交會對接任務軌道控制規劃設計與實施

李革非，宋 軍，劉成軍

（1.北京航天飛行控制中心，北京100094；2.航天飛行動力學技術重點實驗室，北京100094）

“交會對接技術與應用”專題

交會對接任務軌道控制規劃設計與實施

李革非1，2，宋 軍1，劉成軍1，2

（1.北京航天飛行控制中心，北京100094；2.航天飛行動力學技術重點實驗室，北京100094）

針對我國空間交會對接軌道控制規劃技術，研究了軌道交會優化、應急軌道控制、安全軌道防護和發射窗口規劃等一系列關鍵問題。設計了全壽命周期交會對接任務軌道控制規劃方案，從目標飛行器發射到飛船返回，對軌道控制進行了全程協同、全局優化。設計了相位、高度、圓化度多目標融合控制算法；建立了規劃變量對遠距離導引終點六自由度的獨立控制方程；設計了標稱整體規劃與動態逐級規劃相結合的多模式規劃策略；基于導引終點整體調整和局部調整的方式，實現了正常和應急條件下天地導引交接點的動態規劃；提出了基于飛行控制過程建模的導引終點精度分析方法，確定了地面導引向自主導引切換的關鍵判據；建立了多約束交會對接發射窗口模型，構建了多任務多年度發射窗口集合。交會對接軌道控制規劃技術成功應用于神舟八號、神舟九號和神舟十號交會對接任務。

交會對接；軌道控制；導引終點；安全軌道；發射窗口

1 引言

航天器交會對接是建立空間實驗室和空間站首先要突破和掌握的關鍵技術。根據我國載人航天工程三步走的發展戰略，十二五期間開展空間交會對接［1］。我國已于2011年9月至2013年6月期間圓滿完成了天宮一號與神舟八號、九號和十號飛船三次交會對接任務。

交會對接軌道控制規劃技術是對交會對接飛行軌道全過程進行規劃，在滿足各種約束條件下尋找優化或可行的交會對接飛行軌道控制方案，包括軌道交會優化、應急軌道控制、路徑偏差分析、安全軌道防護和發射窗口規劃等貫穿于交會對接設計與實施全壽命周期的核心問題，其問題建模、求解理論、算法模型和規劃設計具有相當的理論深度和很大的技術難度，是空間交會對接任務必須首先解決的關鍵技術和難點技術［2］。

飛船發射入軌后，交會對接飛行過程包括八個階段：遠距離導引段、近距離導引段、平移靠攏段、對接段、組合體運行段、撤離段、返回準備段和返回段。在遠距離導引段、近距離導引段、平移靠攏段、對接段，由于軌道狀態變化大、飛行控制事件多，受到學者的廣泛關注，相關研究內容較多［3?12］。但涉及交會對接飛行全過程的軌道控制規劃較少。

本文按照交會對接任務飛行過程、針對交會對接軌道控制規劃的關鍵和難點，從總體規劃、數學建模、策略制定、方案設計以及飛控實施等方面進行闡述，主要包括：

①全壽命周期交會對接任務軌道控制規劃；②目標器交會對接軌道控制規劃；③飛船多模式遠距離導引及重構規劃；④組合體與飛船聯合軌道維持控制規劃；⑤天地導引交接點規劃；⑥多約束交會對接發射窗口規劃；⑦安全軌道設計規劃。

圖1 交會對接軌道控制全局協同關系圖Fig.1 Chart of rendezvous and docking orbit maneuvers global cooperation relation

2 交會對接軌道控制規劃技術研究

2.1 全壽命周期交會對接任務軌道控制規劃

根據我國交會對接任務總體方案，交會對接飛行軌道分為目標飛行器初始軌道段、調相軌道段、追蹤飛船遠距離導引段、自主控制段、對接段、組合體運行段、撤離段、返回段和目標飛行器升軌段等階段［3］，本文圍繞實現精準操控對接、組合安全運行和安全健康返回的任務目標進行了全壽命周期交會對接全程協同、全局優化的軌道控制規劃方案設計。圖1給出了交會對接軌道控制全局協同關系圖。

2.1.1 目標器初始軌道段和升軌段的協同優化軌道控制

自主飛行軌道是目標器在兩次對接間隔期間的運行軌道。初始段和升軌段要實現目標器自主飛行軌道控制。為保證目標器壽命和減少推進劑消耗，需將目標器推到較高的運行軌道。這樣就需要在下次對接前，盡量通過大氣阻力的作用使軌道逐漸衰減，降到對接軌道高度，并以主動控制方式作為輔助手段。因此，目標器的自主飛行軌道高度是根據對接時間間隔和大氣環境對軌道的衰減影響而選擇確定的。交會軌道選擇344公里高度兩天回歸軌道時，在空間環境中等條件下，間隔3個月進行交會對接，目標器的自主飛行軌道可選擇約370 km平均高度；間隔6個月進行交會對接，可選擇383 km平均高度。

2.1.2 目標器調相軌道段的協同優化軌道控制

調相軌道段實現目標器準確進入滿足要求的交會對接軌道［1］：①目標器軌道平面經過飛船首選發射時刻的理論入軌點；②軌道高度為344 km；③軌道偏心率小于0.001；④目標器與飛船的初始相位角為90°。調相軌道段以大氣衰減為主、主動變軌為輔，基于高度和相位差優化選擇升軌調相或降軌調相，基于高度和圓化度控制與相位控制相結合、基于共面軌道拱線方向選擇軌道控制點，構建和制定目標器交會對接軌道控制模型和策略［13］。

2.1.3 飛船遠距離導引段、自主控制段和對接段的協同優化軌道控制

根據目標器實際交會對接軌道準確確定飛船發射日期和發射時刻。飛船遠距離導引段軌道控制的目的是通過控制軌道高度差，縮短相對距離，同時消除兩飛行器軌道平面偏差，實現飛船與目標器相對位置和相對速度滿足終點要求，為飛船轉入自主控制創造條件。遠距離導引終點是根據目標器軌道基于地基和天基測控支持的約束條件，在優先確定對接段的對接點和自主控制段的140 m停泊點和5 km停泊點的基礎上，根據自主控制段和對接段的飛行程序安排確定的［1］。

2.1.4 組合體運行段、撤離段和返回段的協同軌道控制

飛船返回約束條件包括返回制動點高度和返回圈升交點經度［14］。飛船返回制動點高度要求為制動點當地高度為344 km，飛船返回圈升交點經度要求為偏差不大于0.15°。通過采用組合體和飛船聯合軌道維持控制實現飛船返回約束條件。由于飛船二次對接和撤離段交會試驗對圓軌道的要求，為了保證二次對接期間和撤離段期間軌道圓化度滿足偏心率小于0.001的要求，組合體軌道維持采用雙脈沖變軌方式［14］。

2.1.5 三次交會對接任務實現的協同軌道控制

神舟八號（SZ?8）交會對接任務高精度完成了16次軌道控制，神舟九號（SZ?9）交會對接任務高精度完成了12次軌道控制，神舟十號（SZ?10）交會對接任務高精度完成了14次軌道控制，見表1。

2.2 目標器交會對接軌道控制規劃

目標器調相軌道段的軌道控制目標是目標器進入交會對接軌道。目標器交會對接軌道控制規劃涉及了軌道共面的相位、高度、圓化度多目標融合的控制算法和基于誤差分析和空間環境預報參數辨識的調相控制策略［13］。

2.2.1 軌道共面的相位、高度、圓化度多目標融合的控制算法

建立軌道平面與目標點共面及共面相位的計算模型，基于目標器交會對接軌道與飛船遠距離導引軌道不同高度而產生的升交點漂移差，提出了預先補償漂移差的虛擬共面方式，極大地減小了飛船遠距離導引軌道平面偏差修正量，從約20 m／s減小到約0.3m／s［13］。

表1 神舟八號、神舟九號、神舟十號三次交會對接任務協同優化軌道控制Tab le 1 O rbitmaneuvers w ith cooperation op tim ization

設計采用相位與高度和圓化度相結合的控制模型，采用內層進行高度和圓化度控制、外層進行相位控制的雙層迭代，實現了目標器交會對接軌道相位、高度和圓化度的多目標參數滿足要求［13］。

基于大氣阻力自然衰減與主動調相控制相結合，采用了升／降軌調相與升／降軌圓化的優化組合自動規劃技術，在保證軌道調相控制精度的同時，有效節省了推進劑燃料的消耗［13］。

2.2.2 基于誤差分析和空間環境預報參數辨識的調相控制策略

為減小控制量降低目標器燃料消耗，目標器調相控制周期時間較長，各項誤差長期累積影響更加顯著。綜合定軌誤差、控制誤差和空間環境參數誤差情況，進行仿真分析，21 d調相共面相位角最大誤差為38°，6 d調相共面相位角最大誤差為5.2°，2 d調相共面相位角最大誤差為3.5°。基于誤差分析結果，為保證相位精度制定了目標器調相控制策略。將調相控制分為三次，第一次控制在飛船發射前21 d或16 d瞄準目標相位；第二次控制在飛船發射前6 d，消除第一次控制的目標相位偏差；第三次控制在飛船發射前2 d和前1.5 d，調整軌道高度滿足對接軌道的要求。

調相飛行期間，天宮一號目標器處于連續偏航至三軸對地的飛行姿態模式轉換，針對飛行時間長、空間環境誤差大、氣動參數不確定等不利因素，采用空間環境預報參數辨識策略修正實時大氣密度模式，自動切換連續偏航和三軸對地的氣動模型，明顯提高了軌道相位的長期預報精度。21 d相位預報精度由偏差27°提高至7°，6 d相位預報精度由偏差10°提高至2°。

軌道圓化度優化控制的最佳控制點在共面軌道拱點，但共面軌道拱點往往不能滿足控制點在地面測控覆蓋區的約束要求。利用連續圈次地面測控覆蓋區緯度幅角范圍連續變化的特性，建立了調相控制與圓化控制的軌控位置與多圈測控覆蓋的匹配關系，解決了優化控制與測控支持的強約束難題。

2.2.3 目標器交會對接軌道控制實施效果

神舟八號、神舟九號和神舟十號任務實現的天宮一號交會對接軌道精度比指標要求高約1個量級，見表2，為圓滿完成交會對接奠定了高精度的軌道基礎。

表2 天宮一號交會對接軌道精度Table 2 Redenzvous orbit precision

2.3 飛船多模式遠距離導引及重構規劃

2.3.1 飛船遠距離導引原理

飛船遠距離導引段軌道控制的目的是通過控制軌道高度差，縮短相對距離，消除兩飛行器軌道平面偏差，實現飛船與目標器相對位置和相對速度滿足終點要求，為飛船轉入自主控制創造條件。遠距離導引軌道控制可分為軌道面內機動和修正軌道面偏差機動。包括：提高近地點軌道機動，修正遠地點高度機動，圓化軌道機動，軌道平面修正機動和組合修正機動［1］。

標稱遠距離導引段終點要求為：飛船進入目標器后下方同一軌道平面的圓軌道，與目標器的相對距離約為52 km。在目標器RTN坐標系的相對位置和相對速度為：

飛船軌道控制的是飛船絕對軌道參數的變化，需將軌道相對狀態的目標量轉化為軌道絕對狀態的規劃變量進行控制。

2.3.2 多模式遠距離導引控制策略

根據我國交會對接遠距離導引控制方案［1］，定義遠距離導引規劃變量，見表3。

根據規劃變量對導引終點的控制方程，設計多模式遠距離導引軌道控制控制策略，見表4。

表3 遠距離導引控制方案和規劃變量Table 3 Far?Distance rendezvous scheme and programming variables

表4 多模式遠距離導引軌道控制策略Table 4 Multi-mode far?distance rendezvous orbit Maneuver strategy

模式1、模式4的規劃變量與目標量的個數相同，模式2和模式3的規劃變量個數大于目標變量的個數，模式5的規劃變量個數小于目標變量的個數。規劃變量數量大于目標量數量時，軌控規劃策略有多組解，可根據燃耗最小約束要求確定規劃策略的優化解；規劃變量數量與目標量數量一致時，軌控規劃策略有唯一解；隨著沖量的施加，剩下的規劃變量不足以瞄準終點的全部目標量時，采用關鍵目標量綜合權重瞄準法。

2.3.3 應急軌道控制重構

遠距離導引段發生軌控故障后，在保證預留返回的推進劑后，分別按照遠距離導引段、自主控制段進行推進劑使用量評估，后續盡量進行交會對接。針對入軌軌道過低、入軌軌道過高、五次軌控未開機、速度增量超差或姿態超差設計了下列繼續進行遠距離導引的策略：對接點不變、推遲一圈、推遲二圈、推遲一天，推遲一天加一圈。詳見2.5節天地導引交接點規劃中的對接圈次調整的遠距離導引終點。

應急軌控策略的原則是：應急軌控控制點盡量保持與正常軌控一致；兩次變軌之間至少間隔3圈以滿足測定軌和上行注入要求；優選對接點不變、推遲最近軌控圈次以盡早實施應急軌控；原對接點不滿足要求時，依次推遲對接點。

針對入軌軌道過低或過高、五次軌控未開機、速度增量超差或姿態超差等軌道故障，基于相位調整與高度調整綜合控制能力分析，實現快速遠導軌道重構控制，預案全面覆蓋應急軌道分支，大大提高應急處置能力。

2.3.4 遠距離導引軌道控制實施效果

神舟八號、神舟九號和神舟十號任務實現的遠距離導引終點精度見表5，比指標高約1個量級，為順利轉入自主控制、實現準確對接奠定了高精度的軌道交接基礎。

2.4 組合體與飛船聯合軌道維持控制規劃

組合體運行段通常是進行大量空間技術試驗的飛行階段，同時組合體運行段與撤離段和返回準備段協同為飛船安全準確返回準備必要的軌道條件。交會對接任務中，組合體運行和飛船返回對軌道多個特征參數提出了明確的要求。組合體飛行試驗要求組合體運行軌道為圓軌道；飛船返回要求飛船星下點地面軌跡與標稱軌跡重合，使得飛船準確回預定區域的著陸場，同時要求返回制動點高度盡量與標稱制動點高度一致，確保返回彈道飛行過程的飛行品質，以滿足升力控制、過載和受熱等約束要求［14］。

2.4.1 標稱升交點設計

僅考慮地球中心引力和形狀攝動作用，標稱交會對接軌道為2 d（31圈）回歸軌道，星下點排列均勻，標稱升交點每2 d回歸重合。組合體和飛船的奇數天星下點經過主著陸場。實際任務中飛船返回主著陸場的標稱升交點經度根據組合體軌道傾角精確確定。

2.4.2 聯合軌道維持控制策略

針對標稱軌道返回制動點高度處于目標高度下限、對飛船GNC返回控制品質不利的問題，基于組合體維持利用較長時間歷程有利于調整升交點經度偏差、而飛船維持控制制動點高度對經度偏差影響較小的優化特性，提出了組合體和飛船聯合軌道維持的優化控制模型和策略［14］。

針對組合體運行和飛船返回對軌道多特征參數的要求，建立了升交點經度、當地軌道高度、軌道圓化度的控制方程、以及基于時間關聯特性的升交點經度和制動點高度耦合控制方程和偏心率保持的雙脈沖耦合控制方程，根據控制目標與飛行時間的相關性和組合體飛行時間較長與飛船飛行時間較短的特點，制定了組合體軌道維持實現升交點經度和軌道圓化度、飛船軌道維持實現制動點高度的聯合控制策略，基于軌道半長軸的多組協同優化控制，融合了各次控制之間存在耦合的影響。

組合體維持以實現返回圈升交點經度為目標，通過一次維持2次開機保證軌道圓化度。飛船維持以實現制動點高度為目標，并將高度控制對返回升交點經度的影響量預置到組合體控制。組合體和飛船的聯合軌道維持有效地減小了軌道維持總控制量，優化了提前返回圈次的升交點經度。

2.4.3 撤離速度補償和飛行器模型自動切換

按設計狀態，飛船標稱撤離速度增量約為0.5 m／s。為了消除撤離帶來的軌道干擾，需將撤離速度對升交點經度的影響補償到標稱升交點經度。神舟八號為前向撤離，神舟九號和神舟十號為后向撤離，補償時需要考慮不同的撤離方向。組合體分離使得飛行器模型出現了由組合體變為飛船的變換。撤離速度補償和飛行器模型自動變換提高了軌道維持精度。

2.4.4 聯合軌道維持控制實施效果

神舟八號、神舟九號和神舟十號任務組合體和飛船聯合軌道維持實現的目標狀態均滿足偏心率、返回升交點經度和制動點高度要求，軌道維持控制精度見表6，為飛船高品質準確返回提供了必要的軌道條件。

表6 組合軌道維持控制精度Table 6 Orbit maintenace accuracy

2.5 天地導引交接點規劃

2.5.1 對接圈次調整的遠距離導引終點

遠距離導引終點是根據遠導終點到對接點的飛行程序、測控支持條件確定的。基于對接圈次和導引終點圈次整體調整設計了正常和應急交會對接多模式遠距離導引終點，見表7。

表7 多模式遠距離導引終點Table 7 Multi?mode far?distance end?points

2.5.2 重入10 km的遠距離導引終點

尋的段發生退出自主控制故障后，為節省燃料消耗、實現激光雷達捕獲和確保交會飛行安全，地面重新進行遠距離導引的終點由52 km調整為約10 km。重入10 km的導引終點目標確定如下：

利用導引終點具有漂移速度3.5 m／s，通過調整導引終點到達時間使得在誤差條件下跡向相對距離滿足激光雷達的捕獲范圍。

基于捕獲能力、飛行安全、測控支持制定的導引終點調整原則為：①飛船與目標器相對距離在10±4 km以內，選擇標稱瞄準點。②飛船與目標器相對距離小于6.0 km，選擇標稱瞄準點前25 min的點，在天鏈02星跟蹤弧段內。③飛船與目標器相對距離大于14 km，選擇標稱瞄準點后25 min的點，在天鏈01星跟蹤弧段內。

2.5.3 遠距離導引終點精度確定

按照地面測控系統對遠距離導引段飛行控制過程進行建模，根據地面測控系統的導引能力，對定軌偏差、模型偏差、控制偏差影響下的兩飛行器軌道進行交會控制策略計算，使軌道運動分析形成一個閉環過程，通過大樣本Monte Carlo仿真計算，確定的導引終點的偏差分布作為導引終點的精度指標，作為任務實施中地面導引與自主控制切換的重要判據［17］。表8給出了交會對接遠距離導引精度指標。

表8 遠距離導引精度指標Table 8 Far?distance redezvous accuracy guideline

2.6 多約束交會對接發射窗口規劃

2.6.1 交會對接發射窗口數學模型

交會對接任務發射窗口對軌道日照角、陽光抑制角和軌道共面等因素具有多項約束要求［1］。

太陽日照要求是航天器發射時間選擇與確定的主要因素。交會對接太陽日照要求主要有兩種。一種是軌道日照角約束，與航天器自身能源、熱控、GNC等分系統約束要求相關，綜合為一段飛行時間內太陽矢量與軌道平面夾角的要求；另一種是陽光抑制角約束，以激光雷達和CCD相機為主的相對導航光學設備要求太陽光不能直射其視場［15］。

軌道共面是交會對接發射窗口的重要約束條件。追蹤器進行軌道平面修正需要消耗大量燃料，應力爭將追蹤器發射到與目標器共面的軌道上［1］。根據兩航天器發射時間間隔，選擇目標器和追蹤器滿足太陽日照要求的日期實施共面發射，在可發射日根據軌道共面條件精確確定發射時刻［15］。

2.6.2 交會對接發射窗口年度集合構建

在多約束交會對接發射窗口的分析和規劃中，基于標稱軌道和軌道平面平移的快速計算交會對接發射窗口的方法，建立了目標器軌道日照角約束的年度發射窗口集合，建立了追蹤器軌道日照角約束以及激光雷達和CCD相機陽光抑制角約束的年度發射窗口集合。分別按照規劃追蹤器發射窗口和規劃目標器發射窗口的2種規劃思路，確定目標器和追蹤器年度共面窗口集合［15］。

2.7 安全軌道設計規劃

2.7.1 近距離接近相對飛行安全保證

根據交會對接尋的段水平雙脈沖交會軌道的精確求解，基于優化確定尋的段首末水平雙脈沖的控制時刻和控制量，實現了自主接近飛行的安全軌跡設計，在確保近距離快速接近相對飛行安全的前提下，實現了自主測量導航設備的連續跟蹤和飛船姿態的穩定性［16］。

以經典C?W方程求解的固定時間雙脈沖控制量作為初值，通過將控制脈沖的俯仰角近似轉化為控制時刻的軌道幅角，調整脈沖控制時刻消除徑向速度增量，雙重優化確定首末水平雙脈沖的啟控時刻；引入導引終點位置偏差的比例控制方法，迭代修正求解水平雙脈沖的精確控制量［16］。

2.7.2 撤離相對飛行安全保證

針對神舟九號任務撤離脈沖與維持脈沖方向相反造成飛船與目標器碰撞的風險，基于對交會對接任務整體飛行規劃影響域最小的分析，提出了通過調整軌道機動時機規避風險的策略。通過天宮一號提前進行升軌的第一次控制，規避了神舟九號與天宮一號相對最小距離為30 m的碰撞風險，排除了重大飛行安全隱患，確保了航天員和飛行器安全。

2.7.3 空間碎片規避安全保證

為了保證航天員和飛行器在軌飛行安全，通過采用微調發射窗口、微調軌道控制量、調整軌道控制策略和實施應急軌道控制等技術手段，實現基于飛行規劃的空間碎片碰撞規避策略。

在天宮一號與神舟八號和神舟九號交會對接任務期間，沒有發生大于10ˉ4以上的碰撞概率事件，即均未發現進入紅色預警門限的危險目標，目標器和飛船一直處于飛行安全。

神舟十號交會對接任務組合體運行期間，出現空間碎片碰撞概率較大的事件。針對TLE編號為6073的空間目標與組合體軌道最近距離約5.6 km、其中徑向距離約800 m的事件，組合體軌道維持策略根據空間碎片預警分析進行了調整，通過微調組合體第一次變軌控制量約0.1 m／s，降低了組合體與空間碎片碰撞的風險，碰撞概率由0.3E?14降低至0.2E?36，保證了組合體的飛行安全。

3 結論

針對我國空間交會對接軌道控制規劃技術，研究了軌道交會優化、應急軌道控制、路徑偏差分析、安全軌道防護和發射窗口規劃等一系列關鍵問題。

1）全壽命周期交會對接任務軌道控制規劃。目標器軌道控制規劃實現了相位、高度、圓化度多目標融合強約束下準確進入交會對接軌道。基于導引終點控制方程實現了飛船多模式遠距離導引和重構規劃，確保飛船準確到達導引終點。組合體與飛船聯合軌道維持控制規劃圓滿解決了保證組合體平穩運行和飛船準確返回的技術難題。

2）天地導引交接點規劃。利用相對漂移速度調整導引終點實現了天地導引交接點的動態規劃，基于飛行控制過程建模分析方法獲得了導引精度，為飛船順利轉入自主控制、實現準確對接奠定了高精度的軌道交接基礎。

3）多約束交會對接發射窗口規劃。提出了標稱軌道平移的發射窗口計算方法，基于日照角、抑制角和共面等多約束構建了天宮一號和神舟八號、神舟九號和神舟十號的多年度發射窗口集合，圓滿實現了關鍵特征點對能源、光照、測控等條件的需求。

4）安全軌道設計規劃。優化的尋的首末水平雙脈沖實現了自主接近飛行的安全軌跡，基于飛行方向的控制時機調整和基于飛行規劃的空間碎片碰撞規避，確保了交會對接任務的飛行安全。

在神舟八號、神舟九號、神舟十號三次交會對接任務中高精度實施了協同優化的軌道控制，實現的目標器交會對接軌道、飛船遠距離導引、飛船返回制動等關鍵特征點精度高于指標要求1ˉ2個量級，為我國交會對接任務圓滿成功做出了重大貢獻。突破了交會對接軌道交會優化、應急重構、天地交接點動態規劃等一系列核心關鍵技術，其研究成果在我國后續空間站和載人登月工程中具有廣闊的應用前景。

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Design and Implementation of Orbit Maneuver Programming in Rendezvous and Docking Missions

LI Gefei1，2，SONG Jun1，LIU Chengjun1，2
（1.Beijing Aerospace Control Center，Beijing 100094，China；2.Science and Technology on Aerospace Flight Dynamics Laboratory，Beijing 100094，China）

Aiming at the orbit maneuver programming technique for China′s rendezvous and docking mission，a series of significant issues concerning the orbit rendezvous optimization，emergency orbit maneuver，safety orbit protection and launch window scheme were studied in this papar.The schemes of orbit maneuvers programming from the launch of the target vehicle to the return of the chase spacecraft were designed and the orbit maneuvers were coordinated and optimized during the full life?span of RVD.The multi?object syncretized control algotithm for orbit′s phase，height and eccentricity was proposed.The orbit maneuver variables′independence control equations were established for the far?distance rendezvous6?dimension endpoints.With the combination of normal whole programming and dynamic step programming，multi?mode orbit rendezvous strategies were planned. Based on the overall adjustment and partial adjustment of the guiding endpoint，normal and emergency rendezvous endpoints were achieved dynamiclly.The analysis method for the rendezvous endpoint accuracy was proposed based on RVD flight control process modeling and the key criterion for the switch of the ground guiding to the self determination guiding was determined.Multi?restriction RVD launch window model was established and the RVD launch window for multi?mission and multi?year aggregations are constituted.The orbit maneuver programming techniques were successfully ap?plied in SZ?8＆SZ?9＆SZ?10 RVD missions.

rendezvous and docking；orbit maneuver；guiding endpoint；safety orbit；launch window

V412.4+1；V526

A

1674?5825（2014）01?0001?08

2013?10?25；

2013?12?29

國家863計劃（2011AA7042017）

李革非（1966?），女，博士，研究員，研究方向為航天動力學與軌道控制。E?mail：sophiebacc＠sina.com