我國載人航天工程交會(huì)對(duì)接控制技術(shù)發(fā)展

解永春 張昊 胡海霞 吳宏鑫

(1 北京控制工程研究所，北京 100190)(2 空間智能控制技術(shù)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，北京 100190)

航天器交會(huì)對(duì)接技術(shù)是航天領(lǐng)域一項(xiàng)十分復(fù)雜、難度相當(dāng)大的技術(shù)，是載人航天、深空探測、在軌服務(wù)等重大工程的一項(xiàng)核心關(guān)鍵技術(shù)，與載人天地往返、航天員空間出艙一起構(gòu)成載人航天活動(dòng)三大基本技術(shù)。所謂交會(huì)對(duì)接是指兩個(gè)或兩個(gè)以上的航天器在軌道上按預(yù)定的位置和時(shí)間會(huì)合(交會(huì))，然后在結(jié)構(gòu)上連接成一體(對(duì)接)的全部飛行動(dòng)作過程[1]。參與交會(huì)對(duì)接的兩個(gè)航天器通常一個(gè)為被動(dòng)航天器，一個(gè)為主動(dòng)航天器。被動(dòng)航天器不作機(jī)動(dòng)或做少量機(jī)動(dòng)，稱為目標(biāo)航天器或目標(biāo)器，例如空間站。主動(dòng)航天器需要執(zhí)行一系列的軌道機(jī)動(dòng)飛向目標(biāo)航天器，稱為追蹤航天器或追蹤器，例如飛船或航天飛機(jī)等。

“863計(jì)劃”航天技術(shù)領(lǐng)域?qū)＜椅瘑T會(huì)首席科學(xué)家屠善澄先生在1989年就提出我國要開展交會(huì)對(duì)接預(yù)先研究。之后在載人航天30年發(fā)展歷程中，我國空間交會(huì)對(duì)接技術(shù)實(shí)現(xiàn)了從無到有，從自動(dòng)/人控到全自主，從長周期到快速的跨越式發(fā)展，圓滿完成了載人航天工程任務(wù)要求，為中國人自己的空間站建設(shè)發(fā)揮了重要作用。在此過程中，獨(dú)立自主，取得了一批原創(chuàng)性成果，有力地推動(dòng)了中國航天技術(shù)的發(fā)展。

本文論述了我國交會(huì)對(duì)接控制技術(shù)在載人航天工程中的研制及應(yīng)用情況，并結(jié)合后續(xù)任務(wù)需求探討交會(huì)對(duì)接控制技術(shù)未來發(fā)展趨勢(shì)。

1 載人一期交會(huì)對(duì)接控制技術(shù)發(fā)展

按照我國載人航天發(fā)展戰(zhàn)略，研制了神舟一號(hào)至神舟五號(hào)飛船，在1999—2003年，通過4次無人飛行和1次載人飛行，突破了載人航天的天地往返基本技術(shù)，初步建成了我國載人航天工程體系。而此時(shí)交會(huì)對(duì)接技術(shù)對(duì)我國而言還是任重道遠(yuǎn)，雖然20世紀(jì)80年代起老一輩航天專家已經(jīng)開始圍繞交會(huì)對(duì)接的概念和控制方法開展了探索性研究[1]，但距離工程實(shí)現(xiàn)尚有很大差距。自1996年起，針對(duì)載人航天應(yīng)用背景，我國的交會(huì)對(duì)接技術(shù)逐漸進(jìn)入可行性論證階段[2]。

1.1 交會(huì)對(duì)接飛行方案論證

跟蹤交會(huì)對(duì)接技術(shù)發(fā)展趨勢(shì)，結(jié)合我國天地聯(lián)系弧段短、地面測控站數(shù)量有限等實(shí)際情況，經(jīng)過充分論證表明我國更適宜發(fā)展自主自動(dòng)的交會(huì)對(duì)接技術(shù)[3]，這就決定了我國交會(huì)對(duì)接技術(shù)發(fā)展雖然起步較晚，但起點(diǎn)很高。

交會(huì)對(duì)接從距離上講是一個(gè)由遠(yuǎn)及近的過程，從精度上講是一個(gè)由粗到精的過程。根據(jù)任務(wù)要求、軌道設(shè)計(jì)、測控配置、飛船上交會(huì)對(duì)接測量部件的性能以及交會(huì)對(duì)接的安全性要求，自動(dòng)交會(huì)對(duì)接過程可劃分為以下四個(gè)階段：交會(huì)段、對(duì)接段、組合體運(yùn)行段、撤離段。交會(huì)段又分為遠(yuǎn)距離導(dǎo)引段和近距離控制段。遠(yuǎn)距離導(dǎo)引段采用地面測定軌，再通過遙控注入方式進(jìn)行軌道控制。近距離采用船上自主導(dǎo)航、制導(dǎo)和控制方式，所以也稱為近距離自主控制段，該段根據(jù)距離的遠(yuǎn)近和制導(dǎo)方式的不同又分為尋的段、接近段和最后平移靠攏段。根據(jù)上述階段劃分，論證并確定了各階段交會(huì)對(duì)接制導(dǎo)、導(dǎo)航與控制(GNC)方案，2004年底載人飛船交會(huì)對(duì)接制導(dǎo)、導(dǎo)航與控制技術(shù)攻關(guān)總結(jié)報(bào)告通過評(píng)審。

1.2 交會(huì)測量敏感器選型論證

按照工程總體對(duì)交會(huì)對(duì)接技術(shù)的要求：要瞄準(zhǔn)國際先進(jìn)水平，具備自動(dòng)和人控交會(huì)對(duì)接雙重能力。先進(jìn)的交會(huì)對(duì)接方案與相對(duì)測量敏感器的先進(jìn)性和能力息息相關(guān)，而在當(dāng)時(shí)我國尚無用于交會(huì)任務(wù)的測量敏感器，國外相對(duì)測量敏感器的研制情況主要如下。

1)微波雷達(dá)

早在20世紀(jì)60年代初期，美國就開始了交會(huì)對(duì)接測量敏感器的研究。1966年，美國雙子星座-8飛船與阿金納號(hào)上面級(jí)實(shí)現(xiàn)了航天史上首次空間交會(huì)對(duì)接，使用的測量敏感器是L頻段微波交會(huì)雷達(dá)，可在450 km～150 m范圍內(nèi)測量出與目標(biāo)飛行器的方位角、仰角、距離及距離變化率。后續(xù)的阿波羅登月和航天飛機(jī)計(jì)劃也主要采用微波雷達(dá)。

2)激光雷達(dá)

20世紀(jì)90年代以來，美國開始發(fā)展自主交會(huì)對(duì)接技術(shù)。最具代表性的項(xiàng)目就是“實(shí)驗(yàn)衛(wèi)星系統(tǒng)”(XSS)、“自主交會(huì)對(duì)接技術(shù)演示”(DART)衛(wèi)星和“軌道快車”(Orbital Express)。實(shí)驗(yàn)衛(wèi)星系統(tǒng)-11上的自主交會(huì)對(duì)接測量系統(tǒng)由主動(dòng)和被動(dòng)兩種測量敏感器組成。主動(dòng)測量敏感器為激光成像雷達(dá)，可用于幾千米內(nèi)對(duì)非合作目標(biāo)的測距。日本工程試驗(yàn)衛(wèi)星-VII(ETS-VII)近距離自主交會(huì)對(duì)接也采用激光雷達(dá)，作用距離為500～2 m，是合作方式的，反射器安裝在目標(biāo)器上。

3)光學(xué)成像敏感器

美國DART計(jì)劃中，追蹤飛行器上裝有先進(jìn)視頻制導(dǎo)測量敏感器(AVGS)。該敏感器測量距離為500～0.5 m，視場為±8°，通過發(fā)射激光并回波成像解算相對(duì)位置和相對(duì)姿態(tài)。歐洲航天局為阿里安貨運(yùn)飛船(ATV)研制的新型的導(dǎo)航敏感器，通過光學(xué)成像測量0～300 m的相對(duì)位置，在30 m以內(nèi)還可輸出相對(duì)姿態(tài)。日本在ETS-VII工程試驗(yàn)衛(wèi)星進(jìn)行交會(huì)對(duì)接試驗(yàn)時(shí)使用了近距離相對(duì)導(dǎo)航敏感器(PXS)，可測量0.3～10 m內(nèi)的相對(duì)位置和相對(duì)姿態(tài)。

從當(dāng)時(shí)的調(diào)研情況分析看，微波雷達(dá)是交會(huì)對(duì)接在遠(yuǎn)距離的主用敏感器，但“將來”的空間交會(huì)對(duì)接技術(shù)將向高精度自主自動(dòng)交會(huì)對(duì)接這一方向發(fā)展，而激光雷達(dá)和光學(xué)成像敏感器是高精度自主交會(huì)對(duì)接技術(shù)的重要敏感器，美國、日本等航天強(qiáng)國都在開展相關(guān)技術(shù)驗(yàn)證[4]。經(jīng)過充分論證后，我國的交會(huì)對(duì)接技術(shù)采用遠(yuǎn)近接力的敏感器配置原則，除了微波雷達(dá)外，還把目光鎖定在激光雷達(dá)和光學(xué)成像敏感器[5]，到2004年，基本完成了這些單機(jī)的可行性論證，并研制了工程樣機(jī)[6]。

2 載人二期交會(huì)對(duì)接控制技術(shù)發(fā)展

2004年12月，中央專委正式批復(fù)載人航天工程第二步立項(xiàng)，交會(huì)對(duì)接技術(shù)研發(fā)轉(zhuǎn)入真正的工程研制階段。經(jīng)過將近十年的持續(xù)攻關(guān)，采用2天的交會(huì)對(duì)接方案，2011年11月、2012年6月、2013年6月我國相繼發(fā)射的神舟八號(hào)[7](見圖1)、九號(hào)、十號(hào)無人和載人飛船分別與天宮一號(hào)目標(biāo)飛行器成功地進(jìn)行了4次自動(dòng)交會(huì)對(duì)接和2次人控交會(huì)對(duì)接，標(biāo)志著我國成為世界上第3個(gè)獨(dú)立掌握空間交會(huì)對(duì)接技術(shù)的國家。2016年10月神舟十一號(hào)載人飛船、2017年4月天舟一號(hào)貨運(yùn)飛船分別與天宮二號(hào)空間實(shí)驗(yàn)室成功地進(jìn)行了自動(dòng)交會(huì)對(duì)接，又向空間站建設(shè)邁出了關(guān)鍵一步。

圖1 神舟八號(hào)與天宮一號(hào)交會(huì)對(duì)接Fig.1 Rendezvous and docking of Shenzhou-8 with Tiangong-1

2.1 系統(tǒng)配置及飛行階段

1)系統(tǒng)配置

神舟載人飛船、天舟貨運(yùn)飛船制導(dǎo)、導(dǎo)航與控制(GNC)分系統(tǒng)交會(huì)對(duì)接控制系統(tǒng)的主要組成如下：由陀螺組合和加速度計(jì)組合構(gòu)成的慣性測量單元，光學(xué)姿態(tài)敏感器(包括星敏感器、紅外地球敏感器，數(shù)字式太陽敏感器，模擬式太陽敏感器和0-1太陽敏感器)，相對(duì)測量敏感器(包括衛(wèi)星導(dǎo)航設(shè)備，微波雷達(dá)，激光雷達(dá)，光學(xué)成像敏感器)，GNC控制器。此外，飛船配置的執(zhí)行機(jī)構(gòu)為噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)。噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)有軌控發(fā)動(dòng)機(jī)、平移發(fā)動(dòng)機(jī)和姿控發(fā)動(dòng)機(jī)[8]。

2)飛行階段

雖然在一期飛行方案的初步論證中，已經(jīng)明確了交會(huì)對(duì)接任務(wù)的幾個(gè)主要飛行階段，但是每個(gè)階段經(jīng)歷多長時(shí)間、每階段距離如何劃分、設(shè)置多少飛行特征點(diǎn)、飛行安全性設(shè)計(jì)原則如何，這些都是隨著工程研制逐一細(xì)化和完善的(見圖2)，同時(shí)飛行方案的設(shè)計(jì)與各相對(duì)測量敏感器的性能又是深度耦合，因此系統(tǒng)設(shè)計(jì)與單機(jī)研制又是反復(fù)迭代，最終達(dá)到工程的可實(shí)現(xiàn)[8]。

圖2 神舟飛船自動(dòng)交會(huì)對(duì)接飛行階段示意圖Fig.2 Schematic diagram of Shenzhou spacecraft automatic rendezvous and docking flight phases

2.2 自動(dòng)交會(huì)對(duì)接

1)相對(duì)測量及導(dǎo)航

研制了基于衛(wèi)星導(dǎo)航設(shè)備、微波雷達(dá)、激光雷達(dá)、光學(xué)成像敏感器等多型高性能導(dǎo)航敏感器的自主測量系統(tǒng)。相對(duì)測量系統(tǒng)能夠在相距百千米范圍內(nèi)提供相對(duì)位置測量，并在百米范圍同時(shí)測量相對(duì)位置和相對(duì)姿態(tài)參數(shù)。不同敏感器的測量范圍存在交疊，以確保同一區(qū)域至少兩種敏感器可用，且測量精度由遠(yuǎn)及近逐漸提高，滿足交會(huì)對(duì)接制導(dǎo)和控制系統(tǒng)對(duì)參數(shù)估計(jì)性能的要求。其中衛(wèi)星導(dǎo)航設(shè)備作為自主控制段直至140 m的主導(dǎo)航敏器，由微波雷達(dá)和激光雷達(dá)作為備份，主要測量相對(duì)位置；140 m以內(nèi)由光學(xué)成像敏感器作為主導(dǎo)航敏感，測量相對(duì)位置和姿態(tài)。設(shè)計(jì)了基于冗余測量融合的組合相對(duì)導(dǎo)航算法，具有較好的容錯(cuò)性能[9]

2)相對(duì)制導(dǎo)

載人航天工程二期交會(huì)對(duì)接任務(wù)中的尋的段和接近段，采用了CW制導(dǎo)[10]和視線制導(dǎo)兩種制導(dǎo)[11]方式進(jìn)行接近。

(1)CW制導(dǎo)

將Hill方程寫為如下形式

(1)

式中：A，B，C，D分別為R3×3矩陣；設(shè)ω為軌道角速度，則有

(2)

一般情況下的雙脈沖接近控制可以描述為：在已知初始位置、速度r(t0),v(t0)，尋求控制脈沖分別作用于初始時(shí)刻和終止時(shí)刻，使得在給定時(shí)間T=tf-t0內(nèi)，相對(duì)位置、速度達(dá)到r(tf),v(tf)。根據(jù)CW方程解析解，雙脈沖控制需要的速度增量Δv1和Δv2滿足

Δv1=B-1[r(tf)-Ar(t0)]-v(t0)

(3)

Δv2=v(tf)-Cr(t0)-DB-1[r(tf)-Ar(t0)]

(4)

(2)視線制導(dǎo)

視線制導(dǎo)兩個(gè)目的：①使得相對(duì)距離在空間的轉(zhuǎn)動(dòng)速度為零；②在視線方向上相對(duì)距離速率為負(fù)。把視線轉(zhuǎn)動(dòng)角速度方向的控制稱為橫向控制，把沿視線方向的控制稱為縱向控制。

對(duì)于橫向控制，采用圖3所示的開關(guān)控制策略，以消除視線轉(zhuǎn)動(dòng)的角速度?？v向控制的目的是使兩個(gè)航天器按設(shè)定的軌跡或設(shè)定的走廊逐步接近。

圖3中ωon、ωoff為開關(guān)閥值，由測量精度、開啟次數(shù)、推進(jìn)劑消耗、最小工作時(shí)間等確定；F為發(fā)動(dòng)機(jī)推力。

圖3 橫向開關(guān)控制Fig.3 Lateral switch control

3)交會(huì)對(duì)接六自由度控制

基于特征模型的智能自適應(yīng)控制方法是吳宏鑫院士1992年提出的，經(jīng)過近30年的研究，在理論和應(yīng)用上均取得了重要進(jìn)展，形成了一套完整的實(shí)用性很強(qiáng)的自適應(yīng)控制理論和方法[12]。但是，基于特征模型的黃金分割自適應(yīng)控制器是線性控制器，不能直接應(yīng)用于解決交會(huì)對(duì)接這樣的噴氣非線性控制問題。針對(duì)交會(huì)對(duì)接六自由控制的任務(wù)要求和背景特點(diǎn)，創(chuàng)造性地設(shè)計(jì)了一種基于特征模型的交會(huì)對(duì)接相平面自適應(yīng)控制方法，克服了現(xiàn)有設(shè)計(jì)參數(shù)需要人工試湊效率低下的問題，解決了交會(huì)對(duì)接過程中帆板撓性大、羽流干擾嚴(yán)重、姿態(tài)和軌道耦合、系統(tǒng)延遲大情況下魯棒性好、控制精度高、適應(yīng)能力強(qiáng)的控制器設(shè)計(jì)難題[13]。

2.3 人控交會(huì)對(duì)接

人控交會(huì)對(duì)接是指由航天員借助交會(huì)對(duì)接人控系統(tǒng)完成的交會(huì)對(duì)接。交會(huì)對(duì)接人控系統(tǒng)組成如圖4所示，由測量部件、控制部件、執(zhí)行部件和儀表顯示設(shè)備組成。①測量部件包括兩類:一類人控慣性測量單元和電視攝像機(jī)等人控專用測量設(shè)備；一類通用慣性測量單元、紅外地球敏感器和激光雷達(dá)等與自控系統(tǒng)共用的測量部件。其中慣性測量單元和紅外地球敏感器用于姿態(tài)確定，激光雷達(dá)測量信息用于為航天員儀表顯示相對(duì)距離和相對(duì)速度信息。②控制部件包括人控控制器、姿態(tài)控制手柄、位置控制手柄和儀表系統(tǒng)的人控指令發(fā)送設(shè)備等。③執(zhí)行部件包括姿態(tài)軌道控制發(fā)動(dòng)機(jī)等控制設(shè)備。④儀表顯示設(shè)備主要為航天員顯示姿態(tài)及相關(guān)信息。

圖4 交會(huì)對(duì)接人控系統(tǒng)組成Fig.4 System composition of rendezvous and docking manual control

航天員通過觀察電視攝像機(jī)屏幕的圖像信息，采用位置和姿態(tài)協(xié)調(diào)控制的方法完成百米范圍內(nèi)的交會(huì)對(duì)接。保持飛船向目標(biāo)航天器運(yùn)動(dòng)，首先結(jié)合陀螺測量信息對(duì)飛船的姿態(tài)進(jìn)行視線定向控制，消除飛船相對(duì)于視線的偏差，使得目標(biāo)航天器的圖像位于電視攝像機(jī)的視場中心。操作姿態(tài)和位置控制手柄，不斷消除姿態(tài)和橫向位置偏差，并使飛船以恒定的速度接近目標(biāo)航天器，完成最后對(duì)接[14]。

2.4 地面仿真驗(yàn)證

航天器飛行試驗(yàn)成本巨大，研發(fā)過程主要依靠地面試驗(yàn)?zāi)M飛行環(huán)境和狀態(tài)來驗(yàn)證設(shè)計(jì)的正確性。仿真試驗(yàn)是一種十分有效的系統(tǒng)設(shè)計(jì)、驗(yàn)證和測試方法，在交會(huì)對(duì)接研制中被廣泛應(yīng)用。針對(duì)上述問題，從交會(huì)對(duì)接任務(wù)需求出發(fā)，結(jié)合實(shí)際條件，開展了仿真驗(yàn)證的相關(guān)研究工作，于2008年研制了國內(nèi)首個(gè)大型近距離交會(huì)對(duì)接綜合仿真驗(yàn)證系統(tǒng)[15]，如圖5所示。

圖5 近距離交會(huì)對(duì)接綜合仿真驗(yàn)證系統(tǒng)Fig.5 Integrated simulation and verification system for close range rendezvous and docking

該仿真驗(yàn)證系統(tǒng)不僅可連續(xù)對(duì)目標(biāo)飛行器與追蹤飛行器在軌近距離交會(huì)對(duì)接物理運(yùn)動(dòng)過程進(jìn)行逼真模擬，而且通過靈活的設(shè)備配置可完成各種交會(huì)對(duì)接測量敏感器單機(jī)的性能驗(yàn)證和交會(huì)對(duì)接控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)的閉環(huán)驗(yàn)證，其較大的運(yùn)動(dòng)范圍、多達(dá)九個(gè)運(yùn)動(dòng)自由度的模擬量、多功能驗(yàn)證試驗(yàn)?zāi)Ｊ皆O(shè)計(jì)在國際上也具有鮮明特色。在我國交會(huì)對(duì)接技術(shù)的研發(fā)過程中，利用近距離交會(huì)對(duì)接綜合仿真驗(yàn)證系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)了對(duì)交會(huì)對(duì)接各對(duì)接方向接近、撤退和撤離等多種飛行工況控制設(shè)計(jì)的上千次地面仿真驗(yàn)證，為交會(huì)對(duì)接技術(shù)的不斷優(yōu)化、改進(jìn)提供了重要基礎(chǔ)數(shù)據(jù)，為我國多次在軌交會(huì)對(duì)接任務(wù)的圓滿成功奠定了堅(jiān)實(shí)基礎(chǔ)。

3 載人三期交會(huì)對(duì)接控制技術(shù)發(fā)展

2013年，在神舟十號(hào)與天宮一號(hào)交會(huì)對(duì)接任務(wù)結(jié)束后，交會(huì)對(duì)接控制團(tuán)隊(duì)啟動(dòng)了自主快速交會(huì)對(duì)接的技術(shù)調(diào)研、方案研究工作[16]。國家科技部973項(xiàng)目“全天時(shí)全方位多形式安全交會(huì)對(duì)接精確控制理論及方法研究”也于同年立項(xiàng)，為自主快速交會(huì)對(duì)接提供了理論基礎(chǔ)。我國完成載人航天工程二期交會(huì)對(duì)接任務(wù)后，在載人航天工程三期空間站組建和運(yùn)營過程中，交會(huì)對(duì)接任務(wù)更加密集，開發(fā)高效、強(qiáng)適應(yīng)性的自主快速交會(huì)對(duì)接方案具有非常重要的意義。此外，對(duì)于貨運(yùn)飛船、空間站實(shí)驗(yàn)艙等無人航天器，為了提高交會(huì)對(duì)接可靠性，還需要增加人控遙操作交會(huì)對(duì)接。

2020年具有自主知識(shí)產(chǎn)權(quán)的載人三期追蹤航天器全自主通用交會(huì)對(duì)接方案設(shè)計(jì)報(bào)告通過評(píng)審。2021—2022年，天舟二號(hào)[17]/三號(hào)/四號(hào)/五號(hào)、神舟十二號(hào)/十三號(hào)/十四號(hào)/十五號(hào)相繼發(fā)射，采用6.5 h全自主快速交會(huì)對(duì)接主任務(wù)模式和2 h超快速交會(huì)對(duì)接模式(天舟五號(hào))，分別與空間站天和核心艙成功實(shí)現(xiàn)了前向、后向和徑向交會(huì)對(duì)接；問天/夢(mèng)天實(shí)驗(yàn)艙采用13.5 h天地一體快速交會(huì)對(duì)接模式，相繼與天和核心艙成功實(shí)現(xiàn)前向交會(huì)對(duì)接。2022年1月，神舟十三號(hào)航天員乘組在空間站核心艙內(nèi)采用人控遙操作方式，圓滿完成天舟二號(hào)貨運(yùn)飛船與空間站組合體的交會(huì)對(duì)接試驗(yàn)。我國空間站建造階段的交會(huì)對(duì)接任務(wù)全部圓滿完成。

3.1 全相位多模式自主快速交會(huì)對(duì)接

在已有載人航天工程二期遠(yuǎn)距離導(dǎo)引地面制導(dǎo)算法研究及前期遠(yuǎn)距離快速交會(huì)技術(shù)調(diào)研和方案研究的基礎(chǔ)上，提出了基于火箭入軌條件，且適應(yīng)性較好、具有較大故障容忍能力的自主遠(yuǎn)距離交會(huì)方案，如圖6所示。與俄羅斯的準(zhǔn)共面發(fā)射實(shí)現(xiàn)兩圈快速對(duì)接不同[18]，該方案包括基于錨點(diǎn)設(shè)定和時(shí)空折疊的調(diào)相策略、多變量協(xié)調(diào)的自主安全快速交會(huì)對(duì)接制導(dǎo)策略和算法、故障處置策略等。相關(guān)算法計(jì)算量小、可靠性高，可應(yīng)用于航天器在軌自主計(jì)算。通過研究制導(dǎo)脈沖和相位角調(diào)整的規(guī)律，針對(duì)入軌軌道條件給出了最短時(shí)間交會(huì)對(duì)接的相位調(diào)整能力，使得該方案在推進(jìn)劑消耗基本保持不變的條件下，可大大增加追蹤航天器和目標(biāo)航天器的初始相位差，最大程度的適應(yīng)火箭入軌偏差，提高任務(wù)實(shí)施的寬松度。采用該方案，近地軌道交會(huì)對(duì)接飛行時(shí)間可在2 h～3 d范圍內(nèi)自適應(yīng)調(diào)整。

圖6 自主快速交會(huì)對(duì)接過程示意圖Fig.6 Schematic diagram of autonomous quick rendezvous and docking process

3.2 人控遙操作交會(huì)對(duì)接

相對(duì)于載人航天工程二期載人飛船的人控交會(huì)對(duì)接，從貨運(yùn)飛船開始，在原有載人飛船人控交會(huì)對(duì)接功能的基礎(chǔ)上，又新增了人控遙操作交會(huì)對(duì)接功能。由于攝像機(jī)依然配置在來訪飛行器上，但航天員人控遙操作是在空間站上，因此為滿足人控遙操作的需求，增加了遙操作攝像機(jī)、圖像壓縮編碼解碼單元及空空無線高速傳輸?shù)仍O(shè)備。與載人飛船的直接人控交會(huì)對(duì)接技術(shù)相比，人控遙操作交會(huì)對(duì)接系統(tǒng)架構(gòu)變化明顯、控制回路的時(shí)延更大。大時(shí)延條件下的交會(huì)對(duì)接控制是人控遙操作系統(tǒng)設(shè)計(jì)的難點(diǎn)，為滿足控制系統(tǒng)方案要求，載人三期任務(wù)研制中對(duì)時(shí)延控制進(jìn)行了專門設(shè)計(jì)，對(duì)各個(gè)時(shí)延環(huán)節(jié)進(jìn)行了嚴(yán)格控制，目前在軌應(yīng)用可以滿足使用需求[19]。

3.3 復(fù)雜航天器高精度魯棒控制

以復(fù)雜航天器交會(huì)對(duì)接高精度魯棒控制為背景，不斷豐富和發(fā)展基于特征模型的相平面高精度控制及實(shí)現(xiàn)方法。在理論上，首次提出了相平面閉環(huán)控制穩(wěn)定性定理，解決了相平面控制穩(wěn)定性證明的科學(xué)難題，給出了保證系統(tǒng)穩(wěn)定的相平面參數(shù)關(guān)聯(lián)機(jī)理和約束關(guān)系，為相平面控制參數(shù)設(shè)計(jì)奠定了重要理論基礎(chǔ)[20-22]。在方法上，建立了目標(biāo)相對(duì)運(yùn)動(dòng)的特征模型，總結(jié)提煉了一種基于特征模型的相平面自適應(yīng)控制方法，通過將目標(biāo)轉(zhuǎn)動(dòng)角速度引入相對(duì)運(yùn)動(dòng)方程推導(dǎo)，分析捕獲瞬時(shí)對(duì)接軸的控制能力需求(見圖7)，相平面參數(shù)設(shè)計(jì)根據(jù)需求分析結(jié)果及穩(wěn)定性條件，隨目標(biāo)轉(zhuǎn)動(dòng)特性、縱向距離等進(jìn)行自適應(yīng)調(diào)整，作為一種參數(shù)可設(shè)計(jì)的相平面位置姿態(tài)控制方法，實(shí)現(xiàn)了復(fù)雜航天器多模式交會(huì)對(duì)接位置姿態(tài)高精度魯棒控制。上述控制方法為載人飛船、貨運(yùn)飛船等復(fù)雜航天器交會(huì)對(duì)接任務(wù)的成功實(shí)施，提供了重要的技術(shù)支撐。這些方法不僅適用于空間交會(huì)對(duì)接任務(wù)，還具有較強(qiáng)的通用性，可以應(yīng)用于其它高階、慢時(shí)變、大延遲、強(qiáng)干擾航天器的噴氣控制，如帶有撓性太陽帆板的充液衛(wèi)星的姿態(tài)軌道控制、大撓性航天器噴氣控制等，豐富發(fā)展了基于特征模型的自適應(yīng)控制理論方法。

圖7 捕獲瞬時(shí)對(duì)接軸Fig.7 Capture instantaneous docking axis

3.4 發(fā)動(dòng)機(jī)最優(yōu)配置和指令分配

從載人航天工程二期開始，交會(huì)對(duì)接控制團(tuán)隊(duì)在國內(nèi)就率先開展了交會(huì)對(duì)接姿軌控推力器指令分配及配置問題研究[23]，經(jīng)過載人航天工程三期的深入研究，①提出了一種多執(zhí)行機(jī)構(gòu)最優(yōu)控制指令分配方法。針對(duì)復(fù)雜任務(wù)多執(zhí)行機(jī)構(gòu)位置控制和姿態(tài)控制互相耦合干擾，影響控制精度和穩(wěn)定度，且使用效率較低的問題，考慮每臺(tái)執(zhí)行機(jī)構(gòu)在復(fù)雜任務(wù)所有控制維度上的輸出，將控制指令分配問題轉(zhuǎn)化為針對(duì)控制指令的精確方程組求解問題，并基于推進(jìn)劑消耗等性能指標(biāo)獲得唯一最優(yōu)解，從而提高復(fù)雜航天器位置姿態(tài)六自由度控制精度和穩(wěn)定度，并減少推進(jìn)劑消耗[24]。②提出了一種復(fù)雜任務(wù)多執(zhí)行機(jī)構(gòu)構(gòu)型優(yōu)化設(shè)計(jì)方法。針對(duì)復(fù)雜任務(wù)執(zhí)行機(jī)構(gòu)配置數(shù)量過多且使用效率低的問題，通過建立構(gòu)型參數(shù)與各執(zhí)行機(jī)構(gòu)輸出的控制量之間的矩陣關(guān)系，將考慮偏差和故障冗余的執(zhí)行機(jī)構(gòu)配置數(shù)量問題轉(zhuǎn)化為使得方程組有解的矩陣可逆問題，得到控制任務(wù)維數(shù)與執(zhí)行機(jī)構(gòu)數(shù)量間的確定關(guān)系。將布局優(yōu)化問題轉(zhuǎn)化為非線性規(guī)劃問題，根據(jù)基于性能指標(biāo)的構(gòu)型優(yōu)化模型，并結(jié)合任務(wù)需求和約束得到性能最優(yōu)的構(gòu)型設(shè)計(jì)結(jié)果，解決了執(zhí)行機(jī)構(gòu)構(gòu)型設(shè)計(jì)技術(shù)難題，使復(fù)雜航天器的發(fā)動(dòng)機(jī)配置數(shù)量大幅下降[25-26]。

4 后續(xù)發(fā)展需求與展望

4.1 載人登月和深空探測

我國載人航天工程和月球探測工程作為國家科技發(fā)展的兩項(xiàng)重大工程，正按照既定計(jì)劃穩(wěn)定有序的開展。推進(jìn)以載人登月為目標(biāo)的月球探測任務(wù)是我國下階段航天活動(dòng)的必然趨勢(shì)，也是我國航天事業(yè)持續(xù)發(fā)展的重大舉措。實(shí)施月球軌道交會(huì)對(duì)接可大幅減小從地球或月面發(fā)射航天器的規(guī)模，有效降低對(duì)起飛運(yùn)載能力的要求。因此，月球軌道交會(huì)對(duì)接技術(shù)是載人登月和建立月球基地的支撐性技術(shù)之一。月球空間環(huán)境與地球差異很大，而相較于無人月球探測任務(wù)，載人登月任務(wù)探測器規(guī)模更大，結(jié)構(gòu)更為復(fù)雜，在任務(wù)類型、快速性、自主性和安全性等方面，對(duì)交會(huì)對(duì)接技術(shù)提出了新的要求。

在深空探測方面，我國已實(shí)現(xiàn)了無人月球采樣返回，未來還要實(shí)施火星采樣返回、小行星采樣返回等。由于距離更加遙遠(yuǎn)，不確定性更大，對(duì)交會(huì)對(duì)接的智能性和自主性要求會(huì)越來越高。

4.2 在軌服務(wù)

太空中有大量航天器在軌運(yùn)行，承擔(dān)著通信、氣象、探測和導(dǎo)航等任務(wù)，這些航天器與我們生活密切相關(guān)，對(duì)人類社會(huì)進(jìn)步和科技發(fā)展起著重要作用。航天器經(jīng)過長時(shí)間運(yùn)行，其器件容易老化并發(fā)生故障，同時(shí)，隨著技術(shù)的進(jìn)步，在軌航天器的關(guān)鍵部件也需要升級(jí)換代，目前只能通過發(fā)射新的航天器，替代舊的故障航天器來實(shí)現(xiàn)上述目標(biāo)。對(duì)故障航天器開展在軌維護(hù)可以有效延長航天器使用壽命，降低航天發(fā)射和運(yùn)行成本，因此在軌維護(hù)是重要的發(fā)展趨勢(shì)。

在軌維護(hù)要對(duì)接的航天器通常是非合作目標(biāo)，針對(duì)非合作目標(biāo)的交會(huì)逼近或?qū)油？靠刂坪秃献髂繕?biāo)有很大的不同，因?yàn)榉呛献髂繕?biāo)通常沒有運(yùn)動(dòng)控制能力，交會(huì)的目標(biāo)軌道一般是橢圓軌道，若要實(shí)現(xiàn)與這些目標(biāo)的交會(huì)對(duì)接或者捕獲，必須研究基于一般橢圓軌道的交會(huì)對(duì)接技術(shù)。

4.3 基于人工智能的空間交會(huì)對(duì)接技術(shù)

智能航天器是指具備態(tài)勢(shì)感知、信息融合、自主決策、組網(wǎng)協(xié)同，可實(shí)現(xiàn)自主、高動(dòng)態(tài)與分布協(xié)同工作，具有自主學(xué)習(xí)能力的航天器。智能是未來航天器成功自主執(zhí)行各種復(fù)雜交會(huì)對(duì)接任務(wù)的主要手段，通過在航天器上建立遠(yuǎn)程智能體，不依賴外界的信息注入和控制或者盡量少依賴外界控制而能夠準(zhǔn)確的感知自身的狀態(tài)和外部環(huán)境，實(shí)現(xiàn)航天器的自我管理、自行完成感知、決策和執(zhí)行。利用深度強(qiáng)化學(xué)習(xí)技術(shù)，通過學(xué)習(xí)訓(xùn)練，使航天器具備以觀測到的目標(biāo)航天器圖像序列為輸入，通過自身控制完成與目標(biāo)航天器的交會(huì)和對(duì)接過程。智能交會(huì)對(duì)接具備人控交會(huì)對(duì)接魯棒性強(qiáng)的特點(diǎn)，具備學(xué)習(xí)能力，能夠適應(yīng)更大的不確定性，具有更廣闊的應(yīng)用前景。

5 結(jié)束語

中國載人航天工程推動(dòng)了我國空間交會(huì)對(duì)接技術(shù)的長足發(fā)展，在載人航天30年發(fā)展歷程中，作為載人航天的基本技術(shù)，我國的空間交會(huì)對(duì)接技術(shù)實(shí)現(xiàn)了從無到有、從自動(dòng)/人控到自主、從長周期到快速、從單一模式到多模式的重大技術(shù)跨越，圓滿完成了載人航天三步走戰(zhàn)略，同時(shí)也促進(jìn)了航天器自主控制技術(shù)的發(fā)展，為航天強(qiáng)國建設(shè)貢獻(xiàn)了力量。

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