齊乃明，孫 康,，王耀兵，劉延芳，霍明英，姚蔚然，高 鵬

(1. 哈爾濱工業(yè)大學(xué)航天學(xué)院，哈爾濱 150001；2. 北京空間飛行器總體設(shè)計部，北京 100094；3. 北京衛(wèi)星制造廠有限公司，北京 100094)

0 引 言

人類航天活動近年來呈快速增長態(tài)勢，為適應(yīng)種類繁多的太空任務(wù)和科學(xué)研究，航天器的功能、結(jié)構(gòu)越來越復(fù)雜，性能要求也越來越高[1]。航天器的相關(guān)地面試驗是發(fā)射前的重要技術(shù)流程，基于微低重力模擬技術(shù)的航天器地面試驗技術(shù)研究，是航天任務(wù)成功的重要保障。充分的高精度地面模擬試驗?zāi)鼙ＷC航天器在軌工作的性能和可靠性，有效提高航天器研發(fā)效費(fèi)比，縮短研發(fā)周期。

地面重力場環(huán)境下的微低重力環(huán)境模擬是航天器地面試驗的必備條件和關(guān)鍵性技術(shù)，直接影響航天器的總體研制水平[2-3]。航天器微低重力環(huán)境模擬可分為零重力模擬和低重力模擬兩類。對于在軌運(yùn)行的航天器，需模擬零重力環(huán)境；對于月球車、火星車等在其他星球運(yùn)行的航天器，則需提供相對應(yīng)的低重力模擬環(huán)境?；诘孛嬷亓霏h(huán)境下的微低重力環(huán)境模擬技術(shù)，航天器的在軌運(yùn)行、繞飛、逼近、抓捕、對接以及在地外天體環(huán)境下的任務(wù)執(zhí)行等均可通過地面試驗進(jìn)行充分的考核和驗證，特別是對于新型航天器和新的航天任務(wù)，可提高任務(wù)成功率，降低飛行試驗費(fèi)用。

本文將在微低重力模擬技術(shù)、氣浮式多自由度模擬器技術(shù)、基于微低重力模擬的航天器地面試驗技術(shù)的原理、特點和應(yīng)用等方面展開分析，并對微低重力模擬及試驗技術(shù)的發(fā)展前景及需要攻克的關(guān)鍵技術(shù)進(jìn)行總結(jié)和分析。

1 微低重力模擬技術(shù)

根據(jù)微低重力模擬原理的不同，微低重力模擬技術(shù)可分為：體積力補(bǔ)償、面積力補(bǔ)償和點力補(bǔ)償。其中，點力補(bǔ)償根據(jù)補(bǔ)償點個數(shù)的不同可分為集中點力補(bǔ)償和分布式點力補(bǔ)償。以上幾種重力補(bǔ)償技術(shù)的原理示意如圖1所示。

圖1 微低重力補(bǔ)償原理Fig.1 Micro/low gravity compensation mechanism

1.1 重力的體積力補(bǔ)償

如圖1(a)所示，體積力補(bǔ)償指對于質(zhì)量為M的物體，其內(nèi)部任意質(zhì)量單元mi所受到的重力Gi均存在對應(yīng)的外部補(bǔ)償力fi，且任意質(zhì)量單元間無重力參與形成的內(nèi)應(yīng)力，其公式表述為

(1)

式中:fV(x,y,z)為任意位置補(bǔ)償力，ρ(x,y,z)為任意位置的體密度，g為地表重力加速度。

典型的體積力補(bǔ)償方法有落塔法和失重飛機(jī)法。美國、德國、日本和中國科學(xué)院力學(xué)所等均建造有微重力落塔，該方法補(bǔ)償殘差小于0.01%[4]，持續(xù)時間約為幾秒，試驗成本較高；美國、俄羅斯、歐空局、日本及中國利用失重飛機(jī)進(jìn)行了零重力環(huán)境模擬研究[5]，試驗時長在幾十秒左右，重力補(bǔ)償殘差小于1%，模擬時長相比落塔法有所增加，但試驗成本仍較高。

1.2 面重力補(bǔ)償

面積力補(bǔ)償是指物體浸入液體或氣體中時，其外表面會受到分布力，物體的重力被這些分布力的合力在重力方向的分量補(bǔ)償，從而實現(xiàn)物體的微重力補(bǔ)償。如圖1(b)所示，物體外表面上z高度位置的分布力合力在重力方向上的分量為fs(z)，施力表面在重力方向z上的投影為S，則公式表述為

(2)

液浮法是具有代表性的面積力補(bǔ)償方法。此方法將試驗對象(人或設(shè)備)放入充滿液體介質(zhì)(一般為水)的模擬裝置中，利用浮力補(bǔ)償設(shè)備重力從而實現(xiàn)微重力補(bǔ)償。美國馬里蘭大學(xué)Ranger系統(tǒng)[6]、哈爾濱工業(yè)大學(xué)和中科院智能機(jī)械研究所的水浮法零重力模擬系統(tǒng)[7]。液浮法的優(yōu)點是補(bǔ)償力施加均勻，試驗時長不受限，但設(shè)備需做專門密封，設(shè)備的運(yùn)動也會受黏滯阻力和紊流等影響，動力學(xué)模擬精度較低。

1.3 重力的點力補(bǔ)償

該方法是在物體的某一點(或局部位置)施加外力(拉力或支撐力)實現(xiàn)物體重力的全部或部分補(bǔ)償。根據(jù)施力點個數(shù)的不同，點力補(bǔ)償分為集中點力補(bǔ)償和分布式點力補(bǔ)償兩類。

1)集中點力補(bǔ)償

如圖1(c)所示，集中點重力補(bǔ)償指通過單個連接點提供大小為F的拉力或支撐力來補(bǔ)償質(zhì)量為M的重力，設(shè)σ為重力補(bǔ)償因子，0≤σ≤1(如模擬月球低重力環(huán)境，取σ=5/6)，則公式表述為

F=σ·Mg

(3)

2)分布式點力補(bǔ)償

(4)

懸吊法屬于提供拉力的點力補(bǔ)償方法。美國卡耐基梅隆大學(xué)研制的SM2試驗系統(tǒng)[8-9]、美國載人月球車重力補(bǔ)償系統(tǒng)[10]、前蘇聯(lián)Marsokhod火星車試驗系統(tǒng)[11]、中國“玉兔號”月球車試驗系統(tǒng)[12]和中科院智能機(jī)械研究所懸吊零重力補(bǔ)償系統(tǒng)[13]均屬于集中點重力補(bǔ)償技術(shù)的應(yīng)用；李煜琦等[14]對基于分布式多點吊絲配重法的空間機(jī)械臂卸載效率進(jìn)行了研究，給出了單個吊索的卸載率與系統(tǒng)整體卸載率的判定方法。懸吊法應(yīng)用較為簡單且易實現(xiàn)，但存在傳動摩擦大、繩索蠕變及運(yùn)動滯后等缺點。

氣懸浮法屬于提供支撐力的點力補(bǔ)償方法，利用較為普遍。美國斯坦福大學(xué)[15-16]、日本東京理工大學(xué)[17]，中國運(yùn)載火箭技術(shù)研究院、中國空間技術(shù)研究院、上海航天技術(shù)研究院、國防科學(xué)技術(shù)大學(xué)和哈爾濱工業(yè)大學(xué)[18]等單位均研制了多種類型氣懸浮微低重力試驗系統(tǒng)。氣懸浮法具有零重力模擬精度高、試驗時長不受限、無噪音、無污染和重復(fù)試驗?zāi)芰?qiáng)等特點，在微重力模擬試驗中應(yīng)用廣泛。

1.4 微低重力補(bǔ)償技術(shù)及應(yīng)用特點

上述對體積力、面積力和“點”力三種類型的重力補(bǔ)償原理進(jìn)行了分析。實際工程應(yīng)用中，微低重力補(bǔ)償技術(shù)通常組合使用，特別是氣懸浮支撐與懸吊法的組合應(yīng)用最為普遍。表1為上述各種微低重力補(bǔ)償技術(shù)的應(yīng)用特點。

表1 各種微低重力補(bǔ)償技術(shù)特點Table 1 Characteristics of various micro/low gravity simulation technologies

2 氣浮式多自由度模擬器技術(shù)

氣懸浮技術(shù)的良好特性，使其在模擬物體微重力環(huán)境下的多自由度運(yùn)動試驗領(lǐng)域得到良好應(yīng)用，形成了氣浮式多自由度模擬器技術(shù)。該技術(shù)能有效考核控制算法及有效載荷的效能，動力學(xué)仿真的保真度更高。根據(jù)模擬自由度的不同，多自由度模擬器技術(shù)可分為平面三自由度零重力模擬技術(shù)、姿態(tài)三自由度零重力模擬技術(shù)和豎向零重力補(bǔ)償技術(shù)三類，三類零重力模擬技術(shù)可根據(jù)試驗要求組合使用。圖2為多自由度零重力模擬器技術(shù)實現(xiàn)的原理圖。

圖2 零重力模擬平臺Fig.2 Zero gravity simulator

2.1 平面三自由度零重力模擬技術(shù)

如圖2(a)所示，平面三自由度零重力模擬平臺通過氣墊與氣浮平臺配合形成氣膜，產(chǎn)生支撐力補(bǔ)償平臺重力，實現(xiàn)平臺二維位置及偏航三個平面自由度的無摩擦運(yùn)動。平面三自由度模擬器對于驗證航天器的編隊飛行策略、繞飛、目標(biāo)接近及捕獲等在軌飛行任務(wù)具有較好的地面演示驗證能力。

霍明英等[19]研制了三套平面三自由度模擬器，三組模擬器通過多組平面止推氣墊實現(xiàn)分布式點重力補(bǔ)償，與氣浮平臺間形成氣膜，實現(xiàn)在氣浮平臺上的無摩擦平面三自由度運(yùn)動。曲春成[20]利用三自由度零重力模擬器分別對空間機(jī)械臂的肩、肘、腕三部分進(jìn)行重力補(bǔ)償，實現(xiàn)了機(jī)械臂在氣浮平臺上的無摩擦平面運(yùn)動。

2.2 姿態(tài)三自由度零重力模擬技術(shù)

從國內(nèi)外研究情況來看，美國維吉尼亞理工大學(xué)[21-23]研制了Whorl-I和Whorl-II兩套三軸衛(wèi)星模擬器；美國海軍研究生院[24-25]研制了一套三軸姿態(tài)模擬器，用于空間激光束的發(fā)射、對準(zhǔn)及接收等地面試驗；佐治亞理工大學(xué)[26-27]研制了一系列三軸姿態(tài)模擬器，用于姿態(tài)控制算法研究。哈爾濱工業(yè)大學(xué)研制了一套三軸姿態(tài)模擬器和一套變慣量三軸姿態(tài)模擬器，其中變慣量姿態(tài)模擬器通過構(gòu)型設(shè)計和配重布局模擬不同轉(zhuǎn)動慣量的航天器，用來測試衛(wèi)星模擬器姿態(tài)控制算法的適應(yīng)能力[28]。

2.3 豎向零重力補(bǔ)償技術(shù)

豎向零重力補(bǔ)償技術(shù)是微低重力補(bǔ)償中的瓶頸技術(shù)，也是實現(xiàn)六自由度模擬器的核心技術(shù)。如圖2(c)所示為豎向零重力補(bǔ)償技術(shù)的原理圖，利用重力補(bǔ)償系統(tǒng)抵消豎向運(yùn)動平臺的重力，實現(xiàn)航天器在地球重力場環(huán)境下的豎向自由運(yùn)動。該項技術(shù)的實現(xiàn)需解決摩擦、高動態(tài)響應(yīng)、承載能力等技術(shù)難題。

國內(nèi)外學(xué)者針對豎直方向零重力補(bǔ)償技術(shù)進(jìn)行了諸多研究：美國噴氣推進(jìn)實驗室(JPL)設(shè)計了一套重力補(bǔ)償裝置，利用恒力氣缸作為主承力部件，利用電動機(jī)構(gòu)補(bǔ)償殘余重力，技術(shù)上首次實現(xiàn)了豎直方向自由度的零重力模擬，但氣動補(bǔ)償方式存在補(bǔ)償力波動明顯、耗氣量大和高動態(tài)響應(yīng)慢等缺點。美國倫斯勒理工學(xué)院[29-31]通過被動力平衡法補(bǔ)償了姿態(tài)模擬平臺的重量，豎向重力補(bǔ)償系統(tǒng)采用徑向氣浮軸承滑輪組，減小傳動摩擦，提高了零重力補(bǔ)償精度。徐永利等[32]設(shè)計了一套豎直方向恒力補(bǔ)償裝置，該裝置利用主動懸吊法補(bǔ)償機(jī)械臂的重力，并利用二維直線運(yùn)動單元主動跟隨機(jī)械臂運(yùn)動，保證吊絲拉力方向的豎直；哈爾濱工業(yè)大學(xué)飛行器機(jī)電一體化中心獨(dú)立研制了一套豎向恒力系統(tǒng)，如圖3所示，其利用恒力彈簧和解析構(gòu)型“刀式”凸輪等機(jī)構(gòu)被動補(bǔ)償姿態(tài)平臺的重力，動態(tài)響應(yīng)速度快；在此基礎(chǔ)上，又通過一套主動電機(jī)補(bǔ)償機(jī)構(gòu)，消除重力補(bǔ)償殘差，使重力補(bǔ)償精度高于98%，兼顧了高動態(tài)響應(yīng)和高補(bǔ)償精度。

圖3 豎向恒力系統(tǒng)結(jié)構(gòu)圖Fig.3 Structure of vertical constant force system

2.4 多自由度零重力補(bǔ)償技術(shù)的組合應(yīng)用

如圖4所示，通過將平面、姿態(tài)、豎向零重力補(bǔ)償技術(shù)組合運(yùn)用，可實現(xiàn)航天器的五自由度模擬和六自由度模擬。其中，五自由度模擬包含平面運(yùn)動自由度和三軸姿態(tài)自由度；六自由度模擬包含平面、三軸姿態(tài)和豎直方向自由度。

圖4 多自由度零重力模擬技術(shù)組合應(yīng)用框圖Fig.4 Combined application of multi-DOF simulator

國內(nèi)外學(xué)者針對多自由度零重力補(bǔ)償技術(shù)的組合應(yīng)用進(jìn)行了諸多研究。佐治亞理工學(xué)院將姿態(tài)平臺放置于環(huán)氧樹脂移動平臺上，研制出一套五自由度模擬器[33]；JPL研制了兩套五自由度衛(wèi)星模擬器，用于研究衛(wèi)星編隊飛行策略和控制算法[34-35]。Xu等[36]研制了一套五自由度衛(wèi)星模擬器，組合利用氣墊和氣懸浮球軸承實現(xiàn)航天器的五自由度零重力模擬；哈爾濱工業(yè)大學(xué)機(jī)電一體化研究中心近年來研制了多套五自由度模擬器，用于航天器的姿態(tài)控制、交會對接、繞飛逼近和在軌加注等地面試驗。此外，美國JPL、倫勒斯理工學(xué)院[29-31]和國內(nèi)的國防科技大學(xué)、哈爾濱工業(yè)大學(xué)等分別將研制的豎向重力補(bǔ)償技術(shù)與五自由度模擬器技術(shù)結(jié)合應(yīng)用，研制了六自由度航天模擬器。

3 基于微低重力模擬技術(shù)的航天器地面試驗技術(shù)

充分的地面試驗有利于提高航天器在軌運(yùn)行的可靠性及執(zhí)行任務(wù)的成功率，也是新技術(shù)能否具備實際在軌應(yīng)用條件的重要考核手段。

Yu等[37]對基于計算機(jī)和地面物理設(shè)備的半實物物理仿真試驗研究進(jìn)展進(jìn)行了調(diào)研；劉茜等[38]基于硬件在環(huán)技術(shù)將機(jī)械臂動力學(xué)模型與真實機(jī)械臂進(jìn)行了軟硬件結(jié)合，搭建了一套半物理仿真系統(tǒng)；盧威等[39]建立了載人航天器密封艙的數(shù)值模型并與地面物理試驗系統(tǒng)的試驗結(jié)果進(jìn)行比對。文獻(xiàn)[37-39]分別構(gòu)建了航天器的半物理試驗平臺和將數(shù)字模型與物理模型進(jìn)行了對比分析，但未能全面模擬航天器的真實在軌力學(xué)環(huán)境。曹喜濱等[40]基于氣浮平臺搭建了衛(wèi)星編隊飛行物理試驗系統(tǒng)，研究了編隊過程的相對導(dǎo)航、制導(dǎo)控制和星間通訊等問題；翟坤等[41]搭建了地面物理試驗系統(tǒng)，考核非合作航天器的相對姿態(tài)確定算法；孫施浩等[42-43]利用相似理論設(shè)計了一種能等效替代空間合作目標(biāo)絕對運(yùn)動和翻滾目標(biāo)姿態(tài)運(yùn)動的方法，并給出航天器交會對接過程的地面物理實驗方案；劉冬雨等[44]針對空間機(jī)械手臂的在軌精細(xì)操作任務(wù)搭建了地面物理仿真試驗平臺，并解決了天地重力差異帶來的誤差影響；李振宇[45]針對空間站來訪目標(biāo)的懸停捕獲任務(wù)，設(shè)計了一套地面物理仿真系統(tǒng)，并基于氣浮平臺做了機(jī)械臂的跟蹤捕獲試驗；李揚(yáng)等[46]針對空間碎片的接近和捕獲任務(wù)的地面試驗技術(shù)進(jìn)行了系統(tǒng)分析和總結(jié)；Yao等[47]基于氣浮臺和氣懸浮支撐技術(shù)構(gòu)建了一套機(jī)械臂地面試驗系統(tǒng)，用于研究重力場環(huán)境下機(jī)械臂的動力學(xué)響應(yīng)與真實在軌狀態(tài)的差異。上述文獻(xiàn)[40-47]針對在軌任務(wù)搭建了地面全物理試驗平臺，相較于純數(shù)字仿真及半物理仿真試驗，全物理仿真試驗對航天器的功能、性能考核更加全面和準(zhǔn)確。

通過篩分試驗，安順煤礦粉煤中約有10%的1cm以上顆粒，2018年上半年粉煤總量26萬噸，即約有2.6萬噸1cm顆粒進(jìn)入粉煤中。按照粒煤平均價格高于粉煤324元計算，上半年此項的損失在840萬左右。

3.1 空間機(jī)械臂高精度裝配及零重力試驗技術(shù)

空間機(jī)械臂具有靈巧性高、質(zhì)量輕、負(fù)載重和操控能力強(qiáng)等特點，在空間操控任務(wù)中被廣泛應(yīng)用。美國軌道快車計劃[48]、FREND/SUMO計劃[49]、鳳凰計劃[50]、日本工程試驗衛(wèi)星-7計劃[51]以及國際空間站的建造、維護(hù)等均采用了空間機(jī)械臂作為操控工具。中國也正在研制大型空間機(jī)械臂，用于未來空間站的建造和維護(hù)，哈爾濱工業(yè)大學(xué)參與了針對大型空間機(jī)械臂的零重力裝配及試驗一體化系統(tǒng)的研制和試驗。

如圖5所示為大型空間機(jī)械臂地面高精度零重力裝配及試驗系統(tǒng)原理圖。機(jī)械臂跨距長、自由度多、整體剛度弱，給地面的零重力裝配和試驗提出了很大挑戰(zhàn)。利用分布式點力補(bǔ)償原理實現(xiàn)機(jī)械臂整體的零重力補(bǔ)償，每個重力補(bǔ)償點均由微調(diào)機(jī)構(gòu)、力測量系統(tǒng)以及平面三自由度模擬裝置組成。根據(jù)基準(zhǔn)測量系統(tǒng)和可視化力測量系統(tǒng)，分別提供基準(zhǔn)和補(bǔ)償力的誤差信息指導(dǎo)微調(diào)機(jī)構(gòu)的調(diào)整，實現(xiàn)補(bǔ)償力誤差和基準(zhǔn)誤差均滿足裝配要求。

圖5 空間機(jī)械臂地面零重力裝配及試驗系統(tǒng)原理圖Fig.5 Ground zero-gravity assembly and experiment system for space manipulator

1)高精度基準(zhǔn)測量技術(shù)。精確的位置和姿態(tài)測量是實現(xiàn)大型空間機(jī)械臂高精度裝配的基礎(chǔ)。通過外部激光、視覺等方案確定關(guān)節(jié)基準(zhǔn)，為微調(diào)機(jī)構(gòu)操作提供基準(zhǔn)數(shù)據(jù)支持。

2)重力補(bǔ)償測量和可視化技術(shù)。每個獨(dú)立組件(機(jī)械臂關(guān)節(jié)、臂桿等)通過測力裝置與微調(diào)機(jī)構(gòu)一一對應(yīng)連接，實現(xiàn)對獨(dú)立組件的多點實時測量；可視化力監(jiān)測界面可實現(xiàn)對每個獨(dú)立組件的重力補(bǔ)償效率的實時監(jiān)控。通過多組測力裝置的組合使用，對獨(dú)立組件間的應(yīng)力傳遞情況進(jìn)行監(jiān)測，對超限部位通過微調(diào)加以復(fù)位。

3)高精度微調(diào)技術(shù)。大型空間機(jī)械臂的獨(dú)立組件支撐結(jié)構(gòu)具有微調(diào)環(huán)節(jié)，可實現(xiàn)分布式零重力補(bǔ)償和到位鎖定。根據(jù)基準(zhǔn)和補(bǔ)償力測量信息實現(xiàn)相鄰組件間的六自由度實時微調(diào)，保證裝配的水平度和同軸度等基準(zhǔn)指標(biāo)。

4)地面零重力試驗技術(shù)?；诹阒亓ρb配及試驗一體化系統(tǒng)和氣浮平臺，可實現(xiàn)大型空間機(jī)械臂在氣浮臺上的爬行、目標(biāo)跟蹤、目標(biāo)抓捕以及模擬艙段轉(zhuǎn)位和對接等試驗，為空間機(jī)械臂的在軌操控技術(shù)提供物理驗證，提高其在軌運(yùn)行的可靠性。

3.2 航天器在軌重組、對準(zhǔn)、編隊及繞飛試驗技術(shù)

應(yīng)用多自由度零重力模擬器和氣浮平臺等地面物理試驗平臺，可實現(xiàn)航天器在軌重組、對準(zhǔn)、編隊飛行和繞飛等運(yùn)動學(xué)路徑規(guī)劃技術(shù)的地面試驗，并對航天器的控制算法和飛行策略進(jìn)行試驗驗證。

1)利用兩套平面三自由度模擬器可實現(xiàn)航天器在軌重組地面試驗。其中一段為主動對接段，通過外部視覺相機(jī)獲取與被動段的位姿偏差，利用冷噴氣推力器等驅(qū)動組件實現(xiàn)主被動段進(jìn)入捕獲對接區(qū)域，由主動段捕獲裝置完成被動段的捕獲、收攏及鎖緊動作，完成對接重組。圖6(a)為中國運(yùn)載火箭技術(shù)研究院的多級航天器在軌重組地面試驗系統(tǒng)，該系統(tǒng)能實現(xiàn)位置控制偏差小于1 cm，姿態(tài)控制偏差小于2°，單次試驗時長小于2 min。

圖6 航天器運(yùn)動規(guī)劃地面試驗平臺Fig.6 Ground testbeds for spacecraft kinematical planning

2)利用一套五自由度模擬器和一套平面三自由度模擬器可構(gòu)建空間目標(biāo)對準(zhǔn)的地面試驗系統(tǒng)。其中外部視覺測量系統(tǒng)給出五自由度模擬器與三自由度目標(biāo)模擬器的相對位姿關(guān)系，利用冷噴氣推力器、角動量飛輪等組件，驅(qū)動五自由度模擬器進(jìn)行位置和姿態(tài)的機(jī)動，實現(xiàn)動態(tài)目標(biāo)的實時跟蹤對準(zhǔn)。圖6(b)為上海航天技術(shù)研究院的空間動態(tài)目標(biāo)激光對準(zhǔn)地面試驗系統(tǒng)，該系統(tǒng)可實現(xiàn)動態(tài)目標(biāo)優(yōu)于1°的對準(zhǔn)精度，后續(xù)可通過把目標(biāo)升級為六自由度模擬器，實現(xiàn)對航天器姿態(tài)控制的全維度模擬。

3)衛(wèi)星編隊飛行試驗系統(tǒng)可由多套三/五自由度模擬器組成，基于氣浮平臺硬件設(shè)施和氣懸浮技術(shù)實現(xiàn)衛(wèi)星模擬器的自由漂浮。通過冷噴氣推力器、角動量飛輪等裝置分別實現(xiàn)模擬器的位置和姿態(tài)機(jī)動，完成編隊飛行構(gòu)型。圖6(c)為哈爾濱工業(yè)大學(xué)衛(wèi)星工程技術(shù)研究所搭建的衛(wèi)星編隊飛行地面試驗系統(tǒng)，該系統(tǒng)由三套平面三自由度模擬器組成，可對編隊飛行控制算法和星間通信等進(jìn)行相關(guān)研究。

4)繞飛試驗系統(tǒng)可由一套五自由度繞飛模擬器和一套平面三自由度目標(biāo)模擬器組成。五自由度模擬器通過外測手段或自帶視覺相機(jī)，實現(xiàn)目標(biāo)模擬器的位姿信息；通過冷噴氣推力器和角動量飛輪分別實現(xiàn)相對位置和姿態(tài)的調(diào)整，實現(xiàn)對空間目標(biāo)繞飛的地面試驗。圖6(d)為哈爾濱工業(yè)大學(xué)飛行器機(jī)電一體化中心基于模擬器技術(shù)和軌道縮比技術(shù)，搭建了空間目標(biāo)繞飛地面試驗系統(tǒng)，開展了視覺信息解算、位姿控制算法以及目標(biāo)動態(tài)跟蹤策略等試驗檢驗。

3.3 航天器分離和捕獲試驗技術(shù)

航天器的在軌分離和捕獲技術(shù)是空間操控任務(wù)的重點研究方向，利用多自由度模擬器技術(shù)和地面物理試驗平臺，可對上述過程的動力學(xué)響應(yīng)以及控制算法的有效性進(jìn)行地面試驗驗證。

1)圖7(a)為上海航天技術(shù)研究院研制的航天器彈射分離試驗系統(tǒng)。基于氣浮平臺，系統(tǒng)利用兩套平面三自由度模擬器分別實現(xiàn)了航天器兩級在零重力環(huán)境下的分離過程模擬，并通過分離過程的力的采集和分析，研究了分離動力學(xué)特性。

圖7 航天器分離和目標(biāo)捕獲試驗平臺Fig.7 Separation and capture testbeds of spacecraft

2)圖7(b)為航天工程大學(xué)研制的非合作目標(biāo)機(jī)械臂抓捕試驗系統(tǒng)。該系統(tǒng)利用氣懸浮裝置，實現(xiàn)抓捕機(jī)械臂的分布式支撐，利用平面三自由度模擬器實現(xiàn)了非合作目標(biāo)的零重力模擬。該系統(tǒng)可用于考核機(jī)械臂的自主路徑規(guī)劃算法以及對非合作目標(biāo)的抓捕能力。

3)圖7(c)為上海航天技術(shù)研究院研制的仿生材料抓捕地面試驗系統(tǒng)。系統(tǒng)由兩套平面三自由度模擬器組成，在捕獲模擬器前端安裝仿生材料，對目標(biāo)實施黏附抓捕。該系統(tǒng)利用氣懸浮技術(shù)消除了重力在捕獲過程中的影響，較好地測試了仿生材料的粘附特性在目標(biāo)抓捕中的應(yīng)用。

4)圖7(d)為中國空間技術(shù)研究院研制的空間移動目標(biāo)模擬器。該裝置通過冷噴氣推力器提供推力實現(xiàn)模擬器水平運(yùn)動，由步進(jìn)電機(jī)驅(qū)動對接結(jié)構(gòu)繞豎直軸做回轉(zhuǎn)運(yùn)動，實現(xiàn)了移動目標(biāo)的平面三自由度模擬。通過該移動目標(biāo)捕獲試驗系統(tǒng)，能開展空間操控機(jī)構(gòu)對移動目標(biāo)的跟蹤、逼近和捕獲等技術(shù)的地面試驗，有效驗證空間操控機(jī)構(gòu)的自主路徑規(guī)劃算法和抓捕策略。

3.4 貨物搬運(yùn)、在軌加注及在軌裝配地面試驗技術(shù)

在軌服務(wù)技術(shù)近年來成為航天領(lǐng)域的研究熱點，傳統(tǒng)的航天器設(shè)計體系和試驗方法越來越不無法滿足在軌服務(wù)任務(wù)的多樣性需求[52]。利用在軌服務(wù)技術(shù)，可實現(xiàn)航天器在軌維修、單元更換、超大型結(jié)構(gòu)的在軌裝配等任務(wù)[53]。航天器的微低重力和多自由度模擬器技術(shù)為在軌搬運(yùn)、在軌加注、在軌裝配和在軌維護(hù)等技術(shù)的地面物理仿真提供了可行的試驗平臺。

1)圖8(a)所示為上海航天技術(shù)研究院研制的在軌搬運(yùn)地面試驗系統(tǒng)。該在軌搬運(yùn)地面試驗系統(tǒng)由兩套平面三自由度模擬器組成。服務(wù)星模擬器安裝有操作機(jī)構(gòu)，對處于自由漂浮狀態(tài)的目標(biāo)星模擬器進(jìn)行貨物搬運(yùn)，主要用于考核操控機(jī)構(gòu)的路徑規(guī)劃以及動力學(xué)控制算法。

圖8 在軌服務(wù)地面試驗平臺Fig.8 Ground testbeds of on-orbit service technology

2)圖8(b)所示為上海航天技術(shù)研究院研制的在軌加注地面試驗平臺。該平臺由兩套平面三自由度模擬器組成。主動端通過捕獲機(jī)構(gòu)完成與目標(biāo)的對接，然后加注機(jī)構(gòu)再實現(xiàn)對接，完成對目標(biāo)航天器的燃料加注任務(wù)，驗證在軌對接及加注過程的全流程考核。

3)圖8(c)所示為美國斯坦福大學(xué)研制的在軌裝配地面試驗系統(tǒng)[54]，該系統(tǒng)由三套平面三自由度模擬器搭建。每組模擬器均預(yù)先安裝標(biāo)準(zhǔn)對接口，由對接機(jī)構(gòu)完成順序組裝，實現(xiàn)空間大型機(jī)構(gòu)在軌裝配過程的地面演示驗證。

4)圖8(d)所示為中國空間技術(shù)研究院研制的在軌維護(hù)地面試驗系統(tǒng)，該系統(tǒng)由服務(wù)星、目標(biāo)星、空間機(jī)械臂和靈巧操作雙臂等組成。通過分布式氣懸浮支撐技術(shù)分別實現(xiàn)了空間機(jī)械臂和靈巧操作雙臂的零重力補(bǔ)償，并使服務(wù)星和目標(biāo)星在氣浮平臺上處于自由漂浮狀態(tài)。該系統(tǒng)開展了服務(wù)星對目標(biāo)星的捕獲、鎖定、星上單元更換以及輔助太陽帆板展開等全流程地面試驗。

3.5 宇航員訓(xùn)練技術(shù)

宇航員訓(xùn)練的關(guān)鍵在于精確模擬其所處微、低重力場的真實力學(xué)環(huán)境以及任務(wù)執(zhí)行場景。

1)地球軌道力學(xué)環(huán)境模擬訓(xùn)練。利用失重飛機(jī)法可實現(xiàn)宇航員的高精度零重力模擬，使宇航員短時間內(nèi)處于真實的零重力環(huán)境，身體和心理感受最為真實；若進(jìn)行長時間的模擬訓(xùn)練，可通過懸吊法或氣浮支撐法集中補(bǔ)償宇航員的重力從而模擬失重力學(xué)環(huán)境，訓(xùn)練時長不受限制，可有效降低宇航員訓(xùn)練成本。但由于無法完全模擬宇航員真實的失重狀態(tài)，宇航員的身體、心理感受與實際情況均存在差異。

2)地外天體力學(xué)環(huán)境模擬訓(xùn)練。宇航員登陸月球或未來登陸火星等地外天體時，通常處于低重力狀態(tài)，需利用低重力環(huán)境模擬技術(shù)開展訓(xùn)練。如通過懸吊法調(diào)整補(bǔ)償力的大小，使宇航員所受合力為地球重力大小的1/6(模擬月球引力)、3/8(模擬火星引力)等，精確模擬地外天體的力學(xué)環(huán)境，可使宇航員的訓(xùn)練更加真實、有效，對宇航員未來登陸地外天體執(zhí)行任務(wù)提供訓(xùn)練保障。

4 微低重力模擬試驗技術(shù)的未來前景

航天器功能復(fù)雜性的不斷增加，以及性能和精度指標(biāo)的不斷提高，對航天器的力學(xué)環(huán)境模擬以及地面試驗技術(shù)提出了新的挑戰(zhàn)。為適應(yīng)未來更加復(fù)雜的航天任務(wù)，航天器微低重力模擬和試驗技術(shù)需要不斷的技術(shù)進(jìn)步，需要在以下幾個研究方向突破現(xiàn)有技術(shù)的瓶頸：

1)高精度：現(xiàn)有微低重力模擬技術(shù)已基本滿足試驗需求，但由于傳動摩擦、管路干擾、驅(qū)動力輸出變化、裝配精度等外界干擾，模擬精度與航天器的真實在軌力學(xué)環(huán)境仍有偏差，需通過結(jié)構(gòu)、傳感、控制的精密協(xié)同，進(jìn)一步提高補(bǔ)償精度。

2)大承載：現(xiàn)有微低重力模擬和試驗技術(shù)的承載能力可覆蓋從公斤級到噸級的重量范圍。隨著航天技術(shù)的不斷發(fā)展，超大、超重型航天器的地面模擬試驗對試驗技術(shù)的承載能力提出新的挑戰(zhàn)，幾十噸至百噸重量級的載荷模擬技術(shù)問題亟待解決。

3)高動態(tài)模擬：當(dāng)前航天器的微低重力模擬和試驗主要集中在靜態(tài)、準(zhǔn)靜態(tài)及可預(yù)知變化的工況，對于未來航天器試驗涉及的構(gòu)型、質(zhì)心、運(yùn)動參數(shù)等頻繁變化的試驗工況，仍需通過技術(shù)手段的不斷發(fā)展給予逐步解決。

4)變質(zhì)量特性參數(shù)航天器試驗：目前的航天器地面試驗，未能完全真實反映航天器在軌運(yùn)行和任務(wù)執(zhí)行過程中航天器的燃料消耗、部組件更換以及執(zhí)行機(jī)構(gòu)的構(gòu)型變化等引起的質(zhì)量、質(zhì)心和慣量變化情況，必須深入開展變參數(shù)微低重力模擬技術(shù)的研究以適應(yīng)這種需求。

5)其他應(yīng)用場景：微低重力模擬和試驗技術(shù)的應(yīng)用范圍目前主要集中在航天器的各種地面模擬試驗方面。未來可通過技術(shù)挖掘和有效轉(zhuǎn)化，將零重力環(huán)境下的低摩擦、易于操縱和噪聲低等優(yōu)點，應(yīng)用于產(chǎn)品移動、對接和操控等復(fù)雜、高精度裝配任務(wù)，創(chuàng)造一種新型的零重力裝配技術(shù)。

5 結(jié)束語

微低重力模擬和試驗技術(shù)作為航天器研制任務(wù)的重要支撐技術(shù)，已成為航天工業(yè)部門必備的技術(shù)手段。航天器微低重力模擬和地面試驗技術(shù)的不斷進(jìn)步，有利于充分驗證航天器的功能、性能指標(biāo)，利于提高任務(wù)執(zhí)行的成功率，為未來更為復(fù)雜的航天任務(wù)提供高保真的試驗手段。本文綜述了多種微低重力補(bǔ)償技術(shù)的原理，并分析了國內(nèi)外在微低重力環(huán)境模擬和試驗方面的研究進(jìn)展；對多自由度零重力模擬技術(shù)的種類、原理、特點進(jìn)行了介紹，歸納了多自由度模擬器的組合應(yīng)用情況；對航天器微低重力模擬和試驗技術(shù)的典型應(yīng)用進(jìn)行了較為全面介紹和分析；最后，對微低重力模擬技術(shù)未來發(fā)展需要攻克的關(guān)鍵技術(shù)及進(jìn)行了梳理和總結(jié)。