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

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

1.1 重力的體積力補償

如圖1(a)所示，體積力補償指對于質(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。

典型的體積力補償方法有落塔法和失重飛機法。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進行了零重力環(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 面重力補償

面積力補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償，從而實現(xiàn)物體的微重力補償。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，利用浮力補償設(shè)備重力從而實現(xiàn)微重力補償。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償。根據(jù)施力點個數(shù)的不同，點力補償分為集中點力補償和分布式點力補償兩類。

1)集中點力補償

如圖1(c)所示，集中點重力補償指通過單個連接點提供大小為F的拉力或支撐力來補償質(zhì)量為M的重力，設(shè)σ為重力補償因子，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)分布式點力補償

(4)

懸吊法屬于提供拉力的點力補償方法。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]和中科院智能機械研究所懸吊零重力補償系統(tǒng)[13]均屬于集中點重力補償技術(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械臂卸載效率進行了研究，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、繩索蠕變及運動滯后等缺點。

氣懸浮法屬于提供支撐力的點力補償方法，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姷忍攸c，在微重力模擬試驗中應(yīng)用廣泛。

1.4 微低重力補償技術(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償原理進行了分析。實際工程應(yīng)用中，微低重力補償技術(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償技術(shù)的應(yīng)用特點。

表1 各種微低重力補償技術(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動。曲春成[20]利用三自由度零重力模擬器分別對空間機械臂的肩、肘、腕三部分進行重力補償，實現(xiàn)了機械臂在氣浮平臺上的無摩擦平面運動。

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 豎向零重力補償技術(shù)

豎向零重力補償技術(shù)是微低重力補償中的瓶頸技術(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償技術(shù)的原理圖，利用重力補償系統(tǒng)抵消豎向運動平臺的重力，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償技術(shù)進行了諸多研究：美國噴氣推進實驗室(JPL)設(shè)計了一套重力補償裝置，利用恒力氣缸作為主承力部件，利用電動機構(gòu)補償殘余重力，技術(shù)上首次實現(xiàn)了豎直方向自由度的零重力模擬，但氣動補償方式存在補償力波動明顯、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償了姿態(tài)模擬平臺的重量，豎向重力補償系統(tǒng)采用徑向氣浮軸承滑輪組，減小傳動摩擦，提高了零重力補償精度。徐永利等[32]設(shè)計了一套豎直方向恒力補償裝置，該裝置利用主動懸吊法補償機械臂的重力，并利用二維直線運動單元主動跟隨機械臂運動，保證吊絲拉力方向的豎直；哈爾濱工業(yè)大學(xué)飛行器機電一體化中心獨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”凸輪等機構(gòu)被動補償姿態(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補償機構(gòu)，消除重力補償殘差，使重力補償精度高于98%，兼顧了高動態(tài)響應(yīng)和高補償精度。

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)、豎向零重力補償技術(shù)組合運用，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償技術(shù)的組合應(yīng)用進行了諸多研究。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]對基于計算機和地面物理設(shè)備的半實物物理仿真試驗研究進展進行了調(diào)研；劉茜等[38]基于硬件在環(huán)技術(shù)將機械臂動力學(xué)模型與真實機械臂進行了軟硬件結(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)果進行比對。文獻[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絕對運動和翻滾目標姿態(tài)運動的方法，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]針對空間機械手臂的在軌精細操作任務(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械臂的跟蹤捕獲試驗；李揚等[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)建了一套機械臂地面試驗系統(tǒng)，用于研究重力場環(huán)境下機械臂的動力學(xué)響應(yīng)與真實在軌狀態(tài)的差異。上述文獻[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 空間機械臂高精度裝配及零重力試驗技術(shù)

空間機械臂具有靈巧性高、質(zhì)量輕、負載重和操控能力強等特點，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、維護等均采用了空間機械臂作為操控工具。中國也正在研制大型空間機械臂，用于未來空間站的建造和維護，哈爾濱工業(yè)大學(xué)參與了針對大型空間機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所示為大型空間機械臂地面高精度零重力裝配及試驗系統(tǒng)原理圖。機械臂跨距長、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)。利用分布式點力補償原理實現(xiàn)機械臂整體的零重力補償，每個重力補償點均由微調(diào)機構(gòu)、力測量系統(tǒng)以及平面三自由度模擬裝置組成。根據(jù)基準測量系統(tǒng)和可視化力測量系統(tǒng)，分別提供基準和補償力的誤差信息指導(dǎo)微調(diào)機構(gòu)的調(diào)整，實現(xiàn)補償力誤差和基準誤差均滿足裝配要求。

圖5 空間機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，為微調(diào)機構(gòu)操作提供基準數(shù)據(jù)支持。

2)重力補償測量和可視化技術(shù)。每個獨立組件(機械臂關(guān)節(jié)、臂桿等)通過測力裝置與微調(diào)機構(gòu)一一對應(yīng)連接，實現(xiàn)對獨立組件的多點實時測量；可視化力監(jiān)測界面可實現(xiàn)對每個獨立組件的重力補償效率的實時監(jiān)控。通過多組測力裝置的組合使用，對獨立組件間的應(yīng)力傳遞情況進行監(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)。大型空間機械臂的獨立組件支撐結(jié)構(gòu)具有微調(diào)環(huán)節(jié)，可實現(xiàn)分布式零重力補償和到位鎖定。根據(jù)基準和補償力測量信息實現(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指標。

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)大型空間機械臂在氣浮臺上的爬行、目標跟蹤、目標抓捕以及模擬艙段轉(zhuǎn)位和對接等試驗，為空間機械臂的在軌操控技術(shù)提供物理驗證，提高其在軌運行的可靠性。

3.2 航天器在軌重組、對準、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、編隊飛行和繞飛等運動學(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)建空間目標對準的地面試驗系統(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行位置和姿態(tài)的機動，實現(xiàn)動態(tài)目標的實時跟蹤對準。圖6(b)為上海航天技術(shù)研究院的空間動態(tài)目標激光對準地面試驗系統(tǒng)，該系統(tǒng)可實現(xiàn)動態(tài)目標優(yōu)于1°的對準精度，后續(xù)可通過把目標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，實現(xiàn)目標模擬器的位姿信息；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)對空間目標繞飛的地面試驗。圖6(d)為哈爾濱工業(yè)大學(xué)飛行器機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)?；跉飧∑脚_，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)研制的非合作目標機械臂抓捕試驗系統(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)了非合作目標的零重力模擬。該系統(tǒng)可用于考核機械臂的自主路徑規(guī)劃算法以及對非合作目標的抓捕能力。

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)模擬器水平運動，由步進電機驅(qū)動對接結(jié)構(gòu)繞豎直軸做回轉(zhuǎn)運動，實現(xiàn)了移動目標的平面三自由度模擬。通過該移動目標捕獲試驗系統(tǒng)，能開展空間操控機構(gòu)對移動目標的跟蹤、逼近和捕獲等技術(shù)的地面試驗，有效驗證空間操控機構(gòu)的自主路徑規(guī)劃算法和抓捕策略。

3.4 貨物搬運、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、在軌加注、在軌裝配和在軌維護等技術(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地面試驗系統(tǒng)。該在軌搬運地面試驗系統(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構(gòu)，對處于自由漂浮狀態(tài)的目標星模擬器進行貨物搬運，主要用于考核操控機構(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。主動端通過捕獲機構(gòu)完成與目標的對接，然后加注機構(gòu)再實現(xiàn)對接，完成對目標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)先安裝標準對接口，由對接機構(gòu)完成順序組裝，實現(xiàn)空間大型機構(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地面試驗系統(tǒng)，該系統(tǒng)由服務(wù)星、目標星、空間機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)了空間機械臂和靈巧操作雙臂的零重力補償，并使服務(wù)星和目標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，進一步提高補償精度。

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：當前航天器的微低重力模擬和試驗主要集中在靜態(tài)、準靜態(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)的不斷進步，有利于充分驗證航天器的功能、性能指標，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展；對多自由度零重力模擬技術(shù)的種類、原理、特點進行了介紹，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)及進行了梳理和總結(jié)。