楊 彪，胡添元

(北京空間技術(shù)研制試驗(yàn)中心，北京100094)

1 引言

航天器在軌運(yùn)行時會受到地球引力以外的各種干擾力的作用，達(dá)不到完全的失重狀態(tài)，而是一種“微重力”環(huán)境?！拔⒅亓Α笔菍Α笆е亍钡钠x［1］，其大小通過航天器所受到各種干擾力的加速度來度量，也稱為微重力加速度。干擾力來源包括多個方面，既有外界的固有攝動力，也有航天器系統(tǒng)內(nèi)部的各種作用力。大氣阻力、太陽光壓、重力梯度效應(yīng)以及軌道機(jī)動、姿態(tài)控制、設(shè)備的運(yùn)轉(zhuǎn)和動作，還有乘員的活動，都會影響空間站上的微重力加速度水平。根據(jù)干擾力的來源和性質(zhì)的不同，可將微重力加速度環(huán)境分為三類:①準(zhǔn)穩(wěn)態(tài)加速度，②瞬態(tài)加速度，③振動加速度。

1)準(zhǔn)穩(wěn)態(tài)加速度——通常指擾動頻率小于0.01 Hz的微重力加速度，其幅度一般不超過10-5gn量級，其中g(shù)n為地球表面重力加速度，取9.8 m/s2。這種加速度通常是航天器受外界固有攝動力影響造成的，主要來源于重力梯度、大氣阻力和太陽光壓［2］。這些因素產(chǎn)生的加速度可從理論上計(jì)算，其大小和分布主要取決于空間站的構(gòu)型、質(zhì)量特性、軌道高度和姿態(tài)等。

2)瞬態(tài)加速度——由各種非周期性的瞬態(tài)干擾力所產(chǎn)生的加速度，其頻率范圍較寬，在數(shù)Hz到數(shù)百Hz之間，幅度通?？梢缘竭_(dá)10-3gn量級［2］。瞬態(tài)加速度的主要來源包括:姿態(tài)和軌道控制時的推進(jìn)力，交會對接與分離過程中的沖擊力，機(jī)械部件運(yùn)動(如機(jī)械臂動作，開關(guān)艙門)，乘員活動與訓(xùn)練等。由于大部分瞬態(tài)干擾源具有隨機(jī)性，加速度值無法通過理論計(jì)算得到，通過加速度儀進(jìn)行在軌監(jiān)測是比較有效的方法。

3)振動加速度——周期性擾動的加速度，表現(xiàn)為在某些特征頻率及其諧頻上的正弦響應(yīng)或衰減振蕩，振蕩頻率范圍一般在0.1～300 Hz之間［2］。振動加速度主要來自設(shè)備的機(jī)械振動，比如空間站上風(fēng)扇、泵、壓氣機(jī)的工作，太陽翼、中繼天線的轉(zhuǎn)動，控制力矩陀螺的動作。振動加速度幅度一般在10-6～10-3gn量級范圍。

空間站上的微重力環(huán)境是一種寶貴的資源，微重力加速度的評估和測量為空間科學(xué)實(shí)驗(yàn)(如生物技術(shù)、材料科學(xué)、基礎(chǔ)物理研究等)提供微重力環(huán)境方面的參考依據(jù)，以便于指導(dǎo)開展科學(xué)研究。本文分析了國際空間站的微重力研究情況，并給出了典型“積木式”空間站微重力水平的算例分析，為我國空間站微重力環(huán)境應(yīng)用總體方案提供有利的參考。

2 國際空間站微重力環(huán)境利用

表1統(tǒng)計(jì)了國際空間站上幾類主要干擾源產(chǎn)生加速度的幅度和頻率范圍［3］。其中艙段對接與分離、軌道維持過程引起的加速度幅度最大，其次是乘員活動的影響。軌道姿態(tài)調(diào)整、結(jié)構(gòu)振動和設(shè)備動作也會帶來顯著的影響。在微重力科學(xué)實(shí)驗(yàn)期間，要盡可能避免或減輕這些干擾源帶來的影響。

表1 國際空間站各類干擾源產(chǎn)生加速度的幅度和頻率范圍Table 1 The magnitudes and frequencies of microgravity accelerations induced by different sources on the International Space Station

2.1 微重力水平設(shè)計(jì)指標(biāo)

為保障微重力科學(xué)實(shí)驗(yàn)的順利開展，國際空間站設(shè)計(jì)了“微重力”飛行模式。這種模式要求空間站能夠?yàn)橹辽?0%的有效載荷提供至少連續(xù)30天、每年持續(xù)180天的微重力環(huán)境［4］;同時對以下三類加速度的限值均提出了要求:

1)準(zhǔn)穩(wěn)態(tài)微重力——在實(shí)驗(yàn)載荷的中心，準(zhǔn)穩(wěn)態(tài)加速度的幅度≤1 μgn(10-6gn);并且在與軌道加速度矢量(軌道坐標(biāo)系z軸)垂直方向上的加速度分量≤0.2 μgn。

2)振動微重力——國際空間站定義了實(shí)驗(yàn)艙與國際標(biāo)準(zhǔn)有效載荷機(jī)柜(ISPR)結(jié)構(gòu)接口之間的振動加速度約束。當(dāng)振動頻率在0.01～300 Hz之間時，振動加速度的極限如圖1所示，圖中縱軸表示在任意100 s時間內(nèi)加速度的均方根值。

①在0.01 Hz～0.1 Hz之間，振動加速度的均方根≤1.6×10-6gn;

②在0.1 Hz～100 Hz之間，振動加速度的均方根≤1.6×10-5f gn(其中f為頻率值);

③在100 Hz～300 Hz之間，振動加速度的均方根≤1.6×10-3gn。

3)瞬態(tài)微重力

①單獨(dú)的瞬態(tài)干擾源引起每個軸的瞬時加速度值≤1000 μgn;

②瞬態(tài)干擾源綜合作用時，每軸在任意10 s內(nèi)加速度的時間積分≤10 μgn·s。

圖1 國際空間站振動加速度水平設(shè)計(jì)限值Fig.1 Vibratory microgravity acceleration limits for the International Space Station

2.2 微重力加速度測量

國際空間站上采用加速度測量儀來監(jiān)測關(guān)鍵位置或區(qū)域的微重力水平，為實(shí)驗(yàn)用戶提供服務(wù)［5］。國際空間站采用了兩套加速度測量系統(tǒng):Microgravity Acceleration Measurement System(MAMS)用于測量準(zhǔn)穩(wěn)態(tài)加速度;Space Acceleration Measurement System-II(SAMS-II)用于測量振動/瞬態(tài)加速度。

1)MAMS測量系統(tǒng)

MAMS安裝在美國實(shí)驗(yàn)艙，用于提供高精度加速度數(shù)據(jù)，其低頻模塊可測量頻率小于1 Hz的加速度，幅度范圍為 10-9～10-2gn［6］。工作原理如圖2，通過準(zhǔn)穩(wěn)態(tài)加速度傳感器獲得三個坐標(biāo)軸方向上表征加速度大小的電壓模擬信號，通過數(shù)據(jù)處理單元進(jìn)行模擬-數(shù)字信號轉(zhuǎn)換及濾波處理，發(fā)送至通訊控制與數(shù)據(jù)存儲組件暫存，加速度數(shù)據(jù)通過站上以太網(wǎng)接口傳輸并下行;地面用戶中心通過地面控制接口監(jiān)測和控制加速度測量系統(tǒng)的狀態(tài)。偏置校準(zhǔn)組件由電機(jī)控制器和雙軸萬向節(jié)結(jié)構(gòu)組成，用于補(bǔ)償和校正傳感器自身的漂移加速度。

圖2 MAMS準(zhǔn)穩(wěn)態(tài)加速度測量部分原理框圖Fig.2 Functional block diagram for the quasi-steady measurement module of MAMS

2)SAMS-II測量系統(tǒng)

SAMS-II系統(tǒng)用來測量國際空間站上的振動/瞬態(tài)加速度，用于支持微重力科學(xué)實(shí)驗(yàn)和研究。其頻率范圍在0.01～400 Hz，幅度范圍為10-6～ 10-1gn［7］。SAMS-II加速度測量系統(tǒng)由兩個基本模塊組成:中央控制單元和多個遠(yuǎn)置三軸敏感器，其系統(tǒng)組成見圖3。三軸敏感器安裝在靠近有效載荷的位置，直接測量環(huán)境加速度水平。中央控制單元將各個三軸敏感器模塊采集的加速度數(shù)據(jù)通過空間站的網(wǎng)絡(luò)信息系統(tǒng)傳送到地面用戶中心，由地面進(jìn)行數(shù)據(jù)的處理和分發(fā)。

圖3 SAMS-II系統(tǒng)組成框圖Fig.3 SAMS-II system block diagram.

2.3 隔振系統(tǒng)

國際空間站上某些科學(xué)實(shí)驗(yàn)需要很高的微重力水平，為此需要為載荷平臺設(shè)計(jì)隔振系統(tǒng)，以消除各種擾動對科學(xué)實(shí)驗(yàn)載荷的影響。國際空間站通過國際標(biāo)準(zhǔn)載荷機(jī)柜來支持實(shí)驗(yàn)載荷，在部分機(jī)柜上安裝了主動隔振系統(tǒng)(Active Rack Isolation System，ARIS)［8］。ARIS 是一個閉環(huán)控制系統(tǒng)，其工作原理如圖4所示，安裝在機(jī)柜上的加速度儀和位移傳感器檢測機(jī)柜的振動，控制系統(tǒng)控制驅(qū)動器組件在機(jī)柜和空間站艙體間產(chǎn)生反作用力，由8個機(jī)電執(zhí)行機(jī)構(gòu)用來移動機(jī)柜以抵消外界的振動干擾。ARIS系統(tǒng)的工作頻率在1 000 Hz以下，在20～200 Hz范圍內(nèi)最有效。

3 微重力應(yīng)用規(guī)劃-算例分析

假設(shè)空間站由三個艙段組成，分別記名為中心艙，試驗(yàn)艙1和試驗(yàn)艙2，構(gòu)架采用與和平號空間站類似的“積木式”結(jié)構(gòu)。如圖5所示，三個艙段由對接艙連接，組成“T”字構(gòu)型。在三軸對地穩(wěn)定姿態(tài)飛行時，中心艙縱軸沿飛行方向?？臻g站總質(zhì)量為100噸，質(zhì)心位于中心艙;太陽翼展開后迎風(fēng)面積為500 m2;運(yùn)行軌道高度為400 km。

圖4 ARIS主動隔振系統(tǒng)原理框圖Fig.4 ARIS functional block diagram.

圖5 三艙段空間站構(gòu)型圖Fig.5 The configuration of three-module space station

3.1 準(zhǔn)穩(wěn)態(tài)加速度分析

表2給出了不同影響因素產(chǎn)生的準(zhǔn)穩(wěn)態(tài)加速度，可以看出，重力梯度造成的準(zhǔn)穩(wěn)態(tài)加速度最大，比大氣阻力和太陽光壓力產(chǎn)生的加速度高1～2個量級。因此，在設(shè)計(jì)我國空間站準(zhǔn)穩(wěn)態(tài)微重力指標(biāo)時，應(yīng)主要考慮重力梯度的影響。

表2 主要準(zhǔn)穩(wěn)態(tài)干擾源產(chǎn)生的加速度Table 2 The acceleration magnitudes caused by major quasi-steady sources

需要指出的是，大氣阻力和太陽光壓力屬于外界攝動力，在空間站不同位置上產(chǎn)生的加速度是一致的;而重力梯度造成加速度大小在空間站不同位置上并不相同。圖6給出了空間站在本體坐標(biāo)系YOZ平面上的加速度等值線(本體坐標(biāo)系定義為，坐標(biāo)原點(diǎn)位于中心艙尾部中心，x軸沿著中心艙縱軸指向?qū)优摲较颍瑈軸與試驗(yàn)艙艙體軸線平行指向試驗(yàn)艙2，z軸完成右手法則)。對中心艙而言，等值線是一組同心橢圓，兩試驗(yàn)艙的等值線可以視為這組同心橢圓的延伸。

圖6 重力梯度產(chǎn)生加速度在YOZ平面的等值線Fig.6 The contour of acceleration magnitudes in YOZ plane induced by gravity gradient

參考國際空間站長期在軌運(yùn)行模式［10］，采用角動量管理方式，空間站滾轉(zhuǎn)角在一定范圍內(nèi)以軌道周期做正弦波動。這種繞x軸的旋轉(zhuǎn)效應(yīng)也會產(chǎn)生準(zhǔn)穩(wěn)態(tài)加速度(頻率約2×10-4Hz)。載荷越靠近x軸，旋轉(zhuǎn)效應(yīng)產(chǎn)生的加速度越小。通過計(jì)算發(fā)現(xiàn)，這種旋轉(zhuǎn)效應(yīng)在中心艙密封艙中產(chǎn)生的最大加速度為0.1 μgn，試驗(yàn)艙密封艙中產(chǎn)生的最大加速度為0.3 μgn。相比而言，仍然是重力梯度的影響最大。

參考國際空間站對艙內(nèi)載荷的支持方式［10］，采用標(biāo)準(zhǔn)裝載單元。圖7給出了中心艙和試驗(yàn)艙內(nèi)裝載單元中心位置的準(zhǔn)穩(wěn)態(tài)加速度大小(包括重力梯度和旋轉(zhuǎn)效應(yīng))。為了讓微重力科學(xué)實(shí)驗(yàn)處于最佳的準(zhǔn)穩(wěn)態(tài)微重力環(huán)境，建議實(shí)驗(yàn)載荷安裝位置的優(yōu)先級如下:

1)中心艙左弦(B區(qū))和右弦(D區(qū))位置;

2)試驗(yàn)艙迎風(fēng)(B區(qū))和背風(fēng)(D區(qū))面并靠近對接艙的位置;

3)中心艙對地(A區(qū))和對天(C區(qū))位置;

4)試驗(yàn)艙地面(A區(qū))和對天(C區(qū))面并靠近對接艙的位置。

3.2 瞬態(tài)/振動加速度分析

空間站上設(shè)備動作和結(jié)構(gòu)振動引起的瞬態(tài)/振動干擾難以評估，在這里不做分析。對于幾種影響顯著的干擾源(表1):軌道維持、姿態(tài)調(diào)整和乘員活動，可以簡單估計(jì)其瞬態(tài)加速度，結(jié)果見表3。

圖7 中心艙(a)和試驗(yàn)艙(b)裝載單元中心位置的準(zhǔn)穩(wěn)態(tài)微重力水平Fig.7 The quasi-steady microgravity acceleration magnitudes at the rack center of the Central Module(a)and the Experimental Module(b)

表3 幾種瞬態(tài)干擾源產(chǎn)生的加速度Table 3 The acceleration magnitudes caused by some transient sources

對軌道維持和姿態(tài)調(diào)整而言，瞬態(tài)加速度大小主要取決取發(fā)動機(jī)的推力，每次動作產(chǎn)生的加速度值比較確定;而乘員活動產(chǎn)生的瞬態(tài)加速度隨機(jī)性很大。Newman等［9］測量了和平號空間站上乘員的各種動作產(chǎn)生的作用力，結(jié)果表明，在96%的時間里，乘員產(chǎn)生的最大作用力不超過60 N，在99%的時間里，乘員產(chǎn)生的最大作用力不超過90 N;紀(jì)錄到單個事件的最大瞬時作用力為137 N。參考這些測量數(shù)據(jù)可估計(jì)，在100噸級空間站上99%的時間里乘員活動帶來的瞬態(tài)加速度不超過 92 μgn。

鑒于瞬態(tài)干擾帶來的影響較大，微重力實(shí)驗(yàn)期間應(yīng)盡量避免軌道維持、變軌機(jī)動、姿態(tài)調(diào)整、交會對接與艙段分離等明顯的動作;還應(yīng)盡量減小乘員的活動強(qiáng)度;必要時還需對一些振動干擾較大的設(shè)備和結(jié)構(gòu)進(jìn)行隔振設(shè)計(jì)。

4 結(jié)論

本文介紹了空間站上不同類型的微重力環(huán)境，并總結(jié)了國際空間站的微重力研究情況。最后結(jié)合算例，對100噸“積木式”三艙組合體空間站的微重力水平進(jìn)行分析和估算。本研究工作對將來我國空間站開展微重力科學(xué)應(yīng)用的啟示如下:

1)準(zhǔn)穩(wěn)態(tài)加速度水平在1 μgn量級，主要由重力梯度產(chǎn)生。微重力實(shí)驗(yàn)載荷的布局可依據(jù)準(zhǔn)穩(wěn)態(tài)加速度分布進(jìn)行合理規(guī)劃。

2)振動/瞬態(tài)加速度通?？蛇_(dá)103μgn量級，難以從理論上進(jìn)行估計(jì)。空間站設(shè)計(jì)階段，可建立模型分別評估各干擾因素產(chǎn)生的加速度;在軌運(yùn)行期間，需通過加速度儀監(jiān)測載荷附近的微重力水平，為實(shí)驗(yàn)用戶提供參考依據(jù)。

3)微重力實(shí)驗(yàn)期間，需避開艙段對接、軌道維持等明顯的動作過程，并盡量避免噴氣進(jìn)行姿態(tài)控制，以獲得更好的振動/瞬態(tài)微重力環(huán)境。為了順利開展高微重力要求的科學(xué)實(shí)驗(yàn)，需要采取措施消除或減輕空間站平臺設(shè)備對載荷造成的干擾，為載荷設(shè)計(jì)減振系統(tǒng)是發(fā)展空間微重力應(yīng)用道路上需要解決的技術(shù)難題。

［1］薛大同，雷軍剛，程玉峰，等.“神舟”號飛船的微重力測量［J］.物理，2004，33(2):351-358.

［2］DeLombard R.Compendium of information for interpreting the microgravity environment of the orbiter spacecraft［R］.National Aeronautics and Space Administration，Lewis Research Center:NASA Technical Memorandum 107032，1996.

［3］Jules K，Hrovat K，Kelly E，et al.International Space Station increment-6/8 microgravity environment summary report［R］.Washington，D.C.:NASA TM-2006-213896，2006.

［4］NASA SSP-41000E.System Specification for the International Space Station［S］.1996:39-42.

［5］DeLombard R.Interpreting the International Space Station microgravity environment［C］//Nevada:AIAA 43rd Aerospace Sciences Meeting and Exhibit，AIAA 2005-727，2005.

［6］Fox J C，Rice J E，Ebling J P，et al.The international space sation microgravity acceleration measurement System［C］//Nevada:AIAA 36th Aerospace Sciences Meeting and Exhibit，AIAA-98-0459，1998.

［7］Sutliff T J.Space acceleration measurement system-II:microgravity instrumentation for the international space station research community［C］//Instrumentation and Measurement Technology Conference，1999.IMTC/99.Proceedings of the 16th IEEE.IEEE，1999，1:254-259.

［8］Bushnell G S，Anderson T M，Becraft M D，et al.Active rack isolation system development for the International Space Station［C］//Nevada:AIAA 38th Structures，Structural Dynamics，and Materials Conference and Exhibit，AIAA-97-1203，1997:1500-1513

［9］Newman D J，Amir A R，Beck S M.Astronaut-induced disturbance to the microgravity environment of the Mir Space Station［J］.Journal of Spacecraft and Rockets，2000，38(4):578-583.

［10］Catherine A.Jorgensen.International space station evolution data book volume I.baseline design［R］.NASA Langley Research Center:NASA/SP-2000-6109/VOL1/REV1，2000.