從ETS-VII到HTV——日本交會對接/?？考夹g研究

朱仁璋 王鴻芳 徐宇杰 魏羽良

（1 南京大學，南京 210093）

（2 中國空間技術研究院，北京 100094）

（3 北京航空航天大學，北京 100191）

1 引言

航天器交會對接/?？考夹g是載人航天工程的關鍵技術之一。作為“國際空間站”（International Space Station，ISS）的參與方，日本交會對接/停靠技術的研發，是直接為ISS項目服務的。1992年9月12日，日本邁出了載人航天第一步。這一天，航天員毛利衛（Mamoru Mohri）乘坐奮進號航天飛機進入太空，執行空間科學實驗任務。（第一位進入太空的日本人是記者秋山豐寬（Toyohiro Akiyama），他乘坐1990年12月2日發射的聯盟號飛船進入和平號空間站，12月10日返回地球。）1997年11月24日，在航天飛機STS-87飛行使命中，日本航天員土井隆雄（Takao Doi）從哥倫比亞號航天飛機出艙，成為第一位執行艙外活動的日本人。四天后，即11月28日，日本發射了工程試驗衛星-7（Engineering Test Satellite VII，ETS-VII）。在1998年7月 至1999年9月期間，ETS-VII成功進行了交會對接（Rendezvous and Docking，RVD）與捕獲停靠飛行試驗。2000年10月，日本航天員若田光一（Koichi Wakata）乘坐發現號航天飛機到達ISS，成為日本第一位在ISS工作的航天員。接著，從2008年3月至2009年7月，通過航天飛機的3次發射（STS-123，124，127）與在軌組裝，日本實驗艙（Japanese Experiment Module，JEM）成為ISS的組成部分。在JEM 組裝完成后的一個多月，2009年9月11日，日本發射了H-II轉移飛行器（H-II Transfer Vehicle，HTV），為ISS提供貨運服務。

?？渴窃谧詣颖鄣囊龑拢瑢崿F對接機構的聯接。在?？窟\作中，自動臂可安裝在追蹤飛行器上，如衛星捕獲中的聯接；也可安裝在目標飛行器上，如在載人空間站的停靠。?？靠蓪崿F無沖擊聯接，又具有空間機械運作的靈便性。日本ETS-VII主星與子星進行了交會對接試驗，也應用主星（追蹤星）的自動臂進行了捕獲/?？吭囼灐TV 與ISS的聯接是應用空間站遙操作器系統（Space Station Remote Manipulator System，SSRMS）實現的。通過ETS-VII與HTV 研發的交會對接/停靠技術，對日本今后空間活動的擴展具有重要意義[1-4]。

2 工程試驗衛星-7（ETS-VII）

2.1 ETS-VII概述[5-8]

ETS-VII是由兩顆衛星組成的雙星系統，進行在軌分離與交會對接，以及應用自動臂轉移有效載荷與捕獲/?？康燃夹g試驗。ETS-VII 主星（2 480kg）名為“牛郎（星）”（Hikoboshi；Altair），子星（410kg）名為“織女（星）”（Orihime；Vega）。兩星連在一起由日本H-II火箭于1997年11月28日發射，進入高度550km、傾角35°的目標軌道。在交會對接試驗期間，子星（目標星）從主星（追蹤星）釋放出，成功進行了V-bar逼近與R-bar逼近技術試驗（參見圖1與表1）。交會對接試驗在1998年7月7日進行，這一天恰逢日本七夕節，“牛郎”與“織女”喜相會。ETS-VII自主交會與軟對接試驗應用相對GPS，激光交會雷達，以及鄰近敏感器技術。在這些試驗中，目標星是合作目標，執行姿態控制與通信數據鏈接，并裝備全球定位系統（Global Positioning System，GPS）接收機及交會敏感器反射器或標記。在空間自動機（Space Robot，RBT）基本試驗期間，目標星與追蹤星由對接機構連接在一起。長為2m、6自由度的自動臂安裝在追蹤星上，由日本地面控制站遙控操作。除了交會對接與空間自動機基本試驗外，ETS-VII還應用視覺伺服跟蹤技術進行衛星自動捕獲與停靠試驗，作為附加的自動機試驗（參見表1）。

圖1 在軌RVD 試驗期間的ETS-VII衛星[5]Fig.1 ETS-VII satellites on orbit（during RVD experiment）

表1 ETS-VII交會對接與捕獲/停靠飛行試驗Table1 RVD and RBT flight experiments of ETS-VII

2.2 ETS-VII系統組成

ETS-VII由主星與子星兩部分組成，其主要特 性如表2所示。

表2 ETS-VII主要特性[5]Table2 Main characteristics of ETS-VII

2.3 EVS-VII通信與星上控制技術[5-6，9-10]

2.3.1 ETS-VII通信技術

對ETS-VII交會對接與空間自動機試驗，監測目標星及追蹤星自動臂的運動是十分重要的。在交會對接試驗中，觀察相機與對接相機用于監測目標星與對接運作；而安裝在追蹤星上的自動臂手眼相機與自動臂監測相機用于空間自動機試驗。為了從圖像監測交會對接試驗中的目標星或空間自動機試驗中的自動臂的行為，追蹤星以1.5Mbit/s的數據傳輸速率向日本筑波空間中心發送遙測數據，運作時間超過1.5h。由于ETS-VII是高度為550km 的低地球軌道衛星，與地面站的直接通信時間很短，僅應用常規的統一S頻段（USB）鏈路是不夠的，最佳解決辦法之一是應用NASA“跟蹤與數據中繼衛星系統”（Tracking and Data Relay Satellite System，TDRSS）的軌道間通信。圖2為ETS-VII通信鏈路圖。如圖2所示，ETS-VII與地面之間的通信鏈路如下：①追蹤星與地面站之間的SSA-HG（SSA-高增益），SSA-OMNI（SSA-全 向），以 及USB 鏈 路；②目標星與地面站之間的SSA-OMNI與USB 鏈路。直接與地面站通信的USB 鏈路主要用于初始運作或星務管理運作。除USB鏈路外，其他鏈路均應用ETS-VII/TDRS試驗系統。此外，追蹤星與目標星可由“追蹤星-目標星”（C-T）通信鏈路互相通信。TDRS數據傳送給戈達德空間飛行中心。該中心與日本筑波空間中心由國際地面網相連。從指令發送直到接收相應的遙測數據的時間大約為6s。

圖2 ETS-VII通信鏈路[5]Fig.2 ETS-VII communications link

2.3.2 ETS-VII星上控制

星上姿態控制計算機與星上自動機控制計算機，分別執行衛星姿態控制與星上自動臂控制任務；還有一臺星上計算機，即制導與控制計算機，用于交會對接運作（參見圖3）。選擇這種分布式控制方法的理由是：①自動臂（6自由度）與衛星姿態運動（3自由度）及交會對接（6自由度）的聯合自由度太復雜，空間計算機難以統一處理。②衛星姿態控制是成熟技術，應用成熟技術與設備有利于節省成本。③對分布式控制，單個系統的研制與測試可分開進行，加快衛星研制速度。④來自衛星姿態控制與自動臂控制及交會對接的計算要求是不同的（對自動臂控制的要求最嚴格，對衛星姿態控制的要求適度，而對交會對接的要求居中），分布式控制有利于計算資源的配置。

星上衛星姿態控制系統執行衛星姿態與天線方向控制任務。姿態敏感器為地球敏感器與基于陀螺的慣性參照單元，用于測量衛星姿態運動。姿態控制執行器件包括反作用輪與氣體噴射推力器。反作用輪用于生成控制力矩，以修正衛星姿態偏差；而氣體噴射推力器實施反作用輪動量的退飽和，并修正反作用輪不能應對的大姿態偏差。通信天線安裝在帶有2個萬向架的支座上，天線方向的控制依據追蹤星的姿態誤差以及數據中繼衛星離兩個在軌衛星的位置實現的。衛星姿態控制與天線方向控制由星上控制計算機管理。

圖3 ETS-VII星上系統流程框圖[10]Fig.3 Block diagram of the onboard system of ETS-VII

2.4 ETS-VII交會對接技術[8-9，11-16]

2.4.1 試驗目的

ETS-VII交會對接主要技術驗證項目如下：①交會對接設備的功能和性能，包括新研發的交會導航敏感器（如激光交會雷達）與對接機構。②交會對接制導、導航與控制（Guidance Navigation and Control，GNC）技術，包括交會對接導航和制導邏輯與星上自主飛行管理功能（含模式控制），以及在交會飛行期間控制兩個飛行器的交會對接運作技術，特別是應用星上飛行管理功能的安全性保證運作。③應用數據中繼衛星的通信技術與遙控操作技術。

從起飛到對接，ETS-VII飛行可分為下列5個階段：①發射；②軌道轉移；③相對逼近；④最終逼近；⑤對接。試驗的主要目標是演示并證實后3個階段的自主交會對接技術。軌道轉移段的主要技術（如GPS絕對導航與自主軌道轉移），通過試驗也得到驗證。不僅自主交會對接，地面遙控操作交會對接也在試驗中得到驗證。

2.4.2系統組成

ETS-VII交會對接試驗應用兩個衛星的平臺系統，交會對接試驗系統，以及視覺系統。ETS-VII執行自主交會對接，因此需要測定追蹤星與目標星之間相對位置與速率的導航功能。ETS-VII有3種導航方法，根據兩顆衛星之間的距離自動選擇其中一種：①用于相對逼近段（從10km到500m）的相對GPS導航；②用于最終逼近段（從500m到2m）的激光交會雷達導航；③用于對接段（2m 以內）的鄰近敏感器導航。如前所述，ETS-VII與地面控制系統（位于筑波空間中心）之間的通信鏈路是通過TDRS實現的。圖4顯示交會對接試驗的相關系統。

追蹤星主動執行交會對接控制，星上交會對接試驗系統包括制導與控制計算機，GPS 接收機，激光交會雷達，相機型鄰近敏感器，加速度計，以及對接機構主動部分（掣爪系統）。追蹤星上裝備兩臺CCD 相機，一臺觀察相機用于監測逼近，一臺對接相機用于監測對接過程中對接機構和目標星的移動。目標星僅執行姿態控制，并裝備配合追蹤星執行交會對接使命的合作設備，包括GPS接收機，被動激光交會雷達反射器，鄰近敏感器標記，觀察相機標記，以及對接機構的被動部分（捕獲把手）。

圖4 ETS-VII RVD相關系統結構[8]Fig.4 ETS-VII RVD relating systems

2.4.2.1 對接機構

對接機構具有捕獲、對接及分離功能，對接機構的主動部分與被動部分分別裝配在追蹤星與目標星的對接面板上，主要由捕獲裝置和鎖緊釋放裝置兩部分組成（參見圖5與圖6）。捕獲裝置由裝配在追蹤星上的3個掣爪系統（主動部分）與裝配在目標星上的3個捕獲把手（被動部分）組成，執行捕獲運作。在追蹤星對接面板上裝有4個鎖緊釋放裝置，在目標星對接面板上有4個鎖緊釋放裝置配對器，用于目標星捕獲后的鎖緊及分離前的釋放。在對接階段，對接機構在2s內捕獲目標星。在分離階段，對接機構以大約2cm/s的速度分離與釋放目標星。

2.4.2.2 激光交會雷達

交會雷達（圖7）是使用近紅外激光束的激光雷達，也是組成ETS-VII交會對接系統的3種導航敏感器之一。另外兩種敏感器是GPS接收機和鄰近敏感器。這些敏感器都向制導與控制計算機提供目標星和追蹤星之間的相對距離和相對角度測量信息。交會雷達在0.3m～660m 的范圍內使用，測量兩顆衛星之間的相對距離和相對角度。GPS接收機用于遠距離，鄰近敏感器用于鄰近范圍。這些敏感器的測量范圍是相互交迭的，這是功能冗余的需要。

圖5 ETS-VII對接面（沿X 向）Fig.5 ETS-VII docking surfaces

圖6 ETS-VII對接機構捕獲裝置[11]Fig.6 Capture mechanism of ETS-VII DM

圖7 ETS-VII激光交會雷達外形[13]Fig 7 Outlook of ETS-VII rendezvous radar（RVR）

交會雷達由下列三部分組成：①交會雷達頭單元；②電子器件單元；③反射器單元。①和②安裝在追蹤星上，③安裝在目標星上。激光束從交會雷達頭發射，被反射器反射，再被交會雷達頭接收。兩星之間相對距離，由發射激光束和反射激光束的已調制束包線之間的相位差的測量得到。兩星的視線角由反射器的圖像測量導出，通過圖像識別方法進行圖像辨識。

（1）交會雷達頭。交會雷達頭向反射器發射波長為810nm 的激光束，半錐角約4°。交會雷達頭也接收來自反射器的激光束。

（2）電子器件。電子器件按來自交會雷達頭的信號計算相對距離和方向，計算結果被送往制導與控制計算機。為了測量相對距離與方向，反射激光束被導向“雪崩光電二極管”檢波器與二維CCD 圖像敏感器，相對距離由測量發射信號與雪崩光電二極管接收到的反射信號之間的相位差獲得；視場半錐角為3°，可測量距離為0.3m～660m。在電子器件內，方向（視線角）的測量是通過CCD 相機采集的反射器圖像進行圖像識別處理獲得的；視場半錐角為4°，測角距離也是0.3m～660m。

（3）反射器。反射器由兩個單元組成。其中一個用于長距離測量，由24個角立方體反射器組成，其一邊長5cm；另一個用于短距離測量，它有1個邊長為2cm 的角立方體反射器。

2.4.2.3 鄰近敏感器

鄰近敏感器（圖8）是在距離2m 至對接之間使用的導航敏感器。它使用100個紅色二極管照射安裝在目標星上的標記，并由CCD 相機獲取標記的圖像。該標記由若干個反射器組成固定的形狀，按標記反射器圖像之間的距離與位置，測量追蹤星和目標星之間的相對位置和姿態。

圖8 ETS-VII鄰近敏感器[14]Fig.8 Proximity sensor of ETS-VII

2.4.3 飛行試驗

在交會對接飛行試驗中，較小質量的子星先從主星分離出，主星作為試驗追蹤星，而子星作為合作目標星。試驗中：①子星保持姿態穩定；②主星與子星之間有直接通信鏈路；③子星可反射來自追蹤星的信號；④子星裝有鄰近敏感器標記；⑤子星上裝配對接機構捕獲把手與視覺標記。試驗進行了3次（參見表1），前2次為V-bar逼近，第3次為R-bar逼近。

2.4.3.1 第1次試驗

第1次飛行試驗于1998年7月7日成功完成。從兩星分離到對接，借助TDRS 通信鏈路運作約40min。試驗序列如下：①首先，地面支持人員從筑波空間中心向追蹤星發送分離指令，追蹤星將目標星推出并以1.8cm/s低速離開。②追蹤星開始自動控制相對位置與姿態，直到相對距離達2m 的近區點（2m 保持點）。③使用鄰近敏感器導航和相對6自由度控制，兩顆衛星保持2m 距離（誤差幾厘米）繼續編隊飛行15min。④然后，地面支持人員向追蹤星發送逼近指令，追蹤星開始以1cm/s的低速逼近目標星，并在接觸前用掣爪系統抓取目標星的把手。⑤最后，追蹤星與目標星完全對接。

2.4.3.2 第2次試驗

第2次飛行試驗于8月7日開始。追蹤星與目標星分離后，按計劃執行到達525m 保持點，開始V-bar逼近飛行。然而，在V-bar逼近中出現推力器非正常點火，導致姿態偏離，這樣，追蹤星由星上安全性管理功能自動執行“禁行中止”，并飛行到后撤點（目標星前方2.5km）。從8月8日到8月13日，進行了2次最終逼近嘗試；然而，因姿態偏離，追蹤星再次轉向安全性模式。通過修改交會飛行軟件和逼近方法，最終，在8月27日自主完成交會對接。這樣，從分離到完成對接，原計劃約4h，實際經歷了3周才完成。

2.4.3.3 第3次試驗

在第3次飛行試驗中，因追蹤星與目標星之間相對位置關系的變化，“追蹤星-目標星”通信鏈路天線按指令轉換，輸出功率也隨分開距離按指令改變。距離測定應用導航敏感器，即相對GPS，激光交會雷達，以及鄰近敏感器。當相距600m 至9km時，由GPS接收機測量。追蹤星與目標星都裝備GPS接收機，目標星GPS接收機的數據按“追蹤星-目標星”通信鏈路向追蹤星傳輸，然后，追蹤星GPS接收機計算其相對目標星的位置與速度。

2.4.3.4 飛行結果評估

在原來的試驗計劃里，無人交會對接需要的設備、GNC功能和操作技術，將通過6次飛行試驗得到證實。然而，事實上，只進行了前述3次飛行試驗。主要項目基本已在第2次試驗中得到驗證，其余項目都在第3次飛行試驗中得到了驗證。下面著重討論前兩次試驗中每個階段GNC的性能。

（1）精確分離。對接機構作出精確分離是非常重要的，因為鄰近敏感器需要保持目標星的標記在其視場內，以便于分離后的測量。

（2）弱沖擊對接。追蹤星以1cm/s的低速逼近，并以對接機構掣爪系統捕獲目標星的捕獲把手（圖6），捕獲時的位置精度約為1cm。

（3）相對6自由度控制和鄰近敏感器導航。在對接逼近階段，使用鄰近敏感器導航執行相對6自由度控制。要求的位置控制精度在10cm 以內，而實際控制誤差大約2cm；要求的姿態控制精度是2°，而實際每軸控制誤差在0.5°以內。導航敏感器根據CCD 獲取的反射標記圖像的位置，計算追蹤星對目標星的相對位置和姿態。在軌測量值和地面測試值相差小于1mm。相對位置和相對姿態的隨機誤差分別在0.2mm 和0.1°之內，均分別優于距離（X軸）20mm 和姿態0.8°的要求值。

（4）參考軌跡制導和激光交會雷達導航。在最終逼近段，追蹤星基于激光交會雷達導航，按參考軌跡制導律，沿V-bar逼近目標星。位置/速度指令與導航值之間的區別微乎其微（參見圖9）。可以證實，參考軌跡制導的性能與導航的性能一樣好。激光雷達應用三維位置敏感器，采用二維CCD 靜態頭代替機械掃描頭。相對距離的測量，應用比較發射波束和返回波束的相位的方法；而視線角測量應用CCD 攝取的三面直角棱鏡反射器圖像。在目標星和追蹤星聯接后，通過與最后的地面測試的測量數據比較，對在軌激光交會雷達精度進行了評估。對測距量，在軌的測量值和地面試驗值相差在2cm內，優于所要求的10cm；對視線角，在軌與地面的測量誤差大約0.1°，也滿足所要求的精度。隨機誤差也低于要求值。

（5）C-W 制導和GPS 相對導航。在相對逼近段，追蹤星按Clohessy-Wiltshire（C-W）制導律逼近，該制導律使用Hill方程的C-W 解。軌道機動指令（要求的速度增量ΔV）由制導律計算，并且“速度增量關斷”應用加速度計測量執行。圖10顯示應用C-W 制導從1 100m 點至150m 點的軌 跡，途中軌跡是由GPS相對導航估計的。實際射入精度約為20m，而要求的是在80m 內。GPS相對導航在Hill坐標系估計相對位置和速率。追蹤星GPS接收機執行GPS相對導航。兩顆衛星都有GPS接收機，追蹤星GPS接收機處理兩顆衛星的偽距差和位移變化數據作為測量數據，并使用擴展卡爾曼濾波器估計相對位置和速度。比較作為參考的激光交會雷達測量粗數據，評估了在軌GPS 相對導航的精度。GPS和激光交會雷達的距離數據對應得很好，二者之間的差別僅幾米。在聯接飛行期間的GPS相對導航的精度也作了評估。追蹤星GPS接收機與目標星GPS接收機的天線之間的距離是預知的。位置估計的精度在10m 內，而要求量為26m。

圖9 ETS-VII參考軌跡制導下V-bar逼近期間的位置[8]Fig.9 ETS-VII position during V-bar approach by reference trajectory guidance

圖10 ETS-VII C-W 制導下的150m 射入軌跡[8]Fig.10 ETS-VII trajectory of 150minjection by C-W guidance

（6）自主飛行管理。除GNC功能外，交會對接系統具有飛行管理功能，它由模式/序列控制、組件冗余管理和安全性管理組成。安全性管理尤為重要，這是因為交會對接技術將在HTV 上得到應用。飛行管理由安裝在制導與控制計算機上的交會飛行軟件運作。該軟件監測并檢查衛星的姿態、通信鏈路以及組件的自檢狀態等。如果探測到一個組件發生故障，該軟件將故障組件替換為備份組件。此外，在離目標星30m 內或“禁行中止”30m 處，如果一個冗余組件的連續故障被探測到，該軟件將自動執行“避撞機動”。在頭兩次飛行中，該軟件的模式/序列控制運作良好。例如，該軟件判斷了激光交會雷達捕獲，并且將其飛行模式從相對逼近模式變換為Vbar逼近模式。在第2次飛行中，當V-bar逼近發生姿態異常時，該軟件探測到了該故障，并解鎖各自的激光交會雷達。這樣，該軟件將飛行模式變為安全性模式，自動執行“禁行中止”，避免兩顆衛星碰撞，保證飛行安全。兩次試驗飛行證實了自主飛行管理按所設計的運作，包括模式/序列控制和安全性管理。

2.5 ETS-VII自動機技術[6-7，9，12]

2.5.1 試驗項目

ETS-VII的空間自動機試驗，是為了研發可從地面站遙控操作的不載人衛星上的空間自動機。ETS-VII成功進行了下列試驗：①在延時與有限通信能力環境下的遙控操作試驗；②衛星姿態與自動臂的聯動控制試驗，以克服來自自動臂的反作用，穩定衛星姿態；③在軌衛星服務試驗，如星上設備的檢查與處置，燃料供應，空間結構展開；④目標星的捕獲與停靠試驗。此外，還進行了下列由日本國家實驗室提出的試驗：①日本國際貿易與工業部的先進自動機手試驗；②日本通信研究實驗室的天線裝配試驗；③日本國家航空航天實驗室的桁架結構遠距離操作試驗。

2.5.2系統組成

ETS-VII自動機系統包括自動臂、端點作用器、監測相機，手眼相機，圖像處理器、運動控制器、關節驅動器等。自動臂有6 自由度，質量約150kg。自動臂包含6個關節，關節質量相對較小，每個幾千克。自動臂及其試驗有效載荷安裝在追蹤星上（參見圖11）。星上自動臂的遙控操作以兩種方式進行：①控制模式；②遙操作模式。在控制模式，從地面控制站向星上自動臂的指示按任務級指令發送，如“從A向B以速度C 帶有效載荷D 移動”。星上自動機控制計算機解碼這些指令，生成自動臂軌跡，控制自動臂，以實現所指示的自動臂運動。在遙操作模式，地面操作者應用控制把手導引自動臂運動。傳向星上自動臂的指示，每250ms給出自動臂末端位置與姿態。星上自動臂控制計算機，從這些數據生成自動臂的軌跡，并按指示控制自動臂。

2.5.3 捕獲與停靠試驗追蹤星自動臂捕獲并收回目標星是ETS-VII使命的引人注目的焦點。捕獲試驗裝置由追蹤星上的自動臂端點作用器與目標星上的固定器組成（見圖12與圖13）。端點作用器頂部有“手指”，用以抓取目標星上的固定器把手。固定器上的光學標記由一塊黑色矩形板上的2個白色圓盤組成。對于目標星捕獲（不是對接），在追蹤星相對目標星保持鄰近飛行時，應控制追蹤星上的自動臂，跟蹤并抓取裝配在目標星上的固定器。自動臂對“抓取點”的視覺伺服跟蹤是捕獲目標星的關鍵技術之一。這次技術試驗成功應用了一組裝在操作器手上的CCD 相機與目標星固定器的光學標記，以及星上實時視頻信號處理。

圖11 ETS-VII追蹤星自動機設備面板外形[7]Fig.11 Outlook of ETS-VII chaser＇s RBT-panel

圖12 ETS-VII追蹤星捕獲目標星[7，9]Fig.12 ETS-VII chaser captures target

圖13 ETS-VII追蹤星端點作用器和目標星固定器[12]Fig.13 ETS-VII chaser end-effector and target fixture

由CCD 相機獲得的視頻圖像經處理后可提取光學標記圓盤的位置、尺寸與比率，這樣可估計圓盤在端點作用器坐標系中的相對距離x，y，z，以及俯仰角與滾轉角。視覺伺服跟蹤控制插圖參見圖14。如圖14所示，端點作用器位置與指向運動的修正指令ΔXcmd由端點作用器路徑規劃向自動臂運動控制器發送。該控制器進行逆向運動學運算，將自動手運動指令（ΔXcmd）轉化為自動臂關節運動指令（ΔΦ），并將ΔΦ 發送給關節驅動器。

圖14 ETS-VII視覺伺服跟蹤控制框圖[9]Fig.14 Block diagram control of the visual servo-tracking for ETS-VII

雖然ETS-VII沒有進行完整的目標星捕獲序列試驗，但分別進行了?？颗c捕獲兩項主要的子序列試驗。1999年3月，子星被自動臂從儲存位置（即對接位置）提出并抓住，然后又移回到對接口（?？窟\作）。1999年9月，子星被釋放進入受半開口的對接機構約束的自由空間，然后，在視覺伺服跟蹤下被自動臂成功地收回（捕獲運作）。

追蹤星自動臂捕獲目標星的過程可分為兩段：①初始逼近；②最后逼近。最后逼近應用視覺伺服跟蹤；而初始逼近是將追蹤星操作器手移至目標星附近點，從那里開始最后逼近。在自動跟蹤鎖定之前的交會逼近途中，自動臂應停在一個等待位置（圖12），這個位置離捕獲位置有一定的安全距離（如500mm），以避免與目標星意外碰撞。在這個距離，追蹤星可進行穩定的并行飛行。在這個等待位置，目標星的光學標記對于精確的圖像處理也許太遠，甚至在CCD 相機視場之外。因此，需要將操作器手移至光學標記的附近點（如100mm），從那點開始視覺伺服跟蹤。由進入等待位置直至到達伺服跟蹤起點即為初始逼近段，在這一段，追蹤星姿態由反作用輪控制。然后，操作器控制轉換為應用視覺伺服跟蹤的最后逼近。在最后逼近段，為了避免推力器或反作用輪引發意外的姿態運動，追蹤星姿態控制系統將關斷，進入自由漂移狀態。

由上述分析可見，成功執行交會捕獲與?？康年P鍵條件是：①應用相對GPS、激光交會雷達、鄰近敏感器的自主交會控制；②目標星姿態穩定并裝配帶有光學標記的固定器；③應用自動手視覺伺服跟蹤技術與自動臂控制技術。

2.6 ETS-VII小結

ETS-VII是成功執行兩個無人航天器之間的交會對接，通過ETS-VII研發的自主交會對接技術（V-bar逼近與R-bar逼近）直接在HTV 飛行使命中得到應用。此外，ETS-VII的交會對接與空間自動機技術試驗，對以后的衛星在軌服務技術的發展具有重要價值。

3 H-II轉移飛行器（HTV）

3.1 HTV概述[17-19]

HTV是日本向ISS運送物資的不載人貨物轉移飛船，別名為“白鸛”（Kounotori；White Stork）。HTV-1為技術驗證飛行器，于2009年9月11日從種子島空間中心，由運載火箭H-IIB TF＃1發射升空。H-IIB是H-II運載火箭系列的最新型號，且被升級專門用來發射HTV。這是H-IIB 及HTV 的首次飛行。在與H-IIB分離后，HTV 使用自己的制導與導航系統，在GPS支持下，朝ISS運動并在之后與ISS相距10m 幾乎沒有相對運動的位置上定位。SSRMS捕獲HTV 并將其?？吭贗SS節點2號艙的天底側。9月17日，HTV-1完成在ISS的?？?。當HTV 在ISS?？繒r，ISS乘員進入HTV的加壓貨艙，向ISS 轉移艙內補給品。與此同時，ISS乘員也使用空間站的自動臂與希望號（Kibo）艙的自動臂卸載不加壓貨物。補給品卸完后，空間站的垃圾和其他廢棄物被裝進HTV。2009年11月2日，HTV-1解除?？侩x開ISS后，降軌并執行毀壞性再入，圓滿完成技術驗證與運送物資雙重任務。HTV-1飛行使命的基本目標為：①執行日本在ISS規劃中的任務；②驗證日本空間工程技術；③積累日本自主研發的載人航天器系統技術與經驗。HTV-1是日本在自己研制的運載火箭、衛星通信系統和載人航天系統集成技術基礎上建造的。

HTV-2于2011年1月22日發射，1月28日?？吭贗SS和諧號艙天底一側的對接口上（參見本期封 二），3月28日解除停靠，3月30日再入地球大氣。HTV-2是HTV-1 的改進型，貨運能力由HTV-1的4.5t增加至5.3t。

目前，俄羅斯的進步號貨運飛船，歐洲航天局的“自動轉移飛行器”（ATV）和美國的航天飛機都向ISS運送補給物品。但除航天飛機外，僅有HTV可大規模同時運送加壓與不加壓貨物。表3對ISS補給飛行器（HTV，ATV，進步號，航天飛機）作出比較，表4列出HTV 主要技術指標。

表3 ISS補給飛行器比較[19]Table3 Comparison of ISS re-supplyvehicles

表4 HTV技術指標[19-20]Table4 HTV specifications

3.2 HTV 構型與系統組成[17-22]

HTV 的構型與組成如圖15所示。HTV 由HTV 貨運系統與HTV 平臺系統兩部分組成。貨運系統包括加壓貨艙與不加壓貨艙及外露貨盤；平臺系統包括電子設備艙與推進艙（圖16）。太陽電池板共57塊，安裝在四個艙段的圓柱型與圓錐形基礎結構上。HTV 長約10m，直徑約4.4m，總重16.5t，共載有6t貨物，其中4.5t貨物裝載在加壓貨艙內（這些貨物將轉移進ISS艙內，雖然有的貨物并不必須要“加壓”），1.5t不加壓貨物裝載在不加壓貨艙中的外露貨盤上（圖15）。

圖15 HTV 構型[21-22]Fig.15 HTV system overview

圖16 HTV 各艙段構形圖[22]Fig.16 Overview of HTV PLC，ULC，EM and PM

3.2.1 加壓貨艙

加壓貨艙（圖16（a））裝載ISS 艙內所需物資（試驗臺，食品與飲用水及衣物等），內部氣壓保持在一個大氣壓。在HTV 單獨飛行階段與?？侩A段，HTV 內部溫度受到控制。加壓貨艙前部裝備通用?？繖C構被動部分，用于與ISS和諧號艙（即節點2號）上通用停靠機構主動部分對接。HTV 停靠在ISS后，加壓貨艙與和諧號艙之間的內部空氣經由艙內通風系統循環；ISS乘員進入加壓貨艙，卸下貨物轉移包與科學/系統機柜。在貨物轉移完成后，HTV 將裝入垃圾與用過的材料。加壓貨艙分系統包括電源系統，熱控系統，環境控制系統，乘員支持系統，以及導航燈。導航燈包括2臺捕獲燈（1臺白燈與1臺黃燈，位于端錐環上）與4臺姿態燈（2臺紅燈在左側，2臺綠燈在右側）。當HTV 逼近或離開ISS時，ISS乘員應用導航燈確認HTV 的位置與姿態。捕獲燈是閃光燈，當HTV 逼近ISS，離ISS 1 000m時，ISS 乘員可看見捕獲燈。當HTV 逼近ISS相距500m時，姿態燈對ISS乘員是可見的；通過監測姿態燈，ISS乘員可確認HTV 的近似姿態。

加壓貨艙基本結構的設計借鑒了JEM 實驗后勤艙加壓部分，并作了修改。圖16（a）描繪了加壓貨艙底部基本結構，壓力圓頂結構的球形表面覆蓋了整個底部半徑范圍。在圓頂帽中心有一個洞，以便制造時安裝用具與技術人員進入。加壓貨艙裝有通風風扇及其管道、用于火警的煙探測器、普通照明設備、用以支撐空氣管道室與照明設備的框架結構，并為艙內國際標準有效載荷機柜的遷移與安裝提供支軸樞架的支撐點。此外，它還提供HTV 再補給貨架，裝載加壓貨物。再補給貨架由金屬（鋁）剛性箱架結構與安有貨物圍欄的前面板組成。所有的貨物都用帶子扎緊在擱板或前面板上。再補給貨架在加壓貨艙上的附著機構，是與國際標準有效載荷機柜兼容的。

3.2.2 不加壓貨艙與外露貨盤

在HTV 飛向ISS 過程中，不加壓貨艙為外露貨盤提供容納空間（圖16（b））。在不加壓貨艙面向地球的表面有一個2.7m×2.5m 的開口，外露貨盤通過這個開口進出。外露貨盤裝載在ISS外表面應用的外露實驗設備及/或軌道更換單元，最多可裝載1 500kg貨物。

在HTV ?？縄SS后，外露貨盤將被SSRMS從不加壓貨艙轉移，之后，貨盤將被交接給希望號艙的自動臂，即日本實驗艙遙操作器系統（JEM Remote Manipulator System，JEMRMS），暫時附著于ISS移動基座系統或希望號的外露設施上，卸載HTV運載的有效載荷。卸下有效載荷并轉移到ISS 上后，貨盤將裝載用過的有效載荷，由空間站自動臂裝回不加壓貨艙中。

外露貨盤有三種構型（圖17），第1種構型用于裝載在希望號外露設施上運作的外部實驗設備。第2種構型裝載用于ISS通用的軌道更換單元，如蓄電池。第3種構型為多用途貨盤，可同時載運外部實驗設備與軌道更換單元。這種貨盤既可連在希望號外露設施上，也可連在空間站移動基座系統上。

圖17 HTV 外露貨盤[19-20]Fig.17 HTV exposed pallet

外露貨盤包括HTV 貨物固位機構，HTV 連接器分離機構，以及抓桿固定器。這些機構將確保外部貨物運送安全。外露貨盤上裝備的抓桿固定器是SSRMS或JEHRMS 抓取與固定的機構[3]。抓桿固定器有兩種類型：①飛行可釋放抓桿固定器，這是ISS通用的抓桿固定器；②電源與視頻抓桿固定器，它可經由SSRMS 或有效載荷/軌道更換單元接納設備，支持貨盤與ISS之間的數據通信；也可從ISS向日本實驗艙外露設施的有效載荷或軌道更換單元提供加熱器電能。第2種貨盤將附著在空間站移動基座系統的有效載荷/軌道更換單元接納設備上。外露貨盤通過HTV 不加壓貨艙從HTV 電子設備艙接入50V 直流電。當HTV ?？縄SS時，貨盤從ISS接入120V 直流電。在貨盤被卸走并從希望號艙的外露設施上離開后，沒有電能供給貨盤。

不加壓貨艙包括束縛分離機構，固定機構，保護帶分離機構，以及導軌/輪子。不加壓貨艙上裝備飛行可釋放抓桿固定器（圖18），空間站自動臂抓取不加壓貨艙上的抓桿固定器，將HTV 向ISS?？俊?/p>

3.2.3 電子設備艙

圖18 HTV 飛行可釋放抓桿固定器[19]Fig.18 HTV flight releasable grapple fixture

電子設備艙（圖16（c））包含制導、導航與控制，通信，數據處理，電源等系統的設備。這些系統支持HTV 的自主交會飛行與/或遙控交會飛行。電子設備艙將太陽陣電能或蓄電池能量分配給HTV 的每個組件。電子設備艙接收從地面或ISS 經由TDRS發送的指令，并將這些指令轉送向每個部件；它也向地面或ISS發送HTV 的遙測數據。

3.2.4 推進艙

推進艙（圖16（d））由推進劑貯箱，管道，閥門，主推力器與部分姿控推力器，以及敏感器等組成。貯箱中的推進劑用于交會，姿態控制以及降軌推進。表4含推進系統主要技術指標。推進艙有4個推進劑貯箱，每次飛行的推進劑容量為2t（最大值2.4t）。一甲基肼（Monomethyl Hydrazine，MMH）為燃燒劑，混合氮氧化物MON3為氧化劑。除了4個推進劑貯箱外，推進艙還有4個裝有氦氣的小貯箱，用于給推進劑貯箱增壓。HTV 推進系統應用冗余設計，有4個主推力器及28個反作用控制系統（RCS）推力器。28個反作用控制系統（RCS）推力器中，16個安裝在推進艙外壁上，12個安裝在加壓貨艙的外壁上（圖19）。每個主推力器的推力為490N，每個RCS推力器的推力為110N。用于軌道機動（調相機動與交會機動）的推進由電子設備艙發送的信號控制。

3.3 HTV 通信與飛行控制[18-20，23-24]

在與H-IIB 運載火箭分離后，HTV 將自動激活HTV 各分系統，穩定姿態，并對HTV 部件進行自檢。然后，HTV 將與TDRS建立通信并啟動與HTV 使命控制室通信。使命控制室位于筑波空間中心的空間站運作設施內。一旦HTV 與使命控制室之間的通信建立起來，使命控制室將實施HTV飛行控制，監視HTV 的遙測參數與飛行數據，并發送指令控制HTV分系統及對飛行實施機動。從HTV到達逼近起始（Approach Initiation，AI）點前的90min內，使命控制室和美國休斯頓使命控制中心合作對HTV 使命實施運作控制。HTV 飛行運作程序如圖20所示。

圖19 HTV 主推力器與RCS推力器布局[20]Fig.19 HTV main thrusters and RCS thrusters

圖20 HTV 飛行運作程序[19]Fig.20 HTV flight operation procedure

3.3.1 HTV 通信鏈路

當HTV 向ISS 逼近與對接時，HTV 應用兩個通信鏈路：①HTV/ISS通信鏈路，由HTV 的鄰近鏈路系統（PLS）與ISS的鄰近通信系統（PROX）構成；②HTV/TDRS通信鏈路，由HTV 的軌內鏈路系統（IOS）與TDRS構成。HTV 的鄰近鏈路系統天線朝向日本實驗艙的鄰近通信系統天線；HTV的軌內鏈路系統天線朝向TDRS（圖21）。對HTV通信，ISS結構可能成為障礙物（ISS的太陽電池翼與散熱器的尺寸達100m 量級），且遮斷HTV 視線，來自ISS結構的多路干擾可能對實際通信構成嚴重沖擊。因此為實現使命成功，需確保通信系統高度安全。

圖21表示ISS日本實驗艙（JEM）和HTV 上的天線的位置。ISS鄰近通信系統后部天線用于鄰近通信的逼近軌跡，鄰近通信系統上部和前部天線用于逃離軌跡與返回軌跡。所有ISS鄰近通信系統天線為（微帶）貼片天線。HTV 鄰近鏈路系統天底天線（PLS-N）為貼片天線，而鄰近鏈路系統天頂天線（PLS-Z）為螺旋天線；軌內鏈路系統天底天線（IOS-N）與天頂天線（IOS-Z）均為螺旋天線。安裝在JEM 上的鄰近通信系統天線輻射圖將受ISS太陽翼與散熱器的多重影響。在關鍵階段，如向ISS對接與從ISS分離，要求通信系統具有高度安全性與HTV 至ISS的可見性。為此，在鄰近通信區，經由“跟蹤與數據中繼衛星”在地面站與HTV 之間建立遙測與遙控通道作為備份系統應用。

圖21 日本實驗艙PROX 天線與HTV PLS及IOS天線示意圖[23]Fig.21 JEM PROX antenna and HTV PLS/IOS antenna

HTV 軌跡受GNC系統控制。在鄰近通信區域內，從高度調整機動2至對接后的分離，對HTV施加機動。從高度調整機動2（位于ISS 后面約10km 處），經由逼近起始點（位于V-bar上ISS之后5km 處）進入R-bar射入點（位于R-bar上ISS之下500m），沿R-bar向ISS逼近。HTV 鄰近通信將被用作為從高度調整機動2至對接之間的指令與遙測的傳送。（詳細描述參見3.6節。）

3.3.2 HTV GNC系統

GNC系統性能是成功進行自主交會與自動捕獲的關鍵因素。GNC系統的中央處理單元是制導與控制計算機。

3.3.2.1 GNC系統功能

HTV GNC系統的主要功能是控制HTV 姿態與軌道：①在HTV 與運載火箭分離后，保持并控制HTV 的姿態；②引導HTV 安全進入ISS鄰近區，并最終達到捕獲點。此外，HTV GNC 控制HTV離開ISS后的降軌與再入序列。

GNC系統的另一個重要功能是“故障檢測、隔離與恢復”（Failure Detection，Isolation and Recovery，FDIR）。作為ISS的來訪飛行器，要求HTV“1次故障保任務”，“2次故障保安全”。這意味著：①使命目的（即向ISS提供補給和分離后的廢棄物處置）即使在1次故障后也可實現；②ISS的安全性要求（即避免碰撞ISS）即使在2次故障后也可達到。為滿足此要求，HTV GNC系統應用冗余技術，并具有中止使命的控制能力。

3.3.2.2 GNC系統組成

HTV GNC系統包括：①制導與控制計算機；②姿態導航與位置導航敏感器；③加速度計；④中止控制單元；⑤閥門驅動電子設備。制導與控制計算機由中央處理器與輸入/輸出控制器組成，加載交會飛行軟件。HTV GNC 從多種敏感器收集導航數據，確定HTV 的時間、位置、速度、姿態和姿態速率，并通過閥門驅動電子設備控制推力器，保持合適的姿態與軌跡。中止控制單元是在制導與控制計算機失效情況下提供使命中止與安全性能力的處理單元。

對于姿態和姿態率確定，地球敏感器組件提供滾轉角和俯仰角，空間集成GPS與慣性導航系統提供3軸姿態率。它由陀螺儀、加速度計和GPS接收機組成。對于時間、位置和速度的確定，該系統除提供3軸加速度測量資料外，還提供可獨立應用的GPS導航解、偽距、偽距速率，以及接收機狀態。在最終逼近段，相對ISS的距離不足500m，需要更精確的導航，以滿足ISS安全性和捕獲要求，因此，HTV使用交會敏感器測定相對ISS的位置和速度。交會敏感器提供相對于激光雷達反射器的激光測距和視線角測量資料。激光雷達反射器是安裝在JEM 天底側的折回反光鏡。給出上述導航數據后，制導與控制計算機通過激發閥門驅動電子設備調節發動機推力，以控制HTV的姿態和軌跡。

3.3.2.3 GNC冗余技術

為滿足“1次故障保任務”與“2次故障保安全”要求，GNC系統應用冗余技術。

（1）姿態導航敏感器由3個陀螺儀和2個地球敏感器組件組成。HTV 姿態估計基于軌道陀螺羅盤指向方法。即使在任意2個姿態敏感器出現故障情況下，在恢復動作啟動前，HTV 也可以維持姿態導航。

（2）位置導航敏感器由2臺GPS接收機或2個交會敏感器組成。在它們的一次故障情況下，HTV可繼續朝向使命目標運作。安全性功能通過嚴格的故障檢測方法強化，即操作控制將使用有別于GNC的故障檢測功能檢測異常情況，以滿足2次故障保安全的要求。GPS 和交會敏感器導航以及相關的安全功能是交會關鍵技術。

（3）在機動期間使用的加速度測量裝置由3個加速度計組成，每個軸上安裝一個，這意味著從安全性觀點看2個加速度計失效可被接受。

（4）制導與控制計算機由2個與閥門驅動電子設備鏈接的輸入/輸出控制器和3個中央處理單元組成。萬一控制器或推進系統出現故障，主控制器和主推進系統將被切換至備用件。

（5）為了在1個中央處理單元發生故障時，應用剩余的兩個繼續使命運作，內置交會飛行軟件可實現3∶2表決系統。萬一2個中央處理單元發生故障，控制授權將轉交給輸入/輸出控制器。制導與控制計算機附有中止控制單元，在輸入/輸出控制器或推進系統多重故障情況下，中止控制單元是最后一個執行使命中止（HTV從交會軌跡逃離）的器件。

圖22表示HTV GNC系統以及與其他分系統的接口關系。由圖可見GNC系統及相關非GNC系統均采用冗余技術，為可靠性與安全性提供基本保障。

圖22 HTV GNC系統框圖[24]Fig.22 HTV GNC system diagram

3.3.3 ISS配套設備

3.3.3.1 激光雷達反射器

激光雷達反射器位于希望號加壓艙的天底一側（圖23）。當HTV 從ISS天底一側逼近時，激光雷達反射器將反射HTV 交會敏感器發出的光束。

3.3.3.2 鄰近通信系統

圖23 激光雷達反射器 [19]Fig.23 Laser radar reflector

HTV 進入鄰近通信范圍后，可與ISS 直接通信。JEM 鄰近通信系統由天線、GPS天線、通信設備、GPS設備、數據處理設備、硬件指令面板組成（圖24）。鄰近通信系統設備都安裝在希望號加壓艙的軌道內通信系統機柜內，通信設備安裝在機柜右側。硬件指令面板原在命運號（Destiny）實驗艙的空間站自動臂工作站臨時展開；當寧靜號（Tranquility）（節點3）到達ISS后，硬件指令面板在寧靜號的穹頂號（Cupola）艙中展開。在HTV 最終逼近ISS或離開ISS期間，除了使用指令/監視筆記本電腦外，ISS乘員也可以為即時的臨界操作使用硬件指令面板控制HTV。硬件指令面板的主要指令鍵是：①中止，該指令迫使HTV 離開ISS；②抓桿固定器脫離，該指令迫使HTV 與SSRMS分開，即在SSRMS無法脫開裝在不加壓貨艙上抓桿固定器的情況下，抓桿固定器將從不加壓貨艙脫離；③后撤，該指令迫使HTV 后撤到ISS 之下30m 或100m；④保持，該指令迫使HTV 暫停逼近，保持相對距離不變；⑤自由漂移，該指令關斷HTV 推力器，為使SSRMS 抓取HTV。鄰近通信系統天線位于希望號加壓艙的外壁側，支持鄰近運作期間HTV 與ISS 之間的直接射頻通信。它接收來自HTV 的遙測數據，也用于向HTV 轉發來自地面或ISS的指令。GPS天線安裝在希望號實驗后勤艙加壓段的頂端，用于向HTV 提供ISS的軌道位置和速度。

圖24 鄰近通信系統部分設備[19]Fig.24 Some equipment of PROX

3.4 HTV 自主交會技術[18，25]

HTV 自主交會飛行可劃分為兩個階段，即相對逼近段與最終逼近段。相對逼近從V-bar上的逼近起始點至R-bar上的最終逼近進入點，最終逼近從R-bar逼近進入點至捕獲點。

3.4.1 相對逼近技術

逼近軌跡及相關FDIR 的設計須考慮安全性要求，即確保不侵犯ISS的安全性區域。為滿足這項要求應識別并選擇包含在驗證中的故障效應（這些故障將影響漂移軌跡），詳盡研究軌跡優化和故障模式（包括軌跡擾動）。此外，一類被稱為“安全性網”的FDIR在交會飛行軟件中執行。這類FDIR依據安全性區域約束，除檢測現時的HTV 相對位置外，還通過顯示位置與速度的傳播，檢測預示的軌跡。這樣，若發現安全性區域被侵犯或將被侵犯，可觸發“避撞機動”。安全性設計驗證可應用蒙特卡羅分析法（考慮可能影響軌跡的故障模式）與軟件模擬測試方法。

3.4.1.1 相對逼近要求與設計

在相對逼近階段，基于相對導航，執行多重機動。軌跡安全性要求如下：①在到達相對逼近起始點之前，HTV 目標軌跡機動與相關的自由漂移軌跡在“逼近橢球”（AE）之外至少24h。②在逼近起始點之后且在“警戒球”（KOS）之外，目標軌跡機動與相關的自由漂移軌跡不與警戒球相交至少4圈軌道。

逼近橢球為4km×2km×2km 的橢球，中心在空間站質心，長軸沿V-bar方向。逼近起始點是穿入逼近橢球的機動的起始點。這個機動施加一次點火，生成彌散軌跡。若逼近起始點設定為飛行器的位置保持點，則逼近橢球進入機動在飛行器進駐逼近起始點后開始。在逼近起始保持點的運作參照了航天飛機“最優化R-bar標的交會”的“TI延遲方案”[25]。對于HTV，逼近起始點位于― V-bar上，離ISS 5km 處（與飛行器速度矢量反向）。

在到達逼近起始點之后，應用警戒球作為另一個安全性區域。警戒球是一個圓球，球心在空間站質心，半徑200m，只有通過預定的逼近走廊（圖25）才可以進入。

圖25 HTV R-bar逼近走廊[18]Fig.25 HTV R-bar approach corridor

3.4.1.2 相對逼近故障檢測

軌跡機動中超過或不足的ΔV，可引起與ISS碰撞的風險。在每次機動中，加速度計積分被星上軟件用于確定推力切斷（熄火）時間?？梢?，機動精度取決于加速度計的精度。因此，降格的加速度計精度以及降格的相對GPS導航解會導致錯誤的“瞄準”，可直接引起不足的或非預期的ΔV。RCS推力器的意外的點火也是ΔV 過度或不足的原因。設計HTV 星上FDIR 功能是為了應對上述故障情況，確保滿足“1次故障保任務”與“2次故障保安全”的可靠性與安全性要求。如表5所示，敏感器本身的故障可直接被校驗敏感器輸出數據的FDIR 檢測出。推力器故障導致異常姿態或非預期加速度，可被觀測姿態狀態或加速度積分的FDIR 檢測到。HTV星上FDIR 也具有覆蓋軌跡異常的功能（即安全性網），這種軌跡異常是由每個FDIR 閾值以下的小的降格潛在引起的。

表5 HTV相對逼近與R-bar逼近的故障檢測方法[18]Table5 Fault tolerant design for relative approach and R-bar approach

3.4.1.3 相對逼近分析與驗證

HTV 逼近軌跡是考慮軌跡安全性而設計的，并應用蒙特卡羅分析法與軟件模擬測試進行驗證。在蒙特卡羅分析中考慮加速度計與GPS相對導航的精度，以及姿態控制精度。作為標稱條件，軌跡安全性和機動后精度被確認滿足這些要求。另一方面，基于軌跡安全性要求必須考慮失效后果。關于失效模式有兩種情況：①失效模式達到FDIR 閾值；②失效模式雖超出標稱指標，但未達到FDIR 閾值。在前一種情況下，失效模式可被觀測敏感器數據或姿態的FDIR 檢測出，從而進行組件（敏感器或推力器等）切換，切換后交會使命繼續進行。對這種情況，導航數據精度或姿態控制精度又被認為與標稱條件相同。然而，在后一種情況，需要應用比標稱條件更寬的精度作為蒙特卡羅分析的條件。這些條件被“安全性網”FDIR 覆蓋，除當前位置外，還將觀測傳播的軌跡；進而可在預示的安全區域侵犯之前，由“安全性網”觸發自動避撞機動，自動執行使命中止。這類FDIR 比其他FDIR 有更寬的覆蓋，然而，在閾值設計過程中，應精心評估故障條件和導航精度，以免產生虛警。

3.4.2 HTV R-bar逼近技術

3.4.2.1 R-bar逼近要求與設計

在R-bar逼近階段，HTV 基于交會敏感器的輸出信號逼近ISS。降格控制性能下降引起的軌跡異常，可能導致碰撞ISS的風險。HTV R-bar逼近段軌跡安全性要求如下：①HTV 應在指定的逼近走廊（圖25）進入警戒球并逼近ISS；②若HTV 在警戒球之內但在逼近走廊之外時，HTV 應具有自動中止使命的能力；③任何中止應使HTV 在90min內離開逼近橢球，且至少24h內不再進入。

為實現上述軌跡安全性要求，HTV R-bar逼近段設計具有下列特點：①最優化的R-bar逼近制導序列；②考慮交會敏感器導航精度的閉環控制性能；③精準制定的FDIR 閾值參數，當違反走廊時觸發使命中止；④依據ISS與HTV 間距離的避撞機動ΔV 管理。

3.4.2.2 R-bar逼近故障檢測

在R-bar逼近期間，降格的交會敏感器精度可能導致ΔV 不足或出現意外。推力器的意外點火也是軌跡異常的原因，而HTV 星上FDIR 功能將提供安全性保障功能。3類失效模式及其故障檢測方法如下：①敏感器自身失效可被直接校驗敏感器輸出數據的FDIR 檢測出；②推力器失效導致姿態錯誤或非預期的加速度，因此，可被觀察姿態狀況或加速度積分的FDIR 檢測出；③HTV 星上FDIR 也覆蓋軌跡異常，這種軌跡異常可能由ISS鄰近區域未知狀況引起的（例如，ISS的光學條件可能與預定的光學條件不匹配）。這類稱為逼近走廊校驗的FDIR，連續監視交會敏感器導航數據與制導指令之間的差異，當差異在其閾值之外時，FDIR 將依據情況嘗試將交會敏感器或輸入輸出控制器/推力器轉換到冗余組。當第2次失效被逼近走廊校驗發現時，將實施使命中止，以確保ISS安全。

3.4.2.3 R-bar逼近驗證與評估

沿R-bar最終逼近要求HTV 僅從預定的逼近走廊進入警戒球。為滿足這一要求，與其它階段軌跡控制所采用的開環機動不同，HTV 在這一階段的軌跡控制基于閉環原理。由于R-bar逼近應用連續的閉環控制，若用蒙特卡羅型模擬進行分析則缺乏逼真性。因此，對模擬驗證，應分析最壞的情況，并應用在初始條件或環境條件中。最壞的情況應涵蓋ISS姿態，ISS高度，質量屬性，推力器推力狀況及其它。

在R-bar逼近的驗證中，軟件模擬測試應考慮多種飛行方案及環境條件，且動力學閉環測試應用實際飛行硬件（包括制導與控制計算機及嵌入在設備中的導航敏感器），模擬實際平動與轉動的動力學運動。

R-bar逼近性能不僅通過軟件測試或靜力學閉環測試進行驗證，還通過動力學閉環測試進行驗證。后者是集成動力學閉環測試，以實際的制導與控制計算機/中止控制單元及處于動力學運動的敏感器驗證GNC系統性能。日本宇宙航空研究開發機構（JAXA）在筑波空間中心有一套動力學閉環測試設施，包括3個稱為姿態控制試驗系統的3軸轉臺及一個稱為交會對接運作試驗系統的6自由度動力學臺。兩個試驗系統同步，模擬HTV 在逼近ISS 30m 范圍內的平移與姿態運動。在動力學閉環測試中，敏感器（兩個交會敏感器和一個包含陀螺儀的“空間集成GPS與慣性導航系統”）和制導與控制計算機/中止控制單元集成，以真實的飛行產品成功地獲得了數據。

基于交會敏感器導航遙測，確認HTV-1 的在軌飛行軌跡與事先計劃的軌跡和驗證試驗結果相符合。HTV-1在軌演示顯示出沿R-bar的“保持”或“后撤”的安全性功能。“保持”或“后撤”由ISS乘員發出指令，HTV 飛行數據證實在軌運作良好，對制導指令的跟蹤性能與預期相符，“走廊校檢”FDIR閾值設計恰當。

3.4.3 軌跡安全性設計策略

HTV 安全性設計覆蓋以下3 方面：①標稱軌跡設計；②故障對策；③軌跡異常。

（1）標稱軌跡設計。安全性設計首先面臨的問題是標稱軌跡設計。無疑，標稱軌跡設計須考慮正常偏差，包括狀態參數的測量偏差與制導機動的執行偏差。這些偏差使無故障的實際軌跡成為以標稱軌跡為中心的彌散軌跡。在到達逼近起始點前，彌散軌跡應保持在逼近橢球外至少24h；在到達逼近起始點之后且在未經批準進入警戒球前，彌散軌跡應在警戒球之外至少4圈。考慮到正常軌跡的彌散域，標稱軌跡（即所謂“目標軌跡”，）應予以偏置，即采用偏置瞄準方案。

（2）故障對策。對故障情況，安全性設計滿足“1次故障保任務”/“2次故障保安全”要求。故障情況涉及兩個問題：①FDIR；②已有故障所導致的軌跡異常。部件（或系統）故障包括降階加速度計，降階GPS導航，以及推力器故障，檢測方法參見表5。

（3）軌跡異常。部件故障可引發狀態測量偏差與機動偏差（包括修正前的影響以及修正后的影響），從而導致軌跡異常，危及安全。對軌跡異常，HTV 采用“安全性網”FDIR。“安全性網”的關鍵是軌跡參數的安全性閾值，而閾值設計須進行軌跡分析，并通過軟件模擬測試加以驗證。

3.5 HTV捕獲/?？考夹g[18-19，24，26-27]

HTV 自動捕獲運作包括兩方面：①SSRMS捕獲HTV，并將HTV ?？吭贗SS對接口；②HTV ?？亢?，SSRMS與JEMRMS聯合運作將外露貨盤從不加壓貨艙運出，并?？吭贗SS，卸載有效載荷。SSRMS捕獲HTV是HTV 交會使命的最關鍵階段。由于HTV 運動是相對ISS，因此，ISS的姿態動力學運動是影響HTV 位置保持性能的一個因素。SSRMS對HTV 和ISS 相對運動引發的力學負荷的容限也是一項起主要作用的約束。

為確定自動臂SSRMS 捕獲HTV 的條件，引入“捕獲箱”概念（圖26）。由內到外（從小到大），捕獲箱分為3部分：①內捕獲箱；②中抓取箱；③總捕獲箱。它們分別表示在3個捕獲階段（即位置保持，自由漂移，減速制動）期間，對HTV 的狀態要求。

圖26 HTV 捕獲箱概念 [18]Fig.26 HTV capture box concept

（1）內捕獲箱。內捕獲箱是SSRMS抓取HTV上飛行可釋放抓桿固定器之前對HTV 的要求：抓桿固定器的姿態與相對位置應保持在內捕獲箱內至少5min。在這個區域內，HTV 抓桿固定器將被SSRMS抓取。

（2）中抓取箱。中抓取箱是SSRMS抓取HTV抓桿固定器期間對HTV 的要求。從抓桿固定器的插桿進入SSRMS端點作用器套索圈，直到圍繞插桿的套索圈拉緊，在這個過程中，HTV 的控制系統被關斷，HTV 處于自由漂移狀態。中抓取箱包含內捕獲箱，在自由漂移期間，HTV 抓桿固定器在中抓取箱內至少99s。

（3）總捕獲箱。總捕獲箱包含中抓取箱與內捕獲箱，是由SSRMS的最大臂長及ISS幾何與留隙約束限定的。在套索圈抓取插桿完成后，自由飛行體（HTV）被SSRMS減速，進入全停狀態?？偛东@箱包含整個捕獲期（位置保持，自由漂移，減速制動）HTV 抓桿固定器所允許的位置。

在捕獲箱內，HTV 應滿足HTV 重心和抓桿固定器相對SSRMS基座的速度要求。SSRMS 基座是安裝在和諧號艙天底側的抓桿固定器[3]。HTV重心對SSRMS 基座平移速度需求是0.024m/s，HTV 抓桿固定器相對SSRMS 基座的速度為0.033m/s。HTV 重心相對ISS體坐標的轉動速率為0.08（°）/s，HTV 抓桿固定器相對ISS體坐標的轉動速率為0.1（°）/s。

3.6 HTV飛行運作[18-20，28-29]

HTV 由H-IIB運載火箭在JAXA種子島空間中心發射升空，進入近地點高度約200km，遠地點高度約300km 的橢圓軌道，并與H-IIB分離。星箭分離后，HTV 基于星上算法并用自身的推進系統繼續向ISS交會飛行，可在高度350km 至460km 的范圍內與ISS交會。在遠距交會階段，為了在預定時間到達預定的相對ISS的位置，HTV 執行多重軌道機動。星上軟件中的制導邏輯計算每次機動的ΔV，傳送至控制邏輯。這個過程稱為“瞄準”（Targeting），在每次機動時提前進行。控制邏輯根據ΔV 生成發動機點火指令，通過發動機推進執行姿態控制與軌道機動。HTV 和ISS的狀態矢量均需要用于“瞄準”。HTV 應用GPS接收機作為主導航手段，并獲得地面系統上傳的ISS 狀態矢量。ISS狀態矢量由GPS數據測定，GPS數據是從ISS JEM中的鄰近通信系統獲得的。在這個階段，HTV 將使用TDRSS與位于筑波空間中心的HTV 控制中心進行通信，直到HTV 經由鄰近通信系統與ISS建立起直接的通信鏈路。

其后，HTV 將使用鄰近通信系統鏈路作為基本通信手段，應用GPS進行相對導航。ISS GPS數據由鄰近通信系統直接傳送給HTV，然后HTV 開始GPS相對導航，它比GPS獨立應用的導航解更精確。HTV 根據GPS相對導航執行“瞄準”，并最終射入距ISS天底方向500m 的R-bar射入點。當交會的最后階段（即R-bar逼近）開始時，HTV 將主導航手段由GPS相對導航轉換為交會敏感器。交會敏感器提供相對于ISS上目標反射器的距離和視線方向；同時，位移控制方式由沖量型機動變為連續閉環控制。當HTV到達ISS之下10m時，一旦滿足所有的捕獲準則，即被指令進入自由漂移模式，在這個模式，所有的平移和姿態控制被關斷。在確認HTV 自由漂移后，一名ISS乘員將操縱SSRMS抓取HTV，將其捕獲。

然后，HTV 被轉移并?？吭诤椭C號艙（節點2）的天底口。在HTV 與ISS的聯接段，所有的加壓/不加壓貨物或由ISS 乘員，或由SSRMS，轉移至ISS。接著，ISS 中的廢棄物被裝進HTV，以后在HTV 再入地球大氣過程中被處理掉。在聯接段完成卸裝任務后，HTV 再次被SSRMS 抓牢，并被釋放到ISS下15m 處。然后，HTV 執行2次離開機動與2次下降機動以及3次降軌機動，到達南太平洋海域上的預定再入點。

HTV-1為技術驗證飛行器，交會飛行（單飛）8天（原計劃7天），?？窟\作43天。HTV-1按星上功能執行自動交會，然而，并非完全自主運作，執行機動或經過保持點需獲得地面運作控制的許可。地面運作控制的主要作用是決定“Go”或“No Go”的許可，并觀測飛行器狀態，以作出決策。地面運作控制也對每個功能單元執行開啟、設置、功能檢驗以及關閉等運作。在任何異常情況發生時，地面運作控制將飛行器置于安全狀態，然后提出最初的恢復動作。從發射到再入，運作控制在筑波空間中心的HTV 使命控制室執行。HTV-2交會飛行（單飛）7天，?？窟\作30天（可延至60天），且有7天應急備用時間。

圖27與圖28分別表示HTV 交會飛行概況與鄰近運作。圖29為HTV-2交會飛行程序，表6列出HTV-2 飛行運作主要事件及相應時間。圖30描繪HTV 重要事件的飛行狀態。

圖27 HTV 交會概況[19]Fig.27 HTV rendezvous flight overview

圖28 HTV 鄰近運作[19]Fig.28 HTV’s PROX operations

圖29 HTV-2交會程序[28]Fig.29 HTV 2rendezvous procedures

圖30 HTV 飛行狀態示意圖Fig.30 HTV flight schematic images

表6 HTV-2運作程序表[28-29]Table6 HTV-2operation procedures

續表6

續表6

3.7 HTV 小結

在ETS-VII自主交會技術的基礎上，HTV 應用冗余技術及中止控制單元，實現船上FDIR 功能以及使命中止功能，確保HTV 滿足“1次故障保任務”與“2次故障保安全”的要求。HTV 的自主交會（脫離地面站控制）能力將在系列飛行運作過程中得到增強。

HTV 加壓貨艙通向ISS的艙門足夠寬，可轉移國際標準有效載荷機柜，也可靈活裝載作為加壓貨物的水，替代使用固定水罐系統。HTV 不加壓貨艙能夠容納不加壓有效載荷，包括在ISS艙外運作的外部實驗設備和軌道更換單元。

HTV 最顯著的特點是R-bar逼近與應用空間自動臂的捕獲停靠技術。HTV是唯一的從目標飛行器（ISS）軌道徑向方向（R-bar）逼近，并以停靠方式與ISS對接的不載人飛行器。此外，應用自動臂也使HTV 能夠以不加壓貨艙中的外露貨盤大規模轉運不加壓貨物，為艙外裝備與試驗服務。

4 結束語

從1997年11月ETS-VII“牛郎”與“織女”升空，在軌分離后又在次年7月7日（日本七夕節）相聚，至2009年第1只“白鸛”（HTV-1）飛向ISS，2011年第2只“白鸛”（HTV-2）與ISS相會，歷經十多年的研發與飛行驗證，日本已成功應用交會對接/?？考夹g為ISS提供后勤補給服務。ETS-VII是純粹的技術試驗飛行器，主要試驗目標是無人航天器交會對接與自動臂技術，這些技術不僅對未來的衛星在軌服務有意義，而且其中的自主交會與R-bar逼近試驗有助于隨后的HTV 研制工作。與ETSVII不同，HTV 則是為ISS提供后勤服務的貨運飛船系列，HTV 的自主交會與R-bar逼近技術借鑒了經ETS-VII驗證的交會技術，HTV 又獨立開發了應用ISS 自動臂的捕獲/?？考夹g。HTV-1 作為HTV 系列的技術演示飛行器，不僅圓滿完成了技術演示任務，而且為ISS 提供所需的后勤服務。HTV-2是HTV-1的改進型，增加了貨運能力。

在自主交會技術方面，從ETS-VII到HTV-1具有技術繼承與借鑒的關系，但HTV 的交會控制性能提升到新高度。在應用自動臂捕獲飛行器方面，在ETS-VII試驗中，自動臂是安裝在追蹤星（主星）上的，直接用于在軌主動捕獲有效載荷或廢棄物（空間碎片）；而HTV 使命中的自動臂是安裝在目標星（ISS）上的，HTV是被捕獲對象，捕獲運作是訪問飛行器與空間站聯接（停靠）的先決條件。

從ETS-VII到HTV，歷經十幾年的研制，日本在航天器交會對接/?？考夹g與空間操作器應用技術領域取得顯著成績。ETS-VII的貢獻主要體現在兩方面：①ETS-VII成功進行的V-bar逼近與Rbar飛行試驗，為后來的HTV 自主交會技術的研發奠定基礎；②通過ETS-VII交會對接與空間自動機試驗研發的技術，對衛星在軌服務技術與地球外天體的探測技術的發展具有重要價值。

HTV是為載人空間站ISS提供服務的不載人貨運飛船，滿足“1次故障保任務”與“2次故障保安全”的可靠性與安全性要求?？臻g站自動臂技術的應用不僅實現了HTV 對ISS的?？窟\作，而且使HTV 大規模運載不加壓儀器設備成為可能，顯著增強了HTV 接替航天飛機運載能力任務的實力，這是HTV 性能優于歐洲航天局ATV 之處。此外，HTV 的嚴格的可靠性與安全性設計，不僅滿足作為ISS后勤服務飛行器的要求，而且也為日本未來載人航天器的研制進行了技術儲備，在這一點上，日本的HTV 與歐洲航天局的ATV 有相似之處。這就是說，先通過貨運飛船掌握自主性很高的自動交會對接/?？考夹g，盡快滿足ISS的貨運需求，進而研發可載人的大氣再入返回艙段，建造送接空間站乘員的載人飛船，或既載人又可運貨的兩用飛行器。這種從貨運飛船到載人飛船的研發途徑，將不載人貨運飛船的飛行試驗與空間應用結合在一起，既降低了以后載人飛船的飛行試驗風險，又有助于降低貨運飛船飛行試驗成本。

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