譚天樂，朱春艷，朱東方，宋 婷，孫宏麗，顧 玥，楊 雨

（上海航天控制技術(shù)研究所，上海 200233）

0 引言

大量科學(xué)任務(wù)導(dǎo)致衛(wèi)星本體結(jié)構(gòu)及其所攜帶載荷多而復(fù)雜，無法人為控制的外界環(huán)境和復(fù)雜的內(nèi)部環(huán)境，使衛(wèi)星系統(tǒng)不可避免地長期處于振動狀態(tài)。雖然與衛(wèi)星發(fā)射過程中的強(qiáng)烈振動相比，空間的振動環(huán)境較溫和，但隨著空間技術(shù)的發(fā)展，空間任務(wù)及工作載荷對高精度甚至超高精度的環(huán)境需求越來越迫切，航天器的微振動影響了衛(wèi)星本體的姿態(tài)和質(zhì)心位置，會導(dǎo)致各種衛(wèi)星儀器性能不達(dá)標(biāo)及姿控精度下降。因此，針對航天器的微振動，尋求航天器“超靜超穩(wěn)”平臺，提高航天器姿態(tài)確定和姿態(tài)控制精度受到了極大關(guān)注。為解決航天器微振動問題，須剖析振動源，理清微振動產(chǎn)生的機(jī)理，進(jìn)而采用振動抑制或隔離的措施實(shí)現(xiàn)對微振動的有效控制，最終達(dá)到衛(wèi)星平臺的“超靜超穩(wěn)”性能。本文對航天器微振動測試、隔離、抑制技術(shù)進(jìn)行了綜述。

1 航天器振動源機(jī)理分析與建模

近年來國際上系列高分辨率遙感衛(wèi)星相繼發(fā)射入軌，分辨率不斷提高。目前高分辨率的軍用偵察衛(wèi)星已實(shí)現(xiàn)厘米級的分辨率，商業(yè)遙感衛(wèi)星實(shí)現(xiàn)了優(yōu)于0.5m的分辨率。美國近期發(fā)射的KH-13偵查衛(wèi)星地面分辨率高達(dá)0.05m，2008年9月發(fā)射的GeoEye-1商業(yè)遙感衛(wèi)星分辨率達(dá)0.41m。深空探測的空間望遠(yuǎn)鏡分辨率比對地遙感衛(wèi)星高1～2個量級。哈勃太空望遠(yuǎn)鏡角分辨率達(dá)到了0.1″，指向精度則高達(dá)0.01″，以詹姆斯·韋伯太空望遠(yuǎn)鏡為代表的下一代空間望遠(yuǎn)鏡指向精度要求達(dá)到0.004″［1］。

多數(shù)航天器存在微振動擾動源，由于誘發(fā)微振動力學(xué)環(huán)境效應(yīng)的幅值很小、頻率較高，對大部分航天器任務(wù)使命不會產(chǎn)生明顯影響，通常都予以忽略。但對高精度航天器，這種微振動環(huán)境效應(yīng)將嚴(yán)重影響有效載荷的指向精度和姿態(tài)穩(wěn)定度，會導(dǎo)致分辨率等重要性能指標(biāo)顯著降低。分辨率等性能指標(biāo)要求越高，對微振動誘發(fā)星體的顫振幅值（顫振窗口、顫振均方值等）的限制越嚴(yán)格，并與頻譜分布密切相關(guān)，故在高精度航天器設(shè)計(jì)中必須考慮微振動的影響。

微振動是指航天器在軌運(yùn)行期間，星上轉(zhuǎn)動部件高速轉(zhuǎn)動、有效載荷中掃描機(jī)構(gòu)轉(zhuǎn)動、大型可控構(gòu)件驅(qū)動機(jī)構(gòu)步進(jìn)運(yùn)動、變軌調(diào)姿期間推力器點(diǎn)火工作、低溫制冷器壓縮機(jī)和百葉窗等熱控部件機(jī)械運(yùn)動、大型柔性結(jié)構(gòu)受激振動和進(jìn)出陰影時冷熱交變誘發(fā)熱變形擾動等誘發(fā)航天器產(chǎn)生的一種幅值較低、頻率較高的顫振響應(yīng)，以及由柔性附件的振動引起的低頻擾動。研究微振動振源機(jī)理時，根據(jù)擾動在整個系統(tǒng)中傳遞的物理聯(lián)系，將所有子模型集成為一個整體，從系統(tǒng)級高度反映擾動對整個系統(tǒng)關(guān)鍵性能的影響，得到精確的集成模型，是振動隔離的前提和基礎(chǔ)。

微振動集成建模與評估研究現(xiàn)狀如下：

航天器微振動是影響高精度航天器指向精度和成像質(zhì)量等關(guān)鍵性能的重要因素，因其力學(xué)環(huán)境極其復(fù)雜，工程上主要依靠理論建模和仿真評估方法進(jìn)行分析和設(shè)計(jì)。可通過集成建模與綜合評估技術(shù)及其相關(guān)的成熟軟件系統(tǒng)等，了解國內(nèi)外微振動集成建模與綜合評估技術(shù)研究發(fā)展?fàn)顩r，綜合國外發(fā)展和國內(nèi)需求分析關(guān)鍵技術(shù)，基于國內(nèi)研究基礎(chǔ)給出相關(guān)技術(shù)研究的發(fā)展思路［2－3］。

a）集成建模相關(guān)技術(shù)

集成建模根據(jù)系統(tǒng)初始設(shè)計(jì)建立結(jié)構(gòu)、光學(xué)和控制系統(tǒng)數(shù)學(xué)模型［4－5］。根據(jù)各子系統(tǒng)之力和力矩的傳遞關(guān)系建立系統(tǒng)集成模型。利用模型調(diào)整技術(shù)降低模型條件數(shù)以提高計(jì)算效率和可靠性；利用模型降階技術(shù)降低模型規(guī)模以提高計(jì)算效率；利用模型修正技術(shù)降低數(shù)學(xué)模型與真實(shí)系統(tǒng)描述的動態(tài)特性間的誤差。

為獲得適合控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)的控制模型，建模時需對航天器模型進(jìn)行簡化假設(shè)、非線性處理和模型降階；部分撓性部件在軌運(yùn)行期間的轉(zhuǎn)動或展收運(yùn)動，亦使動力學(xué)系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)特性和系統(tǒng)參數(shù)發(fā)生變化。因此，航天器控制模型是有非結(jié)構(gòu)不確定性和實(shí)參結(jié)構(gòu)不確定性的動力學(xué)系統(tǒng)。航天器在軌運(yùn)行期間還受環(huán)境力矩和內(nèi)部擾動等不確定干擾的影響及控制力矩的作用，這些因素易激起航天器撓性結(jié)構(gòu)的振動，而結(jié)構(gòu)振動與航天器控制作用發(fā)生耦合也會對航天器姿態(tài)產(chǎn)生擾動，影響航天器姿態(tài)的穩(wěn)定性和控制精度，甚至?xí)购教炱魇Х€(wěn)乃至影響其安全。尤其是現(xiàn)代復(fù)雜航天器，某些低頻模態(tài)可能處于控制系統(tǒng)帶寬以內(nèi)，結(jié)構(gòu)振動和控制作用會發(fā)生耦合共振。另外，現(xiàn)代航天器的控制性能指標(biāo)較大提高，系統(tǒng)要求姿態(tài)具高指向精度和穩(wěn)定度，其他活動部件也有高定向精度和形狀控制精度。這些系統(tǒng)特性對航天器的控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)提出了嚴(yán)峻挑戰(zhàn)。

集成建模的概念較新，但相關(guān)技術(shù)較成熟，需研究的主要問題是在復(fù)雜的系統(tǒng)集成模型中相關(guān)技術(shù)的使用。

b）綜合評估相關(guān)技術(shù)

綜合評估主要是在集成模型基礎(chǔ)上評估微振動力學(xué)環(huán)境影響下系統(tǒng)重要性能可否滿足指標(biāo)要求，以及從系統(tǒng)高度綜合考慮各類因素影響以改進(jìn)系統(tǒng)設(shè)計(jì)。相關(guān)技術(shù)主要有高精度航天器微振動擾動性能評估、參數(shù)敏感度分析、性能不確定性分析等性能分析技術(shù)，關(guān)鍵參數(shù)優(yōu)化設(shè)計(jì)技術(shù)、擾動性能誤差分配技術(shù)等。擾動性能評估方法主要有解析、時域和頻域三類。

解析法根據(jù)現(xiàn)代控制理論，在擾動可用一個整形濾波器描述時，用Lyapunov分析方法直接計(jì)算系統(tǒng)關(guān)鍵性能的統(tǒng)計(jì)信息。該方法理論上可考慮所有頻率，不須考慮頻率分辨率或頻率范圍等問題。但受制于擾動模型的準(zhǔn)確性，無法提供輸出在頻率范圍內(nèi)的具體內(nèi)容，只能給出狀態(tài)和輸出的整體方差；對大型系統(tǒng)求解Lyapunov方程需花費(fèi)大量時間。

時域法根據(jù)系統(tǒng)集成模型和初始條件，用數(shù)值積分方法對整個系統(tǒng)進(jìn)行仿真，根據(jù)仿真結(jié)果即可得系統(tǒng)關(guān)鍵性能隨時間的變化，可用統(tǒng)計(jì)分析方法分析系統(tǒng)性能可否滿足指標(biāo)要求。該法的優(yōu)點(diǎn)是：可分析瞬態(tài)影響；某些性能指標(biāo)在時域提出，必須使用時域分析方法；可獲得時域響應(yīng)與閾值的相交性和最大值。頻域法根據(jù)隨機(jī)振動理論，通過將實(shí)驗(yàn)測量或理論分析得到的擾動頻域功率譜密度函數(shù)和系統(tǒng)從擾動到關(guān)鍵性能的傳遞函數(shù)相乘得到系統(tǒng)關(guān)鍵性能的頻域分布函數(shù)，再通過頻域積分即可得關(guān)鍵性能的統(tǒng)計(jì)信息。

頻域法的優(yōu)點(diǎn)是計(jì)算簡單，可覆蓋所有頻段等，但實(shí)際應(yīng)用時會有問題：實(shí)驗(yàn)或解析分析均需人的參與才能生成功率譜密度函數(shù)，可能帶來誤差；數(shù)值積分時，頻率步長取得過小會造成重要的窄帶特征丟失（如小阻尼模態(tài)）。

等性能法將系統(tǒng)性能指標(biāo)相等作為約束條件，用數(shù)學(xué)方法找到滿足約束條件的關(guān)鍵參數(shù)的軌跡或集合，從而在保證性能相等而不是在降低性能的條件下，通過調(diào)整關(guān)鍵參數(shù)折衷系統(tǒng)設(shè)計(jì)方案。等性能法在其他領(lǐng)域得到了充分發(fā)展。GILHEANY提出了一種針對多自由度系統(tǒng)選擇最優(yōu)阻尼器的方法［6］。根據(jù)美國國防部提高工作效率的要求，KENNEDY等提出了一種等性能分析方法，并闡述了在軍隊(duì)管理和航空技術(shù)領(lǐng)域的應(yīng)用［7］。WECK等針對集成建模提出了等性能法，包括隨機(jī)搜索法、梯度跟蹤法和曲線（面）擬和法等［8］。等性能分析結(jié)果通過多目標(biāo)優(yōu)化用于誤差分配。與完全人工誤差分配方法相比，該法避免了人的主觀因素帶來的估計(jì)，更符合系統(tǒng)真實(shí)物理特性。

綜合評估技術(shù)基本理論研究較多，但在系統(tǒng)性能綜合評估中應(yīng)用較少。

c）成熟的集成建模和綜合評估軟件系統(tǒng)

自20世紀(jì)90年代初開始，NASA在起源計(jì)劃（Origins Plan）中研制的各類高精度空間觀測系統(tǒng)都應(yīng)用了微振動集成建模和綜合評估技術(shù)。由于系統(tǒng)結(jié)構(gòu)復(fù)雜，光學(xué)分辨率要求極高，遠(yuǎn)超出目前技術(shù)水平，NASA委托麻省理工大學(xué)的空間系統(tǒng)實(shí)驗(yàn)室（SSL）進(jìn)行系統(tǒng)分析設(shè)計(jì)。為此，SSL基于IMOS開發(fā)了一套微振動集成建模和綜合評估分析軟件DOCS。該軟件基于 MATLAB開發(fā)，實(shí)質(zhì)上是MATLAB的一個工具箱。1997年MELODY等利用噴氣推進(jìn)實(shí)驗(yàn)室JPL的高精度干涉測試臺（MPI），通過比較測量和預(yù)測的閉環(huán)傳遞函數(shù)驗(yàn)證了微振動集成建模分析技術(shù)的可靠性。

為接替HST的控制探測任務(wù)，NASA從20世紀(jì)90年代初就開始研制下一代空間望遠(yuǎn)鏡（GST），后命名為JWST。JWST各方面性能遠(yuǎn)超過HST，孔徑從2.4m增大為8m，角分辨率從0.1″提高到0.004″，遮陽罩面積達(dá)200m2。對此巨大復(fù)雜系統(tǒng)，NASA開發(fā)了集成建模環(huán)境（IME）。與DOCS相比，IME除可進(jìn)行微振動集成建模和擾動性能評估外，還包含流程管理、文件管理和數(shù)據(jù)管理等功能。因IME完全面對工程型號，故更具實(shí)用性，而DOCS較強(qiáng)之處是具有敏感度分析、不確定性分析和等性能分析等功能?？傮w來講，DOCS更面向科學(xué)研究，IME更面向工程實(shí)用。

近年來，微振動集成建模與綜合評估技術(shù)還廣泛用于高分辨率地面望遠(yuǎn)鏡的建模分析，如30m望遠(yuǎn)鏡（TMT）和超大望遠(yuǎn)鏡干涉儀（VLTI）。

2 微振動源測量方法

為提高航天器指向精度，需結(jié)合航天器結(jié)構(gòu)特點(diǎn)以及振動傳感器與作動器的選取，設(shè)計(jì)合適撓性多體系統(tǒng)航天器的振動抑制策略，因此衛(wèi)星微角顫振高精度測量與控制是實(shí)現(xiàn)衛(wèi)星平臺與遙感系統(tǒng)等有效載荷高精度姿態(tài)指向的前提與基礎(chǔ)。航天器微振動測量主要分地面振動測試、在軌運(yùn)行振動測試兩方面。

2.1 航天器微振動地面測試方法

航天器結(jié)構(gòu)的微振動地面測量主要有加速度傳感器測量和激光測振兩種方法。根據(jù)兩種測量方法的特點(diǎn)，在航天器地面測試方法的研究和應(yīng)用中，以加速度傳感器測試為主，采用激光測振作為結(jié)果校驗(yàn)的輔助手段。

a）加速度傳感器測試

2010年，北京衛(wèi)星環(huán)境工程研究所搭建了微振動信號的地面模擬試驗(yàn)臺架，采用激振器激勵航天器結(jié)構(gòu)試驗(yàn)件。在試驗(yàn)過程中，采用電容式加速度傳感器測量結(jié)構(gòu)的微振動響應(yīng)信號，通過信號適調(diào)系統(tǒng)進(jìn)行采集信號的放大和濾波處理，并實(shí)時采集分析數(shù)據(jù)。

b）光學(xué)非接觸式振動測試

2010年，北京衛(wèi)星環(huán)境研究所為驗(yàn)證微振動加速度的測量結(jié)果，用德國Polytec公司的OFV055型激光測振儀對航天器試驗(yàn)件進(jìn)行非接觸測量，并對加速度傳感器的測量結(jié)果進(jìn)行校驗(yàn)。

兩種測量方法均能滿足航天器微振動測量的要求，但各有優(yōu)缺點(diǎn)。激光測振是一種成熟的非接觸式測量技術(shù)，其原理是利用多普勒頻移和干涉技術(shù)進(jìn)行測量，優(yōu)點(diǎn)是對被測結(jié)構(gòu)無影響，但該測量方法在空間應(yīng)用困難，另外難以測量組裝后的航天器內(nèi)部結(jié)構(gòu)，且測點(diǎn)不宜很多［9］。

2.2 航天器在軌運(yùn)行微振動測試

衛(wèi)星微角顫振是指衛(wèi)星平臺和有效載荷等的敏感軸數(shù)十微弧至0.05μrad量級的角位移寬帶高頻振動（1～1 000Hz），一般由衛(wèi)星平臺自身及其相關(guān)載荷等的運(yùn)動或擾動引起。

a）基于磁流體技術(shù)在軌微振動測試

目前成功用于衛(wèi)星在軌微角顫振高精度測量的慣性傳感器主要有兩類：磁流體效應(yīng)（MHD）角速度傳感器（ARS）和流體旋轉(zhuǎn)差動感應(yīng)（FDI）角位移傳感器（ADS）。

2006年5月，美國發(fā)射GOES-N靜止軌道環(huán)境衛(wèi)星，其跟蹤定位颶風(fēng)的精度較上一代衛(wèi)星高4倍，平臺分辨率400m，角位移控制精度25μrad。2006年1月，日本發(fā)射先進(jìn)陸地觀測衛(wèi)星ALOS，用于高分辨率圖像的精確地理位置測定，指向測定精度達(dá)到3.49μrad。ALOS衛(wèi)星的指向定位系統(tǒng)融合運(yùn)用了星跟蹤器、陀螺、角位移傳感器等的數(shù)據(jù)，獲得了優(yōu)良的指向測定精度。

深空探測等航天器需精確的星追蹤、定位、指向，并由此期望高速率數(shù)據(jù)傳輸技術(shù)。光學(xué)通信是解決高速數(shù)據(jù)傳輸?shù)姆椒ㄖ?，其對指向精度要求達(dá)到毫弧量級，并需對其安裝平臺進(jìn)行微振動監(jiān)控（包括角顫振）以修正其指向與偏差，且角位移測量精度要求達(dá)到弧度量級。美國已開始研制和試驗(yàn)激光通信高速數(shù)據(jù)傳輸技術(shù)。JPL的通信結(jié)構(gòu)研究部為NASA研發(fā)星追蹤與定位與指向技術(shù)，其角位移測量精度為30nrad，研制的用于深空探測光學(xué)通信的望遠(yuǎn)鏡系統(tǒng)，平臺微振動測量精度為微弧量級［10-11］。

MHD-ARS系列慣性角速度傳感器由美國ATA研制，該類傳感器的實(shí)際輸出可通過電路或軟件處理為角加速度、角速度或角位移信號。MHDARS-12型是ATA目前最先進(jìn)的角速度傳感器，其噪聲當(dāng)量角優(yōu)于35nrad，頻帶寬度1～1 000Hz，甚至可測量10nrad的離散慣性微角顫振。MHDARS慣性角速度傳感器已成功用于靜止軌道環(huán)境衛(wèi)星GOES系列等多個衛(wèi)星平臺，可提供精確的光學(xué)指向和跟蹤平臺角位移信息。MHD角速度傳感器可輸出角加速度、角速度、角位移等角顫振信息，寬動態(tài)范圍（大于100Hz）；高測量精度（均方差小于0.1rad）；寬測量頻帶（1～1 000Hz）；整體結(jié)構(gòu)簡單，體積小、質(zhì)量輕、功耗低；交叉軸相干影響和線加速度不敏感；無活動部件，可靠性高；無機(jī)械飽和，在定向時能快速響應(yīng)；適應(yīng)溫度環(huán)境較寬；耐受高加速度沖擊環(huán)境。

b）基于光學(xué)技術(shù)在軌微振動測試

HST的系統(tǒng)姿態(tài)確定精度達(dá)到毫角秒量級，衛(wèi)星姿態(tài)控制精度達(dá)0.007″。星上敏感器有精確制導(dǎo)敏感器（FGS）3個，其中2個用于姿態(tài)指向控制，1個作為科學(xué)儀器。精確制導(dǎo)敏感器與望遠(yuǎn)鏡共享視場，能將每個FGS的瞬時視場僅5″×5″，瞬時視場通過選星伺服系統(tǒng)改變方向，可以在約（69′）2的視場中移動，F(xiàn)GS光路中的干涉器部分由偏振分光器和兩個科斯特棱鏡組成。FGS不但可根據(jù)星表信息實(shí)現(xiàn)天文導(dǎo)航、高精度姿態(tài)確定，而且能通過對固定天體的觀測，光學(xué)干涉信息提取，實(shí)現(xiàn)寬頻微振動測量。此時，恒星即被視作慣性空間中穩(wěn)定光源，航天器的微振動引起入射光線矢量微小變化，引起FGS干涉特性的改變，進(jìn)而檢測航天器的振動信息。

2.3 微振動測試的智能材料

智能結(jié)構(gòu)中傳感器實(shí)現(xiàn)將機(jī)械量（應(yīng)變、位移、速度、加速度）轉(zhuǎn)化為非機(jī)械量（電、光等）。智能材料結(jié)構(gòu)中常用的傳感器主要有電阻應(yīng)變片、疲勞壽命絲、壓電材料傳感器、碳纖維、半導(dǎo)體材料和光纖傳感器等［12］。

3 振動抑制方法

最初對撓性結(jié)構(gòu)振動的處理方法是頻率隔離法，其控制策略是使撓性結(jié)構(gòu)的振動與中心剛體控制系統(tǒng)的耦合盡量小，設(shè)法避開撓性振動的影響，使設(shè)計(jì)的控制器可隔開控制系統(tǒng)的頻帶寬度與模態(tài)頻率。之后，發(fā)展了被動振動控制、主動振動控制和主被動振動控制等多種方法。

相對于剛體衛(wèi)星，撓性衛(wèi)星因帶各種撓性附件，結(jié)構(gòu)變得更復(fù)雜，增加了建模和控制等的難度。為提高撓性衛(wèi)星的控制精度，除改進(jìn)姿態(tài)控制算法外，還可采用在軌辨識技術(shù)。其控制器設(shè)計(jì)采用了陷阱濾波器，而濾波器的設(shè)計(jì)需精確獲知衛(wèi)星的關(guān)鍵模態(tài)頻率，因此引入了在軌辨識技術(shù)。為避免衛(wèi)星姿態(tài)因在軌辨識時的激勵而失去基準(zhǔn)，最好采用閉環(huán)在軌辨識的方式，即辨識時保持控制器工作。此時辨識得到的參數(shù)實(shí)際上并不是衛(wèi)星撓性附件的模態(tài)參數(shù)，而是包括控制器在內(nèi)的整個受控系統(tǒng)的特征參數(shù)，該值與控制器參數(shù)相關(guān)。

3.1 撓性多體系統(tǒng)航天器參數(shù)辨識技術(shù)

撓性衛(wèi)星在軌辨識是一項(xiàng)新技術(shù)，最早利用在軌辨識技術(shù)的是1989年美國的Galileo木星探測器，其控制器設(shè)計(jì)采用了陷阱濾波器。

模態(tài)參數(shù)辨識是系統(tǒng)辨識的一個部分。用模態(tài)參數(shù)描述系統(tǒng)的特性，系統(tǒng)參數(shù)為模態(tài)參數(shù)，此時的系統(tǒng)辨識稱為模態(tài)參數(shù)辨識，故有關(guān)力學(xué)系統(tǒng)建模的一般理論和方法可適用于模態(tài)參數(shù)辨識。近十年中，大量研究成果集中于將傳統(tǒng)模態(tài)參數(shù)分析技術(shù)中的成熟算法移至基于輸出的模態(tài)分析方法中，以解決傳統(tǒng)方法無法解決的實(shí)際問題，并建立了相應(yīng)的算法體系。大部分研究集中于提高辨識精度和算法穩(wěn)定性。模態(tài)參數(shù)辨識方法涉及振動理論、信號分析、數(shù)據(jù)處理、數(shù)理統(tǒng)計(jì)、計(jì)算機(jī)及自動控制等多種學(xué)科，尤其是新興學(xué)科，目前尚無統(tǒng)一的分類方法。根據(jù)辨識域，參數(shù)辨識方法可分為時域法、頻域法及時頻域法。

3.1.1 頻域辨識法

常見的頻域辨識法有峰值拾取法（PP）、復(fù)模態(tài)指示函數(shù)（CMIF）、頻域分解法（FDD）、多項(xiàng)式擬合法、極大似然識別法（MLI）、PolyMAX。

通過傅里葉變換將信號由時域轉(zhuǎn)換到頻域，基于快速譜計(jì)算的發(fā)展，模態(tài)參數(shù)辨識的頻域方法先于時域方法成熟。Wiener-Khintchine定理的提出，使平穩(wěn)隨機(jī)過程的自相關(guān)函數(shù)與自功率譜建立了對應(yīng)關(guān)系，在假設(shè)輸入為白噪聲條件下，頻域辨識方法用輸出信號的譜密度函數(shù)替代傳統(tǒng)辨識方法使用的頻響函數(shù)，并用于識別輸入未知的模態(tài)參數(shù)。頻域模態(tài)參數(shù)辨識方法物理概念清晰，常用于小阻尼，信噪比較高，固有頻率分散的系統(tǒng)，計(jì)算時需采樣平均，花費(fèi)時間較長，且涉及復(fù)數(shù)運(yùn)算，特別是時域數(shù)據(jù)經(jīng)離散傅里葉變換到頻域后會導(dǎo)致精度缺失，因此頻域方法在數(shù)值上不易改善，這些因素對頻域算法產(chǎn)生了負(fù)面影響。

3.1.2 時域辨識法

隨著計(jì)算技術(shù)的發(fā)展，時域辨識方法也得到了快速發(fā)展。時域法無須將測得的響應(yīng)信號轉(zhuǎn)換到頻域中，避免了因數(shù)據(jù)變換而起的信號處理誤差（泄漏、迭混、加窗等）。20世紀(jì)70年代，IBRAHIM首先提出了利用系統(tǒng)的自由響應(yīng)采樣數(shù)據(jù)建立時域模型識別模態(tài)參數(shù)的方法，即Ibrahim時域法（ITD），ITD法體現(xiàn)了采用所有的測試數(shù)據(jù)同時進(jìn)行模態(tài)參數(shù)辨識的理念，推動了模態(tài)參數(shù)時域辨識方法的發(fā)展［13］。

此外常用到的還有特征實(shí)現(xiàn)算法（ERA）和多／單參考點(diǎn)復(fù)指數(shù)方法（P／SRCE）等［14］。目前，時域方法的處理手段及估計(jì)密集模態(tài)均優(yōu)于頻域方法。許多參數(shù)辨識方法的數(shù)學(xué)背景相似，僅應(yīng)用對象有所不同（數(shù)據(jù)縮減、方程解法、矩陣序列操作等），大致可分為基于離散時間數(shù)據(jù)模型的方法（ARV，ARMAV）、將脈沖響應(yīng)實(shí)現(xiàn)擴(kuò)展到相關(guān)函數(shù)的方法（ERA-DC，NExT／LSCE）和隨機(jī)子空間方法SSI（CVA，BR）等數(shù)類?；谳敵龅臅r域方法用輸出時間歷程和輸出協(xié)方差作為主要數(shù)據(jù)，替代了傳統(tǒng)方法使用的輸入－輸出時間歷程和脈沖響應(yīng)函數(shù)。

3.1.3 時頻域法

上述大部分時域和頻域辨識方法只能處理平穩(wěn)響應(yīng)信號，要求激勵是平穩(wěn)的，但實(shí)際響應(yīng)信號并不總能滿足平穩(wěn)性要求，因此需要辨識方法具備時頻域的分析功能。信號的時頻表示方法是針對頻譜隨時間變化的確定性信號和非平穩(wěn)隨機(jī)信號發(fā)展起來的。

近年來研究較多的時頻表示方法主要有WVD（Wigner-Ville Distribution）分布，短時傅里葉變換（STFT），小波變換（WT），時變 ARMA參數(shù)化模型以及Hilbert變換。時頻表示分為雙線性時頻表示和線性時頻表示以及其他形式的時頻表示［15－25］。響應(yīng)信號的 WVD實(shí)際上是一種雙線性變換，其缺點(diǎn)是能量分布存在交叉干擾且可能出現(xiàn)負(fù)值，同時交叉干擾將影響特征分辨率。為抑制交叉項(xiàng)而使能量分布更集中，設(shè)計(jì)了多種改進(jìn)的雙線性時頻分布。

與雙線性時頻分布相比，具有線性變換特性的STFT不存在交叉干擾，且其對應(yīng)的能量分布始終為正，但使用STFT會導(dǎo)致頻率分辨率降低，因而出現(xiàn)了WT辨識模態(tài)參數(shù)的方法。它與一般時頻分析的區(qū)別是：一般時頻分析在時間－頻率面上表示非平穩(wěn)信號，而小波分析是在所謂的時間－尺度的二維平面上描述非平穩(wěn)信號。WT能將任何信號映射到一組由基小波伸縮、平移而成的小波函數(shù)上，以實(shí)現(xiàn)信號在不同時刻、不同頻帶的合理分離而不丟失任何原始信息。這些功能為動態(tài)信號的非平穩(wěn)描述、機(jī)械零件故障特征頻率的分析、弱信號的提取提供了高效工具。

STFT假定信號在分析窗內(nèi)是平穩(wěn)的，結(jié)果受窗長的約束，短時間窗能提高時間分辨率，但卻降低了頻率分辨率；相反，長時間窗雖能提高頻率分辨率，但降低了時間分辨率，因?yàn)楦鶕?jù)不確定性原理時域分辨率和頻域分辨率相互矛盾。WT采用了變窗技術(shù)，但它是一種時間－尺度的線性變換，不能直接作為時變功率譜的解釋，不利于解決非線性問題。WVD不使用窗函數(shù)，時頻分辨率非常好，能準(zhǔn)確反映信號能量隨時間和頻率的分布，但WVD存在交叉項(xiàng)干擾，這很大程度限制了其應(yīng)用［26］。分?jǐn)?shù)階傅里葉變換（FRFT）在形式上與WT相似，不存在交叉項(xiàng)，且可反映相位信息，其計(jì)算遠(yuǎn)較傳統(tǒng)的FT復(fù)雜，但有比FT更普遍的特性和更廣泛的應(yīng)用對象，因此FRFT在模態(tài)參數(shù)辨識領(lǐng)域有更好的應(yīng)用前景［27－28］。用時頻分析和WT從結(jié)構(gòu)輸出響應(yīng)中辨識模態(tài)參數(shù)還需解決可辨識性問題。

針對平穩(wěn)隨機(jī)激勵，僅利用輸出響應(yīng)辨識結(jié)構(gòu)模態(tài)參數(shù)的時域、頻域方法比較系統(tǒng)；針對非平穩(wěn)結(jié)構(gòu)響應(yīng)，時頻域方法和WT等方法最有前途，但目前尚未形成系統(tǒng)的工具，還未有大規(guī)模應(yīng)用。

3.1.4 智能辨識法

對非線性系統(tǒng)，傳統(tǒng)辨識方法常難以獲得滿意結(jié)果，且不能同時確定系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)與參數(shù)，難以得到全局最優(yōu)解。隨著智能控制理論研究的深入及廣泛應(yīng)用，出現(xiàn)了神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)、遺傳算法（GA）等新型的智能系統(tǒng)參數(shù)辨識方法。

近年來，GA在參數(shù)辨識領(lǐng)域中的應(yīng)用日益得到重視。用GA對非最小相位、線性、時不變（NMP-LTI）系統(tǒng)的參數(shù)進(jìn)行盲辨識，能識別階數(shù)預(yù)先確定的系統(tǒng)參數(shù)，且對階數(shù)亦不敏感。用GA解決IIR信道的估計(jì)問題，克服了以往方法中需預(yù)先知道信道階數(shù)的缺點(diǎn)，可同時辨識系統(tǒng)參數(shù)和信道階數(shù)［29］。

3.1.5 強(qiáng)噪聲背景中弱信號的提取和分離

目前，對基于響應(yīng)的模態(tài)參數(shù)進(jìn)行辨識需分析測得的響應(yīng)信號，但獲得的響應(yīng)信號并非都能直接用于參數(shù)辨識，因?yàn)樵趯?shí)際測量過程中信號會是非平穩(wěn)的，且會混有大量噪聲，真正有利用價值的信號相對較弱。這時需對信號進(jìn)行處理，從大量背景噪聲中提取分離出可用于模態(tài)分析的有用信號成分。目前在模態(tài)參數(shù)辨識領(lǐng)域中針對此的分析和解決并不多見。

信號處理中的自分離（BSS）技術(shù)也可考慮作為一種解決方法。BSS因無任何信號源的先驗(yàn)知識，常假設(shè)信號源是零均值且相互統(tǒng)計(jì)獨(dú)立［30－31］。對非線性系統(tǒng)也有多種處理方法，如可利用buffing混沌振子、隨機(jī)共振原理來濾除背景噪聲，檢測微弱信號等［32－34］。理論上，高階統(tǒng)計(jì)量可完全抑制高斯白噪聲及有色噪聲，利用高階譜（統(tǒng)計(jì)量）（HOS）進(jìn)行信號處理，可在信號檢測、參數(shù)估計(jì)和分類問題中抑制譜分布未知的高斯噪聲，檢測時間序列的非線性，重建信號或系統(tǒng)的幅值和相位響應(yīng)等［35］。

3.2 撓性多體系統(tǒng)航天器振動抑制控制技術(shù)

航天器結(jié)構(gòu)的復(fù)雜性，使航天器具有較大的不確定性，而運(yùn)動的復(fù)雜性則使航天器運(yùn)動分析存在不確定性。另外，在微重力環(huán)境中地面實(shí)測信息少，撓性結(jié)構(gòu)的振動與控制系統(tǒng)間的耦合難以確定。如1958年的美國Explorer-I探測器由于附件的振動，導(dǎo)致整星喪失功能；國際-5號通信衛(wèi)星帆板的高階扭轉(zhuǎn)模態(tài)與驅(qū)動系統(tǒng)發(fā)生諧振導(dǎo)致帆板停轉(zhuǎn)和打滑；1990年美國的Hubble望遠(yuǎn)鏡在進(jìn)出陰影區(qū)時由于熱變形引起彈性振動，導(dǎo)致姿態(tài)穩(wěn)定度未達(dá)到要求的指標(biāo)而降低了圖像的質(zhì)量。為解決該問題，需普遍提高控制系統(tǒng)的性能，引入并發(fā)展了自適應(yīng)、變結(jié)構(gòu)、魯棒、智能等多種非線性控制方法。

迄今為止，振動控制技術(shù)可分為被動控制技術(shù)（PVC）、主動控制技術(shù)（AVC）和主被動一體化控制技術(shù)（IpAVC）三類。

3.2.1 被動振動控制

被動振動控制從原理上大致可分為兩類：一種是將被控對象與振源分開，或?qū)ο蟮恼駝幽芰课盏狡渌Y(jié)構(gòu)上的能量分流；另一種是將振動能量在結(jié)構(gòu)的局部區(qū)域或邊界上損耗的能量耗散方法。能量分流方法主要用于對結(jié)構(gòu)局部區(qū)域進(jìn)行控制，而能量耗散方法常被用于控制整個結(jié)構(gòu)的行為，減少結(jié)構(gòu)因內(nèi)外擾動而導(dǎo)致的振動。

最初對撓性結(jié)構(gòu)振動的處理方法是頻率隔離法，控制策略是使撓性結(jié)構(gòu)的振動與中心剛體控制系統(tǒng)的耦合盡可能小，設(shè)法避開撓性振動的影響，以使設(shè)計(jì)的控制器將控制系統(tǒng)的頻帶寬度與模型頻率隔開，通常撓性模態(tài)的基頻比控制系統(tǒng)頻帶高約1個量級。這樣模態(tài)運(yùn)動對控制系統(tǒng)的影響很小，而模態(tài)運(yùn)動可依靠自身的阻尼逐漸衰減。頻率隔離法不會增加航天器控制系統(tǒng)的復(fù)雜性，但當(dāng)振動模態(tài)頻率過低時，該法并不適用。

通常，結(jié)構(gòu)的被動振動控制是指結(jié)構(gòu)系統(tǒng)的阻尼設(shè)計(jì)，以減振墊、約束阻尼結(jié)構(gòu)為代表，所有被動阻尼設(shè)計(jì)的目標(biāo)是最大程度地吸收并耗散感興趣的頻率段內(nèi)的模態(tài)應(yīng)變能［36］。

在國外，阻尼器的開發(fā)與應(yīng)用已較成熟，渦流阻尼器、黏滯阻尼器、機(jī)械摩擦阻尼器、黏彈性阻尼器都已有在軌應(yīng)用的工程經(jīng)驗(yàn)［37－40］。典型應(yīng)用見表1。我國目前正在起步階段。

3.2.2 主動振動抑制

隨著科學(xué)技術(shù)的發(fā)展，以及對振動環(huán)境、對產(chǎn)品與結(jié)構(gòu)振動特性要求的越來越高，被動振動控制技術(shù)的局限性已顯露，如控制缺少靈活性，在重量等約束的條件下結(jié)構(gòu)阻尼的增加有限，甚至在有些情況下，可能會產(chǎn)生相反的作用，難以滿足要求。因此，除在被動振動控制領(lǐng)域內(nèi)繼續(xù)研究更有效的減振方案外，還在尋求新的振動控制方法——主動振動控制。

經(jīng)過近30年的研究，目前已出現(xiàn)出了多種振動主動控制方法。除分力合成和輸入成型方法引起注意外，其他一些振動抑制方法也得到了廣泛的關(guān)注。根據(jù)在不同域內(nèi)設(shè)計(jì)規(guī)律，可分為時域設(shè)計(jì)法和頻域設(shè)計(jì)法。時域設(shè)計(jì)法是在狀態(tài)空間內(nèi)進(jìn)行，頻域設(shè)計(jì)法是在頻域或復(fù)頻域內(nèi)進(jìn)行。目前實(shí)際使用較多的是時域設(shè)計(jì)法，有分力合成法、輸入成型法、特征結(jié)構(gòu)配置（極點(diǎn)配置）、直接速度反饋控制法、最優(yōu)控制、自適應(yīng)控制、模態(tài)空間控制、變結(jié)構(gòu)控制、神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)控制、模糊控制、魯棒控制，以及智能材料和智能結(jié)構(gòu)等。

4 微振動隔離作動器

目前，部分星載高精度光學(xué)儀器，對平臺的姿態(tài)性能提出了很高要求，而采用的隔振措施主要為柔性聯(lián)機(jī)或被動阻尼隔振，其隔振頻率范圍小、振動衰減小，且降低了固有頻率，易產(chǎn)生共振?；诓⒙?lián)平臺的微振動控制系統(tǒng)可為高精密光學(xué)設(shè)備提供良好的力學(xué)環(huán)境，這類系統(tǒng)以并聯(lián)機(jī)構(gòu)為基礎(chǔ)，采用高性能作動、傳感和控制器件及先進(jìn)的控制策略，可進(jìn)行六自由度振動的主動控制。

4.1 衛(wèi)星執(zhí)行機(jī)構(gòu)振動測量

4.1.1 飛輪擾動力／力矩測量臺

NASA下屬的哥達(dá)德空間飛行中心采用的測量方法是利用瑞士奇石樂公司生產(chǎn)的力／力矩測量臺對飛輪的擾動力和擾動力矩進(jìn)行直接測量。測量時，用測試夾具將飛輪固定在測量臺面上，飛輪旋轉(zhuǎn)軸與臺面中心軸保持一致，通過4個安裝在測量臺內(nèi)部的三軸力傳感器采集飛輪作用于測量臺臺面上的擾動力，不同方向上的測量值通過加權(quán)能換算出相應(yīng)方向飛輪擾動力的大小，根據(jù)測量臺尺寸參數(shù)計(jì)算得到相應(yīng)擾動力矩的大小。

4.1.2 氣浮式飛輪振動測試系統(tǒng)

日本宇宙航空開發(fā)機(jī)構(gòu)筑波空間中心開發(fā)了一套氣浮式飛輪振動測試系統(tǒng)，可采集和分析飛輪的徑向振動信號。利用氣浮技術(shù)建立的飛輪振動測試系統(tǒng)采用6個氣浮墊實(shí)現(xiàn)對滑動平臺底面和兩側(cè)的支撐，使其近似無摩擦影響。氣浮式飛輪振動信號測試系統(tǒng)數(shù)據(jù)分析以幅值譜分析方法為主。該系統(tǒng)的主要誤差源為滑動平臺與氣浮墊間的摩擦和試驗(yàn)環(huán)境中氣壓及氣流的影響。此外，受測量方法的限制系統(tǒng)僅能測到飛輪徑向擾動力的數(shù)據(jù)，而且獲得的試驗(yàn)數(shù)據(jù)中還包含一定的飛輪擾動力矩與力間的耦合作用成分。因此，這套系統(tǒng)仍需完善，數(shù)據(jù)精度有待提高。

4.1.3 飛輪擾動測試實(shí)驗(yàn)系統(tǒng)

美國MIT空間系統(tǒng)實(shí)驗(yàn)室與哥達(dá)德空間飛行中心合作，對飛輪與航天器結(jié)構(gòu)間的耦合影響進(jìn)行了研究，采用的飛輪擾動數(shù)據(jù)主要以哥達(dá)德空間飛行中心提供的為主，空間系統(tǒng)實(shí)驗(yàn)室為更方便展開研究，建立了一套限于實(shí)驗(yàn)室采用的測試實(shí)驗(yàn)系統(tǒng)。整個系統(tǒng)總重為6.33kg。空間系統(tǒng)實(shí)驗(yàn)室利用該實(shí)驗(yàn)系統(tǒng)對飛輪擾動特性進(jìn)行了測試，分析并研究了飛輪擾動與結(jié)構(gòu)響應(yīng)間的關(guān)系，對擾動在結(jié)構(gòu)中的傳播進(jìn)行了研究，為該實(shí)驗(yàn)室在飛輪擾動研究中提出的理論成果提供了充分的研究條件，有力地補(bǔ)充了飛輪擾動研究中理論分析的不足，并豐富了飛輪－桁架間耦合影響分析研究。

目前，我國在衛(wèi)星執(zhí)行機(jī)構(gòu)振動測試方面的研究取得了一定的進(jìn)展，但多僅限于理論方面，還未形成一定的工程應(yīng)用。

4.2 衛(wèi)星執(zhí)行機(jī)構(gòu)振動隔離

NASA于20世紀(jì)80年代對HST的反作用輪擾動進(jìn)行深入研究。1990年，EYERMAN等對高精度航天器微振動力學(xué)環(huán)境進(jìn)行了總結(jié)，認(rèn)為影響最大的擾動源是反作用輪組和熱抖動。MELODY于1995年利用單個反作用輪擾動實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)導(dǎo)出了反作用輪組的隨機(jī)擾動模型。MASTERSON根據(jù)試驗(yàn)結(jié)果推導(dǎo)出反作用輪組的擾動模型?？刂屏赝勇菀蚱渚哂辛胤糯笙禂?shù)高、快速響應(yīng)的優(yōu)點(diǎn)，將逐漸取代飛輪成為航天器姿態(tài)控制的執(zhí)行機(jī)構(gòu)，研究由控制力矩陀螺引起的航天器微振動可借鑒對反作用輪的研究結(jié)果。

第一個在軌隔振系統(tǒng)是Honeywell公司為哈勃太空望遠(yuǎn)鏡提供的被動式隔振系統(tǒng)，主要針對來自反作用飛輪的振動擾動，能顯著減弱動量輪旋轉(zhuǎn)軸彎曲引起的擾振。截至2007年，多個系統(tǒng)的混合式在軌隔振器陸續(xù)通過飛行試驗(yàn)，部分已作為成熟技術(shù)成功應(yīng)用于航天器有效載荷的隔振系統(tǒng)。VISS是世界上第一個進(jìn)行空間試驗(yàn)的在軌隔振系統(tǒng)，2005年該系統(tǒng)作為成熟技術(shù)應(yīng)用在一小型中波段紅外望遠(yuǎn)鏡上。該系統(tǒng)采用六足的混合隔離支撐結(jié)構(gòu)，它同時提供被動和主動阻尼隔離，

目前，商業(yè)用控制力矩陀螺主要來自于Honeywell公司和EADS Astrium-Teldix公司。World-View-1、2和Pleiades-HR觀測衛(wèi)星均采用了控制力矩陀螺作為執(zhí)行機(jī)構(gòu)，且應(yīng)用了整體隔振的隔振技術(shù)，可將旋轉(zhuǎn)部件產(chǎn)生的振動降至很低的水平。

5 微振動仿真測試試驗(yàn)床

微振動仿真測試試驗(yàn)床是在上述理論研究基礎(chǔ)上，以物理仿真手段，通過高精度復(fù)雜航天器微振動建模與抑制性能評價地面試驗(yàn)床的開發(fā)與研制，實(shí)現(xiàn)對微振動建模理論的驗(yàn)證、微振動抑制理論算法及硬件隔振手段有效性與指標(biāo)的考察。該系統(tǒng)研制中應(yīng)充分考慮系統(tǒng)集成、試驗(yàn)系統(tǒng)的通用性，建立一套微振動建模、測量及抑制性能的評價標(biāo)準(zhǔn)。

微振動集成建模技術(shù)在各類高精度航天器設(shè)計(jì)分析中應(yīng)用廣泛。1993年立項(xiàng)的空間干涉任務(wù)POINTS和1995年航天飛機(jī)干涉實(shí)驗(yàn)SITE不同程度借鑒了集成建模的觀念。1999年麥道航空公司將這套方法用于地球觀測系統(tǒng)（EOS）的分析和設(shè)計(jì)。2002年Ball Aerospace利用MATLAB開發(fā)了集成望遠(yuǎn)鏡模型（ITM），對空間望遠(yuǎn)鏡進(jìn)行建模分析。近年來，微振動集成建模與綜合評估技術(shù)還廣泛用于高分辨率地面望遠(yuǎn)鏡的建模分析，如30m望遠(yuǎn)鏡（TMT）和超大望遠(yuǎn)鏡干涉儀（VLTI）。為驗(yàn)證微振動集成建模與綜合評估技術(shù)的正確性并研究微振動控制系統(tǒng)的有效性，各研究機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)了大量的實(shí)驗(yàn)設(shè)備。規(guī)模較大、較成熟的有Honeywell公司的衛(wèi)星控制實(shí)驗(yàn)臺、JPL的高精度干涉實(shí)驗(yàn)臺和SSL的起源實(shí)驗(yàn)臺。

5.1 Honeywell公司的衛(wèi)星控制實(shí)驗(yàn)臺

在研制低軌激光通信衛(wèi)星過程中，Honeywell公司利用衛(wèi)星控制實(shí)驗(yàn)臺驗(yàn)證振動控制技術(shù)能否滿足對指向和相角精度的要求。

實(shí)驗(yàn)臺長4.57m，由9塊邊長0.51m的正方體桁架結(jié)構(gòu)組成；桁架梁為直徑0.038m，厚0.889mm的鋁管，連接點(diǎn)為直徑0.051m 的鋁球；整個結(jié)構(gòu)懸掛在天花板上。在結(jié)構(gòu)兩端分別安裝兩塊0.025m厚鋁蜂窩板，其中心可附加質(zhì)量塊調(diào)整結(jié)構(gòu)質(zhì)量。實(shí)驗(yàn)初期利用信號發(fā)生器和激振器模擬反作用輪組的擾動，后期使用真實(shí)的反作用輪組。利用高精度望遠(yuǎn)鏡仿真設(shè)備測量系統(tǒng)光學(xué)輸出。

5.2 JPL的高精度干涉實(shí)驗(yàn)臺

針對空間干涉任務(wù)（SIM），JPL從20世紀(jì)80年代末開始研制了一系列實(shí)驗(yàn)臺，包括Micro-arcsecond Metrology Testbed （MAM）、MAM ＋、MAM ＋ ＋、Thermo-Opto-Mechanical Testbed（TOM）、System Testbed-1（STB-1）和 STB-3。STB-3進(jìn)一步發(fā)展成高精度干涉實(shí)驗(yàn)臺MPI。

MPI的尺寸和功能與SIM相同，在地面達(dá)到10nm量級的光學(xué)干涉成像。MPI為7m×7m×6.5m的桁架結(jié)構(gòu)。桁架梁為薄殼6061-T6鋁管，通過鋁蜂窩板支撐光學(xué)元件。反作用輪安裝在橋臂和塔架相交部位。在桁架外懸掛一激光發(fā)生器，模擬星光。通過右側(cè)橋臂上的光學(xué)元件形成參考光路，在另一個橋臂上形成外部光路。桁架結(jié)構(gòu)基頻約7.7Hz，模態(tài)阻尼比約1%。通過懸掛和氣墊彈簧，其剛體模態(tài)頻率小于0.1Hz。

5.3 SSL的起源實(shí)驗(yàn)臺

為驗(yàn)證集成建模分析技術(shù)，SSL開發(fā)了起源實(shí)驗(yàn)臺（OT）。

OT為同一平面內(nèi)4個成90°的橋臂組成的桁架結(jié)構(gòu)。鋁合金桁架梁外徑9.53mm、厚1.47mm，通過鋁合金球連接。橋臂的桁架梁組成正方形地面的金字塔形狀。每個橋臂距實(shí)驗(yàn)臺中心1.375m。在橋臂面上為一個高2m的塔架，與橋臂桁架相同。整個結(jié)構(gòu)通過螺栓連接在一鋁框架上。桁架構(gòu)成實(shí)驗(yàn)臺的光學(xué)部分，鋁框架構(gòu)成實(shí)驗(yàn)臺的控制部分。激光干涉儀的3個通道可高精度測量高頻光程差。2個固定于天花板上的平面鏡提供外部參考。用CCD記錄激光光斑位置以測量系統(tǒng)指向性能。實(shí)驗(yàn)臺測得的信息包括轉(zhuǎn)角、角速度、光學(xué)相角和指向。實(shí)時控制計(jì)算機(jī)收集姿態(tài)敏感器采集的姿態(tài)信息并產(chǎn)生穩(wěn)定姿態(tài)的命令信號，形成控制系統(tǒng)閉環(huán)回路。

5.4 國內(nèi)研究現(xiàn)狀

為實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證主動控制下的微振動平臺的減振效果，上海交通大學(xué)微振動國家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室搭建微振動控制實(shí)驗(yàn)平臺，采用Filtered-X LMS的自適應(yīng)控制方法進(jìn)行控制。以液壓振動臺為振源，通過連接桿上的作動器抑制振動傳遞，控制過程由NI公司的實(shí)時控制器實(shí)現(xiàn)。

實(shí)驗(yàn)系統(tǒng)主要由作動器、加速度傳感器、信號源、控制器、信號放大器、功率放大器和動態(tài)信號分析儀等組成。

6 結(jié)束語

為提高撓性衛(wèi)星姿態(tài)控制精度，給光學(xué)、試驗(yàn)等載荷提供超靜超穩(wěn)平臺。在該領(lǐng)域的后期研究中需以動力學(xué)建模與評估為基礎(chǔ)，通過深入開展高頻微振動抑制與隔離技術(shù)的研究，以微振動測試與地面仿真測試方法為驗(yàn)證手段，建立航天器微振動測量、隔離、抑制技術(shù)的基礎(chǔ)理論，突破以下關(guān)鍵技術(shù)：航天器微振動環(huán)境干擾源的清理與振動特性分析；建立具有高精度、高效率、通用性特點(diǎn)的集成動力學(xué)建模與評估體系；針對不同的微振動干擾源，深入研究航天器微振動控制抑制策略，形成微振動隔離與抑制的理論基礎(chǔ)；構(gòu)建航天器微振動測量、隔離、抑制策略技術(shù)通用地面半物理仿真測試平臺。目前，微振動測試與隔離技術(shù)在我國尚處于初級理論研究階段，高精度高穩(wěn)定平臺要求與我國目前的技術(shù)水平存在較大差異，相信通過以上理論研究與關(guān)鍵技術(shù)攻關(guān)，將建立完整的理論體系，提高我國的衛(wèi)星姿態(tài)控制能力，為實(shí)現(xiàn)高分觀測、高精度空間指向、交會對接等空間任務(wù)提供技術(shù)支持。

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