林来兴

(北京控制工程研究所,北京 100190)

1 引言

航天器编队飞行是空间技术在应用领域的一个创新。通过编队飞行可以获得过去单颗航天器无法获得的结果。航天器编队飞行是近年来国内外研究的热点,开发出了大量算法和各种星上软件。用什么方式才能获得有效验证,说明这些软件是正确的,可以安全应用。这里介绍两种空间飞行演示验证方式:有人照料空间实验室与平动-转动物理仿真器。美国麻省理工学院空间系统实验室经过5～6年研究,论证与制定实施计划,到最后在“国际空间站”以及麻省理工学院物理仿真实验室得到实现,证明这两种方式验证非常有效,对航天器编队飞行算法软件验证,获得了创里程碑的成果[1]。

2 航天器编队飞行特点

航天器编队飞行研究详见文献[2-4]。这里仅作和本文有关如下补充:

1)编队飞行优点

航天器编队飞行引起世人极大关注是在20 世纪90年代末期。为什么会引起如此的关注呢? 其原因在于编队飞行具有一系列优点:

(1)编队飞行可构成空间应用的一种新概念,例如,虚拟卫星;

(2)可提供极大测量基线,从而促进下列领域的发展,例如,星载干涉仪、全球遥感、同步目标跟踪观测等,预计今后10～15年间空间遥感测量精度将提高1～2 个数量级[5];

(3)可由轻巧灵活的小卫星代替庞大复杂的大卫星;

(4)编队飞行航天器可以随时加入和退出(故障),系统具有很高的重构性、冗余性、安全可靠性;

(5)编队飞行一般都要协调联合控制,星间交换信息量很大,而且测量与控制要求精度很高,为此需要高度自主性,从而也降低对地面站的依赖。

具有任务背景的航天器编队飞行应用项目越来越多,同时也证明上述编队飞行优势越来越大。为此可以预测随着时间的推移,这个优势还会增加。

2)编队飞行的技术难点

航天器编队飞行虽然具有很多优点,但是在技术方面,它也存在技术难点,主要表现在下列四个方面:

(1)编队飞行轨道构型和燃耗

设计一个能满足空间飞行任务的编队飞行轨道构型,要求在建立轨道初始条件和长期运行中保持队形不变所需要燃料是最经济的;同时能在工程上实现,特别是在地球近地轨道。

(2)编队飞行制导、导航与控制(GNC)

编队飞行要求多颗航天器同时统一协调地对轨道位置和姿态指向的多变量,进行高精度的自主测量和精密的控制,且又要求消耗燃料最省。

(3)编队飞行星间通信

整个编队飞行的运行操作全依靠星间通信实现。目前主要采用的是激光通信技术。星间通信有如下技术要求,信息量大、频带宽、运行时安全可靠、性能稳定、连续性好、抗干扰强、星上设备重量轻、功耗低等。这对通信技术将是一个挑战。

(4)编队飞行高逼真度物理仿真技术和空间演示验证方法

为了确保编队飞行复杂研制工作能顺利进行以及完成在轨编队飞行任务,需要在地面上建立一个能够满足多颗航天器的高逼真度多自由度动力学仿真器,以及寻找一种既有效又经济的空间演示验证方法。目前一般的动力学仿真器不能满足编队飞行的要求。

本文下面的内容主要是研究如何解决这个难题。

3 编队飞行空间演示验证方法

航天器编队飞行是近十年来发展的一种星群,飞行任务要求多颗航天器同时在轨道上严格统一协调地工作,保持精确编队飞行的队形(各星相对位置)和需要的姿态。

当前编队飞行的航天器技术基本由两大部分组成:一部分为软件,另一部分为硬件。星上软件的比重和重要性越来越大。这是因为编队飞行的航天器硬件在相当程度上可以维持已有单颗航天器的技术,当然也有新的要求和出现一些新的元部件。但是软件则完全不一样,基本上是刚出现的,而且大部分是创新的。为此,新开发研究出来的算法软件都必须通过严格演示验证,并且须得到满意的结果才能开始应用。目前飞行演示验证的最直接方式就是发射试验卫星,但这种方式代价太大,风险很高,需要时间较长,因为刚开发出的软件很容易发生错误(这在研究初期是难免的),一旦错误发生将有灾难性的后果,试验卫星会以失败告终。那么用什么方式是最适合编队飞行软件空间演示验证呢?

目前能够实现的软件验证方式,除了发射真正试验卫星以外,有以下三种:

1)平动-转动物理仿真器。应用气浮台(单轴或三轴)加上两轴可以平面运动的气垫。共同构成一个3～5 自由度失重仿真器。这种多自由度仿真器的动力学真实性有一定局限性,因为仿真自由度不够,但是仿真实验时间比较长,经济成本比较低,使用方便。

2)飞机抛物线飞行。可实现短时间的失重状态,仿真动力学真实性比较好,但是一次抛物线飞行仅能提供25s 的失重状态,若进行多次抛物线飞行,则飞行演示验证实验仅能断断续续地进行,这对很多算法软件验证难以满足要求。这种方式经济成本居中。

3)有人照料航天器。也就是由载人飞船或者空间站提供一个失重舱位,就可以完全实现6 自由度动力学真实空间环境。一次实验时间可以达到1～2h,由于宇航员参加工作,当推进剂和电池用完,宇航员可以方便快捷地更换。为此空间飞行实验可以持续必需的时间。当实验过程发生软件错误或故障时,宇航员可以立刻中止实验,然后等待更换修正好的新软件,飞行实验又可继续进行,只是耽误一些时间,不会有什么损失。但是经济成本比较高。

以上三种失重方式各有优点,经济成本也有很大差别。为此在开发研究编队飞行算法软件在不同阶段可分别予以采用。例如开发研究初期,往往先采用平动转动组合多自由度物理仿真器,因为这种仿真器使用方便,也能满足初期开发算法软件验证的要求。一般到最后阶段,开发算法软件都比较成熟的时候,才采用有人照料航天器。对编队飞行软件演示验证来说,第一种和第三种方式最合适,下面将分别讨论这两种演示验证方式和应用实例。

4 平动转动物理仿真器

平动-转动物理仿真器通常将三轴转动气浮台安装在两轴平动气垫上。为了使仿真器平动时摩擦阻力降低到最低程度,以便构成一个微重力空间环境,安置仿真器的地板有特殊要求:1)光滑无摩擦阻力;2)极高的水平度。光滑无阻力的地板一般有两种形式:第一种是由特制环氧树脂浇注在地面上。也就是说,事先把环氧树脂加热,直到它成为液体状态,然后快速浇注在地面上,依靠液体流动形成自然平面。当温度降低凝固成固体,就是所要求的光滑无阻力的地板。水平度一般要求优于0.1‰～0.05‰,这意味着长度为10m 时水平度误差不允许超过0.5～1mm。环氧树脂的地板面积,根据实验任务的要求和环氧树脂浇注的技术局限,一般可以做到几百～上千平方米。另一种地板是由高光洁度大理石拼成一个所需要面积,并且用气垫支撑,隔离与减少外部振动影响。由于每块大理石面积有限,需要拼接多块大理石,加上接缝在内,整块面积水平度要达到要求。这种大理石拼成的地板一般在几百平方米左右。

由于编队飞行的航天器数量起码在2～3 颗以上,提供仿真器运动面积有限。为此要求仿真器体积要小,重量要轻(包括承载编队飞行航天器),编队航天器要专门制成实验卫星(将在下面讨论)。三轴转动气浮台水平两轴转动可达到±30°(滚动角和俯仰角),垂直转动角(偏航角)±180°。三轴转动气浮台安装有自动平衡调节机构,以保证在任何转动角条件下,气浮台保持稳定,不会翻转。目前技术条件下自动调节平衡机构可使不平衡力矩达到10-5N·m。图1 所示为麻省理工学院空间系统实验室5 自由度平动转角仿真器。图上部为三轴转动气浮台,下部为两轴平动气垫。图中标有仿真器大小尺寸和供给推力器的气瓶(在转动气浮台上)。最下面气瓶是供给平动推力器使用。整个仿真器直径大约在1.5m,高度1.65m。这里不包括外部设备(例如模拟器,测量标定设备等)[6]。

图1 麻省理工学院空间系统实验室平动转动物理仿真器Fig.1 MIT SSL translational rotational physics simulator

图2 表示10 自由度交会对接物理仿真器。它由两个上述5 自由度平动转动仿真器组成,一个为追踪器,另一个为目标器。

图2 10 自由度RVD 全物理仿真器Fig.2 10-DOF RVD full-physics simulator

在进行交会对接物理仿真实验过程中应设有防撞机构,也就是相对导航系统,测出两星在某一规定距离内相对速度超过一定局限,立刻启动推力器,把两星向后推开,实验重新开始。

图3 表示美国航空航天局(NASA)戈达德航天飞行中心(GSFC)为NASA 的地外行星探测器-1(TPF-1)任务所研制编队飞行软件,在平动转动仿真器进行演示验证实验[7]。TPF-1 由5 颗红外干涉航天器(纳星型式)组成编队飞行,目的是寻找地外行星。仿真实验要求编队飞行轨道位置控制精度±5cm,方位精度±5″,姿态控制精度15″。该任务2000年开始研究设计,现在正处于研制阶段,计划于2017年发射。

图3 美国戈达德航天飞行中心TPF-1 航天器(编队飞行物理仿真实景图)Fig.3 USA Goddard Space Flight Center TPF-1 spacecraft formation flight physical simulation

从图3 中可看到五颗纳星在物理仿真器上,由于地板铺上玻璃,所以可看到倒景。

5 有人照料空间实验室

有人照料空间实验室还包括载人飞船和空间站。由它们提供一个空间舱位,最好是靠近或者处在航天器质量中心,因为在那里微重力最小。舱位空间要求为每边长至少1.5～2m 的立方体,或者直径2m 的球体,空间体积越大越好。同时要求编队飞行的航天器制成简易实验纳星,把与航天器编队飞行软件演示验证有关的部件,按纳星型式组装。对简易实验纳星具体要求如下:

1)按纳星型式研制,重量为10kg 量级;

2)体积为多面体球形,直径约为0.2～0.3m;

3)实验纳星仅为平台,没有有效载荷。验证实验时,若需要有关部件可以暂时安装在纳星某一个表面上,实验完即刻拆下;

4)实验纳星导航系统最好是采用自主式,在外界没有模拟器。例如微型速率陀螺,微型加速计等;

5)验证实验时,有人照料主要是指监视观察编队飞行工作状态,及时更换用完的电池和补充推进剂,在发生故障时,及时中止实验并处理故障。

根据上述对实验纳星的要求,这里介绍美国麻省理工学院空间系统实验室研制的纳星,称为同步位置保持接触重新定向实验卫星(Synchronized Position Hold Engage Reorient Experimental Satellites),它体现上述全部要求,技术性能如下:

重量(包括推进剂和电池):4.3kg

其中净重:3.5kg

最大推力器推力:0.12N

最大线加速度:0.17m/s2

最大力矩:0.023N·m

最大角加速度:3.5rad/s2

电源(由16AA 电池提供):13W

电池工作寿命:2h

星与星之间以及与地面站通信都采用无线电通信。

星上处理器:型号为TIDSP, 计算速度浮点1Gbit/s,并且有256kbyte 闪存。

SPHERES 纳星GNC 系统由三轴飞轮姿态稳定系统和冷气(CO2)推进轨道控制系统组成。

实验纳星外形结构像一个篮球,如图4 所示,外壳进行完整包装,结构坚硬,假使有轻微相碰也不会损坏。

图4 SPHERES 纳星外形结构Fig.4 SPH ERES nanosat structure

平动-转动物理仿真器和有人照料空间实验室在进行飞行验证时,都需要一套实验纳星相对导航系统,实时测量编队飞行各星相对位置和相对姿态。麻省理工学院研究了一套超声波敏感器测量系统。此系统由安装在框架上已知固定位置的5 个超声波信标和每颗纳星装有的24 个超声波接收器组成。

16 面体纳星表面,其中有6 个面,每个表面装有4 个超声波接收器,共24 个。在最理想状态下超声波敏感器测量系统可测到120 个相对距离(5×24=120),每个相对距离是由超声波传输时间差乘以声波速度所得。为了精确计算声波传输时间差,采用红外闪光器统一测量时标。图5 表示超声波敏感器系统原理图[8]。

图5 超声波敏感器测量系统Fig.5 Ult rasound beacons sensor measurement system

由于一次至少有几十个可测相对距离,通过扩展卡滤波器,可以得出纳星编队飞行各星相对框架坐标系的距离、速度、姿态角与姿态角速度。在三颗纳星中选定一颗作基准星,而基准星的位置由GPS系统定时测量与标定。在此基础上把各纳星对应的框架坐标转化成为各纳星相对距离、相对速度、相对姿态角与角速度,从而作为导航信息进行编队飞行有关的制导与控制。上述测量系统提供位置精度±5mm ,姿态角精度±1°。纳星三轴姿态稳定系统由三轴正交安装三个测速陀螺与三个反作用轮组成[9]。飞轮最大转速3 529r/min。飞轮转动惯性为7.426×10-6kg·m2,当飞轮发生饱和时,可由喷气卸载,但是在空间飞行实验每次只能连续1～2h,所以发生飞轮饱和机会很少。冷气推力器采用加压CO2推进剂,比冲36s,推进系统有16个喷嘴和4个CO2压力容器,每个容器可装CO2推进剂170g。

6 SPHERES 纳星编队飞行演示验证内容与结果

SPHE RES 纳星在“国际空间站”进行飞行验证从2006年起到2008年底,美国麻省理工学院空间系统实验室花费前后两年多时间,总共进行14 个项目(Test Session),每个项目又有若干实验。这些实验项目包括两个部分内容:空间交会对接与航天器编队飞行的算法软件。这是在空间真实环境下进行飞行演示验证实验时间之久,实验项目之多,在航天历史上可以说从来没有过。所取得结果也是创里程碑的。

图6 表示SPHERES 纳星在“国际空间站”进行飞行演示验证的实况,图中红蓝黄三色表示三颗纳星的飞行状态, 旁边有宇航员在观察监督。有关SPHERE 纳星编队飞行在“国际空间站”进行空间演示验证项目的内容与时间见表1。

图6 SPHERES 纳星在“国际空间站”上进行飞行演示验证的实况Fig.6 SPHERES nanosat operation aboard the ISS

表1 SPHERES纳星在“国际空间站”上进行算法软件飞行演示验证项目的内容与时间[10-12]Table 1 SPHERES nanosat aboard the ISS flight demonstration program

续表1

下面介绍表1 中标有＊号的演示验证实验结果:

1)TS01 实验

·快速硬件检测(成功)

·开路姿态旋转(成功)

·三轴闭路姿态旋转(失败)

·超声波敏感器信标数据收集(失败)

·测量信标闭路控制(失败)

2)TS02 实验

· 三维位置保持(有扰动)(成功)

·故障检测与隔离(成功)

·自动对接(部分成功)

3)TS03 实验

·6 自由度单信标测量(部分成功)

·机动对接(成功)

·两星编队飞行(成功)

·两星对接(失败)

4)TS04 实验

·GPS 系统位置测量硬件检测(成功)

·单星闭环位置控制(失败)

(有GPS 系统位置测量)

· 两星前后编队飞行(成功)

·两星对接(失败)

5)TS08 实验

·圆形编队飞行,采用PID 控制系统(成功)

·三星编队飞行队形位置保持精度±2cm(成功)

·圆形编队飞行在空间站实测的飞行轨迹如图7 所示

6)TS12 实验

·两星螺旋(Spiral)编队飞行采用开关式LQR燃耗最优控制(部分成功);

·卫星完成轨迹机动,但是没有达到5cm 位置精度,分析原因是开关线性二次调节器(LQ R)控制的问题;

·两星螺旋编队飞行在“国际空间站”内实测飞行轨迹,见图8 所示。左右两图表示两次实验。

以上实验有三种结论:1)成功;2)部分成功;3)失败。若是部分成功或失败,则仅说明此次实验的结果,并非是最终结果,因为同一种验证要进行多次实验。只有完全成功,则该项目才能获得通过。若演示验证结果是成功的,则表示该项目所用算法、软件编制、各种制导与控制规则等都是正确的,并且符合空间飞行任务的要求。

7 结论与建议

有人照料空间实验室和平动-转动物理仿真器是航天器编队飞行软件空间演示验证的有效方法。实验环境非常真实,实验纳星轻便简单,实验时间可以很长,实验结果非常有效。这种飞行演示验证方 法值得参考借鉴。为此建议:

1)对航天器编队飞行研究,从飞行任务立项开始时,就应考虑如何进行空间演示验证,因为当前编队飞行从系统到软件和部分硬件都是新的技术,没有前人经验可借鉴。

2)要集中建设大面积平动-转动物理仿真器和相应高逼真度、高水平的仿真实验室,提供多方使用。避免低水平重复简陋分散的建设。

3)载人飞船工程实施以后,我国计划发射空间站,或者有人照料空间实验室。航天器编队飞行空间演示验证应列入其应用研究项目。

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