郎燕，梁鶴，袁利，張錦江，3，郭朝禮，張國琪，3，尹濤

1.北京控制工程研究所，北京 100094

2.中國空間技術(shù)研究院，北京 100094

3.空間智能控制技術(shù)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，北京 100094

隨著近地空間任務(wù)越來越復(fù)雜、深空探測任務(wù)探索范圍越來越遠(yuǎn)，對攜帶了大面積柔性太陽翼、大尺度柔性天線及桁架結(jié)構(gòu)、大型機(jī)械臂等撓性部件的大撓性航天器需求越來越大。其結(jié)構(gòu)動力學(xué)具有模態(tài)階次高且密集、頻率低、阻尼特性復(fù)雜等特點(diǎn)，對航天器姿態(tài)和軌道控制性能和穩(wěn)定性均產(chǎn)生不利影響［1-2］。由于地面上很難對此類部件的在軌動力學(xué)進(jìn)行準(zhǔn)確建模，故通過在軌測量和辨識獲取高精度的結(jié)構(gòu)模態(tài)參數(shù)是實(shí)現(xiàn)大撓性航天器高性能、強(qiáng)魯棒控制的重要技術(shù)途徑［3］，陀螺、加速度計(jì)、應(yīng)變片、光學(xué)相機(jī)等是常用的振動測量方式［4-6］。1993—1997年間，美國NASA陸續(xù)對哈勃望遠(yuǎn)鏡［6-7］、和平號空間站［8］、國際空間站［9］開展了多達(dá)幾十次在軌模態(tài)參數(shù)辨識試驗(yàn)；1995年和2006年，日本分別對工程試驗(yàn)衛(wèi)星ETS-VI和ETS-VIII開展了多次在軌模態(tài)參數(shù)辨識試驗(yàn)［10-11］，極大地推動了在軌模態(tài)辨識技術(shù)的發(fā)展。但美國和日本當(dāng)時安裝在撓性結(jié)構(gòu)上的加速度計(jì)、應(yīng)變片等是有線敏感器，長距離的線纜束在大型活動部件上鋪設(shè)復(fù)雜且不可靠，容易對部件的運(yùn)動產(chǎn)生不利影響，同時也帶來明顯的附加重量且一定程度上改變其固有特性，因此發(fā)展無依托敏感技術(shù)愈加迫切。無依托敏感技術(shù)是指不依賴于傳統(tǒng)的線纜方式實(shí)現(xiàn)供電和通信的敏感器技術(shù)，自身具備從周圍工作環(huán)境中獲取能量并轉(zhuǎn)換為電能進(jìn)行供電、通過無線網(wǎng)絡(luò)進(jìn)行通信的能力［12-20］。

中國空間站首次使用了大型桁架式、可展收的柔性太陽翼，為驗(yàn)證太陽翼動力學(xué)模型的準(zhǔn)確性，天和核心艙、問天實(shí)驗(yàn)艙分別于2021年5月、2022年7月期間在軌實(shí)施了太陽翼撓性測量與辨識試驗(yàn)，兩艙各有一個太陽翼在4個角點(diǎn)處安裝了4個自供電無線加速度計(jì)來測量太陽翼的振動加速度響應(yīng)［21］，如圖1所示。這是中國首次針對大撓性太陽翼在軌開展模態(tài)參數(shù)辨識試驗(yàn)，也是首次將無依托敏感技術(shù)應(yīng)用于航天器振動測量。相對傳統(tǒng)有線纜敏感器，無依托敏感器要具備能源自給自足、大范圍無線通信、輕小型化設(shè)計(jì)、低功耗休眠、高速率采集、自主溫控、多無線節(jié)點(diǎn)間數(shù)據(jù)交互、延時不確定下的時間同步等功能，這些需求要針對任務(wù)目標(biāo)和特點(diǎn)統(tǒng)籌設(shè)計(jì)。在借鑒國內(nèi)外相關(guān)研究成果的基礎(chǔ)上，中國空間站在多個自供電加速度計(jì)形成的無線振動測量網(wǎng)絡(luò)方面逐步形成了具有自身特點(diǎn)的無依托敏感技術(shù)，圓滿完成了中國首次大型柔性太陽翼的模態(tài)參數(shù)測量與辨識任務(wù)。

1 航天器無依托敏感技術(shù)需求

1.1 振動測量任務(wù)需求

通過對航天器撓性結(jié)構(gòu)施加特定頻譜的主動激振信號或利用航天器大角度姿態(tài)機(jī)動、軌道控制、進(jìn)出陰影區(qū)等被動激振方式，對撓性結(jié)構(gòu)振動過程進(jìn)行測量，從而辨識出撓性結(jié)構(gòu)的頻率、振型、阻尼等動力學(xué)參數(shù)，用于修正地面模型。

1.2 無依托敏感器能力需求

1）自供電、自充電能力

對航天器撓性結(jié)構(gòu)特性的定期測量和評估，要求無依托敏感器在生存能力上必須具備自治性，即通過能量存儲單元實(shí)現(xiàn)自供電；在生存長久性上必須有高效的能量轉(zhuǎn)換利用，即通過光電轉(zhuǎn)換模塊實(shí)現(xiàn)自充電。不考慮充電能力，能量存儲單元應(yīng)具備支持敏感器在全軌道周期下連續(xù)測量時間＞5 h的能力。自充電模塊應(yīng)保證所提供的充電電流大于敏感器測量單元和溫控單元在極限工況下的負(fù)載電流。

2）穩(wěn)定的大數(shù)據(jù)量更新輸出

根據(jù)被測對象的主要頻率分布確定待測振動信號頻率范圍，并根據(jù)香農(nóng)采樣定理確定采集系統(tǒng)的數(shù)據(jù)更新率。一般為避免頻率泄漏問題，敏感器輸出數(shù)據(jù)更新率應(yīng)為被測振動信號最高頻率的10倍以上。無線網(wǎng)絡(luò)固有的時延不確定、丟包等問題對高可靠的數(shù)據(jù)采樣率需求帶來困難。

3）高精度時間同步

模態(tài)振動類型是通過對同一時刻不同位置處多個測點(diǎn)的測量綜合判斷的，其準(zhǔn)確辨識要求所有測點(diǎn)信息必須嚴(yán)格同拍，即多個無依托敏感器之間的時間系統(tǒng)必須精準(zhǔn)同步。撓性結(jié)構(gòu)的各階模態(tài)對應(yīng)的振動頻率越高，說明動態(tài)性能越強(qiáng)，也要求同一時刻下無依托敏感器之間的時間偏差越小。以一般無線測量網(wǎng)絡(luò)來說，最大時延＞500 ms，時延在幾毫秒到幾百毫秒范圍波動，且往返時延不對稱，需要針對這些特征設(shè)計(jì)高精度時間校準(zhǔn)策略。對中國空間站太陽翼撓性參數(shù)辨識，由于主模態(tài)頻率較低且測量數(shù)據(jù)更新率為40 Hz，故要求校時偏差應(yīng)＜20 ms即可。

4）數(shù)據(jù)緩存和代傳能力

準(zhǔn)確的模態(tài)參數(shù)辨識要求振動測量期間采集的信號是完整、連續(xù)、可精確表征實(shí)際信號狀態(tài)的。太陽翼、柔性天線、機(jī)械臂在轉(zhuǎn)動過程中可能會使敏感器的通信天線被局部或全部遮擋，導(dǎo)致無線通訊短時或長期中斷。因此無依托敏感器需具備本地數(shù)據(jù)緩存能力，各節(jié)點(diǎn)之間還需具備自動組網(wǎng)、數(shù)據(jù)代傳能力，實(shí)現(xiàn)采集單元端獲取數(shù)據(jù)的有序、完整、無丟包、無重包目標(biāo)。

5）低功耗休眠能力

“自供電”帶來的局限性是無依托敏感器無法真正地受控斷電，且能量存儲單元容量及壽命有限。比如在地面發(fā)射場完成測試且最后一次充滿電到航天器發(fā)射還有一段空閑期，需具備低功耗休眠能力以最大程度節(jié)省電量。另外在軌飛行過程中，非測量期間也需要低功耗省電運(yùn)行。因此必須根據(jù)任務(wù)需求設(shè)計(jì)節(jié)能策略，進(jìn)行動態(tài)能耗管理，延長有效的工作時長。

2 無依托敏感技術(shù)的核心能力設(shè)計(jì)

要實(shí)現(xiàn)1.2節(jié)所述的無依托敏感器能力需求，其基本組成設(shè)計(jì)如圖2所示，應(yīng)包括太陽能收集及充電單元、能量存儲單元、測量敏感單元、數(shù)據(jù)采集與處理單元、FLASH存儲區(qū)、熱控單元和無線通信單元7部分。太陽能收集及充電單元可由太陽電池片完成光電轉(zhuǎn)換功能，并通過專用充電芯片向能量存儲單元注入電能。能量存儲單元通常為超級電容、電池等，為敏感器的正常工作提供電能。測量敏感單元為加速度計(jì)或其他測量載荷。信號處理、電源管理與熱控管理單元是控制核心，負(fù)責(zé)實(shí)現(xiàn)對外通訊、電源管理、熱控管理、數(shù)據(jù)采集與處理、模式管理等功能，通常為由模塊化高速處理器，應(yīng)具備低功耗休眠模式。FLASH存儲區(qū)具備掉電存儲功能，用于保存重要參數(shù)。熱控單元由加熱片、溫度測點(diǎn)等組成，為低溫環(huán)境下正常工作提供保障。無線通信單元包括無線收發(fā)器、無線通信天線等。

2.1 自供電技術(shù)

中國空間站太陽翼振動測量使用的自供電加速度計(jì)選用了可適應(yīng)-40～+85 ℃環(huán)境溫度的寬溫鋰電池作為能量存儲單元。全軌道周期下，加速度計(jì)在陰影區(qū)工作時的負(fù)載電流最大（環(huán)境溫度低，溫控單元開啟），按照700 mA計(jì)算，要滿足不充電條件下連續(xù)測量時間＞5 h的指標(biāo)要求，則鋰電池容量應(yīng)＞3 500 mA。實(shí)際選用的鋰電池放電電壓范圍為4.2 V（滿電）～2.5 V（空），25 ℃下的標(biāo)稱容量為4 000 mA·h，最大連續(xù)放電電流8 A（2C rate），可以滿足最大負(fù)載及連續(xù)工作時間要求。

2.2 自充電技術(shù)

僅依靠鋰電池?zé)o法實(shí)現(xiàn)能量再生，因此敏感器外表面布置了三結(jié)砷化鎵太陽電池片用于太陽光收集和光電轉(zhuǎn)換，能量轉(zhuǎn)化效率＞30%，太空中垂直光照下的平均輸出電流范圍為760 mA，在-90～+100 ℃溫度范圍內(nèi)通過多片串聯(lián)方式可向后端鋰電池充電單元提供＞4.2 V的輸出電壓。

鋰電池充電單元負(fù)責(zé)將三結(jié)砷化鎵太陽電池片轉(zhuǎn)換的電能提供到后端的鋰電池中進(jìn)行存儲，要保證其輸入特性與能量收集單元的輸出特性兼容，輸出特性與能量存儲單元的輸入特性兼容，如圖3所示。

圖3 充電單元設(shè)計(jì)要素Fig.3 Charger design elements

空間站自供電加速度計(jì)在待機(jī)、加速度計(jì)工作、加熱模式下的工作電流分別為25 mA、560 mA、450 mA。陽照區(qū)內(nèi)通過被動熱控設(shè)計(jì)可保證不開加熱片，陰影區(qū)內(nèi)敏感組件工作產(chǎn)生的熱耗等同于鋰電池主動加熱效果，因此主動加熱僅在陰影區(qū)下敏感組件不工作時開啟。以一個軌道周期90 min為例，陽照、陰影區(qū)比例為5∶4。

式中：Eout為消耗能量；Iacc和Tacc分別為加速度計(jì)工作電流和工作時長；Iheat和Theat分別為加熱電流和加熱時長，Iacc和Iheat不同時＞0 mA；Ein為充電能量；Isun為充電電流（760 mA）；Tsun為充電時長（50 min）；θ為太陽與電池片法線夾角。根據(jù)式（1）和式（2），能量收支平衡下且不同太陽入射角下加速度計(jì)最大工作時長統(tǒng)計(jì)見表1。

表1 無線加速度計(jì)工作模式Table 1 Work modes of wireless accelerometer

如果鋰電池電量可補(bǔ)充提供90 min軌道周期內(nèi)光電轉(zhuǎn)換不足的部分，則

式中：Ebattery為鋰電池電量；N為軌道周期倍數(shù)。

根據(jù)式（3）可得能量收支不平衡模式下、不同太陽入射角下的加速度計(jì)最大工作時長統(tǒng)計(jì)如表1所示。可見，能量收支平衡模式適用于短期的周期性測量；能量收支不平衡模式適用于單次長期測量?？筛鶕?jù)任務(wù)需求合理選擇。

2.3 多無依托敏感器間數(shù)據(jù)代傳技術(shù)

無依托敏感器作為主動端（STA）通過無線接入點(diǎn)（AP）連入采集系統(tǒng)網(wǎng)絡(luò)中。無線信號的強(qiáng)弱與STA、AP相對位置有關(guān)，如果某個STA與AP之間的無線鏈路中斷，則該節(jié)點(diǎn)的測量信息無法被采集到。如圖1所示，當(dāng)空間站太陽翼陣面法線指向節(jié)點(diǎn)艙方向時，加速度計(jì)天線與接入點(diǎn)AP天線中心基本呈90°，這時加速度計(jì)1受太陽翼陣面遮擋最嚴(yán)重而無法與接入點(diǎn)AP建立連接。

若加速度計(jì)1能通過其他與AP保持正常連接的STA節(jié)點(diǎn)（如加速度計(jì)3）進(jìn)行中繼代傳數(shù)據(jù)，則可大大提高無線采集的可靠性。這就要求無依托敏感器應(yīng)兼容STA與AP模式，當(dāng)周期性檢測到與無線接入點(diǎn)之間的連接斷開超過一定時長時，則自主切換為AP模式，等待其他STA在巡檢時接入。為提高代傳效率，基于配對原則對加速度計(jì)兩兩進(jìn)行IP綁定。即遍歷太陽翼0°～360°轉(zhuǎn)角下4個加速度計(jì)接收接入點(diǎn)AP無線信號的覆蓋情況，選擇接收AP信號始終良好的加速度計(jì)與部分工況下接收AP信號較弱的加速度計(jì)進(jìn)行配對，例如加速度計(jì)1與3配對，加速度計(jì)2與4配對，只有配對的加速度計(jì)間互相代傳數(shù)據(jù)。切換策略如圖4所示。

圖4 無線加速度計(jì)STA與AP切換策略Fig.4 Switching strategy between wireless node STA and AP

2.4 多緩沖區(qū)采集技術(shù)

振動測量要求試驗(yàn)期間所有測量數(shù)據(jù)必須有序、連續(xù)且完整。由于無線時延的不確定性和無線信號易受干擾，為避免頻繁丟包、重包，采集單元與無依托敏感器之間采用主從應(yīng)答式通信，采集單元周期性發(fā)送采集指令，敏感器收到后發(fā)送2次采集指令之間的測量數(shù)據(jù)，如圖5所示。

圖5 采集單元與無依托敏感器間的采集機(jī)制Fig.5 Acquisition mechanism between acquisition unit and wireless sensor

1）兩級采集頻率設(shè)計(jì)

敏感器以較高頻率（測量周期Ts）輸出測量數(shù)據(jù)，輸出的單包數(shù)據(jù)暫存于自身緩沖區(qū)中，多個單包數(shù)據(jù)在緩沖區(qū)內(nèi)打包為大包數(shù)據(jù)發(fā)送。采集單元以較低頻率（通訊周期Tc）采集無依托敏感器的大包數(shù)據(jù)。Tc和Ts的設(shè)計(jì)原則為：Tc大于最大通訊往返時延Tdmax、Tc滿足任務(wù)實(shí)時性需求、Ts根據(jù)測量更新頻率確定、Tc為Ts整數(shù)倍。

2）多區(qū)緩存設(shè)計(jì)

設(shè)計(jì)讀、寫2個循環(huán)隊(duì)列，分別對應(yīng)寫操作（測量）和讀操作（通訊），2個隊(duì)列共享緩沖區(qū)，總緩沖區(qū)個數(shù)Nbuff為偶數(shù)，每個緩沖區(qū)讀寫互斥。通過約束讀、寫指針起始位置，使得同一時刻寫隊(duì)列、讀隊(duì)列中各有Nbuff/2個緩沖區(qū)，且讀指針和寫指針間隔Nbuff/2-1個緩沖區(qū)，二者間隔的緩沖區(qū)數(shù)量越多則能容忍的無線時延越大。

如圖6所示，以讀、寫操作均為6緩沖區(qū)循環(huán)隊(duì)列為例，每個隊(duì)列的緩沖區(qū)按照A～F順序排列。寫操作以測量周期Ts向?qū)戧?duì)列的首個寫緩沖區(qū)寫入單包測量數(shù)據(jù)，待存滿Na（=Tc/Ts）包后，該緩沖區(qū)轉(zhuǎn)換為只讀模式插入讀隊(duì)列的對應(yīng)位置等待被讀取，同時寫指針移動至下一個寫緩沖區(qū)開始新的Na包測量數(shù)據(jù)寫入。無依托敏感器在每個通訊周期Tc到來后查詢采集單元發(fā)送的采集指令，查到后從讀指針指向的讀緩沖區(qū)一次讀取Na包測量數(shù)據(jù)發(fā)送給采集單元，該緩沖區(qū)轉(zhuǎn)換為只寫模式重新插入寫隊(duì)列的對應(yīng)位置，同時讀指針移動至下一個讀緩沖區(qū)等待新的采集指令到來。該設(shè)計(jì)可以容忍無線采集指令發(fā)送時延Tds在0～2Tc內(nèi)任意波動的情況，通過讀寫指針之間緩沖區(qū)間隔的動態(tài)變化保證寫指針和讀指針不同時位于同一緩沖區(qū)。當(dāng)通訊時延突然增大導(dǎo)致未收到采集指令時，寫指針下移而讀指針不動避免丟包；當(dāng)通訊時延突然減小導(dǎo)致一次寫操作過程中收到2次采集指令，則讀指針移動2次，避免了由于采集指令相對早到導(dǎo)致的發(fā)送重復(fù)包問題。

圖6 兩級頻率多區(qū)緩存采集機(jī)制Fig.6 Two frequencies and multi caches mechanism

2.5 多無依托敏感器間時間同步技術(shù)

對于無線網(wǎng)絡(luò)，通信時延抖動的不確定，采集單元同一時刻向多個無依托敏感器發(fā)送校時指令，各節(jié)點(diǎn)收到指令的時刻存在一定偏差，各敏感器之間的時間差就是時延抖動量。校時算法由采集單元實(shí)現(xiàn)，依次串行對每個加速度計(jì)執(zhí)行一次，算法流程如圖7所示，步驟如下

圖7 無線自主校時算法流程Fig.7 Flow of wireless autonomous time calibration

1）無線鏈路時延分布摸底

采集單元以1 s間隔向某敏感器連續(xù)發(fā)送N次ping指令，測量采集單元與該敏感器間的往返雙程鏈路時延，可得Ns內(nèi)時延最小值Tdmin。根據(jù)允許的校時誤差Terr_limt（20 ms）確定時延閾值Td_limt，該閾值越小則需要多次校時才能找到校時時延小于閾值的一次，即耗時越多。初始設(shè)定Terr_limt和Tdmin之中的小值作為Td_limt。

2）時延自主尋優(yōu)補(bǔ)償

不考慮無線鏈路時延，采集單元向無依托敏感器發(fā)送當(dāng)前時間Tgnc，無依托敏感器以中斷方式接收后保存Tgnc，并更新本機(jī)時間Tacc_cur=Tgnc，這是采集單元對無依托敏感器的絕對校時。無依托敏感器經(jīng)過軟件處理時間Thandle后，向采集單元發(fā)送應(yīng)答消息ACK。采集單元在Tgnc_ack收到應(yīng)答消息ACK后計(jì)算校時往返時延Td（即Tgnc_ack-Tgnc），這是采集單元對本次絕對校時的時延測量。“絕對校時+時延測量”定義為一次完整的校時操作。若本次測量的Td＜Td_limt則絕對校時結(jié)束，否則再次執(zhí)行上述校時操作直到滿足。實(shí)際會根據(jù)總的校時時長約束調(diào)整Td_limt，在時間花費(fèi)和校時誤差之間折衷。

3）時延常偏補(bǔ)償

采集單元向無依托敏感器發(fā)送本次絕對校時對應(yīng)的往返時延Td，敏感器收到后根據(jù)式（4）計(jì)算并更新本機(jī)時間。根據(jù)地面多次測試結(jié)果，采集單元至敏感器的去程時延Tds和敏感器至采集單元的返程時延Tdr不對稱，δT常值偏差用于補(bǔ)償二者間差值，多次測試的平均值為4 ms。

式中：Δt為收到時延Td與收到Tgnc的時刻差。

地面實(shí)驗(yàn)室環(huán)境下的無線往返時延在10～300 ms間波動，采集單元對加速度計(jì)執(zhí)行完自主校時操作后，地面設(shè)備通過有線串口同時鎖存采集單元和加速度計(jì)本機(jī)時間，二者之差即為校時誤差。如圖8所示，10次自主校時測試的誤差散布＜5 ms，進(jìn)一步經(jīng)過常偏補(bǔ)償后誤差散布在±1 ms以內(nèi)。

圖8 10次校時誤差及常偏補(bǔ)償后誤差Fig.8 Correction errors and errors after compensations of ten calibrations

2.6 自主休眠喚醒技術(shù)

對于航天器撓性振動測量，一般在健康監(jiān)測、定期巡檢時開展，非測量任務(wù)期間保持低功耗模式。選用的處理器需支持休眠等低功耗模式，通常是關(guān)閉絕大部分負(fù)載、僅保留計(jì)數(shù)器功能。無依托敏感器在收到采集單元的休眠指令后切換為休眠狀態(tài)，設(shè)計(jì)休眠時間參數(shù)觸發(fā)和事件觸發(fā)2種退出方式。事件觸發(fā)可以結(jié)合航天器在撓性測量任務(wù)前的常規(guī)操作來設(shè)計(jì)，比如太陽翼振動測量前要設(shè)置太陽翼轉(zhuǎn)動到期望轉(zhuǎn)角處，機(jī)械臂振動測量前要設(shè)置機(jī)械臂運(yùn)動到特定構(gòu)型下，通過檢測加速度值的大小作為是否真正退出休眠的判定依據(jù)。尤其在巡檢計(jì)劃發(fā)生調(diào)整時，通過事件觸發(fā)判斷可以提高無依托敏感器的自主管理能力，最大程度實(shí)現(xiàn)節(jié)能。

如圖9所示，無依托敏感器在休眠設(shè)置T0時刻收到采集單元發(fā)送的休眠指令后進(jìn)入低功耗模式，當(dāng)計(jì)數(shù)器從觸發(fā)休眠期ΔT1開始倒計(jì)時減為0后，在退出窗口1時間段內(nèi)持續(xù)進(jìn)行加速度值判斷，若判定結(jié)果符合預(yù)期退出條件，則轉(zhuǎn)入正常工作模式；若判定不滿足退出條件，則繼續(xù)休眠進(jìn)入休眠期ΔT2，以此類推。

圖9 時間和事件相結(jié)合的休眠喚醒設(shè)計(jì)Fig.9 Wake-up design combined with time and event

3 在軌驗(yàn)證情況

基于第2節(jié)所述的無依托敏感器關(guān)鍵技術(shù)及策略，對中國空間站上的自供電無線加速度計(jì)各項(xiàng)實(shí)際性能結(jié)果進(jìn)行了總結(jié)。

3.1 低功耗休眠能力評估

4個無線加速度計(jì)在地面最后一次測試完成后執(zhí)行了鋰電池充電操作，并于發(fā)射前5天設(shè)置進(jìn)入低功耗休眠狀態(tài)。根據(jù)2.6節(jié)方案，3個休眠退出窗口分別對應(yīng)3個火箭起飛窗口，通過參數(shù)注入提前預(yù)置于內(nèi)部FLASH中。每個窗口跨度2 h，加速度計(jì)在窗口內(nèi)將自主進(jìn)行三軸加速度值監(jiān)測，當(dāng)判斷滿足起飛條件后將轉(zhuǎn)入發(fā)射段計(jì)時，計(jì)時到后則開始主動搜索并連接艙外Wi-Fi接入點(diǎn)，否則保持W-iFi通訊靜默狀態(tài)直至本窗口結(jié)束再次進(jìn)入休眠。實(shí)際任務(wù)中，核心艙按照第1窗口的標(biāo)稱時刻準(zhǔn)時發(fā)射，入軌后約2 h艙外Wi-Fi接入點(diǎn)開啟后，在軌實(shí)時監(jiān)測到4個無線加速度計(jì)均聯(lián)網(wǎng)成功，數(shù)據(jù)正常下行。結(jié)合下行數(shù)據(jù)中的4個鋰電池初始電量（分別為68%、71%、66%、64%）和起飛前的耗電量預(yù)估可以判斷，4個加速度計(jì)按照預(yù)定程序執(zhí)行了休眠操作并正常喚醒，基于時間觸發(fā)和事件觸發(fā)相結(jié)合的喚醒策略有效。

3.2 自供電能力評估

初始入軌后，無線加速度計(jì)在90 min的運(yùn)行軌道上保持待機(jī)狀態(tài)，平均負(fù)載電流30 mA，每個軌道周期下鋰電池的凈充入電量約2 W·h，平均充電量約為電池容量的12%，在容量剩余64%以上的情況下，約4.5 h后可充電至90%以上，約6 h后鋰電池電量達(dá)到100%，停止充電，維持滿電工作。充電情況如表2所示。

表2 入軌后自供電測試情況Table 2 On-orbit self-powered test

4個無線加速度計(jì)入軌后約8 h內(nèi)的鋰電池電壓、電流曲線如圖10所示。

圖10 入軌初期鋰電池充電過程電壓和電流曲線Fig.10 Lithium battery voltage and current curves of charging on-orbit

陽照區(qū)電流為正表明在向鋰電池充電，陰影區(qū)電流為負(fù)表明鋰電池為放電狀態(tài)。前2個軌道周期以550 mA恒流充電，從第3個周期起鋰電池電壓基本達(dá)到4.2 V后進(jìn)入恒壓充電，電量達(dá)到100%后若再次低于充電閾值則進(jìn)行涓流充電?？梢?，加速度計(jì)的自供電性能良好。

3.3 能量平衡能力評估

核心艙在軌開展了連續(xù)7 h的太陽翼熱顫振監(jiān)視，這是對加速度計(jì)連續(xù)工作狀態(tài)下能量平衡、溫控能力的檢驗(yàn)。熱顫振主要發(fā)生在進(jìn)影、出影過程中，故主要采集了5次進(jìn)出影期間的加速度計(jì)數(shù)據(jù)。根據(jù)圖11，4個鋰電池均從滿電（98%以上電量）開始工作，約3 h后電量明顯下降至93%～88%之間，且在之后4 h內(nèi)基本維持，說明此時能量收支已基本達(dá)到平衡。

圖11 熱顫振測試期間鋰電池電壓和電量曲線Fig.11 Lithium battery voltage and power curves during thermal flutter

3.4 同步校時能力評估

核心艙上的4個無線加速度計(jì)節(jié)點(diǎn)在開展振動測量任務(wù)前都會首先進(jìn)行自主同步校時。選取了10次自主校時結(jié)果進(jìn)行統(tǒng)計(jì)。

每次校時前均會進(jìn)行10次往返時延摸底測試，圖12給出10次校時后得到的100次往返時延在6～450 ms間波動。如圖13所示，取10次往返時延計(jì)算1次平均值，則10次的均值在69～193 ms之間，10次的最小值在6～35 ms之間。根據(jù)2.5節(jié)描述，校時算法中取校時允許誤差Terr_limt和時延最小值Tdmin中的小值作為校時成功的閾值Td_limt，因此實(shí)際在軌自主校時的誤差一定＜20 ms。

圖12 10次校時的往返時延波動情況Fig.12 Round trip delay fluctuations of ten calibrations

圖13 10次校時的往返時延平均值和最小值Fig.13 Average and minimum round trip delay of ten calibrations

3.5 高可靠數(shù)據(jù)采集能力評估

核心艙在軌道控制、大角度調(diào)姿、太陽翼伺服控制、進(jìn)出影熱顫振、貨運(yùn)飛船對接等主線任務(wù)中共開展了十余次太陽翼振動監(jiān)測，考核了太陽翼在上述典型任務(wù)工況中承受被動激勵下的振動特性。此外，在控制開環(huán)情況下利用控制力矩陀螺對太陽翼進(jìn)行偽隨機(jī)掃頻、針對理論特征頻率的脈沖激勵等主動激振方式，開展了15次太陽翼專項(xiàng)激勵測試，對我國首次在軌應(yīng)用的柔性太陽翼模態(tài)參數(shù)進(jìn)行了全面驗(yàn)證。4個無線加速度計(jì)全程參與了上述28個工況的測試，向地面下傳了大量測試數(shù)據(jù)，不僅在測量能力上做到了全天時在軌可用，而且40 Hz的數(shù)據(jù)更新率、10 ms以內(nèi)的時間同步精度、無線時延波動下的測量數(shù)據(jù)有序連續(xù)完整性確保了對太陽翼振動過程的精確復(fù)現(xiàn)。同時利用本地數(shù)據(jù)緩存和數(shù)據(jù)代傳技術(shù)有效解決了太陽翼特定轉(zhuǎn)角下的無線信號盲區(qū)問題，保證所有節(jié)點(diǎn)的測量數(shù)據(jù)均可獲取，實(shí)現(xiàn)了無線采集網(wǎng)絡(luò)在任意時刻的全局完整性。

以太陽翼法線與艙體滾動軸夾角保持在45°下的測試工況為例，利用控制力矩陀螺對艙體滾動軸實(shí)施了持續(xù)時間4.2 s的主動脈沖式激振，之后控制力矩陀螺和推力器均無動作，從開始激振之后的約190 s內(nèi)核心艙始終處于控制開環(huán)的?？貭顟B(tài)，收集了持續(xù)約185 s的太陽翼自由震蕩過程數(shù)據(jù)。圖14為4個無線加速度計(jì)從激振準(zhǔn)備、激振過程到自由震蕩衰減結(jié)束后140 s內(nèi)的加速度測量值，地面考核試驗(yàn)給出的加速度計(jì)的測量精度為2×10－4g，各加速度計(jì)的測量坐標(biāo)系定義見圖1。圖15為同時段根據(jù)安裝在艙體內(nèi)部的陀螺數(shù)據(jù)計(jì)算出的核心艙本體系三軸角速度測量值，x、y、z分別為滾動軸、俯仰軸和偏航軸。

圖14 4個無線加速度計(jì)測量曲線Fig.14 Measurement curves of four wireless accelerometers

圖15 根據(jù)陀螺測量值計(jì)算的本體角速度曲線Fig.15 Angular velocity curves from gyro measurements

對上述加速度計(jì)和陀螺的測量值分別進(jìn)行FFT分析，剔除偽模態(tài)后的主要模態(tài)特征頻率如表3所示。

表3 225°轉(zhuǎn)角下主動脈沖激振下獲取的特征頻率Table 3 Frequencies obtained under active pulse excitation at 225° rotation angleHz

根據(jù)圖1可知，加速度計(jì)1和4布局在太陽翼的遠(yuǎn)端，加速度計(jì)2和3布局在太陽翼的近端，主動激振過程中太陽翼遠(yuǎn)端比近端振動劇烈，因此加速度計(jì)1和4的振幅更大且測量信號頻率更豐富，F(xiàn)FT分析獲得的特征頻率更多，通過表3的結(jié)果也印證了這一結(jié)論，加速度計(jì)1和4獲取的頻率基本一致，加速度計(jì)2和3獲取的頻率一致。且近端加速度計(jì)辨識到的頻率均在遠(yuǎn)端加速度計(jì)辨識頻率的范圍內(nèi)，證明4個加速度計(jì)的測量一致性好。由于陀螺安裝在核心艙剛性結(jié)構(gòu)上，可測的撓性頻率數(shù)量少于加速度計(jì)，從陀螺辨識出的3個頻率看，均在加速度計(jì)辨識結(jié)果范圍內(nèi)，這也印證了加速度計(jì)測量數(shù)據(jù)的完整可信，精度滿足任務(wù)要求。

4 結(jié)論

針對無依托敏感技術(shù)在空間探測任務(wù)中的應(yīng)用需求，以空間站太陽翼撓性振動測量任務(wù)為牽引和實(shí)踐，梳理了無依托敏感器應(yīng)具備的核心能力，即自供電自充電、無依托敏感器間數(shù)據(jù)代傳、高可靠數(shù)據(jù)采集、高精度時間同步和自主休眠喚醒等。逐一討論了上述能力的實(shí)現(xiàn)方案，并給出了空間站太陽翼振動測量無依托敏感器對上述能力的實(shí)際驗(yàn)證結(jié)果。在軌測試結(jié)果表明所提出的無依托敏感技術(shù)設(shè)計(jì)策略合理、有效，為我國首次在軌柔性太陽翼動力學(xué)參數(shù)辨識任務(wù)的圓滿完成做出了重要貢獻(xiàn)。