我国载人航天工程交会对接控制技术发展

解永春 张昊 胡海霞 吴宏鑫

(1 北京控制工程研究所，北京 100190)(2 空间智能控制技术重点实验室，北京 100190)

航天器交会对接技术是航天领域一项十分复杂、难度相当大的技术，是载人航天、深空探测、在轨服务等重大工程的一项核心关键技术，与载人天地往返、航天员空间出舱一起构成载人航天活动三大基本技术。所谓交会对接是指两个或两个以上的航天器在轨道上按预定的位置和时间会合(交会)，然后在结构上连接成一体(对接)的全部飞行动作过程[1]。参与交会对接的两个航天器通常一个为被动航天器，一个为主动航天器。被动航天器不作机动或做少量机动，称为目标航天器或目标器，例如空间站。主动航天器需要执行一系列的轨道机动飞向目标航天器，称为追踪航天器或追踪器，例如飞船或航天飞机等。

“863计划”航天技术领域专家委员会首席科学家屠善澄先生在1989年就提出我国要开展交会对接预先研究。之后在载人航天30年发展历程中，我国空间交会对接技术实现了从无到有，从自动/人控到全自主，从长周期到快速的跨越式发展，圆满完成了载人航天工程任务要求，为中国人自己的空间站建设发挥了重要作用。在此过程中，独立自主，取得了一批原创性成果，有力地推动了中国航天技术的发展。

本文论述了我国交会对接控制技术在载人航天工程中的研制及应用情况，并结合后续任务需求探讨交会对接控制技术未来发展趋势。

按照我国载人航天发展战略，研制了神舟一号至神舟五号飞船，在1999—2003年，通过4次无人飞行和1次载人飞行，突破了载人航天的天地往返基本技术，初步建成了我国载人航天工程体系。而此时交会对接技术对我国而言还是任重道远，虽然20世纪80年代起老一辈航天专家已经开始围绕交会对接的概念和控制方法开展了探索性研究[1]，但距离工程实现尚有很大差距。自1996年起，针对载人航天应用背景，我国的交会对接技术逐渐进入可行性论证阶段[2]。

1.1 交会对接飞行方案论证

跟踪交会对接技术发展趋势，结合我国天地联系弧段短、地面测控站数量有限等实际情况，经过充分论证表明我国更适宜发展自主自动的交会对接技术[3]，这就决定了我国交会对接技术发展虽然起步较晚，但起点很高。

交会对接从距离上讲是一个由远及近的过程，从精度上讲是一个由粗到精的过程。根据任务要求、轨道设计、测控配置、飞船上交会对接测量部件的性能以及交会对接的安全性要求，自动交会对接过程可划分为以下四个阶段：交会段、对接段、组合体运行段、撤离段。交会段又分为远距离导引段和近距离控制段。远距离导引段采用地面测定轨，再通过遥控注入方式进行轨道控制。近距离采用船上自主导航、制导和控制方式，所以也称为近距离自主控制段，该段根据距离的远近和制导方式的不同又分为寻的段、接近段和最后平移靠拢段。根据上述阶段划分，论证并确定了各阶段交会对接制导、导航与控制(GNC)方案，2004年底载人飞船交会对接制导、导航与控制技术攻关总结报告通过评审。

1.2 交会测量敏感器选型论证

按照工程总体对交会对接技术的要求：要瞄准国际先进水平，具备自动和人控交会对接双重能力。先进的交会对接方案与相对测量敏感器的先进性和能力息息相关，而在当时我国尚无用于交会任务的测量敏感器，国外相对测量敏感器的研制情况主要如下。

1)微波雷达

早在20世纪60年代初期，美国就开始了交会对接测量敏感器的研究。1966年，美国双子星座-8飞船与阿金纳号上面级实现了航天史上首次空间交会对接，使用的测量敏感器是L频段微波交会雷达，可在450 km～150 m范围内测量出与目标飞行器的方位角、仰角、距离及距离变化率。后续的阿波罗登月和航天飞机计划也主要采用微波雷达。

2)激光雷达

20世纪90年代以来，美国开始发展自主交会对接技术。最具代表性的项目就是“实验卫星系统”(XSS)、“自主交会对接技术演示”(DART)卫星和“轨道快车”(Orbital Express)。实验卫星系统-11上的自主交会对接测量系统由主动和被动两种测量敏感器组成。主动测量敏感器为激光成像雷达，可用于几千米内对非合作目标的测距。日本工程试验卫星-VII(ETS-VII)近距离自主交会对接也采用激光雷达，作用距离为500～2 m，是合作方式的，反射器安装在目标器上。

3)光学成像敏感器

美国DART计划中，追踪飞行器上装有先进视频制导测量敏感器(AVGS)。该敏感器测量距离为500～0.5 m，视场为±8°，通过发射激光并回波成像解算相对位置和相对姿态。欧洲航天局为阿里安货运飞船(ATV)研制的新型的导航敏感器，通过光学成像测量0～300 m的相对位置，在30 m以内还可输出相对姿态。日本在ETS-VII工程试验卫星进行交会对接试验时使用了近距离相对导航敏感器(PXS)，可测量0.3～10 m内的相对位置和相对姿态。

从当时的调研情况分析看，微波雷达是交会对接在远距离的主用敏感器，但“将来”的空间交会对接技术将向高精度自主自动交会对接这一方向发展，而激光雷达和光学成像敏感器是高精度自主交会对接技术的重要敏感器，美国、日本等航天强国都在开展相关技术验证[4]。经过充分论证后，我国的交会对接技术采用远近接力的敏感器配置原则，除了微波雷达外，还把目光锁定在激光雷达和光学成像敏感器[5]，到2004年，基本完成了这些单机的可行性论证，并研制了工程样机[6]。

2004年12月，中央专委正式批复载人航天工程第二步立项，交会对接技术研发转入真正的工程研制阶段。经过将近十年的持续攻关，采用2天的交会对接方案，2011年11月、2012年6月、2013年6月我国相继发射的神舟八号[7](见图1)、九号、十号无人和载人飞船分别与天宫一号目标飞行器成功地进行了4次自动交会对接和2次人控交会对接，标志着我国成为世界上第3个独立掌握空间交会对接技术的国家。2016年10月神舟十一号载人飞船、2017年4月天舟一号货运飞船分别与天宫二号空间实验室成功地进行了自动交会对接，又向空间站建设迈出了关键一步。

图1 神舟八号与天宫一号交会对接Fig.1 Rendezvous and docking of Shenzhou-8 with Tiangong-1

2.1 系统配置及飞行阶段

1)系统配置

神舟载人飞船、天舟货运飞船制导、导航与控制(GNC)分系统交会对接控制系统的主要组成如下：由陀螺组合和加速度计组合构成的惯性测量单元，光学姿态敏感器(包括星敏感器、红外地球敏感器，数字式太阳敏感器，模拟式太阳敏感器和0-1太阳敏感器)，相对测量敏感器(包括卫星导航设备，微波雷达，激光雷达，光学成像敏感器)，GNC控制器。此外，飞船配置的执行机构为喷气发动机。喷气发动机有轨控发动机、平移发动机和姿控发动机[8]。

2)飞行阶段

虽然在一期飞行方案的初步论证中，已经明确了交会对接任务的几个主要飞行阶段，但是每个阶段经历多长时间、每阶段距离如何划分、设置多少飞行特征点、飞行安全性设计原则如何，这些都是随着工程研制逐一细化和完善的(见图2)，同时飞行方案的设计与各相对测量敏感器的性能又是深度耦合，因此系统设计与单机研制又是反复迭代，最终达到工程的可实现[8]。

图2 神舟飞船自动交会对接飞行阶段示意图Fig.2 Schematic diagram of Shenzhou spacecraft automatic rendezvous and docking flight phases

2.2 自动交会对接

1)相对测量及导航

研制了基于卫星导航设备、微波雷达、激光雷达、光学成像敏感器等多型高性能导航敏感器的自主测量系统。相对测量系统能够在相距百千米范围内提供相对位置测量，并在百米范围同时测量相对位置和相对姿态参数。不同敏感器的测量范围存在交叠，以确保同一区域至少两种敏感器可用，且测量精度由远及近逐渐提高，满足交会对接制导和控制系统对参数估计性能的要求。其中卫星导航设备作为自主控制段直至140 m的主导航敏器，由微波雷达和激光雷达作为备份，主要测量相对位置；
140 m以内由光学成像敏感器作为主导航敏感，测量相对位置和姿态。设计了基于冗余测量融合的组合相对导航算法，具有较好的容错性能[9]

2)相对制导

载人航天工程二期交会对接任务中的寻的段和接近段，采用了CW制导[10]和视线制导两种制导[11]方式进行接近。

(1)CW制导

将Hill方程写为如下形式

(1)

式中：A，B，C，D分别为R3×3矩阵；
设ω为轨道角速度，则有

(2)

一般情况下的双脉冲接近控制可以描述为：在已知初始位置、速度r(t0),v(t0)，寻求控制脉冲分别作用于初始时刻和终止时刻，使得在给定时间T=tf-t0内，相对位置、速度达到r(tf),v(tf)。根据CW方程解析解，双脉冲控制需要的速度增量Δv1和Δv2满足

Δv1=B-1[r(tf)-Ar(t0)]-v(t0)

(3)

Δv2=v(tf)-Cr(t0)-DB-1[r(tf)-Ar(t0)]

(4)

(2)视线制导

视线制导两个目的：①使得相对距离在空间的转动速度为零；
②在视线方向上相对距离速率为负。把视线转动角速度方向的控制称为横向控制，把沿视线方向的控制称为纵向控制。

对于横向控制，采用图3所示的开关控制策略，以消除视线转动的角速度。纵向控制的目的是使两个航天器按设定的轨迹或设定的走廊逐步接近。

图3中ωon、ωoff为开关阀值，由测量精度、开启次数、推进剂消耗、最小工作时间等确定；
F为发动机推力。

图3 横向开关控制Fig.3 Lateral switch control

3)交会对接六自由度控制

基于特征模型的智能自适应控制方法是吴宏鑫院士1992年提出的，经过近30年的研究，在理论和应用上均取得了重要进展，形成了一套完整的实用性很强的自适应控制理论和方法[12]。但是，基于特征模型的黄金分割自适应控制器是线性控制器，不能直接应用于解决交会对接这样的喷气非线性控制问题。针对交会对接六自由控制的任务要求和背景特点，创造性地设计了一种基于特征模型的交会对接相平面自适应控制方法，克服了现有设计参数需要人工试凑效率低下的问题，解决了交会对接过程中帆板挠性大、羽流干扰严重、姿态和轨道耦合、系统延迟大情况下鲁棒性好、控制精度高、适应能力强的控制器设计难题[13]。

2.3 人控交会对接

人控交会对接是指由航天员借助交会对接人控系统完成的交会对接。交会对接人控系统组成如图4所示，由测量部件、控制部件、执行部件和仪表显示设备组成。①测量部件包括两类:一类人控惯性测量单元和电视摄像机等人控专用测量设备；
一类通用惯性测量单元、红外地球敏感器和激光雷达等与自控系统共用的测量部件。其中惯性测量单元和红外地球敏感器用于姿态确定，激光雷达测量信息用于为航天员仪表显示相对距离和相对速度信息。②控制部件包括人控控制器、姿态控制手柄、位置控制手柄和仪表系统的人控指令发送设备等。③执行部件包括姿态轨道控制发动机等控制设备。④仪表显示设备主要为航天员显示姿态及相关信息。

图4 交会对接人控系统组成Fig.4 System composition of rendezvous and docking manual control

航天员通过观察电视摄像机屏幕的图像信息，采用位置和姿态协调控制的方法完成百米范围内的交会对接。保持飞船向目标航天器运动，首先结合陀螺测量信息对飞船的姿态进行视线定向控制，消除飞船相对于视线的偏差，使得目标航天器的图像位于电视摄像机的视场中心。操作姿态和位置控制手柄，不断消除姿态和横向位置偏差，并使飞船以恒定的速度接近目标航天器，完成最后对接[14]。

2.4 地面仿真验证

航天器飞行试验成本巨大，研发过程主要依靠地面试验模拟飞行环境和状态来验证设计的正确性。仿真试验是一种十分有效的系统设计、验证和测试方法，在交会对接研制中被广泛应用。针对上述问题，从交会对接任务需求出发，结合实际条件，开展了仿真验证的相关研究工作，于2008年研制了国内首个大型近距离交会对接综合仿真验证系统[15]，如图5所示。

图5 近距离交会对接综合仿真验证系统Fig.5 Integrated simulation and verification system for close range rendezvous and docking

该仿真验证系统不仅可连续对目标飞行器与追踪飞行器在轨近距离交会对接物理运动过程进行逼真模拟，而且通过灵活的设备配置可完成各种交会对接测量敏感器单机的性能验证和交会对接控制系统设计的闭环验证，其较大的运动范围、多达九个运动自由度的模拟量、多功能验证试验模式设计在国际上也具有鲜明特色。在我国交会对接技术的研发过程中，利用近距离交会对接综合仿真验证系统实现了对交会对接各对接方向接近、撤退和撤离等多种飞行工况控制设计的上千次地面仿真验证，为交会对接技术的不断优化、改进提供了重要基础数据，为我国多次在轨交会对接任务的圆满成功奠定了坚实基础。

2013年，在神舟十号与天宫一号交会对接任务结束后，交会对接控制团队启动了自主快速交会对接的技术调研、方案研究工作[16]。国家科技部973项目“全天时全方位多形式安全交会对接精确控制理论及方法研究”也于同年立项，为自主快速交会对接提供了理论基础。我国完成载人航天工程二期交会对接任务后，在载人航天工程三期空间站组建和运营过程中，交会对接任务更加密集，开发高效、强适应性的自主快速交会对接方案具有非常重要的意义。此外，对于货运飞船、空间站实验舱等无人航天器，为了提高交会对接可靠性，还需要增加人控遥操作交会对接。

2020年具有自主知识产权的载人三期追踪航天器全自主通用交会对接方案设计报告通过评审。2021—2022年，天舟二号[17]/三号/四号/五号、神舟十二号/十三号/十四号/十五号相继发射，采用6.5 h全自主快速交会对接主任务模式和2 h超快速交会对接模式(天舟五号)，分别与空间站天和核心舱成功实现了前向、后向和径向交会对接；
问天/梦天实验舱采用13.5 h天地一体快速交会对接模式，相继与天和核心舱成功实现前向交会对接。2022年1月，神舟十三号航天员乘组在空间站核心舱内采用人控遥操作方式，圆满完成天舟二号货运飞船与空间站组合体的交会对接试验。我国空间站建造阶段的交会对接任务全部圆满完成。

3.1 全相位多模式自主快速交会对接

在已有载人航天工程二期远距离导引地面制导算法研究及前期远距离快速交会技术调研和方案研究的基础上，提出了基于火箭入轨条件，且适应性较好、具有较大故障容忍能力的自主远距离交会方案，如图6所示。与俄罗斯的准共面发射实现两圈快速对接不同[18]，该方案包括基于锚点设定和时空折叠的调相策略、多变量协调的自主安全快速交会对接制导策略和算法、故障处置策略等。相关算法计算量小、可靠性高，可应用于航天器在轨自主计算。通过研究制导脉冲和相位角调整的规律，针对入轨轨道条件给出了最短时间交会对接的相位调整能力，使得该方案在推进剂消耗基本保持不变的条件下，可大大增加追踪航天器和目标航天器的初始相位差，最大程度的适应火箭入轨偏差，提高任务实施的宽松度。采用该方案，近地轨道交会对接飞行时间可在2 h～3 d范围内自适应调整。

图6 自主快速交会对接过程示意图Fig.6 Schematic diagram of autonomous quick rendezvous and docking process

3.2 人控遥操作交会对接

相对于载人航天工程二期载人飞船的人控交会对接，从货运飞船开始，在原有载人飞船人控交会对接功能的基础上，又新增了人控遥操作交会对接功能。由于摄像机依然配置在来访飞行器上，但航天员人控遥操作是在空间站上，因此为满足人控遥操作的需求，增加了遥操作摄像机、图像压缩编码解码单元及空空无线高速传输等设备。与载人飞船的直接人控交会对接技术相比，人控遥操作交会对接系统架构变化明显、控制回路的时延更大。大时延条件下的交会对接控制是人控遥操作系统设计的难点，为满足控制系统方案要求，载人三期任务研制中对时延控制进行了专门设计，对各个时延环节进行了严格控制，目前在轨应用可以满足使用需求[19]。

3.3 复杂航天器高精度鲁棒控制

以复杂航天器交会对接高精度鲁棒控制为背景，不断丰富和发展基于特征模型的相平面高精度控制及实现方法。在理论上，首次提出了相平面闭环控制稳定性定理，解决了相平面控制稳定性证明的科学难题，给出了保证系统稳定的相平面参数关联机理和约束关系，为相平面控制参数设计奠定了重要理论基础[20-22]。在方法上，建立了目标相对运动的特征模型，总结提炼了一种基于特征模型的相平面自适应控制方法，通过将目标转动角速度引入相对运动方程推导，分析捕获瞬时对接轴的控制能力需求(见图7)，相平面参数设计根据需求分析结果及稳定性条件，随目标转动特性、纵向距离等进行自适应调整，作为一种参数可设计的相平面位置姿态控制方法，实现了复杂航天器多模式交会对接位置姿态高精度鲁棒控制。上述控制方法为载人飞船、货运飞船等复杂航天器交会对接任务的成功实施，提供了重要的技术支撑。这些方法不仅适用于空间交会对接任务，还具有较强的通用性，可以应用于其它高阶、慢时变、大延迟、强干扰航天器的喷气控制，如带有挠性太阳帆板的充液卫星的姿态轨道控制、大挠性航天器喷气控制等，丰富发展了基于特征模型的自适应控制理论方法。

图7 捕获瞬时对接轴Fig.7 Capture instantaneous docking axis

3.4 发动机最优配置和指令分配

从载人航天工程二期开始，交会对接控制团队在国内就率先开展了交会对接姿轨控推力器指令分配及配置问题研究[23]，经过载人航天工程三期的深入研究，①提出了一种多执行机构最优控制指令分配方法。针对复杂任务多执行机构位置控制和姿态控制互相耦合干扰，影响控制精度和稳定度，且使用效率较低的问题，考虑每台执行机构在复杂任务所有控制维度上的输出，将控制指令分配问题转化为针对控制指令的精确方程组求解问题，并基于推进剂消耗等性能指标获得唯一最优解，从而提高复杂航天器位置姿态六自由度控制精度和稳定度，并减少推进剂消耗[24]。②提出了一种复杂任务多执行机构构型优化设计方法。针对复杂任务执行机构配置数量过多且使用效率低的问题，通过建立构型参数与各执行机构输出的控制量之间的矩阵关系，将考虑偏差和故障冗余的执行机构配置数量问题转化为使得方程组有解的矩阵可逆问题，得到控制任务维数与执行机构数量间的确定关系。将布局优化问题转化为非线性规划问题，根据基于性能指标的构型优化模型，并结合任务需求和约束得到性能最优的构型设计结果，解决了执行机构构型设计技术难题，使复杂航天器的发动机配置数量大幅下降[25-26]。

4.1 载人登月和深空探测

我国载人航天工程和月球探测工程作为国家科技发展的两项重大工程，正按照既定计划稳定有序的开展。推进以载人登月为目标的月球探测任务是我国下阶段航天活动的必然趋势，也是我国航天事业持续发展的重大举措。实施月球轨道交会对接可大幅减小从地球或月面发射航天器的规模，有效降低对起飞运载能力的要求。因此，月球轨道交会对接技术是载人登月和建立月球基地的支撑性技术之一。月球空间环境与地球差异很大，而相较于无人月球探测任务，载人登月任务探测器规模更大，结构更为复杂，在任务类型、快速性、自主性和安全性等方面，对交会对接技术提出了新的要求。

在深空探测方面，我国已实现了无人月球采样返回，未来还要实施火星采样返回、小行星采样返回等。由于距离更加遥远，不确定性更大，对交会对接的智能性和自主性要求会越来越高。

4.2 在轨服务

太空中有大量航天器在轨运行，承担着通信、气象、探测和导航等任务，这些航天器与我们生活密切相关，对人类社会进步和科技发展起着重要作用。航天器经过长时间运行，其器件容易老化并发生故障，同时，随着技术的进步，在轨航天器的关键部件也需要升级换代，目前只能通过发射新的航天器，替代旧的故障航天器来实现上述目标。对故障航天器开展在轨维护可以有效延长航天器使用寿命，降低航天发射和运行成本，因此在轨维护是重要的发展趋势。

在轨维护要对接的航天器通常是非合作目标，针对非合作目标的交会逼近或对接停靠控制和合作目标有很大的不同，因为非合作目标通常没有运动控制能力，交会的目标轨道一般是椭圆轨道，若要实现与这些目标的交会对接或者捕获，必须研究基于一般椭圆轨道的交会对接技术。

4.3 基于人工智能的空间交会对接技术

智能航天器是指具备态势感知、信息融合、自主决策、组网协同，可实现自主、高动态与分布协同工作，具有自主学习能力的航天器。智能是未来航天器成功自主执行各种复杂交会对接任务的主要手段，通过在航天器上建立远程智能体，不依赖外界的信息注入和控制或者尽量少依赖外界控制而能够准确的感知自身的状态和外部环境，实现航天器的自我管理、自行完成感知、决策和执行。利用深度强化学习技术，通过学习训练，使航天器具备以观测到的目标航天器图像序列为输入，通过自身控制完成与目标航天器的交会和对接过程。智能交会对接具备人控交会对接鲁棒性强的特点，具备学习能力，能够适应更大的不确定性，具有更广阔的应用前景。

中国载人航天工程推动了我国空间交会对接技术的长足发展，在载人航天30年发展历程中，作为载人航天的基本技术，我国的空间交会对接技术实现了从无到有、从自动/人控到自主、从长周期到快速、从单一模式到多模式的重大技术跨越，圆满完成了载人航天三步走战略，同时也促进了航天器自主控制技术的发展，为航天强国建设贡献了力量。

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