施 梨,曹喜滨,张锦绣,张世杰,董晓光

(哈尔滨工业大学卫星技术研究所,哈尔滨150080)

0 引 言

无阻力(Drag-Free)卫星技术的研究起源于20世纪60年代前后[1-2],无阻力卫星分为位移模式和加速度计模式[3-5](不同文献中对位移模式的称谓不一致,这里采用文献[3]中的说法),其中位移模式为卫星跟踪检测质量,直接实现无阻力;而加速度计模式为检测质量跟踪卫星,再根据加速度计输出控制卫星实现无阻力。位移模式的基本概念如图1所示:当卫星运行于轨道上时,由于检测质量位于卫星本体内部,所以检测质量将不受大气阻力等外部干扰力的影响,又因为位移检测质量不与卫星本体接触,所以检测质量几乎处于自由漂移状态,成为理想的宁静参考源。卫星本体通过控制保持与检测质量之间相互隔离的状态,在高精度传感器和执行机构以及优化的控制算法条件下,卫星本体也能实现较高的宁静性。

位移模式下仅控制检测质量相对于惯性空间的姿态和位置,以尽量减小卫星本体对检测质量的影响。同时,利用卫星-检测质量间距测量值反馈控制卫星推进系统,抵消卫星所受到的非重力,以保持卫星-检测质量间距不变,即可实现卫星的无阻力控制。因此,卫星本体的高宁静有赖于卫星-检测质量间距测量精度和卫星推进系统控制精度。但由于加工工艺的限制以及一些不可避免的干扰力影响,内部检测质量仍会受到微小干扰的作用。

图1 无阻力卫星位移模式原理图Fig.1 of drag-free satellite displacement mode

加速度计模式下,加速度计本体对其内部的检测质量施加伺服控制力,使检测质量相对加速度计本体保持不动。由于加速度计外壳固定在卫星上,所以施加的控制力反映了卫星质心的非重力加速度和检测质量偏离质心所受到的潮汐加速度。设法从中分离出卫星质心的非重力加速度并反馈控制卫星推进系统,以抵消卫星所受到的非重力,直至非重力加速度趋于零,即可实现卫星的无阻力控制。该模式靠精密的加速度测量和精密的推进控制,实现卫星本体的高宁静。同样,由于加工工艺的限制以及一些不可避免的干扰力影响,加速度测量值会受到微小干扰的作用。

从实现卫星无阻力控制的角度看,无疑位移模式比加速度计模式更直接,但加速度计模式的好处是检测质量可以不处于卫星质心,这对于重力梯度测量尤为重要。

位移模式和加速度计模式虽然控制逻辑不一样,但两者之间的联系非常密切,不仅使用相同的惯性传感器结构和推进系统,实际在轨运行时,加速度计模式往往作为位移模式的准备阶段[4],而且有时候无阻力卫星往往采用位移和加速度计混合模式。

无阻力卫星发展分为两个阶段。第一阶段从20世纪60年代至70年代,这一阶段的代表是1972年发射的美国海军卫星“Triad I”[6],在该卫星上无阻力技术首次得到验证。早期的无阻力卫星的特点是:内部质检测量一般只采用球体;采用电容传感方式得到检测质量与卫星本体之间的相对距离(不考虑球体的姿态);推进系统采用冷气推进方式。早期无阻力卫星主要应用于高精度轨道预报领域。

随着技术与需求的发展,从20世纪90年代至今是无阻力卫星发展的第二阶段,这一阶段的标志是一系列实验卫星及计划的发射和实施:重力场测量卫星GOCE[7]、引力波检测卫星LISA[8]、相对论验证卫星GPB[9]、等效原理验证卫星STEP[10]以及中国南京紫金山天文台提出的计划ASTROD I[11]。这一阶段的特点是:由仅控制相对距离扩展到同时控制相对距离和相对姿态;检测质量由球体发展为圆柱体、立方体等;由一个检测质量扩展到多个检测质量;由仅有位移模式扩展了加速度计模式;由电容传感方式扩展到光学、电磁等方式;由冷气推进方式扩展到电推进方式。这些特点的改变使得无阻力卫星的动力学与控制变得更加复杂,同时也使应用领域更为广泛。表1列出了目前无阻力卫星部分应用领域和相应的主要技术指标。

表1 无阻力卫星主要的应用领域及相应技术指标Table 1 Main applications and specifications of drag-free satellites

1 无阻力卫星系统体系结构

从表1可以看出,不同无阻力卫星技术指标要求之间存在较大的差异,这使得卫星系统的体系结构之间也存在着差异,目前无阻力卫星体系结构可分为以下几种情形:

(1)只有一个检测质量,卫星本体在六个自由度上都跟踪内部的检测质量[11]。卫星本体跟踪检测质量部分称为无阻力位移控制回路[8]。此外由于微小干扰的作用,检测质量的运动也需要控制,该部分称为质量检测控制回路[12]。此时无阻力卫星控制包含无阻力位移回路和检测质量控制回路。

(2)只有一个检测质量,由于设计的需要和限制,卫星本体可能不在全部的六个自由度上都跟踪内部的检测质量。例如GPB卫星[9]内部的检测质量为球体,且采用自旋的方式运动,卫星本体只在三个平动方向上跟踪内部的检测质量。此时无阻力卫星除了无阻力位移回路和检测质量控制回路外还有卫星本体控制回路,卫星本体控制回路用于控制剩下的自由度。

(3)当具有多个检测质量时,多个检测质量总的自由度超过了6,而卫星本体只能在最多六个自由度上跟踪检测质量,此时卫星本体只能挑选检测质量中部分自由度作为跟踪对象[8]。而检测质量剩下的自由度可以不予控制或者使其跟踪卫星本体。此时无阻力卫星也是包含无阻力位移回路、检测质量控制回路和卫星本体控制回路。

(4)当检测质量采用加速度计模式时,此时内部的检测质量跟踪卫星本体,无阻力卫星只包含检测质量控制回路和卫星本体控制回路。

无阻力卫星体系按照控制回路分类可将上述四种情形统计如表2所示,其中无阻力位移控制回路只出现在位移模式下。

表2 无阻力卫星体系结构分类Table 2 Architecture category of drag-free satellites

下面分别介绍无阻力卫星的三个控制回路:

1.1 检测质量控制回路

运行于位移模式时,检测质量控制回路结构如图2a所示。该模式下卫星本体跟踪检测质量,所以必须保持检测质量相对于惯性空间的姿态,否则卫星本体的姿态将会失稳,为此需要对检测质量的运动进行控制。为降低对无阻力位移回路的影响,一般使检测质量控制回路的频带低于无阻力位移回路的频带。实际控制时通过惯性传感器得到的检测质量相对于卫星的姿态信号和其他传感器得到的卫星相对于惯性空戒的姿态信号的组合可以得到检测质量相对于惯性空间的姿态,通过伺服控制和驱动执行机构(一般采用静电驱动方式)实现对检测质量的反馈控制。

图2 a 运行于位移模式时检测质量闭环控制方框图Fig.2 a Diagram of test mass closed-loop control system run in displacement mode

运行于加速度计模式时,检测质量控制回路结构如图2b所示。加速度计模式时位移控制系统的频率高于无阻力控制回路的频率。实际控制时仅利用惯性传感器结构得到检测质量相对于加速度计本体的偏差,然后利用静电力实现对检测质量的控制。

图2 b 运行于加速度计模式时检测质量闭环控制方框图Fig.2 b Diagram of test mass closed-loop control system run in accelerometer mode

1.2 无阻力位移控制回路

无阻力位移控制回路框图如图3所示。运行于位移模式时,检测质量控制回路输出的是卫星本体与检测质量之间的相对距离,将此值作为反馈量给推进系统,使卫星本体跟踪检测质量,抵消卫星所受到的非重力。

图3 无阻力位移闭环控制方框图Fig.3 Diagram of drag-free displacement control loop

1.3 卫星本体控制回路

卫星本体控制回路根据检测质量是否跟踪卫星本体分为两种情况。

如果检测质量没有跟踪卫星本体,则此时卫星本体仅需完成稳定控制。稳定控制主要根据卫星上其他的传感器(GPS、星敏感器等)来完成。

如果检测质量跟踪卫星本体,无阻力卫星即运行于加速度计模式,则此时卫星本体控制一方面需要完成稳定控制,另一方面需根据检测质量回路反馈的加速度信息抵消卫星所受到的非重力。

2 无阻力卫星硬件系统

为满足表1提出的技术指标要求,无阻力卫星硬件系统在设计方面与普通的卫星存在较大的差别。

2.1 检测质量

检测质量是无阻力卫星中的参考标准,检测质量设计得好坏将会影响无阻力卫星的整体性能。检测质量设计主要涉及三个方面:形状、材料与加工精度。

根据需要,检测质量具有不同的形状,目前主要有球形、圆柱形、立方形。下表列出了目前无阻力卫星主要采用的形状及对应的特点。

检测质量的材料一方面需根据量程要求选择合适密度的材料,另一方面通过选择合适的材料有助于减少检测质量受到的热噪声和磁干扰等影响。

高的加工精度一方面可以减小检测质量不同自由度之间的耦合,另一方面可以提高对检测质量的观测精度。

表3 无阻力卫星检测质量形状分类表Table 3 Classification of test masses in drag-free satellites

2.2 高精度惯性传感器

惯性传感器能够反馈检测质量与卫星本体之间相对位置的信息,从而用于对卫星本体和检测质量的控制。目前可以采用静电传感、光学传感或超导传感的方式来实现。大量学者对惯性传感器技术进行了研究,其中C.C.Speake[14]对无阻力卫星的静电传感器的一般原理进行了分析,包括传感器测量的原理和相应的噪声,以及由传感器引起卫星本体和检测质量相互耦合系数的量级。文中还给出了无震和有震检测回路实现的框架,并通过无阻力控制回路仿真对静电传感器的性能进行了分析与验证。W.J.Weber[15]给出LISA卫星传感器的设计方案。文中给出了设计方案时主要分析的几个因素,并通过仿真结果对设计方案的性能进行评价。由于LISA中检测质量是立方体,所以传感器电极采用的是块状方案。O.H.Clavier[16]分析了超导传感的原理。文中分析超导传感实现的技术以及应用于STEP卫星的结构。与其他两种传感方式相比,超导传感具有最高的传感精度,但为提供超低温环境,需要的设备复杂,且体积巨大,增加了实现的难度。F.Acernese[17]分析了光学传感的原理。文中研究光学传感实现的技术特点,并给出将其应用于LISA卫星的体系结构。与静电方式相比,光学传感的方式具有更高的传感精度以及会使得卫星本体和检测质量之间具有更低的耦合影响。国内部分学者也深入开展了基于静电方式传感器技术的研究并取得了丰富的研究成果[18-20]。

由于静电传感方式发展最为成熟,在实际工程中应用最多,这里介绍其原理[14]如下:

图4 惯性传感器结构示意图Fig.4 of theinertial sensor configuration

图4表示惯性传感器结构的示意图,从图中可以看出惯性传感器结构由检测质量和电极组成。检测质量每个面对应两个电极,共12个电极。(图中仅画出X轴方向的四个电极,Y和Z轴方向各四个电极未画出)。图中两个标号1的电极构成一对电极,两个标号2的电极构成另一对电极。电容位置检测器的原理如图5所示。从图5中可以看出,电极对与检测质量之间构成一个电容。当检测质量相对于电极对的位置改变时,电容值也相应地发生变化,通过检测电路可以将电容输出,该电容值即表示了检测质量相对于卫星本体的位置。图4中两个电极对测量值组合在一起得到差模和共模结果,其中共模表示检测质量在X轴方向上的位移,差模表示检测质量绕Z轴旋转的角度。

图5 电容位置检测器原理图Fig.5 of the capacitiveposition detector

检测质量经宇宙射线粒子辐照会产生电荷,从而与环境和标称接地表面相互作用产生库仑力,并且由于它在行星际磁场中运动而引起洛伦兹力。所以检测质量需要接地[21]。接地通常采用极细的金丝[22]。但金丝刚度与位置噪声耦合会诱导出加速度噪声,而金丝阻尼会产生热加速度噪声[23]。为进一步消除金丝刚度和阻尼带来的不良影响,可改用紫外线照射的方式[24]来去除检测质量上的电荷。该装置比较复杂,会增加传感器制造的难度。

2.3 微推进器

无阻力控制中使用的推进器要求能够实现微推力和低噪声。因此许多学者对适合无阻力控制的推进器进行了研究。其中J.K.Ziemer[25]研究了将微推进器技术应用于LISA卫星的原理。文中根据LISA系统需求对微推进器的推力范围、推力噪声和推进器使用寿命提出要求,并分析了场发射推进器(FEEP Thruster)和微胶体推进器(Colloid Thruster)的特点。S.M.Merkowitz[26]对μN级推进器要求进行分析,并给出基于扭矩实验的方案。仿真结果表明,现有的μN级推进器方案能够满足无阻力控制系统对频率范围、推力大小以及推力噪声的要求。D.Nicolini[27]分析了电推进技术的原理。文中对电推进技术中离子推进器和场推进技术的实现原理、体系结构以及能够达到的技术指标进行了比较和分析。

表4 无阻力卫星推进器分类Table4 Classification of drag-freethrusts

表4给出了冷气推进器、离子推进器、场发射推进器和微胶体推进器的一些特性。由表中可知,场发射推进器和微胶体推进器具有极低的噪声干扰,而且可以实现极小的推力,非常适用于无阻力控制。在近地环境中大气阻力有时比较大,尤其在卫星的迎风面,此时需要采用推力较大的推进系统,如离子推进器。所以在近地环境中无阻力控制往往采用多种推进器组合方式的推进系统。

2.4 其他的传感器

无阻力卫星上还有一些其他的传感器,如星敏感器、太阳敏感器、地球敏感器和GPS等。这些传感器的作用主要有以下两个方面:

(1)在粗糙指向模式中依靠太阳敏感器、地球敏感器将卫星本体的Z轴锁定到天底,X轴调整到与卫星速度方向一致;在精细指向模式中借助于GPS接收机和星敏感器精确调整卫星姿态,并用地面指令使离子推进器组件保持一个与X轴阻力相等的恒定推力水平,以减小轨道衰减,并防止重力梯度仪饱和。粗糙指向模式和精细指向模式都是无阻力模式的准备模式。

(2)在无阻力模式中依靠GPS接收机、星敏感器与惯性传感器组合清理轨道运动,去除非重力加速度;清理卫星姿态,去除由于热电离层阻力、重力梯度和磁场引起的所有摄动加速度。在校准模式中还增加一个以固定频率的正弦形式摇动卫星质心的能力[28]。

3 无阻力关键技术

3.1 无阻力卫星动力学研究

为实现无阻力卫星超静平台,需要对动力学的多个方面进行研究,目前动力学研究可以分为动力学建模和内外干扰分析两大类。

3.1.1 无阻力卫星动力学建模研究

动力学建模是控制和动力学分析的基础,由表2知无阻力卫星分为多种体系结构,因此无阻力卫星的动力学模型也分为多种形式。众多学者对无阻力卫星动力学建模进行了研究。

首先B.Lange[2]于1964年第一次系统地建立了无阻力卫星的动力学模型。他首先建立卫星本体和检测质量在惯性空间动力学方程,然后将两者求差得到卫星本体和单个检测质量在平动方向的相对运动动力学方程。根据卫星本体自旋和三轴稳定进一步得到了相应简化的动力学方程。但是这里检测质量采用的是球体,并未建立卫星本体和检测质量在转动方向上的相对运动动力学模型。D.B.De-Bra基于此设计了“DISCOS”系统,并于1972年在卫星“TRIADI”上得到成功试验[6]。于2005年发射的GPB卫星也采用其中卫星本体自旋的动力学模型。其表达式如式(1)所示[2]。

式(1)假设卫星本体轴对称(I1=I 2≠I 3),卫星本体采用自旋稳定方式,自旋轴垂直于轨道平面,x,y,z是卫星本体和检测质量之间的相对距离,ωx,ωy,ωz是卫星本体的角速度,fDx,fDy,fDz是卫星本体受到的干扰力,fCx,fCy,fCz是卫星本体受到的控制力。

其次当卫星本体需要在转动方向上实现“无阻力时,就需要建立卫星本体和检测质量之间相对转动动力学方程。

Da Lio M和Bortoluzzi[4]对LISA计划实验卫星LTP的动力学进行建模。LTP中检测质量采用的是立方体,需要在相对的六个自由度同时进行无阻力控制,所以文中同时对卫星本体和检测质量之间相对平动和相对转动动力学进行建模。由于在LTP中存在两个检测质量,因此在动力学建模中分析了检测质量受到其他检测质量的耦合影响,并建立卫星本体与多个检测质量的相互运动动力学方程。W.Fichter[12]分析了LTP卫星姿态动力学模型。文中指出位移模式下卫星姿态动力学由无阻力控制回路动力学和检测质量位移控制回路动力学组合而成。M.Wiegand[10]对STEP内检测质量的动力学模型进行建模。文中利用牛顿-欧拉方程对检测质量的动力学进行建模与分析,其表达式如式(2)所示。其中前三个等式描述的是卫星本体的动力学,后三个等式描述的是检测质量和卫星本体之间相对运动的动力学。

部分学者对加速度计模式下无阻力卫星的动力学模型也进行了研究与建模。E.Canuto[7]对GOCE卫星的动力学进行建模与分析。在GOCE中存在六个检测质量,因此文中也建立了卫星本体与多个检测质量之间的动力学模型,其表达式如式(3)所示。其中前三个表达式分别表示卫星本体轨道动力学方程、姿态动力学方程和姿态运动学方程,后两个表达式分别表示检测质量和卫星本体之间相对运动单个自由度的动力学方程和观测方程。

式中aO表示卫星本体受到除重力外其他合力引起的加速度,表示在轨道坐标系中;m表示卫星本体的质量;F d表示卫星本体受到非保守干扰力,表示在轨道坐标系中;F表示推进器作用的推力;R表示执行机构的安装矩阵;ω表示卫星的角速度;J表示卫星的转动惯量;D表示卫星受到的干扰力矩;C表示卫星受到的控制力矩;x表示检测质量相对于卫星本体的位置;v表示检测质量相对于卫星本体的速度;a表示检测质量相对于卫星本体的加速度;y表示加速度的测量值;ωu表示静电驱动噪声;ωy表示测量噪声;p和α表示检测质量和卫星本体之间的弹性系数和刚性系数。

3.1.2 无阻力卫星内外干扰分析

无阻力卫星内外干扰分析分为卫星本体受到的干扰和检测质量受到的干扰两种。干扰分析的主要作用有两个:一是进行误差分配,部分误差通过设计来限制,部分误差需要通过控制来限制;二是给出控制的具体要求。

关于卫星本体受到干扰的研究有:B.Lange[2]给出了近地环境下无阻力卫星卫星本体受到的主要干扰,并分析它们的影响。文中指出卫星本体主要受到的干扰包括:大气阻力、重力梯度、地球磁场和太阳辐射等。B.L.Schumaker[29]给出了在太阳同步轨道上卫星本体受到的主要干扰。主要包括:太阳辐射、空间粒子和太阳风。其中太阳辐射的干扰最大,其他两种干扰相比于太阳辐射要低几个量级。

关于检测质量受到干扰的研究有:B.Lange[2]给出了球形检测质量受到的主要干扰,这些干扰主要分为与卫星本体固连以及与惯性空间固连的两种力,并基于Hill方程分析这两种干扰力对轨道精度的影响。论文还分析了利用无阻力技术实现高精度陀螺的干扰力矩以及对应的漂移影响。B.L.Schumaker[29]系统地给出了检测质量受到的干扰。文中指出检测质量受到的干扰分为与卫星本体无关的直接力干扰以及与卫星本体耦合力的干扰两种。引起直接力干扰的因素有:磁场干扰、宇宙射线、剩余气体、激光光子、温度变化和检测质量上充放电过程;引起耦合力干扰的因素有:卫星本体与检测质量之间的万有引力以及静电传感器测量过程中静电场引起的库仑力。C.Grimani[30]利用蒙特卡罗方法分析了LISA卫星中检测质量在干扰作用下充电的过程。文中指出能量大于100MeV的宇宙射线和电子会引起检测质量充电。M.Hueller[31]利用扭矩实验分析了LISA卫星检测质量的磁特性。

3.2 无阻力卫星状态确定与控制技术

无阻力卫星的状态确定相对于一般卫星的状态确定优势在于:利用检测质量高宁静的特性,将其与卫星上其他传感器组合在一起能够提高整体确定精度。T.V.Helleputte[32]研究了如何将GPS信息与加速度信息组合在一起以提高轨道确定值。该方法适用于CHAMP、GRACE和GOCE等卫星。

由于无阻力卫星具有多种体系结构,因此发展的控制方法也有多种:

当检测质量为球体时。B.Lange[2]利用开关控制实现与卫星本体对检测质量相对距离跟踪的控制。开关控制律的设计分析了卫星本体多种姿态控制的情况,并分析燃料消耗最省情况时的要求。W.J.Bence[9]研究了GPB卫星中位移控制系统的设计方法。文中采用自适应LQG算法实现检测质量与卫星本体之间相对位置的保持,并采用PD控制作为备份算法。R.L.DeHoff[33]研究了利用两个推进器自旋实现卫星三个自由度的控制的方法。

当无阻力卫星采用加速度计模式时。E.Canuto[34]利用内嵌模型设计方法对GOCE卫星的控制器进行了设计。该方法的主要思路是首先对动力学模型进行适当的简化,在控制过程中利用该简化模型估计出GOCE卫星各状态参数,并得出控制器参数和推进器分配指令,然后与GOCE卫星实际输出的真实值进行比较,并对简化模型下得出的控制器参数和推进器分配指令进行修正,并完成控制过程。该设计方法的优点有两个:一是该方法支持基于仿真的设计方法,因此会加快工程设计的进度;二是该设计得出的结果具有较好的鲁棒性。W.Fichter[35]利用PID控制器实现对STEP卫星的控制,在设计中详细分析推进器的安装位置和分配对方案性能的影响。D.Prieto[36]研究了利用模型预测技术实现无阻力卫星的控制的方法。该方法能够充分满足执行机构的实际能力。

当无阻力卫星采用位移模式且检测质量为方形时。R.Haines[37]将无阻力卫星多输入多输出解耦为多个单输入单输出系统,并用传统的PID控制器实现对无阻力卫星的控制。该设计方法简单稳定,且具有较高的鲁棒性,但是控制的精度相对较低。

目前的控制器设计主要采用的方法是首先基于一定的假设化简动力学模型,将轨道与姿态动力学解耦,甚至化简到单个自由度,然后采用一定的设计方法设计控制器。这种方法有利于降低控制器设计的难度,但同时也引入了更多的不确定度,从而不利于控制精度的提高,需要进一步研究基于耦合和一体化模型的控制器设计。

3.3 在轨检测技术

在轨检测分为参数检测和质心检测两类。对于运行于加速度计模式的无阻力卫星,由于检测质量被高带宽控制以跟踪卫星本体,因此卫星本体和检测质量之间的刚度系数和粘性系数等不确定性影响不显著,基于地面检验得到的精度已经足够[3]。所以一般只对位移模式下卫星本体和检测质量之间的刚度系数进行在轨检测,而对加速度计模式下无阻力卫星进行质心检测。

M.S.Guilherme[3]等研究了辨识LISA参数的方法,该方法能够将转动和平动的耦合参数检测出来。文献[38]研究了LISA卫星在轨测试和诊断的方法。G.Pradels和P.Touboul[39]研究了法国等效原理验证卫星MICROSCOPE的在轨测试方式。

Furun Wang[40]在其博士论文中研究了质心检测的方法,国内的廖鹤[41]等人也进行了重力场卫星在轨质心检测和调整方法的研究。

3.4 构型设计

无阻力卫星在构型设计方面与普通的卫星存在一个较大的区别在于零重力点设计。零重力点是指卫星本体万有引力影响在该点上为零[2]。设计零重力点作用是将检测质量置于该点上,即可消除卫星本体对检测质量的万有引力影响,而卫星本体对检测质量的万有引力影响是检测质量重要的干扰源之一。

部分学者对该领域设计进行了研究,A.J.Swank[42]研究了由具有同质密度平行六面体引起的在空间任意一点的万有引力和万有引力梯度表达式。该方法可作为研究卫星本体和检测质量之间万有引力影响的基础。S.M.Merkowitz[43]等研究了LISA卫星自身的万有引力模型并建立了一个分析工具,该工具与结构、热和光学等其他分析工具结合在一起组成“STOP-G”[44],“STOP-G”要求输入有限元模型,从而能够分析由热引起的结构变形,进而分析结构变形及卫星上的活动部件等对卫星自身万有引力影响的变化。M.Armano[45]等针对LISA卫星研究了补偿由卫星自身万有引力引起检测质量上的不平衡力和不平衡力矩的方法。方法主要采用附加配重检测质量和优化设计的方法来消除多余的干扰力和干扰力矩。

3.5 仿真技术

仿真技术是无阻力卫星中一个关键技术,由于无阻力卫星实现的精度高,所以需要对原有的仿真系统进行改进或者研制新的仿真系统。仿真分为半物理仿真和数学仿真两种。

半物理仿真用于检验检测质量受到的各种干扰的特性。为了削弱地球重力的影响,意大利Trento大学采用钨丝悬吊空心检测质量,然后通过施加特定的测试力矩来检验检测质量的一些特性。M.Hueller[46]等利用该方法测量LISA卫星检测质量的磁特性。L.Carbone[21]等利用该方法测量LISA卫星检测质量的多种干扰特性。而法国ONERA则专门研制了检验质量为 φ形薄片的静电悬浮扭摆[47],研究内部接触电位差、金丝的刚度和阻尼、以及未知来源的附加阻尼[48]。

由于地面环境的种种限制,半物理仿真仍存在多种干扰,不能完全对无阻力卫星的性能进行检验,因此就需要利用数学仿真对无阻力卫星的性能进行验证。数学仿真分为静力学仿真和动力学仿真,其中3.4节中提到的“STOP-G”属于静力学仿真,它能够分析卫星的结构力学特性、热特性等方面。而动力学仿真主要用于模拟卫星实际在轨正常运行时的一些参数变化能否满足设计要求。V.M.Hannen[49]等介绍了“E2E”仿真模型,仿真模型包含无阻力卫星动力学模型、内外干扰模型、FEEP推进器模型、静电推力模型、电容传感模型、光学测量模型和控制器模型等,基于该模型能够检验无阻力卫星在轨运行时加速度等随时间变化的值,从而判断性能能否达到要求。S.Scheithauer和S.Theil[50]建立了一个通用的无阻力卫星仿真系统,在该系统中为达到高精度仿真的目的,采用了360阶地球重力场模型,以及128位的仿真字长。

4 结 论

无阻力卫星以其能够提供高宁静平台的特性在航天的众多领域得到了应用,目前的发展正方兴未艾。无阻力卫星的发展推动了高精度传感器技术、微推进器技术和超导技术的发展,同时也对传统的控制技术和仿真技术提出了新的要求,使得这两方面技术得到了长足的进步。在国内研究无阻力卫星技术一方面能够推动相关技术的发展,另一方面能够提高我国国防实力和基础科学研究水平。

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