基于物聯(lián)網(wǎng)及ADRC的航天器在軌姿態(tài)監(jiān)測(cè)系統(tǒng)設(shè)計(jì)

(廣西警察學(xué)院 交通管理工程學(xué)院，廣西 南寧 530022)

0 引言

航天器可按照天體力學(xué)規(guī)律在太空環(huán)境中飛行，負(fù)責(zé)執(zhí)行開發(fā)、探索等特定天體飛行任務(wù)，但由于電磁波等外界干擾條件的影響，航天器設(shè)備基本只能在太陽系內(nèi)運(yùn)行。受到自然重力條件的限制作用，大多數(shù)航天器設(shè)備不攜帶額外的飛行動(dòng)力裝置，因此在極高的真空宇宙中只能依靠慣性保持自由飛行狀態(tài)[1]。常規(guī)航天器的運(yùn)動(dòng)速度可到8～10 km/s，且該速度數(shù)值是由航天運(yùn)載器設(shè)備獨(dú)立提供的。在大多數(shù)航天任務(wù)中，航天器軌跡路徑都是提前按照航天任務(wù)進(jìn)行設(shè)計(jì)與選擇的，然而有些航天器因自身動(dòng)力裝置的存在，在實(shí)施變軌時(shí)，可提供一定強(qiáng)度的輔助支持力作用。

在航天器變軌、發(fā)射及交會(huì)對(duì)接的過程中，由于航天環(huán)境的改變，易導(dǎo)致傳輸電磁波效應(yīng)出現(xiàn)嚴(yán)重變化，從而使航天器設(shè)備偏離預(yù)設(shè)的行進(jìn)軌跡路徑[2]。近年來國內(nèi)外對(duì)航天器在軌姿態(tài)監(jiān)測(cè)系統(tǒng)做出了研究，文獻(xiàn)[3]提出基于加油擾動(dòng)扭矩的航天器組合姿態(tài)監(jiān)測(cè)方法。 首先，根據(jù)燃料傳遞速率來表達(dá)慣性張量矩陣的變化，并分析與慣性張量變化相關(guān)的加油擾動(dòng)扭矩。其次，另外考慮重力梯度的影響，研究了燃料傳輸過程中和之后的姿態(tài)動(dòng)力學(xué)行為，能夠監(jiān)測(cè)航天器在軌加油任務(wù)的姿態(tài)擾動(dòng)和穩(wěn)定性；文獻(xiàn)[4]提出在光柵傳感機(jī)理的支持下，定義傳感器設(shè)備的力學(xué)靈敏度系數(shù)，再通過增敏處理的方式，實(shí)現(xiàn)對(duì)航天器設(shè)備實(shí)時(shí)在軌姿態(tài)的準(zhǔn)確分析。然而上述系統(tǒng)在特殊航天條件下，對(duì)電磁波干擾的屏蔽能力有限，很難保證航天器設(shè)備不出現(xiàn)偏離預(yù)設(shè)軌跡路徑的行進(jìn)行為[5-6]。

為避免上述情況的發(fā)生，設(shè)計(jì)基于物聯(lián)網(wǎng)及ADRC的航天器的在軌姿態(tài)監(jiān)測(cè)系統(tǒng)，按照主動(dòng)振動(dòng)控制器、FBG應(yīng)變傳感器等硬件設(shè)備之間的實(shí)際連接需求，對(duì)姿態(tài)傳遞系數(shù)進(jìn)行計(jì)算，再聯(lián)合橫向在軌應(yīng)變效應(yīng)，實(shí)現(xiàn)對(duì)航天器在軌姿態(tài)監(jiān)測(cè)控制律的分析與研究。

1 航天器在軌姿態(tài)監(jiān)測(cè)系統(tǒng)主機(jī)結(jié)構(gòu)

基于物聯(lián)網(wǎng)及ADRC的航天器的在軌姿態(tài)監(jiān)測(cè)系統(tǒng)硬件主機(jī)結(jié)構(gòu)由物聯(lián)網(wǎng)監(jiān)測(cè)體系、主動(dòng)振動(dòng)控制器、航天器姿態(tài)控制器等多個(gè)應(yīng)用元件共同組成，具體搭建方法如下。

1.1 物聯(lián)網(wǎng)監(jiān)測(cè)體系

物聯(lián)網(wǎng)監(jiān)測(cè)體系是航天器在軌姿態(tài)監(jiān)測(cè)系統(tǒng)硬件執(zhí)行環(huán)境搭建的基礎(chǔ)設(shè)計(jì)結(jié)構(gòu)，可將航行應(yīng)力信息由航天器主機(jī)反饋至主動(dòng)振動(dòng)控制器、姿態(tài)控制器等下級(jí)設(shè)備應(yīng)用結(jié)構(gòu)之中。由航天器主機(jī)輸出的航行應(yīng)力信息首先進(jìn)入物聯(lián)網(wǎng)環(huán)境中，并在相關(guān)設(shè)備元件的作用下，進(jìn)行初步的調(diào)制與解調(diào)處理，直至其中存儲(chǔ)的監(jiān)測(cè)信息文件得到完全釋放。完成調(diào)制解調(diào)處理的航天器航行應(yīng)力信息可遵照物聯(lián)網(wǎng)傳輸需求，生成全新的在軌姿態(tài)功率譜，在此過程中，由于外界航天環(huán)境始終處于連續(xù)變化狀態(tài)，因此最終分解所得出的航天器監(jiān)測(cè)行為必須具有較強(qiáng)的位姿適應(yīng)性，一方面能與航天器設(shè)備保持相同的變化狀態(tài)，另一方面可對(duì)物聯(lián)網(wǎng)監(jiān)測(cè)指令與主動(dòng)振動(dòng)控制器之間的數(shù)據(jù)傳輸關(guān)系進(jìn)行較好維護(hù)。物聯(lián)網(wǎng)監(jiān)測(cè)體系示意圖如圖1所示。

圖1 物聯(lián)網(wǎng)監(jiān)測(cè)體系示意圖

如圖1所示，物聯(lián)網(wǎng)監(jiān)測(cè)體系采集航天器在軌姿態(tài)監(jiān)測(cè)數(shù)據(jù)，通過信號(hào)調(diào)制及調(diào)解獲取航行應(yīng)力信息，監(jiān)測(cè)在軌姿態(tài)功率譜并對(duì)功率譜進(jìn)行分解，得到物聯(lián)網(wǎng)檢測(cè)指令，再應(yīng)用到航天器在軌姿態(tài)監(jiān)測(cè)中，實(shí)現(xiàn)物聯(lián)網(wǎng)監(jiān)測(cè)體系流程。

1.2 主動(dòng)振動(dòng)控制器

主動(dòng)振動(dòng)控制器隸屬于物聯(lián)網(wǎng)監(jiān)測(cè)體系，可記錄航天器振蕩電流的現(xiàn)有連接形式，并可根據(jù)手動(dòng)指示燈、自動(dòng)指示燈的顯示情況，控制設(shè)備結(jié)構(gòu)的現(xiàn)有連接與斷開形態(tài)，從而實(shí)現(xiàn)對(duì)航天器在軌姿態(tài)的監(jiān)測(cè)與調(diào)試。控制器結(jié)構(gòu)體內(nèi)部包含一個(gè)電流調(diào)節(jié)旋鈕、一個(gè)調(diào)度表和一個(gè)電流示數(shù)裝置。其中，電流調(diào)節(jié)旋鈕可供人工調(diào)節(jié)使用，處于電流平衡性考慮，當(dāng)手動(dòng)指示燈與自動(dòng)指示燈同時(shí)亮起時(shí)，相關(guān)監(jiān)測(cè)人員可向左旋調(diào)電流調(diào)節(jié)鈕，從而使航天器在物聯(lián)網(wǎng)環(huán)境中所承載的物理電流數(shù)值不斷縮小；當(dāng)手動(dòng)指示燈與自動(dòng)指示燈不同時(shí)亮起或同時(shí)熄滅時(shí)，相關(guān)監(jiān)測(cè)人員可向右旋調(diào)電流調(diào)節(jié)鈕，從而使指示燈設(shè)備再次達(dá)到理想化亮起狀態(tài)[7-8]。調(diào)度表起到一定的調(diào)節(jié)輔助作用，當(dāng)現(xiàn)有電流旋調(diào)幅度不能達(dá)到指示燈亮起需求時(shí)，相關(guān)監(jiān)測(cè)人員可對(duì)該原件進(jìn)行適當(dāng)幅度的調(diào)節(jié)。電流示數(shù)裝置能夠顯示航天器在物聯(lián)網(wǎng)環(huán)境中所承載的實(shí)時(shí)電流數(shù)值，當(dāng)其指針偏轉(zhuǎn)超過示數(shù)量程一半時(shí)，即可判定航天器設(shè)備的在軌姿態(tài)已發(fā)生偏離現(xiàn)象。

1.3 航天器姿態(tài)控制器

航天器姿態(tài)控制器能夠控制航天器的實(shí)際行進(jìn)，可在物聯(lián)網(wǎng)監(jiān)測(cè)體系的作用下，通過內(nèi)、外廣播同步輸出的方式，完成對(duì)電壓、電流等電子傳感量的聚集處理，并可從中分離部分傳輸電子量，以用于驅(qū)動(dòng)FBG應(yīng)變傳感器等下級(jí)設(shè)備應(yīng)用元件[9]。電極板分別部署于航天器姿態(tài)控制器兩側(cè)，可在感知到外界光照射作用的同時(shí)，將電量感應(yīng)主機(jī)填滿，以此同時(shí)，借助聚能器設(shè)備，更改轉(zhuǎn)換器元件的連接狀態(tài)，當(dāng)前導(dǎo)向器、后導(dǎo)向器同時(shí)達(dá)到電量充盈狀態(tài)后，航天器后翼元件打開，使自然風(fēng)力進(jìn)入主機(jī)體中，此時(shí)姿態(tài)控制器可建立與聚能器設(shè)備間的電子量對(duì)應(yīng)連接關(guān)系[10]。聚能器設(shè)備具備較強(qiáng)的電量感知能力，可根據(jù)電極板元件中的實(shí)際電流輸出量，記錄航天器的航行習(xí)慣，且由于主電機(jī)設(shè)備的存在，當(dāng)航天器達(dá)到臨界航行狀態(tài)時(shí)，外廣播設(shè)備、內(nèi)廣播設(shè)備開啟同步轉(zhuǎn)播形式，一方面避免電量感應(yīng)主機(jī)出現(xiàn)過量的電子輸出行為，另一方面也可將發(fā)動(dòng)機(jī)元件調(diào)試至最佳應(yīng)用狀態(tài)。在整個(gè)航行過程中，物聯(lián)網(wǎng)監(jiān)測(cè)體系僅起到一定強(qiáng)度的調(diào)頻與控制作用，并不能干擾航天器主機(jī)所輸出的實(shí)際行進(jìn)行為指令[11]。航天器姿態(tài)控制器結(jié)構(gòu)圖如圖2所示。

圖2 航天器姿態(tài)控制器結(jié)構(gòu)圖

1.4 FBG應(yīng)變傳感器

FBG應(yīng)變傳感器的研究目標(biāo)在于利用航天器光纖光柵與結(jié)構(gòu)狀態(tài)監(jiān)測(cè)設(shè)備，實(shí)現(xiàn)對(duì)航行結(jié)構(gòu)在軌姿態(tài)的有效控制[12-13]。光纖光柵、結(jié)構(gòu)狀態(tài)監(jiān)測(cè)設(shè)備作為航天器在軌姿態(tài)監(jiān)測(cè)系統(tǒng)的重要組成部分，其修復(fù)性能力由航天飛行器所處航行環(huán)境的不可維修性與空間惡劣性共同決定。為規(guī)避航天器姿態(tài)控制器對(duì)實(shí)際監(jiān)測(cè)結(jié)果造成的抑制性影響，F(xiàn)BG應(yīng)變傳感器的連接需具備如下應(yīng)用特點(diǎn)：

1)較高水平的抗電磁干擾能力，在物聯(lián)網(wǎng)低磁光波輻射頻率下，F(xiàn)BG應(yīng)變傳感器的實(shí)時(shí)監(jiān)測(cè)能力可不被磁通信號(hào)干擾。

2)電磁絕緣性能相對(duì)良好，可在物聯(lián)網(wǎng)環(huán)境中，不借助光纖電信號(hào)驅(qū)動(dòng)作用，實(shí)現(xiàn)對(duì)航天器在軌姿態(tài)行為的有效監(jiān)測(cè)與控制。

3)耐高壓、電流傳輸性能穩(wěn)定，可屏蔽由主動(dòng)振動(dòng)控制器帶來的航天器姿態(tài)變動(dòng)行為。

4)傳感器設(shè)備體積小、質(zhì)量輕，可直接裝載于航天器主機(jī)之中。

5)在低電量損耗條件下，具有較大的電流傳輸容量，能夠較好滿足航天器在軌姿態(tài)行為的分布式監(jiān)測(cè)需求。

2 基于ADRC的監(jiān)測(cè)系統(tǒng)解調(diào)處理

在相關(guān)硬件設(shè)備元件的支持下，按照應(yīng)變傳感器標(biāo)定、姿態(tài)傳遞系數(shù)計(jì)算、航天器在軌姿態(tài)監(jiān)測(cè)控制律制定的執(zhí)行流程，實(shí)現(xiàn)基于ADRC(自抗擾控制理論)的航天器在軌姿態(tài)監(jiān)測(cè)系統(tǒng)解調(diào)處理。

2.1 應(yīng)變傳感器標(biāo)定

在實(shí)施航天器應(yīng)變傳感器標(biāo)定的過程中，應(yīng)將應(yīng)變片設(shè)備粘貼于垂直的航天器懸臂梁表面，并在另一端施加等強(qiáng)度的標(biāo)準(zhǔn)力矩，從而使懸梁臂產(chǎn)生標(biāo)準(zhǔn)的應(yīng)變形式，以便于后續(xù)的應(yīng)變片靈敏度標(biāo)定處理。當(dāng)航天器懸臂梁中性層不產(chǎn)生應(yīng)變效應(yīng)時(shí)，材料表面的應(yīng)變系數(shù)始終與航天器在軌姿態(tài)深度保持正比數(shù)值關(guān)系，由于應(yīng)變片設(shè)備與FBG傳感器都具有一定的物理厚度，因此粘貼于航天器懸臂梁表面?zhèn)鞲衅髟O(shè)備實(shí)際所發(fā)生的應(yīng)變效應(yīng)，則應(yīng)與航天器的重力應(yīng)變效應(yīng)不完全相等[14-15]。在實(shí)施標(biāo)定時(shí)，需要準(zhǔn)確掌握懸臂梁厚度、航天器重力等參量的物理數(shù)值，并應(yīng)在對(duì)應(yīng)高度梯度數(shù)值處，對(duì)這些物理參量進(jìn)行補(bǔ)償處理，從而得到最終的航天器應(yīng)變傳感器標(biāo)定結(jié)果[16-17]。應(yīng)變傳感器標(biāo)定原理如圖3所示。

圖3 應(yīng)變傳感器標(biāo)定原理

設(shè)α0代表最小的懸臂梁厚度取值結(jié)果，αn代表最大的懸臂梁厚度取值結(jié)果，n代表航天器的標(biāo)準(zhǔn)力矩系數(shù)，聯(lián)立上述物理量，可將物聯(lián)網(wǎng)環(huán)境下的航天器應(yīng)變傳感器標(biāo)定結(jié)果表示為：

(1)

式中，g0代表最小的航天器重力參量，gn代表最大的航天器重力參量，t代表FBG應(yīng)變傳感器的時(shí)間標(biāo)定系數(shù)，w1、w2、…、wn分別代表n個(gè)不同的應(yīng)變片靈敏度系數(shù)指標(biāo)。

2.2 姿態(tài)傳遞系數(shù)

姿態(tài)傳遞系數(shù)是存在于航天器姿態(tài)控制器與主動(dòng)振動(dòng)控制器之間的監(jiān)測(cè)解調(diào)處理指標(biāo)，可聯(lián)合應(yīng)變傳感器標(biāo)定結(jié)果，建立必要的力學(xué)平衡微分方程，再以此為基礎(chǔ)，確定航天器在軌姿態(tài)在物聯(lián)網(wǎng)環(huán)境中所具備的行為傳遞能力。在物聯(lián)網(wǎng)應(yīng)用環(huán)境中，設(shè)φ代表航天器在軌航行位移與實(shí)際監(jiān)測(cè)位移之間的物理夾角，sinφ代表夾角φ的正弦計(jì)算值，cosφ代表夾角φ的余弦計(jì)算值，聯(lián)立公式(1)，可將航天器的姿態(tài)傳遞系數(shù)定義為：

(2)

2.3 基于ADRC的航天器在軌姿態(tài)的監(jiān)測(cè)控制律

(3)

式中，f代表航天器的終止位移坐標(biāo)，f0代表起始位移坐標(biāo)，η代表基于物聯(lián)網(wǎng)的航天器在軌航行適應(yīng)性監(jiān)測(cè)指標(biāo)。

航天器在軌姿態(tài)監(jiān)測(cè)控制律基于ADRC原理，可根據(jù)橫向在軌應(yīng)變效應(yīng)原理，將航天器主機(jī)調(diào)試至最佳行進(jìn)狀態(tài)，通過ADRC提取最佳行進(jìn)狀態(tài)信號(hào)，能夠在物聯(lián)網(wǎng)感應(yīng)器的作用下，更改監(jiān)測(cè)設(shè)備所記錄的航行數(shù)據(jù)參量，并將其信息文件的形式，反饋至相關(guān)物聯(lián)網(wǎng)設(shè)備元件之中。

通過ADRC原理提取航天器在軌姿態(tài)感知參量的最佳行進(jìn)狀態(tài)信號(hào)：

β=Q(r2-h)

(4)

ξ=h*Ah(1-r2)

(5)

式中，β、ξ分別代表兩個(gè)不同的航天器在軌姿態(tài)感知參量最佳行進(jìn)狀態(tài)信號(hào)，r為跟蹤速度因子，h為濾波因子。在物聯(lián)網(wǎng)監(jiān)測(cè)環(huán)境中，上述兩項(xiàng)物理量的數(shù)值水平越高，最終計(jì)算所得的航天器在軌姿態(tài)監(jiān)測(cè)控制律條件也就越符合實(shí)際應(yīng)用需求。在上述物理量的支持下，聯(lián)立公式(3)、(4)、(5)，可將航天器在軌姿態(tài)監(jiān)測(cè)控制律表達(dá)式定義為：

(6)

其中：u1、u2分別代表兩個(gè)不同的航天器在軌姿態(tài)指標(biāo)，xmin代表最小的位姿變動(dòng)感知量。至此，實(shí)現(xiàn)各項(xiàng)軟、硬件執(zhí)行環(huán)境的搭建，在物聯(lián)網(wǎng)應(yīng)用環(huán)境的支持下，完成新型航天器在軌姿態(tài)監(jiān)測(cè)系統(tǒng)設(shè)計(jì)。

3 系統(tǒng)應(yīng)用與測(cè)試

為驗(yàn)證基于物聯(lián)網(wǎng)及ADRC的航天器在軌姿態(tài)監(jiān)測(cè)系統(tǒng)的實(shí)際應(yīng)用價(jià)值，設(shè)計(jì)如下對(duì)比實(shí)驗(yàn)。規(guī)定航天器設(shè)備的起始放置位置為在軌姿態(tài)的初始記錄節(jié)點(diǎn)，航天器設(shè)備的終止放置位置為在軌姿態(tài)的最終記錄節(jié)點(diǎn)，將物聯(lián)網(wǎng)傳感器與航天器設(shè)備相連，在整個(gè)航行過程中，利用傳輸導(dǎo)線導(dǎo)出各個(gè)時(shí)間節(jié)點(diǎn)處的物理參量指標(biāo)，以用作后續(xù)的實(shí)驗(yàn)結(jié)果研究與分析，其中實(shí)驗(yàn)組主機(jī)搭載基于物聯(lián)網(wǎng)及ADRC的航天器在軌姿態(tài)監(jiān)測(cè)系統(tǒng)，對(duì)照組主機(jī)搭載光纖傳感型監(jiān)測(cè)系統(tǒng)。

在特殊航天環(huán)境中，由于電磁波干擾條件的存在，航天器設(shè)備極易偏離預(yù)設(shè)的軌跡路徑。已知電磁波能夠影響航天器監(jiān)測(cè)信號(hào)的解調(diào)偏差結(jié)果，一般情況下，解調(diào)偏差量越大，航天器設(shè)備偏離預(yù)設(shè)軌跡的行為越明顯。

表1記錄了實(shí)驗(yàn)組、對(duì)照組航天器監(jiān)測(cè)信號(hào)橫向解調(diào)偏差量的數(shù)值對(duì)比情況。

表1 橫向解調(diào)偏差量

分析表1可知，隨著實(shí)驗(yàn)時(shí)間的延長，實(shí)驗(yàn)組橫向解調(diào)偏差量基本保持相對(duì)穩(wěn)定的數(shù)值波動(dòng)變化狀態(tài)，且第一組均值結(jié)果低于第二組均值結(jié)果，整個(gè)實(shí)驗(yàn)過程中的最大數(shù)值結(jié)果僅能達(dá)到17.0%。對(duì)照組橫向解調(diào)偏差量在第一個(gè)實(shí)驗(yàn)組別中始終保持小幅穩(wěn)定上升的數(shù)值變化趨勢(shì) ，在第二個(gè)實(shí)驗(yàn)組別中雖出現(xiàn)小幅穩(wěn)定趨勢(shì)，但整體依然呈現(xiàn)不斷上升的數(shù)值變化狀態(tài)，整個(gè)實(shí)驗(yàn)過程中的最大數(shù)值結(jié)果達(dá)到了36.6%，與實(shí)驗(yàn)組最大值相比，上升了19.6%。

綜上可認(rèn)為，隨著基于物聯(lián)網(wǎng)及ADRC的航天器在軌姿態(tài)監(jiān)測(cè)系統(tǒng)的應(yīng)用，航天器監(jiān)測(cè)信號(hào)橫向解調(diào)偏差量出現(xiàn)了明顯下降的數(shù)值變化趨勢(shì)，可在特殊航天環(huán)境中，防止航天器設(shè)備偏離預(yù)設(shè)的軌跡路徑。

表2記錄了實(shí)驗(yàn)組、對(duì)照組航天器監(jiān)測(cè)信號(hào)縱向解調(diào)偏差量的數(shù)值對(duì)比情況。

表2 縱向解調(diào)偏差量

分析表2可知，隨著實(shí)驗(yàn)時(shí)間的延長，實(shí)驗(yàn)組縱向解調(diào)偏差量在第一個(gè)實(shí)驗(yàn)組別中保持先上升、再穩(wěn)定、最后下降的數(shù)值變化趨勢(shì)，在第二個(gè)實(shí)驗(yàn)組別中則保持先上升、再下降的數(shù)值變化趨勢(shì)，整個(gè)實(shí)驗(yàn)過程中的最大數(shù)值結(jié)果達(dá)到了20.8%。對(duì)照組縱向解調(diào)偏差量在第一個(gè)實(shí)驗(yàn)組別中保持先穩(wěn)定、再上升的數(shù)值變化趨勢(shì)，在第二個(gè)實(shí)驗(yàn)組別中則保持連續(xù)上升的數(shù)值變化趨勢(shì)，整個(gè)實(shí)驗(yàn)過程中的最大數(shù)值結(jié)果達(dá)到了52.0%，與實(shí)驗(yàn)組最大值相比，上升了31.2%。

綜上可認(rèn)為，隨著基于物聯(lián)網(wǎng)及ADRC的航天器在軌姿態(tài)監(jiān)測(cè)系統(tǒng)的應(yīng)用，航天器監(jiān)測(cè)信號(hào)縱向解調(diào)偏差量也出現(xiàn)了明顯下降的數(shù)值變化趨勢(shì)，在特殊航天環(huán)境中，能夠較好地抑制航天器設(shè)備偏離預(yù)設(shè)軌跡路徑。

4 結(jié)束語

在物聯(lián)網(wǎng)環(huán)境中，聯(lián)合主動(dòng)振動(dòng)控制器、FBG應(yīng)變傳感器等多個(gè)設(shè)備應(yīng)用元件，建立一個(gè)相對(duì)穩(wěn)定的硬件執(zhí)行環(huán)境，再通過ADRC原理及應(yīng)變傳感器標(biāo)定處理的方式，實(shí)現(xiàn)基于物聯(lián)網(wǎng)及ADRC的航天器的在軌姿態(tài)監(jiān)測(cè)系統(tǒng)設(shè)計(jì)。由于姿態(tài)傳遞系數(shù)結(jié)果不斷趨于清晰，橫向在軌應(yīng)變效應(yīng)可輔助航天器在軌姿態(tài)監(jiān)測(cè)控制律提供更為可信的監(jiān)測(cè)系統(tǒng)解調(diào)處理結(jié)果，且隨著橫向解調(diào)偏差值、縱向解調(diào)偏差值物理量的不斷減小，可在特殊航天環(huán)境中，有效屏蔽電磁波的物理干擾作用，確保航天器設(shè)備不會(huì)輕易偏離預(yù)設(shè)的軌跡路徑。