电磁航天器编队飞行系统概述.

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卫星编队

+G1 H38 034 0G1 058 H54 IG1 +G2 0G1 =08 =H4
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!"M 编队队形设计
本文将从星相对主星的具有特定空间几何特征的相对运动轨迹称为编队轨道 /将运行于相同或相异编队轨道上的多颗卫星共同构成的几何构形称为编队队形$
以主星轨道面为基准定义从星的参照轨道要
素$相对轨道倾角 )G定义为主从星轨道面夹角/相对升交点赤经 +G和相对轨道角 0G分别定义为主星轨道大圆弧长 ?. 和从星轨道大圆弧长 .@/相对平赤经 IG定义为 +G和 0G二者之和$而相对近地点幅角 ,G和相对真近点角 -G分别定义为从星轨道大圆弧长 .D5 和 D5@$参照轨道要素与经典轨道要素之间的关系为 ’ JKL
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本文用到两个坐标系 E分别为赤道惯性坐标系 5678和主星轨道坐标系 9:;<G5678的原点 5 在地心+6 轴沿地心赤道面和黄道面的交线=指向春分点+8轴指向北极+7在赤道平面上垂直于 6 轴G9:;<的原点 9为主星+:在主星轨道面内=从地心指向主星+<沿轨道平面法线方向+;在主星轨道平面内-图 $.G:;,;<,:<平面依次称为轨道面 ,地平面和法平面 G

飞行器飞行控制与导航系统设计

飞行器飞行控制与导航系统设计第一章：引言随着航空技术的飞速发展，飞行器的飞行控制与导航系统的设计变得愈发重要。

飞行控制与导航系统是保障飞行器安全飞行的关键因素之一。

本文将从飞行控制与导航系统的概述入手，深入探讨该系统的设计原理和方法。

第二章：飞行控制系统飞行控制系统主要由飞行控制计算机、执行器、传感器以及作动器等组成。

飞行控制计算机是飞行控制系统的核心，其通过算法和模型来控制飞行器的姿态、航向和高度等。

执行器负责将计算机生成的指令转化为力和力矩，通过作动器作用于飞行器。

传感器则用于采集飞行器的各种状态参数。

飞行控制系统的设计目标是确保飞行器的稳定性、可靠性和安全性。

第三章：导航系统导航系统是指飞行器用于确定其位置、速度和航向等信息的系统。

常见的导航系统包括惯性导航系统（INS）、全球定位系统（GPS）和惯性/全球定位系统（INS/GPS）等。

惯性导航系统通过加速度计和陀螺仪等传感器来测量飞行器的加速度和角速度，进而计算出其位置和航向。

全球定位系统则通过接收地面的卫星信号，来确定飞行器的准确位置和速度。

惯性/全球定位系统是结合了两者优点的一种导航系统。

第四章：飞行控制与导航系统的设计原理飞行控制与导航系统的设计原理主要包括建模、控制算法选择和系统集成等方面。

建模是指将飞行器的动力学和环境模型抽象为数学模型。

控制算法是指根据这些模型，选择合适的控制策略来实现稳定控制和导航。

系统集成则是指将飞行控制系统与导航系统进行有机地集成，确保二者之间的相互作用。

第五章：飞行控制与导航系统的设计方法飞行控制与导航系统的设计方法包括仿真、实验和实际飞行验证等。

仿真是指利用计算机模型来进行系统设计和性能评估。

实验则是通过实际物理设备进行系统验证和优化。

最终需要进行实际飞行验证，以验证系统在真实飞行环境中的性能表现。

第六章：飞行控制与导航系统的发展趋势随着航空技术的不断进步，飞行控制与导航系统也在不断发展。

未来，飞行控制与导航系统将更加智能化和自动化。

地球轨道航天器编队飞行动力学与控制研究综述

第41卷第2期力学与实践2019年4月地球轨道航天器编队飞行动力学与控制研究综述1)孙俊2)黄静张宪亮黄庭轩(上海航天控制技术研究所，上海201109)(上海市空间智能控制技术重点实验室，上海201109)孙俊，上海航天控制技术研究所研究员，研发中心主任，哈尔滨工程大学兼职教授/博导，2004年毕业于南京航空航天大学电气工程及其自动化专业，后获得上海航天技术研究院导航制导与控制专业硕士和哈尔滨工业大学航空宇航科学与技术专业博士学位。

著有《航天器姿轨一体化动力学与控制技术》等。

发表空间飞行器动力学与控制技术方面的SCI、EI论文24篇，发明专利10余项，主持国家自然科学基金、科技部重点研发专项、国家863计划、973计划、军委科技委等11项重大/重点课题研究。

获上海市学术技术带头人、上海市青年拔尖人才及国家863计划先进个人等荣誉称号。

担任全国遥感技术标准化技术委员会委员。

摘要航天器编队飞行被定义为跟踪或维持航天器之间的期望相对间隔、期望指向和相对位置。

本文概括介绍了近年来地球轨道飞行编队的动力学和控制方面研究的发展状况，包括传统推进系统和新型无推进剂编队系统的动力学建模方法和控制器设计技术等。

在传统推进编队系统中，航天器由使用化学燃料或等离子体的推进器提供推力，可以实现高精度地相对姿态/位置保持或重构，控制简单，灵活性高，但是需要消耗较多的能源。

相比之下，在新型无推进剂编队系统中，航天器通过新的推力方式，如大气阻力作用，非接触内力，地磁洛伦兹力，动量交换等，将大大延长编队任务的寿命，并有效地避免羽流污染，但会带来新的控制问题。

本文总结了这些领域中动力学与控制方面的研究方法及取得的成果，并提出了相关领域值得深入研究的问题和后续发展的方向。

关键词航天器，编队飞行，动力学，编队控制，地球轨道中图分类号：V448.2文献标识码：A doi：10.6052/1000-0879-18-409DYNAMICS AND CONTROL OF SPACECRAFT FORMATION FLYING INEARTH ORBIT1)SUN Jun2)HUANG Jing ZHANG Xianliang HUANG Tingxuan(Shanghai Institute of Spaceﬂight Control Technology,Shanghai201109,China)(Shanghai Key Laboratory of Aerospace Intelligent Control Technology,Shanghai201109,China)Abstract The spacecraft formationﬂying is deﬁned as the tracking or the maintenance of a desired relative separation,orientation or position between or among several spacecraft.This paper reviews the本文于2018–10-17收到。

国外编队飞行干涉SAR卫星系统发展综述

国外编队飞行干涉SAR卫星系统发展综述尹建凤;张庆君;刘杰;张润宁;赵良波;张弛;刘久利【摘要】The Cartwheel interferometric SAR constellation proj ect is briefly introduced in the paper.Then the system performancerequirement,operational mode,system realization,on-orbit movement and the application results of Germany TanDEM-X formation flying interferometric SAR satellite are presented.The key technologies of TanDEM-X system which are baseline deter-mination,synchronization between satellites and autonomous formation flying are detailedly in-vestigated and analyzed.Solution to the three key technologies and their achieved performance are given,and the modification suggestion for its time synchronization method is proposed.Inspira-tions for the similar system manufacture from two aspects of system design and key technology is summarized.%首先简述了"干涉车轮"(Cartwheel)干涉 SAR 星座计划的基本情况,继而针对德国X频段陆地合成孔径雷达-附加数字高程测量(TanDEM-X)编队干涉 SAR 系统的性能指标要求、工作模式、系统实现、在轨运行应用情况进行了介绍.重点针对TanDEM-X的基线测量、星间同步和自主编队控制3项关键技术采取的技术途径和达到的性能指标进行了深入调研分析,并针对其中值得改进的时间同步方法提出了具体的改进措施,最后,从系统总体设计和关键技术两方面归纳了对其他类似系统研制的启示.【期刊名称】《航天器工程》【年(卷),期】2018(027)001【总页数】7页(P116-122)【关键词】干涉SAR;编队飞行;星间基线测量;星间同步【作者】尹建凤;张庆君;刘杰;张润宁;赵良波;张弛;刘久利【作者单位】北京空间飞行器总体设计部,北京 100094;北京空间飞行器总体设计部,北京 100094;北京空间飞行器总体设计部,北京 100094;北京空间飞行器总体设计部,北京 100094;北京空间飞行器总体设计部,北京 100094;北京空间飞行器总体设计部,北京 100094;北京空间飞行器总体设计部,北京 100094【正文语种】中文【中图分类】V474.2从20世纪90年代中后期，合成孔径雷达干涉测量技术逐渐成熟，应用领域不断扩展，成为SAR应用研究的热点之一。

载人飞船系列知识点总结

载人飞船系列知识点总结载人飞船的基本构成载人飞船通常由飞行器、发射器和返回舱三部分构成。

飞行器主要包括动力系统、导航系统、通信系统、生命支持系统等，发射器用于将飞行器送入太空轨道，返回舱用于将宇航员从太空送回地面。

动力系统：包括发动机、推进剂、动力控制系统等。

发动机用于提供推进力，推进剂用于提供燃料。

动力控制系统用于控制飞船的姿态和速度。

导航系统：包括传感器、GPS、惯性导航系统等。

导航系统用于确定飞船的位置、速度和方向，保证飞行器按照预定轨道飞行。

通信系统：包括天线、收发信机等。

通信系统用于飞船与地面控制中心、地面测控站进行通信，同时也用于飞船与其他飞行器进行通信。

生命支持系统：包括氧气循环系统、水循环系统、空气调度系统等。

生命支持系统用于维持宇航员在太空的呼吸、饮食和生活需求。

发射器：发射器是载人飞船起飞的平台和载体，包括液体火箭、固体火箭等。

发射器要具备足够的推进力和高度的安全性，保障飞船顺利进入太空轨道。

返回舱：返回舱是载人飞船在执行任务后返回地面的部分，它包括了降落伞、气密舱、飞行器外壳等。

返回舱的设计要求具备良好的安全保障和较高的稳定性，以确保宇航员在返回地面时的安全。

载人飞船的发展历史载人飞船的概念早在20世纪初就已经提出，但直到20世纪50年代初才开始得到较为系统的研究和开发。

1957年苏联成功发射了世界上第一个人造卫星，引发了美苏之间的太空竞赛，这也催生了载人飞船的发展。

1961年，苏联宇航员加加林成功执行了世界上第一次载人航天飞行任务，这标志着载人飞船的正式进入太空时代。

此后，美国、欧洲、中国等国家也相继开展了载人飞船的研发和测试，逐渐形成了载人飞船的多国竞赛局面。

1971年，美国成功发射了阿波罗号载人飞船，完成了人类登月任务。

20世纪70年代至80年代，美国持续进行了航天飞机、空间站等载人航天项目，为载人飞船技术的发展作出了重要贡献。

同时，苏联、俄罗斯、中国等国家也不断完善了自己的载人飞船技术，实现了一系列载人航天任务。

航空航天工程师的航空器通信和导航系统设计原理

航空航天工程师的航空器通信和导航系统设计原理航空航天工程师在航空器通信和导航系统设计方面发挥着重要的作用。

本文将介绍航空器通信和导航系统设计原理，并探讨其在航空航天领域的重要性。

一、航空器通信系统设计航空器通信系统是为了在飞行中实现航空器与地面通信以及航空器之间的通信而设计的。

它包括无线电通信和数据链通信两个主要部分。

1.无线电通信无线电通信是航空器与地面的主要通信方式之一。

其原理是利用无线电波进行信号传输。

航空器通过无线电台与地面控制站进行通信，实现航空器与地面的信息传输和交流。

在设计航空器的无线电通信系统时，需要考虑频率使用、信号传输强度、信道选择等因素。

2.数据链通信数据链通信是指通过数据链路实现航空器之间相互通信的方式。

数据链通信采用数字化的方式传输信号，相比于无线电通信具有更高的带宽和更稳定的传输性能。

在设计航空器的数据链通信系统时，需要考虑数据格式、传输速率、加密技术等因素。

二、航空器导航系统设计航空器导航系统是为了确定航空器在空中准确定位、确定航向和确定位置而设计的。

它包括惯导系统、GPS定位系统和地面导航系统等。

1.惯性导航系统惯性导航系统是利用航空器内部的陀螺仪和加速度计等设备，通过对航空器的运动状态进行测量和分析，实现航空器的准确定位和航向确定。

惯导系统具有较高的精度和可靠性，但随着时间的推移会出现累积误差。

2.GPS定位系统GPS定位系统是通过接收地面卫星发射的GPS信号，利用三角测量和时差测量等原理来确定航空器的位置和速度。

GPS定位系统具有全球覆盖、高精度和高可用性的特点，成为航空器导航系统中重要的一部分。

3.地面导航系统地面导航系统主要包括航空器地面雷达和无线电导航设备等。

航空器地面雷达通过接收航空器发送的信号，确定航空器的位置和高度。

无线电导航设备包括VOR导航台、ILS系统等，通过提供导航信号来辅助航空器进行导航。

三、航空器通信和导航系统在航空航天领域的重要性航空器通信和导航系统是航空航天工程中不可或缺的一部分。

航空航天信息概论第2讲机载通信系统

短波通信
短波通信是指利用频率为3MHz - 30MHz的电磁波进展的无线电通信。
与其他通信手段相比，短波通信有通信距离远、机动性好、生存能力强等独特优点，被认为是有效而经济的远程通信手段。
短波通信
短波波段主要以天波的方式传播。天波依靠电离层对电波的反射，可建立上千千米的远距离通信链路。
随着飞机性能的不断提高，战场敌我态势瞬息万变，战机稍纵即逝，话音通信方式已不能满足实时掌握战场态势的要求。特别是雷达、各种传感器高速开展，大量的情报再也无法用话音来传送，机载数据链路应运而生。
数据链
数据链是为了发送和接收数据而把两点连接起来的方法。数据链包括发送和接收数据终端，以及控制数据传输过程的链路协议。
超短波通信
超短波通信的频率覆盖30MHz至几个GHz的VHF 和局部UHF频段。超短波信号主要靠直线方式传输，称为视距通信。当飞机高度为10000米，地面天线高度为15m时，受地球曲率影响，视距大约为400km。这样，超短波地一空最大通信距离一般为350km左右。超短波通信的工作频带较宽，可以传输多路话音和高速率数据信号。
机载通信系统
机载通信的历史
无线电通信是利用无线电波来传输信息，它起源于19世纪末。
1864年，英国人麦克斯韦从理论上预言了电磁波的存在，并证明了它在真空中是以光速传播的。
德国人赫兹于1887年用实验方法实现了电磁波的产生和接收。
1895年，意大利人马可尼和俄国人波波夫分别进展了无线电通信实验，并研制成功无线电收发信机。
短波信道除自由空间传播损耗外，还有电离层吸收损耗、地面反射损耗和系统额外损耗等附加损耗。
在短波通信信道中还存在着干扰，主要有大气噪声、工业干扰和其他电台的干扰。

神舟载人飞船各大子系统及其工作原理

神舟号载人飞船神舟10号载人飞船- - - 1 -第1章神舟号简介神舟十号是我国的第十艘神舟系列飞船，与前两艘神州八号和神州九号相比，它是我国一艘载人空间对接飞船，按计划它将与天宫一号目标飞行器进行对接，如果对接成功，则表明我国已经基本掌握了空间飞行器交会对接技术，将对后续的天宫二号即第二代空间实验室的建设打下坚实的基础。

【发射时间】预计在2012年【任务实施】预计会有三名宇航员同时升空，任务时间5~20天。

【飞行器名称】神舟十号【飞行器生产国家】中国【计划发射时间】2012年【发射项目】与神舟八号、神舟九号完成对接任务。

【发射成功意义】表明我国已经基本掌握了空间飞行器交会对接技术。

神舟10号载人飞船第2章神舟号的结构系统飞船由轨道舱、返回舱、推进舱和附加段组成，总长9530mm，总重8470kg。

飞船的手动控制功能和环境控制与生命保障分系统为航天员的安全提供了保障。

神州十号的结构系统，如图2-1所示。

图2-1 神舟号结构系统示意图2.1轨道舱轨道舱是飞船进入轨道后航天员工作、生活的场所。

舱内储备有食物、饮水和大小便收集器、睡袋等生活装置外，还有空间应用和科学试验用的仪器设备。

返回舱返回后，轨道舱相当于一颗对地观察卫星或太空实验室，它将继续留在轨道上工作半年左右。

- 2 -神舟10号载人飞船- - - 3 -2.2 返回舱图2-2 在着陆场飞船的返回舱呈钟形，有舱门与轨道舱相通。

放回舱式飞船的指挥控制中心，内设供3名航天员斜躺的座椅，共航天员起飞、上升和返回阶段乘坐。

座椅前下方是仪表板、手控操纵手柄和光学瞄准镜等，显示飞船上个系统机器设备的状况。

航天员通过这些仪表进行监视，并在必要时控制飞船上系统机器设备的工作。

返回舱均是密闭的舱段，内有环境控制和生命保障系统，确保舱内充满一个大气压力的氧氮混合气体，并将温度和湿度调节到人体合适的范围，确保航天员在整个飞行任务过程中的生命安全。

另外，舱内还安装了供着陆用的主、备两具降落伞。

航天器电磁推射技术的构成与发展思路的研究

航天器电磁推射技术的构成与发展思路的研究引言航天器的电磁推射技术是一种利用电磁力产生推力的新型推进技术，它可以利用较少的推进剂获得更高的速度，并且在太空环境中能够实现长期连续推进，具有很大的应用前景。

本文将对航天器电磁推射技术的构成与发展思路进行深入探讨，以期为该领域的进一步研究和发展提供参考。

一、电磁推射技术的构成1. 电磁推射系统航天器的电磁推射系统由电源系统、电磁场发生系统和工作流体系统三大模块构成。

电源系统提供能量，电磁场发生系统产生磁场，工作流体系统则在磁场中受到电磁力推进。

2. 电源系统电源系统是电磁推射技术的重要组成部分，它提供能量以驱动电磁场发生系统和工作流体系统。

目前，电磁推射技术主要采用太阳能电池阵或者核能源作为能量源，以实现长期太空飞行。

3. 电磁场发生系统电磁场发生系统是电磁推射技术的核心部件，它通过产生磁场来产生电磁力，从而推动工作流体以产生推力。

电磁场发生系统通常由磁体和电源组成，其关键技术包括电磁场的设计、磁体的材料和结构优化等。

4. 工作流体系统工作流体系统是电磁推射技术的推进部件，它可以是离子、等离子体或者金属液体等。

工作流体在电磁场中受到电磁力的作用，从而产生推力。

工作流体系统的关键技术包括推进剂的选择、流体动力学设计等。

二、电磁推射技术的发展思路1. 提高推进效率当前，航天器电磁推射技术的一个主要挑战是提高推进效率，以获得更高的速度和更长的工作寿命。

为此，可以通过优化磁场和工作流体系统的设计，提高电磁力的利用效率，从而提高推进效率。

2. 减小系统质量航天器的质量对于太空飞行是一个非常重要的考量因素，电磁推射技术需要不断减小系统的质量，以提高航天器的有效载荷和性能。

目前，主要可以通过采用轻量化材料、优化系统结构等途径来减小系统质量。

3. 提高系统可靠性在航天领域，系统的可靠性是至关重要的，为了提高电磁推射技术的可靠性，可以通过加强系统的自诊断和自修复能力，优化系统的冗余设计，提高系统的抗干扰能力等手段来提高系统的可靠性。

航天器的基本系统

航天器的基本系统
航天器由不同功能的若干分系统组成,一般有专用系统和保障系统.前者用于直接执行特定的航天任务,后者用于保障专用系统的正常工作.
1）专用系统
专用系统随航天器的任务而异,例如天文卫星的天文望远镜、光谱仪等;侦察卫星的可见光照相机、电视摄象机;无线电侦察接收机等;通信卫星的转发器和通信天线;空间站上供航天员进行各种试验和观测用的各种专用设备等.
(3)生命保障系统生命保障系统用于载人航天器，维持航天员正常生活所必须的设备和条件，其中包括温度、湿度调节，供水供氧、空气净化、废物排除和封存，食品制作、保管和水的再生等。
(4)电源系统电源系统用来为航天器所有仪器设备提供电能。人造地球卫星多采用蓄电池和太阳能电池阵电源，空间探测器采用太阳能电池阵电源系统或空间核电源，载人航天器则大多采用氢氧燃料电池或太阳能电池阵电源系统。
2）保障系统
各类航天器的保障系统是类似的,一般包括下列分系统:
(1)结构系ห้องสมุดไป่ตู้用于支承和固定航天器上各种仪器设备,并以骨架结构与外壳结构相连,造成一个密闭的整体,为仪器设备和航天员提供必要的工作和生活环境,也承受地面运输、发射和空间运行时的各种力学和环境载荷.
(2)热控制系统热控制系统是用来保障各种仪器设备(或航天员)处于允许的温度环境中.
(5)姿态控制系统姿态控制系统用来保持或改变航天器的运行姿态。
(6)轨道控制系统轨道控制系统用来保持或改变航天器的运行轨道。由机动发动机提供动力，通过程序控制装置控制或地面测控站遥控。
(7)返回着陆系统返回着陆系统用以保障返回航天器的安全，一般由制动火箭、降落伞、着陆装置、标位装置和控制装置等组成。

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电磁航天器编队飞行系统1、引言随着各国航天技术的不断发展，航天任务日趋多样化、复杂化，对航天器提出了更高的要求。

传统的大卫星研制周期长、耗资多、风险大，而小卫星具有体积小、重量轻、成本低、研制周期短、能利用多种发射方式快速灵活发射等特点，使得小卫星成为大卫星的必要补充。

但单颗小卫星由于功能单一，在应用方面受到一定的限制，通常将多颗小卫星进行编队，以实现单一大卫星的功能或对单一大卫星功能进行扩展，完成单颗卫星不能完成的任务。

卫星编队飞行是指一群相距很近、分布在特定轨道构型上、物理上不相连的成员卫星协同工作，共同完成特定任务。

通常编队卫星以某一点（主航天器）为基准，构成一个特定几何形状，各颗卫星之间通过星间通信相互联系、协同工作，共同承担空间信号的采集与处理以及承载有效载荷等任务，整个星群构成一个满足任务需要的、规模较大的虚拟传感器或探测器。

相对于传统的大卫星，卫星编队飞行具有巨大的观测口径或测量基线，在电子侦察、立体成像、精确定位、气象测量等应用领域具有无法比拟的突出优势，同时多颗卫星组成的分布式传感器系统能够有更好的灵活性和冗余度，可以降低飞行风险和成本。

自二十世纪九十年代后期开始，航天器的编队飞行技术越来越引起世界航天领域的极大兴趣和广泛关注。

包括美国航空航天局（NASA）、喷气推进实验室（JPL）、美国空军实验室（AirForce）以及欧空局（ESA）在内的多家著名的航天技术研究单位都看好编队飞行技术的广阔前景。

图1为美国NASA的轨道列车计划（A-Train），利用六颗卫星编队飞行监测地球环境变化。

图 1 NASA的轨道列车计划卫星编队飞行过程中要受到地球扁率、大气阻力和太阳光压等各种摄动因素的影响，此外为满足空间观测任务的要求，需要编队系统具有构型重构的机动能力，这就使得卫星要借助地球引力之外的力在非开普勒轨道上进行飞行，传统上一般采用火箭发动机喷气产生的推力来控制编队系统中成员卫星的相对位置，但这种推进方式存在以下几个方面的缺点：（1）火箭发动机喷射产生的羽流会污染临近卫星的光学器件，对空间光学观测任务产生比较大的影响，另外由于推进过程中产生红外线，会影响卫星在轨飞行的隐身效果。

（2）由于喷气推进是一种需要工质的推进方式，在不考虑卫星损毁情况下其工作寿命严格受到卫星所携带推进剂的影响，会影响卫星在轨飞行的寿命；（3）由于成员卫星所需要的控制力可能有所不同，这会造成各成员卫星燃料消耗的不均衡，现阶段没有在轨加注服务的情况下，将大大制约编队系统整体的寿命；（4）喷气推进一般采用脉冲式的控制方式，在控制精度和控制效率方面具有一定缺点，而且无法利用连续推力控制方面丰富的研究成果。

为对应上述问题，科学家开始探索利用新的推进方式进行卫星轨道控制。

一种思路是利用电推进、太阳帆、等离子体推进等方式控制卫星的绝对轨道运动，从而改变编队成员卫星间的相对位置；另一种思路是利用编队成员之间的相互作用力直接控制卫星之间的相对运动，利用卫星之间的静电力、电磁力等非接触力进行相对位置控制。

其中，利用编队成员卫星之间的电磁力来实现卫星编队飞行控制的方案，称之为电磁航天器编队飞行。

2、电磁航天器编队飞行原理根据近距离作用场的观点，电流之间存在相互作用力，该相互作用力是以磁场为媒介物传递的。

因此，将载流线圈置于非均匀磁场中，线圈将同时受电磁力及电磁力矩力矩的作用，线圈除绕自身轴转动外，还会整体的移动。

利用该电磁力及电磁力矩，可实现对卫星编队飞行的控制。

由于电磁编队飞行采用电能，而电能可通过太阳能获取，所以这一方案既避免了近距离羽流污染及冲击问题，又解决了推进剂限制问题，具有很高的应用价值。

具体的，与传统的喷气推进方法相比，电磁航天器编队飞行在以下几个方面表现出巨大的优势：（1）由于没有传统的喷气推进方式，消除了羽流效应对周围航天器的影响；（2）星间作用力完全由太阳能电池板提供的电能实现，几乎不消耗燃料，能够大大提高卫星编队系统的运行寿命；（3）星间相互作用的产生和控制通过控制线圈电流实现，响应速度快，能够实现高精度的机动控制，此外可以通过调节线圈电流的合理分配来实现各成员卫星电能消耗均衡；（4）机动过程中通过连续改变电流大小能够实现真正的连续变推力，可以利用丰富的连续变推力控制理论。

图 2 电磁航天器概念图图2为电磁航天器的概念图，电磁航天器中间部位为星上载荷，周围安装有三个相互正交的电磁线圈，外部为太阳能电池板。

为获得较大的电磁力，理想情况下采用超导材料制作电磁线圈，电磁作用过程中所需的能量完全由太阳能电池板提供。

当电磁线圈通电时，根据电流的磁效应，三个电磁线圈周围会产生磁场，编队中各成员卫星周围的磁场会相互作用，根据比奥·萨瓦尔定律，各成员卫星都会受到相应的电磁力及电磁力矩，如图3所示。

在电磁力的作用下，电磁航天器编队系统中成员卫星之间的相对位置会发生变化，在电磁力矩的作用下，其姿态也会产生相应变化。

利用星间电磁作用，编队系统中的卫星可以不用消耗推进剂就能够改变姿态，相互之间可以通过改变电流的极性和大小来改变相对位置，实现相互吸引或排斥。

由于星间电磁作用是编队系统内力，其不会改变编队系统质心的运动状态。

电磁航天器编队飞行过程中由于地磁场的存在和相互之间电磁力矩的作用，航天器会受到较大的干扰力矩，该干扰力矩将会明显影响航天器的姿态运动，需要借助飞轮或控制力矩陀螺等对姿态进行控制，以抵消干扰力矩，实现轨道姿态运动解耦。

图 3 电磁航天器编队飞行原理示意图3、发展现状国外对电磁编队飞行及交会对接技术的研究始于2000年，主要集中在麻省理工学院、马里兰大学、美国NASA约翰逊空间中心、华盛顿大学、德克萨斯大学等单位。

（1）理论研究在理论研究方面，Kong、Miller等人首先提出了电磁编队飞行的概念，并对其关键技术及可行性进行了分析；Sedwick、Kwon等人通过研究在TPF中使用电磁编队技术，将各项指标与传统推进进行了对比，仿真结果说明TPF采用电磁编队技术能够满足任务的要求，与传统推进方式相比具有显著的优势，从而论证了采用电磁编队替代传统推进的可行性。

Hashimoto、等人提出将超导线圈用于电磁编队；Schweighart等人研究了利用正交线圈产生电磁力的方法；Elias对使用电磁体和反作用轮的两个航天器提出了一种非线性动力学模型。

Wawrzaszek等人将Elias提出的两个航天器的非线性控制推广到三个航天器线性队列和三角队列中。

Umair Ahsun中提出一种作用于地球低轨道上n个航天器电磁编队的非线性自适应控制律。

Schweighart考虑了n个航天器编队问题，他将运动方程描述为每颗卫星磁偶极子的多项式函数并进行了求解。

考虑到采用超导线圈的电磁编队系统复杂程度较高，Kwon通过简单的一维模型，研究了使用脉冲偶极子的μEMFF（Micro-Electromagnetic Formation Flight，简称μEMFF）操作，对使用常规导体产生的电磁场进行近距离编队的μEMFF概念进行了可行性论证。

（2）地面试验地面实验方面，NASA约翰逊空间中心“MiniAERCam”（Miniature Autonomous Extravehicular Robotic Camera）项目主要研究舱外自主微型机器人相机的设计。

MiniAERCam 是指一个可在国际空间站周围自由飞行的小型机器人照相机，用于观察国际空间站或航天飞机的照相机难以观察的地方。

为了更好地实现机器人照相机与空间站的多次对接与分离，2004年计划对MiniAERCam增加一个电磁对接系统，该系统包含传感器和电磁对接机构。

并开发了一个地面试验系统，通过试验系统来测量电磁对接系统的轴向力随三维相对位置的变化，并指导电磁系统的设计。

麻省理工学院“电磁编队飞行（EMFF）”项目由麻省理工学院空间系统实验室（MIT SSL）的David Miller及Raymond Sedwick领导负责，由NASA喷气推进实验室以及洛克希德•马丁公司先进技术中心提供资助。

研究过程中，SSL建立了两种实验方案：一种是采用超导线圈产生电磁场，称为HTS EMFF，另一种采用的是普通线圈，称为μEMFF。

前者适用于在几十米量级较远距离的机动，后者适用于较为简单的米量级近距离的航天任务。

图 4 EMFF项目地面实验模型HTS EMFF采用超导线圈产生电磁场，通过调节线圈中的电流和反作用轮来控制相对运动轨道及姿态，每颗卫星的电磁机构由三个相互垂直的超导线圈构成。

地面实验系统由气浮台、两个卫星模型及相关测控设备组成。

卫星模型主要由电磁机构、通信系统、量测系统、反作用轮组成，实现了两个卫星模型在二维条件下的相对位置保持与圆形轨迹追踪。

图4为该项目的地面实验模型，有两个相互正交的超导电磁线圈组成。

地面实验中，超导线圈电流源采用了一套高能量密度的镍化氢（NiMH）电池组，可以提供45A的连续电流和120A 的瞬间峰值电流，电磁系统功率需求在50~100W范围。

线圈中间为飞轮系统，两边是两个圆形太阳能帆板。

为提供超导线圈工作需要的低温环境（<115K），综合采用了主被动的热控系统。

主要冷却装置采用了已在空间望远镜Spitzer系统成功应用的冷却器，质量2.7kg，功率150W。

在地面试验中，卫星主要由一套飞轮系统和两个正交的超导线圈组成，飞轮系统提供所需要的姿态，超导线圈产生电磁力。

试验中，一个模拟星固定，另一个可以自由运动，控制电流和飞轮使自由星在离固定星某个距离处沿期望轨迹做微小移动（移动量与两星之间间距相比为小量）。

该项目在2006年已经完成了两个阶段的可行性研究，并已经获得NASA的额外资助继续进行研究。

μEMFF是采用普通常规导体线圈的电磁编队地面实验，这种系统适用于需要将微小卫星队列的体积保持在较小范围内的操作任务。

μEMFF适用于距离小于10米的近距离机动。

未来可能应用在分布式卫星抵消J2摄动力和阻力方面。

它的控制范围和精度比HTS EMFF 要求要低。

而且通过μEMFF线圈的电流持续时间短，电流强度低，不需要复杂的热控系统。

采用每个航天器上μEMFF线圈中电流同步脉冲产生的同步瞬间磁场来对编队进行控制。

图 5 μEMFF项目卫星模型图6 μEMFF地面实验示意图为了验证μEMFF概念，SSL构建了一个概念验证的地面试验台，如图6所示。

试验台建立在一个使用低摩擦力空气轴承的可移动架上，两个μEMFF飞行器都通过无线电控制系统进行控制。

每个试验飞行器上包含有线圈、电源系统和无线电控制设备。

试验中，一个飞行器安装在空气轴承上，另一个在其附近。

空气轴承在图6中T形结构的关节处，飞行器和配重可以进行低摩擦的转动。

每个飞行器可以绕其安装点旋转，可以使两个飞行器的偶极子在不同距离上保持共线。