鞏慶海 宋征宇 呂新廣

北京航天自動(dòng)控制研究所，北京100854

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快速交會(huì)對(duì)接若干關(guān)鍵技術(shù)問題研究

鞏慶海 宋征宇 呂新廣

北京航天自動(dòng)控制研究所，北京100854

綜合相關(guān)文獻(xiàn)，提煉出調(diào)相軌道設(shè)計(jì)，入軌精度對(duì)調(diào)相的影響評(píng)估和可變推力下入軌精度改進(jìn)效果分析等快速交會(huì)對(duì)接關(guān)鍵技術(shù)問題。對(duì)比天宮和國際空間站的對(duì)接模式差異，比較分析了3種備選快速對(duì)接調(diào)相軌道的優(yōu)缺點(diǎn)，給出了合理可行的實(shí)現(xiàn)建議。仿真分析表明，圓調(diào)相軌道、增大軌道差和雙調(diào)相軌道配置有利于快速交會(huì)對(duì)接的靈活實(shí)現(xiàn)。通過對(duì)調(diào)相軌道和入軌精度匹配性的量化分析，提出了運(yùn)載火箭進(jìn)一步提高入軌精度的實(shí)現(xiàn)方法，為快速交會(huì)對(duì)接方案提供了有益參考。

快速交會(huì)對(duì)接；軌道調(diào)相；運(yùn)載火箭；迭代制導(dǎo)；入軌精度

快速交會(huì)對(duì)接指飛船在升空后較短時(shí)間內(nèi)，與目標(biāo)完成交會(huì)對(duì)接任務(wù)。以俄羅斯的載貨和載人飛船為例[1]，在6個(gè)小時(shí)以內(nèi)(圍繞地球飛行4圈左右)就與國際空間站進(jìn)行對(duì)接，而以往飛船則要繞地飛行34圈，花費(fèi)近2d時(shí)間才能完成對(duì)接。由于快速交會(huì)對(duì)接模式較傳統(tǒng)模式有提高飛行安全系數(shù)和航天員舒適性、節(jié)省燃料等一系列優(yōu)點(diǎn)[2-4]，俄羅斯對(duì)快速對(duì)接模式已進(jìn)行多年研究，開展了大量的準(zhǔn)備工作，并在地面進(jìn)行了充分測試[4-5]。為實(shí)現(xiàn)快速對(duì)接模式，國際空間站軌道高度在2011年6月從350km提高到了400km[4,6]。在過去的2年里，俄羅斯已成功地完成了8艘飛船與國際空間站的快速交會(huì)對(duì)接[2-6]。

傳統(tǒng)模式到新模式的轉(zhuǎn)變帶來了一系列技術(shù)問題和挑戰(zhàn)，國內(nèi)外在相關(guān)文獻(xiàn)中也多以事件報(bào)道為主，較少就技術(shù)內(nèi)容展開深入討論，有針對(duì)性的原理、技術(shù)和實(shí)現(xiàn)細(xì)節(jié)等可借鑒內(nèi)容并不多。

國外近年關(guān)于快速對(duì)接的原理和研究主要見諸于俄羅斯交會(huì)對(duì)接專家Murtazin等發(fā)表的文章，具有很高的借鑒價(jià)值。文獻(xiàn)[7]描述了交會(huì)對(duì)接調(diào)相策略的演進(jìn)歷史，分析了快速調(diào)相策略的實(shí)現(xiàn)方法。文獻(xiàn)[8]介紹了四圈交會(huì)模式及調(diào)相時(shí)機(jī)分析，給出了進(jìn)步號(hào)貨運(yùn)飛船飛行試驗(yàn)中的調(diào)相條件。文獻(xiàn)[9]對(duì)比了2天交會(huì)模式與“五圈”及“四圈”交會(huì)模式，簡要總結(jié)了快速模式在進(jìn)步號(hào)貨運(yùn)飛船的應(yīng)用，并提出了“四圈”交會(huì)模式的改進(jìn)建議。

國內(nèi)尚未見專門針對(duì)快速交會(huì)方案的文獻(xiàn)報(bào)道，研究仍基于傳統(tǒng)的多圈交會(huì)模式。其中，羅亞中等[10]分析了含調(diào)相段方案的優(yōu)勢，總結(jié)了調(diào)相軌道設(shè)計(jì)的主要約束條件，評(píng)述了調(diào)相變軌參數(shù)規(guī)劃研究現(xiàn)狀。朱仁璋等[11]詳細(xì)分析了追蹤星飛行各階段時(shí)間與相位差的對(duì)應(yīng)關(guān)系，給出了2種極限狀態(tài)調(diào)相方案，根據(jù)分析設(shè)計(jì)出了一個(gè)具體的調(diào)相飛行方案。劉世勇等[12]開展了飛船地面導(dǎo)引段的變軌調(diào)相策略分析和誤差影響分析，給出的分析方法結(jié)果具有一定工程參考意義。張進(jìn)等[13]，王帥等[14]的工作則側(cè)重軌道調(diào)相控制律及參數(shù)優(yōu)化設(shè)計(jì)，未涉及調(diào)相軌道的配置。

本文從調(diào)相方案和策略這一快速交會(huì)對(duì)接中的關(guān)鍵問題展開研究，給出了調(diào)相軌道設(shè)置與調(diào)相角及調(diào)相時(shí)間之間的規(guī)律，并結(jié)合載人航天項(xiàng)目現(xiàn)狀和發(fā)展趨勢，提出了幾種調(diào)相實(shí)施方案，對(duì)各方案的可調(diào)范圍進(jìn)行了量化分析。針對(duì)快速對(duì)接對(duì)運(yùn)載火箭入軌精度提出的高要求給出了調(diào)相軌道配置建議，進(jìn)行了仿真分析，提出了運(yùn)載火箭進(jìn)一步提高入軌精度以適應(yīng)快速對(duì)接要求的實(shí)現(xiàn)方法。

1 快速交會(huì)對(duì)接的技術(shù)難點(diǎn)[7-9,15]

1)可靠性要求更高。任務(wù)時(shí)間大幅壓縮，約為原來的1/8，時(shí)間非常緊迫，各時(shí)序排列緊密，對(duì)各環(huán)節(jié)實(shí)現(xiàn)準(zhǔn)確性和軟硬件的可靠性要求非常高，一旦出現(xiàn)故障等異常狀況時(shí)，若無法快速解決，則無法繼續(xù)后續(xù)環(huán)節(jié)，可能造成任務(wù)延長甚至任務(wù)失敗，如俄進(jìn)步號(hào)M-19M飛船就因?qū)Ш教炀€系統(tǒng)故障未實(shí)現(xiàn)快速對(duì)接，而退回到傳統(tǒng)對(duì)接模式；

2)快速模式給靈活選擇發(fā)射時(shí)間帶來限制。由于減小了初始相位角，從原來的270°減小到30°左右，約為原來的1/9，兼顧測控支持范圍、軌道調(diào)相和備份窗口等一系列與交會(huì)策略及窗口選擇相關(guān)的設(shè)計(jì)難度會(huì)大大增加；

3)對(duì)運(yùn)載火箭和飛船的控制精度要求更高。由于任務(wù)時(shí)間短，若需要消除前一次控制形成的較大偏差，耗費(fèi)燃料會(huì)更多，因此，無法保證各環(huán)節(jié)控制精度的情況下，采用快速模式可能得不償失；

4)對(duì)自主控制要求更高。需要以飛船自主控制方式替代傳統(tǒng)的靠地面指令注入進(jìn)行軌道轉(zhuǎn)移的控制方式，以提高響應(yīng)速度和可靠性。

2 快速交會(huì)對(duì)接調(diào)相原理及模型

2.1 軌道調(diào)相過程

為節(jié)省燃料的目的，開始自主接近段之前，目標(biāo)飛行器需超前追蹤飛行器一個(gè)預(yù)設(shè)提前角。若目標(biāo)器與追蹤器不符合預(yù)先設(shè)定的相角條件，則追蹤器必須通過在軌道上等待或進(jìn)行機(jī)動(dòng)來彌補(bǔ)或消除相角偏差，待滿足時(shí)再開始轉(zhuǎn)移，這一過程即軌道調(diào)相過程。

表1 交會(huì)對(duì)接任務(wù)階段劃分及參數(shù)定義表

2.2 從傳統(tǒng)模式到快速模式

傳統(tǒng)模式下，初始調(diào)相角(飛船入軌時(shí)刻空間站位于飛船前的角度)都很大，如“聯(lián)盟TM”飛船與“和平號(hào)”空間站設(shè)計(jì)的初始相位角為240°±90°，即可調(diào)范圍在180°左右[16]，這一范圍在“聯(lián)盟TM”飛船與國際空間站對(duì)接任務(wù)中擴(kuò)大至270°。而在快速模式下，隨著過程時(shí)間縮短，初始相位角大幅下降，相應(yīng)的可調(diào)范圍也大幅下降。因此，調(diào)相問題的解決策略成為最顯著的變化之一。

2.3 調(diào)相問題轉(zhuǎn)化為數(shù)學(xué)問題的求解形式

由表1分別得到相角與時(shí)間關(guān)系式：

θr=θ1+θ2+θ3+θ4+θ5

(1)

tr=t1+t2+t3+t4+t5

(2)

此處假定上升段、軌道轉(zhuǎn)移段、接近及對(duì)接段所需時(shí)間是確定的(即t1,t3,t5設(shè)為已知定值)，其中忽略了一些偏差小量，諸如入軌時(shí)間偏差等，在任務(wù)初步分析階段這種假定是可行的。各軌道參數(shù)確定后，Δω1～Δω5也就相應(yīng)確定了，設(shè)為已知定值。考慮到雖然以上每個(gè)階段均有一定程度的調(diào)相作用，這里將調(diào)相工作主要安排在初始軌道段和停泊軌道段，其它3個(gè)階段調(diào)相范圍是相對(duì)固定的(即θ1,θ3,θ5設(shè)為已知定值)，則有以下2式：

Δω2·t2+Δω4·t4=θ2+θ4=θr-θ1-θ3-θ5

(3)

t2+t4=tr-t1-t3-t5

(4)

從上2式可見，只有t2和t4兩個(gè)參數(shù)為未知數(shù)，代入相關(guān)參數(shù)，聯(lián)立求解兩式，即可確定初始軌道段調(diào)相時(shí)間和停泊軌道段調(diào)相時(shí)間，從而確定整個(gè)交會(huì)對(duì)接各任務(wù)節(jié)點(diǎn)和流程。t2和t4的解均應(yīng)為正值，否則說明調(diào)相任務(wù)不可達(dá)，需重新進(jìn)行任務(wù)規(guī)劃。

3 調(diào)相軌道規(guī)律分析與配置

3.1 不同調(diào)相時(shí)間內(nèi)，可調(diào)相角與調(diào)相軌道的關(guān)系

對(duì)于典型的載人交會(huì)對(duì)接軌道，分別以400km圓軌道(對(duì)應(yīng)國際空間站軌道)和344km圓軌道(對(duì)應(yīng)天宮軌道)為目標(biāo)軌道，分析調(diào)相時(shí)間、可調(diào)相角與調(diào)相軌道高度的對(duì)應(yīng)關(guān)系。

圖1 調(diào)相軌道高度、調(diào)相角與調(diào)相時(shí)間的對(duì)應(yīng)關(guān)系

如圖1(a)，固定目標(biāo)軌道時(shí)，同一調(diào)相時(shí)間內(nèi)，可調(diào)相角大小隨調(diào)相軌道高度升高而下降，呈線性變化趨勢。以調(diào)相時(shí)間4h為例，在200km調(diào)相軌道上，可調(diào)整約43.0°相位角，而在380km調(diào)相軌道上，僅可調(diào)整約4.2°相位角。圖1(b)與1(a)中規(guī)律是一致的，但隨著目標(biāo)軌道高度降低(400km至344km)，同樣時(shí)間(4h)內(nèi)，在200km調(diào)相軌道上，可調(diào)整約31.3°相位角，對(duì)應(yīng)縮小了11.7°。

如圖2(a)，固定目標(biāo)軌道(400km)時(shí)，同一調(diào)相角對(duì)應(yīng)的調(diào)整時(shí)間隨調(diào)相軌道提高而延長。以調(diào)相角20°為例，在200km調(diào)相軌道上，調(diào)整時(shí)間約1.9h;在300km調(diào)相軌道上，調(diào)整時(shí)間約3.8h；而在380km調(diào)相軌道上，調(diào)整時(shí)間約19.2h。圖2(b)與(a)中規(guī)律是一致的，但隨著目標(biāo)軌道高度降低(400km至344km)，同樣調(diào)相角(20°)，在200km調(diào)相軌道上，調(diào)整時(shí)間為2.6h，比前者增加了0.7h。

在同一調(diào)相時(shí)間內(nèi)，調(diào)相角隨調(diào)相軌道高度增加而減小；相應(yīng)地，對(duì)于同一調(diào)相角，調(diào)相時(shí)間隨調(diào)相軌道高度增加而增大。因此，增大調(diào)相軌道和目標(biāo)軌道的軌道差可減小調(diào)相時(shí)間并擴(kuò)大調(diào)相角范圍，利于快速對(duì)接和擴(kuò)大窗口選取范圍。

圖2 調(diào)相軌道高度、調(diào)相時(shí)間與調(diào)相角的對(duì)應(yīng)關(guān)系

3.2 我國交會(huì)對(duì)接軌道調(diào)相策略及實(shí)施現(xiàn)狀[17]

我國載人航天工程目前采用的是拱點(diǎn)交會(huì)控制策略。以神舟八號(hào)任務(wù)為例，其交會(huì)調(diào)相過程如下：

第5圈遠(yuǎn)地點(diǎn)：提高近地點(diǎn)高度；

第16圈近地點(diǎn)：提高遠(yuǎn)地點(diǎn)高度；

第19圈遠(yuǎn)地點(diǎn)：軌道圓化；

第28圈：開始自主接近。

可見，在拱點(diǎn)交會(huì)控制策略模式下，若以橢圓軌道作為調(diào)相軌道，則在調(diào)相軌道上運(yùn)行時(shí)間必然是N或(N+1/2)個(gè)軌道周期，即軌道半周期的整數(shù)倍，這就造成了調(diào)相區(qū)間的不連續(xù)，使用不靈活。而在近圓軌道上調(diào)相，則可減少軌道機(jī)動(dòng)次數(shù)，節(jié)省燃料、提高可靠性和減小測控壓力。

3.3 快速對(duì)接軌道調(diào)相策略

增大調(diào)相范圍有2種手段：1)調(diào)高目標(biāo)軌道；2)降低調(diào)相軌道。主要影響分析如下：

1)調(diào)高目標(biāo)軌道，會(huì)引起任務(wù)總體上燃料消耗增大，輻射、電離層影響變大，軌道回歸周期變長(俄羅斯載人、載貨飛船與空間站的對(duì)接采用了此方式，從350km軌道調(diào)高至400km軌道，軌道回歸周期由2d變?yōu)?d)；

2)降低飛船初始軌道，會(huì)引起軌道衰減，但由于運(yùn)行時(shí)間不長，軌道衰減程度有限；在其它條件不變的情況下，降低初始軌道使運(yùn)載能力相應(yīng)提升。

由此，提出了以下幾種調(diào)相軌道設(shè)計(jì)方案：

方案1：初始軌道設(shè)定為200km圓軌道，目標(biāo)軌道為400km圓軌道，將停泊軌道設(shè)定為380km圓軌道，采用拱點(diǎn)控制策略，則轉(zhuǎn)移軌道設(shè)定為200×380km的橢圓軌道，這樣主要可利用的調(diào)相軌道就由初始軌道和停泊軌道2部分構(gòu)成。由此前分析的調(diào)相規(guī)律，初始軌道可調(diào)相角范圍大，停泊軌道可調(diào)相角范圍小，2者分別構(gòu)成了可調(diào)相角的上下限，2者之差即可調(diào)窗口寬度；

方案2：初始軌道、轉(zhuǎn)移軌道、停泊軌道設(shè)定均類似于方案1，僅目標(biāo)軌道為344km的圓軌道(接近天宮軌道)；

方案3：最接近于神舟系列飛船目前的實(shí)現(xiàn)方式，初始軌道和停泊軌道均可作為調(diào)相軌道，由于初始軌道為橢圓軌道，其調(diào)相區(qū)間并不連續(xù)。

3種方案的對(duì)比如表2所示，表中加粗部分為所設(shè)計(jì)的調(diào)相軌道。

3.4 不同調(diào)相方案下的可調(diào)區(qū)間范圍比較

以可調(diào)相時(shí)間范圍為4.5h(約對(duì)應(yīng)3圈軌道飛行)為例計(jì)算，將以上3種方案對(duì)應(yīng)的理論可調(diào)區(qū)間列于表3中。

由表2和3可知，對(duì)于我國交會(huì)對(duì)接任務(wù)而言：方案1的好處是窗口寬度大，而目標(biāo)軌道及初始軌道均需調(diào)整，總體方案改動(dòng)最大；方案2的好處在于目標(biāo)軌道高度不需調(diào)整，僅調(diào)整飛船發(fā)射初軌，缺點(diǎn)是窗口寬度相對(duì)方案1稍??；方案3雖然理論上存在15.8°的窗口寬度，但由于其軌道特性造成的調(diào)相區(qū)間不連續(xù)，使用起來很不靈活，因此，并不適宜應(yīng)用。

可見，方案1和2是較為可行的方案，國際空間站為實(shí)現(xiàn)快速模式選擇了接近方案1的實(shí)現(xiàn)形式，將軌道高度從350km提高到400km左右。

表2 不同調(diào)相方案下的軌道設(shè)置

表3 不同調(diào)相方案下的可調(diào)區(qū)間范圍(°)

4 火箭入軌精度影響分析及改進(jìn)

4.1 入軌散布對(duì)可調(diào)區(qū)間范圍的影響

圖3 考慮火箭發(fā)射入軌散布的調(diào)相區(qū)間示意圖

圖3中A點(diǎn)為初始調(diào)相角上限點(diǎn)；D點(diǎn)為初始調(diào)相角下限點(diǎn)；B點(diǎn)為考慮“發(fā)射入軌散布”初始調(diào)相角上限點(diǎn)；C點(diǎn)為考慮“發(fā)射入軌散布”初始調(diào)相角下限點(diǎn)。

在極限條件基礎(chǔ)上，討論考慮入軌散布的影響。圖3中，θr1對(duì)應(yīng)可調(diào)初始調(diào)相角下限，θr2對(duì)應(yīng)可調(diào)初始調(diào)相角上限，考慮入軌散布θk之后，則可調(diào)初始調(diào)相角下限變?yōu)?θr1+θk)，可調(diào)初始調(diào)相角上限變?yōu)?θr2-θk)，則總的初始調(diào)相角壓縮了2θk，即可調(diào)弧段從AD壓縮至BC。仍以可調(diào)相時(shí)間范圍為4.5h為例，設(shè)θk按2°考慮，重新計(jì)算表3的可調(diào)范圍，結(jié)果如表4所示。

表4 考慮“發(fā)射入軌散布”的可調(diào)區(qū)間范圍

由表4可知，采用方案1時(shí)，極限的窗口條件也只有39.7°，相對(duì)于可調(diào)范圍在270°左右的傳統(tǒng)模式，窗口出現(xiàn)了大幅的壓縮，僅為原來的1/7左右。由于要實(shí)現(xiàn)與目標(biāo)交會(huì)，發(fā)射時(shí)刻必須同時(shí)滿足平面窗口條件和相位窗口條件，而相位窗口的大幅壓縮，也進(jìn)一步壓縮了可發(fā)射窗口區(qū)間[18]。

若任務(wù)中出現(xiàn)超出表中上下限的情況，調(diào)相角關(guān)系難以滿足，則需要進(jìn)行額外的軌道機(jī)動(dòng)和調(diào)整，快速交會(huì)對(duì)接模式將較難實(shí)現(xiàn)。在表4基礎(chǔ)上，考慮其它限制條件后，可調(diào)區(qū)間會(huì)被進(jìn)一步壓縮。

除上述提到的對(duì)發(fā)射窗口的影響，入軌散布對(duì)后續(xù)時(shí)序排布的影響也值得分析。由2°調(diào)相角散布對(duì)應(yīng)的調(diào)相時(shí)間可知，對(duì)于400km目標(biāo)軌道，在200km初始軌道上調(diào)相約需12min；對(duì)于344km目標(biāo)軌道，在200km初始軌道上調(diào)相約需15min，若考慮在轉(zhuǎn)移軌道上調(diào)相消除2°調(diào)相角則需花費(fèi)更長時(shí)間。由于要考慮這部分可能存在的浮動(dòng)，直接影響了后續(xù)時(shí)序的排布。

通過分析與計(jì)算，驗(yàn)證了文獻(xiàn)中提及的國際空間站提高軌道高度需求、快速交會(huì)對(duì)接初始相位角在30°左右和提高入軌精度需求等相關(guān)技術(shù)內(nèi)容，并得到如下規(guī)律：

1)增大調(diào)相軌道和目標(biāo)軌道的軌道差可擴(kuò)大調(diào)相角范圍，利于擴(kuò)大窗口選取范圍；

2)與橢圓軌道相比，采用近圓軌道作為調(diào)相軌道更為靈活；

3)有2段調(diào)相軌道使任務(wù)更為靈活，不安排特定的調(diào)相軌道，而以合適的初始軌道和停泊軌道兼做調(diào)相軌道對(duì)簡化任務(wù)有利。

4.2 入軌精度分析及改進(jìn)

入軌時(shí)刻的相位角偏差θk如下式

θk=Δuk+Δω·Δtk

(5)

式中，Δuk為入軌時(shí)刻的緯度幅角偏差，Δω為當(dāng)前軌道與目標(biāo)軌道間的角速率之差，Δtk為入軌時(shí)間偏差。由于Δω·Δtk項(xiàng)較小，因此θk主要取決于Δuk。

以某型運(yùn)載火箭發(fā)射近地軌道飛船為例，在制導(dǎo)方法及導(dǎo)航方式的不同控制方式組合下，通過注入各種典型的方法誤差項(xiàng)和工具誤差項(xiàng)，對(duì)入軌精度Δuk進(jìn)行仿真統(tǒng)計(jì)，結(jié)果如表5所示。

表5 各種狀態(tài)下緯度幅角偏差統(tǒng)計(jì)表(°)

由表5可見，緯度幅角偏差散布在各種情況下差異不大，即該偏差對(duì)制導(dǎo)方法和導(dǎo)航方式均不敏感。造成偏差的主要原因是：1)傳統(tǒng)的發(fā)射任務(wù)中，一般不對(duì)緯度幅角做具體約束，且受限于控制維數(shù)，運(yùn)載火箭的制導(dǎo)方法主要關(guān)注半長軸、近地點(diǎn)高度、近地點(diǎn)幅角、升交點(diǎn)經(jīng)度和軌道傾角等5個(gè)參數(shù)的指標(biāo)滿足情況，制導(dǎo)律中未對(duì)緯度幅角施加控制；2)通過對(duì)引起緯度幅角偏差的原因深入分析發(fā)現(xiàn)，引起該項(xiàng)誤差的主要項(xiàng)是發(fā)動(dòng)機(jī)秒流量偏差和比沖偏差等發(fā)動(dòng)機(jī)工況偏差，2者引起偏差約占總偏差的一半以上。實(shí)質(zhì)上，緯度幅角基本取決于目標(biāo)軌道面內(nèi)的航程，而這一點(diǎn)又在很大程度上取決于發(fā)動(dòng)機(jī)工況。由于現(xiàn)有運(yùn)載火箭發(fā)動(dòng)機(jī)尚無法對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)工況進(jìn)行較大范圍的主動(dòng)控制(如秒流量大小調(diào)節(jié)等方式)，因此，對(duì)于涉及發(fā)動(dòng)機(jī)工況變化引起的緯度幅角偏差，現(xiàn)有制導(dǎo)和控制算法是無法克服的。

借鑒類似能量管理的方式來克服該偏差是一個(gè)解決思路，但為保證足夠的燃料余量用于克服發(fā)動(dòng)機(jī)工況偏差，需要運(yùn)載火箭增大燃料加注量，這會(huì)引起載荷質(zhì)量和箭體結(jié)構(gòu)甚至總體方案的相應(yīng)變化，從經(jīng)濟(jì)性和系統(tǒng)優(yōu)化角度不宜采用。

我國在載人運(yùn)載火箭精度提升方面做了很大的努力，所采用的“迭代制導(dǎo)+組合導(dǎo)航”的設(shè)計(jì)方案能夠保證除緯度幅角外其它5個(gè)軌道參數(shù)同時(shí)高精度滿足[19-21]。因此，相對(duì)攝動(dòng)制導(dǎo)而言，迭代制導(dǎo)方法更具優(yōu)勢，且迭代制導(dǎo)可在射前靈活地變更初始軌道高度和傾角等參數(shù)配置，可為實(shí)現(xiàn)快速交會(huì)對(duì)接模式提供技術(shù)支撐。

運(yùn)載火箭入軌是一個(gè)需要對(duì)多約束同時(shí)滿足的命題。隨著可變推力發(fā)動(dòng)機(jī)的逐步推廣應(yīng)用，推力大小調(diào)節(jié)作為一維控制變量引入，也逐漸成為制導(dǎo)律的改進(jìn)方向，這是減小緯度幅角偏差散布的另一個(gè)解決思路。

在現(xiàn)有綜合入軌精度最高的迭代制導(dǎo)算法中引入推力調(diào)節(jié)控制，兼顧原有5個(gè)軌道參數(shù)約束，同時(shí)保證緯度幅角控制精度的改進(jìn)算法是值得深入研究的。初步研究表明，假設(shè)運(yùn)載火箭末級(jí)推力具有±10%的可調(diào)范圍，并通過建立推力調(diào)節(jié)與制導(dǎo)算法的對(duì)應(yīng)關(guān)系，則緯度幅角偏差散布可減小到1°以內(nèi)，同時(shí)，其它5個(gè)參數(shù)仍保持較高的控制精度。

5 結(jié)論

綜合相關(guān)文獻(xiàn)，提煉出調(diào)相軌道設(shè)計(jì)，入軌精度對(duì)調(diào)相的影響評(píng)估及可變推力下入軌精度改進(jìn)效果分析等快速交會(huì)對(duì)接的關(guān)鍵技術(shù)問題。對(duì)比現(xiàn)有天宮和ISS的對(duì)接模式差異，比較分析了3種備選快速對(duì)接調(diào)相軌道的優(yōu)缺點(diǎn)，給出了合理可行的實(shí)現(xiàn)建議。通過對(duì)調(diào)相軌道和入軌精度的匹配性的量化分析，為快速交會(huì)對(duì)接方案提供了有益參考。

分析及仿真表明：1)圓調(diào)相軌道、增大軌道差和雙調(diào)相軌道配置能夠擴(kuò)大調(diào)相區(qū)間，有利于快速交會(huì)對(duì)接的靈活實(shí)現(xiàn)；2)采用變推力發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)合迭代制導(dǎo)算法能夠保證包括緯度幅角在內(nèi)各參數(shù)較高的入軌精度，為快速交會(huì)對(duì)接提供良好的初始條件。

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StudyonSeveralKeyTechnicalProblemsofFastRendezvousandDocking

GONG Qinghai SONG Zhengyu LV Xinguang
Beijing Aerospace Automatic Control Institute, Beijing 100854, China

Derivingfromrelativedocuments,thekeyproblemstobeconsideredandsolvedofthemodechangearepresented,includingphasingorbitdesign,insertprecisionimpactonphasingandtheanalysisofinsertprecisionimprovement.BycomparingwiththerendezvousanddockingmodebetweenTianGongandtheISS,themeritsanddrawbacksofthethreecandidatephasingorbitsaredemonstratedalongwithareasonableproposal.Thesimulationresultsindicatethatthecirclephasingorbit,augmentationoforbitheightdifferenceandtwophasingorbitsaremoreflexiblefortheapplicationoffastmode.Byquantitativelyanalyzingofphasingorbitandinsertprecisionmatching,someusefulproposalsforfastrendezvousanddockingareprovided.

Fastrendezvousanddocking;Orbitphasing;Launchvehicle;Iterativeguidance;Insertprecision

2014- 03- 27

鞏慶海(1980-)，男，黑龍江雞西人，高級(jí)工程師，主要研究方向?yàn)檫\(yùn)載火箭制導(dǎo)系統(tǒng)設(shè)計(jì)；宋征宇(1970-)，男，江蘇靖江人，研究員，主要研究方向?yàn)檫\(yùn)載火箭控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)；呂新廣(1978-)，男，山東青州人，高級(jí)工程師，主要研究方向?yàn)檫\(yùn)載火箭導(dǎo)航與制導(dǎo)技術(shù)。

V448.2

： A

1006- 3242(2014)06- 0016- 06