近地航天器空间交会能耗问题研究

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1、第19卷第3期2013年5月载人航天MaIlnedSpacenightV01．19No．339近地航天器空间交会能耗问题研究刘世勇，辛晓生(北京跟踪与通信技术研究所，北京100094)摘要针对交会对接任务追踪航天器从入轨到进入第一停泊点的交会过程，采用解析方法分析了交会过程的能耗问题。首先基于二体运动理论，根据导引终点的机械能、相位和偏心率约束分析了交会过程能耗的特点和计算方法，之后针对交会过程中大气阻力、地球非球形、入轨轨道面偏差和姿控因素，给出了对应的能耗估算方法，最后对空间站运营期间的交会对接任务给出了算例。关键词交会对接；交会；能耗；空间站中图分类号：V526文献标识码：

2、A文章编号：1674—5825(2013)03—0039—071引言2基于二体运动的理论分析空间交会对接是指两个航天器在同一时间到达同一空间位置，并通过对接装置连成一个整体。飞行过程通常分为四个阶段：远距离导引段、近距离导引段、平移靠拢段和对接段【1】。其中远距离导引段将追踪航天器(下同)引导到相对距离较近处，以便敏感器捕获目标并转入自主控制；近距离导引段将追踪航天器引导到相对距离更近的停泊点进行相对位置保持，等待后续的接近操作；平移靠拢段和对接段完成最后的逼近过程与对接。本文针对追踪航天器人轨到进入第一个停泊点的交会过程(包含远距离导引和近距离导引的导引过程)，分析能耗问题。平

3、移靠拢和对接段的程序基本固化，因此分析交会过程的能耗即可获得不同应用条件下，如不同的人轨高度、不同的对接高度等，交会对接过程所需的能耗，对正常和应急条件下的导引方案设计也有参考意义。交会对接中的交会方案通常针对具体的应用条件开展方案设计，没有严格一致的方法[2】。本文采用解析方法进行分析，可避开对具体导引方案的讨论。涉及交会过程能耗问题的理论研究通常针对时间约束条件下的两点边值问题，在线性化相对运动假设、二体运动假设或考虑部分地球非球形摄动情况下，基于最优化理论进行能耗最优的控制方法研究嗍。由于偏重控制方法的理论研究，且受控制过程建模准确度、力模型复杂度限制，利用这类方法很难针对

4、实际工程问题获得能耗的定量结果。以下从两航天器能量控制的角度进行分析。为便于数学分析和物理解释，首先在二体运动假设下进行分析，之后再分析其他因素，包括大气阻力、地球非球形、人轨轨道面偏差及姿控等因素的影响。两航天器交会过程中轨道地心距平均值变化过程如图1所示。轨道地心距平均值对应于轨道半长轴值，记目标航天器轨道地心距为％引追踪航天器轨道地心距初始值为‰，二者之差为△％=n肋一‰，追踪航天器各次变轨视为瞬时冲量，变轨前后地心距平均值变化量为砘，扛1，2，⋯n。收稿日期：2012一04—24；修回日期：2013一04—22作者简介：刘世勇(1976一)，男，博士，工程师，主要从事载人

5、航天工程轨道测量与控制研究。E—mail：lsy2218@163．com载人航天第19卷oKjz·：●：缸o：●：．J口．。dnI图1交会过程轨道地心距平均值变化示意图当两航天器位置和速度相同时，必然满足：必要条件1：机械能相等。必要条件2：相位差为零。必要条件3：偏心率矢量差为零。需要说明的是，对于必要条件2，由于本文导引终点选取为第一停泊点，两航天器不是严格相位相等，但可视为相位相等，或者以第一停泊点作为对接目标，则相位严格相等。1)机械能相等根据二体运动理论，有争一争班一告(1)其中秽为航天器速度，r为航天器地心距，E为机械能，n为椭圆轨道半长轴。记△o为轨道半长轴之差，则

6、必要条件1可表示为：厶Q=o陀一8KJz=‰成1啦+．．‘峨一嘞=△n0硒。l硒呸+⋯硒％=0(2)若用岛=∑I她l代表总能耗，则由式(2)可知，当融≥o，扛l⋯n时，总能耗E，：∑I趣l=∑弧一△％，即如果导引过程中各次变轨均为增大半长轴时，总能耗等于两航天器初始半长轴之差的绝对值。注意此时总能耗与对接持续时间无关，与变轨次数也无关。若导引过程存在减小轨道半长轴的控制，即她∑阮。=一△。。，即总能耗大于两航天器初始半长轴差的绝对值。2)相位差为零根据角速度与半长轴关系式有∞伽=1／牛，∞盯V8K口叫嚣。由h皿飞相对‰为／J、且潞％札口处展开肾＼／笔一手＼

7、／笔‰飞抄⋯(3)略去高阶项，有雠盱一手＼／笔‘一拦)(4)昧‰咄广手仨c⋯茁，一手慨峨她斟．c--盱一手悟‰啦，@’幽。‰％=号低c吣i和记两次变轨之l司的15L行时I司I司隔为7j，?’l'．⋯一瓦，空间站相位为％，初值为‰，飞船相位为％，初值为9脚，飞船与空间站初始相位差为△p。=臼舢一‰，则相位差为零时对应￡旧=8陀一eKjz=(‰+∑‰计I‰Ⅷ。口∑tI=0Li=0J=0(6)即蛾一手＼／惫融i三I=手低k椭俐∽黔⋯7，由(7)式可知，只有当(8)式成立时，蚧手＼／笔△