这是由于神舟15号发射上去要和空间站对接,对接窗口决定的,火箭发射对气象的要求实际上不是特别严苛,只要不是超级恶劣的天气都会有一定的容错。下面就贴一些对接任务的知识。

航天器的交会任务分为几个主要阶段:发射、同步、远距离交会、近距离交会和对接(launch, phasing, far range rendezvous, close range rendezvous and mating).在这些阶段中,追逐器与目标航天器对接所需的运动学和动力学条件会逐渐建立并且满足。


对接的主要阶段图

接下来介绍每个阶段:

2.1 发射和入轨( Launch and orbit injection)

(1)发射窗口

由于地球的自转,地球表面的每一点每天都会两次经过任何轨道平面,航天器发射时一般会向东发射,利用地球自转的切向速度分量(在赤道处大约有463m/s的速度),世界上大多数火箭发射场只能在有限的发射方向上发射,因此,每天只有一次机会将航天器发射到特定的轨道平面。在地球自转15°/h的情况下,发射场每分钟将向轨道平面移动约0.25°/h(暂不考虑其他漂移效应),相对速度较低时,偏离预定发射时间造成的平面差异可以在发射后不久由发射装置有效修正,在轨道上修正就要付出比较大的代价,例如,在400公里的轨道高度,需要花费约32m/s的 Delta V 来修正1分钟的发射延迟。

因此,发射窗口的大小,即发射场通过轨道面时间前后的余量,主要取决于发射装置(火箭)的修正能力。

(2)轨道平面及其他轨道参数的定义

地球轨道平面的惯性空间方向可以用两个角度来确定:

(1)轨道倾角i

(2)升交点或降交点精度Omega

当地球旋转时,我们必须在空间中找到一个固定点来定义除地球赤道面外的第二个参考平面,很方便的点就是赤道点,由赤道面与地球绕太阳轨道的平面(黄道)的交点定义。

卫星轨道平面与赤道平面的交点称为“节点”。上行节点指的是卫星向北通过的点,下行节点指的是向南通过的点。 Omega 是定义轨道平面所需的角,它是在春分点和升交点之间测量的,被称为升交点赤经(RAAN)。

椭圆轨道由它的远近地点的大小以及远近心点角距omega或相应的表达式来定义。卫星在其轨道上的瞬时位置由真近角定义,即距离轨道近地点的角度 nu ,参数示意图如下:


轨道根数示意图

升交点经度

(3)发射操作的灵活性

为了给发射操作提供足够的灵活性,即为倒计时的可能中断提供尽可能多的余量,所以应该尽可能在发射窗口的开始时发射,但是对外宣称的名义上的发射时间会在发射窗口的中段,相应的平面误差会被修正,发射的各个阶段都要有能够修正的可能性,防止各种扰动带来的时间上的偏差。

(4)发射阶段结束时航天器的状态

在发射阶段结束时,追逐器由发射装置(或者由航天器自身的推进方式)带入目标轨道平面的稳定轨道,追逐器在较低的轨道上,与目标航天器会存在相位角,主要取决于目标的轨道参数和实际的发射日期。

与发射装置分离后,航天器就要展开太阳能帆板和天线,初始化所有子系统。如果发射装置将航天器送入了不可运行的轨道,即进入一个转几圈后就会衰变的轨道,这种情况下,至关重要的事就是所有必要的子系统和设备都在第一个远地点运行,以便在近地点进行上升操作。


2.2 调相和转移到近目标轨道(Phasing and transfer to near target orbit)

(1)调相目标和调相结束时的状态

交会任务的第一个轨道阶段的目的是利用较低的轨道的较短的轨道周期,减少追逐器和目标航天器之间的相位角,在此阶段,将依次修正倾斜和RAAN的发射误差,一般来说,所有的相位调整都是由地面控制的。调相结束于获得一个“初始目标点(initial aimpoint)”,或在一定范围内实现一组位置和速度值的裕量,称为“轨迹门(trajectory gate)”或“入口门(entry gate)”。目标点或“门”将在目标轨道上,或非常接近目标轨道,从这个位置远距离交会操作可以开始进行了。

(2)时间偏差和轨道参数的修正

根据发射阶段结束时与目标的相位角,以及从总飞行时间和对接的时间的限制,还有发射后轨道参数的修正要求,会有多种可能的相位策略:

  • 向前/向后调相
  • 圆形/椭圆形轨道调相
  • 圆形轨道下调节轨道高度
  • 椭圆轨道情况下远地点/近地点高度的变化
  • 倾斜的横向修正操作和RAAN修正

还有很多策略后面的章节会详细讨论。

(3)对接时的坐标系

在发射和调相阶段时,导航是基于以地球为中心的惯性坐标系进行的,因此,这些阶段的轨道通常也用一个以地球为中心的坐标系表示,即“以地球为中心的赤道坐标系(Earth-centred equatorial frame)”,调相阶段的操纵主要在轨道平面上时,就要用到轨道平面坐标系(orbital plane frame),在远距离和近距离交会阶段,需要用到目标飞行器的轨道坐标系(target local orbital frame),记轨道速度矢量为 vec V ,以地球为中心的坐标矢量记为 vec R ,角动量记为 vec H ,下图是对接过程的示例,追逐器要追上轨道高度差为 Delta h 的目标飞行器。


(4)向前/向后调相

追逐器发射时可能会与目标飞行器的相角过小,从入轨点直接转移到目标点的向前调相需要相位差超过360度,很明显成本太高,而且由于任务持续时间,载人航天任务中生命维持时间,姿态控制的推进剂消耗等诸多因素,可能需要考虑反向调相,即追逐器被转移到比目标飞行器更高的轨道,然后再靠近目标飞行器,一般来说,反向调相是不推荐的,因为前往高轨道需要较大的 Delta V ,燃料是很宝贵的。


向前和向后调相图

(5)每个任务的不同的阶段策略

由于每个发射日的相角条件都会不同,因此不可能有固定的相角轨迹或策略,每一次发射的轨道和动作都必须进行单独计算。在相位角不确定性较小的情况下,可以在飞行过程中通过不同高度轨道上不同持续时间的漂移策略实现到达时间的调整,这个将在第五章介绍。

下图展示了两个可能的分阶段策略:

(a)第一种策略中,椭圆相位轨道的远地点和近地点都在某一时刻被抬高,从而降低了相位速度,选择合适的轨道上的点保障追逐器在适当的时间到达初始目标点,如果航天器上搭载了GPS接收器,那么导航和推力执行的精度就得以保证。

(b)第二种策略中,尝试尽快提高追逐器的远地点到目标轨道的高度,这样一方面要求追逐器有更高的推力,另一方面,也提供了较低的推进剂消耗以及根据地面测量信息,使得追逐器的远地点迭代调整到目标的轨道高度的可能性。在没有GPS的情况下,这种策略具有特殊的优点。


第一种策略

第二种策略

(6)初始目标点的位置

调相的终点通常称为初始目标点,注意这个点并不是一个保持点,更多的细节将在之后的章节里说。

(7)使用entry gate的策略

这个策略其实就是上文提到的第二种策略。

(8)开环动作的最终精度

调相过程中的机动通常是开环进行的,即先计算机动,然后执行机动,然后验证所得到的结果。由于典型的双脉冲机动只有有限的精度,可能需要在调相结束时执行几个连续的机动,以实现初始目标点或远程交会入口所需要的精度。出于安全的原因,即防止与目标发生碰撞,关键在于到达圆形轨道上的适当轨道高度或椭圆轨道上的远地点高度。

2.3 远距离交会操作(Far range rendezvous operations)

(1)远距离交会的目的和目标

这一阶段被称为homing,类似于飞机接近机场时使用的导航术语,远距离交会阶段的主要目标是减少弹道离散,即实现所需要的位置、速度和角速度条件,这是启动近距离交会操作所必需的。这一阶段的主要任务是获取目标轨道、减小接近速度和任务时间的同步。当追逐器和目标飞行器之间的相对导航可用时,可以开始远距离会合。这一阶段的终点通常是在固定时间轴上的标准轨迹上的标准交会操作可以开始的点,这是自动交会过程特别需要注意的特征。


对远距离交会的终点位置的限制可能是目标飞行器的要求决定的,例如,对于国际空间站,接近椭球的定义是沿目标轨道方向的长半轴为2公里,短半轴为1公里的椭球,要求最后交会时的开始位置应位于椭球之外。

一般来说,远距离交会通常在这种情况下在几十公里的距离开始,在距离目标飞行器几公里的距离结束。

(2)交会时的相对导航

在调相过程中,所有的机动都是基于绝对导航测量完成的,由追逐器上的传感器(比如GPS)或地面提供,在交会操作期间的导航(即远距离和近距离交会)是基于距离和方向的相对测量(如雷达),或直接根据追逐器和目标飞行器之间的相对位置(如相对GPS或RGPS)。调相结束时,追逐器会到达交会操作开始的相对导航位置,相对导航传感器在远距离交会阶段开始时,对测量精度的要求为100 m左右。同理,远距离交会轨道的最后部分的精度必须与近距离交会操作的要求相适应,要求的定位精度一般在几十米左右,测量精度一般在10米左右。

(3)轨迹要素

远距离交会期间的轨迹要素可能包括圆形或椭圆轨道上的自由漂移轨迹、切向、径向转移和保持点。为了能够与外部事件同步任务时间线,如太阳照明,通信窗口和机组人员操作时间线,远程交会时需要考虑时间的灵活调配并留出时间余量。


保持点示意图

(4)与目标飞行器通讯

一般在开始远距离交会阶段之前或之后不久,追逐器和目标飞行器之间将建立通信,坚立通信可能是出于操作和安全原因,也可能是为了导航传感器功能(例如RGPS)。

事实上,除了对传感器功能可能存在的通信要求外,完全可以不需要航天器之间进行通信,即所有通信都通过地面进行。但是,由于与地面的通信联系容易受到干扰和中断,在载人交会任务中,出于安全考虑,需要在近距离交会行动开始之前建立这种联系。目标飞行器的乘员必须能够监视追逐器的轨迹和姿态,并且必须能够在追逐器或目标飞行器出现问题时指挥追逐器停止或撤退。机组人员还必须能够启动避免碰撞的操作,以防发生危险。在无人交会对接的情况下,航天器之间可以不需要直接通信。

2.4 近距离交会操作(Close range rendezvous operations)

近距离交会阶段通常被分为两个阶段:closing和mating,也就是追逐器接近目标飞行器并且最终和目标飞行器形成组合体。

(1)closing

closing阶段的目标是减少追逐器到目标飞行器的距离,满足最后形成组合体的条件。这意味着在这一阶段结束时,追逐器需要考虑位置、速度、姿态和角速度,准备在正确的方向上开始最终的接近。

由于近距离交会操作的安全要求,纯切向推力机动很少使用,径向操纵在不改变平均轨道高度的情况下有可能导致偏心轨道轨迹,例如,由于导航错误开始的位置高于或低于目标轨道,轨道机动将导致追逐器移动或远离目标。如果closing阶段持续2000米左右,相对较高的∆V成本就不推荐使用直线方式进行接近。

除了以上这些,还要考虑避免碰撞和留足时间余量,以更好的处理突发事件。

closing阶段常用的策略如下图所示:

第一种是从 bar V 上的一个位置开始绕飞(轨迹(c)),这样做的优势是操作灵活,因为追逐器在保持点可能有无限的停留时间。

第二种是从低于目标轨道(轨迹(e))的轨道直接利用径向脉冲向上运动。该策略的优点是接近时间短、推进剂推进力低,省去了中间轨迹,但存在时间不灵活、碰撞安全性能不佳等缺点。

第三种是轨迹(d),即在比目标轨道略低的轨道上向目标轨道漂移,这种方法具有较低的推进剂消耗和避免碰撞的优点,通过选择与目标轨道的高度差,还可以获得一定的时间灵活度。


(2)最终接近Final approach to contact

最终接近阶段的目标是在位置和速度以及相对姿态和角速度等方面实现对接或停泊捕获条件。所述尝试的结束条件是在靠泊的情况下,将追逐器对接口或捕获接口送到目标对接机构或机械手的捕获工具的接收范围之内。

在被动捕获锁(碰撞对接)时,必须有一定的轴向接触速度,因为操作捕获锁需要能量。

在主动捕获锁(软对接)的情况下,捕获锁存是由传感器驱动和触发的。这种类型的对接机制也将工作在非常低的接触速度。

在停泊时,安装在追逐器上的机械手的捕获接口必须在机械手能够到达的体积内保持一定的时间。

最终接近所使用的轨迹为闭环控制的直线轨迹或由多个点实现的准直线轨迹(上面图中的轨迹(a))。

最终接近的导航测量精度约为距离的1%,它与对接的最终控制精度兼容,这取决于对接机构的接收范围,一般允许的误差为横向位置几厘米,大约1度的轴向误差和1cm/s的横向速度以及0.1°/s的角速度。对于停泊来说, 绝对位置和姿态的精度就不那么重要了,比对接高5倍的值仍然是可以接受的,但是线速度和角速度必须比对接可接受的范围低大约5倍。出于安全原因,目标飞行器可能要求在机械手开始抓取操作之前关闭追逐器的反馈控制系统。机械手从启动到捕获可能需要超过60秒的时间,在此时间内,追逐器的接口必须保持在捕获范围内。

为了对接,GNC系统还必须满足一个附加条件,即控制对接轴的姿态,这个在停泊时是不用考虑的。


最终接近还需要考虑推进器羽流和接近速度,只需要作出相应的限制即可。

2.5 配对(对接或者停泊)(Mating: docking or berthing)

(1)配对阶段的目标和最终条件

当追逐器的GNC系统将追逐器的捕获接口引导到目标飞行器的接收范围时,配对阶段开始,将在接口条件的约束下实现,涉及接近速度、横向对准、角度对准、对接的速度和角速度,停泊的位置和姿态精度,线速度,角速度等。

配对系统要完成的任务就是:

  • task1:实现捕获
  • task2:衰减航天器之间的剩余相对运动
  • task3:将结构锁存器的接口送入其操作范围
  • task4:实现刚性结构连接
  • task5:实现车辆之间的一个加压通道的气密密封连接,通常会在结构连接过程中实现
  • task6:建立数据、电和流体(推进剂、水、空气供应)接口的连接

在对接中,所有的任务都集中在一个系统中,即对接机构。

在停泊中,任务1、2、3由机械臂执行,剩余任务由停泊机构执行。对接和停泊之间的另一个区别是,停泊的捕获接口通常分布于追逐器的表面,方便机械手抓取。


对接和停泊

对接与停泊捕获的基本区别在于对接过程中主动控制逼近,将其捕获接口引导到目标飞行器对应的接口。在停泊过程中,机械臂发挥主动作用,引导其抓取机构到追逐器上,机械手可以位于目标器或追逐器上,抓取机构也可以位于目标器或追逐器上,就像上面的图那样。

由于追逐器和目标飞行器在接触时将反弹并再次分离,捕获必须在接口离开追逐器之前的短时间内完成。例如,在自由的情况下运动的刚体以相对速度0.1m/s碰撞开口直径d = 0.1m的凹锥轨迹如下图:


2.6 分离(Departure)

(1)分离阶段的目标和最终条件

除对接形成组合体任务外,所有交会任务最终将包括追逐器与目标航天器分离。这一阶段包括重新启动GNC系统,解除结构连接,以及离开目标飞行器,这一阶段的最终会使离开的航天器在一个不返回地球的轨道上运动,并与目标飞行器有一个足够安全的距离。

(2)分离的约束和问题

在结构锁存器打开后,必须对离开飞行器的质心(CoM)施加一个冲量(假设目标飞行器仍然是被动的)以达到必要的分离速度。这通常是分离飞行器的推进系统完成的,然而,推进系统产生的热负荷以及燃烧的颗粒可能对目标飞行器产生污染,为了解决这个问题,可以使用弹簧释放结构锁存器,提供前几米的运动,然后在与对接口方向正交的方向施加推力。

另一个约束条件是对传感器或摄像机的偏离轨迹的可观测性的要求,与最终接近的方法相同,就提出了类似于对接走廊的分离走廊的定义。

从V-bar对接口出发的典型轨迹和走廊如下图所示:

首先假定由对接机构的弹簧作用于分离航天器的∆V为0.06m/s,由此产生的轨道很快就会离开偏离锥,假设偏离锥的半锥角为10度,150秒后,推进系统的推进速度为0.05米/秒,向−R方向推进,以最大限度地减小羽流对空间站的影响,420秒后,进一步径向操纵推进速度−0.08 m/s,以保持分离航天器在离开走廊内,再经过720秒,在大约80米的距离处,径向和轴向推进速度各为−0.2m/s。分离走廊通常定义为几百米的距离,在此之后,分离轨道可以自由地假设任何形状,只要分离飞行器正在远离空间站。


从R-bar对接口出发的典型轨迹和走廊如下图所示:

在本例中,假定分离飞行器的CoM低于空间站的CoM 10m,并从对接机构的弹簧接收一个∆V为0.06m/s,这导致了300s后+R-bar方向的位置变化大约1.7 m,此时,在-V-bar方向施加0.06 m/s的小推力操纵,此后,为了保持在离开走廊内,可能必须施加进一步的V-bar方向上的推力,在大于200米的距离后才可进行最后离场操纵。这将是在−V-bar方向的大推力。为了保证轨道安全,分离锥必须在观测摄像机的视野范围内。