郭 猛，司懷吉

(中國航天員科研訓(xùn)練中心人因工程重點實驗室，北京 100094)

1 引言

空間站在軌運(yùn)行階段，航天員將進(jìn)行大量艙外活動，須采用安全系繩、腳限制器等約束裝置對身體進(jìn)行固定，但這些約束裝置有斷開或失效的可能，這會使航天員面臨飄離母船的危險[1]。為了應(yīng)對航天員出現(xiàn)飄離母船的突發(fā)狀況，美、俄等國長期開展艙外應(yīng)急救援技術(shù)研究，目前技術(shù)比較成熟的產(chǎn)品為基于艙外航天服的簡易機(jī)動救援裝置(Simplified Aid for Extravehicular Activity Rescue, SAFER)，如美國NASA研制的基于EMU的SAFER[2-3]、俄羅斯宇航局研制的基于Orlan-M艙外服的SAFER[4]。國內(nèi)對SAFER的研究起步較晚，目前主要集中在載人機(jī)動裝置建模仿真和控制系統(tǒng)設(shè)計上[5-8]。然而該類型裝置存在自主操作應(yīng)變性不強(qiáng)、消耗能源大、靈活性受限等不足[9]。

為此，相關(guān)研究機(jī)構(gòu)研究了其它救援技術(shù)，如美國Mark等研制的自主系繩管理系統(tǒng)[10]以及日本Toshiaki Iwata等提出的飛行作用器[11]，其救援原理都是將推進(jìn)與導(dǎo)航功能注入到系繩系統(tǒng)，依靠牽引器靠近航天器以實現(xiàn)自救。國內(nèi)也有類似的艙外機(jī)動救援技術(shù)研究[12-14]，但該類型裝置需要航天員有一定的自主操作能力，因此仍存在一定風(fēng)險。

針對上述問題，本文提出一種救援繩索加尋的飛行器的組合救援方案，其關(guān)鍵是位姿控制系統(tǒng)。本文通過建立該系統(tǒng)的原理樣機(jī)，在氣浮平臺上驗證其其姿態(tài)和位置的控制性能。

2 位姿控制系統(tǒng)

2.1 基本方案

本文提出的艙外組合救援方案由目標(biāo)探測與識別系統(tǒng)、捕獲系統(tǒng)、位姿控制系統(tǒng)和系繩回收系統(tǒng)四部分組成，與現(xiàn)有的艙外機(jī)動救援技術(shù)的主要不同在于其位姿控制系統(tǒng)，該系統(tǒng)主要由六個微推力器和三組反作用飛輪組成，工作原理如圖1所示。其中微推力器成對安裝在救援裝置的三個軸向方向上，反作用飛輪呈三軸正交分布。微推力器主要對救援裝置進(jìn)行位置控制，并在一定程度上進(jìn)行角度修正和飛輪卸載，反作用飛輪則控制著救援裝置的三軸轉(zhuǎn)動(具體原理見文獻(xiàn)[15-16])。該裝置采用自動尋的方法進(jìn)行救援，并通過與航天員脫離的方式提高救援的靈活性和穩(wěn)定性。

圖1 工作原理示意圖Fig.1 Schematic diagram of the working principle

救援裝置在空間中的六自由度運(yùn)動由三個平動自由度和三個轉(zhuǎn)動自由度構(gòu)成，其空間六自由度試驗可分解為X-Y、X-Z及Y-Z三個平面內(nèi)的三自由度試驗。因此，本文將救援裝置六自由度空間試驗簡化為三自由度平面試驗，并搭建地面試驗所用的三自由度氣浮平臺，該平臺可提供水平面內(nèi)的兩個平動自由度運(yùn)動測驗和垂直于水平面方向上的一個旋轉(zhuǎn)自由度運(yùn)動測驗。

2.2 本土動力學(xué)

建立如圖2所示的慣性坐標(biāo)系Op-XpYp及救援裝置本體坐標(biāo)系Ob-XbYb，其中1、2、3、4代表微推力器，5代表反作用飛輪。

圖2 坐標(biāo)系示意圖Fig.2 Diagram of the coordinate system

救援裝置X向運(yùn)動主要由微推力器1和2控制、Y向運(yùn)動主要由微推力器3和4控制，而反作用飛輪則控制水平面法線方向旋轉(zhuǎn)運(yùn)動。因此可建立救援裝置本體坐標(biāo)系中執(zhí)行元件與救援裝置運(yùn)動所需力和力矩之間的關(guān)系如式(1)：

(1)

(2)

2.3 PD位姿控制系統(tǒng)

艙外救援裝置的位姿控制系統(tǒng)基本閉環(huán)動力學(xué)方程如式(3)：

(3)

作為組合方案驗證，位姿控制策略采用基礎(chǔ)的PD控制，其中姿態(tài)采用基于偏差四元數(shù)的PD控制，位置控制采用基于位置和速度偏差的PD控制，具體表達(dá)如式(4)：

(4)

式中，Qbr和ωbr分別為救援裝置姿態(tài)偏差四元數(shù)和加速度偏差四元數(shù)，r和v分別為救援目標(biāo)相對于救援裝置的相對位置和相對速度。

3 試驗驗證

3.1 原理樣機(jī)

搭建如圖3所示原理樣機(jī)，主體尺寸為850×200×350(mm)，主要由電源、陀螺儀、WIFI模塊、DSP控制器、微推力器和反作用飛輪組成。陀螺儀實時監(jiān)測原理樣機(jī)的位置和姿態(tài)，并把數(shù)據(jù)傳入到中心控制計算機(jī)上；WIFI模塊用于控制計算機(jī)和上位機(jī)之間的數(shù)據(jù)交換，便于試驗人員監(jiān)控整個系統(tǒng)的運(yùn)行狀態(tài)；DSP控制器主要對傳感器輸入的數(shù)據(jù)進(jìn)行處理，并輸出對執(zhí)行元件的控制指令；微推力器和反作用飛輪作為執(zhí)行元件分別控制樣機(jī)的位置和姿態(tài)。

圖3 原理樣機(jī)的外型圖Fig.3 Appearance of the principle prototype

圖4 試驗原理示意圖Fig.4 Schematic diagram of the test

3.2 試驗系統(tǒng)

搭建試驗系統(tǒng)如圖4，主要由三自由度氣浮平臺、動態(tài)參數(shù)監(jiān)測系統(tǒng)和CCD測量系統(tǒng)組成。其中三自由度氣浮平臺為救援裝置位姿控制系統(tǒng)原理樣機(jī)試驗提供模擬失重環(huán)境(對應(yīng)圖2慣性系)；CCD測量系統(tǒng)主要由CMOS相機(jī)和視覺處理計算機(jī)組成，在試驗過程中為原理樣機(jī)提供位置和姿態(tài)信息；動態(tài)測試系統(tǒng)監(jiān)測原理樣機(jī)的運(yùn)動狀態(tài)并將其運(yùn)動數(shù)據(jù)進(jìn)行記錄。

為實現(xiàn)控制系統(tǒng)的快速構(gòu)建，達(dá)到位姿控制系統(tǒng)模型及控制設(shè)計、系統(tǒng)仿真和硬件實現(xiàn)的無縫集成，從而加速控制系統(tǒng)的快速開發(fā)，本文采用基于模型的方法(方法詳見文獻(xiàn)[17])進(jìn)行設(shè)計。首先在Simulink環(huán)境下搭建地面救援裝置原理樣機(jī)仿真模型，然后結(jié)合控制器開發(fā)環(huán)境建立控制器與仿真模型之間的聯(lián)系，最后借助實時工作空間功能自動生成C代碼到控制器來實現(xiàn)對救援裝置位姿控制系統(tǒng)的控制。針對試驗平臺中存在干擾力的影響，采用高斯白噪聲進(jìn)行模擬。

3.3 驗證試驗

為了驗證救援裝置位姿控制系統(tǒng)對其位置和姿態(tài)控制的有效性，本文設(shè)計三組試驗進(jìn)行驗證，即單自由度測試試驗、三自由度測試試驗和性能測試試驗。其中單自由度測試試驗通過測量救援裝置給定角度和隨動角度的控制效果對其角度控制的準(zhǔn)確性及穩(wěn)定性進(jìn)行驗證；三自由度測試試驗通過測量救援裝置給定目標(biāo)下的位置控制效果對其位置控制的準(zhǔn)確性及穩(wěn)定性進(jìn)行驗證；性能測試試驗通過測量不同輸入氣壓下救援裝置位姿的控制效果對其位姿控制的綜合性能進(jìn)行驗證。

3.3.1 單自由度測試

針對給定角度下原理樣機(jī)的姿態(tài)控制性能，設(shè)置原理樣機(jī)初始角度為0°，預(yù)設(shè)被控角度為30°，控制精度在±1°內(nèi)，測試得到的曲線如圖5所示，其中L1為試驗曲線，L2為仿真曲線。由試驗結(jié)果可知，仿真模型和試驗系統(tǒng)都達(dá)到了預(yù)期的控制目標(biāo)，即角度最終均穩(wěn)定在30°方向上，其上下浮動誤差不超過1°，且整體曲線變化趨勢一致。系統(tǒng)方案固定角度控制的準(zhǔn)確性及穩(wěn)定性得到了驗證。

圖5 給定角度下姿態(tài)控制性能Fig.5 Performance of attitude control for a given angle

針對變動角度下原理樣機(jī)姿態(tài)控制性能，試驗通過測試原理樣機(jī)是否能跟隨正弦曲線運(yùn)動來進(jìn)行研究，其中測試正弦曲線的幅值為30°，周期為42 s，跟蹤時間為3個周期。系統(tǒng)姿態(tài)跟隨控制性能的測試結(jié)果如圖6所示，其中L1為實際曲線，L2為仿真曲線。從試驗結(jié)果可見，救援裝置原理樣機(jī)基本能實現(xiàn)對該正弦曲線的跟蹤，系統(tǒng)隨動角度控制的準(zhǔn)確性及穩(wěn)定性得到了驗證。

圖6 姿態(tài)跟隨控制性能 Fig.6 Performance of attitude follow control

3.3.2 三自由度測試

針對給定目標(biāo)位置下原理樣機(jī)位姿控制性能，考慮試驗平臺限制，設(shè)置原理樣機(jī)在氣浮平臺坐標(biāo)系中的初始位置為(0,0)，理想被控位置為(1500,0)，運(yùn)動過程中姿態(tài)角維持初值保持不變，取微推力器的工作壓力為0.6 MPa，得到測試后的位姿控制曲線如圖7所示，其中藍(lán)線為實際測試曲線，綠線為仿真曲線。由試驗結(jié)果可得，原理樣機(jī)最終穩(wěn)定在(1500,0)位置上，位置誤差不超過±50 mm其姿態(tài)角基本保持不變，達(dá)到了預(yù)先設(shè)定的控制目標(biāo)，具有較好的穩(wěn)定位姿的能力。對比試驗與仿真結(jié)果可知，實際位姿控制過程中其系統(tǒng)響應(yīng)具有一定的延時，但其變化趨勢與仿真結(jié)果一致，方案位置控制的準(zhǔn)確性及穩(wěn)定性得到了驗證。

圖7 給定目標(biāo)下位姿控制性能Fig.7 Performance of position and attitude control for a given target

3.3.3 性能測試

針對不同輸出氣壓下原理樣機(jī)的位姿控制性能，設(shè)計單推力器推力在1.5～5 N前提下的5種試驗工況，對應(yīng)輸出氣壓分別為0.5 MPa、0.6 MPa、0.7 MPa、0.8 MPa、0.9 MPa，定義位置誤差值穩(wěn)定在±0.1 m內(nèi)時控制過程進(jìn)入穩(wěn)定段，通過試驗測量和仿真分析對每種工況下救援裝置進(jìn)入預(yù)定位置穩(wěn)定段所用時間進(jìn)行測量，并記錄于表1。從試驗結(jié)果可以看出，無論采取何種方法，救援裝置原理樣機(jī)在不同氣壓下，達(dá)到預(yù)定位置并進(jìn)入穩(wěn)定段的時間均不同且在一定氣壓范圍內(nèi)均存在一個最優(yōu)值。分析原因為：在較低氣壓下，微推力器提供的推力較低，導(dǎo)致其加速時間較長；而在較高氣壓下，其提供的推力較大，調(diào)控幅度過大造成花費(fèi)時間較長，因此在一定范圍內(nèi)存在一個最優(yōu)值。

表1 不同氣壓下試驗數(shù)據(jù)

4 結(jié)論

該位姿控制系統(tǒng)試驗結(jié)果和仿真結(jié)果變化趨勢一致，且均能實現(xiàn)對姿態(tài)和位置控制的設(shè)定要求，可見該救援裝置及其位姿控制系統(tǒng)方案的正確性。其中，姿態(tài)控制在預(yù)設(shè)角度下其角度誤差控制在±1°內(nèi)，并且能夠?qū)崿F(xiàn)對正弦角度曲線的跟隨；位置控制精度優(yōu)于±50 mm，在預(yù)設(shè)距離下能夠?qū)崿F(xiàn)對近距離目標(biāo)的逼近，且微推力器工作壓力在0.7 MPa氣壓下的樣機(jī)耗時最短。