撞规避策略制定研究简

针对交会对接任务目标飞行器与追踪器轨道运行特性,综合考虑规避策略计算方法与工程实际相结合的问题,提出高度规避、时间规避以及与正常轨控相结合的碰撞规避策略计算方法等三种空间目标碰撞规避策略计算方法.高度规避计算方法采用了Lambert飞行原理,用简化二体开普勒模型取代高精度轨道预报方法,迭代求解规避机动速度增量,实现了通过约束过交点与目标径向距离差得到速度增量的最优解;时间规避计算方法通过轨道周期与速度增量的关系,实现了通过约束过交点与目标的时间差得到速度增量的最优解;与正常轨控相结合的碰撞规避策略计算方法,在正常控制考虑冗余控制量的基础上,对控制策略的控制开始时间或沿迹方向的速度增量进行较小的修正,使两者通过碰撞点的时刻或径向距离错开,达到碰撞规避的目的,该方法不仅可以节省燃料、而且对任务的影响较小.通过对三种空间目标碰撞规避策略计算方法仿真分析结果表明,完全适用于交会对接任务,可为我国载人航天任务飞行安全提供技术保障.