电磁航天器编队飞行系统概述.

电磁航天器编队飞行系统1、引言随着各国航天技术的不断发展，航天任务日趋多样化、复杂化，对航天器提出了更高的要求。

传统的大卫星研制周期长、耗资多、风险大，而小卫星具有体积小、重量轻、成本低、研制周期短、能利用多种发射方式快速灵活发射等特点，使得小卫星成为大卫星的必要补充。

但单颗小卫星由于功能单一，在应用方面受到一定的限制，通常将多颗小卫星进行编队，以实现单一大卫星的功能或对单一大卫星功能进行扩展，完成单颗卫星不能完成的任务。

卫星编队飞行是指一群相距很近、分布在特定轨道构型上、物理上不相连的成员卫星协同工作，共同完成特定任务。

通常编队卫星以某一点（主航天器）为基准，构成一个特定几何形状，各颗卫星之间通过星间通信相互联系、协同工作，共同承担空间信号的采集与处理以及承载有效载荷等任务，整个星群构成一个满足任务需要的、规模较大的虚拟传感器或探测器。

相对于传统的大卫星，卫星编队飞行具有巨大的观测口径或测量基线，在电子侦察、立体成像、精确定位、气象测量等应用领域具有无法比拟的突出优势，同时多颗卫星组成的分布式传感器系统能够有更好的灵活性和冗余度，可以降低飞行风险和成本。

自二十世纪九十年代后期开始，航天器的编队飞行技术越来越引起世界航天领域的极大兴趣和广泛关注。

包括美国航空航天局（NASA）、喷气推进实验室（JPL）、美国空军实验室（AirForce）以及欧空局（ESA）在内的多家著名的航天技术研究单位都看好编队飞行技术的广阔前景。

图1为美国NASA的轨道列车计划（A-Train），利用六颗卫星编队飞行监测地球环境变化。

图 1 NASA的轨道列车计划卫星编队飞行过程中要受到地球扁率、大气阻力和太阳光压等各种摄动因素的影响，此外为满足空间观测任务的要求，需要编队系统具有构型重构的机动能力，这就使得卫星要借助地球引力之外的力在非开普勒轨道上进行飞行，传统上一般采用火箭发动机喷气产生的推力来控制编队系统中成员卫星的相对位置，但这种推进方式存在以下几个方面的缺点：（1）火箭发动机喷射产生的羽流会污染临近卫星的光学器件，对空间光学观测任务产生比较大的影响，另外由于推进过程中产生红外线，会影响卫星在轨飞行的隐身效果。

（2）由于喷气推进是一种需要工质的推进方式，在不考虑卫星损毁情况下其工作寿命严格受到卫星所携带推进剂的影响，会影响卫星在轨飞行的寿命；（3）由于成员卫星所需要的控制力可能有所不同，这会造成各成员卫星燃料消耗的不均衡，现阶段没有在轨加注服务的情况下，将大大制约编队系统整体的寿命；（4）喷气推进一般采用脉冲式的控制方式，在控制精度和控制效率方面具有一定缺点，而且无法利用连续推力控制方面丰富的研究成果。

为对应上述问题，科学家开始探索利用新的推进方式进行卫星轨道控制。

一种思路是利用电推进、太阳帆、等离子体推进等方式控制卫星的绝对轨道运动，从而改变编队成员卫星间的相对位置；另一种思路是利用编队成员之间的相互作用力直接控制卫星之间的相对运动，利用卫星之间的静电力、电磁力等非接触力进行相对位置控制。

其中，利用编队成员卫星之间的电磁力来实现卫星编队飞行控制的方案，称之为电磁航天器编队飞行。

2、电磁航天器编队飞行原理根据近距离作用场的观点，电流之间存在相互作用力，该相互作用力是以磁场为媒介物传递的。

因此，将载流线圈置于非均匀磁场中，线圈将同时受电磁力及电磁力矩力矩的作用，线圈除绕自身轴转动外，还会整体的移动。

利用该电磁力及电磁力矩，可实现对卫星编队飞行的控制。

由于电磁编队飞行采用电能，而电能可通过太阳能获取，所以这一方案既避免了近距离羽流污染及冲击问题，又解决了推进剂限制问题，具有很高的应用价值。

具体的，与传统的喷气推进方法相比，电磁航天器编队飞行在以下几个方面表现出巨大的优势：（1）由于没有传统的喷气推进方式，消除了羽流效应对周围航天器的影响；（2）星间作用力完全由太阳能电池板提供的电能实现，几乎不消耗燃料，能够大大提高卫星编队系统的运行寿命；（3）星间相互作用的产生和控制通过控制线圈电流实现，响应速度快，能够实现高精度的机动控制，此外可以通过调节线圈电流的合理分配来实现各成员卫星电能消耗均衡；（4）机动过程中通过连续改变电流大小能够实现真正的连续变推力，可以利用丰富的连续变推力控制理论。

图 2 电磁航天器概念图图2为电磁航天器的概念图，电磁航天器中间部位为星上载荷，周围安装有三个相互正交的电磁线圈，外部为太阳能电池板。

为获得较大的电磁力，理想情况下采用超导材料制作电磁线圈，电磁作用过程中所需的能量完全由太阳能电池板提供。

当电磁线圈通电时，根据电流的磁效应，三个电磁线圈周围会产生磁场，编队中各成员卫星周围的磁场会相互作用，根据比奥·萨瓦尔定律，各成员卫星都会受到相应的电磁力及电磁力矩，如图3所示。

在电磁力的作用下，电磁航天器编队系统中成员卫星之间的相对位置会发生变化，在电磁力矩的作用下，其姿态也会产生相应变化。

利用星间电磁作用，编队系统中的卫星可以不用消耗推进剂就能够改变姿态，相互之间可以通过改变电流的极性和大小来改变相对位置，实现相互吸引或排斥。

由于星间电磁作用是编队系统内力，其不会改变编队系统质心的运动状态。

电磁航天器编队飞行过程中由于地磁场的存在和相互之间电磁力矩的作用，航天器会受到较大的干扰力矩，该干扰力矩将会明显影响航天器的姿态运动，需要借助飞轮或控制力矩陀螺等对姿态进行控制，以抵消干扰力矩，实现轨道姿态运动解耦。

图 3 电磁航天器编队飞行原理示意图3、发展现状国外对电磁编队飞行及交会对接技术的研究始于2000年，主要集中在麻省理工学院、马里兰大学、美国NASA约翰逊空间中心、华盛顿大学、德克萨斯大学等单位。

（1）理论研究在理论研究方面，Kong、Miller等人首先提出了电磁编队飞行的概念，并对其关键技术及可行性进行了分析；Sedwick、Kwon等人通过研究在TPF中使用电磁编队技术，将各项指标与传统推进进行了对比，仿真结果说明TPF采用电磁编队技术能够满足任务的要求，与传统推进方式相比具有显著的优势，从而论证了采用电磁编队替代传统推进的可行性。

Hashimoto、等人提出将超导线圈用于电磁编队；Schweighart等人研究了利用正交线圈产生电磁力的方法；Elias对使用电磁体和反作用轮的两个航天器提出了一种非线性动力学模型。

Wawrzaszek等人将Elias提出的两个航天器的非线性控制推广到三个航天器线性队列和三角队列中。

Umair Ahsun中提出一种作用于地球低轨道上n个航天器电磁编队的非线性自适应控制律。

Schweighart考虑了n个航天器编队问题，他将运动方程描述为每颗卫星磁偶极子的多项式函数并进行了求解。

考虑到采用超导线圈的电磁编队系统复杂程度较高，Kwon通过简单的一维模型，研究了使用脉冲偶极子的μEMFF（Micro-Electromagnetic Formation Flight，简称μEMFF）操作，对使用常规导体产生的电磁场进行近距离编队的μEMFF概念进行了可行性论证。

（2）地面试验地面实验方面，NASA约翰逊空间中心“MiniAERCam”（Miniature Autonomous Extravehicular Robotic Camera）项目主要研究舱外自主微型机器人相机的设计。

MiniAERCam 是指一个可在国际空间站周围自由飞行的小型机器人照相机，用于观察国际空间站或航天飞机的照相机难以观察的地方。

为了更好地实现机器人照相机与空间站的多次对接与分离，2004年计划对MiniAERCam增加一个电磁对接系统，该系统包含传感器和电磁对接机构。

并开发了一个地面试验系统，通过试验系统来测量电磁对接系统的轴向力随三维相对位置的变化，并指导电磁系统的设计。

麻省理工学院“电磁编队飞行（EMFF）”项目由麻省理工学院空间系统实验室（MIT SSL）的David Miller及Raymond Sedwick领导负责，由NASA喷气推进实验室以及洛克希德•马丁公司先进技术中心提供资助。

研究过程中，SSL建立了两种实验方案：一种是采用超导线圈产生电磁场，称为HTS EMFF，另一种采用的是普通线圈，称为μEMFF。

前者适用于在几十米量级较远距离的机动，后者适用于较为简单的米量级近距离的航天任务。

图 4 EMFF项目地面实验模型HTS EMFF采用超导线圈产生电磁场，通过调节线圈中的电流和反作用轮来控制相对运动轨道及姿态，每颗卫星的电磁机构由三个相互垂直的超导线圈构成。

地面实验系统由气浮台、两个卫星模型及相关测控设备组成。

卫星模型主要由电磁机构、通信系统、量测系统、反作用轮组成，实现了两个卫星模型在二维条件下的相对位置保持与圆形轨迹追踪。

图4为该项目的地面实验模型，有两个相互正交的超导电磁线圈组成。

地面实验中，超导线圈电流源采用了一套高能量密度的镍化氢（NiMH）电池组，可以提供45A的连续电流和120A 的瞬间峰值电流，电磁系统功率需求在50~100W范围。

线圈中间为飞轮系统，两边是两个圆形太阳能帆板。

为提供超导线圈工作需要的低温环境（<115K），综合采用了主被动的热控系统。

主要冷却装置采用了已在空间望远镜Spitzer系统成功应用的冷却器，质量2.7kg，功率150W。

在地面试验中，卫星主要由一套飞轮系统和两个正交的超导线圈组成，飞轮系统提供所需要的姿态，超导线圈产生电磁力。

试验中，一个模拟星固定，另一个可以自由运动，控制电流和飞轮使自由星在离固定星某个距离处沿期望轨迹做微小移动（移动量与两星之间间距相比为小量）。

该项目在2006年已经完成了两个阶段的可行性研究，并已经获得NASA的额外资助继续进行研究。

μEMFF是采用普通常规导体线圈的电磁编队地面实验，这种系统适用于需要将微小卫星队列的体积保持在较小范围内的操作任务。

μEMFF适用于距离小于10米的近距离机动。

未来可能应用在分布式卫星抵消J2摄动力和阻力方面。

它的控制范围和精度比HTS EMFF 要求要低。

而且通过μEMFF线圈的电流持续时间短，电流强度低，不需要复杂的热控系统。

采用每个航天器上μEMFF线圈中电流同步脉冲产生的同步瞬间磁场来对编队进行控制。

图 5 μEMFF项目卫星模型图6 μEMFF地面实验示意图为了验证μEMFF概念，SSL构建了一个概念验证的地面试验台，如图6所示。

试验台建立在一个使用低摩擦力空气轴承的可移动架上，两个μEMFF飞行器都通过无线电控制系统进行控制。

每个试验飞行器上包含有线圈、电源系统和无线电控制设备。

试验中，一个飞行器安装在空气轴承上，另一个在其附近。

空气轴承在图6中T形结构的关节处，飞行器和配重可以进行低摩擦的转动。

每个飞行器可以绕其安装点旋转，可以使两个飞行器的偶极子在不同距离上保持共线。