師 帥，李九人，張海聯(lián)，張高飛，曹永奎

（1.清華大學精密儀器系，北京100084；2.中國航天員科研訓練中心，北京100094）

1 引言

艙內飛行器是活動在空間站等大型航天器內部，具有相對完整的分系統(tǒng)，可完成特定任務的微納航天器。由于艙內飛行環(huán)境安全穩(wěn)定，艙內飛行器可利用商用器件與前沿技術設計，具有成本低、風險小、持續(xù)時間長、可重復使用等優(yōu)點［1-3］。又因其平臺處于真實微重力環(huán)境，可以高度逼真地模擬太空飛行環(huán)境，故被認為是一種驗證未來航天任務關鍵技術的理想手段［4］：通過飛行器算法的更新與重復使用，可試驗多種算法從而提高技術成熟度和可靠性［5］；還可在航天員的配合下開展較為復雜的驗證試驗，并方便地進行釋放、回收與過程監(jiān)測［6］。2006年以來，美國將多顆麻省理工大學研制的同步位置保持、連通與再定向試驗衛(wèi)星SPHERES（Synchronized Position Hold Engage Reorient Experimental Satellites）送入國際空間站，在空間站艙內進行了多次合作／非合作目標自主交會對接、編隊飛行試驗，對相關控制算法和硬件平臺進行了大量的演示與驗證，取得了眾多理論和工程實踐成果［7］。

艙內飛行器平臺還可改造為空間站內部智能機器人，提供環(huán)境巡視、監(jiān)測和預警等服務。如2011 ～2013 年，SPHERES 又開展了功能擴展［8］、智能機器人升級［9］以及空間微流體實驗［10］等任務，取得了良好效果。而同為美國研發(fā)的艙內飛行器 PSA（Personal Satellite Assistant）則專注于艙內監(jiān)測與輔助。PSA由NASA Ames研究中心提出并研制，以提高人員工作效率和通過健康檢測管理系統(tǒng)降低任務風險為設計目標，通過集成各種環(huán)境和設備的傳感器以及音頻／視頻人機接口設備，突破自適應控制系統(tǒng)、人機交互等關鍵技術，使之具備接受遠程指令、手勢識別的能力，進而執(zhí)行輔助任務［2，11］。 PSA 的研究后來演化為HET2（Human Exploration Telerobotics 2）項目中的Astrobee艙內飛行器，后者是一種真正意義上的空間站內智能機器人，被設計來用于執(zhí)行各種各樣的任務，包括搭載外部載荷，作為移動傳感器（如成像或空氣質量測量），可在空間站內自主移動，進行自由飛行機器人的實驗等，計劃于NASA 2018財年搭載進入國際空間站［12-14］。

可以看出，美國利用SPHERES衛(wèi)星，在軍事和民用領域都取得了可觀的效益，而Astrobee更是面向未來長遠規(guī)劃的結果。相比而言，國內面向艙內飛行器的研究和設計還處于萌芽階段。艙內飛行器一般屬于微納衛(wèi)星的范疇，而國內微納衛(wèi)星的應用自陳芳允1992年提出對地觀測7顆星網(wǎng)絡以來，已取得了長足進步。中國空間技術研究院，清華大學、浙江大學、國防科技大學等高校［15］，以及中科院［16］乃至民營企業(yè)［17］，都相繼發(fā)射了微納衛(wèi)星并取得了成功。目前，在基于高性能COTS器件和新型微系統(tǒng)部／組件的納皮型衛(wèi)星研制方面，國內已經(jīng)具備較好的基礎。隨著我國即將建成空間站，研制并試驗艙內飛行器的條件趨于成熟，需求日益迫切。針對這一問題，本文在分析艙內飛行器研制需求的基礎上，進行飛行器總體方案設計，明確關鍵指標要求并提出系統(tǒng)實現(xiàn)方案；在此基礎上，對飛行器各系統(tǒng)進行詳細設計與校核，并對艙內飛行器的在軌試驗和地面實驗方案進行分析。

2 飛行器總體方案

2.1 需求分析

2.1.1 任務需求

已經(jīng)實現(xiàn)在軌飛行的SPHERES主要的任務為算法驗證與基于功能擴展的在軌應用，分析其指標可發(fā)現(xiàn)，SPHERES主要存在姿態(tài)測量精度偏低、不具備主動探測的能力兩項不足。SPHERES的姿態(tài)角測量誤差范圍為±1°，這意味著SPHERES的姿態(tài)角控制誤差范圍比±1°更大，因而不利于高精度算法的驗證。此外，SPHERES的敏感器為超聲波敏感器，主要用于確定飛行器本身的位置和姿態(tài)，僅與艙段內的超聲波信標進行配合使用，不具備相對測量和艙內環(huán)境監(jiān)測的能力。而近期計劃送入空間站的Astrobee主要功能是在軌服務，對測量和控制的要求較低?？紤]到充分滿足各種任務的需求，我國空間站艙內飛行器的主要任務是為未來任務關鍵技術及硬件平臺提供驗證手段，并通過升級改造，成為空間站內部飛行的智能機器人，提供環(huán)境巡視、監(jiān)測和預警等服務，即兼具SPHERES和Astrobee的功能?；谶@一需求，并借鑒國外已開展工作中存在的不足進行改進，設定空間站艙內飛行器需實現(xiàn)的任務包括：

1）失重條件下的空間站艙內自主導航與控制。在6-DOF自由飛行中，實現(xiàn)任意時刻飛行器相對于艙段位姿自主估計、保持與機動的能力。

2）實現(xiàn)星間通訊、星站通訊與人機交互。實現(xiàn)多顆飛行器之間的實時無線通訊，可交換導航信息、控制信息與任務信息；飛行器與安裝于空間站內的控制站實現(xiàn)無線通訊，飛行器可即時回傳自身狀態(tài)，控制站可發(fā)送控制與測試指令。飛行器提供人機界面，方便航天員進行操作和控制。

3）一定時長的連續(xù)飛行與系統(tǒng)運行。根據(jù)算法驗證或功能擴展的試驗要求，進行足夠時長連續(xù)、安全飛行，并運行星上軟件，完成既定動作。

4）為飛行器編隊、交會等算法提供驗證平臺。為研究人員開展在軌算法測試提供運行環(huán)境，提供位置、姿態(tài)敏感器與執(zhí)行器接口，實現(xiàn)飛行器間信息通訊和相對狀態(tài)測量。具備連續(xù)試驗運行的能力，以及在線評估算法性能的能力。

5）運行安全、方便維修、可重復使用。飛行速度適宜，外殼具有安全設計，推進劑無毒無污染?？赏ㄟ^充電多次反復使用，飛行器的硬件便于維護和更換，可實現(xiàn)軟件重新上載。

6）系統(tǒng)升級及功能擴展。采用模塊化設計，關鍵部件實現(xiàn)即插即用。采用通用化、統(tǒng)一設計的機械接口、電氣接口和通訊接口，可通過加裝部件及軟件升級實現(xiàn)功能擴展。

2.1.2 總體技術指標

1）考慮目前系統(tǒng)集成的技術水平，飛行器包絡尺寸應不大于200 mm×200 mm×200 mm，體積不大于5×103cm3，質量不大于5 kg。設計應符合模塊化要求，模塊間機電接口設計統(tǒng)一、規(guī)范，關鍵部件可方便更換，結構及功能可擴展。

2）綜合電子系統(tǒng)應能同時處理3路百萬像素相機圖像以及刷新率20 Hz的微慣性測量單元（MIMU）測量值，同時完成正常的星務管理、指令處理與數(shù)據(jù)記錄。因此要求存儲空間不小于1 GB，處理器運算速度500 MHz以上。飛行器間以及飛行器與控制臺間實現(xiàn)無線通訊，主要傳輸簡短指令及關鍵數(shù)據(jù)，傳輸速率不小于500 kbps。

3）飛行器應實現(xiàn)高精度自主導航，結合對艙內環(huán)境尺度下視覺系統(tǒng)精度水平的分析，位置測量精度應優(yōu)于5 mm，姿態(tài)角測量精度應優(yōu)于0.3°，與 MIMU融合測量位姿的刷新率優(yōu)于10 Hz。位置控制精度應達到2 cm，姿態(tài)控制精度1°，姿態(tài)穩(wěn)定度0.1°／s。 推進劑無毒、無污染。

4）電源系統(tǒng)應實現(xiàn)在艙內方便、隨時充電，單次充電后飛行器待機時間不少于5 h，連續(xù)飛行試驗時間不少于2 h。電源功率15 W。

2.2 飛行器總體方案

根據(jù)功能要求，采用模塊化設計，結合一體化、小型化理念提高平臺功能密度比，飛行器設計為由5個主要分系統(tǒng)組成，分別為電源、綜合電子、通信、GNC和結構，如圖1所示。

圖1 艙內飛行器模塊組成Fig．1 Module composition of the Inboard Nano Satellite

1）電源管理和供電模塊：由可充電鋰電池組和電源管理電子系統(tǒng)構成，可充電鋰電池留有外部充電接口，方便進行充電。電源管理模塊實現(xiàn)電壓變換和功率分配。

2）綜合電子系統(tǒng)模塊：采用高性能COTS器件，以提高系統(tǒng)性能。采用總線形式，方便系統(tǒng)升級和功能擴展。執(zhí)行平臺任務管理、系統(tǒng)控制以及數(shù)據(jù)采集、存儲、處理、計算等任務。系統(tǒng)有在線編程接口，可以通過軟件更新，實現(xiàn)系統(tǒng)功能重構，有能與CAN、I2C和USB等總線標準接口，可實現(xiàn)與外部控制器和部件間的即插即用鏈接。

3）通信模塊：建立艙內飛行器之間、飛行器與艙內系統(tǒng)的數(shù)據(jù)鏈路，傳輸測量數(shù)據(jù)與控制指令，采用 Zigbee通訊協(xié)議，傳輸速率達1 Mbit／s（IEEE 802.15.2）。

4）GNC模塊：姿態(tài)測量采用機器視覺加微慣性測量組合方式，使用商用微型化相機和高性能商用MIMU為基本組件，以保證姿態(tài)和位置測量精度，同時使飛行器有主動探測的能力。敏感器測量數(shù)據(jù)通過數(shù)據(jù)總線傳遞給星上計算機，由星上計算機實現(xiàn)姿態(tài)和位置濾波?？刂茍?zhí)行器包括姿態(tài)控制和位置控制兩種。姿態(tài)控制執(zhí)行器采用三軸動量裝置，位置控制采用安全性高且無毒無污染的CO2噴氣推進器。

5）結構模塊：遵循小型化、輕量化原則，采用球體結構設計以提高飛行器結構空間有效利用率和可擴展性。各子系統(tǒng)分別集成至模塊盒內，方便更換和重組。

考慮系統(tǒng)可擴展性，電源管理和供電模塊以及計算機模塊采用可替換擴展接口，電池、電源管理主板、計算機主板設計為插拔式部件，便于艙內更換；計算機主板留有擴展插口，插入兼容型號的相關器件可以對計算機模塊數(shù)據(jù)處理能力、存儲能力進行擴展升級。GNC模塊的傳感器、執(zhí)行器采用可替換的機械接口，實現(xiàn)艙內簡單操作的插拔替換。實驗數(shù)據(jù)處理存儲模塊設計為可替換模塊，可以根據(jù)不同的實驗內容選擇合適的模塊進行替換，如圖2所示。

3 系統(tǒng)設計

3.1 結構

結構采用帶交會對接機構的模塊化設計。

1）總體結構

圖2 艙內飛行器系統(tǒng)設計示意圖Fig．2 Schematic diagram of the INS system design

總體結構利用3D繪圖工具實現(xiàn)建模與分析。經(jīng)多方案對比，飛行器外觀設計為球形，具有空間利用率高和飛行安全的優(yōu)勢。各系統(tǒng)與組件包裹在多面體板筋框架結構中，人機界面、對接機構及姿態(tài)敏感器、執(zhí)行器等部件置于外殼表面。主體結構如圖3（b）所示，外包絡尺寸為0.2 m×0.2 m×0.2 m。經(jīng)強度校核采用2 mm厚鋁合金框架式結構承載；經(jīng)3D模型分析估算，飛行器總質量約5 kg。

圖3 艙內飛行器結構示意Fig．3 structure of the INS

2）對接機構

艙內飛行器采用電磁式對接機構，實現(xiàn)兩個衛(wèi)星之間的吸附、定位與鎖緊，因其相比于大型航天器的機械式對接機構，具有體積小、質量輕、設計制造簡單的優(yōu)勢，故特別適用于微納航天器的對接。電磁原理對接機構在英國薩里空間中心最近研制的納型衛(wèi)星中已經(jīng)得到應用［9］。艙內飛行器交會對接過程如圖4所示，將成等邊三角形布置的3只對接裝置，正、反兩部分分別安裝在衛(wèi)星的一組對面上，確保吸附可靠的同時，也避免了相對轉動。采用圓錐形設計（如圖5）以降低位姿控制難度，提高可靠性。

3.2 電源系統(tǒng)

圖4 艙內飛行器交會對接示意圖Fig．4 INS rendezvous and docking

圖5 艙內飛行器對接機構方案設計圖Fig．5 Design of the INS docking mechanism

電源系統(tǒng)為飛行器的各個部／組件提供充電接口、充放電管理與電流電壓保護。通過有線方式從空間站獲得電能后分為兩路：一路電源通過電源調節(jié)模塊（PCM）分配至各分系統(tǒng)，在分系統(tǒng)轉換為二次電源使用；另一路供給綜合電子系統(tǒng)。設計結果如圖6，主板為插拔式可替換部件，主要由電源輸入電路、電池組、電池充放電管理模塊（BCR）、PCM 組成：

圖6 電源分系統(tǒng)框圖Fig．6 Block diagram of power system

電源輸入電路：電壓轉換器選用同步開關電池充電控制器，將外部電源轉為9～12.6 V，為鋰電池組充電。

電池組：選用3節(jié)26650鋰電池，緊湊質輕、安全性高，可滿足15 W的總體功率需求。電池組最多存儲44 W·H電能，而飛行器最大功耗8.96 W，因此可滿足2 h連續(xù)飛行的供電需求。

BCR：結構設計如圖7，以MCU為核心器件，具有充放電管理功能。單節(jié)電池串接1Wire芯片，實現(xiàn)電流、電壓、溫度檢測。

PCM：結構設計如圖8所示，由控制模塊、DC／DC模塊、單片機組成。控制模塊內嵌1Wire芯片，DC／DC模塊植入到各分系統(tǒng)，將5 V電源轉換為有效載荷所需的供電，由MCU負責通訊和控制。4路供電分別供給動量輪、相機和微慣性測量單元、推進系統(tǒng)、外部擴展口。

圖7 BCR框圖Fig．7 Block diagram of BCR module

圖8 PCM框圖Fig．8 Block diagram of PCM module

圖9 電源系統(tǒng)底板安裝接口示意圖Fig．9 Floor installation interface for power supply system

3.3 綜合電子系統(tǒng)

綜合電子系統(tǒng)是星上信息存儲、處理、運算的平臺，負責飛行器的星務管理。結和艙內飛行器的飛行環(huán)境特點和功能需求，綜合電子系統(tǒng)須實現(xiàn)以下功能，以滿足快速準確獲取、存儲、處理信息、實現(xiàn)控制以及系統(tǒng)擴展的需求：1）作為信息處理核心分系統(tǒng)，實現(xiàn)內部通訊接口，獲取分系統(tǒng)信息；2）實現(xiàn)信息存儲與處理，運行位姿控制算法，輸出控制信號；3）保留編程接口，實現(xiàn)擴展外接設備。

綜合電子控制板采用插拔式可替換部件，以ARM9作為核心處理器芯片，4 Gbits存儲器，以滿足飛行器對于算法驗證、在軌服務的高運算能力需求。同時，實現(xiàn)I2C和CAN總線、2路UART，一路編程用USB和一路對外擴展USB接口，滿足系統(tǒng)集成的通訊需求并支持多種主流擴展接口，使飛行器具有多項功能擴展的潛能。

根據(jù)飛行器功能需求與數(shù)據(jù)流分析，綜合電子系統(tǒng)處理的星上數(shù)據(jù)分為以下幾類：

1）綜合電子系統(tǒng)與PCM、BCR模塊間，通過CAN總線實現(xiàn)電源開關控制，和電流、電池狀態(tài)信息獲?。?/p>

2）綜合電子系統(tǒng)與GNC系統(tǒng)之間，通過I2C總線控制相機模塊，通過CAN總線與微慣測量系統(tǒng)、相機、動量輪、推進閥門之間進行數(shù)據(jù)交換；

3）2路UART接口與RF通訊模塊通訊，實現(xiàn)飛行器間、飛行器與測試系統(tǒng)通訊；

4）提供專用USB接口做為編程接口；提供一路獨立USB口用于外部擴展。

根據(jù)以上分析，綜合電子系統(tǒng)及對外接口關系設計為如圖10所示。

圖10 綜合電子系統(tǒng)及對外接口框圖Fig．10 Integrated electronic system and external interface

3.4 通信分系統(tǒng)

通信分系統(tǒng)主要功能為實現(xiàn)測試臺與飛行器、以及飛行器間的相互通訊。飛行器在飛行過程中應盡量避免外力對算法測試功能的干擾，因此應采用無線數(shù)據(jù)通訊方式?？紤]到算法測試的需求，需要星間通訊通道主要承擔飛行器位置與姿態(tài)信息的交流，作為控制算法的輸入。根據(jù)總體設計，算法執(zhí)行、狀態(tài)記錄等動作由飛行器自主完成，因此飛行器與地面站之間則只需傳輸關鍵指令與狀態(tài)信息。

考慮到艙內飛行任務中有多個設備需進行雙向通訊，為確保通訊鏈路可靠、設計簡單，借鑒商用技術ISM Band中的2.4～2.52 GHz頻率范圍作為通訊段。為避免收發(fā)功能相互干擾，各不同頻率的無線雙向通訊模塊，分別用于飛行器間和飛行器與測試系統(tǒng)間通訊。

通訊網(wǎng)絡采用令牌環(huán)網(wǎng)絡設計，如圖11所示。各令牌點擁有獨立硬件ID，可轉發(fā)數(shù)據(jù)給指定令牌點。通過令牌“閑”和“忙”兩種狀態(tài)的定義，保證系統(tǒng)中只有一個站點在發(fā)送信息。每次發(fā)射令牌信息由測試系統(tǒng)發(fā)起。

圖11 通訊網(wǎng)絡結構圖Fig．11 Communication network structure

圖11 中的網(wǎng)絡結構設計，可支持飛行器間信息匯總于同一節(jié)點后發(fā)送給控制臺，信息一次總量在百字節(jié)量級而無線通道速率在兆位／秒級。因此可選用Zigbee通訊模塊。在使用過程中，能對RF參數(shù)、串口傳輸波特率進行設置。在每一個通信接口上，需要先接一個ZigBee協(xié)議模塊，后接一個RF發(fā)射器或接收器，通過改變串口速率控制傳輸時間。

3.5 GNC系統(tǒng)

GNC系統(tǒng)包括敏感器和執(zhí)行器2個部分。

1）GNC敏感器

GNC敏感器包括機器視覺和慣性測量兩部分。根據(jù)艙內飛行器的任務分析，需實現(xiàn)高精度自主導航并具備環(huán)境探測能力，因此采用機器視覺予以實現(xiàn)。而慣性測量具備動態(tài)性能好、抗干擾、刷新率高的優(yōu)勢，可與視覺測量融合，提高系統(tǒng)性能，滿足自主導航參數(shù)的刷新率要求。

機器視覺部分由3個光軸相互正交的50萬像素攝像機構成，攝像機電子硬件由圖像采集部分和圖像傳輸兩部分組成。兩部分之間通過SCCB（OmniVision Technologies Serial Camera Control Bus）總線和并口實現(xiàn)控制指令和數(shù)據(jù)傳輸［18］。

在視覺的基礎上，加入高精度商用MIMU實現(xiàn)數(shù)據(jù)融合，以提高系統(tǒng)的短期精度和動態(tài)性，實現(xiàn)總體指標要求的不低于10 Hz的導航狀態(tài)刷新率，滿足絕大多數(shù)算法驗證的需求，其加速度計和陀螺儀的零偏穩(wěn)定性應達20 μg和8°／h。

測量分系統(tǒng)在地面利用高精度轉臺和專用圖像標定板進行聯(lián)合標定，在軌更換或維修后，通過機械接口的設計，在線自標定與補償保證系統(tǒng)精度［19］。

2）GNC執(zhí)行器

考慮到艙內飛行器的運行環(huán)境，地磁場被空間站艙段屏蔽，因此微納衛(wèi)星常用的磁力矩控制方式不可用。因此姿態(tài)執(zhí)行器采用三軸反作用輪選用成熟貨架產(chǎn)品如Cubewheel，系統(tǒng)穩(wěn)定經(jīng)濟，已成功實現(xiàn)在軌應用，滿足一般微納衛(wèi)星的控制需求。軌控執(zhí)行器采用微推進器，其工質為CO2冷氣，屬于艙內氣體環(huán)境成分并可通過環(huán)控系統(tǒng)加以吸收和循環(huán)，因而符合安全性設計。CO2無毒無污染，可以重復加注，安全高效。推進系統(tǒng)結構設計如圖12。按照位置機動滿足30 s內運動2 m，最大速率不超過0.1 m／s，位置保持與機動所需的速度增量為0.14 m／s；而姿態(tài)保持根據(jù)經(jīng)驗所得的速度增量需求為1.14 m／s。根據(jù)火箭方程估算，所需推進劑為0.15 kg。推進系統(tǒng)設計的最大推力≥0.2 N，推進劑加注量≥0.3 kg（按照室溫下液態(tài)CO2密度估算），單次加注可支持飛行試驗3 h。

圖12 飛行器CO2推進系統(tǒng)組成Fig．12 Composition of the INS CO2propulsion system

12個推力器噴嘴分布在飛行器6個面上，利用記憶合金管接頭的高效率組裝、高可靠性優(yōu)點，實現(xiàn)快速裝配集成，其布局如圖13，形成平動推力和轉動力矩，以實現(xiàn)三軸位置控制、動量裝置卸載和輔助三軸姿態(tài)控制。

圖13 飛行器推力器噴管布局Fig．13 Thruster nozzle layout of the INS

4 艙內飛行器試驗方案及仿真驗證

4.1 在軌飛行試驗方案

通過軟件模塊的更換以及航天員的配合完成不同類型的具有一定難度的飛行驗證試驗。按照微納衛(wèi)星一般的測試流程以及在軌算法測試的需求，借鑒SPHERES等衛(wèi)星的任務設計，在軌試驗內容主要包括：

1）單星基本功能測試：硬件測試、軟件測試、姿軌控試驗、通訊系統(tǒng)試驗。

2）自主交會對接試驗：合作／非合作相對導航、自主交會對接控制算法、對非合作旋轉目標的自主交會。

3）兩星／多星編隊試驗：相對導航算法、編隊飛行控制算法、編隊初始狀態(tài)建立、不同編隊構型飛行試驗。

4.2 地面測試及仿真

通過艙內試驗飛行器地面半實物仿真試驗驗證平臺硬件、艙內飛行動力學、GNC系統(tǒng)和控制算法的有效性，并為飛行試驗進行技術積累。

地面半實物仿真試驗需覆蓋實際飛行試驗所有項目，包括飛行器狀態(tài)檢測、自主交會對接試驗、編隊飛行控制試驗三類。采用MATLAB 2014a開展了自主交會控制算法的仿真研究（計算機配置為英特爾（R）Core（TM）i7-4900 CPU ＠ 3.60 GHz，8.00 GB RAM），考慮地球引力J2項攝動、艙內空氣阻力影響，仿真步長0.01 s，結果如下：

設初始時刻空間站艙內的被動飛行器軌道根數(shù)為 a0＝6771137 m，e0＝0，i0＝42.78°，Ω0＝120°，ω0＝60°，f0＝30°，主動飛行器相對被動飛行器的相對位置和相對速度分別為 Rref＝［2.0，0.0， 0.0］T（m），Vref＝ ［0.0， 0.0， 0.0］T（m／s）?？紤]艙內空間尺度，假設主動飛行器在初始時刻位于被動飛行器后方2 m停泊點。采用指數(shù)減速方式進行交會逼近，設指數(shù)減速系數(shù)為 a＝－0.07，終端時刻相對速率為 v0ρT＝ －0.01 m／s。飛行器初始質量5 kg，三個控制方向的發(fā)動機推力大小均為0.12 N。跡向、徑向、法向的PID控制參數(shù)根據(jù)相對運動軌跡控制動態(tài)、穩(wěn)態(tài)特性選取如表1。

表1 自主交會PID控制參數(shù)Table 1 Control parameters of independent rendezvous PID control

根據(jù)上述參數(shù)，對艙內飛行器自主交會過程進行仿真。主動飛行器初始時刻位于停泊點，處于相對保持狀態(tài)；在交會啟動時開始在跡向連續(xù)控制加速，當位置和速度達到標稱值后，則按照指數(shù)減速規(guī)律完成后續(xù)逼近控制。

考慮到空間站艙段的環(huán)境特點，艙內飛行的動力學特性與在軌實際飛行存在差異。其主要影響因素來自于艙內的大氣環(huán)境，因而飛行器受到的額外干擾力為空氣阻力，且與艙內氣流速度、空氣密度、飛行器幾何尺寸及運動參數(shù)有關。則空氣阻力Fa及力矩Ma可由式（1）表示：

其中，ρ為艙內空氣密度；S為飛行器空氣阻力面積，Vr為飛行器與空氣的相對運動速度矢量，Cp為衛(wèi)星質心至壓心矢徑。

仿真中取 ρ＝1.2 kg／m3，S＝3.14 ×102cm2，Cp＝1 cm，艙內空氣自上向下流動，流速0.1 m／s。所得自主交會過程的相對狀態(tài)變化規(guī)律見圖14，交會過程軌道面內的相對運動軌跡見圖15，交會過程相對運動軌跡比較平滑，徑向位置誤差的最大振蕩幅度小于0.035 m，交會過程耗時約37 s。

圖14 自主交會相對運動狀態(tài)隨時間變化情況Fig．14 The relative motion state of the independent rendezvous versus time

圖15 自主交會軌道面內相對運動軌跡Fig．15 Relative motion trajectory in the surface of the autonomous rendezvous orbit

5 結論

1）艙內飛行器可便捷支持導航與控制等算法驗證，可開展交會與編隊等算法在天基平臺上的演示驗證。模塊化設計使其具備系統(tǒng)擴展能力，可升級為艙內機器人開展在軌服務。

2）本文在艙內飛行器分系統(tǒng)設計中考慮了低成本、實用性等性能需求，指標達到設計要求，可為我國艙內飛行器的研制和試驗提供參考。

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