目标飞行器交会对接轨道的设计和控制

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1、26中国空间科学技术2011年6月ChineseSpaceScienceandTechnology第3期目标飞行器交会对接轨道的设计和控制李革非1’2宋军2谢剑锋2韩潮1许尤福2(1北京航空航天大学宇航学院，北京100083)(2北京航天飞行控制中心航天飞行动力学技术重点实验室，北京100094)摘要根据目标飞行器轨道高度和追踪飞行器入轨轨道高度，给出了目标飞行器交会对接轨道初始相位的设计方法。针对目标飞行器交会对接轨道控制要求，建立了共面相位计算模型以及轨道相位、高度和圆化度的多目标参数求解模型。基于

2、定轨误差、轨道控制误差和轨道预报误差的调相时间分析，制定了目标飞行器调相控制策略。仿真计算表明，实现的目标飞行器交会对接轨道满足要求，验证了调相控制量优化原则的正确性，并对标称共面与虚拟共面的共面时刻和共面相位进行了比较。所提出的计算模型、控制策略和分析方法适用于目标飞行器交会对接轨道设计和控制实施。关键词交会对接轨道控制目标飞行器DOI：10．3780／j．issn．1000—758X．2011．03．0051引言在进行空间交会对接时，追踪飞行器在远距离导引段完成初轨修正、相位调整、提升轨道高度及建立

3、相对导航体系，该阶段通常也称为调相段[1]。国际上广泛采用的调相变轨策略有两种，一种是俄罗斯联盟／进步飞船采用的综合变轨策略[2‘3]，另一种是美国航天飞机、双子星座飞船和阿波罗飞船采用的特殊点变轨策略[2]。不论前者还是后者，交会中调相控制瞄准的都是目标飞行器的轨道，因此，目标飞行器轨道直接制约着调相变轨策略的设计。一般情况下，目标飞行器需要配合追踪航天器完成调相任务，在追踪飞行器发射前的一段时间内开始调相以保证初始相位角符合交会对接任务的要求[4]。美国的自动交会技术验证中，对追踪飞行器DART与目

4、标飞行器MUBLCOM的初始相位也有一定的要求[5]。文献[1]针对目标飞行器轨道设计，对目标飞行器轨道维持和调相模型进行了研究。文献E6]阐述了航天器交会总体设计方法，确定了交会飞行时间和两飞行器初始相位差范围。文献E73针对圆轨道的交会问题，详细分析了各种情况下实现交会所需要的速度增量、时间及飞行路线长度等。但是这些文献都没有涉及目标飞行器交会对接目标轨道的设计要求和控制方法。本文在交会时间约束的条件下，根据目标飞行器轨道高度和追踪飞行器入轨轨道高度，给出了目标飞行器交会对接目标轨道初始相位的确定方

5、法。基于目标轨道相位、高度和圆化度的要求，建立了目标飞行器交会对接轨道控制计算模型。针对实际飞行中的定轨误差、轨道控制误差和轨道预报误差，制定了目标飞行器调相控制策略。所提出的计算模型、控制策略和分析方法适用于目标飞行器交会对接轨道设计和控制实施。国家自然科学基金(41005020)资助项目收稿日期：2010—1卜04。收修改稿日期：2010—12—2720i1年6月中国空间科学技术2目标轨道初始相位的确定仅考虑两飞行器轨道共面的条件，在追踪飞行器发射时刻，目标飞行器可在其轨道的任何位置，目标飞行器与追

6、踪飞行器在目标飞行器轨道平面内的角距即为初始相位差。因此，交会任务开始时有一特定的阶段，称为轨道相位调整阶段，在该阶段追踪飞行器将调整轨道消除大部分初始相位差。相位调整的简单原理基于开普勒第三定律，表明半长轴口、平均角速度靠和轨道周期T之间满足关系：^／-----竹=i／-Tr=．／等(1)上、『a。式中肛是地球引力常数。轨道半长轴越小，则轨道角速度越大。追踪飞行器在给定轨道上漂移出时间，就能消除与目标飞行器的相位差。设初始相位差为△乒，o。<△j5<180。或一180。<△庐

7、半长轴，使之比目标飞行器轨道半长轴略大或略小，则其轨道平均角速度咒。比目标飞行器轨道平均角速度n。略小或略大，产生相对于目标飞行器向后或向前的调相速率An=咒。～咒。。运行时间At=△壬／△尥之后，再将追踪飞行器轨道半长轴凋整到与目标飞行器轨道半长轴褶同，则调相控制完成。追踪飞行器调相控制策略受到下列条件的限制。1)完成交会对接操作所允许的最长时间。交会过程必须在规定时间内(典型时间为48h)实现。这一约束对相位调整特别重要，因为对于给定调相轨道，调整相差与调相持续时间是成比例的。2)调相轨道高度不能太

8、低，一般不低于150km，以免大气阻力导致推进剂消耗剧增。根据文献[2]，追踪飞行器和目标飞行器在一定时间内的平均相位变化为△垂=(咒。一咒。)At(2)目标飞行器运行1圈，追踪飞行器超前相位为1个△①=27c(砉一亭)T：一27r(百It一1)(3)』c』t』。式中t是追踪飞行器轨道平均周期；瓦是目标飞行器轨道平均周期。给定了目标飞行器的轨道半长轴、追踪飞行器的调相轨道半长轴以及调相的时间，通过求解式(4)的数值解可得到完成交会过程所要调