航天器電磁對接技術發展綜述

王波 莊原 劉芃 王寧 韓潤奇 朱佳林

(1 北京空間飛行器總體設計部，北京 100094)(2 沈陽航天新光集團有限公司，沈陽 110861)

自20世紀60年代至今，空間在軌交會對接技術已發展了50多年，出現過十幾種空間對接機構，其中主流的對接機構形式為碰撞式對接機構，目前在“國際空間站”等任務上仍廣泛應用。這種碰撞式對接機構基于2個對接航天器間的相對運動實現碰撞捕獲對接，系統流程簡單可靠，但在對接過程中依賴于航天器姿態軌道控制精度，存在較大的對接沖擊力，且存在燃料消耗與噴射，可能造成羽流污染，損害鄰近的光學儀器和敏感器件，同時消耗大量燃料將限制航天器的在軌服役壽命。隨著對接載荷的精密化和大型結構的柔性化，為提高對接過程的安全性，通過弱撞擊方式進行空間對接已成為未來空間對接技術的發展趨勢。電磁對接作為弱撞擊方式之一，其概念在2000年前后被提出，是指2個航天器利用電磁力或電磁力矩作為控制力實現在軌相對距離和姿態的調整并完成最終對接的技術。它能有效避免傳統推力器方式所固有的燃料消耗、羽流污染等問題，具有非接觸、連續、可逆及同步控制能力，理論上可實現航天器間相對速度為零的弱撞擊式對接[1-5]。

近十幾年來，對電磁對接技術做了大量的原理方案探索和試驗驗證研究，例如NASA聯合ESA的“低沖擊對接系統”(LIDS)項目、華盛頓州立大學的“在軌自主服務衛星”(OASIS)項目、德克薩斯大學的“電磁力導引的自主對接和分離”(EGADS)項目等，均開展了基于電磁力導引實現地面一維或二維對接的試驗驗證。另外，也有少數經歷過在軌驗證的項目，例如美國麻省理工學院的“同步位置保持及重新定位試驗衛星”(SPHERES)項目在“國際空間站”內成功完成了自主對接試驗。電磁對接技術是未來航天器弱撞擊對接的解決方案之一，因此，針對電磁對接技術的理論研究和工程實踐具有重要的意義。本文在分析多個電磁對接項目研究進展的基礎上，論述了電磁對接系統所涉及的關鍵技術，并對電磁對接的發展趨勢進行展望，可為我國后續電磁對接技術研究和工程應用提供參考。

1 電磁對接項目發展情況

目前，對空間電磁對接技術已有大量的探索。從研究進展方面來看，電磁對接技術并不成熟，尚未得到大規模的在軌應用，研究大多處在地面試驗驗證階段，也有少數經歷過在軌飛行的搭載驗證，同時新的原理與應用構想也在不斷出現。

1.1 試驗驗證階段項目

1.1.1 SPHERES項目

SPHERES項目[6-9]中提出采用電磁裝置輔助2顆微小衛星實現在軌對接及鎖緊，并研制了一套通用對接機構(UDP)，進而基于“國際空間站”艙內的在軌環境完成了考慮避免障礙物碰撞等多種約束條件的自主對接試驗，如圖1所示。

為了實現較大的對接容差及機械載荷傳遞，SPHERES項目采用電磁對接的方式實現2顆微小衛星之間的柔性捕獲，研制的UDP如圖2所示。該對接機構主要由電磁鐵、錐桿錐孔和電機傳動組成，利用電磁力實現逼近捕獲，利用電機驅動帶有錐桿的絲杠實現連接鎖緊，既能保證柔性大容差對接，又能完成較大的預緊力連接。該項目基于電磁對接技術深入研究了自主控制對接和編隊飛行策略，對微小衛星組網飛行具有重要意義。

圖1 SPHERES衛星在“國際空間站”內演示對接 Fig.1 Docking demonstration of SPHERES satellites in ISS

圖2 SPHERES項目的UDPFig.2 UDP for SPHERES project

1.1.2 “微型自主艙外攝像機器人”(Mini AERCam)項目

NASA的Mini AERCam項目使用的電磁對接機構[10-12]，主要是母艦對球形太空攝像機器人實施捕獲和對接。Mini AERCam電磁對接機構見圖3，主對接機構主要由電磁鐵、半球形導引面、相互契合的棘爪結構、球形鎖和電機驅動的對接引導結構組成。其工作原理為：在2個對接機構進入對接范圍內后，電磁鐵通電實施對接，球形外部結構很容易在半球形的導引面作用下實現對接。在棘爪結構相互接觸后，電機開始動作，輔助兩邊的棘爪結構完全契合，對接期間帶彈簧的球形鎖也起到了加固對接的作用。在Mini AERCam機器人需要被釋放時，電磁鐵磁極反向，同時配合電機運動，可以實現機構的分離。考慮到發射等對接載荷較大的情況，僅依靠電磁力和球形鎖無法保持機器人與母艦的穩固連接，為此，NASA還設計了機器人保持機構，見圖4[9]。機器人在工作期間可自由飛行拍攝，必要時可通過對接機構與母艦進行充電和數據交換。該項目在1997年完成了首次在軌驗證，之后進一步優化完善，并在2005年6月進行了地面演示驗證，成功驗證了自主導航、電磁捕獲等相關技術，見圖5。

圖3 Mini AERCam項目電磁對接機構Fig.3 Electromagnetic docking mechanism of Mini AERCam project

圖4 Mini AERCam項目電磁對接保持機構Fig.4 Electromagnetic docking retention mechanism of Mini AERCam project

圖5 Mini AERCam項目電磁對接機構地面試驗驗證

1.1.3 LIDS項目

NASA約翰遜航天中心聯合ESA研發了LIDS項目，以適用于未來航天器高容錯性、高適應性等目標需求。LIDS項目需要在2個對接飛行器上分別設置主動對接子系統和被動對接子系統，通過電磁力和機械引導實現對接，具有弱撞擊、高對接精度等優點。LIDS項目電磁對接機構如圖6所示，借鑒在“國際空間站”上使用的對接機構，在其基礎上采用機電一體化設計，并應用柔性控制技術，在對接環上安裝電磁裝置用于捕獲對接，能實現低速捕獲和主動捕獲，提高對接捕獲性能。

圖6 NASA LIDS項目電磁對接裝置

1.1.4 OASIS項目

美國華盛頓州立大學的OASIS項目，主要對衛星的在軌自主服務概念和相關技術進行驗證[13]。該項目包括2顆衛星，分別為提供在軌服務的驗證服務衛星(DSS)和接受在軌服務的驗證模塊衛星(DMS)，通過2個試驗階段驗證交會對接技術(見圖7)。

圖7中示出了交會對接過程。①自主交會階段，在對接距離500～1 m內，依靠傳統冷氣式推力器提供動力；②自主對接階段，在對接距離1～0 m內，依靠環形電磁線圈電磁對接裝置提供對接動力。在自主對接階段，主要通過改變DSS上環形電磁線圈電流的大小實現DSS和DMS相互作用力的控制，從而實現對接過程中速度的控制。為驗證功能的適用性，在沒有配備任何姿態控制系統的情況下，成功實現了地面對接試驗，在一定程度上驗證了電磁對準特性。

1.1.5 EGADS項目

美國德克薩斯大學開展了在微重力條件下的EGADS項目[14]，如圖8所示。在封閉長方體柜子內充滿液體，用于實現微重力環境，通過調節兩側電磁陣列中電流的大小來控制中間永磁體(有效載荷)與兩側電磁陣列的對接和分離。2006年，該項目成功在飛機上進行了微重力環境下的演示試驗。

圖8 EGADS項目地面試驗裝置

1.1.6 “有效載荷在軌發射搭載對接機構項目”(SLIPP)

為驗證電磁力能驅動服務衛星和目標衛星實現對接的可能性，美國蒙大拿州立大學的空間科學與工程實驗室實施了SLIPP[15]，如圖9所示。2007年，該項目進行了一維電磁柔性對接地面試驗，演示了距離服務星1 m的目標星通過電磁力實現加速至2 cm/s的巡航速度，然后在電磁斥力的作用下減速，并在與服務星接觸時速度為零，成功實現了“零沖擊”的柔性對接。

圖9 SLIPP空間對接示意

1.1.7 “柔性拉索電磁對接”(FELD)系統項目

歐洲帕多瓦大學提出了拉索式電磁對接(TED)機構的概念，并設計了FELD系統及其對接試驗[16-18]。對接過程主要分為發射拉索、軟對接、回收拉索和硬對接4個階段，如圖10所示。

圖10 FELD系統項目電磁對接的4個階段

FELD系統主要由探頭發射系統和探頭接收系統組成，如圖11所示。這套機構的電磁對接主要體現在探頭接收系統捕獲探頭上，其對接平臺采用分層結構，嵌入電磁鐵產生電磁力，用來捕獲磁鐵制成的探頭。FELD系統機構的地面演示試驗已經完成，目前其研制團隊正在研究將該系統應用于立方體衛星的可行性。

圖11 FELD系統機構模型

1.2 原理與應用構想階段項目

1.2.1 “智能化自供能模塊”(ISM)項目

考慮到大型航天器的在軌組裝及擴展需求，英國薩瑞大學在ISM項目[19]中提出在模塊航天器上設計安裝電磁平面對接系統(EFDS)，以完成安全可靠的三維對接組裝，如圖12所示。智能自加注模塊的中心為衛星本體，電磁平面對接系統安裝在ISM的6個正方形面上，每個電磁對接面上裝有7個含鐵芯的螺線管，其他面上安裝太陽電池板。

圖12 ISM空間對接效果和結構Fig.12 ISM space docking effect and ISM structure

1.2.2 “可重構太空望遠鏡自組裝”(AAReST)項目

在ISM項目的基礎上，為研究未來直徑大于20 m的大口徑太空望遠鏡技術問題，2011年由英國薩瑞大學、美國加州理工大學等共同提出了AAReST項目[20-22]，旨在驗證在軌組裝可重構太空望遠鏡的相關硬件和技術，如圖13所示。AAReST項目主要包括3U立方體納衛星“反射衛星”(MirrorSat)和15U的“主衛星”(CoreSat)，通過微推進和電磁對接系統實現MirrorSat和CoreSat的對接和分離，從而實現在軌重構技術。該項目的電磁對接系統主要由4個按照上下兩層分布的通電螺線管組成，通過控制通電螺線管中電流的大小和方向滿足對接和分離過程中電磁力的需要，電磁對接裝置見圖14。

圖13 AAReST項目航天器組成示意Fig.13 Spacecraft elements of AAReST project

1.2.3 “3U立方體衛星”(3U CubeSat)項目

文獻[23]中提出了利用新型永磁體實現3U CubeSat自主交會對接的技術方案，其主要思想是通過動力學建模和電磁協調控制弱化對電磁對接的機械結構要求。在試驗中，衛星的電磁對接頭僅有一個凸點和一個凹點，見圖15。雖然該種方法尚未成熟，控制策略也很復雜，但很可能因其設計簡單實用的優勢引領立方體衛星的電磁對接發展潮流。

圖15 3U CubeSat項目對接模型

1.2.4 “自主交會控制和對接試驗”(ARCADE)項目

歐洲帕多瓦大學研究機構通過開展ARCADE項目[24-25]，實現了子航天器(SMAV)和主航天器(PROXBOX)之間的空間交會對接與分離，如圖16所示。ARCADE項目對接系統機構主要由磁性探頭、對接錐體、彈簧阻尼和對接托盤組成。該機構容差較大，在對接過程中有多個微觸開關和光耦傳感器判斷對接機構的狀態。機構簡圖如圖17所示。

圖16 ARCADE項目對接系統試驗平臺Fig.16 Experimental platform of ARCADE project docking system

1.2.5 國內相關項目

國內的研究起步較晚，目前國防科技大學和中北大學的課題組進行了相關研究。

國防科技大學的張元文等采用線性擴張狀態觀測器、反饋線性化及魯棒H∞控制技術，設計空間電磁對接的魯棒協調控制，并通過仿真檢驗所設計控制方案的性能及其魯棒性。仿真結果表明：控制器不但可以觀測到系統所有狀態變量，而且能提高系統對模型不確定性及外界干擾的魯棒性，跟蹤控制性能良好。應用反饋線性化和魯棒H∞，通過控制設計方法，采用內外環控制策略，內環采用非線性狀態反饋控制實現輸入-輸出線性化，外環采用魯棒H∞，實現對模型不確定性的穩定控制[2-4]。

國防科技大學的張強、陳小前等對柔性自穩定空間電磁對接系統設計進行研究并試驗，分析電磁對接系統組成元件的電磁特性，建立兩同軸等半徑電磁線圈的數學模型，采用數值仿真分析方法，得到2個電磁線圈相對距離與電磁力大小的關系，以及電磁線圈半徑與電磁力作用范圍的關系，并進行了試驗驗證[26]。

中北大學的楊臻等提出一種新型的空間電磁對接機構(如圖18所示)，完成空間合作目標電磁對接機構的結構設計，利用虛擬樣機系統動力學仿真軟件對模型分析，實現空間合作目標電磁對接過程整體動作的模擬。運用有限元軟件對空間電磁對接機構進行電磁耦合仿真分析計算，得到不同電流情況下的電磁場云圖，通過對電磁場云圖的分析掌握不同電流對電磁鐵組件和吸附力的影響規律[27]。該方法與歐洲帕多瓦大學研究團隊提出的FELD系統原理有相似之處。

注：1-電機，2-電機支架，3-聯軸器，4-卷揚機組件，5-基座，6-外殼，7-鎖緊機構組件，8-電磁鐵組件，9-發射機構，10-柔性索及電線，11-吸附塊，12-頂桿，13-頂桿外筒，14-彈簧，15-底座。

圖18 電磁對接機構

Fig.18 Electromagnetic docking mechanism

2 電磁對接系統關鍵技術

針對上述研究可發現，目前已開展了較為廣泛的電磁對接技術研究，這些研究主要集中于利用電磁力實現航天器對接近距離捕獲、校正、緩沖及鎖緊過程中的部分功能，并且多面向微小衛星的對接需求。目前，電磁對接技術要實現廣泛應用，還有待于電磁對接系統技術、電磁力/力矩控制模型技術和電磁對接位置姿態檢測技術的持續突破。

2.1 電磁對接系統技術

在電磁對接全流程任務過程中，合理的系統設計與全局規劃是方案是否最優的關鍵所在。目前，公認的主流電磁對接系統設計思路為，僅利用電磁裝置實現導引和對接，再利用精巧的機械機構實現連接鎖緊。2個對接體在距離較遠時通過電磁力完成軌道控制和質心控制；近距離時利用電磁力矩完成姿態控制；接觸后再通過機械機構實現連接鎖緊。例如，FELD系統項目、ARCADE項目、Mini AERCam項目和LIDS項目所研究的電磁對接機構，均采用這種電磁導引與機械機構相結合的方法完成對接任務。尤其是對電磁導引過程，通過系統方案的設計優化實現對電磁力/力矩的巧妙利用，最終實現精確的軌道控制和姿態控制。由于電磁力/力矩的引入，需要通過系統方案設計和優化解決以下問題。

(1)電磁體之間作用力隨距離的增加以指數量級減小，量級與電磁體材料與結構有關，因此，確保在一定的距離范圍、功耗、質量等約束條件下，提供滿足電磁對接所需的電磁力/力矩是需要解決的問題。目前，主要解決途徑有2種：①采用“超導線圈”；②在普通線圈中加鐵芯以增加電磁力[28]。超導線圈的優勢在于允許線圈在一定功率下通過大電流，大大提高了線圈產生的電磁力。不過，超導材料只有在低溫條件下才具有超導性，需要設計專門的冷卻系統；另外，增加鐵芯會增加系統的質量。上述問題均需要通過系統優化設計解決。

(2)外磁場對電磁對接系統的干擾不能忽略。地磁場對航天器姿態產生影響，可使航天器發生旋轉。地磁場的影響可以通過系統設計技術規避，如控制電磁鐵工作時間，或頻繁改變電磁鐵的極性等。

(3)電磁對接系統會對航天器上的電子設備產生干擾。針對該問題，在電磁對接系統設計時應充分考慮電磁屏蔽問題，使用電磁屏蔽材料進行隔離，或在敏感電子設備周圍進行電磁屏蔽，也可以在電子設備附近布設一些與電磁對接系統極性相反的磁極，以使電子設備旁的磁場局部為零。

2.2 電磁力/力矩控制模型技術

與傳統的空間對接技術不同，空間電磁對接技術實現對接的動力為電磁力/力矩，因此對空間電磁對接系統而言，關鍵問題是電磁力/力矩的建模技術。電磁場的問題通常可以通過麥克斯韋方程組進行表述和求解，但由于實際問題的復雜性，在工程上很少應用，常用的方法是采用簡化的磁偶極子模型。偶極子模型根據麥克斯韋方程可以求解其精確解，但精確解中包含著不能求解的積分，通過對積分公式進行泰勒級數展開，可獲得解析解。

麻省理工學院太空系統實驗室在“電磁編隊飛行”(EMFF)項目中提出近場、中場及遠場3種電磁力模型[28]。近場模型即精確模型，指不忽略通電線圈的匝數、尺寸等因素，通過一系列的積分得到電磁力/力矩，適用于2個航天器的間距為任意值的情況。遠場模型是近場模型的一種線性化模型，是將通電線圈簡化為電磁鐵，并將電磁鐵建模為磁偶極子，對磁偶極子進行一階泰勒展開得到電磁力/力矩。通過這種方法得到的電磁力/力矩表達形式更簡單，能應用于相應的理論研究和控制方法中；但該方法在簡化過程中對2個航天器的間距有一定的限制，若要滿足模型相對誤差小于10%，間距至少是通電線圈半徑的6～8倍。中場模型是近場模型的高階線性化，要求2個航天器的間距至少是通電線圈半徑的3～4倍，此時滿足模型相對誤差小于10%的精度要求，但電磁力/力矩的數學表達式非常復雜，很難用于相關的控制研究。

國內在遠場模型的基礎上開展了空間電磁對接動力學與控制的相關研究，提出了電磁自對接性的概念，并對電磁對接與分離過程中電磁力的強非線性、耦合性等問題設計了跟蹤偏差反饋魯棒控制器，將空間電磁對接的路徑跟蹤問題轉化為跟蹤誤差漸近穩定問題，并采用基于擴展卡爾曼濾波的比例-微分(PD)控制方法進行控制律設計，研究航天器空間電磁對接過程中的六自由度控制問題，利用理論推導及數學仿真驗證該控制方法的有效性[2-4]。

2.3 電磁對接位置姿態檢測技術

在電磁對接過程中，2個航天器靠近時需要位置和姿態的調整，它們之間的相互定位檢測關系到電磁力/力矩的閉環控制，進而影響最終的對接精度，因此是電磁對接系統的又一關鍵技術。目前，電磁對接系統大多選用攝像裝置測距定位或機械接觸反饋的方法實現位置姿態檢測，并在對接試驗中進行了功能驗證，為后續電磁對接技術的在軌應用奠定了基礎。

SPHERES項目使用攝像機與LED燈陣列的方式檢測目標衛星的相對位置，同時通過檢測LED燈陣列幾何變形反求姿態關系，如圖19所示。這種方式可以實現空間六自由度的定位檢測。

圖19 SPHERES項目位置姿態檢測系統Fig.19 Position & attitude measurement system of SPHERES project

ARCADE項目對接系統采用紅外測距的方式實現子航天器SMAV和主航天器PROXBOX的定位檢測，在PROXBOX上固定一個紅外發射裝置，SMAV上裝有2個紅外接收器，通過接收的測距信息求解相對位置參數。由于2個航天器固定在一個試驗平臺上，因此僅需要實現平面三自由度的定位檢測，見圖20。

除了引導對接過程的定位檢測，在對接過程中還需要一些判斷對接機構接觸狀態的機械式傳感器。ARCADE項目對接機構中設置了接觸式的微動開關和光耦接觸傳感器，可以對機構接觸狀態進行檢測和信號反饋，給出下一步機械鎖緊的動作指令，見圖21。

圖20 ARCADE項目位置姿態檢測系統

圖21 ARCADE項目對接信號接收檢測系統

3 未來發展趨勢

目前，國內外開始大量研究空間電磁對接技術，尤其在微小衛星領域已經進行了很多地面試驗驗證，也進行了一些在軌飛行驗證。根據電磁對接技術的研究情況，可對其發展趨勢進行以下展望。

(1)將電磁對接技術應用于航天器遠距離導引、捕獲、校正、緩沖及鎖緊全過程，目前還受制于關鍵技術的突破；但僅僅利用電磁技術實現對接過程中的捕獲、校正或緩沖，是一種成熟的工程設計思路。例如Mini AERCam項目、OASIS項目、EGADS項目及SLIPP，均開展了基于電磁力導引實現地面一維或二維的對接試驗驗證，利用電磁對接機構成功實現了對目標的捕獲、校正和輔助鎖緊功能；SPHERES項目基于“國際空間站”艙內的在軌環境完成了考慮避免障礙物碰撞等多種約束條件的自主對接試驗。

(2)目前的電磁技術足夠支撐其在微小衛星上的應用，隨著系統設計能力的增強、電磁控制技術的進步和高溫超導等關鍵技術的突破，電磁力可提供足夠的驅動力，屆時電磁對接技術必將會適用于大型航天器。例如，NASA與ESA聯合開發的LIDS項目，就是為了滿足未來高容錯性、高適應性等大型航天器的對接需求，通過電磁力和機械引導實現柔性對接，是一種典型的電磁式弱撞擊對接系統，預計在“龍”飛船與“國際空間站”對接任務中得到在軌驗證。

(3)在關注電磁對接技術優點的同時，也應在系統設計中充分考慮強磁場帶來的負面影響。只有進行系統性的電磁防護設計，規避電磁對接強磁場影響鄰近設備的正常工作，才能正真實現電磁對接技術的在軌可靠應用。

電磁對接技術可以極大簡化傳統對接系統的復雜性，同時可減少燃料消耗和羽流污染，增強對接過程的姿態和速度可控性，實現真正的弱撞擊、低沖擊對接和重復使用，有望在未來的微小衛星編隊飛行、大型航天器在軌組裝及在軌服務任務中實現廣泛應用。