我國載人航天器飛行軌道設(shè)計(jì)

湯溢 商帥 陳偉躍 張亞鋒 張治國

(北京空間飛行器總體設(shè)計(jì)部，北京 100094)

軌道設(shè)計(jì)貫穿于航天器設(shè)計(jì)的整個(gè)過程，被認(rèn)為是航天器總體設(shè)計(jì)中非常重要的環(huán)節(jié)。軌道設(shè)計(jì)以滿足工程任務(wù)為宗旨，綜合考慮各大系統(tǒng)及航天器自身的約束條件，同時(shí)以資源消耗、控制精度等最優(yōu)為目標(biāo)[1]。我國載人航天器軌道設(shè)計(jì)經(jīng)歷了不同的發(fā)展階段，每個(gè)階段均由工程任務(wù)牽引，不斷追求工程實(shí)現(xiàn)和技術(shù)進(jìn)步性。我國載人航天有“三步走”的規(guī)劃，載人航天器軌道設(shè)計(jì)也有相應(yīng)的“三步走”發(fā)展歷程。

第一步，單個(gè)載人航天器獨(dú)立飛行。這個(gè)階段從神舟一號(hào)載人飛船至神舟七號(hào)載人飛船。這一階段軌道設(shè)計(jì)涵蓋了單個(gè)載人航天器任務(wù)的全過程，從無到有。它不僅是后續(xù)軌道設(shè)計(jì)的基礎(chǔ)，也與載人航天總體方案相互關(guān)聯(lián)，發(fā)射場(chǎng)、著陸場(chǎng)的選址，測(cè)控站和測(cè)量船的配置，在軌飛行天數(shù)、發(fā)動(dòng)機(jī)的選型，無一不與軌道設(shè)計(jì)息息相關(guān)。從當(dāng)今軌道設(shè)計(jì)的水平和能力來看，也許會(huì)覺得這一階段的軌道比較簡(jiǎn)單，然而正是這簡(jiǎn)單軌道設(shè)計(jì)參數(shù)，確定了我國近地載人航天器的初始軌道、運(yùn)行軌道、返回軌道、救生軌道。同時(shí)，也確定了我國載人航天工程發(fā)射場(chǎng)、返回著陸場(chǎng)、測(cè)控網(wǎng)等的方案要點(diǎn)。

第二步，兩個(gè)航天器交會(huì)對(duì)接飛行。這個(gè)階段包括神舟八號(hào)至神舟十一號(hào)載人飛船、天舟一號(hào)貨運(yùn)飛船、天宮一號(hào)目標(biāo)飛行器和天宮二號(hào)空間實(shí)驗(yàn)室。這一階段的軌道設(shè)計(jì)由單個(gè)航天器到兩個(gè)航天器相互配合，是一個(gè)巨大的跨越。其具體內(nèi)容包括：主動(dòng)航天器交會(huì)對(duì)接軌道設(shè)計(jì)、被動(dòng)航天器調(diào)相軌道設(shè)計(jì)和離軌軌道設(shè)計(jì)。交會(huì)對(duì)接軌道采用遠(yuǎn)距離地面導(dǎo)引與近距離自主制導(dǎo)相結(jié)合，經(jīng)過多次在軌驗(yàn)證，掌握了交會(huì)對(duì)接軌道技術(shù)。交會(huì)對(duì)接軌道設(shè)計(jì)除了軌道策略和算法更加復(fù)雜，重點(diǎn)考慮的要素是精度、推進(jìn)劑、安全性。因?yàn)槿蝿?wù)的需求不得不關(guān)注到飛行過程誤差的各個(gè)環(huán)節(jié)，包括火箭發(fā)射入軌軌道偏差、軌道控制偏差、測(cè)定軌偏差等，同時(shí)也促進(jìn)了各大系統(tǒng)性能的提升。

第三步，空間站階段多航天器飛行?？臻g站任務(wù)以來，軌道飛行有2個(gè)方面的主要變化：①載人航天器飛行時(shí)間更長(zhǎng)，類型和數(shù)量更多，任務(wù)關(guān)聯(lián)度更高；②交會(huì)對(duì)接、返回等成為一種常態(tài)化的任務(wù)，為了提高任務(wù)效率，逐步提升航天器軌道控制自主化程度，交會(huì)對(duì)接軌道發(fā)展到全程自主完成，縮短了時(shí)間，提高了精度。這一階段軌道設(shè)計(jì)經(jīng)歷了從確保任務(wù)成功到技術(shù)水平突飛猛進(jìn)的發(fā)展過程。

本文按我國載人航天器軌道發(fā)展階段，分別介紹了第一步至第三步軌道設(shè)計(jì)，并對(duì)我國載人航天器軌道設(shè)計(jì)發(fā)展進(jìn)行總結(jié)，對(duì)未來的發(fā)展方向提出展望。

1 單個(gè)載人航天器軌道設(shè)計(jì)

1.1 運(yùn)行軌道設(shè)計(jì)

1.1.1 運(yùn)行軌道確定

單個(gè)航天器的運(yùn)行軌道設(shè)計(jì)，首先要確定軌道六根數(shù)，而其中最重要的參數(shù)就是軌道半長(zhǎng)軸(軌道高度)。近地載人航天器的軌道高度通常在340～420 km，這個(gè)高度既在運(yùn)載火箭的能力范圍內(nèi)，又可開展長(zhǎng)期飛行任務(wù)。在我國最初的載人航天器軌道設(shè)計(jì)中，已經(jīng)考慮到未來載人空間站長(zhǎng)期飛行軌道高度選擇在400 km左右，而早期載人航天器飛行時(shí)間較短，可選擇在相對(duì)較低的軌道上，經(jīng)過充分驗(yàn)證后再提升軌道高度。當(dāng)時(shí)，我國發(fā)射場(chǎng)主要有酒泉、西昌、太原，選擇發(fā)射近地衛(wèi)星的酒泉發(fā)射場(chǎng)作為載人飛船的發(fā)射場(chǎng)；主要測(cè)控支持手段為地面測(cè)控站，而沒有中繼衛(wèi)星。結(jié)合酒泉發(fā)射場(chǎng)位置、當(dāng)時(shí)我國地面測(cè)控站條件，以及軌道回歸性要求，最終選定我國載人航天器最初運(yùn)行軌道為高度約343 km、傾角42°～43°的圓軌道的2天回歸軌道。運(yùn)行軌道初步確定后，根據(jù)運(yùn)行軌道軌跡及31個(gè)軌道周期(約2天)的回歸性條件，結(jié)合我國地形情況，選定內(nèi)蒙古為載人飛船主著陸場(chǎng)。載人飛船在軌飛行的第15圈(第1天)、第46圈(第3天)、第77圈(第5天)軌道星下點(diǎn)重復(fù)，均可過主著陸場(chǎng)中心點(diǎn)。

1.1.2 初始軌道及軌道圓化

運(yùn)載火箭發(fā)射神舟載人飛船入軌初始軌道并不是直接到達(dá)運(yùn)行軌道，而是一個(gè)橢圓軌道。將初始軌道遠(yuǎn)地點(diǎn)高度設(shè)計(jì)為運(yùn)行軌道高度，直接采用一次機(jī)動(dòng)可實(shí)現(xiàn)圓化軌道，如圖1所示。

注：Δv為變軌速度增量。圖1 初始軌道及圓化軌道機(jī)動(dòng)設(shè)計(jì)示意Fig.1 Design of initial orbit and rounding orbital maneuver

1.1.3 軌道維持

神舟一號(hào)至神舟七號(hào)載人飛船飛行時(shí)間較短，最長(zhǎng)不超過7天，期間軌道高度衰減較少。但是，由于入軌誤差、圓化變軌誤差以及在軌飛行期間軌道衰減的影響，外推到飛船返回圈的升交點(diǎn)經(jīng)度、軌道高度等參數(shù)有可能超出返回控制要求。因此，在軌飛行期間，需視情調(diào)整軌道高度，開展軌道維持。

1.2 返回軌道設(shè)計(jì)

1.2.1 正常返回軌道設(shè)計(jì)

載人航天器的再入方式，按升阻比與軌道特性劃分，可包括彈道式、彈道-升力式(半彈道式)、升力式3類。我國神舟載人飛船返回主方案采用彈道-升力式(半彈道式)返回，彈道式返回為備份方案。半彈道式返回可進(jìn)行主動(dòng)姿態(tài)控制，飛行時(shí)間較長(zhǎng)、過載較小、落點(diǎn)更精。

早期半彈道式返回軌道設(shè)計(jì)采用的是經(jīng)典的標(biāo)稱彈道法，在設(shè)計(jì)階段根據(jù)返回任務(wù)條件離線設(shè)計(jì)一條滿足工程約束的標(biāo)稱彈道及其對(duì)應(yīng)的制導(dǎo)控制算法，將相關(guān)參數(shù)和模型裝訂在航天器上。在飛行任務(wù)中，返回前進(jìn)行軌道調(diào)整，減小實(shí)際返回軌道條件與設(shè)計(jì)的返回飛行軌道條件的差異，同時(shí)調(diào)整再入控制參數(shù)，利用對(duì)標(biāo)稱返回軌道的跟蹤控制，實(shí)現(xiàn)對(duì)實(shí)際飛行條件下各項(xiàng)偏差的適應(yīng)。

1.2.2 應(yīng)急返回軌道設(shè)計(jì)

對(duì)于彈道式返回，其設(shè)計(jì)集成了簡(jiǎn)單、快速、可靠等優(yōu)點(diǎn)，計(jì)算簡(jiǎn)單，軌道條件適應(yīng)范圍較廣，是應(yīng)對(duì)各類故障快速有效的返回方式，可以實(shí)現(xiàn)全自主返回，是確保安全的一道重要屏障。因此，彈道式返回可以作為正常半彈道式返回的補(bǔ)充，在應(yīng)對(duì)各種應(yīng)急返回時(shí)發(fā)揮作用。例如：入軌初期故障情況下的第2圈返回，加速度計(jì)故障或者導(dǎo)航數(shù)據(jù)錯(cuò)誤導(dǎo)致的彈道式返回，在軌運(yùn)行段遭遇失火、失壓等緊急重大故障情況下自主應(yīng)急返回。

應(yīng)急情況下的彈道式返回采用部分返回參數(shù)可調(diào)的固化飛行程序。通過大量的仿真計(jì)算對(duì)固化飛行程序中的關(guān)鍵參數(shù)進(jìn)行設(shè)計(jì)，使得目前的載人飛船彈道式返回軌道方案可以適應(yīng)的軌道高度范圍為180～460 km，完全覆蓋了空間站任務(wù)長(zhǎng)期運(yùn)營的要求。

應(yīng)對(duì)失火、失壓等重大緊急故障的自主應(yīng)急返回，可以由地面根據(jù)精密定軌和軌道預(yù)報(bào)，對(duì)未來可用的自主應(yīng)急返回落區(qū)和相關(guān)返回參數(shù)進(jìn)行預(yù)報(bào)計(jì)算，通過天地通信鏈路注入給載人飛船更新數(shù)據(jù)，確保載人飛船能夠以盡可能高的精度實(shí)施自主應(yīng)急返回。同時(shí)，載人飛船也具備了在軌自主定軌、預(yù)報(bào)軌道并計(jì)算返回參數(shù)的能力。計(jì)算返回參數(shù)采用經(jīng)過神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)訓(xùn)練得到的簡(jiǎn)化模型，在目前載人飛船的計(jì)算能力下，也僅需幾秒的時(shí)間就可以獲得計(jì)算結(jié)果。

自主應(yīng)急返回在全球范圍內(nèi)分布了十余個(gè)可選的落區(qū)。落區(qū)的選擇與確定，考慮了載人飛船在任意時(shí)刻發(fā)生故障時(shí)都能確保及時(shí)返回可用落區(qū)。因此，載人飛船具備了發(fā)生緊急重大故障情況下4 h左右返回地面的能力。

此外，為了應(yīng)對(duì)主份發(fā)動(dòng)機(jī)故障和制導(dǎo)導(dǎo)航與控制(GNC)某些設(shè)備故障的情況，提升航天員在軌安全性，載人飛船還設(shè)計(jì)了多種故障情況下的應(yīng)急返回方案，包括了用8臺(tái)大姿態(tài)控制發(fā)動(dòng)機(jī)制動(dòng)返回、手控半自動(dòng)返回等。

1.3 救生軌道設(shè)計(jì)

載人航天任務(wù)需要將航天員的生命安全放在首位，軌道設(shè)計(jì)也貫穿這一原則。在發(fā)射段設(shè)計(jì)了救生軌道，確保在運(yùn)載火箭故障情況下通過載人飛船自身能力完成救生任務(wù)，確保航天員安全著陸。根據(jù)長(zhǎng)征2F運(yùn)載火箭系統(tǒng)的彈道特點(diǎn)，針對(duì)不同彈道條件設(shè)計(jì)了發(fā)射段8種應(yīng)急救生模式，即救生模式I至救生模式VIII。其中：救生模式I至救生模式IV為大氣層內(nèi)救生，救生模式V至救生模式VIII為大氣層外救生模式。

運(yùn)載火箭未完成發(fā)射任務(wù)、航天器從發(fā)射彈道上返回地球通常屬于亞軌道返回的范疇，其特點(diǎn)是航天器運(yùn)行速度未達(dá)到第一宇宙速度，軌道壽命較短，返回再入過載較大，需要綜合利用火箭逃逸發(fā)動(dòng)機(jī)、飛船變軌發(fā)動(dòng)機(jī)與返回再入控制手段實(shí)現(xiàn)亞軌道返回，同時(shí)滿足再入過載、開傘點(diǎn)動(dòng)壓等條件。

其中，在救生模式I狀態(tài)下，當(dāng)飛船系統(tǒng)收到逃逸指令后，飛船根據(jù)導(dǎo)航參數(shù)實(shí)施軌道計(jì)算、實(shí)時(shí)確定返回艙從逃逸塔分離的時(shí)刻，從而有效地滿足了救生模式I情況下返回艙的開傘條件。在發(fā)射段大氣層外救生模式VI的狀態(tài)下，利用飛船變軌發(fā)動(dòng)機(jī)的推力進(jìn)行返回艙的落點(diǎn)調(diào)整，使返回艙濺落在總長(zhǎng)度僅為2200 km的3個(gè)海上救生區(qū)，從而大大減少海上救生用搜救船隊(duì)的數(shù)量，滿足了搜救時(shí)間的要求。這個(gè)方案稱作海上定區(qū)濺落方案，其飛行過程如圖2所示。

圖2 海上定區(qū)濺落方案飛行過程示意Fig.2 Flight process sketch of splash down plan of fixed region on sea

2 兩個(gè)航天器交會(huì)對(duì)接任務(wù)軌道設(shè)計(jì)

2.1 被動(dòng)航天器調(diào)相軌道設(shè)計(jì)

在交會(huì)對(duì)接任務(wù)中，空間實(shí)驗(yàn)室或空間站等被動(dòng)航天器先發(fā)射入軌，為了給主動(dòng)航天器交會(huì)對(duì)接創(chuàng)造更好的軌道條件，在主動(dòng)航天器發(fā)射前進(jìn)行調(diào)相軌道控制，保持一定的軌道條件并停止控制。調(diào)相終端條件最主要是軌道相位，同時(shí)需要滿足一定的軌道高度、偏心率等要求。調(diào)整相位最直接的方法是改變被動(dòng)航天器軌道角速度。根據(jù)開普勒定律，軌道高度與軌道角速度成反比，因此調(diào)相控制主要通過在合適時(shí)機(jī)對(duì)被動(dòng)航天器施加一定速度增量改變其軌道高度來實(shí)現(xiàn)。

根據(jù)軌道相位φ與軌道角速度ω和運(yùn)行時(shí)間t的關(guān)系，即φ=ωt+φ0(φ0為初始軌道相位)，微分后可以得到Δφ=Δω·t+ω·Δt，因此，相位的調(diào)整是航天器軌道角速度與調(diào)相時(shí)間累積的過程[2]。對(duì)于相同的相位調(diào)整需求，調(diào)相機(jī)動(dòng)越早，累積時(shí)間越長(zhǎng)，軌道機(jī)動(dòng)量越小，可節(jié)省推進(jìn)劑消耗。但是，由于速度增量、空間環(huán)境預(yù)報(bào)等各類誤差對(duì)相位的影響也會(huì)隨時(shí)間累積而變大。綜合考慮我國載人航天器各方面誤差水平、精度要求及調(diào)相機(jī)動(dòng)大小，一般考慮在主動(dòng)航天器發(fā)射前20天左右進(jìn)行第1次調(diào)相機(jī)動(dòng)，根據(jù)實(shí)際誤差情況，在主動(dòng)航天器發(fā)射前1周左右視情進(jìn)行1～3次修正機(jī)動(dòng)，滿足軌道相位、高度、偏心率等調(diào)相終端精度要求。

為主動(dòng)航天器交會(huì)對(duì)接進(jìn)行調(diào)相時(shí)，可規(guī)劃的自變量包括調(diào)相時(shí)刻t1,t2,…,tn及其所對(duì)應(yīng)的速度增量Δv1,Δv2,…,Δvn(n為變軌次數(shù)),即X=[Δv1Δv2… Δvnt1t2…tn]；規(guī)劃目標(biāo)為Y=[φae]，其中，a為軌道高度，e為軌道偏心率。策略計(jì)算過程中，首先瞄準(zhǔn)目標(biāo)相位φ進(jìn)行首輪策略計(jì)算，1次規(guī)劃時(shí)至少有2個(gè)自變量Δv1和t1，可獲得多重解。多重解中滿足其他2個(gè)目標(biāo)a，e范圍要求的可稱為有效解。策略實(shí)施時(shí)，從有效解中優(yōu)先選擇每次變軌速度增量Δv為正值(稱為最優(yōu)解)，可以將調(diào)相控制與軌道維持相結(jié)合，進(jìn)行升軌調(diào)相，節(jié)省推進(jìn)劑消耗。

在上述條件無法滿足時(shí)，可考慮決策調(diào)整發(fā)射日期來調(diào)整規(guī)劃目標(biāo)。我國載人航天器工程軌道高度為343 km或393 km，相位具有近似2天或3天回歸特性，每調(diào)整1天發(fā)射窗口，相位變化約180°或120°。

2.2 主動(dòng)航天器交會(huì)對(duì)接軌道設(shè)計(jì)

在早期的交會(huì)對(duì)接活動(dòng)中，美國和蘇聯(lián)沿著2種不同的方向開展交會(huì)對(duì)接技術(shù)研究。美國傾向于航天員參與交會(huì)對(duì)接，它要求航天器機(jī)動(dòng)性能較高，系統(tǒng)的冗余度和復(fù)雜性較高，整個(gè)系統(tǒng)需要根據(jù)每項(xiàng)具體的任務(wù)進(jìn)行專門的訓(xùn)練和規(guī)劃[3]。蘇聯(lián)采用自動(dòng)交會(huì)對(duì)接，只需要工作人員在地面進(jìn)行操作和監(jiān)控，雖然開發(fā)成本很高，但由于采用了標(biāo)準(zhǔn)化方案使得整個(gè)系統(tǒng)可靠性高，因此在重復(fù)使用的過程中效果更好[4]。

20世紀(jì)80年代開始，人類的交會(huì)對(duì)接活動(dòng)進(jìn)入應(yīng)用階段。到20世紀(jì)90年代末期，美國和蘇聯(lián)(俄羅斯)改進(jìn)了原有系統(tǒng)，并繼續(xù)分別沿著有人參與和自動(dòng)交會(huì)對(duì)接的方式開展空間任務(wù)。這個(gè)階段執(zhí)行交會(huì)對(duì)接任務(wù)最具有代表性的航天器分別是美國的航天飛機(jī)，以及俄羅斯的聯(lián)盟號(hào)載人飛船和進(jìn)步號(hào)貨運(yùn)飛船。我國這一階段的交會(huì)對(duì)接方案充分借鑒了美國和蘇聯(lián)(俄羅斯)早期的經(jīng)驗(yàn)，軌道設(shè)計(jì)采用遠(yuǎn)距離地面導(dǎo)引和近距離自主制導(dǎo)相結(jié)合的方案，最后平移靠攏段采用自動(dòng)和人控相互備份2種手段。

在遠(yuǎn)距離導(dǎo)引階段，2個(gè)航天器相對(duì)距離較遠(yuǎn)，采用絕對(duì)定軌方式，由地面對(duì)2個(gè)航天器進(jìn)行軌道測(cè)定，計(jì)算軌道控制策略，生成軌道控制參數(shù)并注入至主動(dòng)航天器執(zhí)行軌道控制。這一系列工作需要2次軌道控制間隔3～5圈，主動(dòng)航天器通過幾次軌道機(jī)動(dòng)提升軌道高度，縮短相對(duì)距離，同時(shí)消除兩個(gè)航天器軌道面偏差，在確定時(shí)刻到達(dá)遠(yuǎn)距離導(dǎo)引轉(zhuǎn)自主控制點(diǎn)，滿足相對(duì)位置速度要求。之后，兩個(gè)航天器交會(huì)轉(zhuǎn)入自主控制段，采用相對(duì)制導(dǎo)導(dǎo)航控制直至對(duì)接，整個(gè)交會(huì)對(duì)接任務(wù)在2天左右完成[5]。軌道機(jī)動(dòng)可分解為軌道面內(nèi)機(jī)動(dòng)和軌道面修正機(jī)動(dòng)。

(1)軌道面內(nèi)機(jī)動(dòng)控制方案。主動(dòng)航天器初始軌道為橢圓軌道，轉(zhuǎn)入自主控制段軌道為圓軌道，為滿足軌道高度、偏心率、相位要求，同時(shí)為了節(jié)省推進(jìn)劑，在軌道特征點(diǎn)(近地點(diǎn)或遠(yuǎn)地點(diǎn))施加軌道機(jī)動(dòng)。最終確定施加3次軌道面內(nèi)機(jī)動(dòng)，滿足軌道面內(nèi)軌道控制要求，如圖3所示。

注：?jiǎn)为?dú)數(shù)字1,2,3表示第1次、第2次和第3次變軌。圖3 調(diào)相軌道面內(nèi)機(jī)動(dòng)示意Fig.3 Rendezvous maneuver of phasing in orbital plane

(2)軌道面修正機(jī)動(dòng)。軌道面修正的主要目的是修正主動(dòng)航天器與被動(dòng)航天器的初始軌道面偏差，滿足自主控制段起點(diǎn)軌道與被動(dòng)航天器共面精度要求。軌道面偏差包括軌道傾角偏差和升交點(diǎn)赤經(jīng)偏差。為節(jié)省推進(jìn)劑，采用1次組合軌道機(jī)動(dòng)進(jìn)行2個(gè)偏差要素的聯(lián)合修正。機(jī)動(dòng)執(zhí)行點(diǎn)為實(shí)際軌道和目標(biāo)軌道的軌道面交點(diǎn)，在機(jī)動(dòng)點(diǎn)施加機(jī)動(dòng)速度矢量，使機(jī)動(dòng)后速度方向沿目標(biāo)軌道，如圖4所示。變軌速度增量為

(1)

式中：h為軌道動(dòng)量矩；r為軌道半徑；Δi為軌道傾角修正量；ΔΩ為升交點(diǎn)赤經(jīng)修正量；i0為目標(biāo)軌道傾角。

2個(gè)節(jié)點(diǎn)的位置(緯度幅角)分別為u1=arctan(ΔΩsini0/Δi)和u2=π+arctan(ΔΩsini0/Δi)。

注：δ為目標(biāo)軌道面和實(shí)際軌道面夾角；i1為實(shí)際軌道傾角；N為北極。圖4 調(diào)相軌道面偏差修正示意Fig.4 Correction of error of orbital plane in phasing

(3)組合修正機(jī)動(dòng)。在完成軌道面內(nèi)機(jī)動(dòng)和軌道面修正機(jī)動(dòng)后，考慮各次機(jī)動(dòng)測(cè)定軌偏差、發(fā)動(dòng)機(jī)執(zhí)行偏差，設(shè)計(jì)1次組合修正機(jī)動(dòng)，消除以上軌道機(jī)動(dòng)偏差，提高控制精度，滿足終端條件要求。組合修正的理論機(jī)動(dòng)點(diǎn)與軌道面機(jī)動(dòng)點(diǎn)相同，在軌道面修正的基礎(chǔ)上增加對(duì)機(jī)動(dòng)后速度控制。如果實(shí)際軌道測(cè)定結(jié)果已滿足終端控制要求，可不實(shí)施組合修正機(jī)動(dòng)。

交會(huì)對(duì)接軌道對(duì)控制精度要求較高，在軌道設(shè)計(jì)過程中重點(diǎn)開展了誤差源和誤差敏感度研究。交會(huì)飛行的軌道控制與其他工程控制系統(tǒng)基本一致，形成控制回路的3個(gè)部分為測(cè)量、控制計(jì)算和執(zhí)行，首次測(cè)量為初始狀態(tài)，之后測(cè)量執(zhí)行后狀態(tài)，見圖5。誤差因素可根據(jù)控制環(huán)節(jié)，分為初始狀態(tài)偏差、測(cè)量誤差、控制計(jì)算誤差、執(zhí)行誤差4類。

圖5 交會(huì)軌道控制系統(tǒng)結(jié)構(gòu)Fig.5 Construction of control system in rendezvous orbit

初始狀態(tài)誤差為運(yùn)載火箭發(fā)射飛船入軌誤差。入軌誤差會(huì)影響軌道控制精度，同時(shí)入軌誤差中的軌道面外誤差對(duì)推進(jìn)劑需求也較高。運(yùn)載火箭改進(jìn)了制導(dǎo)方案，大幅提升了入軌精度。測(cè)量誤差是指軌道測(cè)定誤差，之前的軌道測(cè)定主要采用地面站，為了提高軌道測(cè)定精度，逐步采用全球?qū)Ш叫l(wèi)星系統(tǒng)(GNSS)、中繼衛(wèi)星等定軌數(shù)據(jù)，提高了定軌精度，縮短了定軌時(shí)間?？刂朴?jì)算誤差主要由計(jì)算模型、計(jì)算算法、計(jì)算精度等因素產(chǎn)生。地面制導(dǎo)方案通過采用高精度模型、計(jì)算算法和高性能計(jì)算機(jī)，減少這部分誤差。執(zhí)行誤差主要指發(fā)動(dòng)機(jī)變軌誤差，為減少控制誤差，創(chuàng)新地提出了不同發(fā)動(dòng)機(jī)聯(lián)合變軌策略，綜合減少了加速度計(jì)和尾推力誤差導(dǎo)致的速度增量關(guān)機(jī)誤差。

2.3 離軌軌道設(shè)計(jì)

貨運(yùn)飛船、空間實(shí)驗(yàn)室及空間站在任務(wù)結(jié)束后或壽命末期，為避免成為永久的空間碎片，對(duì)其他航天器的空間安全造成威脅，均需要進(jìn)行離軌再入。再入后，航天器的絕大部分器件在大氣層內(nèi)被燒蝕銷毀，少量殘骸落入無人的安全區(qū)域。這些航天器的離軌軌道采用2次軌道機(jī)動(dòng)，從高度340～400 km的運(yùn)行軌道降低到近地點(diǎn)高度90 km以下的橢圓軌道，隨后進(jìn)入下降軌道，再入稠密大氣層。為降低燒蝕殘骸墜落對(duì)地面造成的風(fēng)險(xiǎn)，墜落區(qū)域選擇在南太平洋區(qū)域。

3 空間站階段多個(gè)航天器軌道設(shè)計(jì)

3.1 空間站聯(lián)合調(diào)相軌道設(shè)計(jì)

空間站任務(wù)階段，空間站(核心艙)作為交會(huì)對(duì)接被動(dòng)飛行器，需要配合貨運(yùn)飛船、載人飛船及問天實(shí)驗(yàn)艙、夢(mèng)天實(shí)驗(yàn)艙交會(huì)對(duì)接，不同航天器交會(huì)對(duì)接任務(wù)需求不完全相同，且航天器發(fā)射時(shí)間有一定關(guān)聯(lián)性，尤其在關(guān)鍵技術(shù)驗(yàn)證和建造階段，為了給主動(dòng)航天器創(chuàng)造更好的條件，空間站調(diào)相軌道需要更精細(xì)化設(shè)計(jì)。根據(jù)任務(wù)需要，當(dāng)2個(gè)主動(dòng)航天器發(fā)射間隔較近(小于1個(gè)月時(shí))，若分別單獨(dú)規(guī)劃2次調(diào)相任務(wù)，第2次調(diào)相可能無法獲得最優(yōu)解。因此，需要采用聯(lián)合規(guī)劃調(diào)相策略，以獲得綜合最優(yōu)解[6-7]。

聯(lián)合規(guī)劃時(shí)自變量為

(2)

目標(biāo)為

Y′=[φ1a1e1i1φ2a2e2i2]

(3)

式中：下標(biāo)1和2分別表示第1次調(diào)相目標(biāo)和第2次調(diào)相目標(biāo)。

本文方法已在空間站關(guān)鍵技術(shù)驗(yàn)證和建造階段調(diào)相任務(wù)中實(shí)施，獲得了良好效果。

3.2 自主交會(huì)對(duì)接軌道設(shè)計(jì)

人類航天活動(dòng)進(jìn)入21世紀(jì)，交會(huì)對(duì)接的概念已不僅要求主動(dòng)航天器是一個(gè)由航天員駕駛的大型飛船，或者不再依賴大型可協(xié)作目標(biāo)的自動(dòng)導(dǎo)航系統(tǒng)進(jìn)行近距離導(dǎo)引。尤其航天測(cè)控能力、運(yùn)載能力和自動(dòng)對(duì)接系統(tǒng)可靠性的提高，大大降低了自主快速交會(huì)對(duì)接技術(shù)的難度。已經(jīng)實(shí)施的無人自主交會(huì)對(duì)接試驗(yàn)包括工程測(cè)試衛(wèi)星(ETS)、試驗(yàn)衛(wèi)星系統(tǒng)(XSS)、自主交會(huì)技術(shù)驗(yàn)證(DART)計(jì)劃及軌道快車計(jì)劃等[8]。載人航天方面，“國際空間站”(ISS)極大地促進(jìn)了交會(huì)對(duì)接技術(shù)的發(fā)展，帶動(dòng)了除美國、俄羅斯以外乃至歐洲、日本在該領(lǐng)域的發(fā)展，如ESA的自動(dòng)轉(zhuǎn)移飛行器(ATV)貨運(yùn)飛船、日本的H-2轉(zhuǎn)移飛行器(HTV)貨運(yùn)飛船等[9]?？焖俳粫?huì)對(duì)接不僅縮短了航天員在狹小船艙內(nèi)的等待時(shí)間，還減少了航天員獨(dú)立飛行的風(fēng)險(xiǎn)，提高了安全系數(shù)。同時(shí)，有利于把時(shí)間敏感性的載荷和物資及時(shí)運(yùn)送到空間站上，這對(duì)上行運(yùn)輸保存時(shí)間短的生物材料是十分重要的[10]。

自2012年開始，俄羅斯首次嘗試在進(jìn)步M-16M貨運(yùn)飛船發(fā)射后6 h與ISS對(duì)接(以往需2天時(shí)間)，并將該快速交會(huì)對(duì)接飛行模式首次用于載人飛船(聯(lián)盟TMA-08M)向ISS的交會(huì)對(duì)接，大大地縮短了交會(huì)對(duì)接的任務(wù)周期[11]。俄羅斯從2018年發(fā)射進(jìn)步MS-09貨運(yùn)飛船開始至2019年發(fā)射進(jìn)步MS-12貨運(yùn)飛船，將快速交會(huì)對(duì)接時(shí)間逐漸縮短至3 h40 min甚至3 h19 min，這一新的超快速對(duì)接模式比此前約6 h、繞地球4圈的快速對(duì)接模式縮短了近1/2時(shí)間，創(chuàng)造了ISS與造訪航天器交會(huì)對(duì)接時(shí)間最短紀(jì)錄[12]。在我國空間站任務(wù)階段，交會(huì)對(duì)接任務(wù)頻次增多，成為一種常規(guī)任務(wù)，也逐步開始嘗試自主快速交會(huì)對(duì)接方案，提升交會(huì)對(duì)接任務(wù)的效率，減少對(duì)地面人員的依賴。2017年年底，我國的天舟一號(hào)貨運(yùn)飛船在軌飛行期間進(jìn)行了6.5 h的快速交會(huì)對(duì)接試驗(yàn)。天舟二號(hào)至天舟四號(hào)貨運(yùn)飛船和神舟十二號(hào)至神舟十五號(hào)載人飛船，均采用6.5 h自主快速交會(huì)對(duì)接方案。

如第2.2節(jié)所述，在兩個(gè)航天器交會(huì)對(duì)接任務(wù)階段，交會(huì)遠(yuǎn)距離導(dǎo)引段采用地面制導(dǎo)與控制方式，2次軌道控制間隔3～5圈。在航天器自主軌道控制策略中，軌道確定、軌道外推、軌道控制參數(shù)計(jì)算完全由航天器上的計(jì)算機(jī)自主計(jì)算，計(jì)算時(shí)間不超過10 min，2次變軌間隔可縮短為0.5 h，交會(huì)對(duì)接可縮短為6.5 h，因此也被稱作快速交會(huì)對(duì)接。自主交會(huì)對(duì)接技術(shù)的進(jìn)步，讓航天員在1天之內(nèi)即可從相對(duì)狹小的載人飛船進(jìn)入到寬敞舒適的空間站，飛行體驗(yàn)感大大提升。同時(shí)，地面支持人員的緊張任務(wù)時(shí)間和工作量也大大減少。

采用自主交會(huì)對(duì)接方案的前提條件，是在兩個(gè)航天器交會(huì)對(duì)接任務(wù)中積累了大量的經(jīng)驗(yàn)和數(shù)據(jù)，例如：交會(huì)對(duì)接軌道算法逐步成熟優(yōu)化，經(jīng)過兩個(gè)航天器交會(huì)對(duì)接任務(wù)大量地面仿真和在軌實(shí)際飛行經(jīng)驗(yàn)，交會(huì)對(duì)接軌道控制算法經(jīng)過考驗(yàn)，可穩(wěn)定計(jì)算出可行解，航天器上計(jì)算機(jī)具備自主計(jì)算能力；交會(huì)對(duì)接各個(gè)環(huán)節(jié)誤差因素的影響范圍和敏感度經(jīng)過充分評(píng)估和大量仿真，確保自主交會(huì)對(duì)接方案可滿足交會(huì)對(duì)接任務(wù)要求。圖6為自主交會(huì)對(duì)接方案示例。

圖6 自主交會(huì)對(duì)接方案Fig.6 Scheme of autonomous rendezvous and docking

天舟五號(hào)貨運(yùn)飛船在此基礎(chǔ)上優(yōu)化了交會(huì)對(duì)接控制制導(dǎo)策略，采用綜合變軌，壓縮了遠(yuǎn)距離變軌次數(shù)和時(shí)間；減少近距離自主控制段停泊點(diǎn)，加快了接近速度，實(shí)現(xiàn)了2 h自主超快交會(huì)對(duì)接，創(chuàng)造了世界紀(jì)錄。

3.3 返回軌道設(shè)計(jì)優(yōu)化

空間站任務(wù)階段，載人飛船長(zhǎng)期?？??？紤]應(yīng)急情況，每天均有返回需求，而空間站作為大型航天器，為返回進(jìn)行軌道調(diào)整將不再是主要的設(shè)計(jì)思路，因此對(duì)載人飛船返回軌道設(shè)計(jì)提出了更高的要求，需要適應(yīng)軌道高度變化的應(yīng)用場(chǎng)景。

根據(jù)再入航程設(shè)計(jì)思想，采用動(dòng)態(tài)規(guī)劃的方式設(shè)計(jì)返回軌道，允許運(yùn)行軌道高度在一定范圍內(nèi)變化，根據(jù)返回前的實(shí)際軌道條件動(dòng)態(tài)優(yōu)化設(shè)計(jì)標(biāo)稱返回軌道，并進(jìn)行控制模型及參數(shù)的仿真檢驗(yàn)。在飛行任務(wù)中采用預(yù)測(cè)矯正制導(dǎo)方式，動(dòng)態(tài)調(diào)整被跟蹤的標(biāo)稱彈道，并對(duì)標(biāo)稱彈道進(jìn)行跟蹤控制。目前，載人飛船采用的動(dòng)態(tài)規(guī)劃返回軌道規(guī)劃-預(yù)測(cè)矯正制導(dǎo)方式是較為先進(jìn)的返回軌道設(shè)計(jì)與再入控制體系，飛船可適應(yīng)運(yùn)行軌道高度200～420 km的返回，不需要空間站配合進(jìn)行飛船分離前的軌道調(diào)整。同時(shí)，動(dòng)態(tài)規(guī)劃-預(yù)測(cè)矯正的制導(dǎo)方式，提升了飛船自主運(yùn)行能力和控制精度，減少了地面大量仿真工作。

4 結(jié)束語

隨著載人航天任務(wù)的發(fā)展，載人航天器軌道設(shè)計(jì)的內(nèi)容不斷擴(kuò)展，技術(shù)水平不斷提升。從最初的單個(gè)航天器發(fā)射至返回的全壽命軌道，發(fā)展為兩個(gè)航天器、多個(gè)航天器多任務(wù)的軌道；從主要依賴地面制導(dǎo)、發(fā)展為逐步采用自主制導(dǎo)，縮短任務(wù)時(shí)間，提高任務(wù)精度和靈活性。因此，提升了整個(gè)載人航天任務(wù)的技術(shù)水平，促進(jìn)各大系統(tǒng)性能指標(biāo)的提高。載人空間站工程進(jìn)入運(yùn)營階段，軌道設(shè)計(jì)需要適應(yīng)長(zhǎng)期多變的空間環(huán)境，使用電推進(jìn)作為軌道控制的重要手段，未來載人航天器軌道設(shè)計(jì)將針對(duì)新的任務(wù)特點(diǎn)，更大限度研究采用航天器自主的方式，優(yōu)化使用推進(jìn)劑等在軌資源，提高任務(wù)效率。

參考文獻(xiàn)(References)

[1] 戚發(fā)軔.載人航天器技術(shù)[M].2版.北京：國防工業(yè)出版社，2003：13-34

Qi Faren. Manned spacecraft technology [M]. 2nd ed. Beijing: National Defence Industry Press, 2003: 13-34 (in Chinese)

[2] 林鯤鵬.空間站長(zhǎng)期運(yùn)營總體任務(wù)規(guī)劃與仿真方法[D].長(zhǎng)沙.國防科學(xué)技術(shù)大學(xué)，2014

Lin Kunpeng.Overall mission planning and simulation approaches for space station long-duration operations [D]. Changsha： National University of Defense Technology， 2014 (in Chinese)

[3] 朱仁璋，湯溢，李頤黎，等.航天器交會(huì)飛行設(shè)計(jì)方法研究[J].中國空間科學(xué)技術(shù)，2006，26(1):9-12

Zhu Renzhang， Tang Yi， Li Yili， et al.The overall design method of spacecraft rendezvous [J]. Chinese Space Science and Technology, 2006， 26(1): 9-12 (in Chinese)

[4] Goodman J L. History of space shuttle rendezvous and proximity operations [J]. Journal of Spacecraft and Rockets, 2006, 43(5): 944-959

[5] 林來興.空間交會(huì)對(duì)接技術(shù)[M].北京：國防工業(yè)出版社，1995：1-5

Lin Laixing. Space rendezvous and docking technology [M]. Beijing: National Defence Insustry Press, 1995： 1-5 (in Chinese)

[6] 李革非,宋軍,謝劍鋒.組合體與飛船聯(lián)合軌道維持[J].宇航學(xué)報(bào),2013,34(12)：1584-1590

Li Gefei， Song Jun， Xie Jianfeng. The complex’s and the spacecraft’s united orbit maintenances [J]. Journal of Astronautics， 2013, 34(12)： 1584-1590 (in Chinese)

[7] 沈紅新,周英,李海陽.軌道維持與調(diào)相的綜合優(yōu)化策略研究[J].空間控制技術(shù)與應(yīng)用,2009,35(4)：61-64

Shen Hongxin， Zhou Ying， Li Haiyang. Study on combined optimal strategy for orbit keeping and phasing [J]. Aerospace Control and Application， 2009, 35(4)： 61-64 (in Chinese)

[8] 解永春,胡勇.空間交會(huì)策略回顧及自主快速交會(huì)方案研究[J].空間控制技術(shù)與應(yīng)用,2014,40(4):1-8

Xie Yongchun， Hu Yong. Reviews of space rendezvous strategy and short rendezvous profile design for autonomous spacecraft [J]. Aerospace Control and Application, 2014, 40(4): 1-8 (in Chinese)

[9] 張雪松.細(xì)說人類載人航天的快速交會(huì)對(duì)接史[J].衛(wèi)星與網(wǎng)絡(luò),2017(9):62-65

Zhang Xuesong. The history of manned space fast rendezvous and docking [J]. Satellite & Network, 2017(9): 62-65 (in Chinese)

[10] 鞏慶海,宋征宇,呂新廣.快速交會(huì)對(duì)接若干關(guān)鍵技術(shù)問題研究[J].航天控制,2014,32(6):16-21

Gong Qinghai， Song Zhengyu， LV Xinguang. Study on several key technical problems of fast rendezvous and docking [J]. Aerospace Control, 2014, 32(6): 16-21 (in Chinese)

[11] 佚名．俄羅斯貨運(yùn)飛船首次測(cè)試快速對(duì)接模式[J].載人航天，2012，18(5)：37

Yi Ming.The first time experiment of Russian cargo spacecraft fast docking [J]. Manned Spaceflight， 2012， 18(5)： 37 (in Chinese)

[12] 安德華,王永生.俄羅斯載人飛船“快速對(duì)接”飛行模式淺析[J].國際太空,2014(6):38-41

An Dehua， Wang Yongsheng. The simple analysis of the flight mode of Russian manned spacecraft “fast docking” [J]. Space International， 2014(6): 38-41 (in Chinese)