El proceso de combinar dos o más naves espaciales en posiciones y tiempos predeterminados en órbita y conectarlos en estructura. El encuentro y el atraque implican el control de la órbita de la nave espacial y el control de la actitud de la nave espacial, que son completados principalmente por el sistema de control de la nave espacial.

Descripción general del desarrolloEl 15 de diciembre de 1965, con la participación de los astronautas, “Gemini 7” y “Gemini 6” (ver la nave espacial “Gemini”) volaron en la misma órbita a la misma velocidad, a veces La distancia es sólo de unos 10 centímetros, dándose cuenta la primera cita espacial del mundo.

El 26 de octubre de 1968, la Unión Soviética “Soyuz” 2 y “Soyuz” 3 (ver nave espacial “Soyuz”) realizaron con éxito el encuentro automático en órbita espacial. El 16 y 24 de julio de 1969, “Apollo” 11 (ver proyecto “Apollo”) logró con éxito el primer aterrizaje lunar de la humanidad.

El módulo lunar y el módulo de comando se han encontrado y atracado en la órbita lunar. El acoplamiento exitoso entre la nave espacial Soyuz y la nave espacial Apollo en 1975 mostró que las naves espaciales lanzadas desde dos sitios diferentes también pueden encontrarse (Figura 1).

En 1984, el transbordador espacial “Challenger” reparó con éxito satélites que habían fallado en la órbita terrestre, marcando una nueva etapa de desarrollo para la tecnología de acoplamiento y encuentro de naves espaciales.

Rendezvous El proceso por el cualuna nave espacial y otra nave espacial llegan al mismo lugar en el espacio al mismo tiempo y a la misma velocidad. El proceso de encuentro orbital se divide en tres etapas: la etapa de guía de largo alcance, la etapa de guía de corto alcance y la etapa de acoplamiento.

Etapa de guía de largo alcance: controle el movimiento del centro de masa de la nave espacial controlada y guíelo hasta las proximidades de la nave espacial objetivo que se va a acoplar. En este momento, la distancia entre las dos naves espaciales es de menos de 100 kilómetros.

Hay dos enfoques para que la nave espacial controlada se acerque al objetivo de acoplamiento: acercándose al objetivo directamente desde la órbita de lanzamiento y acercándose al objetivo desde la órbita de estacionamiento. La premisa del primer enfoque es una preparación precisa del lanzamiento y requisitos estrictos sobre el tiempo de lanzamiento (ventana de lanzamiento).

De lo contrario, la nave espacial controlada no puede entrar en la órbita de la nave espacial objetivo y las dos direcciones de vuelo no pueden estar en el mismo plano. Si se adopta la tecnología de lanzamiento de azimut variable, la ventana de lanzamiento se puede ampliar y la nave espacial controlada puede entrar en la órbita de acoplamiento calculada.

En el segundo esquema de aproximación, la nave espacial controlada debe primero ser guiada a una órbita de estacionamiento (generalmente se selecciona una órbita circular coplanar con la órbita objetivo), y luego la maniobra direccional y el cambio de órbita se llevarán a cabo en el momento apropiado.

La transformación de la órbita puede utilizar la órbita de Homan (ver la órbita de Hohmann) y el método de la órbita de doble elipse. Los requisitos básicos de la fase de guía remota son garantizar el tiempo de atraque y la precisión de la guía, y minimizar el consumo de combustible.

Fase de guía de corto alcance: utilice el equipo de navegación de la nave espacial controlada para introducir la nave espacial controlada en el área de encuentro.

Hay dos métodos para la orientación de corto alcance. El primero es el método de guía orbital. Al utilizar este método de guía, primero se deben conocer los parámetros orbitales del objetivo, y la nave espacial controlada debe estar equipada con equipos y computadoras para determinar los parámetros de movimiento relativos entre él y el objetivo.

Este tipo de guía se puede realizar mediante control de pulsos o control continuo. El método de doble pulso es el más simple y consume menos combustible, pero el error de guía es mayor. Sin embargo, el control continuo, como el control de guiado óptimo, tiene mayor precisión. El mejor índice de rendimiento se selecciona generalmente como un compromiso entre el menor consumo de combustible, el proceso de guiado más rápido y la mayor precisión de guiado. El segundo método es la cita autodirigida.

Este método puede completar la guía de corto alcance con un equipo relativamente simple sin conocer los parámetros orbitales del objetivo de acoplamiento. Los métodos de guía autodirigida comúnmente utilizados incluyen el método de guía directa, el método de pre-punto y el método de aproximación paralela. Aunque el segundo método de guía consume más combustible que el primer método, es simple y confiable.

Fase de atraque: la nave espacial controlada se acerca al objetivo de atraque a una velocidad relativa de cero o cercana a cero. Cuando la distancia relativa entre las dos naves espaciales es de 30 a 300 metros, entran en la fase de acoplamiento a una velocidad relativa de 1,5 a 3 metros por segundo.

El control de estacionamiento utiliza un motor de empuje pequeño, a menudo con 6 motores. Están montados en los tres ejes de coordenadas mutuamente perpendiculares de la nave espacial y pueden generar una aceleración controlada en cualquier dirección.

Durante el proceso de atraque, el sistema de control de actitud de la nave espacial debe mantener la actitud relativa de las dos naves espaciales de atraque para cumplir con los requisitos de atraque y atraque.

Acoplamiento: lanave espacial controlada y el objetivo de acoplamiento se ponen en contacto entre sí a través de un dispositivo de acoplamiento especial, y los dos se conectan como un todo a través de un mecanismo de acoplamiento.

El atraque suele realizarse bajo el mando y manipulación de los astronautas. Por ejemplo, el proceso de acoplamiento entre la nave espacial “Gemini” y el cohete “Akina” (Figura 2).

Cuando los dos están a unos 300 metros de distancia y la velocidad relativa es de 1,5 a 3 metros por segundo, los astronautas ajustan la nave espacial a través del manual. El acoplamiento, y luego el anillo de acoplamiento del cohete “Akinner” cooperaron estrechamente con la pequeña cabeza de la nave espacial para formar un todo. La capacidad de este mecanismo de acoplamiento para absorber cargas de impacto es de aproximadamente 0,5 m / s. (Ver imagen en color)