路勇，劉曉光，周宇，劉崇超

哈爾濱工業(yè)大學(xué) 機(jī)電工程學(xué)院，哈爾濱 150001

人類對(duì)外太空的探索活動(dòng)逐漸增加，每年都會(huì)進(jìn)行大量的太空發(fā)射任務(wù)，以滿足通信、氣象監(jiān)測(cè)以及國(guó)際空間站維護(hù)等需求。但同時(shí)人類活動(dòng)對(duì)空間環(huán)境也產(chǎn)生了持續(xù)深遠(yuǎn)的影響，太空中殘留的火箭末級(jí)、失效衛(wèi)星、航天器任務(wù)拋棄物、航天器解體及碰撞衍生物等大量空間碎片對(duì)人類航天事業(yè)的發(fā)展已構(gòu)成了巨大威脅[1]。因此，空間碎片的主動(dòng)移除(Active Debris Removal, ADR)技術(shù)已成為目前航天領(lǐng)域研究的熱點(diǎn)[2-7]，研究中一般將諸如廢棄衛(wèi)星及火箭末級(jí)等尺寸及質(zhì)量較大的碎片被視為潛在的主動(dòng)移除目標(biāo)。ADR通常是借助各類清除裝置降低近地目標(biāo)碎片軌道使其墜入大氣層燒毀或者通過(guò)提升同步軌道碎片軌道高度至墳?zāi)管壍赖姆绞絹?lái)進(jìn)行。美國(guó)國(guó)家航空航天局(National Aeronautics and Space Administration, NASA)的研究人員Liou指出：為保持空間環(huán)境可持續(xù)發(fā)展，未來(lái)發(fā)射航天器除了要滿足空間碎片減緩措施相關(guān)政策要求外，每年還要主動(dòng)清理5個(gè)以上大型航天器才能抑制空間碎片總數(shù)量增長(zhǎng)[8]。

空間碎片主動(dòng)移除的首要關(guān)鍵是實(shí)施在軌捕獲，而空間碎片大多是非合作目標(biāo)，由于目標(biāo)已失去姿態(tài)調(diào)整能力，且長(zhǎng)期處于失控狀態(tài)運(yùn)行，受太陽(yáng)光壓、重力梯度等攝動(dòng)力矩及失效前自身殘余角動(dòng)量的影響，往往會(huì)出現(xiàn)復(fù)雜的旋轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)，乃至最終趨向于自由翻滾運(yùn)動(dòng)[9-15]。由于翻滾非合作目標(biāo)的質(zhì)量大小、質(zhì)心位置、幾何形狀等先驗(yàn)信息均未知，運(yùn)動(dòng)規(guī)律極其復(fù)雜，所以對(duì)其實(shí)施在軌捕獲難度相當(dāng)大。針對(duì)非合作目標(biāo)或快或慢的無(wú)規(guī)律自由翻滾運(yùn)動(dòng)，目前已經(jīng)提出的包括采用小型機(jī)械臂、飛網(wǎng)、飛爪等在內(nèi)的多種在軌捕獲方法及采用電動(dòng)力系繩、太陽(yáng)帆、阻力增強(qiáng)裝置等碎片離軌方案，若能做到抓捕前將其轉(zhuǎn)速減慢或直至靜止，即消旋處理，將有利于后續(xù)的直接捕獲及回收處理。例如采用機(jī)械臂式的捕獲機(jī)構(gòu)在目標(biāo)消旋后將有助于快速跟蹤目標(biāo)捕獲點(diǎn)位置及方便與目標(biāo)姿態(tài)同步化處理；采用飛網(wǎng)、飛爪等捕獲機(jī)構(gòu)在目標(biāo)消旋后實(shí)施捕獲將有助于解決繩、網(wǎng)的纏繞及次生碎片等問(wèn)題；利用太陽(yáng)帆及阻力增強(qiáng)裝置附著到翻滾非合作目標(biāo)進(jìn)行離軌時(shí)，事先進(jìn)行目標(biāo)消旋可快速實(shí)現(xiàn)安全、準(zhǔn)確地附著且減少碰撞風(fēng)險(xiǎn)。基于以上考慮，非合作目標(biāo)消旋問(wèn)題已成為航天領(lǐng)域研究熱點(diǎn)之一，法國(guó)空間研究中心(National Centre for Space Studies, CNES)的ADR任務(wù)規(guī)劃[16]也已將翻滾非合作目標(biāo)的消旋問(wèn)題列為了空間碎片主動(dòng)移除任務(wù)中的一個(gè)關(guān)鍵環(huán)節(jié)。

對(duì)翻滾非合作目標(biāo)消旋實(shí)際是指利用外部控制力矩衰減目標(biāo)角速度的過(guò)程，實(shí)現(xiàn)方式按作用力是否與目標(biāo)接觸主要分為接觸式和非接觸式兩種。利用機(jī)械接觸力或氣體沖擊、靜電力、電磁力、離子束、激光等非接觸力進(jìn)行消旋在國(guó)內(nèi)外都已經(jīng)開(kāi)展了初步研究。日本宇宙航空研究開(kāi)發(fā)機(jī)構(gòu)(Japan Aerospace Exploration Agency, JAXA)的Nishida和Kawamoto[17]提出了采用減速刷對(duì)翻滾非合作目標(biāo)進(jìn)行消旋的方法。Nakajima等[18]以及歐洲航天局(European Space Agency, ESA)資助的非接觸碎片移除(Contactless debris Action, COBAR)計(jì)劃[19]中，均提出了氣體脈沖消旋是一種潛在的調(diào)整翻滾非合作目標(biāo)姿態(tài)的方法。NASA的Youngquist等[20]提出利用導(dǎo)體與地磁場(chǎng)間的渦流效應(yīng)對(duì)目標(biāo)進(jìn)行電磁消旋也是一種可行的消旋方式。國(guó)內(nèi)相關(guān)研究包括接觸式消旋中的組合體姿態(tài)穩(wěn)定、目標(biāo)姿態(tài)同步以及基于庫(kù)侖力的非接觸消旋[21]等。徐文福等[22]提出了視覺(jué)預(yù)測(cè)及軌跡規(guī)劃相結(jié)合的雙臂空間機(jī)器人直接捕獲運(yùn)動(dòng)目標(biāo)的方法，在自由漂浮及基座受控兩種模式下成功抓捕運(yùn)動(dòng)目標(biāo)。西北工業(yè)大學(xué)的黃攀峰等[23]提出了一種基于繩系空間機(jī)器人的翻滾非合作目標(biāo)直接抓捕及姿態(tài)穩(wěn)定控制方法，通過(guò)系繩拉力及抓捕機(jī)器人協(xié)同的方式穩(wěn)定目標(biāo)姿態(tài)。在姿態(tài)同步研究方面，耿云海等[24]設(shè)計(jì)了可同時(shí)對(duì)干擾進(jìn)行估計(jì)和補(bǔ)償?shù)姆蔷€性反饋控制律，控制服務(wù)航天器與目標(biāo)航天器姿態(tài)同步，在抓捕目標(biāo)上對(duì)接端口時(shí)具有較高的協(xié)同精度與抗干擾能力。任章等[25]也提出了一種基于滑?？刂频淖藨B(tài)同步方法，在系統(tǒng)測(cè)量存在誤差及外部擾動(dòng)的影響下可以實(shí)現(xiàn)與目標(biāo)航天器快速姿態(tài)同步。對(duì)于一個(gè)完整的ADR任務(wù)，各類接觸及非接觸消旋方式是對(duì)服務(wù)航天器機(jī)械臂直接抓捕或姿態(tài)同步能力的有效補(bǔ)充，拓展了ADR任務(wù)對(duì)不同翻滾速度的非合作目標(biāo)的適應(yīng)能力。

針對(duì)翻滾非合作目標(biāo)的消旋問(wèn)題，本文首先介紹了火箭末級(jí)、失效的單自旋及雙自旋衛(wèi)星這類典型非合作目標(biāo)的翻滾運(yùn)動(dòng)形式以及非合作目標(biāo)消旋過(guò)程，然后對(duì)當(dāng)前各類接觸、非接觸消旋方法的原理、特點(diǎn)進(jìn)行綜述分析，隨后總結(jié)了翻滾非合作目標(biāo)消旋過(guò)程中的共性關(guān)鍵技術(shù)問(wèn)題，即非合作目標(biāo)翻滾運(yùn)動(dòng)測(cè)量及動(dòng)力學(xué)參數(shù)辨識(shí)和消旋控制，最后歸納總結(jié)了當(dāng)前非合作目標(biāo)消旋方法并對(duì)其研究發(fā)展進(jìn)行了展望預(yù)測(cè)。

1 典型非合作目標(biāo)運(yùn)動(dòng)形式及消旋過(guò)程分析

在空間攝動(dòng)力矩作用下，失效航天器等非合作目標(biāo)往往會(huì)表現(xiàn)出復(fù)雜的翻滾運(yùn)動(dòng)形式，這給ADR任務(wù)的實(shí)施帶來(lái)了困難。因此對(duì)典型非合作目標(biāo)的運(yùn)動(dòng)形式進(jìn)行分析建模是確定目標(biāo)主動(dòng)移除及消旋方案的基礎(chǔ)。

1.1 典型非合作目標(biāo)運(yùn)動(dòng)形式分析

火箭末級(jí)、失效的單自旋及雙自旋衛(wèi)星等空間非合作目標(biāo)由于其質(zhì)量及尺寸較大，是優(yōu)先級(jí)較高的主動(dòng)移除目標(biāo)，國(guó)內(nèi)外關(guān)于消旋的相關(guān)研究也多針對(duì)這類目標(biāo)對(duì)象開(kāi)展前期理論及試驗(yàn)研究。在理論分析研究中目標(biāo)對(duì)象的模型簡(jiǎn)化，多假設(shè)為形狀較為簡(jiǎn)單的剛體[12,17-18]。其中尤以簡(jiǎn)化為單剛體對(duì)稱目標(biāo)居多，慣量矩陣可簡(jiǎn)化為對(duì)角陣的形式I=diag(Ix,Iy,Iz)。

翻滾非合作目標(biāo)在空間中的典型運(yùn)動(dòng)形式如圖1所示，圖中Oxyz表示目標(biāo)本體坐標(biāo)系，目標(biāo)可能存在的旋轉(zhuǎn)形式可分為繞最小慣量軸Iz的自旋運(yùn)動(dòng)(圖1(a)所示)、繞最大慣量軸Ix的平旋運(yùn)動(dòng)(圖1(b)所示)以及存在章動(dòng)角的翻滾運(yùn)動(dòng)(圖1(c)所示)。當(dāng)目標(biāo)不受外力矩作用時(shí)，其運(yùn)動(dòng)方程在本體系下滿足式(1)。

圖1 非合作目標(biāo)旋轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)的幾種狀態(tài)
Fig.1 Several rotational states of uncooperative target

圖1(a)和圖1(b)所示為初始角速度與最小、最大慣量軸重合時(shí)的運(yùn)動(dòng)情況，分別對(duì)應(yīng)單軸自旋及平旋運(yùn)動(dòng)狀態(tài)。當(dāng)初始角速度矢量與慣量軸不重合時(shí)，非合作目標(biāo)運(yùn)動(dòng)表現(xiàn)為自旋軸繞角動(dòng)量軸圓錐進(jìn)動(dòng)的情形，如圖1(c)所示，圖中建立慣性坐標(biāo)系OXYZ且令OZ軸與目標(biāo)角動(dòng)量矢量H重合，目標(biāo)角動(dòng)量矢量H與自旋軸Oz的夾角θ為章動(dòng)角。對(duì)于慣量比Iz/Ix<1的對(duì)稱火箭末級(jí)殼體，其運(yùn)動(dòng)方式如圖1(d)所示，圖中可以看出最小慣量軸Iz繞角動(dòng)量矢量H做圓錐運(yùn)動(dòng)，自旋軸末端(通常指衛(wèi)星及火箭末級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)主推力噴管所在位置)軌跡為規(guī)則的圓形。但當(dāng)目標(biāo)慣量不對(duì)稱(Ix≠Iy)，且存在慣量積時(shí)，末端軌跡不再是規(guī)則的圓錐運(yùn)動(dòng)，而是表現(xiàn)出一種章動(dòng)角變化的復(fù)雜翻滾運(yùn)動(dòng)。作者以文獻(xiàn)[27]的非對(duì)稱慣量陣為輸入利用式(1)進(jìn)行了運(yùn)動(dòng)軌跡計(jì)算及仿真。

在假設(shè)初始角速度為ω(0)=[10 10 40] (°)/s，初始姿態(tài)角[φ(0)θ(0)ψ(0)]=[0 0 0] rad時(shí)，計(jì)算得到的自旋軸末端(本體系坐標(biāo)為[0 0 0.3] m)在慣性系OXYZ中的運(yùn)動(dòng)軌跡如圖1(e)所示，與圖1(d)規(guī)則的圓錐運(yùn)動(dòng)相比，可明顯看出此時(shí)末端軌跡不再是規(guī)則的圓錐運(yùn)動(dòng)，而是表現(xiàn)出一種章動(dòng)角變化的復(fù)雜翻滾運(yùn)動(dòng)。對(duì)于這種復(fù)雜的運(yùn)動(dòng)形式，其運(yùn)動(dòng)的預(yù)測(cè)及目標(biāo)點(diǎn)的抓捕將更為困難，若能對(duì)目標(biāo)進(jìn)行消旋處理則有利于后續(xù)抓捕任務(wù)的進(jìn)行。

(1)

式中：ωx、ωy和ωz分別為本體系Oxyz下x、y和z方向的角速度分量；Ix、Iy、Iz、Ixy、Ixz和Iyz分別為慣量矩陣I的分量表達(dá)。

1.2 翻滾非合作目標(biāo)消旋過(guò)程

對(duì)非合作目標(biāo)消旋實(shí)質(zhì)上是指利用外部控制力/力矩衰減目標(biāo)三軸角動(dòng)量，最終實(shí)現(xiàn)目標(biāo)姿態(tài)穩(wěn)定的過(guò)程。對(duì)于做單自旋及平旋運(yùn)動(dòng)的非合作目標(biāo)，消旋過(guò)程主要指借助外部控制力矩衰減目標(biāo)單一方向的角速度ω。當(dāng)前相關(guān)研究集中于利用接觸力或靜電力、電磁力、離子束、激光、氣體沖擊等非接觸力與目標(biāo)作用消除目標(biāo)的三軸轉(zhuǎn)速。按照力/力矩作用范圍可分為點(diǎn)作用和面作用(體作用)兩種形式。

點(diǎn)作用控制力/力矩利用機(jī)械臂末端執(zhí)行器或激光發(fā)生裝置在目標(biāo)表面特定點(diǎn)作用施加作用力F，此力相對(duì)目標(biāo)質(zhì)心產(chǎn)生的控制力矩T=r×F與目標(biāo)角動(dòng)量H相反時(shí)即可消除自旋運(yùn)動(dòng)，如圖2所示。利用減速刷、機(jī)械脈沖、激光脈沖進(jìn)行消旋都屬于點(diǎn)作用控制力/力矩。

面作用控制力矩通常利用服務(wù)航天器上攜帶的高壓氣體、高壓靜電、外部磁場(chǎng)等發(fā)生裝置在目標(biāo)部分表面或整個(gè)表面上產(chǎn)生非接觸式消旋力矩，衰減目標(biāo)運(yùn)動(dòng)。作用力與相對(duì)距離、相對(duì)姿態(tài)、源場(chǎng)物理參數(shù)、目標(biāo)形狀及材料特性有關(guān)。利用氣體沖擊、靜電場(chǎng)、電磁場(chǎng)進(jìn)行消旋均屬于面作用控制力/力矩。

對(duì)翻滾非合作目標(biāo)進(jìn)行消旋時(shí)，作用在目標(biāo)上的消旋力矩與二者相對(duì)距離、相對(duì)姿態(tài)、作用源工作參數(shù)相關(guān)，目標(biāo)動(dòng)力學(xué)方程表現(xiàn)出高度非線性特征。消旋時(shí)對(duì)目標(biāo)姿態(tài)信息需要通過(guò)在軌辨識(shí)獲取，根據(jù)實(shí)時(shí)辨識(shí)結(jié)果對(duì)作用力/力矩進(jìn)行控制，消旋過(guò)程流程如圖3所示。

圖2 點(diǎn)作用控制力/力矩
Fig.2 Control force and torque at a fixed point

圖3 消旋過(guò)程流程圖
Fig.3 Flowchart of the detumbling process

2 翻滾非合作目標(biāo)消旋方法

按照消旋力/力矩是否與目標(biāo)接觸，翻滾目標(biāo)消旋方法可分為接觸式和非接觸式消旋。基于減速刷或機(jī)械脈沖等接觸式消旋方法適用于質(zhì)量較大目標(biāo)的快速消旋，而利用氣體沖擊、靜電力、電磁力、離子束、激光等非接觸力進(jìn)行消旋可以有效減少碰撞風(fēng)險(xiǎn)，在安全間距外衰減目標(biāo)三軸轉(zhuǎn)速。

2.1 接觸式消旋方法

利用機(jī)械臂末端執(zhí)行器靈活的特性在目標(biāo)表面施加具有緩沖作用的力或力矩，可以實(shí)現(xiàn)對(duì)目標(biāo)的接觸式消旋。根據(jù)末端執(zhí)行器不同，依據(jù)當(dāng)前研究可分為減速刷消旋、機(jī)械脈沖消旋和繩系機(jī)器人消旋等方式。

2.1.1 減速刷消旋

圖4 減速刷消旋模型
Fig.4 Detumbling system with brush contactor

JAXA的Nishida和Kawamoto[17]提出了一種接觸式目標(biāo)自旋衰減方法，如圖4所示。以直徑為2 m的火箭殼體為研究對(duì)象，利用附著在機(jī)械臂末端的彈性減速刷與目標(biāo)殼體之間的摩擦力衰減目標(biāo)轉(zhuǎn)速。圖4(b)為消旋過(guò)程中仿真分析模型，建立了XY、xGzG、xABzAB、xATzAT和xTzT5個(gè)坐標(biāo)系，分別表示慣性系ΣI清除航天器質(zhì)心坐標(biāo)系ΣG、機(jī)械臂基座坐標(biāo)系ΣAB、機(jī)械臂末端坐標(biāo)系ΣAT和目標(biāo)質(zhì)心坐標(biāo)系ΣT來(lái)分析消旋動(dòng)力學(xué)問(wèn)題，研究了目標(biāo)存在初始轉(zhuǎn)速ω0及相對(duì)末端移動(dòng)速度v0時(shí)的消旋過(guò)程。由于減速刷與目標(biāo)是面接觸作用，只能提供單自由度N數(shù)量級(jí)的控制力，適用于目標(biāo)單軸自旋情況。相比于抓捕后對(duì)組合體進(jìn)行消旋的方式，利用減速刷與目標(biāo)間的彈性接觸力在抓捕前對(duì)目標(biāo)進(jìn)行消旋帶來(lái)的沖擊會(huì)更小，有利于后續(xù)的捕獲操作。但這類消旋方式實(shí)施前需要服務(wù)航天器進(jìn)行復(fù)雜的變軌繞飛，接近?？吭诰嗄繕?biāo)非常近的位置處。對(duì)于做圓錐運(yùn)動(dòng)的翻滾目標(biāo)，利用該方法進(jìn)行消旋需要精確控制機(jī)械臂與接觸表面的相對(duì)位置，以提供穩(wěn)定的接觸制動(dòng)力，且制動(dòng)力的大小取決于減速刷剛度。

2.1.2 機(jī)械脈沖消旋

與減速刷連續(xù)消旋過(guò)程不同，東京工業(yè)大學(xué)的Matunaga等[28]將彈性小球作為機(jī)械臂末端執(zhí)行器，利用機(jī)械臂末端與目標(biāo)表面之間彈性碰撞所產(chǎn)生的推力與摩擦力衰減目標(biāo)轉(zhuǎn)動(dòng)。接觸力是彈性接觸面壓力p、接觸面積S等的函數(shù)。采用彈性小球消旋與直接抓捕相比沖擊較小，但對(duì)消旋力矩建模時(shí)需要獲取碰撞點(diǎn)相對(duì)于目標(biāo)質(zhì)心的位置矢量。當(dāng)目標(biāo)轉(zhuǎn)速較快時(shí)，根據(jù)目標(biāo)角動(dòng)量矢量方向辨識(shí)作用點(diǎn)位置及規(guī)劃脈沖路徑對(duì)機(jī)械臂末端控制提出了很高的要求。日本國(guó)家航空航天實(shí)驗(yàn)室(National Aerospace Laboratory of Japan, NAL)的Kawamoto等[29]提出了利用多次接觸脈沖作用力交替衰減目標(biāo)章動(dòng)角和自旋轉(zhuǎn)速的方法，最終完全衰減目標(biāo)三軸轉(zhuǎn)速，并給出了脈沖次數(shù)的優(yōu)化過(guò)程。機(jī)械脈沖消旋雖然只提供單自由度作用力矩，但主動(dòng)控制力作用點(diǎn)及脈沖施加時(shí)刻，可以實(shí)現(xiàn)對(duì)目標(biāo)角動(dòng)量的衰減，適用于自由翻滾目標(biāo)的消旋。與減速刷相比，機(jī)械脈沖在接觸瞬間可提供的制動(dòng)力增加，控制力矩模型更為精確，制動(dòng)效率更高，但碰撞風(fēng)險(xiǎn)也隨之增大。機(jī)械脈沖消旋效果建立在對(duì)目標(biāo)表面及質(zhì)心特征充分辨識(shí)以及機(jī)械臂對(duì)目標(biāo)點(diǎn)跟蹤能力的基礎(chǔ)上，受制于在軌辨識(shí)效率及機(jī)械臂末端執(zhí)行器控制精度，適用于轉(zhuǎn)速較低的目標(biāo)消旋。

2.1.3 空間繩系機(jī)器人消旋

西北工業(yè)大學(xué)的黃攀峰[30-32]、張帆[33]等提出了一種基于繩系空間機(jī)器人(Tethered Space Robot, TSR)的翻滾非合作目標(biāo)姿態(tài)穩(wěn)定控制方法，如圖5所示。對(duì)于目標(biāo)質(zhì)量及慣量等參數(shù)未知的目標(biāo)，既可在線辨識(shí)目標(biāo)質(zhì)量及慣量參數(shù)[31,33]，也可采用改進(jìn)的基于動(dòng)態(tài)逆的自適應(yīng)控制器，快速穩(wěn)定目標(biāo)姿態(tài)[32]，同時(shí)有效降低執(zhí)行器的飽和程度。Hovell和Ulrich[34]提出了利用黏彈性繩系附著到旋轉(zhuǎn)非合作目標(biāo)表面上，通過(guò)系繩拉力及變形時(shí)的阻尼力控制目標(biāo)轉(zhuǎn)速直至其姿態(tài)穩(wěn)定。借助繩系機(jī)器人本體推進(jìn)器及系繩拉力，空間繩系機(jī)器人可實(shí)現(xiàn)3自由度控制力矩的施加，衰減目標(biāo)三軸轉(zhuǎn)速?？臻g繩系機(jī)器人雖然增加了系統(tǒng)柔性，但是由于在消旋之前繩系機(jī)器人需要直接抓捕目標(biāo)或?qū)⑾道K附著到目標(biāo)表面，如何避免抓捕失敗同時(shí)防止系繩纏繞還需要進(jìn)一步研究。

圖5 繩系機(jī)器人姿態(tài)穩(wěn)定系統(tǒng)
Fig.5 Target attitude stabilization system using TSR

2.2 非接觸式消旋方法

對(duì)于難以直接抓捕的非合作目標(biāo)，采用氣體沖擊、靜電力、電磁力、離子束、激光等非接觸力與目標(biāo)進(jìn)行消旋可以有效減少碰撞風(fēng)險(xiǎn)，在安全距離外作用消除目標(biāo)的三軸轉(zhuǎn)速。

2.2.1 氣體沖擊消旋

與離子束、激光輻照[35]等非接觸作用類似，氣體沖擊消旋利用噴射的氣體對(duì)目標(biāo)運(yùn)動(dòng)的阻礙作用消除目標(biāo)翻滾運(yùn)動(dòng)。Nakajima等[18]提出了一種利用氣體沖擊噴射在目標(biāo)表面特定區(qū)域產(chǎn)生作用力進(jìn)行消旋的方法，所計(jì)算的消旋力矩與噴氣推力大小、目標(biāo)表面形狀、相對(duì)距離L、方位角β等因素有關(guān)。Peters和Olmos[19]提出可利用氣體脈沖作用于翻滾非合作目標(biāo)太陽(yáng)帆板上來(lái)提供消旋力矩的消旋方法。氣體沖擊消旋優(yōu)勢(shì)在于服務(wù)航天器只需要額外攜帶消旋所需燃料，通過(guò)自身發(fā)動(dòng)機(jī)噴管噴射到目標(biāo)表面即可實(shí)現(xiàn)消旋，而無(wú)需再額外攜帶消旋專用的末端執(zhí)行裝置。當(dāng)服務(wù)航天器相對(duì)目標(biāo)位置固定時(shí)，氣體沖擊力矩只能衰減目標(biāo)2個(gè)方向的角速度分量，而且與氣體噴射方向平行的角速度分量需要服務(wù)航天器進(jìn)行繞飛改變相對(duì)于目標(biāo)的位姿才能達(dá)到完全衰減。消旋過(guò)程中，氣體自噴管噴出后會(huì)在空間發(fā)散，從而加劇了所攜帶氣體的耗散。

2.2.2 靜電消旋

圖6 靜電消旋示意圖
Fig.6 Schematic of electrostatic detumbling system

2.2.3 電磁消旋

由于空間碎片大多含有鋁合金、鈦合金等導(dǎo)電材料，當(dāng)目標(biāo)處于外部磁場(chǎng)時(shí)會(huì)在導(dǎo)體內(nèi)部感生出渦流阻礙兩者相對(duì)運(yùn)動(dòng)。東北大學(xué)的Sugai等[37-38]提出可利用導(dǎo)電目標(biāo)轉(zhuǎn)動(dòng)時(shí)與外部磁場(chǎng)源之間的相對(duì)運(yùn)動(dòng)產(chǎn)生的渦流力來(lái)衰減目標(biāo)運(yùn)動(dòng)，所設(shè)計(jì)的電磁消旋單軸模擬系統(tǒng)如圖7所示，可以模擬不同初始轉(zhuǎn)速的消旋過(guò)程。

圖7中磁場(chǎng)源在作用氣隙為5 mm時(shí)可產(chǎn)生百mN數(shù)量級(jí)的消旋力。消旋電磁力是所設(shè)計(jì)電磁式磁場(chǎng)源尺寸、驅(qū)動(dòng)頻率f、相對(duì)氣隙δ及轉(zhuǎn)速ω等參數(shù)的函數(shù)。電磁消旋氣隙過(guò)小限制了其在軌應(yīng)用，但可考慮利用永磁體磁場(chǎng)源來(lái)提供更大的工作氣隙，保證消旋過(guò)程中的安全性。

圖7 單軸自旋消旋模擬
Fig.7 Detumbling platform for single spin target

南安普頓大學(xué)的Gomez和Walker[39-40]提出了利用超導(dǎo)線圈構(gòu)造外部磁場(chǎng)衰減目標(biāo)運(yùn)動(dòng)的方法，如圖8所示。質(zhì)心位于OC處的超導(dǎo)線圈在空間任意位置r處的磁感應(yīng)強(qiáng)度為B(r)，通過(guò)目標(biāo)質(zhì)心G處的磁感應(yīng)強(qiáng)度為BG。感生電磁力矩是目標(biāo)轉(zhuǎn)速ω、目標(biāo)磁矩張量M及外部磁感應(yīng)強(qiáng)度B的函數(shù)，表示為T=M(ω×B)×B，其中磁矩張量M是目標(biāo)本體幾何形狀、電導(dǎo)率等物理參數(shù)的函數(shù)，可以選取圖中以O(shè)為圓心的截面對(duì)目標(biāo)整體求積分得到。在目標(biāo)角速度方向一定的情況下，電磁力的方向也是一定的。電磁消旋的優(yōu)點(diǎn)在于電磁阻尼作用會(huì)被動(dòng)消除目標(biāo)角速度垂直于外部磁場(chǎng)的分量，但是與磁場(chǎng)方向平行的角速度分量需要通過(guò)改變磁場(chǎng)源與目標(biāo)相對(duì)位置關(guān)系來(lái)實(shí)現(xiàn)。利用超導(dǎo)線圈構(gòu)造大范圍電磁場(chǎng)需要相應(yīng)的供電、冷卻系統(tǒng)，超導(dǎo)磁場(chǎng)源系統(tǒng)如何簡(jiǎn)易地與服務(wù)航天器結(jié)合還需要進(jìn)一步研究。

針對(duì)前述幾種消旋方法，從消旋機(jī)構(gòu)形式、對(duì)消旋目標(biāo)要求、消旋作用效果等方面進(jìn)一步歸納整理，如表1所示。各種消旋方法都有其特定的適用范圍及前提條件，綜合評(píng)價(jià)每種方法的優(yōu)劣并不合適，但表1中可提供以下幾點(diǎn)有益參考：① 接觸式消旋可提供較大的控制力，有利于實(shí)現(xiàn)快速消旋。通常接觸作用力可達(dá)到N數(shù)量級(jí)[17,28]，而靜電力、電磁力等非接觸消旋方式能提供的消旋力僅為mN數(shù)量級(jí)[37-40]， 且衰減時(shí)間要長(zhǎng)于接觸消旋方式；② 非接觸消旋方式作用距離遠(yuǎn)，對(duì)相對(duì)距離及姿態(tài)容差能力強(qiáng)，能夠保證消旋任務(wù)安全進(jìn)行；③ 非接觸消旋方式可提供多自由度作用力矩，適用于自由翻滾目標(biāo)的消旋。

綜上，在選取消旋方法時(shí)要綜合考量目標(biāo)幾何形狀、材料特性、運(yùn)動(dòng)特性、所需控制力矩自由度、任務(wù)有效載荷、任務(wù)時(shí)間及能量消耗等問(wèn)題。未來(lái)空間碎片主動(dòng)移除及航天器在軌服務(wù)領(lǐng)域可能會(huì)面對(duì)多樣化消旋任務(wù)，在選取消旋方法時(shí)，應(yīng)著重考慮以下3個(gè)方面因素：① 消旋方法適用的目標(biāo)運(yùn)動(dòng)形式，特別是對(duì)自由翻滾運(yùn)動(dòng)的消旋能力；② 消旋方法所施加的控制力矩自由度，同時(shí)衰減三軸轉(zhuǎn)速有利于提高消旋效率；③ 消旋力作用范圍及力數(shù)量級(jí)，在保證安全前提下實(shí)現(xiàn)快速消旋需要較大的消旋力。

圖8 電磁消旋系統(tǒng)示意圖
Fig.8 Schematic of electromagnetic detumbling system

消旋方法消旋機(jī)構(gòu)類型仿真針對(duì)的目標(biāo)類型仿真采用的目標(biāo)質(zhì)量/kg對(duì)目標(biāo)的適應(yīng)性有效作用距離/m有效作用距離時(shí)消旋力數(shù)量級(jí)仿真時(shí)消旋時(shí)間/h接觸式減速刷[17]機(jī)械脈沖[29]空間繩系機(jī)器人[32]末端執(zhí)行器末端執(zhí)行器系繩及空間機(jī)器人火箭末級(jí)失效衛(wèi)星失效衛(wèi)星500450675單軸轉(zhuǎn)速衰減翻滾運(yùn)動(dòng)衰減目標(biāo)可抓捕,翻滾運(yùn)動(dòng)衰減NNN0.020.10.03非接觸式氣體沖擊[18]靜電力[12]電磁力[39]星載高壓氣體星載放電裝置星載超導(dǎo)線圈火箭末級(jí)火箭末級(jí)火箭末級(jí)200010002154翻滾運(yùn)動(dòng)衰減目標(biāo)表面導(dǎo)電翻滾運(yùn)動(dòng)衰減目標(biāo)表面導(dǎo)電翻滾運(yùn)動(dòng)衰減1012.510mNNmN1.417036

3 翻滾非合作目標(biāo)消旋共性關(guān)鍵技術(shù)

目前提出的各種消旋方法都處于方案設(shè)計(jì)或地面驗(yàn)證階段，未來(lái)ADR任務(wù)的成功實(shí)施還需要對(duì)消旋過(guò)程的關(guān)鍵技術(shù)進(jìn)行進(jìn)一步的驗(yàn)證，各種消旋方法所涉共性關(guān)鍵技術(shù)主要包括非合作目標(biāo)翻滾運(yùn)動(dòng)測(cè)量及動(dòng)力學(xué)參數(shù)辨識(shí)和消旋控制。

3.1 非合作目標(biāo)翻滾運(yùn)動(dòng)測(cè)量及動(dòng)力學(xué)參數(shù)辨識(shí)

對(duì)翻滾目標(biāo)進(jìn)行消旋及主動(dòng)移除時(shí)首先要對(duì)目標(biāo)幾何、運(yùn)動(dòng)學(xué)、動(dòng)力學(xué)參數(shù)進(jìn)行辨識(shí)，在此基礎(chǔ)上才能建立準(zhǔn)確的目標(biāo)運(yùn)動(dòng)學(xué)及動(dòng)力學(xué)模型。抓捕后系統(tǒng)質(zhì)心位置偏移、慣量參數(shù)改變有可能引起組合體姿態(tài)失穩(wěn)，因此在捕獲前對(duì)非合作目標(biāo)及其翻滾運(yùn)動(dòng)進(jìn)行測(cè)量及估計(jì)是后續(xù)消旋操作進(jìn)行的基本保證。

對(duì)非合作目標(biāo)參數(shù)識(shí)別主要包括幾何及運(yùn)動(dòng)參數(shù)測(cè)量和動(dòng)力學(xué)參數(shù)辨識(shí)兩部分。前者包括非合作目標(biāo)幾何尺寸、相對(duì)位姿及目標(biāo)翻滾運(yùn)動(dòng)的測(cè)量，后者包括目標(biāo)質(zhì)量、質(zhì)心位置和慣量矩陣等動(dòng)力學(xué)參數(shù)的在軌辨識(shí)。對(duì)非合作目標(biāo)運(yùn)動(dòng)及動(dòng)力學(xué)信息的準(zhǔn)確獲取是在軌捕獲任務(wù)成功實(shí)施的關(guān)鍵步驟。

由于無(wú)法與非合作目標(biāo)進(jìn)行通訊獲取姿態(tài)信息，且非合作目標(biāo)無(wú)法提供用于輔助測(cè)量的信息標(biāo)識(shí)物，這給非合作目標(biāo)運(yùn)動(dòng)及位姿測(cè)量帶來(lái)了極大的挑戰(zhàn)。目前，對(duì)于目標(biāo)狀態(tài)的獲取主要使用視覺(jué)的方式，如美國(guó)的PHOENIX計(jì)劃[41]，歐洲航空局的ROGER計(jì)劃[42]等，也可使用激光測(cè)距的方法，如SMART-OLEV計(jì)劃[43]，其位姿測(cè)量系統(tǒng)由視覺(jué)與激光測(cè)距系統(tǒng)共同組成。

非合作目標(biāo)運(yùn)動(dòng)狀態(tài)檢測(cè)方法主要可分為以下3類：基于強(qiáng)幾何特征的方法，基于模型的方法和基于三維點(diǎn)云的方法。其中基于強(qiáng)幾何特征的方法是對(duì)于目標(biāo)上特有的幾何特征進(jìn)行識(shí)別，根據(jù)特征與目標(biāo)本體的位置關(guān)系解算目標(biāo)的位姿信息。哈爾濱工業(yè)大學(xué)的王志超[44]提出一種基于特征信息融合的位姿測(cè)量方法，其方法為同時(shí)將航天器本體和遠(yuǎn)地點(diǎn)發(fā)動(dòng)機(jī)引擎噴管作為特征進(jìn)行識(shí)別，并提出了幾何卡爾曼濾波的PLK目標(biāo)追蹤算法，提高了識(shí)別效率。北京理工大學(xué)蔡晗[45]等，提出一種基于幾何特征綜合匹配的雙目超近距相對(duì)位姿視覺(jué)測(cè)量方法，此方法以失效衛(wèi)星的矩形太陽(yáng)帆板為特征，經(jīng)過(guò)解算得出衛(wèi)星的相對(duì)位姿。此方法計(jì)算量小，易于實(shí)現(xiàn)，實(shí)時(shí)性較好，但是適應(yīng)性和魯棒性并不理想。

第2種為基于模型的方法，即在已知目標(biāo)CAD模型的前提下，對(duì)目標(biāo)進(jìn)行模板匹配，進(jìn)而獲取目標(biāo)姿態(tài)的方法。Kelsey等[46]利用視覺(jué)系統(tǒng)對(duì)非合作目標(biāo)基于模型位姿測(cè)量方案進(jìn)行了研究，在已知非合作目標(biāo)三維模型的前提下，對(duì)目標(biāo)追蹤算法進(jìn)行了研究，可實(shí)現(xiàn)非合作目標(biāo)位姿參數(shù)的實(shí)時(shí)輸出。哈爾濱工業(yè)大學(xué)的任宇琪[47]對(duì)基于模型的算法進(jìn)行了研究，首先利用POSIT算法求取參考位姿，進(jìn)而求得圖像上的特征點(diǎn)與已知目標(biāo)模型上的特征點(diǎn)對(duì)應(yīng)關(guān)系，利用隨機(jī)采樣表決算法，結(jié)合虛擬視覺(jué)伺服算法求得目標(biāo)位姿信息。此種方法匹配精度高，魯棒性好，但是需要目標(biāo)CAD模型，適應(yīng)性受限。

第3種為基于三維點(diǎn)云的方法，此方法為通過(guò)視覺(jué)或激光測(cè)距的方法建立非合作目標(biāo)表面的三維點(diǎn)云，然后與已知非合作目標(biāo)三維模型進(jìn)行迭代配準(zhǔn)，利用配準(zhǔn)后的信息進(jìn)行位姿解算。此種方法魯棒性好，精度高，但是算法復(fù)雜，計(jì)算量大，導(dǎo)致實(shí)時(shí)性差。郭瑞科等[48]為提高配準(zhǔn)速度和精度提出了一種基于KD-Tree點(diǎn)云均勻采樣簡(jiǎn)化算法，仿真結(jié)果表明此方法能夠有效的實(shí)現(xiàn)點(diǎn)云的配準(zhǔn)。為改善識(shí)別效率，Lim等[49]提出了基于閃光雷達(dá)及預(yù)識(shí)別目標(biāo)上直線及角點(diǎn)等強(qiáng)幾何特征的點(diǎn)云姿態(tài)識(shí)別算法，與傳統(tǒng)ICP算法相比處理數(shù)據(jù)量更小，適合10 Hz以上的處理頻率，實(shí)時(shí)性更優(yōu)。

根據(jù)視覺(jué)系統(tǒng)實(shí)時(shí)識(shí)別的姿態(tài)信息即可解算出目標(biāo)翻滾運(yùn)動(dòng)的運(yùn)動(dòng)參數(shù)，而目標(biāo)的動(dòng)力學(xué)參數(shù)特別是慣性參數(shù)的識(shí)別目前主要基于動(dòng)量守恒方式及牛頓—?dú)W拉方程。孫俊等[50]提出了一種基于Adaline網(wǎng)絡(luò)的空間非合作目標(biāo)慣性參數(shù)辨識(shí)方法，基于動(dòng)量守恒原理建立辨識(shí)模型，利用神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)實(shí)現(xiàn)慣量參數(shù)的快速辨識(shí)。徐文福等[51]提出了一種更加實(shí)用的完全慣量參數(shù)辨識(shí)方法，通過(guò)抓捕后依次按順序解鎖機(jī)械臂各關(guān)節(jié)，逐步得到組合體慣量參數(shù)，將目標(biāo)參數(shù)辨識(shí)問(wèn)題轉(zhuǎn)化為單體及兩體系統(tǒng)辨識(shí)問(wèn)題。楚中毅等[52]提出了一種依據(jù)抓捕后接觸力進(jìn)行慣量參數(shù)辨識(shí)方法，在考慮各種測(cè)量誤差擾動(dòng)的情況下，可以實(shí)現(xiàn)精確、穩(wěn)定的慣量參數(shù)辨識(shí)。

當(dāng)前對(duì)非合作目標(biāo)慣量參數(shù)的識(shí)別主要利用機(jī)械臂抓捕后進(jìn)行接觸式的辨識(shí)及測(cè)量，這類方法適合與接觸式消旋同步進(jìn)行。在研究非接觸消旋問(wèn)題時(shí)文獻(xiàn)[12，53]中假設(shè)目標(biāo)姿態(tài)及距離等信息可實(shí)時(shí)測(cè)量為已知量，但與非接觸消旋方式相結(jié)合的非接觸式慣量參數(shù)辨識(shí)方法還需要進(jìn)一步研究。

3.2 翻滾非合作目標(biāo)消旋控制

翻滾非合作目標(biāo)消旋的難點(diǎn)在于非合作目標(biāo)質(zhì)量、慣量及運(yùn)動(dòng)參數(shù)未知，需要通過(guò)在軌辨識(shí)獲取，且作用于目標(biāo)表面的控制力矩與相對(duì)位姿高度相關(guān)，消旋過(guò)程中相對(duì)距離和姿態(tài)的改變對(duì)力矩的控制提出了很高的要求。當(dāng)前對(duì)非合作目標(biāo)消旋控制問(wèn)題主要有以下3類解決思路：

1) 將非合作目標(biāo)轉(zhuǎn)化為合作目標(biāo)，利用合作目標(biāo)消旋方法解決非合作目標(biāo)消旋問(wèn)題。例如采用推力器附著[26]，磁場(chǎng)源附著[54]等方式為非合作目標(biāo)提供姿控執(zhí)行機(jī)構(gòu)。Caubet和Biggs[54]等提出了將磁性構(gòu)件附著到非合作目標(biāo)上的方案，當(dāng)目標(biāo)上附著磁場(chǎng)源時(shí)，可利用磁偶極子模型建立相互作用力模型。此時(shí)消旋問(wèn)題轉(zhuǎn)化為磁控姿態(tài)問(wèn)題，可采用成熟的B-dot算法[55]或比例反饋控制方式[56]控制目標(biāo)姿態(tài)，完成消旋任務(wù)。非合作目標(biāo)姿態(tài)合作化控制可借助成熟的姿態(tài)控制算法，但附著過(guò)程本身就是控制外部場(chǎng)源直接與翻滾非合作目標(biāo)接觸并連接到一起，如何安全、準(zhǔn)確地附著同時(shí)減緩碰撞仍是一個(gè)難題。

2) 當(dāng)非合作目標(biāo)為簡(jiǎn)單運(yùn)動(dòng)情況時(shí)(自旋)，只需要單自由度控制力，保證外部控制力矩與角動(dòng)量方向相反即可實(shí)現(xiàn)運(yùn)動(dòng)衰減，目標(biāo)單自旋運(yùn)動(dòng)方程可簡(jiǎn)化為

I·Δω=r×F·Δt

(2)

式中：I為目標(biāo)的慣量矩陣；Δω為目標(biāo)角速度增量；r為控制力作用點(diǎn)在目標(biāo)本體系位置矢量；F為作用力矢量；Δt為力作用時(shí)間。

通過(guò)服務(wù)航天器向目標(biāo)施加單自由度控制力實(shí)現(xiàn)較為容易，Nishida和Kawamoto[17]提出了利用柔性末端執(zhí)行器與目標(biāo)表面接觸產(chǎn)生的摩擦力衰減目標(biāo)轉(zhuǎn)速。Yudintsev等[57]提出了一種yo-yo消旋機(jī)構(gòu)附著在自旋火箭末端，通過(guò)yo-yo球的釋放衰減目標(biāo)單自旋轉(zhuǎn)速。

3) 當(dāng)非合作目標(biāo)為自由翻滾狀態(tài)時(shí)，需要根據(jù)在軌辨識(shí)得到的目標(biāo)位姿信息實(shí)時(shí)改變服務(wù)航天器控制力矩施加裝置與目標(biāo)相對(duì)位姿，以保證控制力矩滿足姿態(tài)穩(wěn)定需求。

針對(duì)接觸式消旋法中脈沖消旋控制，Kawamoto等[29]提出了利用多次接觸脈沖作用力去除目標(biāo)章動(dòng)角的方法，并給出了脈沖次數(shù)的優(yōu)化過(guò)程。Yoshikawa和Yamada[58]提出了一種基于離散控制的目標(biāo)三軸角動(dòng)量脈沖式衰減方法，結(jié)果表明該離散控制方法可有效衰減目標(biāo)三軸角動(dòng)量且系統(tǒng)穩(wěn)定。脈沖消旋控制的優(yōu)勢(shì)在于消旋過(guò)程中不需要實(shí)時(shí)反饋，通過(guò)視覺(jué)系統(tǒng)測(cè)量外力作用后目標(biāo)運(yùn)動(dòng)狀態(tài)的改變量，然后逐步調(diào)整重復(fù)作用即可達(dá)到衰減目標(biāo)轉(zhuǎn)動(dòng)的效果。

在非接觸消旋法的消旋控制方法上，國(guó)內(nèi)外也開(kāi)展了相關(guān)研究。Nakajima等[18]提出的用氣體沖擊衰減火箭末級(jí)轉(zhuǎn)速的方法，是基于四元數(shù)反饋控制噴氣點(diǎn)與目標(biāo)相對(duì)距離及角度，實(shí)現(xiàn)了對(duì)目標(biāo)姿態(tài)控制。Bennett和Schaub等[36]提出了基于bang-bang控制理論的靜電消旋及目標(biāo)穩(wěn)定姿態(tài)控制算法，通過(guò)控制目標(biāo)轉(zhuǎn)動(dòng)過(guò)程中靠近與遠(yuǎn)離時(shí)刻服務(wù)航天器電壓正負(fù)極性產(chǎn)生與目標(biāo)相互吸引或排斥的作用力，最終穩(wěn)定目標(biāo)姿態(tài)。Gomez和Walker[39]利用超導(dǎo)線圈構(gòu)造外部近似均勻磁場(chǎng)，對(duì)磁場(chǎng)中運(yùn)動(dòng)的非合作目標(biāo)采用PD控制原理設(shè)計(jì)控制律控制目標(biāo)相對(duì)距離及姿態(tài)，與未采取控制手段相比，消旋時(shí)間從一個(gè)月減小到幾天內(nèi)。在消旋控制時(shí)，由于需要已知與目標(biāo)間的距離及相對(duì)姿態(tài)等運(yùn)動(dòng)信息，對(duì)處于高速翻滾狀態(tài)的非合作目標(biāo)還需完善相應(yīng)的相對(duì)距離及姿態(tài)參數(shù)的快速在軌辨識(shí)技術(shù)，以有效縮短消旋時(shí)間。

4 結(jié)論與展望

1) 非合作目標(biāo)翻滾運(yùn)動(dòng)形式復(fù)雜，對(duì)于空間翻滾非合作目標(biāo)進(jìn)行主動(dòng)消旋是對(duì)現(xiàn)有在軌捕獲方法的有效補(bǔ)充。對(duì)于難以直接抓捕的空間翻滾非合作目標(biāo)，在捕獲前進(jìn)行消旋處理可降低捕獲難度，保證后續(xù)任務(wù)安全、有效進(jìn)行。

2) 按作用力是否與目標(biāo)接觸可將非合作目標(biāo)消旋方法分為接觸式和非接觸式兩類。接觸式消旋方法能提供較大的控制力矩，快速穩(wěn)定目標(biāo)姿態(tài)。而當(dāng)目標(biāo)運(yùn)動(dòng)情況復(fù)雜時(shí)，利用氣體沖擊、靜電力、電磁力、離子束、激光等非接觸力進(jìn)行消旋可以有效減少碰撞風(fēng)險(xiǎn)，在安全間距外衰減目標(biāo)三軸轉(zhuǎn)速。

3) 針對(duì)特定目標(biāo)選擇消旋方法要綜合考慮目標(biāo)幾何形狀、材料特性、運(yùn)動(dòng)特性、所需控制力矩自由度、任務(wù)有效載荷、任務(wù)時(shí)間及能量消耗等問(wèn)題。接觸式消旋方法能提供較大的控制力矩從而縮短消旋時(shí)間，但要求較高的控制精度。采用非接觸作用力矩消旋作用距離遠(yuǎn)，對(duì)相對(duì)距離及姿態(tài)容差能力強(qiáng)。將消旋裝置集成到末端執(zhí)行器中可有效節(jié)省有效載荷。

4) 對(duì)非合作目標(biāo)運(yùn)動(dòng)學(xué)及動(dòng)力學(xué)信息的在軌辨識(shí)及消旋控制方法需要進(jìn)一步研究。對(duì)非合作目標(biāo)姿態(tài)及翻滾運(yùn)動(dòng)的測(cè)量目前主要采用視覺(jué)識(shí)別方式，采用基于強(qiáng)幾何特征、基于模型的方法或基于三維點(diǎn)云的方法進(jìn)行辨識(shí)。需要更快速有效的識(shí)別出目標(biāo)特征及位姿信息的方法。對(duì)目標(biāo)質(zhì)量、質(zhì)心位置及慣量矩陣的識(shí)別需要抓捕后結(jié)合機(jī)械臂運(yùn)動(dòng)進(jìn)行辨識(shí)，非接觸消旋方法的動(dòng)力學(xué)參數(shù)識(shí)別問(wèn)題還需要進(jìn)一步研究。在研究非合作目標(biāo)消旋問(wèn)題時(shí)，文獻(xiàn)中多假設(shè)目標(biāo)位姿信息已知，基于在軌實(shí)測(cè)的真實(shí)非合作目標(biāo)位姿信息驗(yàn)證各類控制算法的有效性需要進(jìn)一步研究。在非合作目標(biāo)上附著外部場(chǎng)源將其轉(zhuǎn)化為合作目標(biāo)進(jìn)行姿態(tài)控制是一個(gè)較為可行的思路，可借助成熟的算法進(jìn)行姿態(tài)控制，但外部場(chǎng)源如何安全附著到非合作目標(biāo)上是難點(diǎn)。

未來(lái)空間碎片清除任務(wù)朝著一次發(fā)射清除多個(gè)目標(biāo)的方向發(fā)展，且目標(biāo)捕獲后還需對(duì)其進(jìn)行離軌處理。對(duì)翻滾非合作目標(biāo)進(jìn)行消旋在下述幾個(gè)方面可以繼續(xù)探索。

1) 對(duì)翻滾非合作目標(biāo)運(yùn)動(dòng)參數(shù)進(jìn)行快速在軌辨識(shí)，與靜止目標(biāo)姿態(tài)識(shí)別不同，翻滾目標(biāo)運(yùn)動(dòng)測(cè)量需要更高頻率的解算算法，且要適應(yīng)空間中變化的光照環(huán)境。對(duì)無(wú)法直接抓捕的翻滾目標(biāo)，非接觸式目標(biāo)慣量參數(shù)估計(jì)更具潛力。

2) 非接觸消旋過(guò)程中對(duì)目標(biāo)姿態(tài)進(jìn)行自適應(yīng)控制，當(dāng)質(zhì)量及慣量參數(shù)未知的非合作目標(biāo)與服務(wù)航天器固聯(lián)形成組合體運(yùn)動(dòng)時(shí)，組合體質(zhì)量、質(zhì)心位置及慣量參數(shù)發(fā)生改變，利用自適應(yīng)控制算法穩(wěn)定目標(biāo)姿態(tài)更具優(yōu)勢(shì)。

3) 將非接觸消旋方法集成到機(jī)械臂末端執(zhí)行器中，可以充分利用空間機(jī)器人靈活的特性和非接觸消旋的安全特性，連續(xù)衰減目標(biāo)運(yùn)動(dòng)直至姿態(tài)穩(wěn)定，實(shí)現(xiàn)目標(biāo)快速消旋，節(jié)省有效載荷。

4) 能同時(shí)滿足消旋+捕獲或消旋+離軌的消旋方式更具前景，可以將一個(gè)空間碎片主動(dòng)移除任務(wù)多個(gè)環(huán)節(jié)進(jìn)行簡(jiǎn)化，減輕任務(wù)有效載荷。

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