（航空宇航科学与技术专业论文）面向空间对接的电磁机构设计与实验研究.pdf

国防科学技术大学研究生院硕+ 学位论文 摘要 在空间活动中，航天器对接过程中位置控制的动力一般是发动机，但是其存 在羽流污染、对接冲击、工质消耗等问题，为解决这些问题提出了研制电磁对接 系统。其优势在于：可以避免喷出工质对航天器对接面的污染和损害，不依赖工 质，也可以实现航天器间的零速度“软对接”。论文对电磁对接分离系统的关键 部件电磁机构进行了研究。 首先分析了国外相关研究中的电磁力应用形式和电磁系统结构，根据其不足 提出了电磁对接机构总体方案，设计并分析了多种具体方案，通过比较得出了一 些关于对接机构的重要结论、确定了最终的设计方案。 其次，设计并构建了电磁特性测试的实验系统，开展了大量的实验研究，实 验结果验证了电磁机构的理论分析结果。拟合了电磁机构的一维电磁力模型，发 现电磁力大约与距离的3 4 次方成反比，在一维模型的基础上提出了电磁机构二自 由度和三自由度数学模型。 再次，星载电源电压受限，希望此约束下电磁对接的耗时最短，运用庞特里 亚金极大值原理初步研究了一维对接的最速控制，并简要分析了二维情形下的对 接可控性。 最后，为了验证电磁对接机理和相关控制算法，提出了电磁对接的地面验证 实验方案。 主题词：空间对接电磁力电磁对接对接机构最优控制 第i 页 国防科学技术大学研究生院硕十学位论文 a b s t r a c t i no r d e rt or e s o l v et h ep r o b l e m sc a u s e db yt h et h r u s t e rs u c hf i t st h ec o n t a m i n a t i o n o ft h ep r o p e l l a n te j e c t e dt ot h ed o c k i n gp o r t ，t h ed o c k i n gc o l l i s i o na n dt h ep r o p e l l a n t c o n s u m p t i o nd u r i n gt h es p a c e c r a f td o c k i n g ，t h ee l e c t r o m a g n e t i c - d o c k i n gs y s t e mw h i c h c o u l da v o i dt h ec o n t a m i n a t i o n ，c o n s u m en op r o p e l l a n t ，r e a l i z et h ez e r o v e l o c i t y - c o l l i s i o n d o c k i n gi sp r o p o s e d t h ee l e c t r o m a g n e t i cm e c h a n i s m ，o n eo f t h ek e yc o m p o n e n t so ft h e e l e c t r o m a g n e t i cd o c k i n gld i s p a r t i n gs y s t e mi sr e s e a r c h e di nt h ep a p e r f i r s t l y ，t h eg e n e r a lc o n f i g u r a t i o no ft h ee l e c t r o m a g n e t i cm e c h a n i s mi sp r o p o s e d b a s e do nt h ed i s a d v a n t a g e so ft h ee l e c t r o m a g n e t i cs y s t e m si nc o r r e l a t i v es t u d i e sa b r o a d b yc o m p a r i n gl o t s o fd e t a i l e d p r o je c t s ，s o m es i g n i f i c a n t c o n c l u s i o n so ft h e e l e c t r o m a g n e t i cm e c h a n i s ma r ec o n c l u d e d a l s ot h ef i n a lc o n f i g u r a t i o ni sd e t e r m i n e d s e c o n d l y ，t h ee x p e r i m e n t o ft h ec h a r a c t e r i s t i c - t e s to ft h ee l e c t r o m a g n e t i c m e c h a n i s mi sd e s i g n e dt h e o r e t i c a l l ya n df o u n d e d t h et h e o r e t i cc o n c l u s i o n sc o n c l u d e d a r ep r o v e db yt h er e s u l t t h eo n e d i m e n s i o nm a t h e m a t i c a lm o d e l w h i c hi n d i c a t e st h a t t h ef o r c ea t t e n u a t e sw i t ht h ep o w e ro f3 4o ft h ed i s t a n c ea n dt h em o d e l so ft w o f r e e d o m sa n dt h r e ef r e e d o m sb a s e do nt h eo n e d i m e n s i o nm o d e la r ee s t a b l i s h e d t h i r d l y a st h ep o w e ra b o a r di sl i m i t e d ，t h ep r o b l e mo ft h em i n i m u m t i m ec o n t r o l i no n e d i m e n s i o nd o c k i n gi sd i s c u s s e dv i a t h ep r i n c i p l e5 i c n o h t p 见r h h t h e c o n t r o l l a b i l i t yc o n d i t i o nu n d e rt h et w o d i m e n s i o ns i t u a t i o ni sa l s od i s c u s s e db r i e f l y f i n a l l y ，i no r d e rt ov a l i d a t et h ec o n t r o la r i t h m e t i co fe l e c t r o m a g n e t i cd o c k i n g ，a f r a m e w o r ko ft h ev a l i d a t i n ge x p e r i m e n to nt h ee a r t hi se s t a b l i s h e d k e yw o r d s ：s p a c e c r a f td o c k i n g ；e i e c t r o m a g n e t i cf o r c e ；e l e c t r o m a g n e t i c d o c k i n g ；d o c k i n gm e c h a n i s m ；o p t i m a lc o n t r o l 。 第i i 页 国防科学技术大学研究生院硕十学位论文 表 目录 表1 1o a s i s 任务相关数据表7 表1 2o a s i s 项目中星上对接线圈的具体参数8 表4 1 电磁体尺寸数据4 3 表4 2 电磁体的物理参数和电参数4 3 表4 3 运动平台的铁磁材料对电磁力的影响( 1 0 0 0 安匝) 4 5 第l i i 页 国防科学技术大学研究生院硕士学位论文 图目录 图1 1 我国空间实验室与“神舟 飞船对接想象图2 图1 2 我国未来空间站想象图。2 图1 3 航天器交会飞行示意图( v b a r 逼近) 3 图1 4 用于交会对接的目标航天器轨道坐标系4 图1 5 直线型逼近p 随p 的变化5 图1 6o a s i s 项目中航天器电磁力对接的作用分段7 图1 7d m s 和d s s 的尺寸7 图1 8 模拟星及电磁线圈的布置8 图1 9o a s i s 项目中圆柱环形电磁线圈8 图1 1 0e m f f 项目中卫星的结构和磁场形态9 图1 1 1 两星的磁场相互作用改变编队星间的相对位置9 图1 1 2 地面实验中模拟星的结构9 图1 1 3 环形线圈的偶极子模型1 0 图1 1 4 通过调整运动星的合成磁场大小( ，) 和方向( 0 ) 实现相对位置控制1 0 图1 1 5e g d a s 实验原理图及电磁体结构1 1 图1 1 6 放大的电磁体组中单个电磁铁1 1 图2 1 环形线圈问的电磁力和力矩是六个相对参数的函数1 6 图2 2 电磁场有限元计算所采用的四面体有限单元1 9 图2 3m a x w e l l 电磁场计算软件求解磁场的流程。2 3 图3 1 六个带铁芯螺线管圆周排列( 俯视图) 2 7 图3 2 六个带铁芯螺线管圆周排列( 侧视图) 2 7 图3 3 在小电磁铁下面增加一个公共的底盘2 8 图3 4 在方案二的基础上增加一个环形铁芯2 8 图3 5 方案四之结构俯视图2 9 图3 6 方案四之电流设置2 9 图3 7 方案四改进一之电流设置2 9 图3 8 方案四改进二之电流设置3 0 图3 9 产生斥力时的两对接端口电流示意图3 0 图3 1 0 有限元计算的网格划分3 0 图3 1l 各方案电磁力对比31 图3 1 2 方案一之磁通密度矢量图3 2 第1 v 页 国防科学技术大学研究生院硕士学位论文 图3 1 3 方案三之磁通密度矢量图3 2 图3 1 4 方案四之磁通密度矢量图3 3 图3 1 5 方案四改进二之磁通密度矢量图3 3 图3 1 6 方案四之磁通幅度云图( 俯视图) 3 4 图3 1 7 方案四之磁通幅度云图( 侧视图) 。3 4 图3 1 8 方案四改进一之磁通幅度云图( 俯视图) 。3 4 图3 1 9 方案四改进一之磁通幅度云图( 侧视图) 。3 5 图3 2 0 方案四改进二之磁通幅度云图( 俯视图) 3 5 图3 2 1 方案四改进二之磁通幅度云图( 侧视图) 3 5 图3 2 2 内部磁力线走向。3 6 图3 2 3 两端口产生斥力时的磁力线分布3 6 图3 2 4 两端口间电磁力随距离的衰减曲线3 7 图3 2 5 仿真结果显示电磁力随距离的3 4 次方衰减3 7 图3 2 6 尺寸标注示意3 8 图3 2 7 线圈半径对电磁力的贡献。3 8 图3 2 8 主磁体铁心厚度对电磁力的影响3 9 图3 2 9 底盘高度对电磁力的影响3 9 图3 3 0 材料的磁滞回线是选择材料的一个重要依据4 0 图4 1 电磁铁结构图4 2 图4 2 实验示意简图4 6 图4 3 六自由度传感器4 6 图4 4 集成的数据采集系统4 6 图4 5l a b v i e w 语言实现的实验测量控制软件界面( 一) 4 7 图4 6l a b v i e w 语言实现的实验测量控制软件界面( 二) 4 7 图4 7 电磁铁实物图4 8 图4 8 两正对的电磁对接端口4 8 图4 9 传感器及其安装4 8 图4 1 0 电磁测量系统的部分数据采集模块4 9 图4 1 1 电磁测量系统的电流加载及控制系统4 9 图4 1 2 电磁测量系统的控制柜4 9 图4 1 3f 信道噪声频谱图5 1 图4 1 4e 信道滤波效果51 图4 1 5 测量点应集中在以x 轴为中心的对接椎体内5 2 图4 1 6 三种电流加载形式5 3 第v 页 国防科学技术大学研究生院硕士学位论文 图4 17 不同电流加载形式下的实测数据。5 3 图4 1 8 电磁力随间距变化的实测数据。5 4 图4 19 电磁力随电流变化的实测数据。5 5 图4 2 0 拟合曲线与实测数据对比( 一) 。5 5 图4 2 1 拟合曲线与实测数据对比( 二) 一5 6 图4 2 2 环形线圈间电磁力特性( 主要对接空间为斥力时) 。5 8 图4 2 3 环形线圈间电磁力特性( 主要对接空间为引力时) 5 9 图4 2 4 电流恒定时电磁体运动的自对接特性6 0 图4 2 5 地面二维二自由度对接示意( 俯视图) 6 0 图4 2 6x 轴向力之测量数据与估计数据的对比( 一) 6 1 图4 2 7x 轴向力之测量数据与估计数据的对比( - - ) 6 2 图4 2 8y 轴向力之测量数据与估计数据的对比( 一) 6 2 图4 2 9y 轴向力之测量数据与估计数据的对比( 二) 6 3 图4 3 0 绕z 轴力矩之测量数据与估计数据的对比( 一) 6 3 图4 3 1 绕z 轴力矩之测量数据与估计数据的对比( 二) 6 4 图4 3 2 地面二维三自由度对接示意( 俯视图) 。6 5 图4 3 3 各线圈标号及坐标6 6 图4 3 4 正对时电磁力矩随线圈电流的变化规律( x = 1 0 c m ) 6 6 图5 1 二维三自由度对接与m i t 电磁编队在可控制性上是一致的7 6 图5 2 电磁对接地面验证实验示意7 8 图5 3 气浮模拟星结构7 8 图5 4 星载控制计算机7 9 第v i 页 独创性声明 本人声明所呈交的学位论文是我本人在导师指导下进行的研究工作及取得 的研究成果。尽我所知，除了文中特别加以标注和致谢的地方外，论文中不包含 其他人已经发表和撰写过的研究成果，也不包含为获得国防科学技术大学或其它 教育机构的学位或证书而使用过的材料。与我一同工作的同志对本研究所做的任 何贡献已在论文中作了明确的说明并表示谢意。 学位论文作者签名： 日期7 少7 万年2 月矿；日 学位论文版权使用授权书 本文完全了解国防科学技术大学有关保留、使用学位论文的规定。本文授权 国防科学技术大学可以保留并向国家有关部门或机构送交论文的复印件和电子 文档，允许论文被查阅和借阅；可以将学位论文的全部或部分内容编入有关数据 库进行检索，可以采用影印，缩印或扫描等复制手段保存、汇编学位论文。 ( 保密学位论文在解密后适用本授权书) 学位论文作者签名： 作者指导教师签名： 日期2 佃罗年，z 月o ；日 日期。富年f2 月3 日 国防科学技术大学研究生院硕士学位论文 第一章绪论 航天器交会和对接技术在空间科学研究和军事航天方面有着重要的用途。我 国的载人航天工程实行“三步走”战略，在第一阶段己将航天员送入太空并顺利 返回，第二阶段中的航天员出舱行走我们刚刚完成，第三阶段将最终建成我们自 己的空间站。第三阶段的一项关键技术就是“航天器的交会、对接技术，图1 1 和图1 2 描述了我国空间交会对接技术的美好发展前景。 如何实现自主、精确、安全、高效的交会、对接一直航天领域科研人员的重 要研究内容。 1 1 空间交会对接概述 航天器交会对接r v d 是一项重要的空间活动，包括空间交会( r e n d e z v o u s ) 和 空间对接( d o c k i n g ) 两部分。所谓空间交会是指两个或两个以上的飞行器在轨道上 按预定位置和时间相会；而对接是指两个飞行器相会后在结构上连成一个整体。 交会对接涉及两个航天器，即目标航天器和追踪航天器。一般情况下，目标航天 器为被动飞行器，追踪航天器为主动飞行器。 航天器交会对接应用在空间站建设、载人航天、登月和星际旅行等空间活动 中，主要体现在大型航天器在轨组装、在轨服务、航天员轮换、太空救援等方面。 1 9 6 6 年3 月1 6 日，n e i la r m s t r o n g 和d a v es c o t t 乘坐“双子星座 飞船，手 动操作交会过程，与无人“阿金纳”目标飞行器对接，实现了两个航天器之间的 首次交会对接。1 9 6 7 年1 0 月3 0 日，苏联飞船“宇宙1 8 6 ”与“宇宙1 8 8 ”完成了 首次自动交会对接。此后，苏联( 俄罗斯) 与美国进行了一系列交会对接停靠空 间活动，包括1 9 6 8 年至1 9 7 2 年期间的“阿波罗 登月，1 9 7 3 年至1 9 7 4 年的天空 实验室计划，1 9 7 1 年至1 9 9 9 年的苏联( 俄罗斯) “礼炮”号和“和平”号空间站 与“联盟”号飞船和“进步”号货运飞船对接，1 9 7 5 年美国“阿波罗 飞船与苏 联“联盟”号飞船对接，2 0 世纪9 0 年代美国航天飞机与俄罗斯“和平”号空间站 的对接，以及从1 9 9 8 年1 0 月开始的国际空间站的在轨组装、航天员更换与物资 补给等太空使命。 如图1 3 所示，在一个完整的交会对接使命中，追踪航天器的飞行一般可以分 为7 个阶段【1 , 2 1 ：( 1 ) 发射段；( 2 ) 远程引导段；( 3 ) 近程引导段；( 4 ) 最终 逼近段；( 5 ) 对接( 停靠) 段；( 6 ) 联合飞行段；( 7 ) 分离与轨道转移段。 远程导引阶段：这一阶段，地面参与对追踪航天器和目标航天器的跟踪测量， 在地面测量数据的支持下，追踪航天器机动飞行进入目标航天器后方1 0 0 公里左 第1 页 国防科学技术大学研究生院硕 学位论文 右和轨道下方3 0 公旱7 i 右的相对位置区，即其敏感_ ： 能够捕获h 杯航天器的范围 内。 蚓ii 我闭空问实验宦与“神舟”e 船列接想象鲥 蚶l2 我国术米空问站想象陶 近程导弓1 段：追踪航天器的警上敏感嚣跟踪测量h 杯航天器，主动地将追踪 航天器导引至距日柄：航兀器1 公里 ：右的似嚣。此过， l l ! 中，将目标航天器的质心 当地轨道系作为自动导引参考系，而目标航天器作为质点，只考虑轨道运动。 最后接近阶段：追踪航天器从距目标航天器l 公罩 ：右的位簧逐渐靠近到1 0 米左有的距离，不仅要将追踪航天器从建立初始口凸准点丌始机动到对接轴卜，还 要降低两个航天器之| 1 i j 的相对速度，对两者之间的横向位置、相对姿态和最终对 接速度进行精确调整，以满足对接的要求。这是航天器空间交会对接技术最关键 的飞行程序，最终捕获对接走廊。 逼近对接阶段：追踪航天器捕获对接走廊后，采用平行导引法，利用小值推 力器进行停靠操作，当两个航天器”始接触时对接敏感器便发出接触信号，此 时它们各自的姿态和轨道控制系统停止工作，掩锁开始动作。然后利片j 指示合拢 的开关信号肩动对接后继阶段。 第2 页 参一矿 国防科学技术大学研究生院硕十学位论文 最终逼近段 近程导引段 远槿导引段 ： r 一b a r ) 7 接近段；寻的段 过渡段调相段初轨段 i， 7 矿 ， d 、 目标航天器 一 l 入i 。 追踪航天器 1 一，7 相对导舫缝7 d r 里豁 z 忙一咖) 图1 3 航天器交会飞行示意图( - v b a r 逼近) 按两个航天器交会对接最终运动状态来划分，空间交会对接可分为三种情形： ( 1 ) 软对接，即无冲击对接：相对距离和相对速度均为零； ( 2 ) 硬对接，即冲击对接：相对距离为零，相对速度为对接机构可接受的小 值； ( 3 ) 停泊或编队飞行：相对速度为零，相对距离不为零，如为常值或按一定 规律变化。 1 2 传统空间对接活动中的控制动力 交会、对接属于航天器轨道控制和姿态控制的范畴，在对接阶段，相对运动 控制涉及两个航天器的共1 2 个自由度，动力学研究内容包括相对运动轨道动力学 和相对运动姿态动力学两个方面。 相对运动轨道动力学方程 一般情况下，交会航天器之间的相对运动研究应用h i l l 坐标系，引入图1 4 所 示的h i l l 坐标系o x y z ( 即目标航天器轨道坐标系) 。坐标原点。位于目标航天器 的质心，船平面为目标航天器轨道面，x 轴沿轨道周向，指向运动方向；z 轴与目 标航天器向径重合，但指向地心；y 轴沿轨道面负法线方向。该坐标系单位矢量为 f 、j 、k 。 令尹表示在h i l l 坐标系中测得的追踪航天器的向径，其在h i l l 坐标系中分量 分别为z 、y 和z 。口，、a ，和a ：分别为作用在追踪航天器上的推力加速度在h i l l 坐标系三轴上的分量。 则h i l l 坐标系中的相对运动轨道动力学方程为： x “：口，一型三+ 痧2 x + 琵+ 2 0 二。2( 1 1 )= 口j 一二_ 丁+ 。x + 毖+( 1 1 ) 厂2 夕：口，一等 ( 1 2 ) 第3 页 国防科学技术大学研究生院硕士学位论文 追 艺：口：+ 出掣一等+ 矽：一反一2 反 ( 1 3 ) r ir ： 轨道 图i 4 用于交会对接的目标航天器轨道坐标系 相对姿态运动动力学方程 记只为目标航天器本体坐标系，e 为追踪航天器本体坐标系，f 为惯性系。 相对角速度国，为追踪航天器相对e 系的转动角速度在只系中的分量；缈。与国，为追 踪航天器与目标航天器相对f 系的转动角速度在其本体坐标系c 和只系中的表示 式； ( - 0 c 】、b ，】为( - 0 c 和国，的矢积矩阵；疋为追踪航天器的相对姿态控制力矩； 见为干扰力矩；彳( q ) 为z 系至只系的转换矩阵。交会对接的相对姿态动力学方 程可表示为： 面，= c 1 伍一b 。1 ，。织+ 4 ) 一彳( 9 ，h + b ，b 。 ( 1 4 ) 在传统交会对接活动中，不论是在远程导引段、进程导引段还是最终逼近段 和对接段，式1 1 1 3 中a 。、a pa ：均由推力器提供。 在相对姿态控制中，控制力矩一般由小推力器系统、飞轮系统或地磁力矩 器提供。 前面已经指出，按两个航天器交会对接最终运动状态来划分，空间交会对接 可分为软对接、硬对接和停泊或编队飞行三种情形。在这些活动中，传统控制动 力可以提供较好的控制效果和能力，然而若其中的某些阶段比如最终逼近段和某 些空间活动如小卫星、微小卫星编队保持改由另一种动力提供，则可以收到更好 的控制效果和效益。这就是下面将提到的用于空间航天器近距离相互作用的电磁 力和电磁力矩。 1 3 面向空间对接的电磁机构 面向空间对接的电磁机构是指在对接过程中能为航天器对接提供控制力甚至 控制力矩的电磁系统。在对接过程中通过控制电流调节两航天器的相对位置甚至 姿态。 第4 页 国防科学技术大学研究生院硕士学位论文 航天器交会对接的最终逼近段和对接合拢段一般从交会航天器相距 3 0 0 m 2 0 0 m 开始，直至两航天器零距离接触。在最终逼近段，追踪航天器可以从 不同方向逼近目标航天器，按逼近速度( p ) 和相对距离( p ) 的变化，一般情 况下，最终逼近过程可以划分为图1 5 所示的4 个阶段l l j ： pj 工 p 3p 2p p o 4 - - 0 r a 夕 、戗) 慢速靠拢段 | 快速逼近段 加速段 图1 5 直线型逼近p 随p 的变化 ( 1 ) 加速段，采用常值推力。 ( 2 ) 加速逼近段，采用等速逼近，有利于追踪航天器快速安全地逼近目标航 天器。 ( 3 ) 速度衰减段，在短时间内速度衰减带一个较小的值，为停靠和对接做准 备。 ( 4 ) 慢速靠拢段，在对接前的最后几米，以较小的速度靠拢，以利于对接操 作( 包括航天器的目视监视和手动操作) ，靠拢速度应满足，无论制导机动正常 与否，追踪航天器与目标航天器的接触速度在安全范围之内，不会造成危险。 这段距离内，追踪航天器的轨控系统不是一直工作的，而是在两航天器运动 到相距十几米或几米的距离时，把相对速度减小到一个安全值( 厘米级的对接速 度) ，然后关闭发动机依靠追踪航天器的惯性实现零距离碰撞对接。航天器的匀 速碰撞对接在安全可靠性、强度和减震方面对对接合拢机构和航天器整体结构提 出了更高的要求，这种硬性对接所产生的冲击载荷会影响到各种载荷和设备的正 常工作。 在慢速靠拢段推力器的关机可以避免喷射出的工质对自主对接系统的光学仪 器、对接合拢机构和航天器结构的羽流污染。但也带来了响应的问题，一是上面 所述的硬碰撞对航天器的不利影响；二是慢速靠拢段追踪航天器失去了控制动力， 不利于快速机动规避以应付过程中出现的突发事件；三是相对地增加了对接时间。 基于这些问题，考虑在传统的交会对接过程中的最终逼近段和对接合拢段引 入电磁系统，通过电磁系统产生的电磁力和电磁力矩实现逼近和对接过程中的相 对轨道控制甚至相对姿态控制。相对于传统交会对接活动中的最终逼近段和对接 第5 页 国防科学技术大学研究生院硕十学位论文 合拢段，我们称这段过程为“电磁对接段”。 电磁对接段的范围取决于电磁系统产生电磁力和电磁力矩的能力，由于电磁 力衰减很快，所以作用范围不是很大，一般理论上限制在l o o m 之内。 电磁对接系统具有以下优点：( 1 ) 通过电磁力大小的连续控制和方向控制可 以实现对接段内航天器的全程控制，理论上可以将对接冲击速度降到o m s ，即无 冲击对接；( 2 ) 克服喷气推力器对目标的羽流冲击干扰； ( 3 ) 使用电能，不消 耗工质；( 4 ) 电磁系统的固有特性可实现两卫星的自对准； ( 5 ) 通过全程控制， 缩短对接段所需时间。 电磁对接存在的主要问题：( 1 ) 作用距离小，一般在米级范围。不过随着超 导技术的成熟及应用，作用距离可以达到几十米甚至百米级。( 2 ) 电磁力一般成 3 - - 4 次方衰减，动力学方程严重非线性，且电磁力和力矩难以精确建模，精确控 制较难实现。 电磁对接动力学和控制方法有别于传统的交会对接技术。 更广阔地看，电磁力作为控制动力的空间应用并不仅仅局限于航天器对接， 在停泊、编队飞行、对大型航天器绕飞拍照检查等均有着良好的应用前景。 1 4 国内外相关理论研究 将电磁力和力矩作为航天器之间相对运动的控制动力而应用于某些特定任务 的空间活动是一个新的研究课题，目前国外一些机构进行了相关领域的初步研究， 如验证电磁力在卫星编队保持中的可行性。随着高效电磁材料的投入使用和电磁 系统结构形式的深入研究，航天器上电磁系统的电磁作用距离和控制能力将进一 步提高，电磁力和力矩的空间应用范围将得到更大的拓展。 华盛顿大学“在轨自主服务卫星( o a s i s ) 研究项目 该项目开始于上世纪9 0 年代末，由华盛顿大学航空宇航学院和p r i m e x a e r o s p a c ec o m p a n y ( p a c ) 负责，意在验证用于下一代卫星的在轨自主服务( o n o r b i ta u t o n o m o u ss e r v i c i n g ) 概念和技术。 项目包括三个部分，即三个实验阶段1 3 ，4 】： 在第一个阶段自主交会阶段( a u t o n o m o u sr e n d e v o u s ) ，两卫星( 追踪星为服 务星，目标星为被服务对象) 依靠g p s ，光学相机作为姿态与轨道参数的敏感器， 使用传统的冷气式推力器提供交会动力，范围5 0 0 m - - l m ；第二个阶段自主对 接阶段( a u t o n o m o u sd o c k i n g ) 的范围为l m 0 m ，电磁对接装置提供对接时的引力和 分离时的斥力；对接完成后，进入第三个阶段一一自主服务阶段( a u t o n o m o u s s e r v i c i n g ) ，服务星为被服务星更换损坏的中央处理器模块【3 1 。交会对接过程如图 1 6 所示。 第6 页 田防科学技术夫学研究生院硕j 学位论文 蚓1 6 0 a s i s 项目中航天器l u 磁力对接的作用分段 o a s i s 任务相关数据见表11 ，它包括两颗卫星，一颗提供服务，称为d s s ( d e m o n s t r a t i o ns e r v i c i n gs a t e l l i t e ) ，另一颗接受服务，称为d m s ( d e m o n s t r a t i o n m o d u l a rs a t e l l i t e ) 。 表o a s i s 仟务相芰数据表 r 翟飕b 徽嚣等警 翻，徽 o i i l 仁罱瓣 ：蹁、j ，。“j o 1 | 、 i 船钥、矗 v j 。： f 1 目l7 d m s 椰d s s 的尺寸 d s s 星的总质景约为4 0 k g ，d m s 星的总质量约为2 8 k g ，具体尺寸见图l7 。 在自主对接阶段，通过改变星上对接端口线圈中的电流实现靠近速度的摔制， 如图l8 所示。 用于产牛对接电磁力的圆柱纠、形线圈仅由铜导线绕成，没有铁磁材料，直径 3 1 c m ，高3 c m ，如图1 9 所示。 在近一米的对接距离内，d m s 星上的线圈其电压和电流为常值，对接控制中 改变的是d s s 星r 的线圈的电压和电流，对接时间小于2 0 分钟，线圈质量约为 o5 k g ，其余具体参数见表12 。 第7 页 国防科学技术大学研究生院硕+ 学位论文 图l8 模拟晕及电磁线嘲的布置 3 lc m 图19 0 a s i s 项日中圆柱环形电磁线圈 表12 0 a s i s 项目中星上对接线圈的具体参数 依靠传统的推力器，导航千系统把服务星引导到l m 距离处，此时“交会子系 统”把任务交给“对接子系统”，转由电磁力实现对接。 麻省理工“电磁编队飞行( e m f f ) ”研究项目( e l e c t r o m a g n e t l cf o r m a t i o n f l i g h t e f m m ) 此项目由麻省理工学院空u j 系统实验室( m i ts s l ) 的r a y m o n ds e d w i c k 及 d a v i dm i l l e r 领导负责，由n a s a 喷气推进实验室以及l o c k h e e dm a r t i n 先进技术 中心提供资助。设想在卫星编队飞行中，通过卫星间的相互电磁作用力实现编队 保持和编队调整【5 。 ”一”。每个卫星均有由三个正变超导线圈构成的电磁系统，改 变三个超导线圈中电流的大小和方向可以合成任意方向的磁场，当然合磁场的场 强大小也是可调的，卫星的结构、磁场和电磁力编队运动控制见图1 1 0 和图1 l l ， 线圈中间为飞轮系统，两边是两个圆形太阳能帆板。在2 0 0 6 年，该项日已经完成 两个阶段的可行性研究，并已经获得n a s a 的额外资助继续进行研究。 在地面验证实验中，卫星主要由一套飞轮系统和两个正交的超导线圈组成， 飞轮系统提供所需姿态，超导线圈产生电磁引力或斥力，结构如图1 1 2 所示。 实验中，一个模拟星固定，另一个可以自由运动，控制电流和屯轮使自由星 在离固定星某个距离处沿期望轨迹作微小移动( 移动量与两星间距相比是小量) 。 以固定星为原点建立地卡尔坐标系o x y z ，x y 平面位于实验平台上，z 轴垂直于 平台向上，p 为两星相对姿态角，如此则地面二维三自由度动力学方程组包括三部 第8 页 国防科学技术 学研究生院硕士学位论文 幽11 l 两星的磁场相互作加改变编队星间的相对位置 图l1 2 地面实验中模拟星的结构 因为在此项目中，足间距离远大于线圈的半径，所以为了简化力和力矩模型 的建立，他们将两线圈综台产生的磁场用个偶极了表示，即把环形线幽( 图l 】3 第9 页 翊国滔茧 、。0硅瓶喵心i滔逝 国防科学技术大学研究生院硕十学位论文 中蓝色部分) 用一个偶极予替代( 图中红色部分) ，偶极子强度是电流和线圈 半径的简单函数。需要说明的是这种替代在近距离时是不可行的。 = n i a( 1 5 ) 其中n 为线圈匝数，彳是线圈平面的面积。 研究人员将两个模拟星各自的合成磁场简单处理成两个相互作用的偶极子， 地面二维运动如图1 1 4 ，其中0 为两星各自的合成磁场方向间的相对偏角。实验系 统简化成了两个简单偶极子的远距离相互作用，解析形式方程组具体如下【5 】： e = 一丢赫 ( 2 x 3 - 3 y 2 x ) c o s 0 + ( 4 2 一少3 ) s i n 秒 ( 1 6 ) e = 一百3 赫 ( 4 弦2 一y 3 ) c 。s 曰+ ( 4 y 2 x x 3 ) s i n 秒 ( 1 7 ) 鸩2 丢孝静防础+ y 2 _ 2 x 2 ) s i n 铂 ( 1 8 ) 式中风是真空磁导率。 图1 1 3 环形线圈的偶极子模型 e ，：，- ，r 一 l y ，一，。l y ，- ，。l -i。-一-i-_j u s 图1 1 4 通过调整运动星的合成磁场大小( 。) 和方向( 秒) 实现相对位置控制 可以看出系统非线性，但因只是控制自由星在某固定位置附近运动，并不要 求星间距离减小到零的对接运动，所以可以通过在此固定位置附近小邻域内线性 化得到理想控制。卫星编队的电磁控制与卫星电磁对接控制在控制策略上有很大 第l o 页 田防科学技术人学研究生院硕士学位论文 不同。 得克萨斯大学“在微重力条件下电磁导引的自治对接和分离( e 6 a d s ) ”研究项 目( e i e c t r o m a g n e t ic a l | yg u i d e da u t o n o m o u sd o c k i n ga n ds e p a r a t i o n i i l m i c r o g r a y i t y ) u n i v e r s i t yo f t e x a s ，d e p a r t m e n to f a e r o s p a c ee n 垂n e e f i n g 通过使长方体柜子 中充满液体模拟微重力环境，见图1 1 5 ，中间悬浮的为永磁体。两端备有一组电 磁体，通过改变线圈中电流的大小及方向实现永磁体由一端按给定速度运动到另 一端。两端的电磁体组如下图中所示，每组有7 个相同的带铁芯螺线管组成，1 个 处于中央，6 个沿圆周均匀分布i l q 。 电磁体组中单个 图11 6 放人的电磁体组中单个电磁铁 用电磁力和力矩提供航天器之间相对运动的控制动力有着良好的应用效益和 前景，目前研究仍多为理论论证和地面演示验证阶段，随着更高性能铁磁材料和 导线材料的应用，这个领域的研究将会越来越完善越来越空间工程实用化。 1 5 本课题立题依据与研究内容 理论上，装确电磁对接系统的卫星有两种控制执行结构模式： ( 1 ) 飞轮、地 第1 i 页 国防科学技术人学研究生院硕士学位论文 磁力矩器等传统姿控模块结合磁埘接模块，前者用于姿态机动或维持对接所需的 姿态，后者仅用于产生引力或斥力，用对接时航天器的质心控制；( 2 ) 仅有磁对 接系统，既用于轨控( 电磁力) 又用于姿控( 电磁力矩) ，在距离较远时主要进 行质心控制，距离较近时同时进行姿态控制。 目前空间对接活动中电磁系统的应用研究不多，已知的且进展较大的相关研 究有：华盛顿大学的“在轨自主服务卫星( o a s i s ) 研究项目，电磁力作用范围 l m - - 一0 m ，电磁对接装置提供对接时的引力和分离时的斥力；麻省理工的“电磁编队 飞行( e m f f ) 研究项目，使用超导线圈产生电磁力，理论上作用距离可达几十 米的数量级，电磁力用于编队卫星间相对距离保持。 它们的研究属于第一种模式，电磁力仅用于卫星的质心控制，姿态的机动和 保持仍是基于传统的飞轮系统。对后一种模式的研究目前还未有相关文献或报道。 在第1 3 节已提及电磁力在航天器对接中的优异之处和在对接、停泊、编队飞 行等的应用前景，本文力图设计出合理高效的适用于航天器对接的电磁体，让其 在常规状态( 对应线圈超导状态) 和几何尺寸受限情况下产生尽可能大的电磁力 和电磁力矩，以提供电磁对接所需要的力和( 或) 力矩。华盛顿大学的“在轨自 主服务卫星( o a s i s ) ”研究项目，电磁力发挥作用的前提是两航天器的对接轴已 处于同一轴线，即推力器系统已经调整完毕追踪星的轨道参数，剩余的事情就是 简单的给线圈通电产生引力实现两星的结合，没有研究两星不在同一对接轴上的 电磁力特性和对接可行性问题。其实在应用中更具研究价值的恰是两航天器上电 磁体不正对的情形，即不同轴时的电磁特性和对接控制研究。 本论文主要内容： 第一章绪论。分析了传统对接中的控制动力及存在的问题，指出了电磁对接 的概念和应用前景，介绍了国内外相关研究进展。 第二章电磁对接机构的磁路设计思想及计算方法。本章首先指出将“磁路” 原理作为设计的指导，通过比较磁场计算的差分法和有限元法的优缺点，发现利 用有限元进行性能详细计算较合适，据此选择了适当的软件并给出了具体的介绍。 第三章面向空间对接的电磁机构理论设计与分析。首先提出了总的设计要求 和总的设计方案，然后对具体方案进行了计算与仿真，结合磁回路理论对构型做 了详尽的分析与比较，得出了重要结论。 第四章实验设计与电磁特性研究。设计了电磁体特性研究的实验系统，从系 统组成硬件和测量控制软件两方面加以实现，实验验证了电磁端口的理论分析结 果，并建立了电磁端口的一维电磁力模型，分析了简单环形线圈的电磁特性，在 一维模型和简单线圈模型的基础上提出了电磁体二维二自由度和三自由度数学模 型。 第1 2 页 国防科学技术大学研究生院硕士学位论文 第五章基于电磁力的对接控制研究。星载电源提供的对接线圈电压受限，根 据庞特里亚金极大值原理初步研究了控制量约束下的一维对接最速控制问题，分 析了二维情形下的对接可控性，提出了电磁对接的地面验证实验方案。 最后，在结束语中总结了论文取得的成果，指出了研究中存在的问题，对此 提出了对后继研究工作的建议。 第1 3 页 国防科学技术大学研究生院硕士学位论文 第二章电磁对接机构的磁路设计思想及计算方法 电磁对接线圈设计少不了对磁场的分析，磁场的形状即磁力线的走向是电磁 体性能的外在表现形式，设计工作要在合理设计磁路这一指导思想下进行。设计 所依循的指导思想能定性地勾画出电磁体的电磁特性，然而精确的设计工作还离 不开数值计算的支持，电磁力与电流的关系如何、铁芯形状对磁场究竟有怎样的 影响、改变电流能否产生所要求的电磁力矩等等这些问题都离不开对电流和磁场 的求