美国航天器交会技术研究

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第2o卷第5期航天器工程Vo1．2ONo．52011年9月SPACECRAFTENGINEERING11美国航天器交会技术研究朱仁璋。王鸿芳徐宇杰。魏羽良。(1南京大学，南京210093)(2中国空间技术研究院，北京100094)(3北京航空航天大学，北京100191)摘要美国交会对接技术的发展可分为三个阶段：“双子座”与“阿波罗”飞船，航天飞机，以及后航天飞机时代的项目。自主交会技术的发展，首先基于多种制导和导航敏感器的研发，特别是用于最终逼近段的激光敏感器。制导、导航与控制系统的冗余，以及故障检测与隔离的方法，在轨迹安全性中起重要作用。文章研究美国自主交会方案，包括“双子座”，“阿波罗”，航天飞机，后航天飞机时代计划的项目(“猎户座”，“飞龙”，“天鹅座”，“黑天空”飞行器，在轨卫星服务使命)，以及飞行验证项目(实验卫星系统一11，“自主交会技术验证飞行器”，“轨道快车”)，研究重点为交会轨迹与交会敏感器以及交会运作程序。关键词航天器；交会对接；交会敏感器；交会轨迹中图分类号：V476文献标志码：ADOI：10．3969／j．issn．1673—8748．2011．05．003文章编号：1673—8748(20l1)05一O011—26StudyonRendezvousTechniquesofAmericanSpacecraftZHURenzhang’。WANGHong{ang，XUYujie。WEIYuliang(1NanjingUniversity，Nanjing210093，China)(2ChinaAcademyofSpaceTechnology，Beijing100094，China)(3BeijingUniversityofAeronauticsandAstronautics，Beijing100191，China)Abstract：TheUSrendezvousanddockingtechniquesdevelopmentcanbedividedintothreesta—ges：GeminiandApollospacecraft，SpaceShuttle，andpost—Shuttleprojects．Progressionofautonomousrendezvoustechnologyisfirstlybasedondevelopingvariousguidanceandnavigationsensors，inparticular，lasersensorsusedduringthefinalapproachphase．RedundanceintheGuidance，NavigationandControlsystemandfaultdetectionandisolationmethodplayanimpor—tantroleintrajectorysafety．TheprojectsbeingstudiedinthispaperincludeGemini，Apollo，Shuttle，post—Shuttleplannedones(Orion，Dragon，Cygnus，BlackSky，andon—orbitsatelliteservicing)，andflightdemonstrations(XSS一11，DARTandOrbitalExpress)，withfocusonren—dezvoustrajectoriesandrendezvoussensorsaswelIasrendezvousoperationsequencing．Keywords：spacecraft；rendezvousanddocking；rendezvoussensors；rendezvoustrajectories个世纪的岁月过去了。1965年12月，双子座1引言(Gemini)6号与7号成功进行了轨道交会试验，两艘载人飞船在长达3圈的飞行期间，保持30cm至从人类航天史上第一次轨道交会至今，将近半90m的距离。1966年3月，双子座8号与无人“阿收稿日期：2011-0729；修回日期：2011-0829作者简介：朱仁璋(1941一)，男，博士，北京航空航天大学教授，南京大学天文与空间科学学院兼职教授；王鸿芳(1945一)，女，中国空间技术研究院高级工程师，南京大学天文与空间科学学院兼职教授。 航天器工程金纳”(Agena)目标飞行器首次实现了太空交会对以及第一远地点方案(直接升高方案)，最终选择共接。从那时起至今，进行交会对接／停靠飞行运作或椭圆轨道方案。对共椭圆轨道交会终段起始，比较1{l行试验的空间规划(或项目)主要有下列11项：了水平(轨道周向)推力技术与视线推力技术，最后①美国的“双子座”飞船，“阿波罗”飞船，航天飞机，确定视线推力技术。为此，我们将“双子座”的交会以及实验卫星系统1】(XSS一11)，“自主交会技术验逼近方案称为“共椭圆视线推力”方案。“双子座”的证”(DART)系统，“轨道快车验证系统”(oEDS)；地球轨道交会飞行是直接为“阿波罗”月球使命服务②苏／俄的联盟号(Soyuz)载人飞船与进步号(Pro的，这是因为在“阿波罗”月球使命中，在返回地球gress)货运飞船；③欧洲航天局的“自动转移飞行前，首先要在月球轨道上实现“月球巡游舱”(Iunar器”(ATV)；④日本的工程试验卫星一7(ETVII)与ExcursionModule，IEM)与“指令／服务舱”(Com“H—II转移飞行器”(HTV)[。美国正在研制“猎户mand／ServiceModule，CSM)的交会对接。尽管座”(Orion)空间运输系统以及“飞龙”(Dragon)与“天“双子座”与“阿金纳”飞行器的交会是在地球轨道鹅座”(Cygnus)商业运输器，计划接替退役的航天飞上，而“阿波罗”LEM与CSM的交会是在月球轨道机，参与“国际空间站”(ISS)的运输与服务任务，并准上，但本质上，交会轨迹设计方法是相近的，甚至“阿备飞往月球以及小行星、火星等更遥远的天体。同样波罗”LEM—CSM交会方案主要参数的选取，也是基备受国际航天界关注的是，今年年底，中国将进行神于“双子座”与“阿金纳”的交会飞行经验。舟8号飞船与天宫1号目标飞行器的交会对接飞行2．1共椭圆视线推力机动试验，揭开中国小型空间实验室计划的序幕。航天器交会飞行轨迹设计是交会对接使命顶层美国航天器交会对接／停靠技术的发展基本可设计的重要组成部分。在交会飞行轨迹设计中，共划分为三个阶段，即“双子座”与“阿波罗”飞船，航天椭圆轨道是一个很重要的概念。所谓“共椭圆轨飞机，以及后航天飞机时代的交会飞行项目(“猎户道”，就是共面、同心椭圆轨道，即共椭圆轨道的轨道座”，“飞龙”，“天鹅座”等)。虽然航天飞机的性能远倾角、升交点赤经、近地点幅角相同，且半长轴(“)高于“阿波罗”飞船，但关于安全性，航天飞机最初的偏心率(e)的乘积(ne)相等(见图1)。因此，对小偏设计存在两个主要问题：①航天飞机没有发射段逃心率轨道，若处于两个共椭圆轨道上的目标器与追逸系统，降低了安全度；②为了使轨道器可重复使踪器相距较近，则追踪器在Hill坐标系(IVIH系)用，采用陶瓷瓦辐射式防热结构，但这种防热结构的中的运动轨迹近似为平行于oT轴(V—bar)的直线，技术成熟度未能达到载人使命的要求，埋下安全性相对速度近似为常量，=3／2nAh，这里为目标器隐患。航天飞机总共135次飞行中，竞有2次失事轨道平均运动(平均角速率)，Ah为追踪器轨道相对(1986年1月28日的挑战者号航天飞机在上升段目标器轨道的高度差。因此，在调相段过后，通常选失事以及2003年2月1日哥伦比亚号航天飞机的择共椭圆轨道作为从绝对导航阶段(地面控制段)向再入段失事)。此外，航天飞机轨道器返回地球后的相对导航阶段(自主交会段)的过渡轨道l】J。在交会修复费用也远超出预算。2011年7月21日，美国飞行器相对导航确立后，可在共椭圆轨道上选择一亚特兰蒂斯号航天飞机安全着陆，标志着30年的航点，作为向终段转移的起始点。终段也称为邻近运天飞机时代的结束，美国交会技术将进入后航天飞作与对接段。终段起始(TerminalPhaseInitiation，机新阶段。在后航天飞机的载人航天器设计中，针TPI)机动通常采用冲量型推力。对上述问题进行改进，显著提高了安全性，且着力提高交会运作自动化程度与自主性，减轻乘员与地面负担，使乘员与地面专注于飞行监视与应急情况的处置。本文着重分析美国航天器自主交会技术的发椭恻引力展，重点关注交会导航系统与交会轨迹的设计。··{心2“双子座”与“阿波罗”飞船[]图1共椭圆轨道几何美国对“双子座’’飞船的首次飞行，比较了三种交会逼近方案，即切向轨道方案，共椭圆轨道方案， 第5期朱仁璋等：美国航天器交会技术研究“双子座”与“阿波罗”采用的共椭圆视线推力足够近时，航天员应用驾驶显示器和“阿金纳”上的法，应用指向目标器视线方向的冲量推力，追踪器从辅助导航的光学标记，进行手动操作，控制飞船。在目标器后下方进入飞向目标器的转移轨道，与目标相对距离为15～60m之间时，相对导航信息只能通器交会。终段起始(TPI)点视线角(仰角)a的选取过“双子座”航天员视觉观测“阿金纳”上的对接特征影响转移轨迹飞行时间。共椭圆轨道高度差(Ah)获得。除高度依赖“眼球测距系统”(EyeballRan—的确定，既要考虑视觉捕获目标的距离(尽可能靠gingSystem)外，“双子座”与“阿金纳”间的相对取近)，又要考虑减小转移轨迹对轨道射入误差的敏感向，完全由航天员的目视观测确定。“双子座”没有性(尽可能离远)。综合考虑上述因素，对“双子座”独立测量两飞行器相对姿态的测量设备；为满足对与“阿波罗”，IAhl可取为27．8kin。“双子座”的口接姿态要求，“阿金纳”须按指令被控制到适合对接为27．2。，“阿波罗”LEM的a为26．6。。由于共椭圆的标称方位。逼近TPI机动点火沿视线方向，因此，应用光学观当“双子座”在共椭圆轨道上滑行，相对“阿金测方法即可确定点火方位。特别是，对“双子座”与纳”的视线角(仰角)达27．2。时，航天员按预定方案“阿波罗”，若交会雷达失效，航天员手持六分仪进行执行TPI冲量机动。TPI机动将“双子座”从共椭光学观测不失为一种行之有效的应急导航手段。圆直线轨迹转移到对“阿金纳”的拦截轨迹中。根据2．2“双子座”飞船需要，在转移轨迹上可执行两次途中修正机动，以减“双子座”交会使命的追踪器为“双子座”飞船，目小轨迹弥散。TPI机动沿视线方向指向“阿金纳”。标器为无人“阿金纳”飞行器。“阿金纳”由“宇宙神”一旦因任何原因，雷达或星上计算机系统运作失常，火箭发射，进入298km的圆形轨道。随着“阿金纳”航天员可用六分仪测量仰角，并手动执行机动。在成功射入轨道，“双子座”飞船被“大力神”运载火箭送最终制动段，因视线方向变化率很小，目标器在星空入轨道。在最初的上升阶段之后，“双子座”最终射入背景下可被清晰地探测到。“双子座”的光学观测设在“阿金纳”下方27．8kin的共椭圆轨道上(见图2)。备及所期望的驾驶定向特征是选择“共椭圆视线推力”逼近方案的首要因素。2．3“阿波罗”飞船．bar目标器目标器轨道与地球轨道上的“双子座”交会不同，“阿波罗”(、278km月球巡游舱(LEM)与指令／服务舱(CSM)的交会是在月球轨道上进行的。这一阶段包括LEM追踪＼～272。r_．＼／共{CSM的上升段，共椭圆轨道调相段，以及邻近运作途中谗正终段起始与对接段。这是为了在返回地球前，乘员由LEM回到CSM。类似“双子座”飞船，“阿波罗”LEM装备有数字制导计算机，惯性测量单元，光学设备，以图2“双子座”“共椭圆视线推力”逼近交会轨迹及交会雷达。阿波罗使命交会雷达在相对距离Fig．2RendezvoustrajectoryofGemini740km到24m之间运作(比“双子座”交会雷达运作co-ellipticline-of-sightapproach范围广)，提供测距，测距率，以及相对CSM的方位“阿金纳”入轨后应用姿态与轨道控制系统稳角。在整个交会过程中，从监测LEM离开月面的定，它既可通过来自“双子座”的无线电指令运作，也发射，到LEM与CSM对接，航天员起重要作用。可通过来自地面的超高频遥控链路运作。“阿金纳”在导向两舱交会(见图3)的TPI机动之前，月球巡的对接适配器上装有闪光捕获灯、沉浸式泛光灯以游舱反作用控制系统先执行1．04m／s的定差高度及加强可视性的磷光标记。此外，它还装备雷达应机动，在地面时间104：31到达CSM下方27．8kin答机，可接收追踪器发射机的信号，并放大返回信处的共椭圆轨道上，为38min后的LEM执行TPI号，以增强能观测性。点火做准备。当CSM处于LEM视线角(仰角)“双子座”装有干涉测量型交会雷达系统，在相266。时，IEM开始执行TPI机动。LEM持续对对距离450km至150m的范围内，这个系统可提供CSM进行雷达追踪，并且星上计算机为机动进行解测距与测角数据。星上计算机接收交会雷达测量数算。标称状况下，TPI机动沿朝向CSM视线方向，据，并将其显示给航天员。当“双子座”距“阿金纳”在105：09，LEM反作用控制系统点火，提供机动速 航天器工程度7．5m／s。途中修正及制动机动将使LEM与型：①Ku频段交会雷达；②恒星跟踪器；③轨迹控CSM处于交会与位置保持状态。在106：20，LEM制敏感器(TrajectoryControlSensor，TCS)；④手与CSM两舱对接。持激光雷达(Hand—HeldLidar，HHL)；⑤乘员光学校直瞄准器(CrewOpticalAlignmentSight，机动C()AS)；⑥闭路电视(ClosedCircuitTelevision，MSFNAOSCCTV)测距规尺。对典型的ISS使命，即所谓“最优化R—bar瞄准交会”(OptimizedR—barTargetedRen—dezvous)(见第3．2节)，航天器飞行交会敏感器与邻“终段起站援机动近运作敏感器的运作分别表示在图4与图5中。75一上修正组撼}鹾』j球农【f『1黑彼行器黑彼l台机动50,叫(a)惯性系／-bar制动556k⋯139I25’t-，l45mil1、一船始＼＼266o0MC一2、＼_～J椭轨道．o土McG78kin一终段起始38min定萍高f／km,IfJi!．R．bar，器享主COAS(b)LVLH系图4典型ISS使命航天飞机交会敏感器运作”注：MSFN(MannedSpaceFlightNetwork)，载人空问乜行网AOS(AcquisitionofSigna1)，信号获取；LOS(LossofSigFig．4()perationaluseofSpaceShuttlerendezvousna1)，信I}丢失；MC(MidcourseCorrection)，途巾修JI：。sensorsforatypicalISSmission图3“阿波罗”共椭圆交会轨迹J1500MC．3Fig．3ApolloCO—ellipticrendezvoustrajectoryIIll达战障在川球使命后，“阿波罗”飞船还实现～一一疋了一兰对一“一天一空实1200l手动阶段验室”(Skylab)的访问，以及与联盟号飞船的交会对接。_尽管这些使命在获取轨道交会经验中具有重要作用，9000但本质，轨道交会技术与之前描述的“阿波罗”月球600土MC·4使命相似。阿波罗时代的结束标志着轨道交会新阶段0标称r的米临，这就是长达30年之久的航天飞机时代。动阶段300—0+R．bar3航天飞机[。]辛一+V．bar0对接红1981年4月至2011年7月的30年问，航天-，m州‘箍敏感器每甫笼达川15l机共执行_『135次飞行使命。自1983年6月，在图5典型ISS使命航天飞机邻近敏感器的运作。多次飞行使命中，至少进行一次交会或邻近运作。Fig．5OperationaluseofSpaceShuttleproximity航天飞机的交会对接使命包括交会验证飞行，卫星operationssensorsforatypicalISSmission维修，部署并收回科学有效载荷，捕获卫星并将卫星送回地球，向苏联和平号(Mir)空间站飞行，以及如图4所示，途中修正一3(MC3)(1524m)之“国际空间站”的组装、乘员交换与再补给。前，主要应用恒星跟踪器与交会雷达；如图5所示，3．1交会敏感器在MC3之后直至对接，主要应用交会雷达与轨迹在航_火飞机上应用的交会敏感器包括下列类控制敏感器。除交会雷达在整个交会与邻近运作期 第5期朱仁璋等：美国航天器交会技术研究间都不问断应用外，其他敏感器也可在一定范围内由此可见，尽管航天飞机的交会使命比“双子用作主敏感器，或按优先次序用作备份，或提供补充座”或“阿波罗”更加多样复杂，但应用的交会导航系测量信息。统与之前的航天器仍有显著的相似之处，即包含制(1)交会雷达。2O世纪8O年代，Ku频段雷达导数字计算机、惯性测量单元、光学设备以及交会雷在航天飞机上开始应用，具有交会导航与通信多种达。交会雷达系统的运作范围取决于目标器的状功能。雷达系统按脉冲往返时间测量相对距离，由态。主动交会雷达系统运作范围远超过被动交会载波多普勒频移测速，并应用单脉冲比幅测角。交雷达。会雷达的最大测距范围为41．1km。从这个测距量值得注意的是，尽管航天飞机轨道器装有GPS直到对接，交会雷达都起作用。对小型目标飞行器，接收机供在轨或返回时使用，并且ISS也装备GPS当相对距离减至24~30m之间时，交会雷达还可提接收机，但是在航天飞机与ISS的交会或邻近运作供适用的测量资料；但对ISS，由于大尺寸构型会导中都没有使用GPS导航。致波束偏移，测量资料品质下降，因此，在小于305m3．2交会飞行轨迹的范围内，通常不用交会雷达提供测量资料，仅使用航天飞机轨道器要求具有交会、收回、部署，并Ku频段天线进行“跟踪与数据中继卫星”视频服务多种航天器的能力。这些目标飞行器尺寸各不传输。相同，装备各种不同程度的导航辅助设备(转发器或(2)恒星跟踪器。如图4和图5所示，在光源)，且在许多情况下没有支持这些运作的设计74．1km至“标称修正组合”60．5kin范围内，恒星跟(或功能)。除访问空间站外，航天飞机的体积通常踪器作为主敏感器；在“转移起始”(Ti)14．8kin与大于交会目标，而这些交会目标装有敏感度较高的途中修正一3(MC一3)1524m之间，恒星跟踪器作为有效载荷。对“阿波罗”和“双子座”，推力器羽流冲交会雷达的备份手段。为此，在和平号空间站上安击与污染问题并不严重；但对航天飞机，需要面对羽装了18盏亮度与特点(闪烁或不闪烁)不同的灯，为流对目标器的冲击与污染问题。因此，航天飞机的航天飞机恒星跟踪器应急使用提供合适的目标；在逼近轨迹需要重新设计，而导航敏感器的多样性与ISS“星辰”服务舱增加了一个跟踪灯，使ISS使命的更好的性能，也为轨迹设计提供了硬件基础。代替轨道夜晚能够使用应急的恒星跟踪器。以往“双子座”与“阿波罗”的“共椭圆视线推力”逼(3)其他敏感器。“手持激光雷达”(HHL)与近方案，航天飞机先从共椭圆轨道转移到目标器轨“轨迹控制敏感器”(TCS)分别在STS一49(1992年)道上的一个位置保持点，然后从位置保持点起始执与STS-64(1994年)首次成功飞行，为后来的航天行最终逼近。这就是所谓“稳定轨道点逼近”方案。飞机与和平号空间站及ISS的交会对接提供精确的航天飞机与ISS的交会飞行轨迹经历2个方测距与测距率测量资料。TCS是扫描激光器，安装案：①1983年至1997年期间，航天飞机在转移到在有效载荷湾，可提供高精度测距与测距率信息。一V—bar后(ISS后约74km)，通过两次径向机动(经测量数据按固定线路进入航天飞机驾驶舱，但不能两个半椭圆形相对运动轨迹)，进入“转移起始”直接接人航天飞机GNC计算机。HHL由一位专(TransitionInitiation，Ti)机动点(ISS后约15km)门的乘员操作，唯一职责是从窗外目标直接采集测(见图6)。②1997年后，航天飞机在转移到一V—bar距与测距率测量资料。在邻近运作期间，TCS与后(也是ISS后约74km)，采用一次径向机动(经由HHL显示出比Ku频段交会雷达更好的性能。由一个半椭圆形相对运动轨迹)，直接进入Ti机动点，图5可见，对典型ISS使命，在正常情况下，邻近运该方案称为“最优化R—bar瞄准交会”(见图7)。作应用Ku频段雷达(500m前)与TCS激光雷达两种方案的相同点是：①～V—bar进入点位置(500m后)作为主敏感器。在雷达失效情况下(如与Ti机动点位置都相同；②在一V—bar进入点与Ti在STS一92)，依序应用TCS，HHL，COAS与CCTV机动点之间均设定轨迹“标称修正组合”(NCC)；测距规尺作为备份。若TCS失效，则HHL与③在Ti机动后向R-bar转移的过程中，设定4次COAS(4．6m前)及CCTV测距规尺(4．6m后)依“途中修正”，即MC一1(约14．1kin)，MC一2(约序投入使用。此外，安装在轨道器对接机构中心的5．6km)，MC一3(约1．5kin)，MC一4(约610m)；④在中心线相机，可在距目标9m之内生成图像，供给乘最后一次途中修正(MC一4)后(约500m)，由自动控员作为对接的视觉辅助。制转换为航天员手动控制。 航天器工程+Vbar轴上时，朝向目标器改变速度，开始沿+V—bar的最终逼近。为保持在+V—bar上，需施加一个向上的速度增量，促使航天飞机缓慢地向目标器“跳跃”。航天飞机将以同相对距离成比例的受控速率逐渐移向目标，直到两个飞行器对接。图8(a)与图8(b)分别表示航天飞机沿+R—bar与+V—bar轴向ISS的逼近轨迹。}1标器·机动．bar》AV●H△图6航天飞机稳定轨道交会(1983—1997)Elo]△—r△Fig．6SpaceShuttlestableorbitrendezvous(1983—1997)t△AV△AV●0△△V—-AV＼R．bar1r，、(a)+R．bar逼近”··ISS夜间恒星跟踪器AVAVAV’机动一／一＼}l勘器图7航天飞机最优化R—bar瞄准交会(1997～)Elo]、JFig．7SpaceShuttleopfunizedR-bartargetedrendezvous(19昕一)R-bar1r：两个方案的主要不同点是：①由一V—bar进入fb1+V-bar逼近点至Ti机动点的转移时间不同(双半椭圆轨迹转移时间为一个轨道周期，而单半椭圆轨迹为半个轨道图8航天飞机向ISS逼近轨迹周期)；②转移轨迹的形态不同，单半椭圆轨迹的最Fig．8ApproachestoISSofSpaceShuttle低点(z)约为15km，为双半椭圆轨迹最低点的两3．3交会运作倍，因而，最大视界角(过目标器的轨迹切线与V对航天飞机，限于当时的计算机性能，高水平定bar轴的夹角)也不同；③由于上述原因，恒星跟踪序的自动运作功能仅限于上升与进入阶段，以及某器与交会雷达的工作弧段也不同。从光学观测条件些生命支持系统与热控系统工况。在上升与进入期看，单半椭圆轨迹更有利于恒星跟踪器观测，因此，间，自动化全面控制航天飞机飞行轨迹，而乘员担任恒星跟踪器与交会雷达之间的空档期较短。监视角色并准备应急下降模式。这是因为上升与进航天飞机应用两种通用最终逼近模式，即+入是时间严格的使命阶段，要求计算机的速度和精bar逼近或+R-bar逼近。若选择+R—bar逼近，当度满足安全性要求。在轨道运行段，交会活动主要航天飞机穿越+R—bar时，执行一V—bar方向的冲量由乘员操作与控制。机动，以减小前向速度。按轨道力学原理，航天飞机(1)远距交会：①在这一阶段，航天飞机仅有两将自然地沿着一条再穿过+R—bar的轨迹飞行(向套敏感器用于绝对导航，即3个惯性测量单元后)。因此，在+R—bar穿越点，施加另一个冲量机(IMU)与2个恒星跟踪器，因此，远距交会严重依动，该冲量的两个分量分别沿一R-bar方向(向上)赖于地面计算量与支持力度。②星上导航算法中的与沿+V—bar方向(向前)，使航天飞机缓慢“跳”向轨迹传播程序高效，但保真度低，且随时间退化，这H标。对+V—bar逼近，航天飞机转移到距目标器就要求定期上传地面计算机处理与滤波的高精度轨 第5期朱仁璋等：美国航天器交会技术研究17道状态数据。这些地面计算的状态应用地面雷达通飞机。②大约从600m直至对接，航天员必须手动道与卫星跟踪，以获得更精确的解上传给航天飞机。控制飞行器的转移。此时，航天员的窗外视场与对③机动瞄准与规划也在地面完成。机动燃烧“点火接相机成为航天飞机的主要敏感器。姿态自动驾驶时刻”的量值与方向在燃烧执行前短时间内全都被仪被预先设置，以沿逼近轨迹控制姿态，这样，航天直接上传到星上计算机中。乘员必须手动装载这些员在领航过程中可应用来自对接相机的提示标记制指标，启动轨迹与姿态机动，构组喷射系统，并为每导。为保证受控逼近，乘员应用的测量资料是源自次燃烧选择合适的参数。④远距交会通常应用航天TCS与HHL的测距与测距率。在交会方面，航天飞机的最大发动机，即轨道机动系统(OrbitalMa—飞机GNC计算机唯一做的事是，保持预设的姿态neuveringSystem，OMS)发动机。这些发动机在并显示雷达信息。③在指令长驾驶航天飞机至9m准备好后将自动点火，并且在相应的燃烧期间应用范围内之后，可测量相对姿态。在“国际空间站”上，“自动推力矢量控制”定向，这是远距交会段仅有的直接对准ISS舱门口安装带支座的十字架。乘员从自动运作。⑤在OMS发动机关闭后，对燃烧剩余对接相机观测十字架在底板上的投影，可获得相对(约0．15m／s)，应用反作用控制系统(ReactionCon-姿态差(精度约1。)。在航天飞机逼近的邻近运作trolSystem，RCS)推力器冲量，手动操作修正。中，唯一的自动化的项目是姿态机动，它靠手动设置(2)中距交会：①在中距交会阶段，航天飞机开和启动。④在对接前，多至4名乘员参与交会运作：始应用星上敏感器导航与瞄准，获取相对状态数据：指令长手动驾驶飞行器；一名飞行员监视并调取飞一个被动雷达；两个恒星跟踪器。②在临近74km行计划中的程序；另一名乘员处理笔记本电脑并管时，航天飞机完成它的最后的地面瞄准的燃烧，并开理显示器，显示所需的信息；最后一名乘员操作手持始通过有效载荷湾的相对导航敏感器跟踪目标。一激光雷达，为飞行提供测距和测距率备份信息。在个恒星跟踪器通道在接近轨道正午时被开启，以获后驾驶室尾部有4个观察窗，对整个对接口结构提取适当的亮度与目标照明。该恒星跟踪器将方位测供极好的视野；在对接最后3m期间，这些窗外视图定资料送入卡尔曼滤波器，更新相对状态，直到约被乘员应用，是十分必要的。20min后通道结束。③当航天飞机处于大约46km雷达范围内时，交会雷达被手动激活，且测量结果并4单次飞行试验项目[14-153入星上滤波器的状态资料中。④乘员与地面监控相对导航数据，防止坏数据混入滤波器。但只有乘员能4．1实验卫星系统-11够切断敏感器数据流进入星上状态。一旦星上瞄准实验卫星系统一11(XS11)于2005年4月11日失败，地面将上传应用星上导航数据计算的目标。航从范德堡空军基地由“米诺陶”(Minotaur)火箭发射，天飞机计算机的朗伯特瞄准程序也由乘员操作启动。初始测试与交会运作应用“米诺陶”第4级(1m×⑤在燃烧时间框架期间，乘员将计算机手动转换到燃lmX2．3m)作为目标飞行器。XSS-11验证使命的烧制导模式；在星上瞄准的燃烧前，制导方案转换为目标是：研发并验证在轨制导、导航与控制能力，实闭环朗伯特方法，在交会中不断向下一点进行瞄准。现像XSS一11这样的微小卫星与多种空间目标的安这意味着，轨道机动系统(OMS)燃烧是自动运作的。全自主交会。飞行试验的目标飞行器都是失去功能乘员可操作控制手柄，从RCS推力器冲量获得所需被遗弃的，或是在交会与邻近运作期间无法协助追的△(速度修正量)。⑥地面不能直接控制各种各样踪飞行器(XSS一11)。这就是说，交会目标是“非合的GNC活动，只能建议乘员在这些事件中优先考虑作”飞行器。的任务。结果是，通常4个航天员在这期间监控交会XSS-11卫星系统包含下列部件：①LN-200惯性测活动。这时，地面已转换为监视状态，通过遥测与声量单元，用于感知角速率与加速度；②粗太阳敏感器组讯链路监视航天飞机计算机与乘员活动。件，用于太阳捕获；③可见光相机系统，用于星检测与(3)邻近运作与对接：①航天飞机邻近运作是自目标成像；④光检与测距(LightDetectionandRanging，动化程度最小的交会阶段，可归类为全部由乘员手LIDAR)设备，可获取目标器的相对距离与角度测量资动操作，控制飞行器轨迹。指令长应用对接相机及料。尽管地面控制人员可与飞行器互相配合，XSS-11舷窗观察的信号，以及来自“轨迹控制敏感器”的星上规划系统也可通过多种运作模式的选择自主导(TCS)与“手持激光雷达”(HHL)的信息，驾驶航天引，而且也具有应对各种情况的自主反应能力。 l8航天器工程XSS11典型的轨道交会方案如图9所示。自开始将它的导航数据源从GPS转向AVGS。在这主交会从初始调相轨道上的点A开始，在这一点，段距离，AVGS有能力提供相对目标卫星的方向数已完成绝对导航向相对导航的过渡。XSS11在初据(方位角与仰角)。当DART飞行器与目标卫星始调相轨道上等待向目标器轨道转移。一旦轨道同相距200m以内时，AVGS可测量方位角、仰角、测轴度出现，将执行转移点火(点B)，进入转移轨道，距，以及相对姿态。并再次施加机动(点c)，进入第一共椭圆漂移轨道“先进视频制导敏感器”(AVGS)首先在DART(点c)。XSSl1将在漂移轨道上停留48h，直到执使命中飞行。DART设计是为了显示飞行器可与已行高度调整机动(点D)，经共椭圆化机动(点E)，进在轨的飞行器交会并进行邻近运作。在发射前，备用入第二共椭圆漂移轨道。XSS11在这漂移轨道上的AVGS折回反射器已被安装在目标卫星上。在停留直到光检与测距(LIDAR)系统捕获目标飞行DART24h的使命期间，AVGS在“目标点模式”中运器(点F)。在点F，XSS—ll将开始近距离邻近段，作，从未被指令进入“捕获模式”。“目标点模式”激活向V—bar转移，或进入监测轨道，环绕目标器飞行。激光器与“捕获与跟踪模式”的序列相同，但它仅测量并输出所有探测到的“目标点”的尺寸、形状、亮度以及方位。直到2000m的测距范围，DARTGNC系统可保持DART飞行器对目标卫星的指向控制。在“目标点模式”期间，定向数据输出的精度可使DART在接触前逼近目标卫星(MUBL()M)。DART飞行器由“飞马座”(PegasusXI)运载火箭发射，进入初始停泊轨道(见图10轨道l的点A)。DART飞行器将保持在这个轨道上，直到合适的相位出现，经转移轨道(BC)，进入共椭圆轨道(CD)。在点C，DART飞行器位于目标卫星后下方(后40kin，下7．5km)。DART飞行器在共椭圆轨4．2自主交会技术验证道上漂移，一旦两个飞行器的相对几何合适(点D)，2005年4月15日，就在XS11发射后4天，“自将执行TPI机动，将DART飞行器带到目标卫星后主交会技术验证”(DemonstrationofAutonomous3kin处(点E)。在一段时间的位置保持后，DARTRendezvousTechnology，DART)飞行器成功发射，进飞行器将执行一个跳跃机动，使其在目标卫星1km入轨道。DART飞行器长1．8m，质量为363kg。内定位，并开始执行各种各样的逼近与绕飞机动。DART测试飞行使命仅持续24h，在此期间自动执行从轨道射入到接近与邻近段的飞行运作。目标飞行器为“多路径超视线通信”(MUBICOM)卫星，位于500km高的极轨道。按使命方案，DART飞行器将到达离目标星5m之内。为达到自主交会的验证目标，所有机动指令序列将被预先计划，并在没有任何地面控制人员干预的情况下由星上控制。fa1惯性系DART飞行器装备两台GPS接收机，以及“先进视频制导敏感器”(AdvancedVideoGuidance注：AB为初始停泊(调相)轨道；BC为转移轨道；CD为共椭圆(调相)轨道；DE为终段转移轨道。Sensor，AVGS)，用于获取相对位置与方向信息。图10“自主交会技术验证”(DART)交会轨迹。目标星(MUBICOM)也装有GPS接收机，并特别Fig．10DARTorbitalrendezvous装备为AVGS敏感器设计的折回反射器。在使命期问，目标卫星为三轴姿态稳定，向DART飞行器在DART飞行器发射后的最初的8h内，即从发送接收到的GPS位置信息。在两飞行器相距较发射到最初的轨道，再到初始交会段，DART飞行远时，DART应用GPS信息计算相对距离。一旦两器如计划执行，仅有几个易见的导航系统异常。然个交会飞行器相距200~500m之间，DART飞行器而，当DART飞行器开始转移出共椭圆停泊轨道， 第5期朱仁璋等：美国航天器交会技术研究进入邻近运作(点D)时，DART飞行器开始使用过装备AVGS，之前AVGS曾用于DART项目，但没量的燃料。在进入使命约11h，检测出推进剂供给有取得完全成功。衰竭。虽然DART飞行器立即开始一系列离开及4．3．2AVGS验证退出机动，但没有意识到大约在4min前，它已同目在“轨道快车”使命期间，AVGS成功进行了在标卫星(MUBLCOM)相撞。事故分析报告指出，不轨运作验证演示。2007年5月，“轨道快车”应用来自必要的推力器点火使燃料供给衰竭，这是由于逼近AVGS的相对导航数据，成功执行了美国第1次全自期间缺失AVGS的精确测距信息，且DART飞行主交会与捕获；在接下来3个月时间中，又进行了多器GPS接收机的导航误差过大(0．6m／s偏移)引起重交会与对接机动，以及卫星服务技术演示。“轨道的。然而，由AVGS数据计算的接近速度，在重现快车”AVGS是在追踪星ASTRO上集成的近场邻近DART意外事故中起了重要作用。运作与对接敏感器。在lOOm至对接的范围内，4．3“轨道快车”验证系统AVGS提供高精度的6自由度相对导航数据。“轨道“轨道快车”(OrbitalExpress，OE)于2007年3快车”AGS的数据输出率为5Hz，视线角为±8。。月8日从佛罗里达州卡纳维拉尔角空军基地升空，在目标星NEXTSat上装有两组AVGS折回反射器：计划验证飞行器的潜能，包括自主逼近、交会、捕获、一组由4个长距目标反射器组成，另一组由4个短距ih动臂应用以及AVGS的性能。和前面任何使命目标反射器组成。AVGS在不同的运作区间跟踪长都不同的是，它将尝试执行一系列捕获与分离方案，距目标与短距目标，通常在10m至30m范围内是重而这些运作是在很宽泛的状态下进行的，包括从几叠的。图11为目标星NEXTSat照片，由追踪星As—米到数千米的逼近、逼近之后的电力联接、流体传运TRO上的可见光相机拍摄。如图l1所示，4个长距(自主在轨燃料加注)，以及应用星上自动臂进行关目标反射器位于NEXTSat结构的底部左、右侧及顶键组件(如电池，计算机)的替换。2007年7月22部右侧与近左侧；而4个短距目标反射器很靠近，在日，两个相距数千千米的航天器不再运作，整个使命底部中心部分(小的灰色簇形组件)。终结。在“轨道快车”使命期间，成功进行了5次自主交会捕获(ARC)演习。OE的ARC演习采用类似航天飞机交会飞行的逼近方式，即V—bar轴稳定轨道点逼近。4．3．1系统组成“轨道快车验证系统”包括作为追踪飞行器的实验性服务卫星，即“自主空间转移自动轨道器”(AS—TRO)与作为目标飞行器的“下一代适用卫星”(NEXTSat)。追踪星ASTRO装备“自主交会捕获敏感器系统”(AutonomousRendezvousandCap—tureSensorSystem，ARCSS)。ARCSS包括一个图11“轨道快车”目标星NEXTSat及精确的用于中距离跟踪的激光测距仪及三个成像敏星上AVGS折回反射器“感器：①窄视场捕获与跟踪敏感器；②中短距离宽视Fig．11NEXTSat(OrbitalExpresstarget)and场可视跟踪敏感器；③红外敏感器，用于白天与夜晚theAVGSretro—reflector运作的连续观测。对几百千米内的范围，ARCSS可应用窄视场捕获与跟踪敏感器，生成测距及方位数5“猎户座”项目E16-223据。随着分离距离的减小，红外敏感器与激光测距仪可提供相同的相对导航信息。随着NEXTSat图“猎户座”(Orion)飞船是美国NASA星座规划中像变得更突显，除测距及视线角外，目标卫星的姿态的一部分，即乘员探索飞行器(CrewExplorationVe—计算可应用波音公司研发的“跟踪、姿态、测距视基hicle，CEV)，已于2009年8月完成“初步设计评审”软件”(Vis—STAR)。这一独特的图像软件包可处(PreliminaryDesignReview)，有望在2015年具备“初理可见光或红外相机图像，提供完全的覆盖范围，无始发射能力”(InitialLaunchCapability)。“猎户座”项需考虑光照、测距或背景状况。追踪星ASTRO也目的目标是：①研发月球使命载人航天器；②为“国际 20航天器工程空问站”运送乘员与供给品，包括6个月的站上停留。提供乘员探索飞行器(CEV)与乘员发射飞行器“猎户座”飞船主要由4部分组成(图12)：①发射中止(CLV，即运载火箭Ares-I)的接口，在CEV分离时，系统(LaunchAbortSystem，LAS)；②乘员舱(CrewSA随同CLV离去。服务舱包括一个33．4kN液体Module，CM)；③服务舱(ServiceModule，SM)；④飞轨道机动发动机(OME)，8个556N辅助发动机，以及船适配器(SpacecraftAdapter，SA)。前3部分类似16个111N反作用控制系统推力器。乘员舱有2组于“阿波罗”项目的发射逃逸塔(LaunchEscape发动机，每组含6个711N反作用控制系统推力器。Tower)，指令舱，以及服务舱。乘员舱与服务舱提供值得注意的是，“猎户座”飞船与发射飞行器战执行使命的系统与服务，而发射中止系统可使乘员在神一V(Ares—V)的设计有可能作为人类首次载人小上升段早期运载火箭故障情况下逃生。飞船适配器行星使命的基线系统架构的一种选择。(a)“猎户座”船组成(b)发射中【}：系统(LAS)滚转转向左右俯仰俯仰(c)服务舱(sM)(d)乘员舱(cM)图l2“猎户座”飞船组件Fig．12Orionvehiclecomponents5．1导航系统设计“猎户座”飞船应以比航天飞机更高的可靠性与“猎户座”飞船的“交会、邻近运作与对接”系统安全性飞往“国际空间站”，并且可将航天员送往月依靠导航敏感器，对追踪器和目标器的状态提供足球及更远的目的地。“猎户座”项目须执行多重并行够的可观测性。“猎户座”导航敏感器分为两类：使命，需要更高的自动化程度与自主性，以减轻乘员①惯性敏感器；②相对敏感器。惯性敏感器为CEV与地面的负担，增强可靠性与安全性。为此，对于低惯性状态的保持与更新提供保证，相对敏感器提供地球轨道(LEO)或更低的使命段，“猎户座”飞船将CEV相对目标飞行器的测量资料。一些敏感器，如广泛使用GPS。像“阿波罗”飞船一样，“猎户座”飞恒星跟踪器，既可提供惯性测量资料，也可提供相对船基于地面的导航主要用于地月段与月球使命段。测量资料。也像“阿波罗”飞船，在失去地面通信情况下，“猎户 第5期朱仁璋等：美国航天器交会技术研究座”飞船应用光学导航；但“猎户座”飞船将使用恒星中线相机，为乘员提供目标器上的对接靶标图像。跟踪器与自动图像识别算法，而不是像“阿波罗”航此外，该相机也可以向视觉处理单元内的图像识天员使用空间六分仪观测。在无人使命阶段或对别算法提供图像。除了提供导航所需的图像处理“国际空间站”的货运使命中，“猎户座”导航系统也能力外，视觉处理单元也在飞行器上执行所有的必须在没有乘员支持的情况下运作。当GPS将被视频处理任务，包括调整尺寸，操作，以及用于乘大量用于再入的情况下，为确保安全性关键事件(如员显示的视频增强与用于遥测的视频压缩。降落伞展开)，“猎户座”也可仅使用惯性导航。像所主系统敏感器采用冗余配置，这些敏感器经由有的载人使命，乘员安全性与故障容限是“猎户座”故障容限、高速、高集成度的“星上数据网络”向2台导航系统设计的关键因素。“猎户座”导航结构设计飞行器管理计算机(VMC)提供测量资料。星上数包括一个高精度的主系统，以及一个精度稍差、质量据网络也提供故障容限的时间分配服务，确保所有更轻的备份系统，与备份的乘员手控程序同时使用。的敏感器数据有精确的时间标记。2台VMC处理导航主系统包括下列敏感器：①3个“惯性测敏感器测量资料，并保持对“猎户座”飞船的位置、速量单元”，在“猎户座”所有飞行阶段提供集成速率度与姿态动力学的估计。每台VMC都有处理器的与集成加速度。②2台GPS接收机，在轨道段与“白检对”，可比较不同类型的敏感器的输出，持续进再入飞行段为“飞行器管理计算机”(VMC)提供滤行故障监测。如果在一台VMC中出现比错情况，波测量数据。③2个恒星跟踪器，用于姿态更新并则该VMC将“沉默”失效，而来自另一台VMC的获取视线测量资料，用于目标器轨道测定。恒星输出将被使用。跟踪器图像也可被“视觉处理单元”(VPU)处理，在主系统出现故障的情况下，“备份应急能力”支持导航滤波。④通信系统中的s频段转发器，(BackupEmergencyCapability，BEC)可提供额外提供交会期间的测距与测距率。⑤2个激光“视觉的导航能力，其中一些需要乘员或地面的干预。当导航敏感器”(VNS)，这是一个“飞行时间”闪光的前BEC的设计理念是，通过下列设备提供单串自主激光探测与测距系统，由激光器与12。视场的红外返回能力：①一个精度稍差但质量更轻的“微电子机成像器组成。VNS有2个功能：从5kin到对接的械系统”惯性测量单元；②两个半球太阳敏感器；交会与邻近运作期间，提供测距与相对方位测量；③一台备份飞行计算机；④作为恒星跟踪器使用的最后15m到对接期间，提供相对位置与相对姿态。对接相机。备份乘员序列将使用“乘员光学校直瞄选择闪光激光雷达技术，可在没有移动部件(相应准器”(CrewOpticalAlignmentSight，CoAS)，使质量较轻)的状态下完成上述功能。与之比较，航乘员能够使用自然天体(恒星，太阳，地球，月球)作天飞机与ATV上的激光敏感器要重2到3倍多，为轨迹修正机动点火姿态的参考点。“猎户座”相对而运作范围还比视觉导航敏感器小2km。⑥一个敏感器的运作方式如图13所示。导航敏感器附加设备事件时间间隔相对距离图13“猎户座”相对敏感器运作方式Fig．13Orionrelativesensoroperationconcept 航天器工程5．2飞行轨迹设计从发射到对接的乘员工作日假定为7h。“飞行日3”“猎户座”交会飞行采用偏置点(offsetpoint)逼的交会设计与“飞行日l”相似。出于乘员适应空问近方案，既不同于前述共椭圆轨道逼近，又不同于稳环境的考虑，“飞行日2”的交会设计不在使命计划定轨道保持点逼近。“猎户座”交会飞行以“终段起之列。始”(TPI)点为界分为两部分：TPI机动开始前为交会凋相段；TPI机动后为邻近运作与对接段。交会调相段的特点是：采用双共椭圆方案，以适合“猎户座”导航敏感器的配置。邻近运作与对接段的特点是：设置+V—bar转移与+R—bar转移通用的“偏置点”，提供潜在的被动安全性。在偏置点逼近设计中，偏置点的位置与在偏置点施加的机动速度增量是关键参数。给定的最终共椭圆轨道高度差()及偏置点位置(z。，32。)，确定了最终共x／kin(V-bar)椭圆轨迹上，rPI点的位置(-z)及TPI机动速度矢量(a)远场轨迹(，)。此外，偏置点位置以及在偏置点施加的机动速度矢量(：，＆。)，又确定了“对接轴捕获”(ADA)点的位置及到达时的速率，影响沿对接轴的最终逼近段设计。因此，在偏置点施加的“向对接轴转移”(TDA)机动应按到达对接轴(+Vbar或+R-bar)的状一．Ju2468加坦H博加态要求设计。邻近运作与对接轨迹设计可应用ew分析解的逆向形式与正向形式。5．2．1交会调相段轨道／l(mrv．b、“猎户座”飞船交会调相段必须能够支持ISS与fb1近场轨迹“地球离开级／月球着陆器”(EDS／LLV)在“飞行日注：NSR(NominalSlowRate，OoellipticManeuver)，共椭圆机动；Nt{1”或“飞行日3”的对接。“猎户座”选择双共椭圆作(NominalHeightAdjust，AltitudeRaisingManeuver)，高度提升为交会调相段飞行方案，其主要理由是：①“猎户座”机动；NC(NominalCatchup，PhaseManeuver)，调相机动。没有提供测距与方位的远距离敏感器(不像航天飞图14“猎户座”交会段轨迹设计”]Fig．14Orionrendezvoustrajectorydesign机拥有远距离交会雷达)；②共椭圆轨道飞行不需要测距信息，只需要高度与横向距离信息，而这可以通5．2．2邻近运作与对接段轨迹过方位测量资料获得；③虽然共椭圆方案不能精确邻近运作与对接段轨迹用以支持CEV与ISS控制到达时间(这关系到邻近运作的光照考虑)，但的对接，以及CEV与EDS／LLV的对接。相对于交这个弱点可通过设计双共椭圆得到减轻，即调整高会调相段，邻近运作段具有一定的独立性，因此，在度与共椭圆机动的时间段可控制到达时间。“飞行日1”或“飞行日3”交会中可以使用相同的邻“猎户座”飞船“飞行日1”的交会段轨迹设计表近运作方案。方案设计不仅要考虑相对位置与速示在图14中。图中，NC为调相(追赶)机动，用于度，而且要考虑邻近运作中的相对姿态与姿态率。调整CEV未来特定时间(通常一圈后)的当地水平ISS装配两个CEV兼容型对接口：一个安装在加压距离(或相对目标器的相对相位)，其中NC为射入联接适配器一2(PMA一2)上，指向ISS速度方向(沿机动与调相机动组合。NH是高度调整机动，用于+V—bar)；另一个安装在加压联接适配器一3(PMA提升(或下降)CEV相对目标器的轨道高度。NSR3)上，指向地球方向(沿+R—bar)。为此，对于ISS是共椭圆化机动，使CEV进入共椭圆轨道，与目标使命，研发了两条逼近轨迹，分别适应PMA一2与器轨道保持近似不变的高度差。如图所示，在“猎户PMA一3的对接(参见图15与图16及表1与表2)。座”交会调相段，以两段共椭圆轨道替代单一的共椭EDS／LLV仅有单一对接口，位于LIV底端，沿圆轨道，利用_『共椭圆的长处，又减轻了共椭圆的短+R—bar指向，类似ISS的PMA一3对接口。对接走处。“飞行日1”的TPI机动在发射后6h内进行。廊人口处距对接目标器对接口约125m。 第5期朱仁璋等：美国航天器交会技术研究23V-bar．／、x-ADA2~JV-bar、D一一914m、、'l△：u．ujr【l，．AVz=o．34m／s{z△--304．8rn。MCL△～43m／s，／．＼△=0ls／逼近椭球＼／R-bar、上：z／m＼TPI共椭圆轨道上：18rNs＼Vx2385t8m／s1400m=一1539m共椭圆交会起始：AVx=0．09144m／s：R-b一x=-I539mAVx=0z=14015m。．△一1．00584m／s。图l5“猎户座”+V-bar逼近与邻近运作轨迹叫图16“猎户座”-FRbar逼近与邻近运作轨迹mFig．15Orion1SSPMA-2proximityoperationsFig．16OrionISSPMA-3proximityoperations表1“猎户座”+V—bar逼近与邻近运作参数”Table1ParametersofOrion+V-barapproachandproximityoperations序号时间(时：分：秒)向距／m接近速率／(m／s)参考点事件100：00：002O81—2．53重心终段起始(TPI)机动200：16：02541——0．76重心途中修正(MC)机动300：26：02318O．0重心到达偏置点(零速率)加压连接适配器(PMA2)开始向对接轴转移(TDA2)机动，飞向400：26：02318—0．43重心+V—bar5O0：26：O2318～O．43重心开始0．12(。)／s的俯仰机动加压连接适配器(PMA2)在+V—bar获取对接轴(ADA2)，消除相对6O0：41：25181——0．06重心坐标系(LVLH)速度(Vz)，开始LVLH姿态保持700：41：25170一O．O9对接口增加邻近速率801：10：459．1一O．O3对接口开始6自由度控制，对准对接口901：16：450一O．O3对接口对接表2“猎户座”+R-bar逼近与邻近运作参数”Table2ParametersofOrion+R—barapproachandproximityoperations序号时间(时：分：秒)向距／m接近速率／(m／s)参考点事件100：00：0020812．53重心终段起始(TPI)机动200：16：02541—0．76重心途中修正(MC)机动300：26：023180．O重心到达偏置点(零速率)加压连接适配器(PMA3)开始向对接轴转移(TDA3)机动，飞向400：26：O2318O．55重心Rbar500：26：02318—0．55重心开始0．04(。)／s的背对地球俯仰机动加压连接适配器(PMA2)在+R—bar获取对接轴(ADA2)，消除相对600：34：22127O．24重心坐标系(LVLH)速度(Vx)，开始LVLH姿态保持700：5O：459．1一O．O3对接口开始6自由度控制，对准对接口800：55：45O——0．03对接口对接(1)终段起始(TPI)机动(从第2共椭圆轨道15与图16中的点3)，到达这一点时的相对转移向偏置点转移)。为CEV设计的邻近运作段，从速率为零。设置偏置点的好处是：CEV在执行TPI机动开始，这一点位于交会调相段第2共椭TPI机动后，如果偏置点机动失效，则CEV沿目圆上。在TPI之前直到对接的这段期间，CEV体标器(见图15和图16中虚线轨迹)惯性轨迹(自坐标的+X轴总是指向目标器。这使CEV乘员由飞行轨迹)飞离。这个设计满足INS的安全性得以观测CEV前向窗外的情景，且可获得对目要求，即CEV轨迹在TPI机动执行后的不足4标器相对敏感器的可见性(即可观测到目标航天圈内，不会进入以ISS为中心，半径为2001TI的警器上的相对敏感器)。TPI机动旨在将CEV转移戒球(KeepOutSphere，KOS)。对于ISS邻近运到目标器91m之后、305in之下的偏置点(即图作，设定通用偏置点可提供向PMA一2或PMA一3 航天器工程对接轴转移的灵活性。(IEO)逼近“地球离开级／月球着陆器”(EDS／IIV)(2)偏置点至PMA一2对接轴转移。偏置点向的邻近运作，假设EDS／IIV保持其对接口指向地PMA一2对接轴(+V—bar)的转移机动记为TDA2球的姿态，则CEV向EDS／IIV的+Rbar逼近，(TransitiontoDockingAxis2)，CEV到达PMA2类似CEV向ISSPMA一3的+R—bar逼近。在这种对接轴的位置记为ADA2(AcquisitionofDocking情况下，主要的区别是：在对接轴捕获(ADA)后，Axis2)。设计TDA2机动应限制CEVRCS朝向CEV不要求执行180。滚转机动。ISS的羽流冲击，因此，所需机动速度增量矢量应与5．3交会运作CEV至ISS之间的视线矢量接近正交。从TDA25．3．1“猎户座”项目发射飞行器到ADA2的转移对ISS应有足够的向距，这个转移“猎户座”项目的发射飞行器“战神”(Ares)有2大约在1／6圈(15min23s)之内完成，到达离PMA一2种型号：①乘员发射飞行器(CIV)，即Ares—I，如图对接口181rn的+V—bar上。在到达对接口轴时，17(a)所示；②货物发射飞行器(CargoIaunchVe—ADA2消除了Z—LVLH速度，并少许增加接近速hicle，CaIV)，即Ares—V，如图17(b)所示。Ares—I率，开始沿对接轴的最终逼近。为确保ADA2机动的有效载荷为“猎户座”飞船，既用于ISS使命，也用推力方向与对接轴接近正交，减小潜在的羽流冲击，于月球使命。AresV的有效载荷为“地球离开级”TDA2机动应限制Z—LVIH的位置以及到达与“月球着陆器”组合体(EDS／IIV)，仅用于月球使PMA一2对接轴的X—IVIH速度，但对X—LVIH位命。此外，“猎户座”(CEV)也可被考虑作为“近地置与Z—IVIH速度不作限制。在对接轴捕获后，目标”(NearEarthObject，NEO)使命(即载人小行CEV维持恒定的接近速率0．09m／s，直到到达星使命)的乘员舱。发射飞行器可选择Ares～V，9．1m时速率降到0．03m／s，并且在对接接触前保持DeltaIV—H，或这两种型号的组合。EDS或Cen不变。taur可作为发射飞行器的上面级。(3)偏置点至PMA一3对接轴转移。偏置点向4l组合罩PMA3(+V—bar)转移的机动记为TDA3，到达对接轴的位置记为ADA3。对于PMA一3对接，沿对囊Altair月球着陆器接轴逼近的速度设计应用相对轨道动力学加速地球离开级(第2级)度，因此，逼近速度不是恒定的。标称方案是这样■一设计的，在到达PMA一3对接口前的9．1ITI，速率自_拳巡航裙然下降到0．03m／s。这就无需为减小相对速率而i级间段朝向目标器点火，从而减小了羽流冲击。为适应核心级上述设计，这样设计TDA3机动：在到达ADA3点2个可重复使用>第1级时，CEV以合适的接近速率与对接轴相切。这样，的5．5段固体}火箭助推器』在ADA3，CEV仅需要小的横向平移调整，使CEV位于对接轴上或靠近对接轴。在ADA3后，CEV将执行l80。滚转机动，速率为0．5(。)／s，以实(b)Ares—V货物发射行器现CEV对接口相对PMA一3对接口的合适的转图17“猎户座”项目的发射飞行器向。在沿PMA一3对接轴(+R—bar)逼近的最终阶Fig．17Concept0flaunchvehiclesfortheOrionproject段，CEV控制对接口相对目标器的位置，速度，姿态与姿态速率。在15m测距范围内，CEV的定姿5．3．2“猎户座”的ISS使命相对导航敏感器被用于测定两个对接口之间的横“猎户座”利用星上计算机速度和存储量的增长向位置与角度对准误差。如需要，CEV在9．1m提高交会运作的自动化程度。“猎户座”星上最高层处位置保持，并执行对接口相对角度的对准机动，的自动化由“时间线管理器”(TimelineManager，以减小对接接触时的角度对准误差。当对接机构TM)软件执行，TM软件是一个排序器，它将与不同的对准约束被满足后，CEV在对接机构捕获包线的分系统配合，逐步安排多种使命事件。时间线本内继续执行最终逼近，直到对接接触。身基于“使命事件计划”(MissionEventPlan，对于乘员探索飞行器(CEV)在低地球轨道MEP)，飞行前在地面注入。MEP包含⋯系列串连 第5期朱仁璋等：美国航天器交会技术研究在一起的“使命段”(MissionPhases)，以完成使命向乘员显示结果。如远距交会阶段，星上自动化目标。这些“使命段”将进一步细分为“使命节”功能将自动执行燃烧且进行修正。④如有必要，(MissionSegments)，这些“使命节”具有确定事件乘员可切断自动程序，手动执行燃烧与修正。自的转换逻辑。这就是说，“使命事件计划”(MEP)被动化系统使所需的运作乘员减少为2名(航天飞分解到“使命段”，“使命节”及相应分系统“动作”机为4名)。在面对其他系统失效时，GNC自动(Activity)中。分系统只有在完成一个“使命节”中化系统的监控可被“卸载”到地面，与此同时，乘所有“动作”后，才能向“时间线管理器”(TM)发出员进行故障诊断与系统重构。已为下一“使命节”做好准备的信号。因此，时间线(3)邻近运作与对接：①“猎户座”邻近运作的管理器(TM)及其“使命事件计划”(MEP)中的“使自动化操作程度较高，适合乘员较少及舷窗视场命段”，“使命节”，以及确定“动作”的自动执行是“猎缩减的情况。②在使命计算机的排序及轨迹与姿户座”自动化的设计核心。态机动执行中，加入自动操作。注意，即使在手动(1)远距交会：①“猎户座”自动化功能将减轻模式，姿态控制系统也是完全处于计算机控制之乘员及地面在远距交会阶段的工作量。②“猎户下(如航天飞机邻近运作)。③特别是，邻近运作座”有三套敏感器在这一阶段工作：3个用于惯性的自动化也涉及飞行器的动力驾驶，即GNC软件导航的IMU，2个恒星跟踪器，以及4个GPS天可控制沿参考轨迹的平移运动。“猎户座”可应用线。“猎户座”比航天飞机增加的GPS可使星上计“视觉导航敏感器”(VisionNavigationSensor，算机连续使用高精度导航状态资料(这是航天飞VNS)数据进行连续瞄准与发送控制指令，实现自机做不到的)。这一能力连同增强的计算机功能，动飞行(航天飞机GNC控制飞行器是不可能的)。使“猎户座”星上计算机加入机动瞄准算法成为可④乘员也有能力切断自动操作过程并完全控制飞能。③发射前，地面将计划的完整的交会方案(包行器。逼近轨迹和对接相机的提示标记整合进含适合的燃烧段数据与目标输入参数)注入飞行“猎户座”显示器中，在直到对接的所有点上，手动器中。当“猎户座”在轨时，星上GNC将运用最新控制都可能实现。⑤“猎户座”可对接到多种飞行的导航数据重新确定机动参数，且每个机动瞄准器的对接口上，包括俄罗斯制造的“雌雄同体被动解经地面检查后传给制导，执行燃烧。④轨道机对接系统”(AndrogynousPassiveDockingSystem，动发动机关闭后，若有残余的△V，GNC将自动控APDS)以及新的“弱冲击对接系统”(LowImpact制反作用控制系统(RCS)推力器冲量点火，弥补差DockingSystem，LIDS)。“猎户座”ISS使命飞行异，自动修正(航天飞机的残余△修正是乘员手运作流程图如图18所示。动操作)。乘员监视自动化过程的每一步，有能力在任何时候中止并手动控制整个燃烧与修正过程。⑤地面也处于监视与应急模式，准备在需要时上传新的燃烧计划或导航数据。(2)中距交会：①“猎户座”在中距交会阶段有3套敏感器采集相对数据：RF测距系统，恒星跟踪器，以及对接相机。“猎户座”进入中距交会阶段时，恒星跟踪器对准目标器，以获取相对方图l8“猎户座”ISS使命飞行运作流程图m位测量资料；RF测距系统开始采集测距，测距率Fig．18OrionISSmissionflightoperationflow以及方位测量资料；对接照相机也有可能获取方位测量资料。②除了乘员监控这些不断更新的5．3．3“猎户座”的月球使命测量资料外，“猎户座”星上“故障检查、隔离和恢对于“猎户座”项目的月球使命，在低地球轨道复”(FaultDetection，Isolation，andReeovery，(LEO)对接后的组合体由3部分组成：①乘员探索FDIR)系统具有逻辑运算能力，可自动比较不同飞行器(CEV)，即由乘员舱(CM)与服务舱(SM)组的敏感器数据，并监控卡尔曼滤波器。③更新的成的“猎户座”飞船(Orion)；②月球表面进出舱导航状态自动传送到燃烧机动瞄准算法中，自动(LASM)，或称为月球着陆飞行器(LLV)，即“牛郎化系统将基于使命时间加载下一目标，求解，并星”(Altair)月球舱；③货物发射飞行器(CaLV)(即 航天器工程Ares—V)的上面级，也称为地球离开级(EDS)。对要求在无地面通讯情况下，在使命中任意时『日J，接后组合体(Orion／EDS／Altair)的姿态保持与月球乘员均可自主安全返回地球。这意味着，飞行器转移射人(TII)燃烧(机动)由EDS／Altair执行。功能不是在依赖地基导航与燃烧瞄准情况下执EDS在TLI机动后的月球转移过程中被抛弃。Al行，而是仅应用星上资源就可执行。这需要星上tair为EDS抛弃后的Orion／Altair组合体提供所有天文导航及TEI燃烧瞄准，满足乘员舱进入接口的姿态控制与月球轨道射入机动。一旦进入月球轨捕获的性能要求。“猎户座”的月球使命如图19道，乘员乘坐Altair下降到月球表面，而无人的“猎与图20所示。户座”留在月球轨道一周至六个月之间，这驱使“猎LLv与乘员在月面户座”具有多种自动能力，执行姿态控制，太阳阵控制，高速率通信链路支持，以及轨道保持。这种严格低月球轨道的自主性也促使应用粗太阳敏感器研发太阳指向安全模式。在月球转移与ILO阶段，除标准的基于恒星姿态测定与姿态控制外，“猎户座”必须执行自主星上导航以减轻地面通信损失及由此导致的地基导航更新资料的损失。由于GPS在大部分地月转移期间以及在月球轨道运作期间是不可用的，“猎户座”应用光学导航，这是基于恒星与地球和月球图19“猎户座”月球使命飞行运作流程图外缘间的角度测量资料，以及月球坑特征识别和Fig．19Orionlunarmissionflightoperationflow三角测量与月球特征跟踪。(这些技术首先在“阿波罗”项目中采用，星上乘员应用机械／光学六分仪进行观测。)无人“猎户座”停泊的ILO在原来的“月球射入轨道”(LIO)惯性平面内，是由Altair的机动(燃烧)建立的。由于月球旋转将月面上的Altair从LIO轨道面移出，因此，当到了乘员从月球返回(计划或应急)的时间，无乘员的“猎户座”必须首先执行轨道平面的调整，以建立月球交会轨道(LRO)；尔后，有乘员的Altair从月面发射，上升进入“猎户座”轨道面，与“猎户座”交会对接。注：CEV(CrewExplorationVehicle)，乘员探索飞行器(“猎户在标称交会方案中，“猎户座”是作为姿态稳定的座”)；EDS(EarthDepartureStage)，地球离开级；I』I|V(I．u目标飞行器，Altair为追踪飞行器。为减轻AltairnarLandingVehicle)，月球着陆飞行器(Altair)；SRB(Solid上升段欠燃烧的风险，或其他使其处于困境的异RocketBooster)，固体火箭助推器；TLI(TransIunarInjection)，月球转移射入。常情况的风险，“猎户座”具有应对意外事故的能图2o概念性“猎户座”月球使命飞行方案力，可下降到较低的高度并执行所需的交会机动，Fig．20NotionalOrionlunarmissionscenario到达Altair月球舱进行乘员营救。在月球舱Altair与“猎户座”对接且乘员转移5．3．4载人小行星使命方案设想进“猎户座”后，Altair被抛弃到月球表面，且“猎图21表示“猎户座”近地目标(NEO)使命(即户座”执行“地球转移射入”(TEI)燃烧，以建立小行星使命)的一种设计概念。如该图所示，这个概“猎户座”乘员舱(CM)返回地球的进入接口轨念设计的系统构架为“1Ares—V+OrionCEV”，Ar～迹。依据地／月几何关系，TEI可包括多达3次的es—V的上面级为EDS。航天器的日心巡航段飞行燃烧。TEl机动主要应用“猎户座”“服务舱”要考虑大行星的引力摄动。在航天器向小行星的交(SM)主发动机；若主发动机失效，应用推力较低会逼近飞行段，由于小行星质量很小，可忽略小行星的辅助发动机。在返回地球的转移飞行中，计划对航天器的引力作用，类似两个航天器之间的交会执行多次轨迹修正机动(TCM)。“猎户座”项目逼近飞行。 第5期朱仁璋等：美国航天器交会技术研究27命提供可回收的不密封容积(0．1m。)。(对ISS使命，充装抓杆固定器与邻近导航敏感器)。敏感器湾舱门在飞行器人轨后打开，再人前再关闭。“飞龙”乘员；舱}一与盛月臣务；舱组合体)：C构SM型,∞)A猎re户s-座V~cNNv}回收舱有乘员舱与加压货舱两种构型。筒形结构体糯l“猎户座”c嗍合体构型提供14rn3容积，装载不加压货品并支持太阳阵与热1U7(1学田■l／＼辐射器。筒体还可延伸达4．3m长，有效载荷容积达47Y'~日．t；qTN_旺一一竺苎弃34m。。前锥体用于在上升段防护密封室与对接适配⋯轨l巨‘．器。“飞龙”至少可以向ISS运送2550kg货物。{鲞_燮烧一／—一前舱口正视图谚i一．=二一魏g<12km／s1]=回收舱侧视图6“商业轨道运输服务"项目筒形体“飞龙”(Dragon)与“天鹅座”(Cygnus)飞船是侧视图NASA“商业轨道运输服务”(CommercialClrbitalTransportationServices，COTS)规划的项目，分别由空问探索技术公司(SpaceX)与轨道科学公司(OSC)研制。所谓“黑天空”(BlackSky)空间飞行器形体是“黑天空运送系统”(BlackSkyTransitSystems)视图提出的项目建议。6．1“飞龙”飞船[23_’]2008年12月，NASA宣布，航天飞机退役后，(a)总体构型与尺寸及敏感器湾舱口选择SpaceX公司的猎鹰一9(Falcon一9)运载火箭与“飞龙”(Dragon)飞船作为“国际空间站”的再补给运输系统。“飞龙”是COTS规划下的自由飞行、可重复使用航天器。2010年6月4日，猎鹰一9成功发筒形体侧视图射，进入轨道；6月29日再入地球大气烧毁，完成创始试验飞行。2010年12月8H，成功进行了COTS-Demo1飞行试验。猎鹰一9火箭将“飞龙”射lr——一36————_1IIl入地球轨道；起飞后3h19min52s，“飞龙”在太平洋(b)增长筒形体的尺寸着陆。按计划，今年11月30日，“飞龙”将进行COTS—Demo2飞行试验，执行全货运使命，并预定注：图中未标注单位的数值，其单位均为m。图22“飞龙”飞船构型尺寸。]于12月7日与ISS联接。Fig．22DimensionsofDragonpayloadsections6．1．1构型与组成“飞龙”主要由3部分构成(见图22、23)：①回虽然“飞龙”是为ISS的乘员运送与货品运输设收舱；②筒形结构体；③前锥体。回收舱内含密封室计的，它也提供了空中技术验示与科学设备测试平与敏感器湾。密封室容积约lOm。，用以载运乘员台。Non-ISS“飞龙”飞行命名为“飞龙实验室”(Drag—与／或加压货品；敏感器湾为服务段，容纳电子设备，onLab)。为ISS服务的“飞龙”乘员舱，最多可乘坐7反作用控制系统、降落伞等支持设施，并为非ISS使人，可执行具有人控能力的全自主交会对接。 28航天器工程6．1．3交会轨迹构2010年l2月，COTS—Demol成功进行r下列飞行试验：①发射并从猎鹰一9火箭分离；②发送遥测数据，接收遥控指令；③轨道机动与热控验证；④再入地球大气；⑤回收“飞龙”飞行器。计划中的●●两次飞行为：①“国际空间站”环绕飞行(ISSFly—by)；②货运使命，包括与ISS联接。在绕飞使命中，(a)“龙”构型[241(b)货运“龙”1281(c)载人“龙”[28J“飞龙”将接近到离ISS10kin之内的范围，并实施图23“飞龙”回收舱构型无线电交联，验证ISS乘员接收“飞龙”遥测数据的Fig．23Dragonrecoverablecapsuleconfiguration能力，以及向“飞龙”发送指令的能力。在基本试验目标实现后，“飞龙”将离开ISS邻近区域，并在返回“15I龙”通信、GNC与推进系统组成如下。通信地球前进行一组空中综合检测。图25表示“飞龙”系统：①S频段遥测与视频传输；②星上压缩与指令绕飞ISS的交会轨迹，图26表示“飞龙”使命运作。编码／解码；③经由跟踪与数据中继卫星系统(TDRSS)与地面站链接。GNC系统：①惯性测量单元，GPS，以及恒星跟踪器；②姿态测定：惯性系中姿态角误差d0．004。；③姿态控制：在位置保持期间，每轴角误差do．012。，角速度误差d0．02o)／s。推进系统：反作用控制系统有18个一甲基肼／四氧化二氮(MMH／N04)推力器，用于姿态控制与轨道机动。6．1．2“龙睛”敏感器度凋节机动“龙睛”(DragonEye)为“激光成像检测与测距”五运珂【适扁(IaserImagingDetectionandRanging，Lidar)敏注：Iidar(LaserImagingDetectionandRanging)，激光成像检测感器。在“飞龙”未来的ISS使命中，“龙睛”将导引与测距；NMC(NaturalMotionCircumnavigation)，自然运动绕飞；RGPS(RelativeGPS)，相对GPS。“飞龙”逼近ISS。2009年7月，STS一127奋进号航图25“飞龙”绕飞轨迹l2天飞机在ISS邻近区域成功进行了邻近敏感器龙Fig．25Dragonfly—bytrajectory睛一1(DragonEye一1)飞行试验，这次试验是为未来“飞龙”访问ISS做准备。2011年2月STS一133发现号航天飞机上进行了龙睛一2(DragonEye一2)飞行试验(见图24)，为“飞龙”逼近ISS收集数据。基于“龙睛”单脉冲激光从“龙睛”敏感器到达目标并反射回的时间以及“龙睛”Lidar系统提供的3维图像可以获得“飞龙”至ISS的测距与方位信息。图24发射进太空的“龙睛”敏感器(STS一133发现号航天飞机)Fig．24DragonEye一2launchedintospaceaboard图26“飞龙”使命图STS-133SpaceShuttleDiscoveryFig．26Dragonmissionscenario 第5期朱仁璋等：美国航天器交会技术研究296．2“天鹅座”飞船[3]“天鹅座”飞船是不载人的再补给飞行器，首次验证飞行计划定于2011年12月，由金牛座一~(Taurus—II)火箭发射。6．2．1构型与GNC系统“天鹅座”飞船由服务舱和货舱组成(见图27)。服图28“天鹅座”导航敏感器应用与转换务舱包括下列分系统：推进，电力，热控，控制与数据处Fig．28Cygnusnavigationsensorutilizationandtransition理，GNC，以及遥测、遥控与测距。“天鹅座”GNC分系统由下列组件组成：①双故障容限控制计算机；②星追在整个使命期间，6自由度的姿态与平移控制踪器；③光检与测距(uD)组件；④空间集成GPS／是通过3组独立的反作用控制喷嘴实现的。其中两INS(SIG1)；⑤三轴磁力计；⑥三组独立的反应控制喷组相同，每组有12个喷嘴，位于服务舱底环以及靠嘴；⑦一个主发动机。在邻近运作期间，GNC敏感器用近货舱顶环。相同的两组为飞船提供全6自由度控于测距。图28表示导航敏感器的适用距离。与ISS星制。第三组推力器仅有8个喷嘴，虽然也能提供全上“邻近通信系统”(PROX)联接的链路将在飞行器距6自由度控制，但仅用于飞行中止情况，提供故障操ISS约50km处建立。一旦该链路建立起来，PROX系作和故障安全能力。统将JEMsIGI粗测数据传向“天鹅座”飞船。飞船上6．2．2交会与逼近轨迹的相对GPS滤波器开始将JEMSIGI与“天鹅座”SIGI的(1)交会轨迹。“天鹅座”交会轨迹从进入ISS邻粗测量数据联合使用，生成相对导航解。直至700m，相近通信系统(PROx)范围开始。此前约1h，“天鹅座”已转移到ISS下方4kin的第1共椭圆轨道上。在此之对GPS滤波器是相对测量资料的信息源；在700m处，光前，“天鹅座”已执行过几次机动，以调整高度，轨道平检与测距(IJcIAR)开始向相对LIDAR滤波器提供测距面，以及相对ISS的相位。进入ISSPROX范围后，“天及方位测量数据。一旦LIDAR测量品质被确认，并且滤鹅座”与ISS之间建立起邻近通信链路，并且，应用ISS波器收敛到稳定解，LIDAR滤波器便成为主导航系统。PROX分系统内的GPS接收机与“天鹅座”GPS接收机，“天鹅座”开始执行相对GPS导航。若“前进许可一1”(AuthoritytoProceed，ATP一1)被获准，“天鹅座”将在第1共椭圆轨道上计算并执行序列机动(ADV1与)，进入ISS之下1．4kin的第2共椭圆轨道。进入1．4km共椭圆轨道后，“天鹅座”将漂移直至抵达逼(a)后视构型p近起始(ApproachInitiation，AI)点。(2)逼近轨迹。逼近起始于“前进许可一2”(A]一2)获准后向R-bar转移的ADV-3点火。“天鹅座”星上瞄准将计算并执行ADV-3机动。ADV-3机动的目标是将“天鹅座”带进逼近椭球(AE)，并以预定速度抵达ISS下方R-bar上的预定位置(R-bar捕获点)。在R-bar捕获点附近，相对GPS导航将转换为“光检与测距”(b)前视构型D41(LIDAR)相对导航。“天鹅座”飞船将以预定的接近速率沿R-bar逼近ISS。在进入警戒球(KOS)并抵达停靠箱(BerthingBox，BB)之前，“天鹅座”将在R-bar上的多重保持点(MultipleHoldPoints，HPs)停留。一旦“天鹅座”进入对接箱(BB)，ISS自动臂SSRMS将抓取一“天鹅座”，并将两飞行器牢固联接在一起。停靠机构(c)“天鹅座”与ISS节点2对接口CBM两边将形成压力密封且“天鹅座”飞船将与ISS实图27“天鹅座”构型及与ISS对接现电力连接。图29表示“天鹅座”标称交会飞行与逼Fig．27CygnusconfigurationanddockingwithISS近轨迹。 3O航天器工程：警戒LIDAR捕获范围0，、AD、f4邑n，。邻近通倍牟1第兵椭圆轨道链路范围；4&Dy1第1共椭圆轨道550—5—10—15-20-25-30~dkln(V-bar)(a)标称交会与逼近轨迹图3O“黑天空”交会逼近轨迹Fig．30BlackSkyrendezvousandapproachtrajectory、警戒球、HF10LIDAR、hP250捕获范围6．3．2交会轨迹R-barADV4一射入t，．“黑天空”飞行器交会轨迹可分为远距交会转移，逼近椭对、一～⋯．一一一一与近距邻近运作两部分。~CADy3(1)远距交会转移。在“黑天空”飞行器与火箭一Al第j共椭圃轨道上面级分离后，射人200km高的初始轨道。然后，050一O5—10一l5—20x／km(V-bar)经调相点火(AV)与圆化点火(AV。)后，进入fb)标称逼近轨迹227km高的调相轨道。“黑天空”飞行器在调相轨道上进入相对GPS(RGPS)导航范围后，便是远距注：AI为逼近起始；ADV为推进冲量；IIDAR为光检与测距；交会段(见图30)。远距交会的目标是到达初始瞄HP250为250m处保持点；HP10为10m处保持点。图29“天鹅座”标称交会与逼近轨迹[3准点(位于ISS轨道之下2500m~3000m)，在这-一Fig．29Cygnusnominalrendezvousandapproachtrajectory点开始近距邻近运作。考虑现在向ISS转移的空问飞行器交会策略，选择类似联盟号／进步号飞船的远6．3“黑天空”飞行器[36]距交会策略。这种策略基于几圈近圆轨道，容易实6．3．1飞行器构型现交会机动之间的同步与时间安排。在调相机动与“黑天空运输系统”(BlackSkyTransitSys圆化机动后，通过霍曼转移，飞行器进入接近ISS的tems)的目标是为“国际空间站”快速研发低成本、可轨道。靠的在轨后勤供应系统。这个系统的发射飞行器选(2)近距邻近运作。如图30(b)所示，远距交会择宇宙神一V火箭。“黑天空”空间飞行器由下列4个后，飞行器到达起始瞄准点，近距邻近运作可从这一舱段组成：①服务舱；②乘员舱；③不加压货舱；④加点开始。近距邻近运作序列如下：①从S(起始瞄压货舱。这4个舱可组装成两种飞行构型，即回收构准点)自由漂移，直至到达S，执行霍曼转移；②从型与不回收构型，为乘员与货物的运输提供灵活性。S至目标轨道上S的霍曼转移；③在S点位置保回收构型用于向ISS运送乘员与货物，然后将乘员返持(S。在逼近椭球之外离ISS30005000m)，在保回地球；不回收构型仅用于货运与处理空间站废弃持点进行系统检测，光照条件同步修正，及乘员时间物，可增加运输加压货物的能力，并可将卸载的空间安排；④从S。至进入ISS之下500m漂移轨道的S。站废弃物在再入地球大气过程中烧毁。图3O描述了的霍曼转移；⑤从S。沿共椭圆轨道(自由漂移轨迹)“黑天空”飞行器对ISS的交会与停靠方案。进入逼近椭球(AE)，到达R—bar(S)；⑥在S执行第2次去掉漂移速度使其停止的助推；⑦从s向停靠箱(在INS之下约15m)的R—bar逼近，采用类似航天渊相飞机与HTV的R—bar逼近策略；⑧在停靠箱中的位置保持，直到空间站自动臂(SSRMS)准备好抓取“黑天空”飞行器。在Rbar逼近期间，“黑天空”飞行器应用光学最终霍曼点火激光测距仪(OpticalLaserRangeFinder)，连I司安fa惯性系装在ISS上的折回反射镜，为轨迹与姿态控制机动 第5期朱仁璋等：美国航天器交会技术研究提供高精度导航。在机动作用下，飞行器不加压货于姿态测定图像(假设相机可聚焦到这样短的距离，舱上的抓取固定器进入空间站自动臂(SSRMS)的且捕获对象的可识别特征在相机视场内)。作用范围。当这个条件满足后，ISS的星上“姿态测(4)长距激光测距仪(1台)：从75km到50m的定与控制系统”(ADCS)将被切断，使SSRMS有执距离测量。行抓取的时问。在SSRMS捕获前，“黑天空”飞行(5)红外相机(1台)：①从20km到待定距离的器在抓取箱中维持其姿态与位置至少5min。在抓方位角测量；②在不利光照条件下使用。取后，飞行器将应用通用停靠机构(CBM)停靠在(6)闪光／测距“光检与测距”(LightDetectionISS节点2号舱的天底口上。andRanging，LIDAR)装置(1台)：①从约100km到lm的距离测量；②从50m到lm的姿态测量。7GEO非合作目标交会捕获_3](7)短距激光测距仪(1台)：从约lkm到lm的距离测量。地球同步轨道上的非合作目标的交会捕获是美7．1．2主电子器件盒国NASA“在轨卫星服务研究”(On—orbitSatellite主电子器件盒(MEB)共两台，一台是主件，另ServicingStudy)的一部分。被捕获的飞行器是地一台是全冗余备份件。MEB功能如下。球同步轨道(GEO)上已失去功能的卫星，需要将其(1)随同来自其他敏感器的测量资料，处理来自从GEO转移到超同步抛弃轨道(Supersynchro可见光相机与红外相机的图像。nOUSDisposalOrbit，SDO)上，SDO比GEo高(2)在ARC阶段，为GNC提供数据处理(包括350km。为此，须设计一服务星(ServiceVehicle)，状态估计／传播，自主运作机动计算，以及一般的自进入地球同步轨道(GEO)，应用安装在服务星上的主运作)。在MEB内的GNC数据处理也接收服务4根2m长的自动臂捕获目标星。然后，对两星组合星上标准敏感器的输入，包括用于惯性姿态测定的体施加轨道机动，转入抛弃轨道(SDO)。恒星跟踪器与粗太阳敏感器，用于测量加速度(由推7．1自主交会捕获系统力引起)的惯性测量单元(IMU)，以及用于轨道测整个“自主交会捕获”(ARC)系统由两部分组定(绝对惯性状态估计)的GPS接收机。成：①ARC敏感器包；②两台“主电子器件盒”(3)在AI阶段，为GNC提供执行机构指令功(MainElectronicsBoxes，MEB)。为实现服务星对能。在ARC期间，服务星平台进入ARC协作模式，即被服务星的交会捕获，服务星不仅应用ARC敏感MEB的GNC功能可指令服务星的执行机构(标准卫器包，而且还要借助于卫星平台“制导、导航与控制”星平台的一部分)，包括推力器，反作用轮，动量轮。(GNC)分系统的标准敏感器与执行机构。(4)执行星务管理功能，包括视频压缩，存储，功7．1．1ARC敏感器包率分配，以及热控制。按服务星(追踪星)离被服务星(目标星)的距离7．2交会捕获轨迹区间，考虑不同类别的敏感器的性能，自主交会捕获服务星(追踪星)发射后在被服务星(目标星)轨(ARC)序列可分为下列4个阶段：①远距交会，道面内直接飞向地球同步轨道(GEO)。自主交会250km~25km(更一般的情况是大于25km)；②近捕获(ARC)序列的起始点位于目标星300km之后，距交会，25kin～300m；③邻近运作，300m～50m；30km之下。服务星应用共椭圆漂移与霍曼转移的④最终逼近，5Om～lm。(在相距lm处，服务星上组合逐渐接近目标星，大约IO6h(4．4d)后到达目标的自动臂将捕获被服务星。)。ARC敏感器包由下星的安全性椭圆。在安全性椭圆上，服务星至少停列仪器组成。留一个轨道周期(约24h)。在此期间，服务星收集(1)“改进的恒星跟踪器电子盒”与“改进的Mi—境况认知数据，确认目标星的状态，并执行位姿计croASC恒星跟踪器相机头(加挡板)(4台)。算，以精确测定相对于目标星的位置与姿态。一旦(2)窄视场相机(2台)：①从200km到100m的地面确认境况是安全的，且相对导航解已收敛，服务方位角测量(可能大于200km)；②从100m到25m星就执行一系列机动，使服务星在目标星体坐标系用于姿态测定图像。中沿捕获轴作直线逼近。在离目标星约lm处，服(3)宽视场相机(2台)：①从200km到50m的务星自动臂进入预设的捕获箱内，自主抓取目标星，方位角测量(可能大于200km)；②从50m到lm用完成捕获。交会捕获轨迹参见图31。 航天器工程8交会技术分析E]—～篇商藻‘机动0曲2h36l112hlob；8．1发射飞行器与后勤飞行器Ⅱ^‘．5m⋯150，n1l3001If_’i发射飞行器性能参数见表3，后勤飞行器运输⋯i—4kinI{：交会捕获能力见表4。敏感器视场8．2交会轨迹skmI———一为确保来访飞行器的轨迹安全性，“国际空间站”设定了两个控制域，即“逼近椭球”(AE)与“警戒R．bat-‘指m地球球”(KOS)。AE为4kin×2kin×2kra的椭球，以ISS为中心，长轴沿轨道速度矢量。设定AE有助图3l地球H步轨道非合作Et标的自主交会捕获”于确定与ISS集成运作的起始，在集成运作中，控制g3lAutonomousrendezvousandcaptureofnon-cooperative(而非指令)权被转移给NASAISS控制中心。在vehicleingeosynchronousorbit表3美国几种发射飞行器比较Table3ComparisonofsomeUSlaunchvehicles发射飞行器土星V航天飞机战神I战神一v猎鹰一9金牛座一II高／mll15699l164840总起1s质量／10。kg2948．42041．2927．23704．63l3．O275．0能有力效／载10荷。kgITEI(I)14148．．98羼rI25．0叁25．5l芝16827．．87蠹9．8j5．2lf地球轨道有效载荷“阿波罗”飞船航天飞机轨道器“猎户座”飞船EDS／IIV组合体“飞龙”飞船“天鹅座”1毛船表4后勤飞行器运输能力比较。一Table4Comparisonoflogisticsvehicledeliverycapabilities．后勤行器总货重加压货物不加压货物可回收质量(最大值)(最大量)(最大量)加压8600kgl2022kg(总)后勤舱8600kg航天E机72m0907lkg(加压)不加压载运器9449kg9449kg12866kg3o00kg3o00kg“飞龙”6oookg3000kg7～1Oma14m标准：2000kg加压标准：2o00kg18．7m0“天鹅座”构型扩展：27o00kg扩展：27OOOkg26．5m3不加压2O00kg构型2O00kg1811113．如果“猎户座”4推进剂贮箱的方案只飞行2个贮箱，则可应用额外的容积为1SS运输不加压货物，“猎户座”乘员舱可运送与返回加压货物(Ik决于船上人数)。对4名乘员情况，每次载“猎户座”人飞行可运输约820kg的加压与不加压货物。除上述标称飞行外，“猎户座”服务舱也日T被改进用作拖船，可运输13600kg不加压货物 第5期朱仁璋等：美国航天器交会技术研究33飞行器进入此区域前，此控制域也被用于确定轨迹线(追踪器指向目标器)方向的冲量推力，朝向目标的安全性。集成运作应在引导来访飞行器进入AE器交会。②稳定轨道保持点逼近，即追踪器从共椭的机动前90min(约1个轨道周期)开始，这一机动圆轨道转移到一V—bar稳定轨道，再从一V—bar上的通常被称为“逼近起始”(ApproachInitiation，AI)保持点出发，沿一V—bar轴向目标器逼近，或向其他机动。在AI机动之前，所有计划的机动与轨迹必对接轴方向转移(如由一V—bar向+R—bar，+V—须保证来访飞行器在AE外至少24h。警戒球bar，或一R—bar转移)。③共椭圆偏置点逼近，即追(KOs)是以ISS为中心的半径为200m的球体。在踪器先从共椭圆轨道进入相对速度为零的偏置点，ISS控制中心没有明确授权的情况下，来访飞行器再由偏置点向对接轴(4-R—bar，4-V—bar，或一R—不得进入KOS；并且KoS内的轨迹运作必须在预bar)转移。④多重共椭圆交会逼近方案，即由第2定的逼近走廊内进行。或第3共椭圆轨道向对接轴转移。⑤稳定轨道保持通过轨迹要求和限制性条件，在更大范围内影点与共椭圆轨道的组合方案。响制导、导航与控制(GNC)的因素是：①飞行器最早期交会方案(如“双子座”与“阿波罗”)采用共终在ISS上的实际接口位置；②捕获(即对接或自动椭圆视线推力方案，现在基本应用稳定轨道保持点臂抓取运作)方法；③飞行器同ISS之间用于指令与逼近方案(如航天飞机，ATV，HTV，联盟号／进步数据交换的有效通信系统；④有效导航方案，包括所号)，而研制中的“猎户座”飞船采用共椭圆偏置点逼提供数据的质量与精度；⑤不同逼近阶段期间的近方案，实验卫星系统一11、“天鹅座”与“飞龙”等采ISS的飞行姿态。在运作上，当来访飞行器处于警用第2共椭圆逼近方案，“黑天空”飞行器采用稳定戒球(K0s)之内时，飞行器GNC必须提供可中断轨道保持点与共椭圆轨道的组合方案。GEO非合逼近的应急选项，飞行器在走廊内沿逼近路径“保作目标的交会捕获可采用第3共椭圆逼近轨迹。持”(Hold)在当前位置，或沿逼近路径“退回”(Re—V—bar稳定点与双共椭圆逼近是交会使命中常treat)到既定的位置保持点。用的逼近策略。V—bar稳定点逼近方法的长处是：航天器交会轨迹设计应考虑下列事项：①交会①在交会逼近前，可提供在V—bar上“暂停”前进的轨迹是可观测的，必须适应各敏感器特定的跟踪需机会，而基本上无动力消耗；②可提供更多的地面交求(如最大测距率与角速率限制，光学系统的光照条互机会。双共椭圆逼近的主要长处是：①调制共椭件)；②交会轨迹应尽可能减小敏感器搜索域(范圆轨道高度差可提供不同的接近速率；②双共椭圆围)，加长敏感器捕获时间；③在执行星上计算的机直线型相对轨迹易被剪裁，以满足交会敏感器或其动前，交会轨迹须提供足够的跟踪时间；④交会轨迹他方面的要求；③对邻近运作具有被动安全中止能是安全的，具有被动安全性的运动学特性(对轨迹弥力。散性及其弥散效应进行详尽分析，在机动失效情况8．3导航敏感器下，转为避撞的安全轨迹)；⑤在可能情况下，对应机相对导航敏感器是交会对接／停靠的关键技术，动类型与(或)机动触发点加以选择，尽量减小对导对交会运作的自动化、自主度、可靠性与安全性具有航偏差的敏感性；⑥交会轨迹应提供处置应急情况、至关重要的作用。关于导航敏感器应用，值得注意提高使命成功概率的多重交会机会；⑦轨迹机动(包的是：①导航系统沿轨迹应用不同类型的敏感器，当括轨迹转移，修正与控制)总的动力消耗最低；⑧推追踪器逼近目标器时，导航系统从一种主敏感器向力器羽流对目标飞行器的冲击与污染较小；⑨交会另一种转换；②不同种类敏感器的组合应用，同类敏飞行时间较短；⑩星上乘员作息时间。感器的冗余配置，以及故障检测、隔离与系统重构技共椭圆轨道在交会逼近方案中被广泛采用。共术的应用，对提高交会运作的可靠性具有极为重要椭圆轨道的主要长处是：①追踪器以常值速度向目的作用；③增加更高精度的敏感器类型，特别是远距标器接近，有利于交会运作；②若相对导航敏感器捕段的天文导航与星座导航系统，近距段的交会雷达获失效，或中段起始机动失效，追踪器仍保持在目标与射频通信，以及邻近运作与对接段的先进激光测器下方平移，具有良好的被动安全性。根据测控、光量技术的应用，可显著提高自主、自动交会运作能照、安全区、乘员作息时间等多种约束条件，基于共力。此外，在载人航天器对接前几米内，乘员的直接椭圆轨道的交会逼近有以下5种方案：①共椭圆视目视观测，对乘员手控介入是十分重要的。为此，乘线推力逼近，即追踪器从共椭圆轨道出发，应用沿视员驾驶室舷窗应有良好的视野，便于乘员观测对接 航天器E程过程，应埘意外情况。在美国空间规划历史上的首次自主对接中，第除了不断提高传统导航敏感器的性能与测量精2代激光敏感器“先进视频制导敏感器”(AVGS)是度外，美还着力研发新型相对导航敏感器，特别是主要的邻近运作与对接敏感器，那是在2007年5激光敏感器，以及用于行星际交会使命的天文导航5日“轨道快车”使命期间完成的。然而，由jf部件技术。最初的“视频制导敏感器”(VGS)为第l代激逐渐过时，AVGS硬件不可能再生产，将用耐辐射光视频敏感器。1997年，在STS一87哥伦比亚号航件替代陈旧的成像器与处理器，并将着重满足乘人1{‘机}进-tr飞行试验。试验的近距部分是成功员探索飞行器(CEV)与ISS货运飞船的相对导航敏的，VGS最多获取外部10m处的数据。1998年，在感器需求。这就是正在研发的第3代敏感器，“下一STS95发现号航天I5l机上，VGS从150m直至代先进视频制导敏感器”(NGAVGS)，它含钉在“先2．5m，口』靠地跟踪目标飞行器，达到航天飞机有效进视频制导敏感器”(AVGS)中研发并经飞行验证戟倚湾所允许的最短距离逼近。VGS解被馈进“交的基本功能。NGAVGS有望在后航天机时代的会与邻近运作显示器”与“遥控操作器系统(RMS)交会对接使命(如“猎户座”，“飞龙”，“天鹅座”)中脯环境认知显示器”中，供乘员使用，并且VGS视频输用。表5表示美国航天器的绝对导航与相对导航敏出被提供给航天1{I机后飞行板。感器。表5航天器绝对导航与相对导航敏感器Table5Spacecraftabsoluteandrelativenavigationsensors、、、过肌敏感器绝对导航相导航备E行、＼(全程)中距段邻近运作与对接段主动式交会雷达主动式交会雷达日标器“阿金纳”装备雷达腑答机，“舣}”惯性测破兀空间六分仪问六分仪以及对接适配器J的闪光捕获灿，眼球测距系统沉浸式泛光灯与磷光标主动式交会雷达主动式交会雷达“阿波”惯性测疑单卒问六分仪卒问六分仪轨迹控制敏感器惯性测璇兀Ku频段被动式交会雷达手持激光雷达STS87jSTS95“视频制导敏感航人机恒跟踪器阿星跟踪器对接相机器”(VGS)试验，STs_127龙睛1试乘员光学校直瞄准器对向角验，STSl33龙睛2试验闭路电视测距规尺惯性测繁单元s频段射频通信“j庸”恒煨跟踪(测距与测辟率)视觉导航敏感器恒星跟踪器(VNS)绝列(IS对接相机对接相机惯性测量甲r能应用一F一代先进视频制导敏J恒星跟踪器“龙睛”脉冲激光感器”(NGAVGS)“龙”恒星跟踪器绝刈(；PS相对GPS敏感器惯测鞋审问集成GPS“光检与测距”“火鹅胯”恒跟踪器绝对GPS惯性导航系统(SIGI)系统件的冗余设计，以及故障检测、隔离与系统重构技9结束语术，是提高交会可靠性，确保安全性的重要手段。根据交会敏感器的类别与性能以及相关的约束条件等荚航天器交会技术的发展可划分为一个阶因素，交会轨迹可选择稳定轨道点逼近或舣椭圆段：“舣了”飞船与“阿波罗”飞船，航天机，以及逼近方案，或稳定轨道点与其椭圆相结合的逼近后航人I{I机的交会飞行项同。交会敏感器的种类式，或共椭圆偏置点逼近策略。荚凶后航天机时性能(包括测量数据的精度)是促进交会运作自动化代的交会技术不仅限于地球轨道与月球轨道的应jf{丰忭发展的首要l夫J素，美国新研发的第3代视用，而且直接指向小行星与火星等的载人使命。21频制导敏感器(N(；AVGS)将在后航人飞机的交会世纪将是人类飞出地球轨道建永久性川球地·匕行项II小使川。制导、导航与榨制(GNC)系统组飞地月轨道建立永久性行星基地的时代，宄伞脱 第5期朱仁璋等：美国航天器交会技术研究35开地面控制的自主交会技术(包括天文导航)将接受Wall-Chart．pdf新的更严峻的挑战。[1]LeeJ，CarringtonC，SpencerS，eta1．Nextgenerationadvancedvideoguidancesensor：lowriskrendezvous参考文献(References)anddockingsensor，AIAA20087838[R]．Washington：AIAA，2008[1]朱仁璋．航天器交会对接技术EM]．北京：国防工业出[15]BryanT，HowardRT．DARTAVGSperformance，版社，2007NASAMSFC一027[R]．Washington：NASA，2007ZhuRenzhang．Rendezvousanddockingtechniquesof[16]ChambersRP．SevenspacecraftinOne—Orionguid—spacecraft[M]．Beijing：NationalDefenseIndustryance，navigation，andcontrol，AIAA20O8—7744[R]．Press，2007(inChinese)Washington：AIAA，2008E23FehseW．Automatedrendezvousanddockingofspace—[172SouzaCD，HanakFc，SpeharP，eta1．Orionrendezcraft[M]．Cambridge：CambridgeUniversityPress．VOUS，proximityoperations，anddockingdesignanda—2OO3nalysis，AIAA20076683[R]．Washington：AIAA，[3]朱仁璋，王鸿芳，徐宇杰，等．ATV交会飞行控制策略2OO7研究[J]．航天器工程，2011，20(1)：2244[18]WeeksMW，SouzaCD．On-boardrendezvoustargeZhuRenzhang，WangHongfang，XuYujie，eta1．StudytingforOrion，AIAA2010—8064[R]．Washington：offlightcontrolstrategyfortheATVrendezvousmisAIAA。2O1OsionEJ]．SpacecraftEngineering，2011，20(1)：22—44(in[193MamichH．Orionpreliminarynavigationsystemde—Chinese)[4]朱仁璋，王鸿芳，徐宇杰，等．从ETSVII到HTv_日本交sign，AIAA2008—7295[R]．Washington：AIAA，2OO8会对接／停靠技术研究EJ]．航天器工程，2011，20(4)：6-31[2O]NorrisSD．Orionprojectstatus，AIAA2009—6516ZhuRenzhang，WangHongfang，XuYuj‘ie，eta1．From[R]．Washington：AIAA，2009ETSVIItoHTV：StudyofJapaneserendezvousand[21]DumbacherDL，LylesGM，McConnugheyPK．Buildingon50yearsofsystemsengineeringexperiencedocking／berthingtechnologies[J]．SpacecraftEngineer—ing，2011，2O(4)：6-31(inChinese)foranewEraofspaceexp1oration[R／0L]．[2011-08—[5]WoffindenDC，GellerDK．Navigatingtheroadtoau—2o]．http：／／ntrs．nasa．gov／archive／nasa／casi．ntrs．tonomousorbitalrendezvousEJ]．JournalofSpacecraftnasa．gov／2OO9OO2l955—2009013965．pdfandRockets，2007，44(4)：7-8[222ZimmermanD，WagnerS，WieB．Thefirsthumanas—teroidmission：targetselectionandconceptualmission[6]PartenRP，MayerJP．Developmentofthegeminiop—erationalrendezvousplan，AIAA1968—45[R2．Washingdesign，AIAA20108370[R]．Washington：AIAA，ton：AIAA，19682O1O[7]LunneyGS．Summaryofgeminirendezvousexperi[23]SpaceX．Dragonlabdatasheet[R／OL]．[2011—05—19]．ence，AIAANo．67272[R]．Washington：AIAA，1967httptnN．spacex~com／downloads／dragonla~datashe—[8]NASA．Missionoperationreportgeminiflightnumberet．pdfnine，No．M一913—66—10[R]．Washington：OfficeofMan[24]SpaceX．SpaceXCOTSflight1-presskit[R／OL]．nedSpaceflight，1966[20110521]．httpt}|ww．spacex．corn／downloads／[9]NASA．Project：Apollo10presskiteR／OL]．[201108—31]．cots1—20101206．pdfhttp：／／next．nasa．gov／alsj／a410／A10一PressKit．pdf[253MitchellIT．Draperlabroatoryoverviewofrendez—[1O]GoodmanJI．HistoryofSpaceShuttlerendezvousVOUSandcaptureoperations[R／OL]．[2011-08—28]．andproximityoperations[J]．JournalofSpacecrafthttp：／／ssco．gsfc．nasa．gov／workshop一2010／day3／andRockets，2007，43(5)：9-10Ian—Mitche1l／Rendezv0usandProxOpsIMitchel1．pdf———[11]GoodmanJ．Rendezvousandproximityoperationsof[26]SpaceX．SpaceX：thenextgreatamericanadventuretheSpaceShuttle[R]．SourceofAcquisitionNASA[R／OL]．[2O11-06—05]．http：／／www．spacex．com／JohnsonSpaceCenter，2005downioads／20110428一spacex-sts134．pdf[122RuizJP，HartJ．AcomparisonbetweenOrionauto[27]AviationWeek．SpaceXcargomissionplanned[R／OL]．matedandSpaceShuttlerendezvoustechniques，AIAA[2Oll一07—20]．http：／／www．aviationweek．com／aw／ge—2010—8063[R]．Washington：AIAA，2010neric／story—channe1．jsp?channel—space&id—news／[132NASA．SpaceShuttle1aunches[R／()L]．[2Ol1-0828]．asd／2011／07／20／02．xmlhttp：l}．nasa．gov／pdf／537939main063011Shuttle-～[282SpaceX．Spaceexplorationtechnologiescorporation 航天器工程dragon[R／()I]．[2Ol10829]．http：／／www．spacex．cia1programlessonslearned，AIAA20lO8621rR]．com／dragon．phpWashington：AIAA，2010[29]SpaceFellowship．SpaceXDragoneyesuccessfullydemon—E34]FrickW．SatelliteservicingutilizingCygnus[R／OI]．stratedonSpaceShuttle[-R／()I]．[2oi106—15]．http：／／[2oi1一O7—23]．http：／／ssco．gsfc．nasa．gov／workshop一spacefellowship．com／news／art13676／spacex-dragoneye-2010／day3／Warren——Frick／CygnusSatelliteServicing——————successfully-demonstrated-on-space-shuttle．htmlR4．pdf[3O]MiottoP，BregerL，MitchellI，eta1．Designingand[35]OrbitalScience．Cygnusadvancedmaneuveringspacevalidatingproximityoperationsrendezvousandapcraft[R／OI]．[2011-07—20]．http：／www．orbita1．proachtrajectoriesfortheCygnusmission，AIAAcom／NewsInfo／Publications／Cygnfact．pdf20108446[R]．Washington：AIAA，2010[36]AminN，AndersonD，CaspersonM．BlackSkytransitL31]SargentR，MitchellI，BregerI，eta1．Afaultmanagesystemsfinaldesignreport：BlackSkyTransitSystemsmentstrategyforautonomousrendezvousandcaptureER／()I]．[2011-06—02]．http：／／courses．engr．illinois．withtheISS，AIAA2011-1497[R]．Washington：edu／AE441S／fi1es／FDR／BlackSky20FDR．pdfAIAA，2O11[37]NASAGSFC．On—orbitsatelliteservicingstudyproject[3e]HickmanJ，DaviesK．Micro—meteoroidandorbitalreport[R／OI]．[20110820]．http：／／ssco．gsfc．debrisprotectionforOrbitalSciencesCorporationsnasa．gov／images／NASASatellite20Servicing—ProCygnusvehicle，AIAA2011-3151[R]．Washington：ject—Report一0511．pdf人IAA，2011(编辑：张小琳)[33]BainM．Cygnus：backtothefutureapplyingcommer印度发布2011版《遥感数据政策》据澳大利亚每日航天网站报道，2011年7月，印度政府公布了一份2011版《遥感数据政策》(RSDP)。政策涵盖了为支持研发活动，采集／分发遥感数据的管理和许可的模式。主要内容包括：认识到遥感能提供重要和关键的信息，这些信息是研发活动的基础，也将对社会有益；注意到目前有大量的非政府和政府用户将来自印度的遥感数据和外国遥感卫星的数据用于多种应用领域；考虑到目前来自外国和商业遥感卫星的高清图像的实用性，注意到需要对印度国内来自这些卫星的数据采集／分发进行更恰当、更好的管理；认识剑国家利益高于一切，需要对国家安全考虑给予极大重视。除非另作说明，否则印度政府航天部(DOS)将是执行政策的核心机构。此外，RSDP还规定：①若在印度运营一颗遥感卫星，需通过核心机构获取政府许可证或允许；②要在印度采集／分发遥感数据，必须通过核心机构获取印度政府许可证／允许；③若采购和分发印度遥感(IRs)数据用于印度以外的国家，需要依照专门程序，由印度政府通过核心机构，对那些对采集／分发IRS数据感兴趣的实体单位／申请国的机构授予许可证；④政府为在印度分发卫星遥感数据制定了指导方针，即所有分辨率优于lm的数据都将以公平和“按需”为基础分发，以及为保护国家安全利益起见，所有分辨率优于1FI1的数据需要经过相应机构筛查和审查后分发；⑤该政策(RSDP2011)立即生效，政府将进行不定期评审。印度空间研究组织将提高向工业界外包的比例据今日航天网2011年7月12日报道，印度空间研究组织(ISRO)主席拉达克里希南表示，将大幅扩大向业界外包的比例。500多家大中小型工业企业已经承担了印度航天项目6O的生产工作，今后这一比例将进一步提高。ISRO在过去2～3年已经见证了H,J：(极轨卫星运载火箭)和卫星生产领域的跳跃式发展。印度2011年已经发射了3颗卫星，到2012年3月之前还将发射4颗。印度目前已经签订了11颗国外星的订单，今后将采用“风险共担”模式，向工业界的采购将显著提高。