衛(wèi)星高頻擾動(dòng)及隔振方法綜述

鄒文 葛健全 豐志偉 張青斌

摘要：對(duì)于高精度航天器的姿態(tài)控制而言，星上的高速運(yùn)動(dòng)旋轉(zhuǎn)部件（如飛輪、陀螺等）引起的抖動(dòng)已不能忽略，這些特性已成為影響衛(wèi)星穩(wěn)定度和抖動(dòng)指標(biāo)的關(guān)鍵因素，必須采用隔振措施來(lái)減弱其對(duì)星上敏感組件的影響。本文針對(duì)星上高頻擾動(dòng)的主要干擾源——飛輪，分析了其產(chǎn)生擾動(dòng)的主要因素，介紹了美國(guó)麻省理工學(xué)院空間系統(tǒng)實(shí)驗(yàn)室在飛輪擾動(dòng)建模與測(cè)量方面的工作。對(duì)目前星上應(yīng)用的隔振方法主要是各種隔振平臺(tái)進(jìn)行了系統(tǒng)的綜述和分析，為進(jìn)一步開(kāi)展隔振技術(shù)研究奠定了基礎(chǔ)。

關(guān)鍵詞：衛(wèi)星 ?飛輪擾動(dòng) ?隔振平臺(tái)

中圖分類(lèi)號(hào)：V414 ? ? ? ? ?文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：A 文章編號(hào)：1674-098X（2015）10（c）-0040-02

隨著航天事業(yè)的發(fā)展，空間遙感、深空望遠(yuǎn)鏡等航天應(yīng)用和空間探測(cè)活動(dòng)的不斷深化，航天器所攜帶的科學(xué)探測(cè)儀器越來(lái)越精密，對(duì)姿態(tài)指向精度和穩(wěn)定度的要求也越來(lái)越高。而星上的動(dòng)量輪、陀螺和太陽(yáng)帆板驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)等轉(zhuǎn)動(dòng)部件等產(chǎn)生的高頻擾動(dòng)又會(huì)不同程度的使航天器平臺(tái)受到振動(dòng)，引起光學(xué)敏感器件和觀測(cè)載荷的性能指標(biāo)降低，甚至失去觀測(cè)目標(biāo)?，F(xiàn)有的控制措施還無(wú)法完全解決星上的高頻抖動(dòng)問(wèn)題，研究飛輪擾動(dòng)因素及相應(yīng)的測(cè)量技術(shù)，對(duì)于解決這一問(wèn)題具有重要意義。

對(duì)于指向精度要求較高的對(duì)地觀測(cè)任務(wù)必須引入振動(dòng)控制措施來(lái)減弱或消除飛輪擾動(dòng)帶來(lái)的影響，從而有效的實(shí)現(xiàn)高精度和高穩(wěn)定度?？刂聘蓴_源的振動(dòng)傳遞率或者安裝擾振隔離元件是解決擾振問(wèn)題的有效措施之一。從90年代開(kāi)始，國(guó)外出現(xiàn)了多種以Stewart平臺(tái)結(jié)構(gòu)為主體的減/隔振裝置，并成功應(yīng)用于空間飛行器發(fā)射振動(dòng)與沖擊隔離部件以及衛(wèi)星、太空機(jī)器人等領(lǐng)域[1]。其減/隔振裝置設(shè)計(jì)的關(guān)鍵在于它的主被動(dòng)隔振方法和承力方案，由于主動(dòng)隔振通過(guò)對(duì)結(jié)構(gòu)施加主動(dòng)控制作用來(lái)改善結(jié)構(gòu)動(dòng)態(tài)特性，控制系統(tǒng)能夠不斷地調(diào)節(jié)控制系統(tǒng)的輸出以適應(yīng)外部環(huán)境的變化，是當(dāng)前國(guó)內(nèi)外振動(dòng)控制的研究熱點(diǎn)之一。

該文主要分析了飛輪產(chǎn)生擾動(dòng)的主要因素，介紹了美國(guó)麻省理工學(xué)院空間系統(tǒng)實(shí)驗(yàn)室在飛輪擾動(dòng)建模與測(cè)量方面的工作，對(duì)目前星上應(yīng)用的隔振方法主要是各種隔振平臺(tái)進(jìn)行了系統(tǒng)的綜述和分析。

1 飛輪擾動(dòng)產(chǎn)生的原因及擾振模型

衛(wèi)星的高頻擾動(dòng)是由星上的高速轉(zhuǎn)動(dòng)部件產(chǎn)生的，如衛(wèi)星上廣泛采用的姿態(tài)控制執(zhí)行機(jī)構(gòu)——飛輪。飛輪運(yùn)行狀態(tài)下出現(xiàn)的高頻振動(dòng)容易引起星體抖動(dòng)，嚴(yán)重影響衛(wèi)星的指向精度。

1.1 飛輪擾動(dòng)原因

反作用輪的擾動(dòng)源有飛輪不平衡、軸承擾動(dòng)、電機(jī)擾動(dòng)等。其中，潤(rùn)滑劑動(dòng)態(tài)特性（摩擦）引起低頻擾動(dòng)，靜、動(dòng)不平衡引起頻率為飛輪轉(zhuǎn)速的擾動(dòng)，而由軸承誤差、電機(jī)擾動(dòng)引起的為比飛輪轉(zhuǎn)速頻率更高的擾動(dòng)。

造成飛輪系統(tǒng)產(chǎn)生擾動(dòng)的主要因素是飛輪轉(zhuǎn)子的不平衡，其中又分為靜不平衡與動(dòng)不平衡，飛輪靜不平衡是由于飛輪轉(zhuǎn)子質(zhì)量分布不均勻，導(dǎo)致飛輪轉(zhuǎn)子質(zhì)心偏離旋轉(zhuǎn)軸而引起的;飛輪動(dòng)不平衡的產(chǎn)生是由于飛輪的主軸與自旋軸未對(duì)準(zhǔn)。由于飛輪在生產(chǎn)和裝配過(guò)程中的誤差，飛輪轉(zhuǎn)子會(huì)存在一定程度的不平衡量，隨著技術(shù)的改進(jìn)，不平衡量有所減少，但是不能從根本上消除隨著飛輪的不平衡量。隨著飛輪轉(zhuǎn)子高速旋轉(zhuǎn)，這種不平衡力或力矩將作為一種高頻激勵(lì)作用于轉(zhuǎn)子，當(dāng)飛輪轉(zhuǎn)速與飛輪系統(tǒng)固有頻率一致時(shí)將導(dǎo)致飛輪組件諧振。

1.2 飛輪擾振模型

目前所建立的飛輪擾動(dòng)模型主要有經(jīng)驗(yàn)?zāi)Ｐ秃屠碚撃Ｐ?。理論模型即假設(shè)平衡飛輪繞軸轉(zhuǎn)動(dòng)，在軸承的兩端加上線彈簧和阻尼模擬軸承柔性，飛輪的不平衡采用位于飛輪半徑處的集中質(zhì)量建模，使用能量方法獲得具有內(nèi)部柔性的飛輪不平衡行為，能反映反作用輪的基礎(chǔ)諧波波特性和徑向模態(tài)及不平衡。

經(jīng)驗(yàn)?zāi)Ｐ椭苯訌姆€(wěn)態(tài)反作用飛輪數(shù)據(jù)得出，完全基于實(shí)驗(yàn)結(jié)果，估計(jì)擾動(dòng)的頻率和幅值。根據(jù)對(duì)國(guó)外飛輪振動(dòng)試驗(yàn)數(shù)據(jù)的分析，結(jié)合飛輪系統(tǒng)的力學(xué)模型，可知：擾振頻率是飛輪轉(zhuǎn)速的線性函數(shù)，擾振幅值正比與飛輪轉(zhuǎn)速的平方。可得如下經(jīng)驗(yàn)?zāi)Ｐ蚚2]：

其中為擾動(dòng)力或力矩，是第個(gè)諧波函數(shù)的幅值系數(shù)，是飛輪轉(zhuǎn)速，表示第個(gè)擾振頻率與飛輪轉(zhuǎn)速的比值，為隨機(jī)相位（）。

2 飛輪振動(dòng)測(cè)試技術(shù)及試驗(yàn)方案

一般使用隔振系統(tǒng)減小飛輪擾動(dòng)對(duì)航天器的影響，建立擾動(dòng)模型用于預(yù)示振動(dòng)對(duì)航天器的影響。美國(guó)麻省理工學(xué)院空間系統(tǒng)實(shí)驗(yàn)室D.W.MILLER教授的團(tuán)隊(duì)在飛輪擾動(dòng)建模與實(shí)驗(yàn)技術(shù)方面做了較多工作。國(guó)內(nèi)的研究主要集中在飛輪擾動(dòng)的理論建模方面，尚未進(jìn)行擾動(dòng)測(cè)試及相關(guān)技術(shù)的研究。

D.W.MILLER等在美國(guó)NASA的哥達(dá)德空間飛行中心（GSFC），對(duì)飛輪進(jìn)行了測(cè)試。飛輪固定在完全剛性的Kistler力/力矩測(cè)試臺(tái)上，飛輪的旋轉(zhuǎn)軸與測(cè)試臺(tái)中心軸一致，4個(gè)測(cè)壓元件固定在飛輪和測(cè)試臺(tái)交界面上。根據(jù)測(cè)壓元件測(cè)得的三軸力以及測(cè)壓元件的安裝位置，可計(jì)算得到飛輪擾動(dòng)力和力矩，如圖1所示[3]。根據(jù)獲得的擾動(dòng)力和力矩的時(shí)間歷程結(jié)果，然后使用譜分析技術(shù)將時(shí)間歷程處理為頻域數(shù)據(jù)，通過(guò)對(duì)信號(hào)在不同頻段上的能量分布或幅值分布情況進(jìn)行分析來(lái)反映擾動(dòng)信號(hào)的頻率組成成分。

其飛輪擾動(dòng)模型基于誘導(dǎo)振動(dòng)實(shí)驗(yàn)，即式所示的經(jīng)驗(yàn)?zāi)Ｐ?，假設(shè)擾動(dòng)是一列幅值與輪速平方成正比的離散頻率諧波。該模型與振動(dòng)數(shù)據(jù)相適應(yīng)，提供給定輪速下擾動(dòng)的一種預(yù)示。但是操作期間，飛輪工作在一定的轉(zhuǎn)速范圍。因此離散頻率模型用于得到隨機(jī)寬帶模型預(yù)示飛輪擾動(dòng)在一定轉(zhuǎn)速范圍的功率譜密度。

3 高頻擾振隔振方法

要減小高頻擾動(dòng)的不良影響，主要有四種途徑。

（1）使用高精度飛輪，以減小高頻擾動(dòng)。

為了減小飛輪擾振影響，飛輪轉(zhuǎn)子需要做動(dòng)平衡與靜平衡試驗(yàn)，使質(zhì)量分布盡可能均勻。但飛輪的不平衡的幾乎無(wú)法避免，由于高頻擾振主要由飛輪的不平衡引起，可以通過(guò)辨識(shí)不平衡量，并在控制器中進(jìn)行補(bǔ)償來(lái)控制，這種方法特別適用于磁懸浮動(dòng)量輪的主動(dòng)控制。

（2）修改結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)來(lái)提高組件結(jié)構(gòu)強(qiáng)度和剛度，減弱擾振的傳遞。

針對(duì)飛輪和有效載荷在衛(wèi)星上的布局方案，辨識(shí)擾振系統(tǒng)頻率，通過(guò)調(diào)整衛(wèi)星的局部剛度，減弱擾振的傳遞。通過(guò)修改局部結(jié)構(gòu)，提高組件結(jié)構(gòu)局部強(qiáng)度或者調(diào)整局部振型是傳統(tǒng)的振動(dòng)控制方法。盡管這種方法往往需要在主結(jié)構(gòu)上附加質(zhì)量，增加了體積，但這種被動(dòng)振動(dòng)控制的技術(shù)簡(jiǎn)單，可以應(yīng)用于對(duì)可靠性指標(biāo)要求較高的航天工程領(lǐng)域。對(duì)于高精度的光學(xué)測(cè)量系統(tǒng)而言，采用這種方法能否滿足系統(tǒng)的精度要求還有待驗(yàn)證。

（3）擾動(dòng)源隔振，即在飛輪系統(tǒng)上安裝隔振裝置，通常是被動(dòng)隔振裝置。

隔振是振動(dòng)控制的主要方法之一，即使用一個(gè)包含特殊裝置的輔助系統(tǒng)將振源和被保護(hù)物體隔離開(kāi)來(lái)，這種特殊裝置稱(chēng)為隔振器或隔振裝置。擾動(dòng)源隔振裝置的作用在于衰減擾動(dòng)能量從反作用飛輪向有效載荷的傳播。擾動(dòng)源隔振裝置通常使用被動(dòng)隔振器，被動(dòng)隔振器已經(jīng)經(jīng)過(guò)飛行驗(yàn)證，且可簡(jiǎn)化為阻尼彈簧模型，其通常的響應(yīng)是一個(gè)低通濾波器。

（4）有效載荷隔振，安裝隔振系統(tǒng)，通常為主動(dòng)隔振平臺(tái)。

目前主動(dòng)隔振平臺(tái)大部分為Stewart結(jié)構(gòu)形式的，Stewart結(jié)構(gòu)形式的平臺(tái)已被證明具有結(jié)構(gòu)緊湊、剛度高、承載力大以及機(jī)動(dòng)性好且精度易保證等特點(diǎn)。美國(guó)的Honeywell公司在AFRL 資助下研制出小型振動(dòng)隔離系統(tǒng)MVIS （Miniaturized Vibration IsolationSystem），通過(guò)增加系統(tǒng)阻尼提高低頻振動(dòng)控制效果，首先在戰(zhàn)術(shù)衛(wèi)星TacSat-2驗(yàn)證MVIS對(duì)光學(xué)成像組件的振動(dòng)控制效果，MVIS由兩個(gè)主動(dòng)壓桿組成，安裝TacSat -2上。MVIS的主要部件是隔振壓桿，每個(gè)隔振桿由一個(gè)彈簧和一個(gè)粘彈流體組尼器實(shí)現(xiàn)被動(dòng)隔振系統(tǒng)，由一個(gè)壓電作動(dòng)器實(shí)現(xiàn)主動(dòng)隔振。試驗(yàn)表明該系統(tǒng)能夠降低光學(xué)組件99 %的振動(dòng)響應(yīng)幅值。

國(guó)內(nèi)在隔振平臺(tái)的研究方面，重點(diǎn)在衛(wèi)星發(fā)射時(shí)整星隔振平臺(tái)的研制，主要代表有哈爾濱工業(yè)大學(xué)的氣動(dòng)八作動(dòng)筒隔振平臺(tái)，其采用氣動(dòng)作動(dòng)筒，作動(dòng)筒行程較大，且承載能力和可靠性較強(qiáng)。

4 結(jié)語(yǔ)

從國(guó)外的飛輪擾動(dòng)研究及高頻隔振裝置在航天器上的應(yīng)用來(lái)看，可得如下結(jié)論：

（1）其飛輪擾動(dòng)測(cè)量都是采用直接測(cè)量的方式，避免中間環(huán)節(jié)引入較大的誤差，數(shù)據(jù)處理主要采用頻譜分析技術(shù)，有助于分析擾動(dòng)來(lái)源并研究相應(yīng)的解決方法。

（2）由于振動(dòng)源主要為反作用輪不平衡，因此隔振器集中在飛輪安裝處和載荷處;對(duì)于精度要求高的系統(tǒng)，一般采取兩級(jí)隔振方式，即在擾動(dòng)源處和載荷處分別安裝減振隔振裝置。

（3）隔振方式實(shí)際應(yīng)用中以被動(dòng)隔振為主，這是由于被動(dòng)隔振已經(jīng)經(jīng)過(guò)多次飛行驗(yàn)證，可靠性高;主動(dòng)隔振系統(tǒng)和混合隔振系統(tǒng)正處于飛行試驗(yàn)階段;主動(dòng)隔振系統(tǒng)中一般都包括被動(dòng)隔振部分，成為混合系統(tǒng)，這樣在主動(dòng)隔振失效后被動(dòng)隔振仍然起作用。

（4）隔振機(jī)構(gòu)的構(gòu)型以Stewart平臺(tái)較多，使用的作動(dòng)器主要有壓電式和音圈式，音圈式作動(dòng)器行程較大，可達(dá)1 mm以上。

我國(guó)在飛輪擾動(dòng)問(wèn)題的研究中主要以理論建模為主，建立了飛輪擾動(dòng)模型的模型，尚未設(shè)計(jì)和建立測(cè)量系統(tǒng)以及進(jìn)行測(cè)量工作，對(duì)飛輪擾動(dòng)的研究尚未深入。對(duì)于星上高頻振動(dòng)的解決辦法，我國(guó)目前仍以傳統(tǒng)的辦法為主，通過(guò)修改局部結(jié)構(gòu)，提高組件結(jié)構(gòu)局部強(qiáng)度或者調(diào)整局部振型來(lái)減弱擾振的傳遞。隨著深空探測(cè)和高精度對(duì)地觀測(cè)項(xiàng)目的陸續(xù)展開(kāi)，為解決星上高頻振動(dòng)力學(xué)環(huán)境對(duì)航天器高精度部件的指向影響和柔性結(jié)構(gòu)的振動(dòng)激勵(lì)，急需開(kāi)展高頻擾動(dòng)測(cè)量以及振動(dòng)控制技術(shù)的研究，以滿足我國(guó)航天器高分辨遙感器和高指向精度設(shè)備對(duì)星上力學(xué)環(huán)境的限制和要求。

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