空间交会对接

摘要： 针对航天工程的技术需求,重点概述了多个国家在空间交会对接过程中电磁技术的应用,并对其结构组成、工作原理进行阐述。通过国内外应用的对比,揭示了国内电磁对接的技术差距,提出了后续发展的关键方向和核心技术。

摘要： 2022年7月25日3时13分,问天实验舱成功对接天和核心舱前向端口,整个交会对接过程历时约13个小时,这是我国两个20吨级航天器首次在轨实现交会对接。空间交会对接技术常被形象地称为“万里穿针”,而这丝毫没有夸大它的技术难度。在自主快速交会对接过程中,航天器会自动识别,相互靠近,然后调整各自的位置,逐步达到零距离,最后启动对接机构实现对接,连成一体。在这期间,图像识别非常关键。而对于图像识别技术,我觉得很熟悉。

摘要： 针对考虑位姿耦合的非合作航天器交会对接场景,在没有速度测量情况下为了同时解决安全约束、模型不确定性、执行器故障和输入饱和问题,提出一种基于容积卡尔曼滤波算法(CKF)的自主安全接近方法。首先基于容积卡尔曼滤波器和扩张状态观测器(ESO)分别估计目标航天器的位姿信息和相对速度信息;然后通过将一种新颖的安全包络与人工势函数(APF)结合设计自适应滑模控制器,并设计非奇异辅助系统对执行器故障和输入饱和带来的影响进行集中处理。提出的控制策略在不违反安全约束情况下,能在固定时间内实现位置接近和姿态同步。通过李雅普诺夫方法可以保证闭环系统固定时间稳定。仿真结果表明,所提控制方法具有较高的精度和良好干扰抑制能力。

摘要： 2022年11月12日12时10分,天舟五号货运飞船采取自主快速交会对接模式,成功对接于空间站天和核心舱后向端口,中国航天员首次在空间站迎接货运飞船来访。交会对接完成后,天舟五号将转入组合体飞行段。此次任务中首次实现了两小时自主快速交会对接,创造了世界纪录。这一技术突破对于提升我国空间交会对接水平,提升空间站任务应急物资补给能力具有重要意义。

摘要： 5月30日5时1分,在成功发射约8小时后,由中国航天科技集团五院抓总研制的天舟二号货运飞船与天和核心舱完成了全自主快速交会对接,“万里穿针”技术再现太空。空间交会对接是载人航天活动的三大基本技术之一,是实现空间站和空间运输系统的装配、回收、补给、维修、航天员交换及营救等在轨服务的先决条件,复杂度高、精准度高、自主性要求高、安全性要求高。为掌握该项技术,航天科技集团五院502所研制人员奋斗了近30年。

摘要： 中国载人航天16载,从神舟五号到神舟十一号,从载人飞行到空间实验室任务,中国先后突破了载人天地往返、太空出舱、空间交会对接、中长期在轨驻留、在轨补加等一系列关键技术,将在太空建造维护大型空间站的关键技术从头到尾演练了一个遍。中国载人航天工程已由过去的谨慎探索,全面转入空间站建造阶段,将逐步进入利用空间站开展空间科学实验,取得各种空间科学成果的阶段。可以想见,在空间站时代到来之后,中国载人航天发射有望进入快车道,呈现一个密集发射期。

摘要： 空间交会对接技术是航天工程中的一项关键技术,是空间站建设、载人登月、空间在轨服务以及星际航行的基础和保障.概述了空间交会对接技术的概念、关键技术和交会对接过程的四个阶段,阐述了空间交会对接技术的国内外发展现状,重点论述了空间交会对接的测量技术,最后展望了空间交会对接中测量技术的发展趋势.

摘要： 由本刊编委、中科院测量与地球物理研究所袁运斌研究员等完成的“空间高动态卫星精密定位及其综合测试理论与关键技术及重大应用”项目荣获2017国家科技进步二等奖。该项目研制了空间交会对接卫星精密定位及卫星信息精密处理与系统测试一体化技术，并成功应用于我国神舟八号飞船与天宫一号交会对接等重大航天任务。

摘要： 针对空间交会对接的近距离位姿测量要求,提出了一种基于单目视觉的二维合作目标位姿解算算法.为方便空中移动平台的调整以满足特定的位姿关系,引入了一种新的姿态角定义方法,此方法定义的三个姿态角可以作为平台姿态调整的反馈量且不受旋转顺序的限制.平面模型相对于相机坐标系的三个姿态角和位置向量可通过平面单应矩阵直接导出.在测量实验中,算法基于DSP平台实现,合作目标由4个共面LED光源构成,测量值基准由高精度倾角传感器和全站仪获得.对空间位置变化范围为2 m×2 m,姿态角变化范围为-30°～30°的目标平面进行测量,结果表明,本算法可实现0.88％的相对位置定位误差和最大为0.996°的姿态角测量误差,且单帧算法的解算速度仅为0.25 ms.

摘要： In order to implement the rendezvous and docking of two space aircrafts,the simulation debugging of the rendezvous and docking process must be done.So this paper builds a space docking hardware-in-the-loop simulation testbed which overcomes the limit of no physical simulation environment.It can reproduce the rendezvous and docking process of two space aircrafts.The design scheme of measurement and control system for docking mechanism is put forward.Its software structure and control flow process are described,and the measurement and control model of docking mechanism is built.The model is downloaded to run through the RT-LAB real time simulation platform,and implements sensor signal sampling and motion control of docking mechanism.Experimental results show that the system model can simulate rendezvous and docking process of aircrafts.It has good real-time performance,and the system runs stably and reliably.%为实现空间两飞行器的交会对接,需要对空间交会对接过程进行仿真调试.为此,构建空间对接半实物仿真试验台,克服无实物仿真环境的局限性,再现2个空间飞行器的交会对接过程.提出对接机构测控系统设计方案,描述其软件结构和控制流程,建立对接机构测控模型,通过RT-LAB实时仿真平台将模型下载到测控计算机上运行,实现对接机构传感器信号的采集和运动控制.试验结果表明,该系统模型能够模拟飞行器的交会对接过程,具有较好的实时性,系统运行稳定、可靠.

摘要： 目前,对空间交会对接测量技术的研究仍然具有积极意义.针对空间交会对接任务的特点,立足当前激光雷达的发展趋势,文中提出了将应答式激光测距技术应用于空间交会对接激光雷达的技术思路.与当前传统的合作目标反射式测距方法相比,应答式激光测距技术具有明显的优势.文中对应答式激光测距的基本原理和方案设计做了详细介绍,重点对其作用距离远、测距精度高、测量时间短的技术特点进行了公式推导、理论分析,文末对影响该技术工程化应用的制约因素做了简要探讨.本文对推动空间交会对接应答式激光测距技术的应用具有指导意义.

摘要： 分析了空间交会对接目标飞行器和飞船的轨道特性.首先针对同一发射地点先后发射两个航天器进行交会对接的方式,开展了目标飞行器调相轨道特性研究,在轨道预报相位误差特性分析的基础上,讨论了目标飞行器调相变轨策略和轨道预报精度需求.之后针对空间交会对接地面导引段开展了飞船轨道特性研究,在霍曼转移轨道特性分析基础上讨论了一般转移轨道特性,分析了飞船地面导引段终点状态对转移轨道的影响,并针对地面导引段研究了轨道设计要素与飞船地面导引段终点状态的关系,最后分析了轨控误差和预报误差对地面导引段终点状态的影响,在此基础上进行了轨道预报精度需求分析.本文的分析可用作工程设计的参考.

摘要： 本文研究空间交会对接中绕飞段的制导与控制方法.根据追踪器与目标器的姿态相对运动方程以及目标器视线坐标系内的质心相对运动方程,建立绕飞段的导航计算方程,并运用相平面控制方法对追踪器进行轨道控制,最后给出仿真结果.

摘要： 本文主要研究空间交会对接自主控制段末制导导引控制方案设计问题.在建立自主控制段追踪航天器相对于目标航天器的相对运动数学模型的基础上,对自主控制段所要采用的导引控制方案加以研究,提出了纵向相平面开关曲线控制和法向继电式开关控制方案,通过对此方案进行分析,讨论确定出方案的具体实施细节以及具体制导参数的选取原则.最后通过弹道数学仿真进行方案的验证和制导参数的选择,从而确定出符合设计要求且性能指标最优的导引方案.

摘要： 介绍空间交会对接(RVD)及RVD测量雷达的含义和几种工作模式,综述RVD测量雷达技术发展的历程和特点,光电测量雷达的应用情况,总结归纳出四种RVD测量雷达探测体制发展方向,分析影响测量体制选择因素,激光测雷达的技术优势,提出我国发展空间交会对接测量雷达技术建议,开发自主自动式(RVD)激光测量雷达技术是符合我国国情的优选发展之路.

摘要： 本文介绍了两航天器间的分离过程的撤离策略，分析了撤离过程中一些约束，如测量设备的视场约束，安全距离约束等；在此基础上，研究了满足约束的安全撤离制导算法,并给出了仿真结果。

摘要： 空间交会对接是发展载人航天必须解决的一项关键技术,空间交会对接涉及到主动(追踪)、被动(目标)两个飞行器相对于惯性空间来说同时要进行最多具有12个自由度的轨道和姿态控制问题.为了得到一个高度可靠并且有容错和诊断功能的系统,仿真试验是进行空间交会对接技术研究的一个有效途径.它是借助于计算机仿真平台通过建立对接机构的动力学模型来对整个对接系统动态过程进行动力学仿真.在空间交会对接过程中,从首次接触碰撞到完成捕获这一阶段称为对接捕获阶段,对对接捕获阶段动力学性态的研究是空间交会对接技术的关键.本文以有内导向瓣异体同构周边式对接机构为研究对象,利用多刚体系统动力学理论,从机构的物理模型出发建立了对接捕获阶段的三体力元动力学模型.氢整个系统简化为主动飞行器、被动飞行器和主动对接环三体,把弹簧阻尼等缓冲元件对主动飞行器和主动对接环的缓冲力(矩)用沿丝杆方向的六个缓冲系统力元来表示,建立了缓冲元件物理参数与缓冲机构整体缓冲性能的关系,考虑了缓冲系统六个方向之间的耦合;把主、被动对接环间的相互作用以接触碰撞力元表示;捕获锁与卡板器之间存在捕获锁作用力元;另外,整个对接机构除了三体(主动飞行器、被动飞行器和主动对接环)外,还有大量的小转动部件(如丝杠、齿轮等),小转动部件的惯量特征对系统动力学方程的贡献是不容忽略的,文中考虑了这些小转动部件惯量对系统动力学方程的影响.根据本文所建动力学模型,利用DADS平台,开发了相应的用户模块,编写了Fortran语言用户接口程序,完成了对接过程的动力学仿真.仿真结果表明了本文所建模型的有效性,本文所建动力学模型是比以往的三体简化模型更接近全刚体模型的一种简化模型,此模型有利于后续的优化设计和控制研究.

摘要： 空间交会对接过程中对激光测距系统的测距精度和测距速度都有很高的要求.本文对于数字同步解调鉴相技术做了详细论证,指出了这种方法的优势,最后对鉴相过程进行了仿真,仿真结果与国外实际实验数据比较吻合,验证了这种鉴相技术用于精确快速鉴相的可行性。

摘要： 针对航天器交会对接过程中近距离对接的单摄像头尺度变化难以判定、常规双目视觉系统的视场约束问题，提出基于主动双目视觉的航天器交会对接位姿测量方法。主动双目视觉系统由可控光心距、可控光心角、可控焦距的机构组成，通过控制视觉系统的光学和机构参数，实现视觉测量过程无盲区；通过在线图像配准算法求解视觉系统基础矩阵；通过先验知识实现对接构件的3D重构及测量，实现控制、标定、重构、测量一体化航天器自动对接。仿真实验说明主动双目视觉系统比常规双目视觉系统视场扩展30倍以上，可以实现对接过程的位姿测量，并验证了所提方法的有效性和优越性。

摘要： 针对航天器交会对接过程中近距离对接的单摄像头尺度变化难以判定、常规双目视觉系统的视场约束问题，提出基于主动双目视觉的航天器交会对接位姿测量方法。主动双目视觉系统由可控光心距、可控光心角、可控焦距的机构组成，通过控制视觉系统的光学和机构参数，实现视觉测量过程无盲区；通过在线图像配准算法求解视觉系统基础矩阵；通过先验知识实现对接构件的3D重构及测量，实现控制、标定、重构、测量一体化航天器自动对接。仿真实验说明主动双目视觉系统比常规双目视觉系统视场扩展30倍以上，可以实现对接过程的位姿测量，并验证了所提方法的有效性和优越性。

摘要： 面向空间大型机械臂和交会对接的大容差对接捕获装置。大容差对接捕获装置，具体涉及面向空间大型机械臂和交会对接的大容差对接捕获装置。本发明为了解决现有锥杆式捕获机构不能捕获空间自由漂浮的小惯量无动力目标，异体同构周边式对接机构容差范围小的问题。本发明包括捕获机构和接口机构，捕获机构安装在主动卫星或空间机械臂的腕关节上，接口机构安装在被捕获卫星或被捕获载荷上。本发明用于捕获空间自由漂浮的小惯量无动力目标或进行异体同构周边式对接。

摘要： 本发明是关于空间站利用车轮式电磁铁圆盘对接端(以下简称“车轮对接端”)与升降弹簧式圆盘对接端(以下简称“弹簧对接端”)的交会对接方法，属于航天空间站的交会对接领域。当前技术不足：要求精准度特别高、速度特别慢，稍有偏差就容易碰撞损伤，而本发明在交会对接接触时，能承受更大的对准偏差和撞击力，所以更安全可靠，当然，也可以借助机械臂。交会对接简要程序：首先，车轮对接端与弹簧对接端接近后，被开启的电磁吸力吸在一起；然后，车轮对接端利用电动车轮在弹簧对接端的外表面上，像汽车一样，能前后行驶左右调整位置，进行对准；最后，车轮对接端与弹簧对接端被一套升降弹簧拉动下，进行撞锁，成功后开启两个舱门，完成交会对接。

摘要： 面向空间大型机械臂和交会对接的大容差对接捕获装置。大容差对接捕获装置，具体涉及面向空间大型机械臂和交会对接的大容差对接捕获装置。本发明为了解决现有锥杆式捕获机构不能捕获空间自由漂浮的小惯量无动力目标，异体同构周边式对接机构容差范围小的问题。本发明包括捕获机构和接口机构，捕获机构安装在主动卫星或空间机械臂的腕关节上，接口机构安装在被捕获卫星或被捕获载荷上。本发明用于捕获空间自由漂浮的小惯量无动力目标或进行异体同构周边式对接。

摘要： 本发明涉及航天器空间交会技术领域，提出一种航天器空间自主交会对接相对导航方法，包括：构建航天器空间自主交会模型；测量相对位置信息；构建组合导航系统；通过简化的强跟踪容积卡尔曼滤波算法对所述组合导航系统进行状态估计。本发明可以通过航天器自主采集量测信息构建组合导航系统并且进行状态估计，具有计算量小，滤波精度高、数值稳定性好的优点，并且具有较好的鲁棒性。另外本发明还基于滤波残差序列统计特性改进了简化的强跟踪容积卡尔曼滤波算法，使本发明方法具有较好的自适应性。

摘要： 本发明涉及一种适用于空间交会对接激光雷达的远近场目标识别方法。首先，在地面标定阶段，激光雷达跟踪上近场或者远场目标，移动目标从近距离到远距离或者从远距离到近距离，分别获得激光雷达远近场目标的调光盘码值。然后，根据码值在不同距离下的大小进行曲线拟合，获得拟合的系数。接着，在激光雷达识别阶段，先根据引导距离初步设置远近场目标标识。然后等激光雷达扫描跟踪上目标以后，实时根据调光盘码值和标定系数拟合出来的码值对目标标识进行识别。最后，将识别的目标标识传给外部单元，进而完成空间交会对接激光雷达的远近场识别。本发明可以为空间交会对接激光雷达的软件算法提供实质性的策略，进而保障空间交会对接过程的顺利完成。

摘要： 本发明的一种小型化空间交会对接激光发射电路中，驱动信号增强模块将驱动信号进行整形、滤波、放大后传递给高速开关模块，在驱动信号的控制下，高速开关模块对激光发射器模块进行通断电，激光发射器模块向目标区域发射既定频率的面激光；温度控制与采集模块将激光发射电路的工作温度控制在正常范围内，导热散热模块将激光发射器模块与高速开关模块产生的热量进行转移与释放。本发明实现了激光雷达技术体系下的空间交会对接光源发射电路集成化，有效解决太空环境中温差大、散热慢等问题，在缩小装置体积，简化电路的同时，提高了可靠性与稳定性。

摘要： 本发明公开了一种提高空间交会对接模型预测控制运算速度的方法，航天器近距离交会对接过程中，通过C‑W方程在给出追踪航天器与目标航天器相对运动动力学，该处的目标包含旋转目标和静止目标，随后分别对空间锥约束，速度约束和控制饱和约束进行建模，然后通过模型预测控制方法给出追踪航天器跟随目标旋转，或接近静止目标附近某点的控制实施方法。在给出该控制方法后，为该标称轨迹添加初始扰动，收集机器学习方法训练所需要的数据集，对于神经网络的训练，可以采用行为克隆或逆强化学习进行，上述两种方法属于模仿学习方法，通过训练的神经网络可以得到相应的模型预测控制求解过程中二次规划问题的近似初值，提升了模型预测控制的求解速度。

摘要： 本发明涉及一种适用于空间交会对接激光雷达的激光器自检方法。空间交会对接激光雷达在上电时，需对激光器进行自检，确保激光器处于正常状态。首先，激光雷达上电，查询激光器上电是否使能，如果没有使能则开启激光器使能并清理激光器最小电流设置完成标志，已经开启使能则进入下一步操作，其次，查询激光器是否复位，如果没有复位则对激光器进行复位，复位完成则进入下一步操作，然后，查询激光器最小电流设置是否完成，如果完成则进行下一步操作，否则对激光器进行最小电流设置并更新激光器最小电流设置标志，最后，将激光器最小电流设置完成标志作为激光器的自检结果返回，即完成了激光器自检。本发明可以为空间交会对接激光雷达的激光器自检算法提供实质性的策略，进而保障空间交会对接激光雷达的自检过程的顺利完成。

摘要： 本发明涉及一种适用于空间交会对接激光雷达的能量自适应控制方法。首先在大于10km的远距离段，将激光器能量调节到最大，电路两级增益VGA调节到最大，调光盘能量调节到最大。其次在小于10km的中近距离阶段，进行回波强度闭环控制，通过两级VGA联调，将回波强度幅值控制到800(探测器饱和时最大为1200)。接着当一级VGA调节到最小时，进行二级VGA与激光器电流联合调节，同样将回波强度幅值控制到800。最后到近距离段，当二级VGA和激光器电流均调节到最小时，进行调光盘能量调节，此时将回波强度幅值始终控制到600。本发明为空间交会对接激光雷达提供实质性的策略，进而保障空间交会对接过程的顺利完成。

摘要： 本发明涉及一种空间交会对接的激光雷达，激光雷达包括：发射组件、激光调整装置、轴角编码器、四象限探测处理模块和伺服驱动控制模块；发射组件发射激光；激光调整装置获得激光回波信号；轴角编码器检测方位轴角度值和俯仰轴角度值；四象限探测处理模块根据经过扫描反射镜聚焦后获得的激光回波信号在各象限的能量确定二维脱靶量和测距值；伺服驱动控制模块根据所述方位轴角度值、所述俯仰轴角度值和所述二维脱靶量控制两个步进电机驱动方位轴和仰俯轴转动，进而带动所述扫描反射镜扫描跟踪。本发明利用四象限探测处理模块不仅实现凝视跟踪获得二维脱靶量，同时还完成提取激光回波信号的测距值，节省了一套接收光学系统，构建轻小型激光雷达。