● 摘要
航天器交会对接为载人航天工程的关键技术之一，广泛应用于天地往返、在轨装配、补给、维修与载人登月飞行等航天使命中。本文研究两个航天器在相对导航范围内的交会飞行过程，研究工作主要集中在以下四个方面：（1）航天器交会对接进程导引段V-bar保持点之间的快速接近策略。轨道径向或周向推力机动的最短转移时间为半个轨道周期，为此采用径向与周向联合推力机动方案，实现转移时间小于半个轨道周期的接近段V-bar保持点转移。利用三种推力模式设计5种机动方案满足转移时间的要求，并从总速度增量，转移轨迹安全性，转移轨迹视界角，以及机动复杂程度等多方面比较分析各种方案的优缺点。（2）最终逼近段轨道面外与轨道面内安全模式设计方法。如果逼近过程中轨道面内发生故障或存在轨道面外的偏差而导致无法正常对接，均由两种安全模式中的一个解决，且两种安全模式可互为备份增加飞行安全性。主动安全模式下的避撞机动可以由径向、周向、法向三个方向的发动机提供，达到不同故障情况下充分保证飞船的安全，提高了安全性与可靠性。（3）航天器再对接策略。在导航系统出现故障或其它原因不得不中止逼近过程的情况下，撤退至最终逼近段进入点，排除故障后，准备再对接。从绝对运动与相对运动两方面设计再对接的轨道与机动策略。应用相对运动方程分析撤退机动轨迹，提出“蛙跳”式后撤飞行策略，应用绝对运动的轨道摄动方程进行验证。（4）航天器对接后的解锁分离与轨道转移策略。交会航天器解锁后，先利用蓄存的结构势能拉开一段距离；接着，可应用垂直于分离轴的冲量机动或常值推力，使追踪航天器退回到最终逼近段进入点的相对位置，为下一步轨道转移作准备。分离后的轨道转移机动可采用切向或径向冲量机动；轨道转移结束后，相对导航系统将转换到绝对导航系统。