航天器交会对接位姿测量最优估计
距离后方交会计算
距离后方交会计算(CASIO fx-5800P计算器)程序 距离后方交会计算(CASIO fx-5800P计算器)程序 一、程序功能 本程序适用于在一个未知点上设测站，观测两到个已知点的距离后，解算该未知坐标。注意：这种观测两到个已知点的距离后解算该未知坐标的方法，缺少多余观测值，也就缺少检核条件。 二、程序清单 Lbl 1："XA"?A: "YA"?B: "XB"?C: "YB"?D:"D1"?E: "D2"?F: "Q"?Q Pol(C-A, D-B)→G J+QCos-1((GG+EE-FF)÷2÷G÷E)→H A+ECosH→X B+ESinH→Y "XP="：X◢ "YP="：Y◢ Goto 1←┘ 三、使用说明 1、规定 (1) 未知点为P点，已知点分别为A点、B点； (2) P点至A点的距离为D1，P点至B点的距离为D2； (3) 当A、B、P三点逆时针排列时，Q=-1；当A、B、P三点顺时针排列时，Q=1。 2、输入与显示说明 输入部分： XA ? 输入A点的X坐标 YA ？输入A点的Y坐标 XB ? 输入B点的X坐标 YB ？输入B点的Y坐标 D1 ？输入P点至A点的距离为D1 D2 ？输入P点至B点的距离为D2 Q ？输入A、B、P三点排列方式（逆时针时，Q=-1；顺时针时，Q=1）显示部分： XP=×××所求点P的X坐标 YP=×××所求点P的Y坐标 四、算例 已知XA=539.3551，YB=602.9159，XB=433.0034，YB=1087.4213，D1=380.7996，D2=245.8664，A、B、P三点排列方式为逆时针（Q=-1），求P点的坐标。 输入数据后，经计算得 XP=647.8773101 YP=967.9244825
全站仪后方交会法步骤和高程测量步骤
全站仪后方交会法步骤和 高程测量步骤 Revised final draft November 26, 2020
1、角度测量（angleobservation） （1）功能：可进行水平角、竖直角的测量。 （2）方法：与经纬仪相同，若要测出水平角∠AOB，则： 1）当精度要求不高时： 瞄准A点——置零（0SET）——瞄准B点，记下水平度盘HR的大小。 2）当精度要求高时：——可用测回法（methodofobservationset）。 操作步骤同用经纬仪操作一样，只是配置度盘时，按“置盘”（HSET）。 2、距离测量（distancemeasurement） PSM、PPM的设置——测距、测坐标、放样前。 1）棱镜常数（PSM）的设置。 一般：PRISM=0（原配棱镜），-30mm（国产棱镜） 2）大气改正数（PPM）（乘常数）的设置。 输入测量时的气温（TEMP）、气压（PRESS），或经计算后，输入PPM的值。 （1）功能：可测量平距HD、高差VD和斜距SD（全站仪镜点至棱镜镜点间高差及斜距） （2）方法：照准棱镜点，按“测量”（MEAS）。 3、坐标测量（coordinatemeasurement） （1）功能：可测量目标点的三维坐标（X，Y，H）。 （2）测量原理任意架仪器，先设置仪器高为0，棱镜高是多少就是多少，棱镜拿去直接放在已知点上测高差，测得的高差为棱镜头到仪器视线的高差，当然，有正有负了，然后拿出计算器用已
知点加上棱镜高，再加上或减去（因为有正有负）测得的高差就是仪器的视线高啊，因为仪器高为0，所以这个数字就是你的测站点高程，进测站点把它改成这个数字就行了，改完测站点了一般情况下都要打一下已知点复核一下。。。 若输入：方位角，测站坐标（，）；测得：水平角和平距。则有： 方位角： 坐标： 若输入：测站S高程，测得：仪器高i，棱镜高v，平距，竖直角，则有： 高程： （3）方法： 输入测站S（X，Y，H），仪器高i，棱镜高v——瞄准后视点B，将水平度盘读数设置为——瞄准目标棱镜点T，按“测量”，即可显示点T的三维坐标。 4、点位放样(Layout) （1）功能：根据设计的待放样点P的坐标，在实地标出P点的平面位置及填挖高度。 （2）放样原理 1）在大致位置立棱镜，测出当前位置的坐标。 2）将当前坐标与待放样点的坐标相比较，得距离差值dD和角度差dHR或纵向差值ΔX和横向差值ΔY。 3）根据显示的dD、dHR或ΔX、ΔY，逐渐找到放样点的位置。
非合作式自主交会对接的自适应鲁棒控制
非合作式自主交会对接的自适应鲁棒控制 作者：李斌冯云昊王强杜柳 来源：《现代电子技术》2011年第17期 摘要：研究非合作式自主交会对接的近距离接近问题，以一个翻转卫星的平面追踪问题为例子，用交会对接过程中外界干扰的估计值构造能量函数，根据Lyapunov稳定判据提出一种自适应鲁棒控制率。最后进行的数字仿真验证了该控制率是可行的，并且满足非合作式自主交会对接的高精度和抗干扰的要求。 关键词：自主交会对接；非合作目标； Lyapunov函数；自适应鲁棒控制 中图分类号：TN919.3-34 文献标识码：A 文章编号：1004-373X(2011)17-0163-03 Adaptive Robust Control for Approach of Autonomous Rendezvous and Docking with Non-cooperative Target LI Bin, FENG Yun-hao, WANG Qiang, DU Liu (Automation Institute of Chongqing University, Chongqing University, Chongqing 400030, China) Abstract： The proximity guidance of autonomous rendezvous and docking with non-cooperative target is researched. A planar tumbling satellite chasing problem is presented as a case study. The system energy function is constructed by means of the estimation of the external disturbances in the stage of autonomous rendezvous and docking. According to Lyapunov stability criterion, an adaptive robust control law is presented. Finally, the numerical simulation results demonstrate that the adaptive robust control law is efficient and satisfies the requirements of precise and anti-jamming in the stage of autonomous rendezvous and docking with non-cooperative target. Keywords： autonomous rendezvous and docking; non-cooperative target; Lyapunov function; adaptive robust control 0 引言 随着航天技术的快速发展和进步，空间飞行器出现功能多样化、结构复杂化和任务长期化的趋势，这就要求空间飞行器自主交汇对接成为一项不可或缺的关键技术。目前国外国内对自主交汇对接技术进行了大量的研究和实验［1-5］，如：美国NASA通过发射“自主交会技术实验卫星”(Demonstration of Autonomous Rendezvous Technology，DART)验证自主交会和轨道机
空间交会对接技术详解
空间交会对接技术详解 空间交会与对接技术是指两个航天器在空间轨道上会合并在结构上连成一个整体的技术。广泛用于空间站、空间实验室、空间通信和遥感平台等大型空间设施在轨装配、回收、补给、维修以及空间救援等领域。 意义重大 空间交会与对接是载人航天活动的三大基本技术之一。所谓三大基本技术就是载人航天器的成功发射和航天员安全返回技术、空间出舱活动技术和空间交会对接技术。只有掌握它们，人类才能自由出入太空，更有效地开发宇宙资源。对于国家来说，还能独立、平等地参加国际合作。 在突破并掌握了载人航天的基本技术之后，宇宙飞船的主要用途就是为空间站和月球基地等接送航天员和物资。在航天领域专家常说的一句话是：“造船为建站，建站为应用。”至今发射的宇宙飞船大多是作为空间站的天地往返交通工具和长期停靠在空间站上的救生艇。为了实现宇宙飞船的运输功能，就必须攻克两项关键技术，那就是宇宙飞船与空间站的空间交会技术与对接技术，主要设备是交会测量系统和对接机构。 航天器之间的空间交会对接技术很复杂。在国外载人航天活动早期，航天器之间的空间交会对接过程中经常发生故障与事故，即使在1997年，俄罗斯的两个航天器还发生过一次重大的空间交会对接事故——“进步M3-4”飞船与“和平”号空间站相撞，使“和平”号空间站上的“光谱”号舱被迫关闭，部分氧气泄漏，动力系统也受到影响。 通过多年的努力，目前美国和苏联/俄罗斯已完全掌握了在地面支持下的载人交会与对接技术。尤其是苏联/俄罗斯在掌握了空间交会与对接技术以后，先后利用飞船的运输能力发展了几代载人空间站，在空间交会与对接等方面一直占据着技术优势。 虽然起步较晚，但欧洲、日本等国家在空间交会与对接研究方面已取得长足进步，特别是某些单项技术和设备，如地面仿真、对接敏感器等，都取得了惊人的进步。日本曾于1998年通过两颗卫星成功进行了无人交会与对接在轨试验，
航天器交会对接位姿测量最优估计
第３１卷第２期四川兵工学报２０１０年２月【武器装备】 航天器交会对接位姿测量最优估计睾 汤同伟８，王惠南ｂ，冯成涛８ （南京航空航天大学ａ．自动化学院；ｂ．高新技术学院，南京２１００１６） 摘要：航天器间的相对位姿确定是航天器编队飞行、交会与对接、捕获与维护等重大航天任务的关键技术之一．基于图像信息的相对位置与姿态的确定是解决航天器相对位置与姿态确定问题的有效方法．本文中采用四元数来描述航天器相对姿态，建立目标航天器的特征光标点的物理坐标和对应的图像点图像坐标之间的数学模型，并利用信赖域算法求解该非线性优化问题．仿真结果表明了该算法的有效性和可靠性，证明该算法能够满足交会对接航天器之间位置与姿态的测量精度的要求． 关键词：相对位姿；单目视觉；信赖域；四元数 中图分类号：Ｖ４４８文献标识码：Ａ文章编号：１００６—０７０７（２０１０）０２—０００１—０４在２个空间飞行器进行交会对接的最后阶段，通常采 用光学成像敏感器来测量跟踪飞行器和目标飞行器之间的相对位置和姿态．在目标飞行器上布设和安装光学特征点，光学特征点的几何形状、尺寸和位置已知；在跟踪飞行器上安装面阵ＣＣＤ传感器，通过对特征点在ＣＣＤ上成像的分析和计算就可以确定跟踪飞行器和目标飞行器之间的相对位置和姿态．国内外学者对该问题作了大量研究¨。７Ｊ，但经典的直接法或迭代法存在以下问题：①迭代求解和多值结果【ｌ“ｊ，后者将带来识别的困难，迭代求解的收敛性和收敛速度将极大影响测量精度，而迭代过程的收敛性和收敛速度主要取决于迭代算法和初值选取；②利用角度求航天器间的相对距离，所获得结果精度差，特别是在远距离的测量精度更差． 本研究中的方法是在目标航天器上合理设置４个非共面特征点．基于针孔成像模型的假设，根据特征点在ＣＣＤ成像平面上的投影，首先，测出每个特征像点在摄像机成像平面上的二维坐标．其次，采用四元数来描述航天器相对姿态，建立目标航天器的特征光标点的物理坐标和对应图像点图像坐标之间的数学模型，并将该数学模型（相对位姿参数）求解问题转化为非线性优化问题，最后利用信赖域算法求解该非线性优化问题．仿真结果表明该算法的有效性和可靠性，能够满足交会对接航天器测量精度要求．ｉ基于机器视觉确定位姿的基本方程 １．Ｉ坐标系 Ｉ）如图Ｉ所示，０；一Ｘｉｇ。表示像平面像物理坐标系简称（ｉ）系，其原点０。定义为相机光轴与图像平面的交点，兢轴和ｔ轴分别与图像像素的列数与行数平行． ２）０。一ｘ。ｙｃｚ。表示摄像机坐标系简称（Ｃ）系，与追踪航天器坐标系一致．其原点０。为摄像机镜头中心，０。到像平面的距离称为摄像机的焦距，，匕轴为主光轴方向，置轴与像平面象素坐标系横方向平行，ｚ。轴与像平面象素坐标系竖直方向平行，并与其它两轴构成右手系． ３）０。一‰‰％表示世界坐标系简称（埘）系，与文中的目标航天器坐标系一致．该坐标系定义在目标特征光标点上，‰轴由ｓ。指向屯；气轴在ｓ。，如，屯决定的平面内，过ｓ。并垂直于‰轴；ｙ。轴与其它两轴构成右手坐标系．摄像机坐标系与世界坐标系之间的关系可以用旋转矩阵Ｒ与平移向量ｊ来描述．假设空间中某一点在（埘）系、（ｃ）系与（ｉ）系下的坐标分别是Ｐ。＝（‰，Ｙ。，气）１，Ｐ。＝（置，ｙｃ，之）１。，与Ｐ；＝（气，毛）１’，于是存在如下关系式旧１： 时㈦０㈦】戈＂扎Ｚ＿ １ 其中：Ｒ为３×３正交方向余弦矩阵，用来描述（硼）系与（Ｃ） ●收稿日期：２００９—１２—１３ 作者简介：汤同伟（１９８４一），男，硕士研究生，主要从事小卫星飞轮储能与姿态组合控制研究； 王惠南（１９６４一），男，教授，博士研究生导师，主要从事领域为惯性导航研究． 万方数据
后方交会测量步骤
18．后方交会测量 后方交会通过对多个已知点的测量定出测站点的坐 标。 输入值或观测值 输出值 Ni.Ei.Zi：已知点的坐标值No.Eo.Zo：测站点的坐标值 Hi ：水平角观测值 Vi ：垂直角观测值 Di ：距离观测值 已知点(P1) 已知点(P2) 测站点(P0) 已知点(P4) 已知点(P3) BTS-800 通过观测2-10 已知点便可计算出测站点的坐标。 当观测的已知点超过 2 个,计算N、E 坐标时将采用最小二乘法进行平差，并给出平差结果的不确定度。而Z 坐标则通过计算平均值求取。因此，观测的已知点越多，计算所得的坐标精度也就越高。 后方交会测量也可在菜单模式下选取“后方交会”来进行。 使用“后方交会”，已知点输入应按顺时针顺序输入，否则计算结果可能不准确。
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18.1 测量两已知点求取测站坐标 操作过程操作键 1．在测量模式第三页下按【后交】进入 显示 后方交会测量功能，显示已知点坐标 输入屏幕。 在菜单模式下选取“3.后方交会”也 可以进入后方交会测量 2.输入已知点1 的坐标，每输入一行数据 按【】，输入完成后，照准已知点 1 棱镜，按【测量】进行测量。 3.测量完成后，显示测量结果，并要求输 入已知点棱镜高。【后交】 【测量】 【输入测量已知点1】 N﹤m﹥: E﹤m﹥: Z﹤m﹥: 【后方交会】 S: 557.259m ZA: 97°31′05″ HAR: 351°15′06″ 连续测量模式需按【停止】停止测量。 4.按【确定】，进入已知点2 坐标输入及测 量。 重复2-3 完成已知点2 的输入及测量。 【确定】 50
空间对接专业技术的实现
空间对接技术的实现
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转播到腾讯微博 国际空间站与哥伦布号实验舱对接（来源:《国际太空》杂志） 1．空间交会对接技术概述 空间交会对接技术是指两个航天器在空间轨道上会合并在结构上连成一个整体的技术。空间交会对接技术包括空间交会对接轨道设计技术、轨道交会控制技术、对接机构设计技术、空间交会对接测控技术等。广泛用于空间站、空间实验室、空间通信和遥感平台等大型空间设施在轨装配、回收、补给、维修以及空间救援等领域。目前为止，只有美国和俄罗斯掌握完整的交会对接技术,欧洲的ＡＴV和日本的ＨTＶ在交会对接技术方面分别得到了美国或俄罗斯的技术支持。 什么是空间交会对接 空间的两个航天器在同一时刻以同样的速度到达同一个地点的轨道控制过程及结果称做轨道交会。在空间将两个航天器对接起来形成一个航天器的事件称做空间对接。所谓空间交会对接是轨道交会和空间对接的总称。 空间交会对接技术包括空间交会对接轨道设计技术、轨道交会控制技术、对接机构设计技术、空间交会对接测控技术等。 对接过程通常分为４个阶段。两个航天器在完成交会后保持一定的距离,进入共面的相对飞行阶段。在进行下一个步骤之前,两个航天器都要确定对接姿态。当两个航天器完成了最后的对接准备以后，目标航天器(被动方）保持原状态，对接航天器(主动方）则进行主动靠近。为了保证对接的准确性，航天员（或自动对接系统）必须在确保两个航天器的对接设备处于同一直线上之后,再小心翼翼地进行对接。最初的接触会触发一些小型撞锁来连接两个航天器(软对接)，它们能够起到对接过程中的缓冲作用。在对接完成后,对接设备将两个航天器拉近紧贴在一起,一些能够进行密封连接的对接系统的对接口进行密封（硬对接)。 空间交会对接技术的作用 空间交会对接技术的作用主要体现在三个方面。一是为长期运行的空间设施提供物资补给和人员运输服务。例如,除早期试验阶段外，俄罗斯联盟号载人飞船和进步号货运飞船的全部飞行任务，以及美国航天飞机与和平号空间站及国际
后方交会计算计算)程序
距离后方交会计算(CASIO fx–4800P计算器)程序 一、程序功能 本程序适用于在一个未知点上设测站，观测两到个已知点的 距离后，解算该未知坐标。本程序也可以在CASIO fx-4500P计算器及CASIO fx-4850P计算器上运行。 注意：这种观测两到个已知点的距离后解算该未知坐标的方法，缺少多余观测值，也就缺少检核条件。 二、源程序 Lbl 1：{ABCDEFQ}：A"XA"：B” YA”：C"XB"：D"YB"：E"D1"：F"D2"：Q：J=0：G=Pol(C-A, D-B) ：H=J+QCos-1((GG+EE-FF)÷2÷G ÷E)： X"XP"=A+ECosH◢ Y"YP"=B+ESinH◢ Goto 1←┘ 注：CASIO fx-4850改如下 Lbl 1：{ABCDEFQ}：A"XA"：B” YA”：C"XB"：D"YB"：E"D1"：F"D2"：Q：J=0：G=Pol(C-A, D-B) ：H=J+QCos-1((GG+EE-FF)÷2÷G÷E)："XP"： X=A+ECosH◢
"YP"：Y=B+ESinH◢ Goto 1←┘ 三、使用说明 1、规定 (1) 未知点为P点，已知点分别为A点、B点； (2) P点至A点的距离为D1，P点至B点的距离为D2； (3) 当A、B、P三点逆时针排列时，Q=-1；当A、B、P三点顺时针排列时，Q=1。 2、输入与显示说明 输入部分： XA ? 输入A点的X坐标 YA ？输入A点的Y坐标 XB ? 输入B点的X坐标 YB ？输入B点的Y坐标 D1 ？输入P点至A点的距离为D1 D2 ？输入P点至B点的距离为D2 Q？输入A、B、P三点排列方式（逆时针时，Q=-1；顺时针时，Q=1） 显示部分： XP=×××所求点P的X坐标 YP=×××所求点P的Y坐标
全站仪后方交会操作过程
全站仪放样，作为施工过程中一项重要环节，对技术员已上升为必须擅长的仪器操作内容。全站仪建站一般有两种方法，即极坐标法建站和后方交会法建站。现以尼康全站仪为例，讲述全站仪后方交会法建站、放样全过程。（其他品牌全站仪可参考进行） 一、建站 1.将仪器架于两已知点均可通视，且可完全看到放样目标点位置的高处。尽量保证视线夹角在60度左右，仪器架设高度适中，三脚架腿踩实，不可出现放样过程中架腿松动现象。（注意：整个放样过程中仪器附近不应有人来回走动，且放样人员应尽量站在一点不动，减少因人员走动导致仪器震动偏移。） 2.固定仪器，上下松动架腿大致调整圆水准器气泡基本居中，按下电源键开机，上下左右转动一下，按下“0”键，进入精平模式。 将水准管放于平行于两螺旋连线方向，关注屏幕上数值，“”过大，便同时向内或向外转动平行方向两螺旋至数值符合要求（一般数值处于5＂以内即可）；“”过大，便左转或右转垂直方向螺旋至数值符合要求。旋转60度，检查，若仍有些许偏差，再按上述调整。再旋转60度继续检查至完成。 3.按下“确定”键记录，按“建站”键进入建站模式，选择“后方交会法”按“确定”。①若全站仪内已有建站点坐标，可在“PT”栏输入点名（“MODE”键可切换数字与字母），按“确定”键自动跳出坐标，再输入棱镜高（本项目为1.35m和1.2m两种）；②若全站仪内无建站点坐标，于“PT”处按“确定”键进入坐标输入界面，XYZ
输完后，按“确定”回到界面，再输入仪器高。 CD数值暂时不输，按“确定”跳过进而记录，进入瞄准后视点1界面，视线内横竖丝卡住棱镜头“横竖尖头”（一般要求：竖向从镜杆底部瞄起，再翻转上去；横向以卡住两边尖为准），瞄准后，点击“测量1”（一般仪器内部设置“测量1”为棱镜模式且双频，“测量2”为免棱镜模式且单频，具体设置可内部调节变动）测量，待响两声后，在不转动仪器前按“确定”键记录，重复“PT”输入点坐标和棱镜高进行后视点2的瞄准，按“测量1”测量（若发现测量时后视瞄准有移动，再瞄准再按“测量1”测量）。 4.确定无误后，按“确定”键记录，自动开始计算建站误差，一般要求建站误差在5mm以内。（考虑仪器自身状态和其他情况，计算出结果有几种不正常情况：①建站误差过大，处理办法为按一次“ESC 键”返回测量后视点2，再次瞄准，测量，再计算，若还是很大，重新建站；②出现“输入第三个点”，处理办法为检查输入点坐标是否输入有误，确定无误，再次测量，若不行，重新建站） 建站误差符合要求后，按“确定”键记录，重新输入点名，其他可按“确定”或“”键跳过，最后“确定”键完成建站。 二、放样 点击“放样”键，按“确定”或“”键跳过界面，至下一个坐标输入界面，输入坐标，瞄准，“测量1”测量，按指示告知架镜人员左右前后移动至定点位置，通知定点。 一次“ESC”键返回，再按“确定”或“”键跳过界面，进入下
航天器的发展史
航天器的发展史 摘要美丽的星空、浩瀚的宇宙对于人们来说充满了无限的诱惑，激励人们不停地去探索与发现。从古代的嫦娥奔月到现在的嫦娥一号升天，都寄予着人们无限的希望。随着科学技术的发展，航天器的出现使得脱离大气层飞向外太空不再是一个梦想。同时，对宇宙的探索提高了人们对大自然的认识，对人类自我的认知程度。当然也必定会带动现在社会的经济与政治发展，使得我们的社会文化与经济文化向更加多元化的方向发展。 关键词宇宙；探索与发现；科学技术的发展；航天器；经济与政治 Spacecraft Development Abstract:The beauty of the sky, the vast universe filled with infinite enticement for people,inspiring people to keep exploring and discovering.From ancient chang e to the number of now ascended into heaven, which wholly people infinite hope. With the development of science and technology, the emergence of the spacecraft made from the atmosphere to fly to the outer space is not a dream.At the same time, the exploration of the universe improved people the understanding of nature and human cognitive degree of self.Of course it also will drive the economy and society development, making our social culture and economic culture more diversified development. Keywords: Universe; Exploration and discovery; The development of science and technology; The spacecraft; Economic and political 1 航天器的概要 航天器又称空间飞行器、太空飞行器。它是卫星、飞船、空间站、航天飞机和宇宙探测器的总称。航天器是按照天体力学的规律在太空运行，执行探索、开发、利用太空和天体等特定任务的各类飞行器。相传最早的试图飞天的人是中国一名叫做“万户”的人，他做了两个大风筝绑在椅子两边，并且将不少的火药绑在凳子上，然后命令仆人点燃火药，但是随着巨响，他消失在烟雾中，人类最早
对接技术
对接技术： 交会对接是指两个航天器在空间轨道上会合，并在结构上连成一个整体的技术。而对于载人航天工程而言，这项技术具有怎样的影响和意义呢？ 大家知道，各国在进行载人航天工作时，把航天员送入太空所使用的运输工具要么是载人飞船，要么是航天飞机。然而，这些都不能实现在轨道上长时间工作的目标。相比而言，空间站较前两者规模更大、设备更齐全、科研能力也更强，而中国载人航天工程的第三步就是要建立一个永久太空站。中国载人航天工程总设计师周建平这样形容建立空间站与交会对接的关系：“交会对接是为空间站提供补给的一个前提，你不能实现交会对接，你补给不上，你就根本不可能去研制空间站。” 换句话说，交会对接是实现航天站、航天飞机、太空平台和空间运输系统的空间装配、回收、补给、维修、航天员交换及营救等在轨道上服务的先决条件。“天宫一号”目前已经顺利升空并进入预定轨道，“神舟八号”飞船即将与它进行交会对接试验。那么，在交会对接过程中，两个飞行器的角色分别是怎样的呢？空间技术专家、神舟飞船总设计师戚发轫告诉记者：“交会对接是靠两个飞行器来完成的，…天宫一号?是作为一个目标飞行器，…神舟八号?是作为一个追踪飞行器，它们两个共同完成交会对接这个任务。” 从位置上来讲，在交会对接的时候，“神舟八号”飞船以适当的速度，主动追击“天宫一号”。在两者不断接近的过程中，飞船将根据目标飞行器的状态，进行若干次变轨。同时，飞船还要调整轨道面，保证其运行的轨道与天宫一号的轨道“共面”，也就是与之处于同一个平面。这应该如何来理解？ 在三维空间进行两个航天器的对接，只有做到上下左右不偏不倚，才能确保不出意外。这样的操作，难度不可谓不大。如果这些过程改为在一个平面上进行，那么航天器就只需要进行左右调整了——这种仅在平面上的移动看似简单多了，然而，它却给发射任务带来了新的要求。载人航天发射场系统副总师郑永煌说：“一旦…天宫?(一号)这个轨道确定，然后我…神八?飞船发射就要瞄准…天宫?的对接轨道，我们叫共面发射。(这)就对这个发射窗口的选择很严格，要求是零窗口，就是要求准时发射。” 郑永煌所说的发射窗口是指允许运载火箭发射的时间范围，习惯上也被称为允许发射阶段。这个范围的大小也叫做发射窗口的宽度。窗口宽度有宽有窄，宽的以小时计，甚至以天计，而窄的只有几十秒钟，甚至为零。为了实现两者轨道共面，“神舟八号”要力争零窗口发射。郑永煌补充到：“如果你不准时发射的话，一有偏差，那等于说这个共面有偏差了，(而)带来偏差就得由咱们运载火箭来进行修正。如果火箭修正不了，就要靠飞船修正。所以我说明这两个概念，一个概念要求是零窗口准时发射；第二，你不零窗口发射不(是)说不可以，但是对我的飞行安全构成影响。”
航天器交会对接逼近段控制研究进展
龙源期刊网 https://www.360docs.net/doc/8216269395.html, 航天器交会对接逼近段控制研究进展 作者：朱晓光 来源：《卷宗》2020年第17期 随着航天技术的飞速发展，载人和无人飞船频繁往返于空间站，航天器需要更加灵活快速的实施对接。航天器在空间实现交会对接是由航天器制导、导航和控制（Guidance，Navigation and Control， GNC）系统完成的，GNC的主要任务是高精度测量航天器之间的相对速度、相对位置、相对姿态以及相对姿态角速度，并控制航天器完成姿态的调整和轨道的切换。未来我国的神舟飞船将从多个方向实施与空间站的交会对接。因此，进一步研究与发展航天器沿不同轨迹的自主交会对接技术是未来太空领域工程应用的必然趨势。 航天器的自主交会对接过程可分为发射、调相（地面导引）、远距离交会、近距离交会、对接停泊等几个阶段，不同的阶段要求的航天器控制精度不同，而近距离交会的最终逼近段控制精度要求较高。在最终逼近段，要完成准确可靠地对接需要位置和姿态的精确调节，以及两合作航天器间的协同配合来共同完成。换言之，航天器自主交会对接必须解决逼近段追踪航天器相对位姿高精度的自主控制问题。然而，一方面交会对接过程对航天器相对位姿控制的动态特性要求较高;另一方面，复杂的空间运行环境和航天器动力学模型中的不确定因素往往会影 响其控制精度，因此需要应用新的控制算法来解决交会对接中航天器位置和姿态控制的误差精度和鲁棒性问题。 1 国外研究现状 Kluever， C. A为航天器沿固定轴的终端平面交会对接设计了反馈控制方案;Saponara， M 将基于优化的模型预测控制应用于火星样品回收任务中的航天器自主交会操作;Di Cairano， S 将模型预测控制应用于航天器交会对接逼近段的轨道平面机动;Singla， P在考虑未建模动态、参数扰动和实际位姿测量误差的情况下，针对航天器交会对接控制问题，给出了一种输出反馈结构的模型参考自适应控制方法;Subbarao， K和Sam， W以空间自由漂浮机器人和服务的漂浮物体交会停靠为研究背景，利用反馈线性化设计控制律使当前和期望姿态之间的误差为零，再通过自适应干扰观测矩阵来修正由重力梯度和其他未知干扰引起的干扰力矩，其稳定性通过Lyapunov方程和Matrosov定理证明;Stansbery， D， T基于六自由度模型，提出了一种用状态依赖的Riccati方程设计的非线性调节器来控制航天器在接近翻滚目标时的位置和姿态;Pan， H. Z在航天器平移速度和角速度测量缺失的情况下，用一个高通滤波器来估计航天器的速度和角速度，并给出了一种Lyapunov框架的非线性输出反馈控制，以保证航天器相对位姿跟踪误差的半全局渐进收敛;Naasz， B. J针对微小卫星力矩输出受限的情况，整合了基于LQR平均方 程组的姿态控制器和基于轨道要素反馈的轨道控制器;Park， H在考虑避障的情况下，为航天 器对接到一个旋转/翻转平台设计了模型预测控制律;Guglieri， G为航天器交会对接地面试验系统的GNC设计了比例微分综合控制器和脉冲宽度调制器来控制推进器跟踪预定的轨迹和速
2020高考物理卫星变轨与航天器对接问题(解析版)
2020年高考物理备考微专题精准突破 专题2.8 卫星变轨与航天器对接问题 【专题诠释】 人造地球卫星的发射过程要经过多次变轨，如图所示，我们从以下几个方面讨论． 1．变轨原理及过程 (1)为了节省能量，在赤道上顺着地球自转方向发射卫星到圆轨道Ⅰ上． (2)在A点点火加速，由于速度变大，万有引力不足以提供在轨道Ⅰ上做圆周运动的向心力，卫星做离心运动进入椭圆轨道Ⅱ. (3)在B点(远地点)再次点火加速进入圆形轨道Ⅲ. 2．物理量的定性分析 (1)速度：设卫星在圆轨道Ⅰ和Ⅲ上运行时的速率分别为v1、v3，在轨道Ⅱ上过A点和B点时速率分别为v A、v B.因在A点加速，则v A＞v1，因在B点加速，则v3>v B，又因v1>v3，故有v A>v1>v3>v B. (2)加速度：因为在A点，卫星只受到万有引力作用，故不论从轨道Ⅰ还是轨道Ⅱ上经过A点，卫星的加速度都相同．同理，从轨道Ⅱ和轨道Ⅲ上经过B点时加速度也相同． (3)周期：设卫星在Ⅰ、Ⅱ、Ⅲ轨道上运行周期分别为T1、T2、T3，轨道半径分别为r1、r2(半长轴)、r3，由 开普勒第三定律a3 T2＝k可知T1＜T2＜T3. (4)机械能：在一个确定的圆(椭圆)轨道上机械能守恒．若卫星在Ⅰ、Ⅱ、Ⅲ轨道的机械能分别为E1、E2、E3，则E1＜E2＜E3. 【高考领航】 【2019·江苏高考】1970年成功发射的“东方红一号”是我国第一颗人造地球卫星，该卫星至今仍沿椭圆轨道绕地球运动。如图所示，设卫星在近地点、远地点的速度分别为v1、v2，近地点到地心的距离为r，地球质量为M，引力常量为G。则()
A ．v 1>v 2，v 1＝ GM r B ．v 1>v 2，v 1> GM r C ．v 1
空间交会对接技术
《空间交会对接技术》阅读答案 沈羡云 北京时间2011年11月3日凌晨1时36分，天宫一号目标飞行器与神舟八号飞船顺利完成首次交会对接，中国载人航天首次空间交会对接取得圆满成功，开辟了载人航天的新纪元。 人们在谈起空间交会对接时总是将它们连在一起，好像是一回事，实际上它是两个过程，即是空间交会和空间对接的总称。空间的交会对接就好像人生的恋爱和结婚一样，是有联系但性质上又不完全相同的两回事。空间交会是指两个或两个以上的航天器，通过轨道参数的调整，在空间轨道上按预定位置和时间“相会”的过程。通常只要交会的航天器相距在一定距离范围以内（例如300米），就算实现了交会。对接是指它们“相会”后，通过专门的对接装置将两个航天器连接成一个整体。交会的航天器不一定对接，但是需要对接的航天器则一定要首先实现交会，而且交会还必须达到对接所要求的精度。 回顾一下载人航天的历史，我们可以看到：无论是美国还是俄罗斯都与我国一样，经过了发射单个飞船、空间实验室、空间站三个阶段。在这个过程中，最主要的一项技术就是交会对接技术。可以说没有交会对接技术的发展，就没有载人航天的发展。可以想象一下，哪个火箭有这样大的推力可以将像国际空间站这样的庞然大物发射到太空？国际空间站的建成，都是靠交会对接将一个个舱段与空间站的主构架连接在一起的；国际空间站的应用，也是通过交会对接将航天员和物质一次次地送到国际空间站，使他们发挥作用。目前我国火箭近地轨道最大运载能力仅为9.2吨，不仅无法将体积更大、重量更重的空间实验室发射升空，也满足不了空间实验室在运行期间所需大量物资的运输要求。 根据航天器空间交会对接技术的发展过程，可将其在载人航天活动中所起的主要作用归纳为以下几个方面。 首先，它是空间站和载人飞船维持正常运行的必要条件。航天员定期的更换、飞行所需的燃料、航天员的食物、科研生产原材料的补给和取回、仪器设备的更换与维护、在飞行轨道上为其他应用卫星提供服务等，都需通过空间交会对接以实现地面和太空航天器之间的人员和货物运送。 其次，解决运载火箭推力有限的难题。当航天器的体积和重量超过运载火箭的能力时，可以分次发射，然后把各次发射的飞行器或者有效载荷经过空间交会对接，在轨道上组装成大型的航天器。这样，利用航天器的空间交会对接技术，可以间接地完成大型或超大型航天器的发射任务和空间站的组装任务。 第三，进行空间站维修和救援。通过航天器空间交会对接技术，维修在轨道上出故障的航天器，或者发射救生船以营救在飞行轨道上出事故的载人航天器上的航天员。 再有，实现往返于轨道间、星际间的渡船、拖船等服务型航天器的在轨作业。 最后，对今后发展和规划复杂的飞行任务进行有效优化。例如，复杂飞行任务可以分解成为几个独立的相应阶段，然后利用空间交会对接技术，按飞行过程要求，重新将其组合。 总之，随着空间技术的发展和空间应用的扩大，航天器空间交会对接技术的作用亦将越来越重要。
距离后方交会计算
距离后方交会计算(CASIO fx-4800P计算器)程序 距离后方交会计算(CASIO fx-4800P计算器)程序 一、程序功能 本程序适用于在一个未知点上设测站，观测两到个已知点的距离后，解算该未知坐标。本程序也可以在CASIO fx-4500P计算器及CASIO fx-4850P计算器上运行。 二、源程序 Lbl 1：{ABCDEFQ}：A"XA"：B” YA”：C"XB"：D"YB"：E"D1"：F"D2"：Q：J=0：G=Pol(C-A, D-B) ：H=J+QCos-1((GG+EE-FF)÷2÷G÷E)：X"XP"=A+ECosH◢Y"YP"=B+ESinH◢ Goto 1←┘ 注：CASIO fx-4850改如下 Lbl 1：{ABCDEFQ}：A"XA"：B” YA”：C"XB"：D"YB"：E"D1"：F"D2"：Q：J=0：G=Pol(C-A, D-B) ：H=J+QCos-1((GG+EE-FF)÷2÷G÷E)："XP"：X=A+ECosH◢"YP"：Y=B+ESinH◢ Goto 1←┘ 三、使用说明 1、规定 (1) 未知点为P点，已知点分别为A点、B点； (2) P点至A点的距离为D1，P点至B点的距离为D2； (3) 当A、B、P三点逆时针排列时，Q=-1；当A、B、P三点顺时针排列时，Q=1。 2、输入与显示说明 输入部分： XA ? 输入A点的X坐标 YA ？输入A点的Y坐标 XB ? 输入B点的X坐标 YB ？输入B点的Y坐标 D1 ？输入P点至A点的距离为D1 D2 ？输入P点至B点的距离为D2 Q ？输入A、B、P三点排列方式（逆时针时，Q=-1；顺时针时，Q=1）显示部分： XP=×××所求点P的X坐标 YP=×××所求点P的Y坐标 四、算例 已知XA=539.3551，YB=602.9159，Xb=433.0034，YB=1087.4213， D1=380.7996，D2=245.8664，A、B、P三点排列方式为逆时针（Q=-1），求P点的坐标。 输入数据后，经计算得 XP=647.8773101
全站仪后方交会法步骤和高程测量步骤
1、角度测量（angle observation） （1）功能：可进行水平角、竖直角的测量。 （2）方法：与经纬仪相同，若要测出水平角∠AOB ，则： 1）当精度要求不高时： 瞄准A 点——置零（0 SET ）——瞄准B 点，记下水平度盘HR 的大小。 2）当精度要求高时：——可用测回法（method of observation set ）。 操作步骤同用经纬仪操作一样，只是配置度盘时，按“置盘”（H SET ）。 2、距离测量（distance measurement ） PSM 、PPM 的设置——测距、测坐标、放样前。 1）棱镜常数（PSM ）的设置。 一般：PRISM=0 （原配棱镜），-30mm （国产棱镜） 2）大气改正数（PPM ）（乘常数）的设置。 输入测量时的气温（TEMP ）、气压（PRESS ），或经计算后，输入PPM 的值。（1）功能：可测量平距HD 、高差VD 和斜距SD （全站仪镜点至棱镜镜点间高差及斜距） （2）方法：照准棱镜点，按“测量”（MEAS ）。 3、坐标测量（coordinate measurement ） （1）功能：可测量目标点的三维坐标（X ，Y ，H ）。 （2）测量原理任意架仪器，先设置仪器高为0，棱镜高是多少就是多少，棱镜拿去直接放在已知点上测高差，测得的高差为棱镜头到仪器视线的高差，当然，有正有负了，然后拿出计算器用已知点加上棱镜高，再加上或减去（因为有正有负）测得的高差就是仪器的视线高啊，因为仪器高为0，所以这个数字就是你的测站点高程，进测站点把它改成这个数字就行了，改完测站点了一般情况下都要打一下已知点复核一下。。。 若输入：方位角，测站坐标（，）；测得：水平角和平距。则有： 方位角： 坐标： 若输入：测站S 高程，测得：仪器高i ，棱镜高v ，平距，竖直角，则有： 高程： （3）方法： 输入测站S （X ，Y ，H ），仪器高i ，棱镜高v ——瞄准后视点B ，将水平度盘读数设置为——瞄准目标棱镜点T ，按“测量”，即可显示点T 的三维坐标。 4、点位放样(Layout) （1）功能：根据设计的待放样点P 的坐标，在实地标出P 点的平面位置及填挖高度。（2）放样原理 1）在大致位置立棱镜，测出当前位置的坐标。 2）将当前坐标与待放样点的坐标相比较，得距离差值dD 和角度差dHR 或纵向差值Δ X 和横向差值Δ Y 。 3）根据显示的dD 、dHR 或ΔX 、ΔY ，逐渐找到放样点的位置。 5、程序测量（programs ） （1）数据采集(data collecting) （2）坐标放样(layout) （3）对边测量(MLM)、悬高测量(REM)、面积测量(AREA)、后方交会(RESECTION) 等。
中外交会对接技术对比
国内外相关技术比拼 交会对接系统使用的测量和控制系统各国各有特色，苏联/俄罗斯的交会对接测量系统使用S波段微波雷达为主，近距离还有目视光学瞄准系统，默认为自控交会对接，包含手动备份。美国早期使用L波段微波雷达和目视光学瞄准系统，阿波罗时代改用X波段雷达，航天飞机时代进一步升级为Ku波段脉冲多普勒雷达加目视光学瞄准器，并使用GPS定位导航技术辅助，但交会对接都使用手动完成。欧洲的A TV和日本的HTV都使用自动交会对接技术，虽然都使用了激光脉冲测量仪器，不过测量控制系统均为本土技术。当前国际载人航天所使用的对接装置主要包括俄罗斯研制的针-锥对接系统，异体同构周边系统和美国研制的通用对接系统(CBM)。美国的CBM对接系统需要空间站机械臂的协助，虽然日本HTV 货运飞船和美国未来的Dragon和Cygnus货运飞船都将使用这一系统，但中国无法参与国际空间站项目，无法通过交流合作掌握这一更复杂的对接系统。天宫一号和神舟八号试验的对接装置由中国自行研制，参照了俄罗斯异体同构周边系统的规格。 俄罗斯目前自用的对接装置为针-锥机构，对接过程中主动端探针接触被动端椎体内壁，通过漏斗形椎体引导飞船配合姿控系统调整姿态，将主动端探针移动到中央的插孔上，进行咬合并进行减震操作，最后撤回探针解锁插孔，中心区域加压两扇门向后打开形成加压的内部通道。针-锥系统结构相对简单，因此得到了广泛应用，直到今天仍是俄罗斯标准的对接装置，欧空局的ATV货运飞船也引进了俄罗斯的针-锥系统，不过ATV的自动寻的、交会迫近和对接操作的算法则完全是欧空局自己的设计。此后虽然苏联联盟载人飞船、进步货运飞船和礼炮空间站都使用传统的针-锥对接装置，但仍进一步改进异体同构周边系统，准备在下一代载人航天系统中使用，苏联新一代的暴风雪号航天飞机使用编号APAS-89系统，原始设计外部直径2.03米，不过随后直径减少到1.55米，由于外部直径的缩小，内部通道直径也缩小到80厘米。和平号空间站主要指用针-锥方式对接的同时，量子实验舱上还带有一个APAS-89对接口，预备用于和暴风雪号航天飞机的对接。苏联解体导致后继的航天计划成为水中月，暴风雪号直接退役。为了筹备建设国际空间站，美国航天飞机装备了原定用于暴风雪号航天飞机的异体同构周边对接系统，生产商能源联合体将其重新编号为APAS-95。美国航天飞机使用APAS-95与和平号进行了多次对接。国际空间站对接装置同样使用了APAS-95对接系统，俄罗斯制造的曙光号服务舱与美国团结号节点舱的连接使用了异体同构系统，意大利制造美国拥有的和谐号和宁静号节点舱同样各具有一个APAS-95系统用于对接航天飞