自動轉移飛行器的軌控總體方案

靳永強,畢雨雯

(1.上海宇航系統工程研究所,上海 201108;2.上?？臻g電源研究所,上海 200245)

0 引言

ATV是歐空局(ESA)歷時約20年研制的一種無人駕駛自動轉移飛行器。2008年,第一艘儒勒?凡爾納號ATV發射升空并成功與國際空間站(ISS)對接,成為歐洲首個具有與ISS對接功能的飛行器[1]。ATV的主要任務是為ISS提供后勤補給、運送結構組件、補加推進劑、定期補償ISS軌道衰減,以及搜集ISS的生活、試驗垃圾并有效下行。歐洲的ATV綜合了無人飛船的全自動工作能力和載人太空船對安全的需求。第一艘儒勒?凡爾納號ATV已在軌運行了近1年半,成功實現了與ISS的交會、接近和對接,完成了對國際空間站的運輸貨物、補充燃料、提升軌道等任務。軌道控制方案和技術是ATV制導、導航與控制(GNC)技術的重要組成,是相應任務完成的保障。歐空局在ATV研制過程中對軌道控制方案和技術開展了大量創新性研究。

為此,本文對ATV的軌控總體方案進行了綜述。

1 ATV飛行方案

ATV由阿里安5-E火箭發射升空,進入轉移軌道后進行軌道調相。之后ATV進行相對導航和控制,與俄羅斯服務模塊對接。對接后的ATV能執行空間站的姿控功能、空間碎片躲避機動和抬高空間站的軌道以克服空氣阻力的影響。每隔10～45 d,ATV的推進器將點火以抬高空間站的高度。一旦補給任務完成,充滿廢棄物的ATV將被乘員關閉,并自動分離。推進火箭將利用剩余的燃料使ATV離開軌道。與載人飛行器以適宜的再入角返回不同,ATV在太平洋上空以很陡的飛行路線執行受控自毀再入。整個ATV飛行任務的飛行階段如圖1所示。ATV GNC系統的飛行階段劃分以及各階段采用的GNC如圖2所示[2]。

圖1 ATV飛行階段Fig.1 ATV mission phases synthesis

圖2 ATV GNC系統的飛行程序Fig.2 Mission profileof ATV GNC system

ATV的GNC系統的飛行流程主要可分為發射及入軌段、與空間站調相段、交會段、組合體飛行段、分離和撤離段和再入段。

發射及入軌段：ATV由阿里安5-E運載火箭發射進入安全、適合交會的圓軌道。太陽電池陣展開,推進系統設置完成,所需的GNC傳感器開機。至本階段末,ATV已進入安全穩定狀態,為下一階段的任務做好準備。

與空間站調相段：ATV進行數次大推力軌道機動到達交會軌道,逐步與空間站減小相位差。在點火期間,ATV對姿態進行控制。到達點S-1/2(空間站后方39 km、下方5 km)后本階段結束。

交會段：ATV作小推力變軌到達空間站附近,開始最終接近和對接。沿交會路徑定義特征點：S0,距離空間站30 km;S1,尋的點火起始位置;狀態保持停泊點,S2(相距3 900 m)、S3(相距280 m)、S4(相距20 m)、S41(相距12 m)。本階段交會監視和碰撞規避(RMCA)功能激活。交會段中,點S-1/2、S2間為尋的段,點S2、S3間為接近段,點S3至對接間為最終逼近段。最終逼近段又可分為最終逼近段1、2。

組合體飛行段：ATV與空間站對接,進行相應的在軌服務。本階段中ATV的GNC和交會監視和碰撞規避功能不使能。

分離和撤離段：ATV利用一次點火離開空間站。本階段交會監視和碰撞規避功能最后一次開啟。

再入段：離軌再入需兩次點火,并進行大氣層再入燒毀。

2 ATV的敏感器和執行機構配置

在入軌到再入的飛行過程中,ATV的控制由飛行控制系統完成。飛行控制系統決定ATV的飛行性能、飛行安全,以及飛行任務能否成功完成。ATV的GNC系統是飛行控制中的重要組成。GNC系統包括GNC硬件和軟件,其中硬件部分又可分為GNC測量系統(GMS)和執行機構。ATV在交會對接過程中所需的測量敏感器和執行機構的配置見表1[3-4]。

表1 ATV交會對接的GNC系統配置Tab.1 Composition of GNC system for ATV rendezvous and docking

2.1 測量敏感器

在ATV入軌到與空間站對接過程中,不同距離應用不同的測量敏感器。測量范圍重合的敏感器可互為備份,如圖3所示。

圖3 GNC測量敏感器使用方案Fig.3 Configuration of GNCmeasurement sensors

GPS接收機由Laben研發,為ATV提供位置、速度和時間(PVT)測量量。由兩個冗余組成,每個包含天線1個,低噪聲放大器和接收機1個。

ACCA由EADSAstrium研發,輸出速度測量量,監視ATV的軌道機動,在10 min熱機后以頻率10 Hz提供速度增量的測量量。其主要組成有：由同一基盤支撐的6個相同的單軸加速度計;3個相同并互相獨立的電路通道,每個通道包含2個加速度計的全部條件函數(ACM)。

GYRA由EADS Astrium研發,提供絕對姿態導航和角速度測量量。GYRA包括4個相同的二軸動態調諧陀螺(DTG),每個安裝在一個震動隔離器上,4個DTG安裝在同一基盤上;2個陀螺電子單元嵌入式安裝在2個相同且完全獨立的電路通道中,每個電路通道包含DTG的整個條件函數。GYRA可運行于精模式(角速度可達2(°)/s)和粗模式(角速度可達30(°)/s)兩種工作狀態,在熱機60 min后以頻率10 Hz提供角速度增量的測量量。

STR由EADSSodern研發,測量ATV的慣性姿態并估計GYRA的漂移。STR利用測量設備(CCD矩陣)在一個二維平面內獲得恒星的位置和星等測量信息。根據星歷和模式識別算法獲得航天器本體在J2000慣性參考系中的三軸姿態。即使在空間姿態失穩的狀況,也能利用星歷捕獲姿態。STR可跟蹤恒星并以頻率5 Hz輸出四元數。

VDM由EADS Sodern研發,基于視覺傳感器技術。在最終逼近段,用一激光源照亮服務模塊上的交會目標。VDM的CCD產生的圖像經處理后可獲得距離、視線角和相對姿態的測量信息。VDM主要由安裝在ATV上的2個VDM和安裝在ISS上的交會目標組成。交會目標由5個單獨后向角反射器組成內側目標,3組多個后向角反射器(MRR)組成外側目標。

TGM以頻率3 Hz輸出距離、視線角(方位和俯仰),是一個基于激光測量的主動光電測量系統,由Dasa Jena Optronik研發。ATV上安裝2個TGM,每個由電路單元1個和光學頭部1個組成。TGM采用與VDM相同的交互目標,并只利用外側目標。

2.2 ATV推力器管理算法

ATV共安裝推力器32臺,其中4臺為推力490 N的主發動機,其余28臺均為姿控發動機,同時也能提供軌道控制所需推力。對姿軌控共用發動機,ATV有其推力器的管理和選擇算法,能自動選擇效率最高的發動機,按控制系統要求產生所需姿控力矩和軌控推力[5-6]。推力器管理算法的本質是求解滿足約束條件

使等式Ax=b存在最優解x。此處：

式中：Ai為第i個推力器工作產生的推力和力矩矢量;b為當前時刻姿控和軌控的平均控制力矩Mix,Miy,Miz和控制力Fix,Fiy,Fiz構成的矢量;xi為每個推力器的點火時間,且xi=Δti;x為由推力器點火時間構成的矢量;c為由推力器加權值構成的加權矢量;ci為每個推力器的加權值,反映了推力器的工作效率;i=1,2,…,N。約束條件反映了兩個基本事實：每個推力器歸一化的工作時間為正數,且推力器選擇應使工作效率最高。如每個推力器均工作正常且效率相等,可設ci=1;如推力器的效率不等,一種簡單而方便的設置權值方法是ci=1/Isp i。此處：Isp i為第i個發動機的比沖。這樣可選擇消耗燃料最少的推力器組合。另外,ci也可作為一個懲罰因子,以盡可能不選擇或排除工作性能不佳的推力器。該數學問題可用Simplex方法求解。最終基于計算量的考慮,ATV的推力器管理和優化算法綜合了最優目錄法。

3 ATV各階段軌控策略

3.1 與空間站調相段

與空間站調相段又可分為多個子階段。入軌點至點S-4間向調相軌道的轉移由2次點火和1個自由漂移段組成。2次點火分別為一大一小2個脈沖,第二個脈沖補償第一個的誤差(如圖4中的Δv1,Δv2),同時調整ATV與ISS的軌道平面偏差(修正入軌誤差和重力攝動誤差等)。圖4中;rev表示軌道周期。軌道機動后開始進行調相,此次調相需70.9 h。

調相完畢后,向ISS附近轉移。點S-4至點S-3的轉移用3個脈沖完成：第一個是縱向和平面外調整,第二個是平面外調整,第三個是縱向調整,如圖4中的Δv3,Δv4,Δv5。再用相同方法從點S-3轉移至點S-2,如圖4中的Δv6,Δv7,Δv8。此策略的優點是將平面內的大部分調整和平面外的調整綜合在一次脈沖中完成,能以相對較小的燃料消耗代價完成平面外調整。

圖4 ATV與空間站調相段Fig.4 ATV phasing sequence

調相段脈沖在開環條件下完成,難以保證在最后一個脈沖結束時達到點S0,或即使到達點S0,但位置和速度散布無法滿足相對GPS收斂和尋的段的安全要求。因此,在調相段和交會段間插入一個調相和交會接口段[7]。其間插入3個小修正,保證精度能滿足相對GPS收斂和尋的段的安全性要求,此階段如圖5所示。

3.2 尋的段和接近段

在相對距離30 km處,ATV與ISS建立星間通信鏈路,相對GPS開機。經一段時間進入穩態后,開始以相對GPS作為相對導航方式。相對GPS收斂的時間不少于20 min。

圖5 調相和交會段接口示意Fig.5 Phasing and rendezvous interface scenario

尋的段和接近段的相對軌道控制策略基于CW線性化方程,未考慮空間站的偏心率、J2項攝動或差分大氣阻力,采用4脈沖控制。由控制策略計算獲得推力的大小和方向,根據推力器的管理和選擇算法選擇最適于生成此次控制推力的推力器,并計算點火時間。該控制策略工作于開環模式,事先算得的推力大小和方向在推力器點火期間不再根據相對GPS的估值繼續更新。接近段四脈沖軌控如圖6所示[7]。

圖6 四脈沖軌控示意Fig.6 Four-boost relative orbit control scenario

3.3 最終逼近段

本階段ATV以V-bar策略逼近空間站,在點S3、S4間,ATV的姿態為當地水平定向,在點S4、S5間保持與空間站對接口的相對姿態指向,并進行平移完成與空間站的對接。在點S4、S41處分別進行2次狀態保持。在最終逼近段,ATV除受常規的軌道攝動外,ISS由于bang-bang閉環姿態控制導致的極限環而存在參與姿態運動。由于ISS的尺寸,此微小的姿態運動被顯著放大,姿態振蕩1°將導致接口產生數十厘米的移動,而ATV本身的GNC系統也受傳感器、執行機構、液體晃動以及太陽帆板撓性的限制和影響。為保證最終平移靠攏段的精度、足夠的穩定裕度和魯棒性,采用H∞控制策略[8]。該策略保持了標準比例積分微分(PID)控制器頻帶適應范圍廣和調節方便的優點,成功地用于ATV。

4 結束語

本文對ATV的軌道控制技術進行了綜述,ATV的軌道控制方案和技術值得在相關項目的研發中借鑒。

[1]BAIZE L,VANHOVE M,FLAGEL P,et al.The ATV“Jules Verne”supplies the ISS[C]//Proceedings of SpaceOps 2008 Conference.Herdelberg：ESA,EUMETSAT and AIAA,2008：1-8.

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[7]DELAGE R,WASBAUER J J,CORNIER D.An overview of ATV integrated mission analysis and mission preparation[C]//54th International Astronautical Congress of the International Astronautical Federation.Bremen：IAC,2003：1-9.

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