航天器太陽翼在軌撓性振動(dòng)測(cè)量中的無依托敏感技術(shù)

郎燕，梁鶴，袁利，張錦江，3，郭朝禮，張國(guó)琪，3，尹濤

1.北京控制工程研究所，北京 100094

2.中國(guó)空間技術(shù)研究院，北京 100094

3.空間智能控制技術(shù)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，北京 100094

隨著近地空間任務(wù)越來越復(fù)雜、深空探測(cè)任務(wù)探索范圍越來越遠(yuǎn)，對(duì)攜帶了大面積柔性太陽翼、大尺度柔性天線及桁架結(jié)構(gòu)、大型機(jī)械臂等撓性部件的大撓性航天器需求越來越大。其結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)具有模態(tài)階次高且密集、頻率低、阻尼特性復(fù)雜等特點(diǎn)，對(duì)航天器姿態(tài)和軌道控制性能和穩(wěn)定性均產(chǎn)生不利影響［1-2］。由于地面上很難對(duì)此類部件的在軌動(dòng)力學(xué)進(jìn)行準(zhǔn)確建模，故通過在軌測(cè)量和辨識(shí)獲取高精度的結(jié)構(gòu)模態(tài)參數(shù)是實(shí)現(xiàn)大撓性航天器高性能、強(qiáng)魯棒控制的重要技術(shù)途徑［3］，陀螺、加速度計(jì)、應(yīng)變片、光學(xué)相機(jī)等是常用的振動(dòng)測(cè)量方式［4-6］。1993—1997年間，美國(guó)NASA陸續(xù)對(duì)哈勃望遠(yuǎn)鏡［6-7］、和平號(hào)空間站［8］、國(guó)際空間站［9］開展了多達(dá)幾十次在軌模態(tài)參數(shù)辨識(shí)試驗(yàn)；1995年和2006年，日本分別對(duì)工程試驗(yàn)衛(wèi)星ETS-VI和ETS-VIII開展了多次在軌模態(tài)參數(shù)辨識(shí)試驗(yàn)［10-11］，極大地推動(dòng)了在軌模態(tài)辨識(shí)技術(shù)的發(fā)展。但美國(guó)和日本當(dāng)時(shí)安裝在撓性結(jié)構(gòu)上的加速度計(jì)、應(yīng)變片等是有線敏感器，長(zhǎng)距離的線纜束在大型活動(dòng)部件上鋪設(shè)復(fù)雜且不可靠，容易對(duì)部件的運(yùn)動(dòng)產(chǎn)生不利影響，同時(shí)也帶來明顯的附加重量且一定程度上改變其固有特性，因此發(fā)展無依托敏感技術(shù)愈加迫切。無依托敏感技術(shù)是指不依賴于傳統(tǒng)的線纜方式實(shí)現(xiàn)供電和通信的敏感器技術(shù)，自身具備從周圍工作環(huán)境中獲取能量并轉(zhuǎn)換為電能進(jìn)行供電、通過無線網(wǎng)絡(luò)進(jìn)行通信的能力［12-20］。

中國(guó)空間站首次使用了大型桁架式、可展收的柔性太陽翼，為驗(yàn)證太陽翼動(dòng)力學(xué)模型的準(zhǔn)確性，天和核心艙、問天實(shí)驗(yàn)艙分別于2021年5月、2022年7月期間在軌實(shí)施了太陽翼撓性測(cè)量與辨識(shí)試驗(yàn)，兩艙各有一個(gè)太陽翼在4個(gè)角點(diǎn)處安裝了4個(gè)自供電無線加速度計(jì)來測(cè)量太陽翼的振動(dòng)加速度響應(yīng)［21］，如圖1所示。這是中國(guó)首次針對(duì)大撓性太陽翼在軌開展模態(tài)參數(shù)辨識(shí)試驗(yàn)，也是首次將無依托敏感技術(shù)應(yīng)用于航天器振動(dòng)測(cè)量。相對(duì)傳統(tǒng)有線纜敏感器，無依托敏感器要具備能源自給自足、大范圍無線通信、輕小型化設(shè)計(jì)、低功耗休眠、高速率采集、自主溫控、多無線節(jié)點(diǎn)間數(shù)據(jù)交互、延時(shí)不確定下的時(shí)間同步等功能，這些需求要針對(duì)任務(wù)目標(biāo)和特點(diǎn)統(tǒng)籌設(shè)計(jì)。在借鑒國(guó)內(nèi)外相關(guān)研究成果的基礎(chǔ)上，中國(guó)空間站在多個(gè)自供電加速度計(jì)形成的無線振動(dòng)測(cè)量網(wǎng)絡(luò)方面逐步形成了具有自身特點(diǎn)的無依托敏感技術(shù)，圓滿完成了中國(guó)首次大型柔性太陽翼的模態(tài)參數(shù)測(cè)量與辨識(shí)任務(wù)。

1 航天器無依托敏感技術(shù)需求

1.1 振動(dòng)測(cè)量任務(wù)需求

通過對(duì)航天器撓性結(jié)構(gòu)施加特定頻譜的主動(dòng)激振信號(hào)或利用航天器大角度姿態(tài)機(jī)動(dòng)、軌道控制、進(jìn)出陰影區(qū)等被動(dòng)激振方式，對(duì)撓性結(jié)構(gòu)振動(dòng)過程進(jìn)行測(cè)量，從而辨識(shí)出撓性結(jié)構(gòu)的頻率、振型、阻尼等動(dòng)力學(xué)參數(shù)，用于修正地面模型。

1.2 無依托敏感器能力需求

1）自供電、自充電能力

對(duì)航天器撓性結(jié)構(gòu)特性的定期測(cè)量和評(píng)估，要求無依托敏感器在生存能力上必須具備自治性，即通過能量存儲(chǔ)單元實(shí)現(xiàn)自供電；在生存長(zhǎng)久性上必須有高效的能量轉(zhuǎn)換利用，即通過光電轉(zhuǎn)換模塊實(shí)現(xiàn)自充電。不考慮充電能力，能量存儲(chǔ)單元應(yīng)具備支持敏感器在全軌道周期下連續(xù)測(cè)量時(shí)間＞5 h的能力。自充電模塊應(yīng)保證所提供的充電電流大于敏感器測(cè)量單元和溫控單元在極限工況下的負(fù)載電流。

2）穩(wěn)定的大數(shù)據(jù)量更新輸出

根據(jù)被測(cè)對(duì)象的主要頻率分布確定待測(cè)振動(dòng)信號(hào)頻率范圍，并根據(jù)香農(nóng)采樣定理確定采集系統(tǒng)的數(shù)據(jù)更新率。一般為避免頻率泄漏問題，敏感器輸出數(shù)據(jù)更新率應(yīng)為被測(cè)振動(dòng)信號(hào)最高頻率的10倍以上。無線網(wǎng)絡(luò)固有的時(shí)延不確定、丟包等問題對(duì)高可靠的數(shù)據(jù)采樣率需求帶來困難。

3）高精度時(shí)間同步

模態(tài)振動(dòng)類型是通過對(duì)同一時(shí)刻不同位置處多個(gè)測(cè)點(diǎn)的測(cè)量綜合判斷的，其準(zhǔn)確辨識(shí)要求所有測(cè)點(diǎn)信息必須嚴(yán)格同拍，即多個(gè)無依托敏感器之間的時(shí)間系統(tǒng)必須精準(zhǔn)同步。撓性結(jié)構(gòu)的各階模態(tài)對(duì)應(yīng)的振動(dòng)頻率越高，說明動(dòng)態(tài)性能越強(qiáng)，也要求同一時(shí)刻下無依托敏感器之間的時(shí)間偏差越小。以一般無線測(cè)量網(wǎng)絡(luò)來說，最大時(shí)延＞500 ms，時(shí)延在幾毫秒到幾百毫秒范圍波動(dòng)，且往返時(shí)延不對(duì)稱，需要針對(duì)這些特征設(shè)計(jì)高精度時(shí)間校準(zhǔn)策略。對(duì)中國(guó)空間站太陽翼撓性參數(shù)辨識(shí)，由于主模態(tài)頻率較低且測(cè)量數(shù)據(jù)更新率為40 Hz，故要求校時(shí)偏差應(yīng)＜20 ms即可。

4）數(shù)據(jù)緩存和代傳能力

準(zhǔn)確的模態(tài)參數(shù)辨識(shí)要求振動(dòng)測(cè)量期間采集的信號(hào)是完整、連續(xù)、可精確表征實(shí)際信號(hào)狀態(tài)的。太陽翼、柔性天線、機(jī)械臂在轉(zhuǎn)動(dòng)過程中可能會(huì)使敏感器的通信天線被局部或全部遮擋，導(dǎo)致無線通訊短時(shí)或長(zhǎng)期中斷。因此無依托敏感器需具備本地?cái)?shù)據(jù)緩存能力，各節(jié)點(diǎn)之間還需具備自動(dòng)組網(wǎng)、數(shù)據(jù)代傳能力，實(shí)現(xiàn)采集單元端獲取數(shù)據(jù)的有序、完整、無丟包、無重包目標(biāo)。

5）低功耗休眠能力

“自供電”帶來的局限性是無依托敏感器無法真正地受控?cái)嚯?，且能量存?chǔ)單元容量及壽命有限。比如在地面發(fā)射場(chǎng)完成測(cè)試且最后一次充滿電到航天器發(fā)射還有一段空閑期，需具備低功耗休眠能力以最大程度節(jié)省電量。另外在軌飛行過程中，非測(cè)量期間也需要低功耗省電運(yùn)行。因此必須根據(jù)任務(wù)需求設(shè)計(jì)節(jié)能策略，進(jìn)行動(dòng)態(tài)能耗管理，延長(zhǎng)有效的工作時(shí)長(zhǎng)。

2 無依托敏感技術(shù)的核心能力設(shè)計(jì)

要實(shí)現(xiàn)1.2節(jié)所述的無依托敏感器能力需求，其基本組成設(shè)計(jì)如圖2所示，應(yīng)包括太陽能收集及充電單元、能量存儲(chǔ)單元、測(cè)量敏感單元、數(shù)據(jù)采集與處理單元、FLASH存儲(chǔ)區(qū)、熱控單元和無線通信單元7部分。太陽能收集及充電單元可由太陽電池片完成光電轉(zhuǎn)換功能，并通過專用充電芯片向能量存儲(chǔ)單元注入電能。能量存儲(chǔ)單元通常為超級(jí)電容、電池等，為敏感器的正常工作提供電能。測(cè)量敏感單元為加速度計(jì)或其他測(cè)量載荷。信號(hào)處理、電源管理與熱控管理單元是控制核心，負(fù)責(zé)實(shí)現(xiàn)對(duì)外通訊、電源管理、熱控管理、數(shù)據(jù)采集與處理、模式管理等功能，通常為由模塊化高速處理器，應(yīng)具備低功耗休眠模式。FLASH存儲(chǔ)區(qū)具備掉電存儲(chǔ)功能，用于保存重要參數(shù)。熱控單元由加熱片、溫度測(cè)點(diǎn)等組成，為低溫環(huán)境下正常工作提供保障。無線通信單元包括無線收發(fā)器、無線通信天線等。

2.1 自供電技術(shù)

中國(guó)空間站太陽翼振動(dòng)測(cè)量使用的自供電加速度計(jì)選用了可適應(yīng)-40～+85 ℃環(huán)境溫度的寬溫鋰電池作為能量存儲(chǔ)單元。全軌道周期下，加速度計(jì)在陰影區(qū)工作時(shí)的負(fù)載電流最大（環(huán)境溫度低，溫控單元開啟），按照700 mA計(jì)算，要滿足不充電條件下連續(xù)測(cè)量時(shí)間＞5 h的指標(biāo)要求，則鋰電池容量應(yīng)＞3 500 mA。實(shí)際選用的鋰電池放電電壓范圍為4.2 V（滿電）～2.5 V（空），25 ℃下的標(biāo)稱容量為4 000 mA·h，最大連續(xù)放電電流8 A（2C rate），可以滿足最大負(fù)載及連續(xù)工作時(shí)間要求。

2.2 自充電技術(shù)

僅依靠鋰電池?zé)o法實(shí)現(xiàn)能量再生，因此敏感器外表面布置了三結(jié)砷化鎵太陽電池片用于太陽光收集和光電轉(zhuǎn)換，能量轉(zhuǎn)化效率＞30%，太空中垂直光照下的平均輸出電流范圍為760 mA，在-90～+100 ℃溫度范圍內(nèi)通過多片串聯(lián)方式可向后端鋰電池充電單元提供＞4.2 V的輸出電壓。

鋰電池充電單元負(fù)責(zé)將三結(jié)砷化鎵太陽電池片轉(zhuǎn)換的電能提供到后端的鋰電池中進(jìn)行存儲(chǔ)，要保證其輸入特性與能量收集單元的輸出特性兼容，輸出特性與能量存儲(chǔ)單元的輸入特性兼容，如圖3所示。

圖3 充電單元設(shè)計(jì)要素Fig.3 Charger design elements

空間站自供電加速度計(jì)在待機(jī)、加速度計(jì)工作、加熱模式下的工作電流分別為25 mA、560 mA、450 mA。陽照區(qū)內(nèi)通過被動(dòng)熱控設(shè)計(jì)可保證不開加熱片，陰影區(qū)內(nèi)敏感組件工作產(chǎn)生的熱耗等同于鋰電池主動(dòng)加熱效果，因此主動(dòng)加熱僅在陰影區(qū)下敏感組件不工作時(shí)開啟。以一個(gè)軌道周期90 min為例，陽照、陰影區(qū)比例為5∶4。

式中：Eout為消耗能量；Iacc和Tacc分別為加速度計(jì)工作電流和工作時(shí)長(zhǎng)；Iheat和Theat分別為加熱電流和加熱時(shí)長(zhǎng)，Iacc和Iheat不同時(shí)＞0 mA；Ein為充電能量；Isun為充電電流（760 mA）；Tsun為充電時(shí)長(zhǎng)（50 min）；θ為太陽與電池片法線夾角。根據(jù)式（1）和式（2），能量收支平衡下且不同太陽入射角下加速度計(jì)最大工作時(shí)長(zhǎng)統(tǒng)計(jì)見表1。

表1 無線加速度計(jì)工作模式Table 1 Work modes of wireless accelerometer

如果鋰電池電量可補(bǔ)充提供90 min軌道周期內(nèi)光電轉(zhuǎn)換不足的部分，則

式中：Ebattery為鋰電池電量；N為軌道周期倍數(shù)。

根據(jù)式（3）可得能量收支不平衡模式下、不同太陽入射角下的加速度計(jì)最大工作時(shí)長(zhǎng)統(tǒng)計(jì)如表1所示。可見，能量收支平衡模式適用于短期的周期性測(cè)量；能量收支不平衡模式適用于單次長(zhǎng)期測(cè)量?？筛鶕?jù)任務(wù)需求合理選擇。

2.3 多無依托敏感器間數(shù)據(jù)代傳技術(shù)

無依托敏感器作為主動(dòng)端（STA）通過無線接入點(diǎn)（AP）連入采集系統(tǒng)網(wǎng)絡(luò)中。無線信號(hào)的強(qiáng)弱與STA、AP相對(duì)位置有關(guān)，如果某個(gè)STA與AP之間的無線鏈路中斷，則該節(jié)點(diǎn)的測(cè)量信息無法被采集到。如圖1所示，當(dāng)空間站太陽翼陣面法線指向節(jié)點(diǎn)艙方向時(shí)，加速度計(jì)天線與接入點(diǎn)AP天線中心基本呈90°，這時(shí)加速度計(jì)1受太陽翼陣面遮擋最嚴(yán)重而無法與接入點(diǎn)AP建立連接。

若加速度計(jì)1能通過其他與AP保持正常連接的STA節(jié)點(diǎn)（如加速度計(jì)3）進(jìn)行中繼代傳數(shù)據(jù)，則可大大提高無線采集的可靠性。這就要求無依托敏感器應(yīng)兼容STA與AP模式，當(dāng)周期性檢測(cè)到與無線接入點(diǎn)之間的連接斷開超過一定時(shí)長(zhǎng)時(shí)，則自主切換為AP模式，等待其他STA在巡檢時(shí)接入。為提高代傳效率，基于配對(duì)原則對(duì)加速度計(jì)兩兩進(jìn)行IP綁定。即遍歷太陽翼0°～360°轉(zhuǎn)角下4個(gè)加速度計(jì)接收接入點(diǎn)AP無線信號(hào)的覆蓋情況，選擇接收AP信號(hào)始終良好的加速度計(jì)與部分工況下接收AP信號(hào)較弱的加速度計(jì)進(jìn)行配對(duì)，例如加速度計(jì)1與3配對(duì)，加速度計(jì)2與4配對(duì)，只有配對(duì)的加速度計(jì)間互相代傳數(shù)據(jù)。切換策略如圖4所示。

圖4 無線加速度計(jì)STA與AP切換策略Fig.4 Switching strategy between wireless node STA and AP

2.4 多緩沖區(qū)采集技術(shù)

振動(dòng)測(cè)量要求試驗(yàn)期間所有測(cè)量數(shù)據(jù)必須有序、連續(xù)且完整。由于無線時(shí)延的不確定性和無線信號(hào)易受干擾，為避免頻繁丟包、重包，采集單元與無依托敏感器之間采用主從應(yīng)答式通信，采集單元周期性發(fā)送采集指令，敏感器收到后發(fā)送2次采集指令之間的測(cè)量數(shù)據(jù)，如圖5所示。

圖5 采集單元與無依托敏感器間的采集機(jī)制Fig.5 Acquisition mechanism between acquisition unit and wireless sensor

1）兩級(jí)采集頻率設(shè)計(jì)

敏感器以較高頻率（測(cè)量周期Ts）輸出測(cè)量數(shù)據(jù)，輸出的單包數(shù)據(jù)暫存于自身緩沖區(qū)中，多個(gè)單包數(shù)據(jù)在緩沖區(qū)內(nèi)打包為大包數(shù)據(jù)發(fā)送。采集單元以較低頻率（通訊周期Tc）采集無依托敏感器的大包數(shù)據(jù)。Tc和Ts的設(shè)計(jì)原則為：Tc大于最大通訊往返時(shí)延Tdmax、Tc滿足任務(wù)實(shí)時(shí)性需求、Ts根據(jù)測(cè)量更新頻率確定、Tc為Ts整數(shù)倍。

2）多區(qū)緩存設(shè)計(jì)

設(shè)計(jì)讀、寫2個(gè)循環(huán)隊(duì)列，分別對(duì)應(yīng)寫操作（測(cè)量）和讀操作（通訊），2個(gè)隊(duì)列共享緩沖區(qū)，總緩沖區(qū)個(gè)數(shù)Nbuff為偶數(shù)，每個(gè)緩沖區(qū)讀寫互斥。通過約束讀、寫指針起始位置，使得同一時(shí)刻寫隊(duì)列、讀隊(duì)列中各有Nbuff/2個(gè)緩沖區(qū)，且讀指針和寫指針間隔Nbuff/2-1個(gè)緩沖區(qū)，二者間隔的緩沖區(qū)數(shù)量越多則能容忍的無線時(shí)延越大。

如圖6所示，以讀、寫操作均為6緩沖區(qū)循環(huán)隊(duì)列為例，每個(gè)隊(duì)列的緩沖區(qū)按照A～F順序排列。寫操作以測(cè)量周期Ts向?qū)戧?duì)列的首個(gè)寫緩沖區(qū)寫入單包測(cè)量數(shù)據(jù)，待存滿Na（=Tc/Ts）包后，該緩沖區(qū)轉(zhuǎn)換為只讀模式插入讀隊(duì)列的對(duì)應(yīng)位置等待被讀取，同時(shí)寫指針移動(dòng)至下一個(gè)寫緩沖區(qū)開始新的Na包測(cè)量數(shù)據(jù)寫入。無依托敏感器在每個(gè)通訊周期Tc到來后查詢采集單元發(fā)送的采集指令，查到后從讀指針指向的讀緩沖區(qū)一次讀取Na包測(cè)量數(shù)據(jù)發(fā)送給采集單元，該緩沖區(qū)轉(zhuǎn)換為只寫模式重新插入寫隊(duì)列的對(duì)應(yīng)位置，同時(shí)讀指針移動(dòng)至下一個(gè)讀緩沖區(qū)等待新的采集指令到來。該設(shè)計(jì)可以容忍無線采集指令發(fā)送時(shí)延Tds在0～2Tc內(nèi)任意波動(dòng)的情況，通過讀寫指針之間緩沖區(qū)間隔的動(dòng)態(tài)變化保證寫指針和讀指針不同時(shí)位于同一緩沖區(qū)。當(dāng)通訊時(shí)延突然增大導(dǎo)致未收到采集指令時(shí)，寫指針下移而讀指針不動(dòng)避免丟包；當(dāng)通訊時(shí)延突然減小導(dǎo)致一次寫操作過程中收到2次采集指令，則讀指針移動(dòng)2次，避免了由于采集指令相對(duì)早到導(dǎo)致的發(fā)送重復(fù)包問題。

圖6 兩級(jí)頻率多區(qū)緩存采集機(jī)制Fig.6 Two frequencies and multi caches mechanism

2.5 多無依托敏感器間時(shí)間同步技術(shù)

對(duì)于無線網(wǎng)絡(luò)，通信時(shí)延抖動(dòng)的不確定，采集單元同一時(shí)刻向多個(gè)無依托敏感器發(fā)送校時(shí)指令，各節(jié)點(diǎn)收到指令的時(shí)刻存在一定偏差，各敏感器之間的時(shí)間差就是時(shí)延抖動(dòng)量。校時(shí)算法由采集單元實(shí)現(xiàn)，依次串行對(duì)每個(gè)加速度計(jì)執(zhí)行一次，算法流程如圖7所示，步驟如下

圖7 無線自主校時(shí)算法流程Fig.7 Flow of wireless autonomous time calibration

1）無線鏈路時(shí)延分布摸底

采集單元以1 s間隔向某敏感器連續(xù)發(fā)送N次ping指令，測(cè)量采集單元與該敏感器間的往返雙程鏈路時(shí)延，可得Ns內(nèi)時(shí)延最小值Tdmin。根據(jù)允許的校時(shí)誤差Terr_limt（20 ms）確定時(shí)延閾值Td_limt，該閾值越小則需要多次校時(shí)才能找到校時(shí)時(shí)延小于閾值的一次，即耗時(shí)越多。初始設(shè)定Terr_limt和Tdmin之中的小值作為Td_limt。

2）時(shí)延自主尋優(yōu)補(bǔ)償

不考慮無線鏈路時(shí)延，采集單元向無依托敏感器發(fā)送當(dāng)前時(shí)間Tgnc，無依托敏感器以中斷方式接收后保存Tgnc，并更新本機(jī)時(shí)間Tacc_cur=Tgnc，這是采集單元對(duì)無依托敏感器的絕對(duì)校時(shí)。無依托敏感器經(jīng)過軟件處理時(shí)間Thandle后，向采集單元發(fā)送應(yīng)答消息ACK。采集單元在Tgnc_ack收到應(yīng)答消息ACK后計(jì)算校時(shí)往返時(shí)延Td（即Tgnc_ack-Tgnc），這是采集單元對(duì)本次絕對(duì)校時(shí)的時(shí)延測(cè)量?！敖^對(duì)校時(shí)+時(shí)延測(cè)量”定義為一次完整的校時(shí)操作。若本次測(cè)量的Td＜Td_limt則絕對(duì)校時(shí)結(jié)束，否則再次執(zhí)行上述校時(shí)操作直到滿足。實(shí)際會(huì)根據(jù)總的校時(shí)時(shí)長(zhǎng)約束調(diào)整Td_limt，在時(shí)間花費(fèi)和校時(shí)誤差之間折衷。

3）時(shí)延常偏補(bǔ)償

采集單元向無依托敏感器發(fā)送本次絕對(duì)校時(shí)對(duì)應(yīng)的往返時(shí)延Td，敏感器收到后根據(jù)式（4）計(jì)算并更新本機(jī)時(shí)間。根據(jù)地面多次測(cè)試結(jié)果，采集單元至敏感器的去程時(shí)延Tds和敏感器至采集單元的返程時(shí)延Tdr不對(duì)稱，δT常值偏差用于補(bǔ)償二者間差值，多次測(cè)試的平均值為4 ms。

式中：Δt為收到時(shí)延Td與收到Tgnc的時(shí)刻差。

地面實(shí)驗(yàn)室環(huán)境下的無線往返時(shí)延在10～300 ms間波動(dòng)，采集單元對(duì)加速度計(jì)執(zhí)行完自主校時(shí)操作后，地面設(shè)備通過有線串口同時(shí)鎖存采集單元和加速度計(jì)本機(jī)時(shí)間，二者之差即為校時(shí)誤差。如圖8所示，10次自主校時(shí)測(cè)試的誤差散布＜5 ms，進(jìn)一步經(jīng)過常偏補(bǔ)償后誤差散布在±1 ms以內(nèi)。

圖8 10次校時(shí)誤差及常偏補(bǔ)償后誤差Fig.8 Correction errors and errors after compensations of ten calibrations

2.6 自主休眠喚醒技術(shù)

對(duì)于航天器撓性振動(dòng)測(cè)量，一般在健康監(jiān)測(cè)、定期巡檢時(shí)開展，非測(cè)量任務(wù)期間保持低功耗模式。選用的處理器需支持休眠等低功耗模式，通常是關(guān)閉絕大部分負(fù)載、僅保留計(jì)數(shù)器功能。無依托敏感器在收到采集單元的休眠指令后切換為休眠狀態(tài)，設(shè)計(jì)休眠時(shí)間參數(shù)觸發(fā)和事件觸發(fā)2種退出方式。事件觸發(fā)可以結(jié)合航天器在撓性測(cè)量任務(wù)前的常規(guī)操作來設(shè)計(jì)，比如太陽翼振動(dòng)測(cè)量前要設(shè)置太陽翼轉(zhuǎn)動(dòng)到期望轉(zhuǎn)角處，機(jī)械臂振動(dòng)測(cè)量前要設(shè)置機(jī)械臂運(yùn)動(dòng)到特定構(gòu)型下，通過檢測(cè)加速度值的大小作為是否真正退出休眠的判定依據(jù)。尤其在巡檢計(jì)劃發(fā)生調(diào)整時(shí)，通過事件觸發(fā)判斷可以提高無依托敏感器的自主管理能力，最大程度實(shí)現(xiàn)節(jié)能。

如圖9所示，無依托敏感器在休眠設(shè)置T0時(shí)刻收到采集單元發(fā)送的休眠指令后進(jìn)入低功耗模式，當(dāng)計(jì)數(shù)器從觸發(fā)休眠期ΔT1開始倒計(jì)時(shí)減為0后，在退出窗口1時(shí)間段內(nèi)持續(xù)進(jìn)行加速度值判斷，若判定結(jié)果符合預(yù)期退出條件，則轉(zhuǎn)入正常工作模式；若判定不滿足退出條件，則繼續(xù)休眠進(jìn)入休眠期ΔT2，以此類推。

圖9 時(shí)間和事件相結(jié)合的休眠喚醒設(shè)計(jì)Fig.9 Wake-up design combined with time and event

3 在軌驗(yàn)證情況

基于第2節(jié)所述的無依托敏感器關(guān)鍵技術(shù)及策略，對(duì)中國(guó)空間站上的自供電無線加速度計(jì)各項(xiàng)實(shí)際性能結(jié)果進(jìn)行了總結(jié)。

3.1 低功耗休眠能力評(píng)估

4個(gè)無線加速度計(jì)在地面最后一次測(cè)試完成后執(zhí)行了鋰電池充電操作，并于發(fā)射前5天設(shè)置進(jìn)入低功耗休眠狀態(tài)。根據(jù)2.6節(jié)方案，3個(gè)休眠退出窗口分別對(duì)應(yīng)3個(gè)火箭起飛窗口，通過參數(shù)注入提前預(yù)置于內(nèi)部FLASH中。每個(gè)窗口跨度2 h，加速度計(jì)在窗口內(nèi)將自主進(jìn)行三軸加速度值監(jiān)測(cè)，當(dāng)判斷滿足起飛條件后將轉(zhuǎn)入發(fā)射段計(jì)時(shí)，計(jì)時(shí)到后則開始主動(dòng)搜索并連接艙外Wi-Fi接入點(diǎn)，否則保持W-iFi通訊靜默狀態(tài)直至本窗口結(jié)束再次進(jìn)入休眠。實(shí)際任務(wù)中，核心艙按照第1窗口的標(biāo)稱時(shí)刻準(zhǔn)時(shí)發(fā)射，入軌后約2 h艙外Wi-Fi接入點(diǎn)開啟后，在軌實(shí)時(shí)監(jiān)測(cè)到4個(gè)無線加速度計(jì)均聯(lián)網(wǎng)成功，數(shù)據(jù)正常下行。結(jié)合下行數(shù)據(jù)中的4個(gè)鋰電池初始電量（分別為68%、71%、66%、64%）和起飛前的耗電量預(yù)估可以判斷，4個(gè)加速度計(jì)按照預(yù)定程序執(zhí)行了休眠操作并正常喚醒，基于時(shí)間觸發(fā)和事件觸發(fā)相結(jié)合的喚醒策略有效。

3.2 自供電能力評(píng)估

初始入軌后，無線加速度計(jì)在90 min的運(yùn)行軌道上保持待機(jī)狀態(tài)，平均負(fù)載電流30 mA，每個(gè)軌道周期下鋰電池的凈充入電量約2 W·h，平均充電量約為電池容量的12%，在容量剩余64%以上的情況下，約4.5 h后可充電至90%以上，約6 h后鋰電池電量達(dá)到100%，停止充電，維持滿電工作。充電情況如表2所示。

表2 入軌后自供電測(cè)試情況Table 2 On-orbit self-powered test

4個(gè)無線加速度計(jì)入軌后約8 h內(nèi)的鋰電池電壓、電流曲線如圖10所示。

圖10 入軌初期鋰電池充電過程電壓和電流曲線Fig.10 Lithium battery voltage and current curves of charging on-orbit

陽照區(qū)電流為正表明在向鋰電池充電，陰影區(qū)電流為負(fù)表明鋰電池為放電狀態(tài)。前2個(gè)軌道周期以550 mA恒流充電，從第3個(gè)周期起鋰電池電壓基本達(dá)到4.2 V后進(jìn)入恒壓充電，電量達(dá)到100%后若再次低于充電閾值則進(jìn)行涓流充電?？梢姡铀俣扔?jì)的自供電性能良好。

3.3 能量平衡能力評(píng)估

核心艙在軌開展了連續(xù)7 h的太陽翼熱顫振監(jiān)視，這是對(duì)加速度計(jì)連續(xù)工作狀態(tài)下能量平衡、溫控能力的檢驗(yàn)。熱顫振主要發(fā)生在進(jìn)影、出影過程中，故主要采集了5次進(jìn)出影期間的加速度計(jì)數(shù)據(jù)。根據(jù)圖11，4個(gè)鋰電池均從滿電（98%以上電量）開始工作，約3 h后電量明顯下降至93%～88%之間，且在之后4 h內(nèi)基本維持，說明此時(shí)能量收支已基本達(dá)到平衡。

圖11 熱顫振測(cè)試期間鋰電池電壓和電量曲線Fig.11 Lithium battery voltage and power curves during thermal flutter

3.4 同步校時(shí)能力評(píng)估

核心艙上的4個(gè)無線加速度計(jì)節(jié)點(diǎn)在開展振動(dòng)測(cè)量任務(wù)前都會(huì)首先進(jìn)行自主同步校時(shí)。選取了10次自主校時(shí)結(jié)果進(jìn)行統(tǒng)計(jì)。

每次校時(shí)前均會(huì)進(jìn)行10次往返時(shí)延摸底測(cè)試，圖12給出10次校時(shí)后得到的100次往返時(shí)延在6～450 ms間波動(dòng)。如圖13所示，取10次往返時(shí)延計(jì)算1次平均值，則10次的均值在69～193 ms之間，10次的最小值在6～35 ms之間。根據(jù)2.5節(jié)描述，校時(shí)算法中取校時(shí)允許誤差Terr_limt和時(shí)延最小值Tdmin中的小值作為校時(shí)成功的閾值Td_limt，因此實(shí)際在軌自主校時(shí)的誤差一定＜20 ms。

圖12 10次校時(shí)的往返時(shí)延波動(dòng)情況Fig.12 Round trip delay fluctuations of ten calibrations

圖13 10次校時(shí)的往返時(shí)延平均值和最小值Fig.13 Average and minimum round trip delay of ten calibrations

3.5 高可靠數(shù)據(jù)采集能力評(píng)估

核心艙在軌道控制、大角度調(diào)姿、太陽翼伺服控制、進(jìn)出影熱顫振、貨運(yùn)飛船對(duì)接等主線任務(wù)中共開展了十余次太陽翼振動(dòng)監(jiān)測(cè)，考核了太陽翼在上述典型任務(wù)工況中承受被動(dòng)激勵(lì)下的振動(dòng)特性。此外，在控制開環(huán)情況下利用控制力矩陀螺對(duì)太陽翼進(jìn)行偽隨機(jī)掃頻、針對(duì)理論特征頻率的脈沖激勵(lì)等主動(dòng)激振方式，開展了15次太陽翼專項(xiàng)激勵(lì)測(cè)試，對(duì)我國(guó)首次在軌應(yīng)用的柔性太陽翼模態(tài)參數(shù)進(jìn)行了全面驗(yàn)證。4個(gè)無線加速度計(jì)全程參與了上述28個(gè)工況的測(cè)試，向地面下傳了大量測(cè)試數(shù)據(jù)，不僅在測(cè)量能力上做到了全天時(shí)在軌可用，而且40 Hz的數(shù)據(jù)更新率、10 ms以內(nèi)的時(shí)間同步精度、無線時(shí)延波動(dòng)下的測(cè)量數(shù)據(jù)有序連續(xù)完整性確保了對(duì)太陽翼振動(dòng)過程的精確復(fù)現(xiàn)。同時(shí)利用本地?cái)?shù)據(jù)緩存和數(shù)據(jù)代傳技術(shù)有效解決了太陽翼特定轉(zhuǎn)角下的無線信號(hào)盲區(qū)問題，保證所有節(jié)點(diǎn)的測(cè)量數(shù)據(jù)均可獲取，實(shí)現(xiàn)了無線采集網(wǎng)絡(luò)在任意時(shí)刻的全局完整性。

以太陽翼法線與艙體滾動(dòng)軸夾角保持在45°下的測(cè)試工況為例，利用控制力矩陀螺對(duì)艙體滾動(dòng)軸實(shí)施了持續(xù)時(shí)間4.2 s的主動(dòng)脈沖式激振，之后控制力矩陀螺和推力器均無動(dòng)作，從開始激振之后的約190 s內(nèi)核心艙始終處于控制開環(huán)的停控狀態(tài)，收集了持續(xù)約185 s的太陽翼自由震蕩過程數(shù)據(jù)。圖14為4個(gè)無線加速度計(jì)從激振準(zhǔn)備、激振過程到自由震蕩衰減結(jié)束后140 s內(nèi)的加速度測(cè)量值，地面考核試驗(yàn)給出的加速度計(jì)的測(cè)量精度為2×10－4g，各加速度計(jì)的測(cè)量坐標(biāo)系定義見圖1。圖15為同時(shí)段根據(jù)安裝在艙體內(nèi)部的陀螺數(shù)據(jù)計(jì)算出的核心艙本體系三軸角速度測(cè)量值，x、y、z分別為滾動(dòng)軸、俯仰軸和偏航軸。

圖14 4個(gè)無線加速度計(jì)測(cè)量曲線Fig.14 Measurement curves of four wireless accelerometers

圖15 根據(jù)陀螺測(cè)量值計(jì)算的本體角速度曲線Fig.15 Angular velocity curves from gyro measurements

對(duì)上述加速度計(jì)和陀螺的測(cè)量值分別進(jìn)行FFT分析，剔除偽模態(tài)后的主要模態(tài)特征頻率如表3所示。

表3 225°轉(zhuǎn)角下主動(dòng)脈沖激振下獲取的特征頻率Table 3 Frequencies obtained under active pulse excitation at 225° rotation angleHz

根據(jù)圖1可知，加速度計(jì)1和4布局在太陽翼的遠(yuǎn)端，加速度計(jì)2和3布局在太陽翼的近端，主動(dòng)激振過程中太陽翼遠(yuǎn)端比近端振動(dòng)劇烈，因此加速度計(jì)1和4的振幅更大且測(cè)量信號(hào)頻率更豐富，F(xiàn)FT分析獲得的特征頻率更多，通過表3的結(jié)果也印證了這一結(jié)論，加速度計(jì)1和4獲取的頻率基本一致，加速度計(jì)2和3獲取的頻率一致。且近端加速度計(jì)辨識(shí)到的頻率均在遠(yuǎn)端加速度計(jì)辨識(shí)頻率的范圍內(nèi)，證明4個(gè)加速度計(jì)的測(cè)量一致性好。由于陀螺安裝在核心艙剛性結(jié)構(gòu)上，可測(cè)的撓性頻率數(shù)量少于加速度計(jì)，從陀螺辨識(shí)出的3個(gè)頻率看，均在加速度計(jì)辨識(shí)結(jié)果范圍內(nèi)，這也印證了加速度計(jì)測(cè)量數(shù)據(jù)的完整可信，精度滿足任務(wù)要求。

4 結(jié)論

針對(duì)無依托敏感技術(shù)在空間探測(cè)任務(wù)中的應(yīng)用需求，以空間站太陽翼撓性振動(dòng)測(cè)量任務(wù)為牽引和實(shí)踐，梳理了無依托敏感器應(yīng)具備的核心能力，即自供電自充電、無依托敏感器間數(shù)據(jù)代傳、高可靠數(shù)據(jù)采集、高精度時(shí)間同步和自主休眠喚醒等。逐一討論了上述能力的實(shí)現(xiàn)方案，并給出了空間站太陽翼振動(dòng)測(cè)量無依托敏感器對(duì)上述能力的實(shí)際驗(yàn)證結(jié)果。在軌測(cè)試結(jié)果表明所提出的無依托敏感技術(shù)設(shè)計(jì)策略合理、有效，為我國(guó)首次在軌柔性太陽翼動(dòng)力學(xué)參數(shù)辨識(shí)任務(wù)的圓滿完成做出了重要貢獻(xiàn)。