航天員出艙泄壓過程飛船精密軌道確定方法

李遠平

（中國西安衛(wèi)星測控中心）

1 引言

神舟七號載人飛船任務是我國載人航天工程第二步的首次任務，其目的是驗證、突破和掌握航天員出艙活動技術。飛船采用三軸穩(wěn)定對地定向的姿控控制模式，利用圓錐掃描式紅外地平儀、數字式太陽敏感器和速率積分陀螺儀進行姿態(tài)測量，使用小推力的姿控噴氣發(fā)動機產生控制力矩。出艙前的氣閘艙泄壓、航天員艙內和艙外活動會使飛行姿態(tài)產生8°以內的擾動，氣閘艙泄壓和姿控力都會使飛船軌道產生明顯的攝動。如果采用傳統的軌道確定方法，不考慮姿控力和氣閘艙泄壓力的作用，飛船軌道確定精度會大大降低。因此，需要在飛船精密軌道確定方法中增加姿控力和氣閘艙泄壓力的估值模型，保證長時間連續(xù)擾動過程中的軌道確定精度。

2 飛船氣閘艙泄壓過程分析

在神舟七號飛船運行第28圈，2008年9月27日13時45分00秒，姿態(tài)控制系統切換為出艙活動控制模式。

在第29圈，15時26分49秒，氣閘艙壓力為97.2kPa，打開氣閘艙泄壓閥，開始第一階段泄壓。15時27分54秒，氣閘艙壓力為70.2kPa，第一階段泄壓結束，開始航天員服裝大流量沖洗。15時34分50秒，大流量沖洗結束，氣閘艙壓力升高至78.2kPa，隨后航天員吸氧排氮。16時15分09秒，氣閘艙壓力為78.2kPa，再次打開氣閘艙泄壓閥，開始第二階段泄壓。16時37分43秒，氣閘艙壓力為0.6kPa，氣閘艙泄壓基本結束。16時39分27秒，氣閘艙壓力為0.1kPa，氣閘艙泄壓完全結束。16時41分07秒，氣閘艙艙門完全打開。

氣閘艙泄壓期間地面測控通信覆蓋示意圖見圖1。

氣閘艙泄壓期間艙內壓力變化見圖2。

圖1 氣閘艙泄壓期間地面測控通信覆蓋示意圖

圖2 氣閘艙泄壓期間艙內壓力變化

3 飛船姿態(tài)控制力建模

在飛船三軸穩(wěn)定對地定向飛行期間，姿態(tài)控制力由推進艙上安裝的12臺小推力發(fā)動機提供，單臺額定推力為28N。這些姿控發(fā)動機分別控制飛船俯仰軸、偏航軸和滾動軸的姿態(tài)運動，每個軸又分為正向力矩控制兩臺和負向力矩控制兩臺。

飛船推進艙姿控發(fā)動機安裝方向示意圖見圖3。

在圖 3 中，Fφ+為俯仰正向姿控力方向，Fφ-為俯仰負向姿控力方向，Fψ+為偏航正向姿控力方向，Fψ-為偏航負向姿控力方向，Fθ+為滾動正向姿控力方向，Fθ-為滾動負向姿控力方向。

圖3 飛船推進艙姿控發(fā)動機安裝方向示意圖

因為這些姿控發(fā)動機的噴氣狀態(tài)是隨機出現的，姿控力的估值又不可能按很多次的控制脈沖來求解，因此，把飛行軌道劃分為若干個弧段，對每個弧段內的平均姿控力進行估值。由于飛船姿態(tài)角存在8°以內的偏差，導致每個姿控發(fā)動機所產生的推力都會存在沿飛船當地軌道坐標系三個軸方向的分量。因此，把姿控力的估值分解為沿飛行軌道徑向（R）、切向（T）、法向（N）三個方向的分量。

4 飛船氣閘艙泄壓力建模

在神舟七號飛船氣閘艙的前錐面上方設計有泄壓口，艙內氣體沿泄壓口方向噴出，使飛船產生反方向的泄壓力。氣閘艙泄壓方向示意圖見圖4。

圖4 氣閘艙泄壓方向示意圖

氣閘艙泄壓力與艙內壓力和泄壓口有關，在泄壓過程中近似呈指數曲線遞減變化，其估值模型為

式中，F為泄壓力大??；F0為初始泄壓力；k為泄壓指數；t為泄壓過程時刻；t0為泄壓開始時刻。

5 飛船精密軌道確定方法

5.1 軌道動力學模型

飛船運行軌道高度約為343km，能使定軌軌道位置誤差大于1m量級的攝動因素包括：地球非球形引力攝動、大氣阻力攝動、太陽引力攝動、月球引力攝動、地球潮汐攝動和太陽光壓攝動[1]。在航天員出艙泄壓的長時間連續(xù)擾動過程中，姿控力和氣閘艙泄壓力會使飛船軌道產生明顯的攝動，其影響不容忽視。因此，在軌道動力學模型中，需要考慮上述攝動因素，地球引力場采用EGM96（160階）模型，大氣密度采用MSISE-90模型，以保證軌道計算精度。

采用位置矢量r和速度矢量作為變量，運動方程為初值問題

右函數a可分為a0和aε兩部分

a0為二體問題下飛船的加速度，aε為其他各種攝動加速度之和，aε可表示如下：

aNS為地球非球形引力攝動加速度，aNB為太陽、月球引力攝動加速度，aSR為太陽光壓攝動加速度，aDG為地球大氣阻力攝動加速度，aET為地球潮汐攝動加速度，aAC為姿控噴氣攝動加速度，aPR為氣閘艙泄壓攝動加速度。

5.2 軌道估值模型

采用最小二乘法進行軌道改進。[2]設觀測數據為（m 維觀測向量），被估參數的真值為（n 維被估向量包括軌道參數、多組姿控力和一組氣閘艙初始泄壓力及泄壓指數），則有

設的初值為，略去的高階項，將Z（）線性化，可得

其中，H為觀測向量對歷元時刻狀態(tài)矢量的偏導數矩陣。可得：

上式稱為法方程，由此可以解得

其中，σj為上次計算的均方根誤差、σj+1為當前計算的均方根誤差。

迭代過程中，誤差大于3σ的觀測數據被剔除。

6 飛船精密軌道確定結果

在航天員出艙活動之前，神舟七號飛船氣閘艙的第二階段泄壓過程持續(xù)時間較長，氣閘艙壓力變化范圍較大，姿控較為頻繁。下面給出這一過程的飛船軌道確定結果。

使用2008年9月27日16時09分56秒至16時43分10秒的飛船測軌數據進行軌道確定，不考慮姿控力和氣閘艙泄壓力的影響，測軌位置數據初步定軌結果見表1，初步定軌殘差見圖5，定軌位置殘差統計結果：X分量為13.5m，Y分量為8.9m，Z分量為28.9m，位置殘差統計量為33.2m。

考慮姿控力和氣閘艙泄壓力的影響后，精確定軌結果見表2，姿控力估值結果見表3，氣閘艙泄壓力估值結果見表4，精確定軌殘差見圖6，定軌位置殘差統計結果：X分量為5.1m，Y分量為4.0m，Z分量為1.9m，位置殘差統計量為6.8m。

表1 第二階段泄壓前后初步定軌結果

表2 第二階段泄壓前后精確定軌結果

對比表1和表2，軌道半長軸相差372 m。第二階段泄壓持續(xù)時間長，對軌道擾動較大，是否進行姿控力和氣閘艙泄壓力估值對定軌結果影響很大。

對比圖5和圖6可以發(fā)現，在飛船精密軌道確定過程中進行姿控力和氣閘艙泄壓力估值后，定軌殘差明顯減小。

圖5 第二階段泄壓前后初步定軌殘差

表3 第二階段泄壓前后姿控力估值結果

表4 第二階段泄壓前后軌道艙泄壓力估值結果

圖6 第二階段泄壓前后精確定軌殘差

7 結論

在航天員出艙前安排飛船氣閘艙多次泄壓，飛船受到擾動，姿態(tài)控制力和氣閘艙泄壓力會使飛船軌道產生明顯的攝動；采用傳統的軌道確定方法，不考慮姿控力和氣閘艙泄壓力的作用，飛船定軌位置殘差大于30m（1σ）；在飛船精密軌道確定方法中增加了多組姿控力和一組氣閘艙泄壓力的估值模型，可以使長時間連續(xù)擾動過程中的定軌位置殘差小于10m（1σ），飛船軌道確定精度明顯提高。 ◇

［1］李濟生.人造衛(wèi)星精密軌道確定.解放軍出版社，1995年7月

［2］劉林.航天器軌道理論.國防工業(yè)出版社，2000年6月