ATV交會飛行控制策略研究

朱仁璋 王鴻芳 徐宇杰 泉浩芳

(1 南京大學,南京 210093)

(2 中國空間技術研究院,北京 100094)

(3 北京航空航天大學,北京 100191)

1 引言

早在20 世紀80年代,歐洲航天局(ESA)就為赫爾墨斯-哥倫布艙(Hermes-Columbus)規劃研發交會對接技術。Columbus是“有人照料的自由飛行體”(M an-Tended Free-Flyer,MTFF),計劃與美國“自由”(Freedom)空間站對接;而Hermes是歐洲空間飛機(Spaceplane),計劃訪問MTFF。Hermes-Columbus是一個龐大而復雜的空間規劃,它激發了歐洲人對載人航天的熱情與活力。然而,進入20 世紀90年代后,受歐洲政治變化的影響,MTFF 與Hermes 項目被中止,東西方空間站規劃合并為“國際空間站”(ISS)。于是,歐洲航天局(ESA)開始研發“自動轉移飛行器”(ATV),計劃與“國際空間站”(ISS)交會對接,提供貨運服務。[1]現在,ATV 第1次飛行已取得圓滿成功,歐洲人朝向載人飛行使命邁出了第一步。

ATV 規劃共有7次飛行,第1次飛行已于2008年3月至9月成功完成,第2個飛行器將于2011年2月發射。由于ATV是與ISS 交會對接,且ATV 本身也將朝向載人航天器方向發展,為歐洲未來的載人飛行進行技術準備,因此,ATV 需具有高品質性能,并滿足嚴格的安全性要求。飛行控制的全自動操作,高度自主性,以及嚴格的飛行安全性是ATV 使命的主要特點。

高度自主性主要體現在交會飛行階段。在這一階段的遠距離交會期間,ATV 應用“相對GPS”(RGPS)導航;而在最終逼近期間,應用“視頻儀”(VDM)相對導航系統。ATV交會飛行自主導航系統可使飛行器在脫離地面控制情況下,實現自主交會對接與解除對接后的分離。為增強交會對接運作的堅固性與靈活性,地面與ISS 乘員可在必要時介入飛行控制。

關于飛行安全性保障,除軟件單元“使命與飛行器管理”(MVM)中的“故障探測、隔離與修復”(FDIR)及“逃離”(Escape)機動功能外,ATV 還附加主系統功能“交會監測與避撞”(RM CA)。RMCA分解為2個子功能:1)軟件單元“飛行控制監測”(FCM);2)功能單元“鄰近飛行安全性”(PFS)。FCM 也在用于標稱“制導、導航與控制”(GNC)的“故障容限計算機”(FTC)上運行,但應用不同于標稱GNC系統的敏感器與運作方式;而PFS 具有專用計算機(數據管理系統),即“監測與安全保障單元”(MSU),MSU可在FTC 失效情況下執行“避撞機動”(CAM),安全撤退。CAM 不僅可自主觸發(Auto-CAM),在必要時還可由地面“ATV 控制中心”(ATV-CC)或ISS 乘員觸發(紅按鈕CAM)。因此,ATV 具有3層安全屏障,即MVM FDIR,FCM,PFS。逃離可從S0(RGPS 確定并投入使用的航向點)直至對接前幾米的交會軌跡上的任一點開始,而CAM可在更大范圍內觸發。在任何情況下,安全性要求須在任意2次故障后得到滿足,在ATV施加CAM 后的自由漂移24h卷間內,ISS“警戒球”(KOS)應保持不被侵入。

本文著重從交會飛行的自主性與安全性兩方面闡述ATV 飛行控制策略。關于ATV 頂層設計理念以及標稱軌跡與制導、控制等基本設計方法,請參閱參考文獻[1]與[2]。

2 AT V 使命概述

2.1 結構體系與通信鏈路[3-5]

2.1.1 結構體系

ATV 使命結構體系由“ATV系統”(內部實體)及“外部實體”兩大部分組成。其中,“ATV系統”包括“ATV 飛行部分”與“ATV 地面部分”;“外部實體”涉及發射系統,ISS,全球定位系統(GPS),中繼衛星網(TDRSS 與Artemis),以及ATV 貨運器用戶(參見圖1)。

2.1.2 通信鏈路

在整個使命期間,ATV 經由“跟蹤與數據中繼衛星系統”(TDRSS)與“阿特米斯”(Artemis)激光通信衛星鏈路與ATV-CC 進行通信聯絡;在ISS 鄰近運作(即調相后的交會及解除對接后的分離)期間,“鄰近鏈路”(Proximity Link)天線支持ISS 與ATV 之間直接的數據傳送。

盡管ATV 的許多分系統是自主的,但對所有階段(聯接階段除外),仍有許多飛行動力學方面的任務在地面執行。ATV-CC 負責ATV 軌道確定,軌道制導策略,以及ATV 地面監測。另一方面,ISS 絕對軌道由“莫斯科使命控制中心”(M CC-M)與“休斯頓使命控制中心”(MCC-H)提供。當需要時,精確的碎片碰撞概率也由MCC-M 提供,這是基于ATV-CC 提供的ATV 軌道作出的。

歐洲航天局(ESA)的Artemis 承擔ATV 與ATV-CC 之間的通信任務。Artemis是數據中繼技術試驗平臺,且作為未來“歐洲數據中繼衛星”(EDRS)系統的先導星。Artemis 預期工作至2013年,那時第一個EDRS 將被發射。在ATV 使命運作中,TDRSS 不僅為ISS 與M CC-H 之間進行數據傳送,而且也為ATV 與ATV-CC 之間的數據傳輸服務。此外,ISS的俄羅斯艙段與MCC-M 之間有直接的通信聯絡(ATV 控制中心與通道鏈路參見圖2)。

圖1 ATV 使命結構體系Fig.1 ATV mission architecture

圖2 ATV 控制中心與通信鏈路[4]Fig.2 ATV Control Centre and communications link in operation

2.2 飛行器功能體系[3]

ATV 功能可劃分為兩級。第1級為“主系統功能”(M ain System Functions),定義為保證整個ATV 使命成功運作的總體服務功能。第2級功能是實現第1級“主系統功能”的硬件系統與軟件集成單元,由“功能單元”(FU)與“軟件單元”(S U)組成。“功能單元”包含硬件裝置及相應軟件;“軟件單元”僅含軟件,不含硬件。

第1級“主系統功能”共10 項:1)飛行控制(FLC);2)對接與解除對接(DOC);3)對ISS的推進支持;4)加注(REF);5)交會監測與避撞(RM CA);6)安全模式(SUR);7)電能供應(PSUP);8)熱管理(THM);9)貨運設備與乘員接口(CACI);10)飛行器指令與控制(VCC)。

第2級“軟件單元”包括:1)制導、導航與控制(GNC);2)遙測遙控(TM TC);3)使命與飛行器管理(MVM);4)飛行控制監測(FCM);5)參照系服務(FRM S)共5 項。

第2級“功能單元” 共14 項:1)通信系統(COM);2)指令與監測系統(CMS);3)電源系統(PWS);4)GNC 測量系統(GMS);5)推進系統(PRO);6)對接與加注系統(DRS);7)太陽發電系統(SGS,包括太陽電池翼驅動系統及太陽電池翼壓緊與釋放系統等);8)ATV/A5分離與接口系統(A5I);9)熱控制鏈(TCC);10)水與氣輸送系統(WGD);11)環境控制與生命保障(ECLS);12)外部監測器件(EM A);13)數據處理系統(DPS);14)鄰近飛行安全性(PFS)。其中,“數據處理系統”(DPS)包含1臺“故障容限計算機”(F TC,含3臺DPU 數據處理單元),“鄰近飛行安全性”(PFS)包含2個“監測與安全保障單元”(MSU)。

在“主系統功能”中,與飛行器自主控制及安全性關系最為密切的是“飛行控制”(FLC)及“交會監測與避撞”(RM CA)。“飛行控制”(FLC)包括軟件單元“制導、導航與控制”(GNC)與“參照系服務”(FRMS),以及功能單元“GNC 測量系統”(GMS)與“推進系統”(PRO)。“交會監測與避撞”(RMCA)包括軟件單元“飛行控制監測”(FCM)與功能單元“鄰近飛行安全性”(PFS)。

2.3 ATV 飛行器構型[3,6-10]

2.3.1 本體結構

ATV 由“貨運器”(Cargo Carrier)與“航天器功能艙”(Spacecraft Function M odule;即服務艙,Service M odule)組成(圖3)。貨運器包括對接系統,加壓艙(48m3)與不加壓艙(外部艙);航天器功能艙由電子設備艙與推進艙組成,推進艙外殼上裝有太陽電池翼。ATV 發射質量約20 000kg(受限于火箭運載能力),其中干質量(dry mass)約占一半,貨品與飛行器載推進劑占另一半[6];全長約10.3m(對應對接桿伸出的全長;對接桿伸出時對接系統長 991mm ,對接桿收回時對接系統長516mm),飛行器最大直徑為4.5m,太陽電池翼跨距22m ;太陽陣提供功率4.8kW。

圖3 AT V 主要部件圖[3,10]Fig.3 ATV main components description

2.3.2 GNC 測量系統

“GNC 測量系統”(GM S)包含下列設備:1)4臺2-軸“陀螺儀組件”(GYRA);2)2臺“恒星跟蹤器”(S TR);3)3臺2-軸“加速度計”(ACCA);4)2臺“全球定位系統”(GPS)接收機(ISS 上還有2臺GPS 接收機);5)2臺“視頻儀”(VDM);6)2臺“遠距測向儀”(TGM)。此外,還有專用于施加“避撞機動”(CAM)后(Post-CAM)的2臺“太陽敏感器單元”(SSU)。

1)“陀螺儀組件”(GYRA)由4個雙軸“干式調諧陀螺儀”(DTG)組成,呈棱錐幾何構形。G YRA提供ATV 慣性姿態速率測量信息。GYRA可容許2臺DTG 失效。DTG 漂移在ATV 上進行估計與補償,這是基于估測精密的“恒星跟蹤器”(S TR)姿態測量數據。

2)“恒星跟蹤器”(ST R)是光學敏感器,由帶有遮光板的冷CCD 陣列組成,通過對照星上恒星表的星空目標圖形識別,提供ATV 慣性姿態。在交會階段,2個“恒星跟蹤器”(S TR)處于熱備份的工作狀態;除了這種情況,2個ST R 一起處于冷備份,用于自由飛行。

3)“加速度計組件”(ACCA)提供ATV 非引力加速度測量信息。ACCA容許一臺失效,且可探測第2 故障。加速度計在平穩飛行期間進行校準。

4)GPS 接收機由天線與電子盒組成。GPS 測量信息在整個使命期間用于地面軌道測定,提供空間絕對位置與時間;在遠距交會階段,也用于ATV上相對位置測量。(ISS 上的GPS 接收機提供相對GPS導航與PVt 信息。)

5)“視頻儀”(VDM)由激光二極管與帶有電子盒的CCD 陣列組成,在最后300m 內提供測距與視線測量信息,且在最后30m 內提供相對ISS的姿態測量信息。

6)“遠距測向儀”(TGM)由激光二極管與帶有電子盒的旋轉鏡組成,在最后300m 內提供測距、測距率及視線的測量信息。TGM 測量信息僅被RMCA功能應用。

2.3.3 推進系統

ATV“推進系統”(PRO)包含兩類推力器。一類由4臺“軌道控制系統”(OCS)主推力器(每臺推力490N)組成,用于大推力軌道轉移(機動速度超過5m/s),安裝在飛行器尾部(見圖4與圖5)。另一類共28臺姿控推力器(每臺推力220N)用于姿態控制和小推力軌道機動與交會(機動速度低于5m/s),其中8臺安裝在飛行器前緣(4 組,每組2臺,圖4中推力器21 至28),另20臺推力器安裝在飛行器后緣(4 簇,每簇5臺,見圖4[9]與圖5)。在ISS 與ATV 聯接期間,這兩類推力器均可為ISS 提供推進支持,提升軌道高度。

2.4 標稱飛行程序[2,7-8,11]

這里“標稱飛行程序”是指通常情況下ATV 預定的飛行程序,不包含像ATV-JV所增加的飛行演示程序,也不包括應對故障的應急機動飛行程序。按ATV 與ISS的相對距離以及相應的導航手段,機動方式與軌跡形態,ATV 標稱使命可分為下列6個階段,這些子階段以接口點(航向點或保持點)作為起點與終點的標識(見表1)。

1)發射與初軌階段(LEOP)。在這個階段,ATV 由阿里安-5(Ariane 5,簡稱A5)火箭射進初始軌道(見圖6),太陽翼展開,推進系統準備就緒,且所需的GM S 啟動。在該階段結束時,ATV 處于安全的穩定狀態,準備執行調相機動。

2)調相階段(Phasing)。在這一階段,ATV 進行幾次大的助推機動,逐步提升到交會軌道高度,與此同時,ATV 步步接近ISS,縮小相位角之差。調相階段終結在最后一次調相機動點S-1/2,這一點位于ISS 之后39km,之下5km。最后一次調相機動是軌道圓化機動,使ATV 相對ISS 作直線形漂移。在S-1/2 點,ATV 與ISS 之間的“鄰近鏈路”(Proximity Link)開始接通(參見圖7)。

3)交會階段(Rendezvous Phase)。這一段從直線形漂移軌道起點S-1/2開始,直至ATV 與ISS的第1次接觸。沿交會軌道有航向點S-1/2,S0,S1,以及V-bar 上的位置保持點S2,S3,S4,S41。在交會階段,主系統功能RMCA處于激活狀態。

S-1/2至S0 的漂移飛行期為絕對GPS(AGPS)向相對GPS(RGPS)轉換的過渡階段。在S0,RGPS已建立,達到預期精度,可投入使用。交會階段可劃分為遠距交會(Far Rendezvous)與近距交會(Close Rendezvous)兩部分。遠距交會應用相對GPS,近距交會應用光學敏感器“視頻儀”(VDM)。遠距交會包括預尋的(Pre-Homing)(S-1/2至S1),尋的(Homing)(S1至S2),以及接近(Closing)(S2至S3)三小段(圖8)。近距交會即最終逼近(Final Approach,S3至ATV 與ISS 首次接觸,見圖9與圖10)。“保持”(Hold)與受控后撤(Retreat)機動,可在這一階段的任何時刻被命令執行。最終逼近包含最終逼近1(Final Approach 1)(S3至S4,見圖9)與最終逼近2(Final Approach 2)(S4至ATV 與ISS首次接觸,見圖9與圖10);而最終逼近2 又可分為兩部分,即最終逼近21(部分1)(S4至S41)與最終逼近22(部分2)(S41至首次接觸)。

圖4 ATV 外部敏感器與推力器Fig.4 External sensors and thrusters of ATV

圖5 ATV 主推力器與后緣的姿控推力器Fig.5 ATV main thrusters and attitude control thrusters in the rear-edge

表1 ATV交會航向點與保持點定義[8]Table1 ATV rendezvous way and hold points definitions

圖6 ATV 發射序列事件[11]Fig.6 ATV launch sequence

圖7 ATV 標稱飛行程序[11]Fig.7 ATV nominal flight procedure

圖8 ATV交會階段與逼近橢球及警戒球[12]Fig.8 ATV rendezvous phase and Approach Ellipsoid and Keep-Out S phere

圖9 ATV 近距交會與警戒球及逼近走廊[12]Fig.9 ATV close rendezvous and Keep-Out Sphere and Approach Corridor

4)連接階段(Attached Phase)。ATV 被連接到ISS 上,對ISS 執行所要求的服務。在這一階段,ATV FLC 與RMCA不工作。ATV 進入“休眠模式”(dormant mode),僅執行ATV分系統的熱控制。

5)解除對接與離開階段(Dedocking and Departure Phase)。ATV 以一次助推離開ISS的鄰近區域。在這個階段,主系統功能RM CA最后一次處于激活狀態。

6)降軌與再入階段(De-orbitation and Re-entry Phase):在經歷軌道轉移與途中機動后,通過2次助推進行降軌,并執行受控毀壞性大氣再入。

圖10 ATV 最終逼近第2 段(S4 至對接)[7]Fig.10 ATV Final Approach 2(from S4 to docking)

在初軌與調相階段以及分離后的降軌階段,一般用地心軌道要素描述ATV 相對地心的(絕對)運動;在交會階段與分離階段,一般用Hill 坐標描述ATV 相對ISS的(相對)運動[2]。為便于理解ATV接近ISS的飛行過程,將ATV 射入初始軌道后直至與ISS 對接的飛行程序,均以相對ISS的位置變化表示在圖7中。

2.5 ISS 安全區與界沿帶[7,12]

為確保交會與分離過程中的避撞安全性,對不同飛行階段,設定3個限行的安全區(Safety Zones),即“逼近橢球”(AE)、“警戒球”(KOS)與“逼近走廊”(AC),以及禁入的“界沿帶”(Clearance Corridor)。

1)逼近橢球(AE)(見圖8)。中心位于ISS 質心的4km×2km×2km 的橢球,長軸沿V-bar(Hill系x 軸),短軸沿R-bar(Hill 系z 軸)與H-bar(Hill系y 軸)。原則上,在保持點S2前(主要針對尋的段),ATV 軌跡不得進入逼近橢球。

2)警戒球(KOS)(見圖9)。KOS 中心位于ISS質心,圓球半徑為200m。原則上,保持點S3前(主要針對接近段),ATV 軌跡不得進入警戒球。

3)逼近走廊(AC)(見圖9與圖10)。AC 呈圓錐形,位于警戒球內,開口在警戒球面。在最終逼近第1 段(保持點S4前),AC 以V-bar為中心線,半錐角為8°;在最終逼近第2 段(S4至對接的最后20m),AC 以“對接單元接口平面”(DUP)縱軸為中心線,半錐角為4°。

4)界沿帶(Clearance Corridor)(見圖11)。界沿帶由ISS DUP(對接單元被動部分)界面與ISS 包絡面界定。在ATV 與ISS 對接運作與解除對接運作(ATV 與ISS分離)期間,ATV 的任何部分不得侵犯“界沿帶”。

圖11 ISS 對接口“界沿帶”[7]Fig.11 Clearance Corridor of the ISS docking port

“逼近橢球”,“警戒球”與“逼近走廊”主要是對ATV 質心運動軌跡的約束;而“界沿帶”則不僅針對ATV 對接桿頭部的運動,也是對ATV 姿態運動提出的安全性限制。除了在飛行器標稱制導設計時應考慮安全軌跡外,在實際飛行期間,將由三重監視(MVM FDIR,FCM,PFS)及應急機動(逃離與避撞機動)確保ISS的安全性。特別是,“避撞機動”(CAM)不僅可由ATV 自主觸發,還可由地面ATV-CC 或ISS 乘員應用“紅按鈕CAM”(Red Button CAM)觸發。CAM是最后應用的安全性手段。CAM是逆向助推(5m/s),它使ATV 以安全方式離開ISS 達24h,無返回ISS 附近區域的危險。CAM 由專用計算機“監測與安全保障單元”(MSU)管理,而MSU 獨立于ATV 中心計算機(FTC)。在CAM 后,飛行器進入“安全模式”,在FTC可繼續運作情況下,FTC 須重新啟動,并重新注入相關的飛行信息。

2.6 小結

ATV 使命結構體系由“ATV系統”(內部實體)和“外部實體”兩大部分構成。“ATV系統”包括ATV 飛行部分和地面部分,“外部實體”為發射ATV 與支持ATV 飛行的所有系統及其設施。以ATV-CC為中心的地面飛行控制系統,中繼衛星網,GPS導航系統,以及ATV 與ISS 之間的鄰近鏈路,確保飛行控制任務順利完成。

ATV 的功能體系分為兩級,第1級為“主系統功能”;第2級為實現“主系統功能”的硬件與軟件集成單元。第2級的“功能單元”(FU)包含硬件,也含軟件;而“軟件單元”(SU)僅含軟件。

設定ISS“逼近橢球”,“警戒球”,“逼近走廊”特定區域及其準入條件,通過應急機動,可摒棄可能出現的不安全軌跡,避免ATV 與ISS 碰撞危險。“界沿帶”針對對接運作與分離期間的對接機構相對位置提出約束;在此期間,ATV 的任何部位不得侵犯“界沿帶”,因此,這也是對ATV 對接桿頭部運動與ATV 相對姿態運動提出的約束。

3 飛行控制策略

這里需要說明的是,對ATV 使命,廣義的飛行控制涵蓋“飛行控制”(FLC)與“交會監測與避撞”(RM CA),以及“飛行器指令與控制”(VCC)等功能。狹義的飛行控制特指“飛行控制”(FLC)。“飛行控制”(FLC)負責實現正常情況下使命目標的飛行控制與計劃的應急管理;“交會監測與避撞”(RM CA)主要應對FLC 未能檢測出的故障,施加應急機動,確保飛行安全。如前所述,RMCA包括軟件單元“飛行控制監測”(FCM)與功能單元“鄰近飛行安全性”(PFS)。

3.1 導航功能[7,12]

ATV 姿態控制要應對所有飛行階段的大量的姿態機動與軌道機動,因此,在整個使命期間,ATV絕對姿態與角速率估計值,要以很高的可靠性自主連續地獲得。調相機動是由地面ATV-CC 計算的,ATV 絕對位置與速度也要在地面被估計,因此,ATV 接收到的GPS 粗數據需下傳到地面ATV-CC。在鄰近運作期間(交會對接階段及解除對接后的分離階段),相對狀態矢量在ATV 上獲得,且鄰近運作需遵從ISS 鄰近區域安全性要求。遠距交會僅需控制ATV 對ISS 質心的相對位置與速度,而近距交會(最終逼近)需考慮對接機構主動部分(ATV DUA)與被動部分(ISS DUP)之間的相對狀態,包括最后約20m的相對姿態。對遠距交會,自然選擇相對GPS導航;而近距交會應用光學敏感器相對導航,以滿足最終逼近GNC 的更高的精度要求。ATV 飛行期間的導航功能如表2和圖12所示。

表2 ATV 飛行期間的導航功能[12]Table2 ATV navigation function during flight phases

圖12 ATV 飛行控制中的導航功能Fig.12 ATV navigation function in flight control

1)全程絕對姿態導航。在整個飛行期間,應用“絕對姿態與漂移估計”(AADE),連續估計飛行器姿態與角速率。AADE 應用來自“陀螺儀組件”(GYRA)與“恒星跟蹤器”(S TR)的數據,G YRA測量信息用于姿態傳播,而ST R 測量信息用于姿態更新。AADE 功能基于“陀螺-星體濾波器”的“傳播-更新”方案,3個并行濾波器執行姿態與陀螺漂移的精確估計,并具有1次故障或2次故障后的自主重構能力。ATV 絕對姿態精度滿足交會敏感器指向及ISS 安全性“逼近走廊”的要求。在“安全”模式,專用“安全模式姿態估計”(AES)功能能夠以敏感器減少的降格模式,在與地面無任何聯系的情況下,提供完備的姿態與角速率解。

2)調相段絕對位置導航。軌道調相期間,應用星上GPS 接收機的遙測數據,在地面執行絕對位置與速度估計。

3)遠距交會相對位置導航。遠距交會(預尋的,尋的,接近段)期間,應用相對GPS(RGPS)導航。星上卡爾曼濾波器應用ATV GPS 與ISS GPS 原始測量數據,僅對ATV 相對軌跡的狀態矢量提供自主導航功能。GPS導航衛星的原始測量數據(偽距與歲差動)是精確同步的,求差可消除電離層誤差。軟件單元“飛行控制監測”(FCM)應用ATV GPS與ISS GPS的精確解(PVt)作為監測相對軌跡的獨立手段(見圖13)。此外,ISS 上的俄羅斯微波雷達基底系統Kurs 在保持點S2(在ISS 之后3.5km)啟動,用于ISS 乘員的軌跡監測。

圖13 用于GNC-RGPS 和FCM-ΔPVt(相對GPS PVt)的不同的GPS 衛星跟蹤[7]Fig.13 Different GPS satellites tracking used in GNC-RGPS and FCM-ΔPVt

4)近距交會相對位置與相對姿態導航。從保持點S3(在ISS 之后250m)直至對接為近距交會段(最終逼近段),這一段應用光學交會敏感器,即“視頻儀”(VDM)與“遠距測向儀”(TGM)。源自VDM測量信息的相對狀態(相對位置與相對姿態)估計用于標稱GNC 控制。從250m到20m(S3至S4)沿Vbar 方向的逼近應用Far-RVDM;在最后20m(S4至對接)沿對接港軸逼近,應用Close-RVDM。VDM數據經導航濾波器與故障探測、隔離與修復(FDIR)算法處理,給出對接單元的主動部分(ATV DUA)與被動部分(ISS DUP)之間的相對位移與相對速度,以及在最后20m 內的相對姿態。TGM 測量信息則用于“飛行控制監測”(FCM)對相對位移與相對速度的監測。

“視頻儀”(VDM)與“遠距測向儀”(TGM)是基于光學敏感器與激光脈沖波的嶄新的相對導航技術。VDM 原理如下:激光照射安裝在ISS“星辰”(Zvezda)艙后端的“交會靶標”(Rendezvous Target,RT)反射器,導致RT 在VDM CCD 上成像,RT 圖像經處理可提供測距,視線(LOS)角,以及相對姿態的測量信息。TGM是主動光電測量系統。TGM 測距測量基于飛行時間的測量,而TGM 視線(方向)測量是由生成激光掃描的反射鏡的角位置給出的。這樣,從最后300m(當ATV 面向ISS)直至對接,ATV可跟蹤這些目標。VDM 在標稱GNC環路中運作,并提供必要的FDIR層次;而TGM 以獨立的FCM 鏈用于GNC 監測。在相距20m 處,位置估計的精度為幾十厘米(一般而言,距離越近,精度越高)。

5)“導航轉換有效性檢驗”(N TVC)。NTVC評定交會(逼近與后撤)過程中連續導航鏈的有效性與一致性,即通過同時處理導航輸出,確認導航模式RGPS/Far-RVDM/C lose-RVDM 之間的轉換。

6)“ISS 參數換算”(IPC)。IPC 功能與ISS GPS 數據連接,以計算ISS“當地水平與當地垂線”(LVLH)指向與ISS 姿態,并用于ATV 絕對位置與速度計算的AGPS 解。

上述功能經由“GNC 測量系統”(GM S)軟件與導航敏感器相連。GM S 軟件處理來自硬件(敏感器)的粗輸出,并發送所要求的功能數據,這些數據與多種“故障探測與隔離”(FDI)報告相關。基于全冗余硬件,導航算法不僅可給出最佳估計值,而且具有多層“故障探測、隔離與修復”(FDIR)能力,保證故障情況下狀態矢量的連續性。所有這些自主導航功能還向“ATV 控制中心”(ATV-CC)提供高水準的監測與控制。

3.2 飛行控制[7,13-14]

3.2.1 主系統功能“飛行控制”

ATV 主系統功能“飛行控制”(FLC)承擔星上標稱飛行控制任務:1)標稱軌道(軌跡)控制:在標稱模式下,在ATV 射入軌道后實現與ISS 交會對接,以及從ISS分離直到受控毀壞性大氣再入;2)標稱姿態控制:按天線指向,太陽電池陣對日定向,推進方向,以及對接系統要求等控制ATV 姿態。

“飛行控制”(FLC)由功能單元“GNC 測量系統”(GMS),軟件單元“制導、導航與控制”(GNC),軟件單元“參照系服務”(FRM S),以及功能單元“推進系統”(PRO)實現。GMS 提供ATV 動力學的敏感器測量數據(信息)并管理相關故障。FRM S 給出太陽方向與當地軌道系(LOF)估計。GNC 接收來自GM S的測量信息,應用FRMS 提供的資料估計ATV 運動學狀態(導航),計算被引導的運動學指令(制導),以及給推進系統下達動力學指令,即推力器點火指令(控制)。PRO 不僅執行GNC 作出的推力器指令,也向GNC 提供質量估計,質心位置與慣量,適用推進配置,以及可供給的沖量估計等信息。

6 類GM S 敏感器感知飛行狀態(位置與姿態)及狀態變化(速度與角速率),而與PRO“推進驅動電子設備”(PDE)硬線相連的32臺推力器是飛控系統的執行機構,最終執行飛行器的軌道機動與姿態機動。由GMS 敏感器的觀測資料,至最后生成推力器的控制指令,是由主系統功能“飛行控制”(FLC)中的軟件部分(即GMS 軟件,GNC,FRM S,PRO 軟件)完成的。FLC 中的所有軟件均在“故障容限計算機”(FTC)中運行,FTC 包含3臺數據處理器(DPU)。由ATV 推力器生成的力與力矩,通過ATV 動力學效應,按ATV 動力學規律改變ATV 的飛行狀態(飛行軌道與飛行器姿態),被GM S 敏感器感知,構成閉環控制鏈(見圖14)。

圖14 ATV 飛行控制(FLC)閉環框圖Fig.14 ATV flight control closed-loop

3.2.2 標稱GNC

3.2.2.1 標稱GNC 功能ATV 飛行器軟件單元“制導、導航與控制”(GNC)是主系統功能“飛行控制”(FLC)的核心部分。其中,導航功能應用“GNC 測量系統”(GM S)導航敏感器提供的實時測量信息,執行規定參照系中現時姿態與位置的估計,提供給制導與控制功能。制導功能依據導航功能提供的飛行器當前狀態(current state)計算導向飛行器目標狀態(aimed state)的運動學指令(如速度增量),提供給控制功能。控制功能依據導航功能提供的當前狀態(初始運動學狀態)與制導功能提供的運動學導引指令,計算動力學指令(控制力與控制力矩),選擇推力器并確定其工作時間,生成推力器點火指令,提供給“推進系統”(PRO)。

3.2.2.2 ATV GNC 特點

ATV GNC是飛行控制系統的組成部分,標稱GNC 的主要特點如下:

1)陀螺/恒星(Gyro/Stellar)姿態導航具有不連續的比例微分(PD)或比例積分微分(PID)姿態控制器,包括對偏移模式(bending modes)的帶通濾波器(bandpass filter)以及帶有卡爾曼估計器的干擾力矩估計。

2)相對GPS 卡爾曼濾波器基于ATV 與ISS 之間的原始測量數據(偽測距與多普勒計數)之差的應用,以及C-W 線性化交會方程,應對遠距交會制導。

3)近距交會(最終逼近段)導航(軌道與姿態)應用光學敏感器VDM ,配合H-infinity 近距交會控制器,以及可滿足“保持/再繼續/后撤”需求的制導方案(參見圖15)。

4)基于力/力矩表的“推力器管理功能”(TMF)負責推力器選擇,將力與力矩需求轉化為點火指令。

圖15 ATV 最終逼近段標稱GNC 姿態與位置策略[13]Fig.15 ATV nominal GNC attitude and position st rategy in Final Approach

5)GNC 也賦予飛行器“故障探測、隔離與修復”(FDIR)功能:在成功檢測出異常后,GNC 向“使命與飛行器管理”(MVM)發出警報信號,并轉而施加隨后由MVM 要求的恢復動作。而且,GNC 某些重要參數經遙測被發送至地面,使ATV-CC可監視飛行。

圖16表示ATV GNC 的體系結構。

3.2.2.3 故障容限要求

關于故障容限,ATV GNC 滿足下列要求:

1)在1次故障檢出后,或在設備不同部件的2次故障情況下(連續的單一失效),ATV GNC算法保持運行,可完成當時正在進行的運作。

2)在導致失去標稱與冗余設備雙硬件故障情況下,或1次硬件故障接著1次軟件故障情況下,或1次軟件故障之后,ATV GNC 仍可適合于觸發飛行器的“安全模式”。

圖16 ATV GNC 體系結構[14]Fig.16 ATV GNC architecture

3.2.3 標稱飛行控制操作

地面/ATV 上任務分配在使命期間的轉變,取決于相應階段飛行動力學反應時間的重要性。基本上,ATV 自主性在交會期間增強,以更好地應對反應性與安全性。地面/ATV 上任務分配綜合如下:

1)在交會以外的自由飛行期間:ATV-CC 執行ATV 絕對軌道測定,制定助推策略與預見的機動特性(長期制導);隨后的使命計劃被上傳到ATV 上,然后施加被要求的機動(姿態導航,短期制導,控制)。

2)在交會階段:ATV 自主執行姿態與軌跡測定,在星上計算要實現的機動(自主GNC);ATVCC 在使命的特定階段發送“GO”授權。

3)在緊急與(或)ISS 安全性受危害情況下,ATV-CC 執行飛行器的地面監測與觸發重構或其他機動。地面任務在“ATV 控制中心”(ATV-CC)執行。ISS 乘員也部分涉入ATV 使命(交會、分離),主要為最后的交會監測目的。連接ATV 的不同的通信鏈路如圖2所示。

標稱GNC 接收下列3 類指令:

1)模式指令(主要包括在“ATV 上使命計劃”(OM P)中):某些GNC 模式需要指令參數(助推/轉動取向,ΔV 等),其他自主運作。

2)軟件控制(主要包含在OM P 中):更新GNC內部數據。

3)低階指令(LLC):由地面發送,主要用于應急情況,更新內部GNC 參數。

上述所有指令包括在地面“飛行器控制流程”(VCP)中,或ATV“星上使命計劃”(OM P)中。例如,對RGPS的初始相對狀態矢量和協方差(協變量)應由ATV-CC 經LLC 以規定的精度提供。軌道助推參數按模量與方向在地面被確定,并在OM P中發送。軌道控制參照系(參數)經VCP 或OMP發送。

ATV-CC 對標稱GNC 的監測是作為星上機構的補充,ATV-CC 通過專用的地面“飛行器控制流程”(VCP)觸發地面警報與相關的恢復指令。GNC自身監測某些算法(特別是導航算法)的運行情況,它與GMS 測量信息接口。星上警報基于對內部GNC 數據的觀測,直接在GNC算法中實現。最經常的情況是,在失效情況下,“恢復”是在星上決定的,根據具體情況進行局部重構,改變使命計劃,執行逃離機動、撤退、或轉向安全狀態。在特定的使命階段,“恢復”行動也可能不在ATV 上管理,而是將有關信息報告發送給ATV-CC,由地面作出適當的反應。地面警報基于對遙測數據的觀測。如果參數值不正確(超越閾值),則地面警報由ATV-CC 生成,并經由應急“飛行器控制流程”(VCP)觸發應對動作。

3.3 飛行控制監測(FCM)[7]

“飛行控制監測”(FCM)是“飛行應用軟件”(FAS)的一部分,FAS 在“故障容限計算機”(FTC)中運作。在ATV 硬件或軟件的故障未能被ATV上“故障探測、隔離與修復”(FDIR)檢測出的情況下,FCM 基于專用導航敏感器測量信息與特殊算法,可檢測ATV 的異常行為,這種異常行為有可能導致危害ISS的不安全軌道。當危急狀況被檢測出,FCM 向軟件單元“使命與飛行器管理”(MVM)發出警示信號,從而觸發等待機動,逃離機動,或CAM ,這取決于被檢測出的故障及使命所處的階段。因此,對標稱GNC 內不能檢測出的任何故障,如控制軟件故障,FCM 提供了故障檢測補充,增強飛行安全性。

3.3.1 FCM 功能

FCM 的主要目的是:1)不依賴標稱GNC 功能評定飛行器飛行控制性能;2)就相應使命階段監測ATV 狀態矢量,滿足安全性需求,即ATV 應在任何1次故障后保持運作(1FT),在2次故障后保持安全(2FT)。因此,FCM 具有將ATV 置于安全軌跡上的應急機動能力:1)在S1之前:等待機動(由GNC 控制的自由漂移);2)在S1與對接之間:逃離機動(由GNC 控制,沿V-bar 方向,ΔV=-4m/s);3)在逃離或分離期間:CAM 機動(由MSU 控制,沿V-bar 方向,ΔV=-5m/s)。

FCM是FAS的一個軟件單元,這意味著沒有硬件被FCM 直接遙控。所有被FCM 應用的硬件(即多種導航敏感器),由“GNC 測量系統”(GMS)啟動;同時GM S 也應用“機內測試設備”(BITE)與外部一致性檢驗,對這些敏感器進行“故障探測、隔離與修復”(FDIR)。FCM 本身應用GM S 提供的有效數據,監測算法,檢測故障。當FCM 檢測出設備或系統的故障后,便向MVM 發出“警報”,觸發應急機動。在到達S3前,在FCM 警報后觸發的任一應急機動(逃離機動,或CAM)后,在短期限內不得進入“警戒球”(KOS);在近距交會(最終逼近與對接)與分離期間,應急機動軌跡不與“界沿帶”(clearance corridor)相交。

FCM 的特點在于應用不同于GNC 的專用方法監測ATV 狀態矢量,從而可在GNC FDIR 未能檢測出故障的情況下發現故障。FCM 的主要特性如下:1)在交會、分離與可能的應急逃離機動期間,應用ACCA測量,監測GNC 指令的所有助推。2)在S1與S3參照點之間,應用ATV/ISS GPS PV t信息與ACCA測量信息,借助固定增益卡爾曼濾波器,監測ATV 相對ISS 質心的相對狀態矢量(位置與速度)。3)在S3與對接之間,應用TGM 測距與視線(LOS)信息及ACCA測量信息,監測相對“ISS俄羅斯對接港”(DUP)的ATV 相對狀態矢量。

3.3.2 專用導航設備

相對標稱GNC,FCM 或是應用不同的導航敏感器,或是應用不同的算法。除了應用GYRA與S TR 姿態導航,無GNC 輸出被用于FCM 狀態矢量的生成,這是因為按設計絕對姿態導航具有高度堅固性(2FT)。在不同階段,FCM 應用的導航敏感器是:1)專用于RM CA的“加速度計組件”(ACCA);2)“遠距測向儀”(TGM):熱備份的2個敏感器,從S3至對接可用;3)GPS PVt 測量信息:在遠距交會(從S0至S3)期間,ISS GPS 數據(通過鄰近鏈路向ATV 傳送)與2臺ATV GPS 接收機(處于熱備份)被GNC 與FCM 應用;但GNC 對它自己的RGPS導航濾波器應用共用衛星的粗數據,而FCM 應用接收機直接提供的PV t 解(參見圖12)。

當隔離在GMS級的第1個敏感器失效后,FCM 功能應用備份的敏感器保持運作。在同類型敏感器第2個硬件失效后(如雙加速度計失效,雙GPS 接收機失效,或雙TGM 失效),與失效敏感器相關的FCM 服務停止。故障被GM S 和FDIR 檢測出后,即使GNC 及其相關的敏感器運作正確,使命也因“等待機動”或“逃離機動”的執行而中斷。對給定的ATV 飛行階段,FCM 監測策略依賴要實現的ISS 安全性區域,現時ATV 動力學,應急機動(漂移、逃離與避撞機動)能力,以及所應用的導航敏感器的性能。

3.4 鄰近飛行安全性(PFS)[7]

功能單元“鄰近飛行安全性”(PFS)提供最終安全性監測與避撞機動功能。PFS 應用A級軟件(class ASW),在與“故障容限計算機”分隔開的“監測與安全保障單元”(MSU)上運行,MSU 具有專用計算機與GNC 軟件。在鄰近運作期間出現ATV雙故障情況下,PFS 功能將觸發“避撞機動”(CAM),使飛行器在安全軌道上保持至少24h。

3.4.1 PFS 功能

“鄰近飛行安全性”(PFS)包括:1)專用數據管理系統“監測與安全保障單元”(MSU),該系統與“故障容限計算機”(FTC)分隔開;2)專用電能源(不可再充電蓄電池);3)專用“推進驅動電子設備”(PDE)CAM 轉換器(在CAM 執行期間,封閉PDE標稱激勵器);4)與陀螺儀(DTG)、通信處理格式器(Communication Processor Formatter,CPF)及太陽敏感器單元(SS U)相連的專用接口;5)PFS 專用的獨立于標稱GNC 的控制CAM 的推力器(4個備用制動推力器)。CAM可由自主檢測觸發,也可被ISS 乘員觸發,或由ATV-CC 觸發。PFS 除了應用陀螺儀(DTG)外,還應用專用太陽敏感器單元(SSU)保證CAM 后的24小時期間的安全姿態控制。為了涵蓋主系統功能“飛行控制”(FLC)不能保證相對ISS 安全軌跡的極端情況(某些雙故障出現,FTC SW 失效等),“鄰近飛行安全性”(PFS)功能在使命的自由飛行階段期間被啟動,從S3至對接以及在分離段,可遏制對ISS 不安全的自由漂移軌跡。

3.4.2 PFS 原理與特性

“鄰近飛行安全性”(PFS)功能依據下列原理:

1)PFS 與標稱飛行控制及其監測鏈分隔開,特別是與FAS分隔開,這是為了對任何標稱鏈構型,PFS可被啟動。特別是PFS 功能體包括專用數據處理單元,即“監測與安全保障單元”(MSU)(不同于DPU/FTC)以及專用電源。

2)整體單故障容限指令能力與ATV-CC/ISS觀測能力,通過專用鏈路,在MSU/CPF 接口處得到保證。

3)兩個MSU 通道以熱備份形式被實現,稱為MSU1(主)與MSU2(備)。每個MSU 通道可指令4個相同的專用制動推力器,這是通過CAM“推進驅動電子設備”(PDE)中的專用驅動器實現的,不依賴于標稱PRO“推進驅動電子設備”(PDE)。兩個MSU 通道在相同時間執行相同運作(“熱”冗余),MSU1(主)在需要時指令CAM ,而MSU2(備)控制MSU1 的健康狀態并可取代MSU1(主)。然而,一旦CAM 被觸發,則在MSU1 與MSU2 之間不可能轉換。因此,CAM 執行與隨后的Post-CAM 姿態控制是零故障容限(0FT)。

4)裝備MSU 的計算機軟件(MSU SW)歸類為“A級軟件”(Asoftw are),以確保正確執行(相比之下,FAS 歸類為“C級軟件”)。它是歐洲空間工業中首個制作的A級軟件。

5)4個“干式調諧陀螺儀”(DTG)雖不是專用于PFS,但具有PFS 專用接口(電源,指令與監測)。這些接口使DTG 即使在失去其他電子設備鏈的情況下也能保持工作。2個DTG(每個DTG 提供2軸測量資料)連向每個MSU 通道,在每個MSU 通道獨立提供姿態導航與故障探測/隔離能力。

6)每個MSU 連通一個專用“太陽敏感器單元”(SSU),允許在Post-CAM 執行期間實現太陽指向姿態控制。

PFS 執行的CAM是確保飛行安全(不碰撞ISS)的最后的關鍵動作,CAM 應在2次故障情況下仍可觸發。為此,如上所述,PFS 具有以下很強的獨立性:1)PFS 具有專用數據處理系統,即“監測與安全保障單元”(MSU),這是一個與“故障容限計算機”(FTC,由3臺DPU 組成)分開的獨立的系統;2)CAM 應用獨立于GNC 的推力器;3)具有獨立的“太陽敏感器單元”(SS U)。

在MSU 軟件內,MSU-GNC算法負責:1)在CAM 之前與CAM卷間,計算ATV 姿態與姿態速率;2)監測專設的ATV 運動學走廊,這是為了在出現異常狀態時觸發Auto-CAM ,并且,最重要的是,在CAM 自身失效之前觸發Auto-CAM;3)依據速度、姿態與姿態率,控制CAM ΔV 的供給量,并且,在Post-CAM 階段期間,控制捕獲太陽的機動以及此后保持太陽指向姿態的機動。

3.5 飛行使命控制鏈

整個ATV 飛行使命控制鏈基本可用圖17與圖18表示。圖17表示星上控制鏈的主要部分(FLC,MVM,FCM ,PFS)之間的關系,以及與導航敏感器、ATV 推進系統之間的關系。圖18表示飛行使命控制鏈的總體設計理念。

3.6 小結

1)在標稱自主飛行中,ATV 姿態與軌道控制是由主系統功能“飛行控制”(FLC)實現的。FLC 應用導航敏感器與作動機構等硬件;而FLC 中的軟件部分包含GNC,FRM S,以及GMS 與PRO 中的軟件單元。

2)“飛行控制監測”(FCM)依據專用導航敏感器信息,檢測可能導致不安全軌跡的異常情況,向“使命與飛行器管理”(MVM)發出警示信號,以增強ATV 故障檢測能力。

3)“使命與飛行器管理”(MVM)負責飛行階段與GNC 模式的管理,具有飛行器系統FDIR 與導航敏感器FDIR 功能,并可對“逃離”與“避撞機動”(CAM)作出選擇。

圖17 主系統功能“飛行控制”與“交會監測與避撞”總體概念[7]Fig.17 Overall concept of ATV FLC-RMCAmain functions

圖18 ATV 飛行使命控制鏈設計理念Fig.18 Design concept of the flight control chain for ATV mission

4)FCM,MVM ,以及FLC 中的軟件組成“飛行應用軟件”(FAS)。FAS 在“數據處理系統”(DPS)中的“故障容限計算機”(FTC)上運作。FAS 與FTC是ATV 標稱飛行系統的重要組成部分,為ATV 正常飛行提供保障。

5)在ISS 鄰近區域飛行期間,包括交會階段與解除對接后的分離階段,根據不同階段導航精度的要求,應用多種相對導航與飛行監測方法,使飛行器具有自主執行交會飛行使命的能力。

6)“鄰近飛行安全性”(PFS)可在必要時以其單獨的計算機(MSU)(MSU 與FTC分隔開)接替ATV 控制任務。MSU 具有自己的GNC 軟件,并可指令“避撞機動”(CAM),確保飛行安全。

7)ATV 本身設置了3層故障檢測與應急避險措施(MVM FDIR,FCM ,PFS),可自主觸發CAM(Auto-CAM);不僅如此,ATV-CC 與ISS 乘員也參與相對軌跡監測,并可在緊急情況下直接觸發避撞機動(紅按鈕CAM)。ATV 飛行控制策略最大限度地免除不安全軌跡,避免ATV 與ISS 碰撞的危險。

4 AT V-JV 飛行演示

第1個ATV(ATV-1)以法國19 世紀著名科幻作家(儒勒·凡爾納)Jules Verne,(1828—1905年)命名,即ATV-Jules Verne(ATV-JV)。ATV-JV是歐洲第1個執行軌道交會的航天器,于2008年3月9日由阿里安-5(A5)火箭發射,同年4月3日與“國際空間站”(ISS)自主對接后成功地連接在一起,成為ISS的一個艙段,為ISS 提供服務。2008年9月5日,ATV 從ISS 飛離;9月29日,按預定計劃在南太平洋地球大氣再入期間解體毀壞。按設計要求,ATV-JV 負有雙重使命:1)執行自動調相,交會對接,提升ISS 高度(演示回避碎片能力),以及解除對接、分離、降軌與再入機動,并進行一系列附加的飛行控制驗證演示;2)向空間站乘員補充給養,向ISS 提供推進劑、氣體與水,并卸載ISS 廢棄物。ATV-JV 飛行演示的主要目的是:1)驗證星上自主交會對接功能;2)驗證保證ISS 安全的應急機動能力。ATV-JV 加載了6t 推進劑,用來支持驗證飛行以及向ISS 提供推進支持(提升軌道高度);此外,ATV-JV 載運了860kg 燃料、270kg 水、20kg 氧,以及總重為1.3t 的干貨,在ATV-JV 與ISS 連接期間,從ATV-JV 轉移給ISS。

如前所述,一般的ATV 使命覆蓋6個階段:1)發射與初軌階段(LEOP);2)調相;3)交會;4)連接;5)分離;6)降軌與再入。然而,包含驗證目的的ATV-JV 使命覆蓋幾個不同的階段:1)LEOP ;2)調相及“避撞機動”(CAM)等演示;3)演示日1;4)演示日2;5)演示日3(交會對接日);6)連接及再助推與姿控能力演示;7)分離;8)降軌與再入。

4.1 發射與初軌階段[8,15]

發射與初軌階段涵蓋了運載火箭使命和ATV射入初軌后的最初幾個小時,這幾個小時包括ATV調相初始化運作。ATV-JV 發射時間為2008年3月9日,04 ∶03UT(世界時)。發射場位于法屬圭亞那的庫魯(Kourou);僅有1 天的發射機會,稱為“發射縫隙”(launch slot)。A5 第2級(上面級)是進行軌道圓化,避免低高度的無控再入。初軌高度約為260km,傾角與ISS 相同,為51.6°。在ATV/A5分離前4min,ATV 起動,發送遙測數據。初軌階段由“星上使命計劃”(OMP)自動管理。ATV 在發射塔上發射前幾小時,OM P 由ATV-CC 向ATV 輸入。一旦進入軌道,ATV 執行輸入的OM P 以及ATVCC 發送的一些遙控指令(為GPS 引導的軌道參數)。下列運作被執行:1)啟動序列;2)恒星跟蹤器的選擇與預熱;3)太陽電池陣展開;4)“鄰近鏈路”(Proximity Link)天線的展開;5)GPS 引導;6)姿態定向;7)向“偏航導引”(YS)姿態模式變換。對地面設施,最初的軌道計算基于GPS 數據,并與TDRSS跟蹤數據相關。

4.2 調相階段[8,15]

調相段目的是以要求的精度將ATV 從交付軌道(運載火箭射入的初軌)轉移到ISS 附近,以便星上GNC 能夠自主執行與ISS的交會對接。ATVCC 作出轉移機動計算并發出機動指令。在調相期間,進行“避撞機動”(CAM)演示。

調相期間驗證的功能是“演示日1”執行安全逼近與“逃離”演示的關鍵項目,即:1)姿態控制:驗證ATV 在“偏航導引”姿態模式,“地球指向”模式,以及在兩種姿態模式轉動機動期間,具有期望精度的姿態控制能力。2)絕對GPS:驗證ATV-CC 以ATV G PS 測量信息執行軌道導航的能力,驗證ATV 上接收機PVt 解的高品質。3)軌道控制:驗證ATV 以期望精度執行類似“逃離”的軌道機動的能力。4)“避撞機動”(CAM):CAM是調相段期間的主要演示項目。CAM是確保ISS 安全性的最后措施。

圖19表示ATV-JV 的調相與停泊程序。停泊點位于V-bar,在空間站之前2 000km。設置停泊點是為了避開航天飛機S TS 123 的返回飛行。就在S TS 123 著陸后,ATV-JV 離開停泊點,進入ISS 之上的12km 高度的軌道,從而使ATV 以約75km/h的相對速度漂移到ISS的后面,并執行轉移機動,到達航向點S-1/2(AGPS 向RGPS導航的過渡點),從S-1/2點開始“演示日1”。

ATV-JV 避撞機動是5m/s 的逆向機動,CAM之后,飛行器進入安全模式,安全模式是一個不超過24h 的零故障容限狀態。CAM可以在應急狀態下被觸發,以避免與ISS 碰撞。這個功能在每次交會飛行中作為保護ISS 免除安全性危險的最后一個星上資源。

4.3 演示日1[8,15]

“演示日1”(Demo Day 1)的起點與結束點均為“過渡點”(transition point)S-1/2。點S-1/2位于ISS 39km 之后,5km 之下。在這一點,ATV-JV 被指令向ISS 之后3.5km 且相同高度的保持點S2逼近。在點S2,ATV-CC 指令飛行器執行“逃離”機動。逃離機動將ATV-JV 轉移至ISS的前向,并經一系列軌道機動,使飛行器返回到起點S-1/2,結束“演示日1”(見圖20、圖21)。

圖19 ATV-JV 轉移、調相與停泊序列[15]Fig.19 ATV-JV transfer,phasing and parking sequence

圖20 ATV-JV 離開停泊點至演示日[15]Fig.20 AT V-JV from parking to demonstration days

圖21 ATV-JV 演示日1[15]Fig.21 ATV-JV Demo Day 1

演示日1 在ATV-CC 發出“GO”指令后,以預尋的段開始,最早在S-1/2,最遲在S0。在到達S-1/2不到幾分鐘,為了RGPS 濾波器初始化,ATV-CC 向星上發送預測估計的ATV 對ISS的相對位置和速度。在這個階段期間,尋的段助推序列與量值由ATV 自主計算,這是基于ATV 上RGPS 并應用閉環控制算法,該算法應用C-W 方程。ATV-CC 在ATV 上助推計算和相對于ISS的軌跡安全性確認后,對尋的段給出“GO”指令。尋的段助推將ATV置于ISS 之后3 500m ,之上100m 的S2 位置保持點。

在S2位置保持點期間,ATV 處于“偏航導引”姿態模式,并以類似尋的段逼近的策略作出接近機動計算。同時俄羅斯微波雷達基底系統Kurs 被激活,為ISS 乘員提供在S3的相對距離,以證實ATV不會在接近段進入警戒球(KOS)。然而,在“演示日1”期間,ATV 沒有從S2點繼續向ISS 逼近,相反,ATV-CC 觸發了一個“逃離”(Escape)遙控指令。“逃離”為4m/s 的逆向機動,這是第1次演示“逃離”機動,稱之為“逃離1”(Escape 1),由ATV上標稱GNC 執行。在S2點進行的這一系列運作是為了在進入ISS“逼近橢球”(AE)之前,脫線完成對遠距交會GNC(基于RGPS)、FCM ,以及“逃離”能力的驗證演示。

“演示日1”的主要目的是:1)顯示ATV可應用相對G PS 執行與ISS的相對導航,成功安全地將ATV 機動至V-bar 保持點S2(S2位于ISS 后3.5km,在相同軌道高度);2)演示ATV 執行“逃離”(Escape)機動的能力。逃離機動可由ATV 自主觸發,或由ATV-CC,或由ISS 乘員觸發,它由ATV 主計算機執行,可提供4m/s 的逆向機動速度。與CAM 一樣,“逃離”是ATV 保證ISS 安全性的第2 種方法,但在逃離情況下,ATV 不進入“安全模式”。

“演示日1”期間的驗證目的包括:1)RGPS 相對導航:應用的ATV 標稱RGPS 相對導航(在自由漂移和軌道機動期間)以足夠的精度為尋的段與接近段制導應用,安全控制遠距交會軌跡。2)FCM導航:FCM導航基于ATV 與ISS PV t 解之差,并經加速度計數據濾波,足夠精確地防止ATV 飛入一個不安全的軌道即使在遠距交會段任何一點交會中止或“逃離”被需要的情況下。3)尋的助推:尋的助推在星上計算并被執行,使ATV到達目標S2點,且ATV 實際軌跡對ISS是安全的:這是在ATVCC“飛行動力學”實時監測下驗證的。4)逃離機動:逃離機動在預料偏差內執行,將ATV 帶至相對ISS安全的軌道。5)后逃離1:在逆向逃離機動后,ATV在空間站下面和前方漂移。“后逃離”機動序列將ATV 帶到圍繞空間站的軌跡上,以要求的精度再次到達S-1/2航向點,準備執行新的交會序列。

4.4 演示日2[8,15]

ATV-JV“演示日2”(Demo Day 2)交會運作的最初一段與“演示日1”期間飛過的的階段相同:預尋的、尋的,以及S2位置保持點。然而這一次,在S2保持點,ATV 接受來自ATV-CC 的“GO”指令,經4次機動,到達位于ISS 之后250m 的S3位置保持點,因此進入ISS“逼近橢球”(AE)。在S3位置保持點期間,ATV 執行了從“偏航導引”姿態模式到“地球指向”姿態模式的轉動,并對“視頻儀”(VDM)與“遠距測向儀”(TGM)導航進行檢驗,實現由GPS導航向VDM/TGM導航的轉換。從S3開始,ATV執行沿LVLH 系x 方向的受迫平移,進入ISS“警戒球”(KOS),直至位置保持點S4。這個階段被稱為“最終逼近1”。這一階段GNC 基于“視頻儀”(VDM)導航,平移運動遵從預定的速度變化率,并且由應用“遠距測向儀”(TGM)的“飛行控制監測”(FCM)進行實時軌道監測。在這個逼近過程中,進行了“后撤”,“保持”和“恢復”驗證演示:1)“后撤”機動是一個逆向機動。在“演示日2”期間這個機動在距ISS 140m 處被觸發。2)“保持”機動旨在維持ATV 在離ISS 固定的距離。在“演示日2”期間,“保持”機動在“后撤”機動執行后觸發,使飛行器停止在相對距離為150m 的保持點。3)“恢復”機動使處于“保持”狀態的ATV 恢復逼近序列。在“演示日2”期間,“恢復”機動在“保持”機動約3min 后觸發,使飛行器進駐離ISS 20m 的保持點S4。

在位置保持點S4卷間,ATV 從“地球指向”姿態模式轉換為ISS 相對姿態模式,后者基于視頻儀相對姿態導航。最終逼近制導在于沿ISS 對接港縱軸的受迫平移,ATV 對接桿頭保持對準ISS 對接港,并將ISS 動力學引發的周期性相對運動濾除掉。因此相對姿態上的變動意味著ATV 質心位置相對于對接桿頭部的修正。ATV-CC 給出向最終逼近2的“GO”指令,將ATV 置于離空間站12m 的S41位置保持點。ATV 在“演示日2”不對接。相反,ISS乘員指令ATV“后撤”至S4,并在S4觸發“逃離”指令,這是第2次“逃離”機動,稱之為“逃離2”。類似“演示日1”的“逃離”機動,在第2次“逃離”機動后,ATV 轉移ISS的前方,經一系列軌道機動后,ATV又回到起點S-1/2,再一次準備新的交會序列(見圖22)。

圖22 ATV-JV 演示日2[15]Fig.22 ATV-JV Demo Day 2

“演示日2”期間的驗證目標包括:1)評估交會敏感器VDM 與TGM 提供一致的數據。2)驗證ATV 在最終逼近期間執行受迫平移和相對姿態導航的能力(包括ATV-CC 或乘員指令的“后撤”,“保持”與“恢復”的能力。3)顯示在近距離內的軌跡性能非常接近或在對接機構要求內。4)證實FCM導航數據是計算正確,在預期偏差范圍內。5)檢測在近距離執行的“逃離”能維持相對ISS 結構安全的ATV 姿態動力學。

4.5 演示日3[15]

“演示日1”與“演示日2”飛行試驗成功后,2008年4月3日,ATV 再次逼近ISS,進行首次對接試驗。在到達離ISS 250m 保持點S3后,ATV 計算機應用VDM 與TGM 數據進行最終逼近與對接機動的計算。ATV 逼近ISS的速度為7cm/s。當ATV-JV 離空間站更近時,ATV-CC 飛控人員導引ATV 以預先確定的方式向ISS 逼近。ISS 乘員應用“星辰”號艙中的Simvol 屏監視ATV 逼近過程。如果ATV 越出預先確定的逼近走廊,ISS 乘員將啟動CAM。逼近需要得到“莫斯科使命控制中心”(MCC-M)獲準,這是因為ATV是與ISS的俄羅斯“星辰”號艙段對接。MCC-M 與“休斯頓使命控制中心”(M CC-H)的全面協調配合是需要的,它們要為整個ISS 負責。對逼近的每一步,ATV 均執行自動操作機動。

4.6 連接階段[8,15]

2008年4月3日16 ∶45,由圖盧茲(Toulouse)法國國家空間中心(CNES)飛控人員運作,在與M CC-M,MCC-H ,以及ISS 乘員共同協作下,ATVJV 聯接在ISS 上,成為ISS的一個新艙段。在聯接階段的驗證目標為:1)評估推力器再助推的“碎片回避機動”(DAM)能力:ATV 推力器對ISS的再助推能力評估,旨在證實執行DAM 的能力。再助推是使用2個“軌道控制系統”(OCS)推力器的1m/s 的正向機動。驗證在于證實DAM 給出期望的ΔV,也在于增加使用ATV 正確執行DAM 的置信度。2)評估ATV 推力器對28個姿態控制的能力:姿態控制測試在于將ISS 繞所有3 軸正向和負向旋轉5°。

4.7 分離、降軌與再入[9]

2008年9月5日,按ATV-CC 指令,ATV 掛鉤松開,解除對接;在星辰號艙(Zvezda)對接口上的彈簧機構作用下,ATV 以5cm/s 的速度被緩慢地推離ISS,處于自由漂移狀態。此時,ATV CAM系統被ATV-CC 恢復運作并重新開始飛行控制監測。

解除對接1min 后,ATV 離ISS 3m 距離,在這一點,標稱離開推進開始。離開推進應用較小的姿控推力器,作用5min,使ATV 飛離ISS(并慢速向下),直至相對速度達4m/s,推力器點火由星上計算。

解除對接22min 后,ATV 在ISS 之下5km 高度處通過。ATV 此時處于所謂“偏航導引”(YS)姿態,為ATV 提供相對太陽的最佳方位,以利于太陽電池陣對日定向。因ATV 已處于足夠安全的距離,ATV-CC可關斷Auto-CAM系統,監測與安全保障單元(MSU),以及ISS 與ATV 之間的鄰近鏈路(Proximity Link)。同時,軌道控制參照系(Orbital Control Frame,OCF)被激活。OCF是星上計算ATV 飛行軌跡的GNC 軟件的一部分,飛行軌跡計算應用來自ATV-CC 的上傳數據。

在ATV 離開階段,ATV 避開了俄羅斯“進步”號(Progress)貨運飛船(9月10日發射,9月12日與ISS 對接),在經歷了多次軌道轉移與軌道修正機動后,于2008年9月29日到達降軌/再入接口點。ATV 從這一點開始降軌/再入程序,確保ATV 殘留物落向太平洋預定區域。

4.8 小結

ATV-JV是歐洲第一個軌道交會飛行器,也是至今歐洲執行的最復雜的空間使命。在長達6個月的飛行期間,飛行器設備或分系統沒有發生任何故障,地面飛行控制站也沒有上傳必需的軟件或插入程序補碼。ATV-JV 成功完成了交會飛行驗證演示,與ISS 對接,向ISS 輸送物資與給養,并為ISS提供推進服務。此外,ATV 以精確的GNC 閉環補償,實現優于10cm 的對接精度(ATV-JV 實際約為1.5cm)。ATV-JV 以多項交會技術創新,圓滿完成了飛行驗證演示與服務ISS的雙重使命(見圖23、圖24)。

ATV-JV 實現了下列技術創新:1)首次應用相對GPS 技術,實現自主遠距交會;2)首次完全基于光學敏感器,實現高度自主的全自動操作的近距交會(最終逼近)與對接;3)在一次飛行中成功完成交會驗證演示與服務空間站的雙重使命。

圖23 ATV-JV 飛行照片Fig.23 ATV-JV f light photos

5 結束語

ATV 規劃是歐洲通向載人航天飛行的重要里程碑。ATV 的主要特點是:1)使命全程全自動操作;2)貨運器加壓艙具有環控生保系統,ISS 乘員可進入工作;3)對遠距交會,首次應用相對GPS 技術,實現自主導航,并應用ATV/ISS GPS PVt 進行飛行控制監測;4)對近距交會(最終逼近),首次應用“視頻儀”(VDM)實現自主導航,并應用“遠距測向儀”(TGM)進行飛行控制監測;5)“鄰近飛行安全性”(PFS)的“避撞機動”(CAM)功能確保飛行器滿足2次故障下的安全性要求;6)交會對接飛行驗證演示與對ISS 提供服務相結合。ATV 的上述特點直接通往歐洲未來載人飛行的相關技術,為歐洲未來載人飛行使命服務。

圖24 ATV-JV 飛行狀態示意圖Fig.24 ATV-JV f light status pictures

ATV-JV 成功飛行后,第2個ATV(ATV-2)將于2011年2月15日發射,2月26日與ISS 對接,三個半月后與空間站分離、降軌,再入地球大氣層。ATV-2 以德國天文學家與數學家約翰尼斯·開普勒(Johannes Kepler,1571-1630年)命名(ATVJK)[18]。現在第3個ATV(ATV-3)也已確定以意大利物理學家與太空飛行先驅愛德華多·阿瑪爾迪(Edoardo Amaldi,1908-1989年)命名(ATVEA)[19]。ATV-EA可能于2012年上半年發射。

隨著ATV 飛行的成功,歐洲航天局(ESA)正致力于研制歐洲貨運系統,即“先進再入飛行器”(ARV),執行非毀壞性再入。ATV 的加壓艙將被ARV 的再入艙取代,后者可將貨物與有價值的實驗設備返回地球。ARV是歐洲通向載人航天飛行的第2 步。ATV 新技術將在ARV 研制中得到應用。ATV 的能力也可在以后用于研制載人航天器(如可能的ARV Crew Version[6]),復雜的空間基地,或自動樣品返回使命。毫無疑問,ATV 規劃與正在研制的ARV 使命不僅可迎合2011年航天飛機(Space Shuttle)退役后的需求,而且將有力增強歐洲在載人航天飛行與太空探測中的地位。歐洲正在飛行試驗與空間服務(應用)相結合的道路上穩步前進,取得令人矚目的成就。

附錄:縮略語(Nomenclature)

AADE Absolute Attitude and Drift Estimation(絕對姿態漂移估計)

AC Approach Corridor(逼近走廊)

ACCAAccelerometers Assembly(加速度計組件)

AE Approach Ellipsoid(逼近橢球)

AGPS Absolute GPS(絕對GPS)

ARV Advanced Re-entry Vehicle(先進再入飛行器)

ATV Automated Transfer Vehicle(自動轉移飛行器)

ATV-CC ATV Control Center(ATV 控制中心)

CAM Collision Avoidance M aneuver(避撞機動)

DPS Data Processing System(數據處理系統)

DPU Data Processing Unit(數據處理單元)

DTG Dry Tuned Gyro(干式調諧陀螺儀)

DUADocking U nit Active (ATV docking port)(對接單元主動部分(ATV 對接口))

DUP Docking U nit Passive (ISS docking port)(對接單元被動部分(ISS 對接口))

Docking U nit Interface Plane(對接單元界面平面)

ESAEuropean Space Agency(歐洲航天局)

FAS Flight Application Softw are(飛行應用軟件)

FCM Flight Control M onitoring(飛行控制監測)

FDI Failure Detection and Isolation(故障探測與隔離)

FDIR Failure Detection Isolation and Recovery(故障探測、隔離與修復)

FRMS Reference Frame Services(參照系服務)

FT Failure Tolerant(失效容限)

FTC Fault Tolerant Computer(故障容限計算機)

GMS GNC Measurement System(GNC 測量系統)

GNC Guidance N avigation and Control(制導、導航與控制)

GPS Global Positioning System(全球定位系統);GPS 衛星;GPS 接收機

GYRAGyrometers Assembly(陀螺儀組件)

IPC ISS Parameters Conversion(ISS 參數轉換)

ISS International Space Station(“國際空間站”)

KOS Keep-Out Sphere(警戒球)

LEOP Launch and Early O rbit Phase(發射與初軌階段)

LOF Local Orbit Frame(當地軌道系)

LOS Line Of Sight(視線)

LVLH Local Vertical Local Horizonal(當地垂直當地水平)

M CC-H Mission Control Centre-Houston(休斯頓使命控制中心)

M CC-M Mission Control Centre-M oscow(莫斯科使命控制中心)

MSU M onitoring and Safing Unit(監測與安全保障單元)

MVM Mission and Vehicle Management(使命與飛行器管理)

FLC Flight Control(飛行控制)

N TVC Navigation Transition Validity Check(導航轉換有效性檢驗)

OMP Onboard Mission Plan(星上使命計劃)

PDE Propulsion Drive Electronics(推進驅動電子設備)

PFS Proximity Flight Safety(鄰近飛行安全性)

PRO Propulsion System(推進系統)

PV t Position,Velocity and Time(位置,速度和時間)

RGPS Relative GPS(相對GPS)

RM CARendezvous M onitoring and Collision Avoidance(交會監測與避撞)

RVDM Relative Navigation with Videometer(視頻儀相對導航)

SGS Solar Generation System(太陽發電系統)

SSU Solar Sensor U nit(太陽敏感器單元)

ST R Star Tracker(恒星跟蹤器)

TDRSST racking and Data Relay Satellites System(跟蹤與數據中繼衛星系統)

TGM Telegoniometer(遠距測向儀)

TMF T hrusters M anagement Function(推力器管理功能)

TM TC Telemetry and Telecommand(遙測與遙控)

VCC Vehicle Command and Control(飛行器指令與控制)

VCP Vehicle Control Procedure(飛行器控制流程)

VDMVideometer(視頻儀)

YS Yaw Steering(偏航導引)

References)

[1]Fehse W.Automated Rendezvous and Docking of Spacecraft[M].Cambridge University Press,2003

[2]朱仁璋.航天器交會對接技術[M].北京:國防工業出版社,2007

[3]EADS Astrium.EADS Space transportation,automated transfer vehicle mission and system breakdow n description[R/OL].[2003-12-02].http://www.ieec.fcr.es/english/formacio/cva/apunts/Ariane/ATV%20Mission%20description.doc

[4]Baize L,Novelli A.ATV“Jules Verne” control centre,from challenges to success[R].AIAA-2010-2124,2010

[5]Clerk S.European data relay satellite system to be decided in 2010[N/OL].[2010-01-22].http://www.spaceflightnow.com/new s/n1001/22edrs/

[6]Bourdonnaye O,Kinnersley M.The Automated Transfer Vehicle-AValuable Asset for ISS Logistics[R].AIAA-2010-8620,2010

[7]Cavrois B,Reynaud S,Personne G,et al.ATV GNC and Safety functions synthesis:overalls design,main performances and operations[R].AIAA2008-7481,2008

[8]Pasquale E,Bonner M,Caluw aets D,et al.In-flight demonstration of safety critical operations of ATV Jules Verne GNC[R].AIAA-2008-7504,2008

[9]ESA.“ Jules Verne” Automated Transfer Vehicle(ATV)Re-entry Information Kit[R/OL].[2010-08-09].http://esamultimedia.esa.int/docs/ATV/infokit/english/Complete_Infokit_ATVreentry.pdf

[10]ESA.ATV-1 Jules Verne factsheet 2008[R/OL].[2010-08-09].http://esamultimedia.esa.int/docs/ATV/FS003_12_ATV_updated_launch_2008.pdf

[11]EADS Astrium.ATV Jules Verne Launch Kit[R/OL].[2010-08-09].www.boomslanger.com/images/julesverne.pdf

[12]Pinard D,Reynaud S,Delpy P,et al.Accurate and autonomous navigation for the ATV[J].Aerospace Science and Technology,2007(11):490-498

[13]Ganet M,Quinquis I,Bourdon J,et al.ATV GNC during rendezvous with ISS[J/OL].EADS Launch Vehicles.[2010-08-21].http://naca.cent ral.cranfield.ac.uk/dcsss/2002/D03a_ganet.pdf

[14]Bourdan J,Cavrois B.Synthese architecture GNC/bord[R/OL].http://cct.ces.fr/cct22/infos/documents/Jour3/1%20CC T_GNC_BCavrois_red.ppt

[15]Baize L,Vanhove M,Flagel P,et al.The ATV“ Jules Verne” supplies the ISS[R].AIAA-2008-3537,2008

[16]Patrizi A,Marradi L,Scaciga L,et al.ATV GPSAoverview[R/OL].[2010-07-22].www.enc-gnss09.it/proceedingsPDF/C3/7_C3.pdf

[17]Nicholas Camussy.The ATV programme “ Jules Verne”[R/OL].[2009-02-16].h ttp://hamburg.dgir.de

[18]ESA.International partners update launch manifest[N/OL].[2010-10-01].http://www.esa.int/SPECIALS/ATV/SEM R88QOHEG_0.html

[19]ESA.Third ATV named after Edoardo Amaldi[N/OL].[2010-03-16].http://www.esa.int/SPECIALS/ATV/SEMMXBCKP6G_0.html